Refuerzo de retorno líquido

El propulsor de retorno líquido (LFBB) fue un concepto de proyecto del Centro Aeroespacial Alemán (DLR) para desarrollar un propulsor de cohete líquido reutilizable para el Ariane 5 con el fin de reducir significativamente el alto costo del transporte espacial y aumentar la sostenibilidad ambiental . ^{[ 1 ]} El LFBB reemplazaría a los propulsores de cohete sólido existentes , que proporcionaban la mayor parte del empuje desde el despegue hasta la separación. Una vez separados, los dos propulsores alados realizarían una entrada atmosférica , regresarían de forma autónoma a la Guayana Francesa y aterrizarían horizontalmente en el aeropuerto como un avión.

Además, se propuso una familia de vehículos de lanzamiento derivados con el fin de aprovechar las economías de escala y reducir aún más los costos de lanzamiento. Estos derivados incluyen:

• Un propulsor reutilizable de una clase de propulsores de lanzamiento pequeños , medianos y pesados ​​como Vega y SLS . ^{[ 2 ] [ 3 ] : 15}
• Un vehículo de lanzamiento superpesado capaz de elevar casi 70 toneladas (150 000 lb) a la órbita. ^{[ 2 ] [ 3 ] : 15}
• Un sistema de dos etapas para alcanzar la órbita que opera un orbitador reutilizable específico.

El Centro Aeroespacial Alemán estudió los propulsores de retorno líquido como parte del programa de investigación de futuros lanzadores desde 1999 hasta 2004. ^{[ 4 ]} Tras la cancelación del proyecto, las publicaciones en el DLR continuaron hasta 2009.

El Centro Aeroespacial Alemán (DLR) estudió posibles vehículos de lanzamiento futuros de la Unión Europea en el marco del programa Ausgewählte Systeme und Technologien für Raumtransport ( ASTRA ; en español: Sistemas y Tecnologías para Aplicaciones de Transporte Espacial) desde 1999 hasta 2005, con estudios adicionales que continuaron hasta 2009. ^{[ 1 ] [ 4 ]} El diseño LFBB fue uno de los dos proyectos dentro del programa ASTRA, siendo el otro el Phoenix RLV . ^{[ 5 ] [ 6 ] [ 7 ]} Durante el desarrollo, se construyeron modelos a escala para probar diversas configuraciones en los túneles de viento supersónicos Trisonische Messstrecke Köln (TMK; en español: Sección de medición trisónica en Colonia ) y Hyperschallwindkanal 2 Köln (H2K; en español: Canal de viento hipersónico en Colonia) del DLR . ^{[ 8 ] [ 9 ]} El diseño mecánico preliminar de otros elementos principales fue realizado por las empresas ESA y NASA . ^{[ 4 ] : 213}

Las ventajas de los propulsores reutilizables incluyen la simplicidad de usar un solo tipo de combustible, el respeto al medio ambiente y la reducción de los costos recurrentes. Los estudios concluyeron que los propulsores fly-back reutilizables serían la forma más asequible y menos arriesgada para que los sistemas de lanzamiento espacial europeos comenzaran a ser reutilizables. Estos propulsores fly-back tenían el potencial de reducir los costos de lanzamiento. Sin embargo, cuando otros proyectos, como el Transbordador Espacial o VentureStar , se propusieron este objetivo, no lograron alcanzar sus metas. Las tecnologías de apoyo necesarias para la construcción de LFBB pueden desarrollarse en 10 años, y se pueden desarrollar lanzadores adicionales basados ​​en propulsores fly-back para minimizar los costos y proporcionar sinergia de mantenimiento entre múltiples clases de vehículos de lanzamiento. ^{[ 3 ]}

Finalmente, el hardware se volvió demasiado grande y el proyecto LFBB fue descartado, y un miembro de la agencia espacial francesa ( CNES ) comentó:

Lo que me sorprendió fue que, al principio, este cohete reutilizable de recuperación era solo un cilindro con motores y pequeñas alas, con un turboventilador en la parte trasera. Y tres años después, eran Airbus completos en cuanto a tamaño, con cuatro motores cada uno.

El concepto general de los propulsores líquidos en el programa LFBB consistía en conservar el núcleo y las etapas superiores del Ariane 5 , junto con las cofias de carga útil , y reemplazar sus propulsores de cohete sólido (EAP P241, del francés Étages d'Accélération à Poudre ) por propulsores de cohete líquido reutilizables . Estos propulsores proporcionarían el empuje principal durante el despegue. Tras la separación, regresarían a un puerto espacial en la Guayana Francesa para el aterrizaje. Este modo de operación de despegue vertical y aterrizaje horizontal ( VTHL ) permitiría que los propulsores de retorno líquido continuaran operando desde el Centro Espacial de Guayana , evitando así cambios importantes en el perfil de ascenso del Ariane 5. El rendimiento de carga útil del vehículo de lanzamiento de la variante Cryogenic Evolution tipo A (ECA) aumentaría de 10 500 kg (23 100 lb) a 12 300 kg (27 100 lb). ^{[ 3 ] [ 4 ] : 214}

En el diseño de referencia, cada LFBB consta de tres motores instalados en una disposición circular en la parte trasera del vehículo. Cada motor es un motor Vulcain con una relación de expansión reducida . Tres motores turbofán de respiración de aire adicionales , instalados en la sección de la nariz , proporcionan potencia para el flyback. El fuselaje tiene 41 m (135 pies) de largo, con un diámetro de tanque exterior de 5,45 m (17,9 pies), diseñado específicamente para coincidir con la etapa central Ariane 5 existente y para reducir los costos de fabricación. Se seleccionó una configuración de ala baja con cola en V canard , ^{[ 4 ]} con una envergadura de aproximadamente 21 m (69 pies) y un área de 115 m² ⁽ 1240 pies²). ^{[ 2 ]} El perfil aerodinámico se basó en un perfil transónico del Royal Aircraft Establishment (RAE 2822). La masa bruta de despegue (GLOW) de cada propulsor es de 222,5 toneladas (245,3 toneladas cortas), con 54 toneladas (60 toneladas cortas) tras la separación y 46,2 toneladas (50,9 toneladas cortas) de masa seca. En comparación, la GLOW del EAP P241 es de 273 toneladas (301 toneladas cortas). ^{[ 4 ] : 209, 210, 214}

El propulsor fue diseñado para contar con cuatro sistemas de propulsión independientes. El primero, el sistema de propulsión principal, se basaría en tres motores Vulcain cardánicos alimentados con 168 500 kg (371 500 lb) de propelente. En segundo lugar, los motores turbofán de retorno Eurojet EJ200 se propulsarían con hidrógeno para reducir la masa de combustible. Además, el sistema de control de reacción utilizaría diez propulsores de 2 kN (450 lb _f ) ubicados a cada lado del vehículo . Finalmente, el cuarto sistema de propulsión se basaría en motores de cohete de combustible sólido que separarían los propulsores de la etapa central. Una versión ampliada de los motores utilizados en los propulsores EAP existentes se montaría en el anillo de fijación y dentro de la estructura principal del ala. ^{[ 4 ] : 211, 212}

Un perfil de misión típico comenzaría con el encendido de una etapa principal y ambos propulsores, seguido de una aceleración a 2 km/s (1,2 mi/s) y luego una separación a una altitud de 50 km (31 mi). Mientras la etapa principal continúa su vuelo hacia la órbita, los propulsores siguen una trayectoria balística , alcanzando una altitud de 90–100 km (56–62 mi). Después de una entrada atmosférica de baja energía , los propulsores alcanzan capas más densas de la atmósfera donde realizan un giro inclinado hacia el aeródromo objetivo. El planeo continúa hasta que alcanzan una altitud óptima para activar los motores turbofán y entrar en vuelo de crucero . En este punto, a unos 550 km (340 mi) del punto de lanzamiento, los propulsores estarían volando sobre el Océano Atlántico . El crucero de regreso al aeropuerto requiere aproximadamente 3650 kg (8050 lb) de combustible de hidrógeno y tarda más de dos horas en completarse. Se despliega un tren de aterrizaje y cada propulsor aterriza de forma autónoma. Tras la separación, los propulsores no corren peligro de colisión hasta que aterrizan debido a pequeñas diferencias en sus trayectorias de vuelo iniciales. ^{[ 3 ] [ 4 ] : 215}

El desarrollo de propulsores de retorno líquido tiene el potencial de habilitar tres sistemas de transporte espacial adicionales con el objetivo de aumentar la producción y crear economías de escala . El objetivo del proyecto LFBB en DLR era reducir los costos operativos del Ariane 5 y desarrollar derivados futuros, incluyendo una primera etapa reutilizable de un vehículo de lanzamiento pequeño a mediano, un vehículo de lanzamiento superpesado capaz de elevar 67 toneladas (74 toneladas cortas) ^{[ 2 ]} a la órbita terrestre baja , y un vehículo de lanzamiento reutilizable de dos etapas a órbita . ^{[ 11 ]} Inicialmente, los LFBB se usarían solo en el Ariane 5. Con el tiempo, configuraciones alternativas podrían reemplazar gradualmente a Arianespace Soyuz y Vega . ^{[ 4 ] : ​​215}

El LFBB se estudió con tres etapas superiores compuestas para lograr una configuración de primera etapa reutilizable (RFS). La primera era un derivado de Vega , con una segunda etapa Zefiro 23 , una tercera etapa Zefiro 9 y una etapa superior AVUM. Con el LFBB reemplazando la etapa P80 , la carga útil a órbita sincrónica con el Sol (SSO) aumentaría a 1882 kg (4149 lb), en comparación con los 1450 kg (3200 lb) del Vega. La segunda era un derivado de Ariane 4 llamado H-25. Estaba basado en una etapa superior H10 con un motor de cohete Vinci y 25 toneladas (28 toneladas cortas) de combustible criogénico . Dependiendo del método de desaceleración, la carga útil a SSO está entre 1481 y 2788 kg (3265 y 6146 lb). La tercera era una gran etapa superior criogénica, denominada H-185, basada en una etapa principal Ariane 5 alternativa aún por desarrollar, con 185 toneladas (204 toneladas cortas) de combustible criogénico. Su carga útil a SSO es de 5000 kg (11 000 lb). ^{[ 4 ] : 216}

Dos de las configuraciones más ligeras (el Zefiro 23 y el H-25) utilizan etapas superiores montadas sobre el propulsor. Debido al menor peso, podría haber sido necesario reducir la cantidad de combustible en un propulsor para asegurar que la velocidad de separación, la trayectoria de vuelo y la reentrada no excedieran los límites de diseño. En el caso del H-25, podría ser necesario acelerar los propulsores de retorno a más de 2 km/s (1,2 mi/s) para ayudar a la etapa superior a alcanzar su órbita deseada. En consecuencia, se propusieron dos soluciones para desacelerar los propulsores después de la separación. La primera opción era desacelerarlos activamente utilizando 10 toneladas (11 toneladas cortas) de combustible y reducir la velocidad en 300 m/s (980 ft/s). Sin embargo, el rendimiento de lanzamiento caería por debajo del derivado Vega. Otra opción es utilizar fuerzas aerodinámicas para desacelerar. Sin embargo, un paracaídas hipersónico se consideró demasiado caro y demasiado complejo. Como resultado, se propuso un ballute alternativo . La simulación de la dinámica de vuelo reveló que un balautín con una sección transversal de 45 m² ⁽ 480 pies cuadrados) ofrecía el mejor equilibrio entre las cargas sobre el propulsor y la desaceleración por fuerzas aerodinámicas. En esta configuración, se podía alcanzar un rendimiento de lanzamiento de hasta 2788 kg (6146 lb), en parte gracias a una mayor velocidad de separación. ^{[ 4 ] : 216}

La configuración más pesada utiliza un único propulsor con una etapa criogénica desechable, grande y montada asimétricamente, denominada H-185. Se propuso como una variante futura de la etapa central del Ariane 5 (H158), con la intención de reemplazar gradualmente la etapa principal en una configuración de lanzamiento estándar con LFBB. El H-185 utilizaría un nuevo motor principal Vulcain 3, con mayor empuje en el vacío. Al lanzarse con un solo propulsor, ambas etapas operarían en paralelo y alcanzarían una órbita de 180 x 800 km (110 x 500 millas) antes de la separación. El conjunto de la etapa superior restante pesaría 7360 kg (16 230 lb), con una capacidad de carga útil de 5000 kg (11 000 lb) para la órbita sincrónica con el Sol (SSO). Al lanzarse a la órbita terrestre baja , la masa de la carga útil puede aumentarse a más de 10 000 kg (22 000 lb). ^{[ 4 ] : 215–217}

El Lanzador de Carga Superpesada (SHLL) constaría de una nueva etapa principal criogénica, cinco propulsores de retorno de combustible líquido y una etapa de inyección reiniciable. Esta configuración se diseñó para proporcionar mayores capacidades para misiones complejas, incluidas exploraciones tripuladas a la Luna y a Marte , así como el lanzamiento de grandes satélites de energía solar. ^{[ 3 ] : 15}

La nueva etapa central tendría una altura de 28,65 m (94,0 pies) y un diámetro de 10 m (33 pies), alimentando 600 toneladas (660 toneladas cortas) de LOX / LH ₂ a tres motores Vulcain 3. La mayor circunferencia de la etapa principal permite integrar cinco LFBB con alas retráctiles o de geometría variable . La etapa superior sería una derivada del Ariane 5 ESC-B, con un tamaño aumentado a 5,6 m × 8,98 m (18,4 pies × 29,5 pies), y reforzada para soportar cargas más altas. El motor Vinci demostró ser suficientemente potente para la inserción orbital . La carga útil estaría encerrada en una cofia de 8 m × 29,5 m (26 pies × 97 pies) . El vehículo de lanzamiento tendría una altura total de 69 m (226 pies) y una masa de 1900 toneladas (2100 toneladas cortas). La carga útil a LEO sería de 67 280 kg (148 330 lb). ^{[ 4 ] : 218}

Al ser lanzados a una órbita de transferencia terrestre baja de 200 km × 600 km (120 mi × 370 mi), los LFBB se separarían a una altitud de 51 km (32 mi), a una velocidad de 1,55 km/s (0,96 mi/s). Para evitar la separación simultánea de todos los propulsores, se podría utilizar una alimentación cruzada a la etapa principal o la reducción de potencia . El vuelo de regreso de los propulsores requeriría aproximadamente 3250 kg (7170 lb) de combustible, incluyendo una reserva del 30 %. ^{[ 4 ] : 218–219}

La variante reutilizable de vehículo de lanzamiento de dos etapas a órbita (TSTO) del LFBB estaba prevista para implementarse unos 15 años después de la incorporación de los LFBB al Ariane 5. ^{[ 4 ] : 216} Sin embargo, solo se completó un análisis preliminar del TSTO. La configuración propuesta consistía en dos propulsores con alas retráctiles acopladas al tanque de combustible externo y un orbitador reutilizable con alas fijas que transportaba la carga útil en la parte superior. Durante las misiones a órbita de transferencia geoestacionaria (GTO), se utilizaría una etapa superior adicional y expandible. ^{[ 4 ] : 219}

El tanque externo, que constituye el núcleo del sistema, tendría un diámetro de 5,4 metros (18 pies) y una altura de 30,5 metros (100 pies), con capacidad para 167,5 toneladas (184,6 toneladas cortas) de propelente. El orbitador acoplado tendría una altura de 28,8 metros (94 pies) y un diámetro de 3,6 metros (12 pies), con capacidad para 50 toneladas (55 toneladas cortas) de propelente. El carenado de carga útil sobre el orbitador mediría 5,4 x 20,5 metros (18 pies × 67 pies). Para las misiones en órbita terrestre baja (LEO), el vehículo de lanzamiento tendría una altura de 57,3 metros (188 pies), con una masa bruta de despegue de 739,4 toneladas (815,0 toneladas cortas). La carga útil a LEO sería de 12.800 kilogramos (28.200 lb), con un aumento a 8.500 kilogramos (18.700 lb) a GTO cuando se utiliza una etapa superior expandible. ^{[ 4 ] : 219}

• Baikal (propulsor de cohete)  : se propone un propulsor de cohete reutilizable para el cohete portador Angara.
• Falcon Heavy  : vehículo de lanzamiento superpesado parcialmente reutilizable de SpaceX.
• REPRESALIAS
• Sistema de propulsión reutilizable  – Proyecto de propulsión espacial de la Fuerza Aérea de EE. UU. 2010-12

• ASTR LFBB con detalles técnicos