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De una sola etapa a órbita

El VentureStar era un avión espacial SSTO propuesto . Un vehículo de una sola etapa a órbita ( SSTO ) alcanza la órbita desde la superficie de un cuerpo utilizando solo propelen...

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El VentureStar era un avión espacial SSTO propuesto .

Un vehículo de una sola etapa a órbita ( SSTO ) alcanza la órbita desde la superficie de un cuerpo utilizando solo propelentes y fluidos y sin consumir tanques, motores u otro hardware importante. El término generalmente, pero no exclusivamente, se refiere a vehículos reutilizables . [ 1 ] Hasta la fecha, ningún vehículo de lanzamiento SSTO lanzado desde la Tierra ha volado jamás; los lanzamientos orbitales desde la Tierra se han realizado con cohetes multietapa , ya sean total o parcialmente desechables .

La principal ventaja proyectada del concepto SSTO es la eliminación del reemplazo de hardware inherente a los sistemas de lanzamiento desechables. Sin embargo, los costos no recurrentes asociados con el diseño, desarrollo, investigación e ingeniería (DDR&E) de los sistemas SSTO reutilizables son mucho más altos que los de los sistemas desechables debido a los importantes desafíos técnicos de SSTO, suponiendo que dichos problemas técnicos puedan resolverse. [ 2 ] Los vehículos SSTO también pueden requerir un grado significativamente mayor de mantenimiento regular. [ 3 ]

Se considera que es mínimamente posible lanzar una nave espacial de una sola etapa a órbita propulsada químicamente desde la Tierra. Los principales factores que complican el lanzamiento desde la Tierra son: una alta velocidad orbital de más de 7400 metros por segundo (27 000 km/h; 17 000 mph) ; la necesidad de superar la gravedad terrestre, especialmente en las primeras etapas del vuelo; y el vuelo dentro de la atmósfera terrestre , que limita la velocidad en las primeras etapas del vuelo debido a la resistencia aerodinámica e influye en el rendimiento del motor. [ 4 ]  

Los avances en cohetería en el siglo XXI han dado como resultado una caída sustancial en el costo de lanzar un kilogramo de carga útil a la órbita terrestre baja o a la Estación Espacial Internacional , [ 5 ] reduciendo la principal ventaja proyectada del concepto SSTO.

Entre los conceptos notables de naves de una sola etapa para alcanzar la órbita se incluyen Skylon , que utilizaba el motor SABRE de ciclo híbrido capaz de aprovechar el oxígeno atmosférico a baja altitud y, posteriormente, el oxígeno líquido a bordo tras cambiar al motor de cohete de ciclo cerrado a gran altitud; el McDonnell Douglas DC-X ; el Lockheed Martin X-33 ; el VentureStar, que pretendía reemplazar al transbordador espacial; y el Roton SSTO , un vehículo similar a un helicóptero. Sin embargo, a pesar de su potencial, ninguno de ellos se ha acercado aún a la órbita debido a problemas para encontrar un sistema de propulsión suficientemente eficiente y a la interrupción de su desarrollo. [ 1 ]

El lanzamiento a órbita en una sola etapa es mucho más fácil de lograr en cuerpos extraterrestres que tienen campos gravitatorios más débiles y menor presión atmosférica que la Tierra, como la Luna y Marte, y se ha logrado desde la Luna mediante el Módulo Lunar del programa Apolo , mediante varias naves espaciales robóticas del programa Luna soviético y mediante las misiones chinas de retorno de muestras lunares Chang'e 5 y Chang'e 6 .

Historia

Conceptos iniciales

Arte conceptual de ROMBUS

Antes de la segunda mitad del siglo XX, se realizaron muy pocas investigaciones sobre viajes espaciales. Durante la década de 1960, comenzaron a surgir algunos de los primeros diseños conceptuales para este tipo de naves. [ 6 ]

Uno de los primeros conceptos de SSTO fue el camión espacial orbital desechable de una etapa (OOST) propuesto por Philip Bono , [ 7 ] un ingeniero de Douglas Aircraft Company . [ 8 ] También se propuso una versión reutilizable llamada ROOST.

Otro concepto inicial de SSTO fue un vehículo de lanzamiento reutilizable llamado NEXUS , propuesto por Krafft Arnold Ehricke a principios de la década de 1960. Fue una de las naves espaciales más grandes jamás concebidas, con un diámetro de más de 50 metros y la capacidad de transportar hasta 2000 toneladas cortas a la órbita terrestre, destinada a misiones a lugares más alejados del Sistema Solar, como Marte . [ 9 ] [ 10 ]

El VTOVL con asistencia aérea de Norteamérica de 1963 era una aeronave de tamaño similar que habría utilizado estatorreactores para disminuir la masa de despegue del vehículo eliminando la necesidad de grandes cantidades de oxígeno líquido durante el viaje a través de la atmósfera. [ 11 ]

Desde 1965, Robert Salkeld investigó varios conceptos de aviones espaciales alados de una sola etapa para alcanzar la órbita . Propuso un vehículo que quemaría combustible de hidrocarburos en la atmósfera y luego cambiaría a combustible de hidrógeno para aumentar la eficiencia una vez en el espacio. [ 12 ] [ 13 ] [ 14 ]

Otros ejemplos de los primeros conceptos de Bono (anteriores a la década de 1990) que nunca se materializaron incluyen:

  • ROMBUS (Módulo Orbital Reutilizable, Impulsor y Transbordador Utilitario), otro diseño de Philip Bono. [ 15 ] [ 16 ] Técnicamente no era de una sola etapa, ya que perdió algunos de sus tanques de hidrógeno iniciales, pero se acercó mucho.
  • Ithacus, un concepto adaptado de ROMBUS diseñado para transportar soldados y equipo militar a otros continentes mediante una trayectoria suborbital. [ 17 ] [ 18 ]
  • Pegasus, otro concepto ROMBUS adaptado diseñado para transportar pasajeros y cargas útiles a largas distancias en cortos períodos de tiempo a través del espacio. [ 19 ]
  • Douglas SASSTO , un concepto de vehículo de lanzamiento de 1967. [ 20 ]
  • Hyperion, otro concepto de Philip Bono que utilizaba un trineo para ganar velocidad antes del despegue y así ahorrar combustible que debía ser elevado al aire. [ 21 ]

Star-raker : En 1979, Rockwell International presentó un concepto para un avión espacial de una sola etapa a órbita, llamado Star-Raker , con capacidad de carga útil de 100 toneladas, propulsado por un estatorreactor multiciclo de respiración aérea y un motor de cohete criogénico , con despegue y aterrizaje horizontales . Diseñado para lanzar componentes a satélites desde una instalación en una órbita terrestre de 300 millas náuticas, con el fin de permitir la construcción de satélites de energía solar en órbita geosíncrona. [ 22 ] [ 23 ] [ 24 ] Star-raker habría tenido 3 motores de cohete LOX/LH2 (basados ​​en el SSME ) + 10 turborreactores. [ 22 ]

Hacia 1985, el proyecto NASP tenía como objetivo lanzar un vehículo scramjet a la órbita, pero se interrumpió la financiación y el proyecto se canceló. [ 25 ] Casi al mismo tiempo, el HOTOL intentó utilizar tecnología de motores a reacción preenfriados , pero no logró demostrar ventajas significativas sobre la tecnología de cohetes. [ 26 ]

Tecnología DC-X

El primer vuelo del DC-X

El DC-X, acrónimo de Delta Clipper Experimental, era un demostrador no tripulado a escala 1/3 de despegue y aterrizaje vertical para un SSTO propuesto. Es uno de los pocos prototipos de vehículos SSTO jamás construidos. Se planificaron varios otros prototipos, incluyendo el DC-X2 (un prototipo a media escala) y el DC-Y, un vehículo a escala real capaz de insertarse en órbita en una sola etapa. Ninguno de estos se construyó, pero el proyecto fue retomado por la NASA en 1995, y esta construyó el DC-XA, un prototipo mejorado a escala 1/3. Este vehículo se perdió al aterrizar con solo tres de sus cuatro plataformas de aterrizaje desplegadas, lo que provocó que volcara de lado y explotara. El proyecto no se ha retomado desde entonces.

Rotón

Entre 1999 y 2001, Rotary Rocket intentó construir un vehículo SSTO llamado Roton. Recibió mucha atención mediática y se completó un prototipo funcional a escala reducida, pero el diseño resultó en gran medida poco práctico. [ 27 ]

Aproches

Se han explorado diversos enfoques para los vehículos SSTO, entre los que se incluyen: cohetes puros que se lanzan y aterrizan verticalmente, vehículos propulsados ​​por estatorreactores de respiración atmosférica que se lanzan y aterrizan horizontalmente, vehículos de propulsión nuclear e incluso vehículos propulsados ​​por motores a reacción que pueden volar a la órbita y regresar aterrizando como un avión comercial, completamente intactos.

Para los SSTO propulsados ​​por cohetes, el principal desafío es lograr una relación de masas suficientemente alta para transportar el propulsor necesario para alcanzar la órbita , además de una carga útil significativa . Una posibilidad es darle al cohete una velocidad inicial con un cañón espacial , como se planea en el proyecto Quicklaunch . [ 28 ]

Para los SSTO de respiración atmosférica, los principales desafíos son la complejidad del sistema y los costos asociados de investigación y desarrollo , la ciencia de los materiales , las técnicas de construcción necesarias para sobrevivir a un vuelo sostenido a alta velocidad dentro de la atmósfera y lograr una relación de masas suficientemente alta para transportar suficiente propulsor para alcanzar la órbita, además de un peso de carga útil significativo. Los diseños de respiración atmosférica suelen volar a velocidades supersónicas o hipersónicas y generalmente incluyen un motor de cohete para la combustión final para la órbita. [ 1 ]

Ya sea propulsado por cohetes o con respiración atmosférica, un vehículo reutilizable debe ser lo suficientemente robusto como para sobrevivir a múltiples viajes de ida y vuelta al espacio sin aumentar excesivamente su peso ni requerir un mantenimiento intensivo. Además, debe ser capaz de reingresar a la atmósfera sin sufrir daños y aterrizar de forma segura.

Si bien antes se creía que los cohetes de una sola etapa eran inalcanzables, los avances en la tecnología de materiales y las técnicas de construcción han demostrado su viabilidad. Por ejemplo, los cálculos muestran que la primera etapa del Titan II , lanzada de forma independiente, tendría una proporción de combustible a componentes del vehículo de 25 a 1. [ 29 ] Cuenta con un motor suficientemente eficiente para alcanzar la órbita, pero sin transportar mucha carga útil. [ 30 ]

Combustibles densos frente a combustibles de hidrógeno

El hidrógeno como combustible podría parecer el combustible obvio para los vehículos SSTO. Cuando se quema con oxígeno , el hidrógeno proporciona el impulso específico más alto de cualquier combustible de uso común: alrededor de 450 segundos, [ 31 ] en comparación con hasta 350 segundos [ 32 ] para el queroseno .

El hidrógeno presenta las siguientes ventajas:

  • El hidrógeno tiene un impulso específico casi un 30 % mayor (unos 450 segundos frente a 350 segundos) que la mayoría de los combustibles densos.
  • El hidrógeno es un excelente refrigerante.
  • La masa bruta de las etapas de hidrógeno es menor que la de las etapas de combustible denso para la misma carga útil.
  • El hidrógeno es respetuoso con el medio ambiente.

Sin embargo, el hidrógeno también presenta estas desventajas:

  • Densidad muy baja (aproximadamente 1/7 de la densidad del queroseno): requiere un tanque muy grande .
  • Criogenia profunda : debe almacenarse a temperaturas muy bajas y, por lo tanto, necesita un aislamiento térmico grueso.
  • Escapa muy fácilmente por el hueco más pequeño.
  • Amplio rango de combustión: se enciende fácilmente y arde con una llama peligrosamente invisible.
  • Tiende a condensar el oxígeno, lo que puede causar problemas de inflamabilidad.
  • Tiene un alto coeficiente de expansión, incluso para pequeñas fugas de calor.

Estos problemas pueden solucionarse, pero con un coste adicional.

Mientras que los depósitos de queroseno pueden pesar el 1 % del peso de su contenido, los de hidrógeno suelen pesar el 10 %. Esto se debe tanto a su baja densidad como al aislamiento adicional necesario para minimizar la evaporación (un problema que no se presenta con el queroseno ni con muchos otros combustibles). La baja densidad del hidrógeno también afecta al diseño del resto del vehículo: las bombas y las tuberías deben ser mucho más grandes para bombear el combustible al motor. Como resultado, la relación empuje/peso de los motores de hidrógeno es entre un 30 % y un 50 % menor que la de motores similares que utilizan combustibles más densos.

Esta ineficiencia afecta indirectamente también a las pérdidas gravitatorias ; el vehículo tiene que mantenerse en el aire con la potencia del cohete hasta alcanzar la órbita. El menor empuje excedente de los motores de hidrógeno, debido a la menor relación empuje/peso, implica que el vehículo debe ascender con mayor pendiente, por lo que actúa menos empuje horizontalmente. Un menor empuje horizontal resulta en un mayor tiempo para alcanzar la órbita, y las pérdidas gravitatorias aumentan en al menos 300 metros por segundo (1100 km/h; 670 mph) . Aunque no parezca grande, la relación masa/ curva delta-v es muy pronunciada para alcanzar la órbita en una sola etapa, y esto supone una diferencia del 10 % en la relación masa, además del ahorro en depósitos y bombas.  

El efecto general es que, sorprendentemente, hay poca diferencia en el rendimiento general entre los SSTO que usan hidrógeno y los que usan combustibles más densos, excepto que los vehículos de hidrógeno pueden ser bastante más caros de desarrollar y comprar. Estudios cuidadosos han demostrado que algunos combustibles densos (por ejemplo, propano líquido ) superan el rendimiento del hidrógeno cuando se usan en un vehículo de lanzamiento SSTO en un 10 % para el mismo peso en seco. [ 33 ]

En la década de 1960, Philip Bono investigó cohetes tripropelentes VTVL de una sola etapa y demostró que podían mejorar el tamaño de la carga útil en alrededor de un 30 %. [ 34 ]

La experiencia operativa con el cohete experimental DC-X ha llevado a varios defensores de los SSTO a reconsiderar el hidrógeno como combustible adecuado. El fallecido Max Hunter, mientras utilizaba hidrógeno como combustible en el DC-X, solía decir que creía que el primer SSTO orbital exitoso probablemente se alimentaría con propano.

Un solo motor para todas las altitudes

Algunos conceptos SSTO utilizan el mismo motor para todas las altitudes, lo cual es un problema para los motores tradicionales con una tobera en forma de campana . Dependiendo de la presión atmosférica, se requieren diferentes formas de campana. Los motores diseñados para operar en el vacío tienen campanas grandes, lo que permite que los gases de escape se expandan a presiones cercanas al vacío, aumentando así la eficiencia. [ 35 ] Debido a un efecto conocido como separación de flujo , usar una campana de vacío en la atmósfera tendría consecuencias desastrosas para el motor. Por lo tanto, los motores diseñados para encenderse en la atmósfera tienen que acortar la tobera, expandiendo los gases solo hasta la presión atmosférica. Las pérdidas de eficiencia debidas a la campana más pequeña generalmente se mitigan mediante la etapa, ya que los motores de la etapa superior, como el Rocketdyne J-2, no tienen que encenderse hasta que la presión atmosférica sea insignificante y, por lo tanto, pueden usar la campana más grande.

Una posible solución sería utilizar un motor aerospike , que puede ser eficaz en un amplio rango de presiones ambientales. De hecho, se iba a utilizar un motor aerospike lineal en el diseño del X-33 . [ 36 ]

Otras soluciones implican el uso de múltiples motores y otros diseños que se adaptan a la altitud, como campanas de doble mu o secciones de campana extensibles .

Sin embargo, a altitudes muy elevadas, las enormes toberas de los motores tienden a expandir los gases de escape hasta presiones cercanas al vacío. En consecuencia, estas toberas resultan contraproducentes debido a su peso excesivo. Algunos conceptos de SSTO (despegue y aterrizaje vertical) utilizan motores de muy alta presión que permiten emplear relaciones de compresión elevadas desde tierra. Esto proporciona un buen rendimiento, eliminando la necesidad de soluciones más complejas.

SSTO de respiración aérea

avión espacial Skylon

Algunos diseños para SSTO intentan utilizar motores a reacción de respiración atmosférica que recolectan oxidante y masa de reacción de la atmósfera para reducir el peso de despegue del vehículo. [ 37 ]

Algunos de los problemas que presenta este enfoque son:

  • Ningún motor de respiración atmosférica conocido es capaz de operar a velocidad orbital dentro de la atmósfera (por ejemplo, los estatorreactores de hidrógeno parecen tener una velocidad máxima de aproximadamente Mach  17). [ 38 ] Esto significa que deben utilizarse cohetes para la inserción orbital final.
  • El empuje de un cohete requiere que la masa orbital sea lo más pequeña posible para minimizar el peso del propulsor.
  • La relación empuje-peso de los cohetes que dependen del oxígeno a bordo aumenta drásticamente a medida que se consume el combustible, porque el tanque de combustible oxidante contiene aproximadamente el 1% de la masa en forma de oxidante, mientras que los motores de respiración de aire tradicionalmente tienen una relación empuje-peso deficiente que es relativamente fija durante el ascenso con respiración de aire.
  • Las velocidades muy altas en la atmósfera requieren sistemas de protección térmica muy robustos, lo que dificulta aún más alcanzar la órbita.
  • Si bien a bajas velocidades los motores de respiración atmosférica son muy eficientes, la eficiencia ( Isp ) y los niveles de empuje de los motores a reacción de respiración atmosférica disminuyen considerablemente a alta velocidad (por encima de Mach 5-10, dependiendo del motor) y comienzan a aproximarse a los de los motores de cohete o incluso a ser peores.
  • Las relaciones sustentación-resistencia de los vehículos a velocidades hipersónicas son bajas; sin embargo, las relaciones sustentación-resistencia efectivas de los vehículos cohete a altas g no son muy diferentes .

Así, por ejemplo, con diseños de estatorreactores de combustión supersónica (como el X-43 ), los límites de masa no parecen cerrarse para el lanzamiento orbital.

Problemas similares ocurren con vehículos de una sola etapa que intentan llevar motores a reacción convencionales a la órbita: el peso de los motores a reacción no se compensa suficientemente con la reducción de propelente. [ 39 ]

Por otro lado, los diseños de respiración de aire preenfriados tipo LACE , como el avión espacial Skylon (y ATREX ), que pasan al empuje de cohete a velocidades bastante más bajas (Mach  5.5), parecen ofrecer, al menos en teoría, una fracción de masa orbital mejorada con respecto a los cohetes puros (incluso los cohetes multietapa) lo suficiente como para mantener la posibilidad de una reutilización completa con una mejor fracción de carga útil. [ 40 ]

La fracción de masa es un concepto importante en la ingeniería de cohetes, pero puede tener poca relación con su costo. El costo del combustible es mínimo en comparación con el costo total del programa de ingeniería. Por lo tanto, un cohete económico con una fracción de masa baja puede transportar más carga útil a órbita con el mismo presupuesto que un cohete más complejo y eficiente.

Asistencia de lanzamiento

Muchos vehículos solo alcanzan velocidades suborbitales mínimas, por lo que prácticamente cualquier cosa que proporcione un aumento relativamente pequeño de delta-v puede ser útil, y por lo tanto, la asistencia externa para un vehículo es deseable.

Las ayudas propuestas para el lanzamiento incluyen:

Y recursos en órbita como:

propulsión nuclear

Debido a problemas de peso, como el blindaje, muchos sistemas de propulsión nuclear no pueden levantar su propio peso y, por lo tanto, no son aptos para el lanzamiento a órbita. Sin embargo, algunos diseños, como el proyecto Orión y algunos sistemas termonucleares , sí tienen una relación empuje-peso superior a  1, lo que les permite despegar. Evidentemente, uno de los principales problemas de la propulsión nuclear sería la seguridad, tanto para los pasajeros durante el lanzamiento como en caso de fallo. A febrero de 2024, ningún programa en curso intentaba la propulsión nuclear desde la superficie terrestre.

Propulsión mediante haz de energía

Debido a que pueden generar más energía que la que permite el combustible químico, algunos conceptos de cohetes propulsados ​​por láser o microondas tienen el potencial de lanzar vehículos a órbita en una sola etapa. En la práctica, esto no es posible con la tecnología actual.

Desafíos de diseño inherentes a SSTO

El ingeniero de diseño de cohetes Robert Truax describió las limitaciones del espacio de diseño de los vehículos SSTO :

Utilizando tecnologías similares (es decir, los mismos propulsores y fracción estructural), un vehículo de dos etapas a órbita siempre tendrá una mejor relación carga útil/peso que una etapa única diseñada para la misma misión; en la mayoría de los casos, una relación carga útil/peso mucho mejor. Solo cuando el factor estructural se aproxima a cero (peso estructural del vehículo muy bajo) la relación carga útil/peso de un cohete de una etapa se aproxima a la de uno de dos etapas. Un ligero error de cálculo puede resultar en que el cohete de una etapa se quede sin carga útil. Para lograr alguna, la tecnología debe llevarse al límite. Exprimir hasta la última gota de impulso específico y reducir hasta el último gramo cuesta dinero y/o disminuye la fiabilidad. [ 42 ]

La ecuación del cohete de Tsiolkovsky expresa el cambio máximo de velocidad que puede alcanzar cualquier etapa individual de un cohete:

Δv=Isp⋅gramo0ln⁡(METROR){\displaystyle \Delta v=I_{\text{sp}}\cdot g_{0}\ln(MR)}

dónde:

Δv{\displaystyle \Delta v}( delta-v ) es el cambio máximo de velocidad del vehículo,
Isp{\displaystyle I_{\text{sp}}}es el impulso específico del propulsor ,
gramo0{\displaystyle g_{0}}es la gravedad estándar ,
METROR{\displaystyle MR}es la relación de masa del vehículo ,
ln{\displaystyle \ln }Se refiere a la función logaritmo natural .

La relación de masa de un vehículo se define como la relación entre la masa inicial del vehículo cuando está completamente cargado con propelentes.(metroi){\displaystyle \left(m_{i}\right)}a la masa final del vehículo(metroF){\displaystyle \left(m_{f}\right)}después de la quemadura:

METROR=metroimetroF=metropag+metros+metroplmetros+metropl{\displaystyle MR={\frac {m_{i}}{m_{f}}}={\frac {m_{p}+m_{s}+m_{\text{pl}}}{m_{s}+m_{\text{pl}}}}}

dónde:

metroi{\displaystyle m_{i}}es la masa inicial del vehículo o el peso bruto de despegue(GRAMOLOW){\displaystyle \left(GLOW\right)},
metroF{\displaystyle m_{f}}es la masa final del vehículo después de la combustión,
metros{\displaystyle m_{s}}es la masa estructural del vehículo,
metropag{\displaystyle m_{p}}es la masa propulsora,
metropl{\displaystyle m_{\text{pl}}}es la masa de la carga útil.

La fracción de masa del propulsor (ζ{\displaystyle \zeta }) de un vehículo puede expresarse únicamente como una función de la relación de masas:

ζ=metropagmetroi=metroi−metroFmetroi=1−metroFmetroi=1−1METROR=METROR−1METROR{\displaystyle \zeta ={\frac {m_{p}}{m_{i}}}={\frac {m_{i}-m_{f}}{m_{i}}}=1-{\frac {m_{f}}{m_{i}}}=1-{\frac {1}{MR}}={\frac {MR-1}{MR}}}

El coeficiente estructural (λ{\displaystyle \lambda }) es un parámetro crítico en el diseño de vehículos SSTO. [ 43 ] La eficiencia estructural de un vehículo se maximiza a medida que el coeficiente estructural se aproxima a cero. El coeficiente estructural se define como:

Gráfico de GLOW frente al coeficiente estructural para el perfil de la misión LEO.
Comparación de la sensibilidad del factor de crecimiento para vehículos de una sola etapa a órbita (SSTO) y vehículos de dos etapas a órbita (TSTO) de etapa restringida. Basado en una misión LEO de Delta v = 9,1  km/s y masa de carga útil = 4500 kg para un rango de Isp del propulsor.
λ=metrosmetropag+metros=metrosmetroi−metropl=metrosmetroi1−metroplmetroi{\displaystyle \lambda ={\frac {m_{s}}{m_{p}+m_{s}}}={\frac {m_{s}}{m_{i}-m_{\text{pl}}}}={\frac {\frac {m_{s}}{m_{i}}}{1-{\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}}}}

La fracción de masa estructural total(metrosmetroi){\displaystyle \left({\frac {m_{s}}{m_{i}}}\right)}puede expresarse en términos del coeficiente estructural:

metrosmetroi=λ(1−metroplmetroi){\displaystyle {\frac {m_{s}}{m_{i}}}=\lambda \left(1-{\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}\right)}

Se puede encontrar una expresión adicional para la fracción de masa estructural total observando que la fracción de masa de carga útil(metroplmetroi){\displaystyle \left({\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}\right)}La fracción de masa del propulsor y la fracción de masa estructural suman uno:

1=metroplmetroi+metropagmetroi+metrosmetroi=metroplmetroi+ζ+metrosmetroi{\displaystyle 1={\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}+{\frac {m_{p}}{m_{i}}}+{\frac {m_{s}}{m_{i}}}={\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}+\zeta +{\frac {m_{s}}{m_{i}}}}
metrosmetroi=1−ζ−metroplmetroi{\displaystyle {\frac {m_{s}}{m_{i}}}=1-\zeta -{\frac {m_{\text{pl}}}{m_{i}}}}

Igualando las expresiones para la fracción de masa estructural y resolviendo para la masa inicial del vehículo se obtiene:

metroi=GRAMOLOW=metropl1−(ζ1−λ){\displaystyle m_{i}=GLOW={\frac {m_{\text{pl}}}{1-\left({\frac {\zeta }{1-\lambda }}\right)}}}

Esta expresión muestra cómo el tamaño de un vehículo SSTO depende de su eficiencia estructural. Dado un perfil de misión(Δv,metropl){\displaystyle \left(\Delta v,m_{\text{pl}}\right)}y tipo de propulsor(Isp){\displaystyle \left(I_{\text{sp}}\right)}El tamaño de un vehículo aumenta con un coeficiente estructural creciente. [ 44 ] Esta sensibilidad al factor de crecimiento se muestra paramétricamente para vehículos SSTO y de dos etapas a órbita (TSTO) para una misión LEO estándar. [ 45 ] Las curvas se estabilizan verticalmente en el límite del coeficiente estructural máximo donde ya no se pueden cumplir los criterios de la misión:

λmáximo=1−ζ=1METROR{\displaystyle \lambda _{\text{max}}=1-\zeta ={\frac {1}{MR}}}

En comparación con un vehículo TSTO no optimizado que utiliza etapas restringidas , un cohete SSTO que lanza una masa de carga útil idéntica y utiliza los mismos propulsores siempre requerirá un coeficiente estructural sustancialmente menor para lograr el mismo delta-v. Dado que la tecnología de materiales actual impone un límite inferior de aproximadamente 0,1 a los coeficientes estructurales más pequeños alcanzables, [ 46 ] los vehículos SSTO reutilizables suelen ser una opción poco práctica incluso cuando se utilizan los propulsores de mayor rendimiento disponibles.

Ejemplos

Es más fácil lograr el SSTO desde un cuerpo con menor atracción gravitatoria que la Tierra, como la Luna o Marte . El módulo lunar Apolo ascendió desde la superficie lunar hasta la órbita lunar en una sola etapa. [ 47 ]

Entre 1970 y 1971, la División Espacial de Chrysler Corporation preparó un estudio detallado sobre vehículos SSTO bajo el contrato NAS8-26341 de la NASA. Su propuesta ( Shuttle SERV ) consistía en un vehículo enorme con una carga útil de más de 50 000 kilogramos (110 000 lb) , que utilizaba motores a reacción para el aterrizaje (vertical). [ 48 ] Si bien los problemas técnicos parecían solucionables, la USAF requirió un diseño alado que dio origen al transbordador espacial tal como lo conocemos hoy. 

El demostrador tecnológico no tripulado DC-X , desarrollado originalmente por McDonnell Douglas para la Oficina del Programa de la Iniciativa de Defensa Estratégica (SDI), fue un intento de construir un vehículo que pudiera dar lugar a un vehículo SSTO (despegue y aterrizaje vertical). La nave de prueba, de un tercio del tamaño real, era operada y mantenida por un pequeño equipo de tres personas desde un remolque, y fue relanzada en una ocasión menos de 24  horas después de aterrizar. Si bien el programa de pruebas no estuvo exento de percances (incluida una pequeña explosión), el DC-X demostró la solidez de los aspectos de mantenimiento del concepto. El proyecto se canceló cuando aterrizó con tres de sus cuatro patas desplegadas, volcó y explotó en el cuarto vuelo, tras transferir su gestión de la Organización de la Iniciativa de Defensa Estratégica a la NASA.

El vehículo de lanzamiento Aquarius fue diseñado para transportar materiales a granel a la órbita de la forma más económica posible.

Desarrollo actual

Entre los proyectos SSTO actuales y anteriores se incluyen el proyecto japonés Kankoh-maru , ARCA Haas 2C , Radian One y el avión espacial indio Avatar .

Skylon

El Gobierno británico se asoció con la ESA en 2010 para promover un concepto de avión espacial de una sola etapa a órbita llamado Skylon . [ 49 ] Este diseño fue impulsado por Reaction Engines Limited (REL) , [ 50 ] [ 51 ] una empresa fundada por Alan Bond después de que se cancelara HOTOL . [ 52 ] El avión espacial Skylon ha sido recibido positivamente por el gobierno británico y la Sociedad Interplanetaria Británica . [ 53 ] Después de una prueba exitosa del sistema de propulsión que fue auditada por la división de propulsión de la ESA a mediados de 2012, REL anunció que comenzaría un proyecto de tres años y medio para desarrollar y construir un banco de pruebas del motor Sabre para probar el rendimiento de los motores en sus modos de respiración de aire y cohete. [ 54 ] En noviembre de 2012, se anunció que una prueba clave del preenfriador del motor se había completado con éxito y que la ESA había verificado el diseño del preenfriador. Ahora se permite que el desarrollo del proyecto avance a su siguiente fase, que implica la construcción y prueba de un prototipo de motor a escala real. [ 54 ] [ 55 ]

Enfoques alternativos para lograr vuelos espaciales económicos

Numerosos estudios han demostrado que, independientemente de la tecnología elegida, la técnica más eficaz para reducir costes son las economías de escala . El simple hecho de lanzar un gran número de unidades reduce los costes de fabricación por vehículo, de forma similar a como la producción en masa de automóviles propició un aumento considerable de la asequibilidad.

Según este concepto, algunos analistas aeroespaciales creen que la forma de reducir los costos de lanzamiento es precisamente lo opuesto a los SSTO. Mientras que los SSTO reutilizables reducirían los costos por lanzamiento al crear un vehículo de alta tecnología reutilizable que se lanza con frecuencia y requiere poco mantenimiento, el enfoque de "producción en masa" considera que los avances técnicos son la causa principal del problema de los costos. Al construir y lanzar grandes cantidades de cohetes, y por lo tanto, lanzar un gran volumen de carga útil, se pueden reducir los costos. Este enfoque se intentó a finales de la década de 1970 y principios de la de 1980 en Alemania Occidental con el cohete OTRAG, con sede en la República Democrática del Congo . [ 56 ]

Esto es algo similar al enfoque que han adoptado algunos sistemas anteriores, utilizando sistemas de motores sencillos con combustibles de "baja tecnología", como todavía hacen los programas espaciales ruso y chino .

Una alternativa a la reducción de escala consiste en hacer que las etapas descartadas sean prácticamente reutilizables : este era el objetivo de diseño original de los estudios de la fase B del transbordador espacial , y actualmente lo persigue el programa de desarrollo de sistemas de lanzamiento reutilizables de SpaceX con sus cohetes Falcon 9 , Falcon Heavy y Starship , y Blue Origin con New Glenn .

Véase también

Lecturas adicionales

  • Andrew J. Butrica: De una sola etapa a la órbita: política, tecnología espacial y la búsqueda de cohetes reutilizables. The Johns Hopkins University Press, Baltimore, 2004, ISBN 9780801873386.

Referencias

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  2. ↑ Dick, Stephen y Lannius, R., "Cuestiones críticas en la historia de los vuelos espaciales", Publicación de la NASA SP-2006-4702, 2006.
  3. ↑ Koelle, Dietrich E. (1 de julio de 1993). "Análisis de costos para vehículos de lanzamiento balístico reutilizables de una sola etapa (SSTO)" . Acta Astronautica . 30 : 415–421 . Bibcode : 1993AcAau..30..415K . doi : 10.1016/0094-5765(93)90132-G . ISSN 0094-5765 . Archivado del original el 1 de octubre de 2021. Recuperado el 24 de septiembre de 2021 . 
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  6. ↑ Gomersall, Edward (20 de julio de 1970). Un concepto de transbordador de una sola etapa a órbita . División de Análisis de Misiones de Ames, Oficina de Investigación y Tecnología Avanzada: NASA. pág. 54. N93-71495. 
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  • ¿Por qué son tan altos los costos de lanzamiento? , un análisis de los costos de lanzamiento espacial, con una sección que critica el SSTO.
  • Las frías ecuaciones del vuelo espacial: Una crítica de SSTO por Jeffrey F. Bell.
  • Velocidad de combustión Vb de un cohete de una sola etapa
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