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ES2988249T3 - Sistema de propulsión de cohete, procedimiento y vehículo espacial - Google Patents

Sistema de propulsión de cohete, procedimiento y vehículo espacial Download PDF

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ES2988249T3
ES2988249T3 ES21200984T ES21200984T ES2988249T3 ES 2988249 T3 ES2988249 T3 ES 2988249T3 ES 21200984 T ES21200984 T ES 21200984T ES 21200984 T ES21200984 T ES 21200984T ES 2988249 T3 ES2988249 T3 ES 2988249T3
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gas pressure
rocket propulsion
phase
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ES21200984T
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Christian Hessel
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Original Assignee
ArianeGroup GmbH
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Abstract

La invención se refiere a un sistema de propulsión de cohetes que comprende un primer tanque criogénico (102) y un segundo tanque criogénico (106), estando el primer tanque criogénico (102) lleno de un primer combustible (104) y el segundo tanque criogénico (106) lleno de un segundo combustible (108) para alimentar al menos un motor principal repetidamente encendible (120) en una fase de propulsión del sistema de propulsión de cohetes (100). Según la invención, para presurizar el depósito mediante al menos una ligera aceleración en una fase balística, se puede accionar un primer motor auxiliar (150) mediante un primer acumulador de presión de gas (152) y al menos otro motor auxiliar (154) mediante otro acumulador de presión de gas (156), y al sistema de propulsión de cohetes (100) se le asigna una unidad de conversión de energía (180) que está diseñada al menos para cargar el primer y segundo acumuladores de presión de gas (152, 156), preferiblemente en la fase balística. Esto hace que el motor de cohetes sea especialmente eficiente energéticamente, lo que, entre otras cosas, permite un aumento de la carga útil de una nave espacial equipada con el motor de cohetes. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN
Sistema de propulsión de cohete, procedimiento y vehículo espacial
La invención se refiere, en primer lugar, a un sistema de propulsión de cohete que comprende un primer tanque criogénico y un segundo tanque criogénico, en donde el primer tanque criogénico está lleno de un primer propelente y el segundo tanque criogénico de un segundo propelente para alimentar al menos un propulsor principal que puede encenderse repetidamente en una fase de propulsión del sistema de propulsión de cohete.
El documento US 2014/0203148 A1 divulga una disposición de propulsor criogénico. La unidad de propulsión criogénica conocida anteriormente comprende, entre otras cosas, un propulsor principal que puede volver a encenderse y un primer tanque criogénico conectado al propulsor principal para suministrarle un primer propelente. Además, están previstos un primer tanque de gas y al menos un propulsor auxiliar. Un primer circuito de suministro del primer tanque de gas está conectado al primer tanque criogénico y comprende un intercambiador de calor para utilizar el calor liberado por el al menos un propulsor auxiliar para evaporar una corriente de líquido del primer propelente, que es transportada desde el primer tanque criogénico mediante una bomba. De este modo se puede alimentar el primer tanque de gas con el primer propelente en estado gaseoso.
La carga de los dos tanques de gas solo está prevista cuando el propulsor principal o los propulsores auxiliares están activos. No es posible alimentar los propulsores auxiliares desde los tanques de gasolina. Además, no está prevista la generación de energía eléctrica haciendo uso, por ejemplo, de propelente que se evapora. Otro ejemplo se puede encontrar en el documento US9446862.
El objetivo de la invención es, entre otras cosas, especificar un sistema de propulsión de cohete con mayor eficiencia energética y al mismo tiempo una masa reducida para permitir una mayor carga útil de un cohete o vehículo espacial equipado con el sistema de propulsión de cohete. Otro objetivo de la invención es especificar un procedimiento para hacer funcionar dicho sistema de propulsión de cohete, así como un vehículo espacial equipado con dicho sistema de propulsión de cohete.
El objetivo mencionado al principio se consigue, en primer lugar, por que, para la presurización de los tanques mediante al menos una ligera aceleración en una fase balística, un primer propulsor auxiliar se puede hacer funcionar mediante un primer acumulador de presión de gas y al menos otro propulsor auxiliar se puede hacer funcionar mediante otro acumulador de presión de gas, y el sistema de propulsión de cohete tiene asociado un módulo de conversión de energía, que está diseñado al menos para generar energía eléctrica y cargar el primer y el segundo acumulador de presión de gas, preferentemente en la fase balística.
La fase de propulsión del sistema de propulsión de cohete se caracteriza esencialmente por que el propulsor principal está activo (fase de impulso o "boost-phase"), mientras que en la fase balística el propulsor principal está inactivo y al menos un propulsor auxiliar o un denominado "propulsor de refuerzo" está activo. Durante la fase balística, se puede tomar propelente de al menos un acumulador de presión de gas para presurizar los tanques criogénicos y se puede generar al menos un ligero empuje por medio de los propulsores auxiliares alimentados por los dos acumuladores de presión de gas para lograr un movimiento de deposición del propelente hacia el lado inferior de los tanques. Además, el módulo de conversión de energía de acuerdo con la invención permite la generación de energía eléctrica, de modo que para generar electricidad no se necesita ninguna APU (la llamada "auxiliary power unit") convencional ni ningún generador eléctrico accionado por un motor de combustión interna, etc., lo que resulta en un mayor ahorro de peso. El módulo de conversión de energía hace posible un aprovechamiento óptimo del propelente. Además, dentro del módulo de conversión de energía no se necesitan (turbo)bombas ni compresores accionados por motores de gas o motores de combustión interna para almacenar las fases gaseosas altamente comprimidas o de alta energía de los propelentes en los acumuladores de presión de gas. Además, en este contexto no son necesarios intercambiadores de calor. Al generar electricidad, se pueden utilizar masas de propelente no propulsivas, como propelente gaseoso vaporizado, que de otro modo se liberarían al espacio sin utilizarse. Además, se elimina la necesidad de pesados contenedores de gas inerte para presurizar los tanques criogénicos, lo que resulta en una reducción adicional del peso del sistema de propulsión de cohete. En comparación con las soluciones tradicionales, esto se traduce en un aumento significativo de la eficiencia energética del sistema de propulsión de cohete, lo que permite aumentar la carga útil. En lugar del primer y el segundo acumulador de presión de gas también pueden estar previstos un acumulador de hidruro metálico absorbente o un acumulador de adsorción, como por ejemplo estructuras organometálicas ("metal organic frameworks").
En una configuración ventajosa, el primer acumulador de presión de gas se puede cargar en la fase de propulsión por medio de una primera línea de distribución principal del propulsor principal y el segundo acumulador de presión de gas se puede cargar en la fase de propulsión por medio de una segunda línea de distribución principal del propulsor principal. Esto garantiza una carga rápida de los acumuladores de presión de gas en la fase de propulsión de un cohete equipado con el sistema de propulsión de cohete. En los acumuladores de presión de gas, las fases gaseosas del propelente se encuentran en cada caso a una presión muy alta de hasta 200 bar.
El módulo de conversión de energía presenta preferentemente al menos una pila de combustible para generar energía eléctrica y aguas abajo de la pila de combustible está dispuesta una unidad de control y/o regulación para el control integral del sistema de propulsión del cohete. De este modo, para generar electricidad se pueden utilizar, entre otras cosas, masas de propelente no propulsivas o masas de propelente gaseoso que ya no pueden ser utilizadas por el propulsor principal ni por los propulsores auxiliares. Con ayuda de la unidad de control y/o regulación se pueden regular y/o controlar preferiblemente todas las válvulas de cierre, elementos calefactores eléctricos (de resistencia), (turbo)bombas, motores, actuadores y sensores para el acondicionamiento del propelente dentro del sistema de propulsión de cohete. En el contexto de la presente descripción, el término acondicionamiento del propelente define en particular la temperatura y/o presión del propelente.
En una configuración favorable está previsto que la pila de combustible presente una primera cámara de alojamiento para el primer propelente y una segunda cámara de alojamiento para el segundo propelente y que la pila de combustible tenga asociado un contenedor de alojamiento para un producto de reacción procedente del primer y del segundo propelente. Las cámaras de alojamiento o las cavidades internas de la pila de combustible sirven principalmente como distribuidor para posibilitar e igualar la admisión de los diferentes flujos de entrada de propelentes gaseosos y/o líquidos procedentes de los tanques, del propulsor y de los acumuladores de presión de gas. Por lo tanto, las cámaras de alojamiento de la pila de combustible tienen un volumen relativamente pequeño y tienen un efecto amortiguador limitado. Solo en las líneas de alimentación que alimentan la pila de combustible los propelentes se encuentran todavía predominantemente en fase líquida y se pueden bombear. Sin embargo, dentro de las propias cámaras de alojamiento los propelentes deben estar presentes en fase gaseosa, lo que se puede conseguir, por ejemplo, con ayuda de elementos calefactores eléctricos (de resistencia) y/o aprovechando la pérdida de calor de la pila de combustible.
En el caso de un perfeccionamiento favorable, el módulo de conversión de energía tiene asociada al menos una pila de electrólisis de alta presión, que se hace funcionar preferentemente con la energía eléctrica proporcionada por la pila de combustible para dividir el producto de reacción suministrado nuevamente en el primer propelente y en el segundo propelente en cada caso en fase gaseosa, estando las fases gaseosas de los propelentes a alta presión. Esto hace posible la reconversión de energía en el espacio (órbita) según el principio llamado "gas-to-power-to-gas". La función de la pila de electrólisis de alta presión puede ser asumida, dado el caso, por una pila de combustible adecuada, no siendo posible en tal situación implementar al mismo tiempo la generación de electricidad y la electrólisis. Además, la pila de combustible puede tener asociado un acumulador intermedio eléctrico, como por ejemplo un acumulador de productos químicos, un condensador de alta capacidad (el llamado supercondensador o ultracondensador), una batería de condensadores, una bobina, etc. para almacenar temporalmente la energía eléctrica generada por la pila de combustible y, si es necesario, para poder entregarla rápidamente a la pila de electrólisis de alta presión.
En una conducción ventajosa está previsto que el primer propelente gaseoso pueda almacenarse desde la pila de electrólisis de alta presión en el primer acumulador de presión de gas por medio de una primera línea de entrada y que el segundo propelente gaseoso pueda almacenarse desde la pila de electrólisis de alta presión al segundo acumulador de presión de gas por medio de una segunda línea de entrada. Esto significa que los acumuladores de presión de gas se pueden cargar independientemente del propulsor principal.
Según un perfeccionamiento, al menos dos propulsores de maniobra pueden ser alimentados preferiblemente por medio de en cada caso una primera línea de vapor de escape dispuesta en la zona de un lado superior del primer tanque criogénico y/o desde los acumuladores de presión de gas. Esto posibilita, entre otras cosas, pequeñas correcciones de rumbo de una nave espacial equipada con el sistema de propulsión de cohete de acuerdo con la invención o de una etapa (superior) de cohete con cantidades de propelente residual gaseoso ya presentes.
Preferiblemente en la zona de la primera y la segunda línea de vapor de escape está dispuesta en cada caso al menos una válvula de seguridad. Como resultado, se proporciona una protección fiable contra una eventual sobrepresión. Las válvulas de seguridad también garantizan que, en caso de desmantelamiento de la nave espacial equipada con el sistema de propulsión de cohete, no quede en el espacio ningún volumen cerrado con restos de propelente criogénico. De lo contrario, un volumen cerrado lleno de residuos de propelente podría explotar y provocar un aumento de la cantidad de basura espacial.
En una configuración ventajosa, el propulsor principal presenta una unidad de suministro, una cámara de combustión y una tobera de salida, estando conectada la unidad de suministro a un lado inferior del primer tanque criogénico por medio de una primera línea principal y a un lado inferior del segundo tanque criogénico por medio de una segunda línea principal. La unidad de suministro, que contiene preferentemente al menos dos elementos de transporte, como por ejemplo dos (turbo)bombas, permite alimentar la cámara de combustión del propulsor principal con grandes caudales de ambos propelentes en fase líquida a través de la línea principal.
En el caso de una configuración favorable, el primer propelente es preferentemente hidrógeno en fase líquida y/o gaseosa y el segundo propelente es preferentemente oxígeno en fase líquida y/o gaseosa. El hidrógeno como primer propelente y el oxígeno como segundo propelente representan la combinación de alta energía preferida para el funcionamiento del sistema de propulsión de cohete y para el módulo de conversión de energía. Independientemente de esto, por ejemplo, son concebibles en combinación metano como primer propelente y oxígeno como segundo propelente. El primer propelente o el combustible propiamente dicho y el segundo propelente o el oxidante están en cada caso en forma criogénica (LH2/LOX o LCH4/LOX y otras combinaciones de sustancias).
El objetivo mencionado al principio también se consigue mediante un procedimiento según la reivindicación 11, según el cual, en la fase de propulsión, los acumuladores de presión de gas primero y segundo se cargan preferiblemente por medio de la línea de distribución principal en cada caso asociada. Básicamente, esto hace posible una carga especialmente rápida y eficiente del acumulador de presión de gas. Sin embargo, si tras una fase balística de un vehículo espacial equipado con el sistema de propulsión de cohete se evaporara un gran volumen de propelente (el llamado propelente de ebullición o "boil off') y el propelente evaporado se transformara en energía eléctrica por medio del módulo de conversión de energía y, a continuación, se vuelve a convertir por medio de la pila de electrólisis de alta presión en el primer y el segundo propelente, en cada caso en fase gaseosa, no siempre es posible volver a cargar el acumulador de presión de gas. Esto se debe a que, en tal situación, los acumuladores de presión de gas todavía están llenos y todavía tienen una alta presión de hasta 200 bar. En esta situación, si se inicia una fase de propulsión de corta duración de, por ejemplo, 20 segundos mediante el encendido del propulsor principal - lo que puede ser necesario, por ejemplo, cuando un vehículo espacial equipado con el sistema de propulsión de cohete entra en órbita lunar-, los dos propelentes del propulsor principal se proporcionan en fase gaseosa a una presión de tan solo 100 bar a través de la línea de distribución. Por lo tanto, la presión en las líneas de distribución principales es claramente menor que la presión del propelente gaseoso almacenado en los acumuladores de presión de gas. En este escenario, los propelentes gaseosos, en todo caso, solo se utilizarían para presurizar los tanques durante la fase de propulsión del vehículo espacial con el propulsor principal activado, pero no para cargar los acumuladores de presión de gas. Sin embargo, si en la fase balística del sistema de propulsión de cohete hay temperaturas extremadamente bajas, como ocurre, por ejemplo, al sobrevolar la sombra de la luna, y los propelentes gaseosos en los acumuladores de presión de gas se encuentran a una presión claramente inferior a 200 bar, los acumuladores de presión de gas se pueden cargar sin problemas durante la fase de propulsión del sistema de propulsión de cohete, es decir, con el propulsor principal encendido.
Según otro perfeccionamiento ventajoso del procedimiento, en la fase balística los acumuladores de presión de gas primero y segundo se cargan preferiblemente por medio del módulo de conversión de energía. Por consiguiente, los acumuladores de presión de gas se pueden cargar independientemente del propulsor principal. Los acumuladores de presión de gas también se pueden cargar mediante el propulsor principal o con la pila de electrólisis de alta presión. Sin embargo, en la fase de propulsión, la carga debería realizarse preferentemente con el propulsor principal, siempre que la presión en cada caso actual en los acumuladores de presión de gas lo permita. Este es el caso cuando la presión del propelente gaseoso en los acumuladores de presión de gas es menor que la presión en las líneas de distribución principales del propulsor principal. En la fase balística del vehículo espacial equipado con el sistema de propulsión de cohete, los acumuladores de presión de gas se pueden cargar o recargar en cualquier momento mediante el módulo de conversión de energía de acuerdo con la invención.
De acuerdo con otra configuración del procedimiento, en la fase de propulsión, el empuje se genera principalmente por medio del propulsor principal y, en la fase balística, mediante el al menos un propulsor auxiliar alimentado por los al menos dos acumuladores de presión de gas. De este modo se puede mantener al menos una ligera aceleración incluso en la fase balística de un vehículo espacial equipado con el sistema de propulsión de cohete, de modo que los propelentes se depositan preferentemente en la zona de los lados inferiores de los tanques y es posible sin problemas un eventual reencendido del propulsor principal por succión del propelente mediante las (turbo)bombas de las líneas principales.
Además, el objetivo mencionado al principio se logra mediante un vehículo espacial según la reivindicación 14, según la cual el vehículo espacial está equipado con al menos un sistema de propulsión de cohete según una de las reivindicaciones 1 a 10. Como resultado, debido al aumento significativo de la eficiencia del sistema de propulsión de cohete se obtiene, entre otras cosas, una mayor carga útil del vehículo espacial. El vehículo espacial puede ser, por ejemplo, una etapa superior o una etapa final de un cohete de varias etapas, un transportador espacial, un satélite, una nave espacial tripulada o una sonda espacial no tripulada para la órbita terrestre o la órbita interplanetaria.
A continuación se explica con más detalle un ejemplo de realización preferido de la invención mediante una figura esquemática. Muestra
la Figura 1 un diagrama de circuitos muy simplificado de un sistema de propulsión de cohete de acuerdo con la invención.
La figura 1 ilustra un diagrama de circuitos muy simplificado de un sistema de propulsión de cohete de acuerdo con la invención. Un sistema de propulsión de cohete 100 o una unidad completa de sistema de propulsión de cohete comprende, entre otras cosas, un primer tanque criogénico 102 para almacenar un primer propelente 104 y un segundo tanque criogénico 106 para almacenar un segundo propelente 108, en donde un propulsor principal 120 de encendido múltiple a través de un una primera y una segunda línea principal 122, 124 puede ser alimentado con los propelentes 104, 108 en fase líquida. La alimentación del propulsor principal 120 con los propelentes 104, 108 a través de las líneas principales 122, 124 se realiza, por ejemplo, en una fase de propulsión o en una denominada fase de impulso(boost)o en una fase de arranque de un vehículo espacial 130, no representado, equipado con el sistema de propulsión de cohete 100. Si es necesario, la fase de propulsión del vehículo espacial 130 también puede iniciarse en el espacio encendiendo el propulsor principal 120. El vehículo espacial 130 puede ser, por ejemplo, una etapa superior o una etapa final de un cohete de varias etapas, un transportador espacial, un satélite, una nave espacial tripulada, un módulo de aterrizaje o una sonda espacial no tripulada para la órbita terrestre o la órbita interplanetaria, etc.
El propulsor principal 120 dispone de una unidad de suministro 136 central y de una cámara de combustión 138 con una tobera de salida 140, en donde la unidad de suministro 136 está conectada por medio de la primera línea principal 122 en la zona de un lado inferior 142 del primer tanque criogénico 102 y por medio de la segunda línea principal 124 en la zona de un lado inferior 144 del segundo tanque criogénico 106. La unidad de suministro 136 puede contener, por ejemplo, (turbo)bombas, intercambiadores de calor, elementos calefactores eléctricos (de resistencia), no representados, para control de temperatura o acondicionamiento de los propelentes 104, 108, etc., suministrados por medio de las líneas principales 122, 124. Cada una de las líneas principales 122, 124 dispone en cada caso de una válvula de cierre, que no está designada en aras de una mayor claridad en el dibujo. Una dirección de flujo preferida de los propelentes 104, 106 criogénicos líquidos y/o gaseosos está dibujada en la figura 1 con flechas negras, que tampoco están designadas en aras de una mayor claridad en el dibujo. Para una mayor claridad en el dibujo, las líneas de control eléctricas representadas solo parcialmente se simbolizan con líneas discontinuas negras. Por encima del nivel de líquido 110 en el primer tanque 102, el primer propelente 104 está esencialmente por completo en fase gaseosa. De manera correspondiente, el segundo propelente 108 también está esencialmente por completo en estado gaseoso por encima del nivel de líquido 112 del segundo tanque 106.
Entre otras cosas, para presurizar los dos tanques 102, 106 en una llamada fase balística del vehículo espacial 130 en órbita, se puede hacer funcionar un primer propulsor auxiliar 150 por medio de un primer acumulador de presión de gas 152 y se puede hacer funcionar un segundo propulsor auxiliar 154 por medio de un segundo acumulador de presión de gas 156. Al menos uno de los propulsores auxiliares 150, 154 está activo en la fase balística en órbita ingrávida para mantener los propelentes 104, 108 que se encuentran en forma líquida y/o gaseosa delimitados en la zona de los lados inferiores 142, 144 de los tanques 102, 106 manteniendo al menos una ligera aceleración.
El primer acumulador de presión de gas 152 se puede cargar, entre otras cosas, por medio de una primera línea de distribución principal 158 y el segundo acumulador de presión de gas 156 se puede cargar por medio de una segunda línea de distribución principal 160 desde la unidad de suministro 136 del propulsor principal 120, presentando cada una de las líneas de distribución principales 158, 160 a su vez una válvula de cierre, no designada. Los acumuladores de presión de gas 152, 156 contienen los propelentes 104, 108 en cada caso en forma preferentemente gaseosa y a una alta presión de hasta 200 bar. El primer acumulador de presión de gas 152 está conectado al primer propulsor auxiliar 150 a través de una primera línea de suministro 162, mientras que el segundo acumulador de presión de gas 156 está conectado al segundo propulsor auxiliar 154 a través de una segunda línea de suministro 164. Para poder alimentar los dos propulsores auxiliares 150, 154 en cada caso con ambos propelentes 104, 106, están previstas una primera y una segunda línea de cruce 166, 168, estando conectada la primera línea de cruce 166 a la segunda línea de distribución principal 160 y estando conectada la segunda línea de cruce 168 a la primera línea de distribución principal 158 de la unidad de suministro 136 del propulsor principal 120.
De acuerdo con la invención, el sistema de propulsión de cohete 100 tiene asociado un módulo de conversión de energía 180, que está configurado para cargar al menos el primer y el segundo acumulador de presión de gas 152, 156, preferentemente en la fase balística del vehículo espacial 130.
El módulo de conversión de energía 180 comprende, entre otras cosas, al menos una pila de combustible 182 para convertir energía química en energía eléctrica. La al menos una pila de combustible 182 tiene asociada al menos una unidad de control y/o regulación 190 digital de alto rendimiento para controlar el flujo de potencia eléctrica dentro del sistema de propulsión de cohete 100. Además, la unidad de control y/o regulación 190 está configurada preferentemente para controlar todas las válvulas de cierre que pueden accionarse eléctricamente, las (turbo)bombas, los actuadores, los motores y los elementos calefactores eléctricos dentro del sistema de propulsión de cohete 100. De las válvulas de cierre que pueden accionarse eléctricamente, únicamente una válvula de cierre 192 está designada como representativa de todas las demás para una mayor claridad en el dibujo. Lo mismo se aplica a la pluralidad de elementos calefactores eléctricos (de resistencia), de los cuales solo se designa un elemento calefactor eléctrico 194 (de resistencia). Además, como representativas de todas las demás válvulas de mariposa y válvulas de retención cargadas por resorte, solo se designan una válvula de mariposa 196 y una válvula de retención cargada por resorte 198.
La pila de combustible 182 dispone de una primera cámara de alojamiento 210 o una primera cavidad interna de la pila de combustible para el primer propelente 104 y una segunda cámara de alojamiento 212 o una segunda cavidad interna de la pila de combustible para el segundo propelente 108. La primera cámara de alojamiento 210 está conectada al primer tanque 102 por medio de una primera línea de alimentación 218 en la zona del lado inferior 142. De manera correspondiente, la segunda cámara de alojamiento 212 está conectada al segundo tanque 106 por medio de una segunda línea de alimentación 220 en la zona del lado inferior 144 del mismo. En cada una de las líneas de alimentación 218, 220 hay en cada caso un elemento de cierre, un elemento calefactor eléctrico (de resistencia) y una válvula de retención cargada por resorte -que no están designados para una mayor claridad en el dibujo-, en donde los elementos de cierre y los elementos calefactores eclécticos (de resistencia) pueden controlarse preferiblemente en cada caso individualmente mediante la unidad de control y/o regulación 190. Aguas abajo de la pila de combustible 182 está conectado además un contenedor de alojamiento 214 para un producto de reacción 216 procedente del primer y el segundo propelente 104, 108.
La unidad de control y/o regulación 190 está configurada para mantener todas las condiciones operativas del sistema de propulsión de cohete 100, en particular los intervalos de temperatura y presión relevantes. Esto implica, entre otras cosas, el complejo control interno del módulo de conversión de energía 180 o de los elementos calefactores (de resistencia) para el control de la temperatura de los propelentes 104, 108. Si los propelentes 104, 108 están, por ejemplo, demasiado fríos para el funcionamiento de la pila de combustible, el propelente 104, 108 en cuestión se puede templar correspondientemente mediante un elemento calefactor eléctrico (de resistencia). Generalmente no están previstos elementos de enfriamiento activos, tales como elementos Peltier, dentro del sistema de propulsión de cohete 100. Los propelentes 104, 108 en los tanques 102, 106 se pueden templar, por ejemplo, abriendo válvulas de cierre asociadas y con una reducción de presión asociada dentro de los tanques 102, 106, ya que los propelentes 104, 108 se enfrían por evaporación durante este proceso. Los propelentes 104, 108, que se encuentran en fase gaseosa en cada caso por encima de los niveles de líquido 110, 112 en los tanques 102, 106, se pueden convertir entonces en electricidad mediante el módulo de conversión de energía 180 y ya no llegan al espacio sin aprovechar. Dado que en este proceso se libera energía térmica o calor, la pila de combustible 182 puede enfriarse por medio de los propelentes 104, 108 gaseosos fríos. En este caso se pueden prescindir de elementos calefactores activos (de resistencia), ya que el correspondiente precalentamiento de los propelentes 104, 108 se garantiza mediante el calor residual de la pila de combustible 182 durante su enfriamiento. También está prevista una primera línea de entrada 222 entre la primera cámara de alojamiento 210 y la pila de combustible 182 y una segunda línea de entrada 224 entre la segunda cámara de alojamiento 212 y la pila de combustible 182, cada una de las cuales presenta un elemento de cierre que puede ser controlado por la unidad de control y/o regulación 190 y un elemento calefactor eléctrico (de resistencia). Estos elementos calefactores (de resistencia) sirven para precalentar los propelentes 104, 108 gaseosos dentro de las cámaras de alojamiento 210, 212 de la pila de combustible 182 para adaptarlos a la pila de combustible.
Aguas abajo de la pila de combustible 182 del módulo de conversión de energía 180 está dispuesta además al menos una pila de electrólisis de alta presión 230, que puede funcionar preferentemente con la energía eléctrica proporcionada por la pila de combustible 182 y que puede ser alimentada con el producto de reacción 216 líquido procedente del contenedor de alojamiento 214. Como resultado, el producto de reacción 216 puede a su vez dividirse en el primer y el segundo propelente 104, 108 en cada caso en fase gaseosa. Si el primer propelente 104 es hidrógeno y el segundo propelente 108 es oxígeno, el producto de reacción 216 es agua químicamente pura. Los propelentes 104, 108 gaseosos están a una alta presión de hasta 200 bar. El contenedor de alojamiento 214 está conectado a la pila de electrólisis de alta presión 230 por medio de una línea de conexión 232 para suministrar el producto de reacción 216. La línea de conexión 232 presenta a su vez un elemento de cierre, no designado, y un elemento de resistencia eléctrica (calefactor), que puede controlarse preferiblemente por la unidad de control y/o regulación 190. Además, después del elemento calefactor eléctrico (de resistencia) está conectada a la línea de conexión 232 una válvula de retención cargada por resorte, no designada, con una válvula de seguridad 234 subsiguiente o una válvula limitadora de presión.
Desde la pila de electrólisis de alta presión 230, el primer propelente 104 gaseoso puede almacenarse en el primer acumulador de presión de gas 152 por medio de una primera línea de entrada 240 y el segundo propelente gaseoso 108 puede almacenarse en el segundo acumulador de presión de gas 156 por medio de una segunda línea de entrada 242. Las líneas de entrada 240, 242 disponen en cada caso de un elemento de cierre que puede ser controlado por la unidad de control y/o regulación 190 y de una válvula de retención cargada por resorte, de modo que no pueda refluir propelente 104, 108 desde los acumuladores de presión de gas 152, 156 a la pila de electrólisis de alta presión 230, independientemente del estado de apertura respectivo de los elementos de cierre.
La energía eléctrica o la electricidad generada con ayuda de la pila de combustible 182 se puede almacenar temporalmente, en caso necesario, por ejemplo en caso de un exceso de electricidad, en un acumulador intermedio eléctrico (no representado) como componente adicional del módulo de conversión de energía 180. Como acumuladores intermedios eléctricos adecuados se consideran, por ejemplo, un acumulador de productos químicos, un condensador de alta capacidad (el denominado "supercondensador" o "ultracondensador"), una batería de condensadores, una bobina superconductora o similares. Como resultado, es posible el funcionamiento desfasado en el tiempo de la pila de electrólisis de alta presión 230 usando la energía eléctrica generada por la pila de combustible 182. En principio, la energía eléctrica obtenida mediante la pila de combustible 182 se puede utilizar para hacer funcionar todos los consumidores eléctricos presentes dentro del sistema de propulsión de cohete 100.
Estos incluyen, por ejemplo, (turbo)bombas, la pila de electrólisis de alta presión 230, válvulas de cierre que pueden accionarse eléctricamente, elementos calefactores (de resistencia), la unidad de control y/o regulación 190, motores, actuadores, sensores o similares.
Además, el sistema de propulsión de cohete 100 presenta en este caso, meramente a modo de ejemplo, un primer y un segundo propulsor de maniobra 250, 252 (de gas frío), que están destinados preferentemente a controlar la posición del vehículo espacial 130 en órbita. El primer propulsor de maniobra 250 puede ser alimentado con el primer propelente 104, preferiblemente en forma gaseosa, por medio de una primera línea 254 conectada en la zona de un lado superior 262 del tanque 102. De manera correspondiente, el segundo propulsor de maniobra 252 puede recibir el primer propelente 102 gaseoso a través de una segunda línea 256, que también está conectada preferentemente en la zona de la parte superior 262 del primer tanque 102. Para controlar los propulsores de maniobra 250, 252, en las líneas 254, 256 están previstas válvulas de cierre (no dibujadas) que pueden controlarse eléctricamente mediante la unidad de control y/o regulación 190.
En la zona del lado superior 262 del primer tanque criogénico 102 también está prevista una primera línea de vapor de escape 264 para suministrar a la primera cámara de alojamiento 210 de la pila de combustible 182 el primer propelente 104. Una válvula de retención 198 está conectada a la primera línea de vapor de escape 264, a la que a su vez le sigue una válvula de seguridad 266 o una válvula de alivio de presión. Por consiguiente, en la zona de un lado superior 268 del segundo tanque criogénico 106 también está prevista una segunda línea de vapor de escape 270 para suministrar a la segunda cámara de alojamiento 212 de la pila de combustible 182 el segundo propelente 108 en fase gaseosa. A su vez, una válvula de retención 272 está conectada a la segunda línea de vapor de escape 270, a la que sigue una válvula de seguridad 274.
Los propulsores de maniobra 250, 252 son en este caso simplemente a modo de ejemplo por medio de la línea de vapor de escape 264 del primer tanque 102, que a su vez está conectada a la primera y la segunda línea 254, 256 de los propulsores de maniobra 250, 252 y/o puede alimentarse mediante líneas adicionales, no representadas, procedentes de los dos acumuladores de presión de gas 152, 156. El propelente 104 gaseoso procedente del primer tanque 102 tiene una temperatura extremadamente baja y también una presión muy baja de aproximadamente 1,3 -4,0 bar. Si se aplica a los propulsores de maniobra 250, 252, solo se puede generar un pequeño impulso específico de 80 s a 120 s. Sin embargo, alimentando los propulsores de maniobra 250, 252 desde uno de los dos acumuladores de presión de gas 152, 156 se puede generar un impulso específico al menos dos veces mayor, de modo que, dado el caso, se puedan realizar maniobras de control más amplias del vehículo espacial, tales como correcciones de trayectoria.
Los dos contenedores de alojamiento 210, 212 de la pila de combustible 182, que también pueden ser alimentados por medio de las líneas de vapor de escape 264, 270, pueden contener propelente 104, 108 en fase gaseosa tanto en la fase de propulsión como en la fase balística del sistema de propulsión de cohete 100. En la fase balística, la admisión tiene lugar cuando está disponible suficiente propelente 104, 108 de evaporación a través de las líneas de vapor de escape 264, 270 o está disponible suficiente propelente 104, 108 líquido a través de las líneas de alimentación 218, 220 con al menos baja aceleración.
Además, en el sistema de propulsión de cohete 100 están previstos dos ramales 284, 286 (las denominadas líneas de derivación o "tap-off'), estando conectado el primer ramal 284 entre la primera línea 254 o la primera línea de vapor de escape 264 y la primera línea de distribución principal 158 y, de manera correspondiente, estando conectado el segundo ramal 286 entre la segunda línea de vapor de escape 270 y la primera línea de distribución principal 160. Los ramales 284, 286 sirven, entre otras cosas, para estabilizar la presión en los tanques 102, 106 cuando el propulsor principal 120 está activo en la fase de propulsión del vehículo espacial 130 en condiciones de ingravidez o durante el arranque. Además, los ramales 284, 286 sirven para controlar los dos acumuladores de presión de gas 152, 156. En los ramales 284, 286 están previstas en cada caso una válvula de mariposa pasiva y una válvula de cierre que puede accionarse eléctricamente mediante la unidad de control y/o regulación 190, las cuales tampoco están designadas para una mayor claridad en el dibujo.
Entre la línea de cruce 166 y la unidad de suministro 136 del propulsor principal 120 también hay una primera línea de enfriamiento 294 (la denominada línea "chill-down") y entre la línea de cruce 168 y la unidad de suministro 136 del propulsor principal 120 hay una segunda línea de enfriamiento 296 (la denominada línea "chill-down"), cada una de las cuales presenta una válvula de cierre, no designada, que puede accionarse eléctricamente mediante la unidad de control y/o regulación 190. Las líneas de enfriamiento 294, 296 están destinadas, entre otras cosas, a enfriar el propulsor principal 120 inmediatamente antes de su encendido, enfriándose también las (turbo)bombas dentro de la unidad de suministro 136. Como resultado, se evita la formación de burbujas de vapor y, por tanto, efectos de cavitación indeseables al poner en marcha el propulsor principal 120.
El primer propelente 104 es, por ejemplo, hidrógeno gaseoso y/o líquido, mientras que como segundo propelente 108 o como el denominado oxidante se utiliza generalmente oxígeno gaseoso y/o líquido. En lugar de hidrógeno se puede utilizar también metano en fase líquida y/o gaseosa.
Además, la invención tiene por objeto un procedimiento para el funcionamiento del sistema de propulsión de cohete 100.
De acuerdo con el procedimiento, los acumuladores de presión de gas primero y segundo 152, 156 se cargan preferiblemente en la fase de propulsión del sistema de propulsión de cohete 100 mediante las líneas de distribución principales 158, 160 en cada caso asociadas. Además, en la fase de propulsión y/o en la fase balística del vehículo espacial 130 equipado con el sistema de propulsión de cohete 100, el primer y el segundo acumulador de presión de gas 152, 156 pueden ser alimentados preferentemente por medio de la unidad de suministro 136 del propulsor principal 120 y/o mediante la pila de electrólisis de alta presión 230 alimentada con energía eléctrica por la pila de combustible 182 y/o por el acumulador intermedio eléctrico.
En la fase de propulsión del sistema de propulsión de cohete 100, de acuerdo con el método, el empuje se genera principalmente por medio del propulsor principal 120 y, en la fase balística, mediante los al menos dos propulsores auxiliares alimentados por los al menos dos acumuladores de presión de gas 152, 156.
En la fase balística se accionan los propulsores auxiliares 150, 154 del sistema de propulsión de cohete 100, que se alimentan con los propelentes 104, 108 almacenados en cada caso por separado en los acumuladores de presión de gas 152, 156. Para cualquier reencendido del propulsor principal 120, es necesario que los propelentes 104, 108 estén en fase líquida en la zona de los lados inferiores 142, 144 de los tanques 102, 106. La presurización de los tanques 102, 106 desempeña tan solo un papel en el acondicionamiento térmico de los propelentes 104, 108 si, por ejemplo, estos están demasiado calientes para el propulsor 120 y es indispensable enfriar los propelentes 104, 108 mediante evaporación controlada. Los propelentes 104, 108 gaseosos generados durante este proceso se pueden reutilizar al menos parcialmente mediante el módulo de conversión de energía 180 almacenándolos en los respectivos acumuladores de presión de gas 152, 156.
Además, la invención se refiere al vehículo espacial 130 equipado con el sistema de propulsión de cohete 100.
De esta manera, el sistema de propulsión de cohete 100 de acuerdo con la invención presenta una eficiencia energética considerablemente mayor, ya que los propelentes 104, 108 liberados durante el funcionamiento, generalmente gaseosos, ya no tienen que descargarse al espacio sin aprovechar, sino que se alimentan para su reutilización energética selectiva mediante el módulo de conversión de energía 180.
La invención se refiere a un sistema de propulsión de cohete 100 que comprende un primer tanque criogénico 102 y un segundo tanque criogénico 106, en donde el primer tanque criogénico 102 está lleno de un primer propelente 104 y el segundo tanque criogénico 106 de un segundo propelente 108 para alimentar al menos un propulsor principal 120 que puede encenderse repetidamente en una fase de propulsión del sistema de propulsión de cohete 100. De acuerdo con la invención, para la presurización de los tanques mediante al menos una ligera aceleración en una fase balística, un primer propulsor auxiliar 150 puede hacerse funcionar por medio de un primer acumulador de presión de gas 152 y al menos otro propulsor auxiliar 154 puede hacerse funcionar por medio de otro al acumulador de presión de gas 156 y el sistema de propulsión de cohete 100 tiene asociado un módulo de conversión de energía 180, que al menos está configurado para cargar el primer y el segundo acumulador de presión de gas 152, 156 preferentemente en la fase balística. Esto hace que el sistema de propulsión de cohete 100 sea especialmente eficiente energéticamente, lo que permite, entre otras cosas, un aumento de la carga útil de un vehículo espacial 130 equipado con el sistema de propulsión de cohete 100.
Lista de referencias
100 sistema de propulsión de cohete
102 primer tanque criogénico
104 primer propelente (combustible)
106 segundo tanque criogénico
108 segundo propelente (oxidante)
110 nivel de líquido (primer tanque)
112 nivel de líquido (segundo tanque)
120 propulsor principal
122 primera línea principal
124 segunda línea principal
130 vehículo espacial
136 unidad de suministro (propulsor principal)
138 cámara de combustión
140 tobera de salida
142 lado inferior (primer tanque)
144 lado inferior (segundo tanque)
150 primer propulsor auxiliar
152 primer acumulador de presión de gas
154 segundo propulsor auxiliar
156 segundo acumulador de presión de gas
158 primera línea de distribución principal
160 segunda línea de distribución principal
162 primera línea de suministro (propulsor auxiliar)
164 segunda línea de suministro (propulsor auxiliar)
166 línea de cruce
168 línea de cruce
180 módulo de conversión de energía
182 pila de combustible
unidad de control y/o regulación
válvula de cierre
elemento calefactor eléctrico
válvula de mariposa
válvula de retención cargada por resorte
primera cámara de alojamiento (pila de combustible)
segunda cámara de alojamiento (pila de combustible)
contenedor de alojamiento
producto de reacción
primera línea de alimentación
segunda línea de alimentación
primera línea de entrada
segunda línea de entrada
pila de electrólisis de alta presión
línea de conexión
válvula de seguridad
primera línea de entrada
segunda línea de entrada
primer propulsor de maniobra
segundo propulsor de maniobra
primera línea
segunda línea
lado superior (primer tanque)
primera línea de vapor de escape
válvula de seguridad
lado superior (segundo tanque)
segunda línea de vapor de escape
válvula de retención
válvula de seguridad
primer ramal
segundo ramal
primera línea de enfriamiento
segunda línea de enfriamiento

Claims (14)

REIVINDICACIONES
1. Sistema de propulsión de cohete (100) que comprende un primer tanque criogénico (102) y un segundo tanque criogénico (106), en donde el primer tanque criogénico (102) está lleno de un primer propelente (104) y el segundo tanque criogénico (106) de un segundo propelente (108) para alimentar al menos un propulsor principal (120) que puede encenderse repetidamente en una fase de propulsión del sistema de propulsión de cohete (100), en donde, para una presurización de los tanques mediante al menos una ligera aceleración en una fase balística, un primer propulsor auxiliar (150) puede hacerse funcionar mediante un primer acumulador de presión de gas (152) y al menos otro propulsor auxiliar (154) puede hacerse funcionar mediante otro acumulador de presión de gas (156), y el sistema de propulsión de cohete (100) tiene asociado un módulo de conversión de energía (180),caracterizado por queel módulo de conversión de energía (180) está configurado al menos para generar energía eléctrica y cargar el primer y el segundo acumulador de presión de gas (152, 156), preferentemente en la fase balística.
2. Sistema de propulsión de cohete (100) según la reivindicación 1,caracterizado por queel primer acumulador de presión de gas (152) se puede cargar en la fase de propulsión mediante una primera línea de distribución principal (158) del propulsor principal (120) y el segundo acumulador de presión de gas (156) se puede cargar en la fase de propulsión mediante una segunda línea de distribución principal (160) del propulsor principal (160).
3. Sistema de propulsión de cohete (100) según la reivindicación 1 o 2,caracterizado por queel módulo de conversión de energía (180) presenta al menos una pila de combustible (182) para generar energía eléctrica y aguas abajo de la pila de combustible (182) está dispuesta una unidad de control y/o regulación (190) para el control integral del sistema de propulsión de cohete (100).
4. Sistema de propulsión de cohete (100) según la reivindicación 1, 2 o 3,caracterizado en quela pila de combustible (182) presenta una primera cámara de alojamiento (210) para el primer propelente (104) y una segunda cámara de alojamiento (212) para el segundo propelente (108) y la pila de combustible (182) tiene asociado un contenedor de alojamiento (214) para un producto de reacción (216) procedente del primer y el segundo propelente (104, 108).
5. Sistema de propulsión de cohete (100) según la reivindicación 4,caracterizado por queel módulo de conversión de energía (180) tiene asociado al menos una pila de electrólisis de alta presión (230), que se hace funcionar preferentemente con la energía eléctrica proporcionada por la pila de combustible (182) para dividir de nuevo el producto de reacción (216) suministrado en el primer propelente (104) y el segundo propelente (108) en cada caso en fase gaseosa, estando las fases gaseosas de los propelentes (104, 108) a alta presión.
6. Sistema de propulsión de cohete (100) según la reivindicación 4 o 5,caracterizado por queel primer propelente (104) gaseoso se puede almacenar en el primer acumulador de presión de gas (152) desde la pila de electrólisis de alta presión (230) por medio de una primera línea de entrada (240) y el segundo propelente (108) gaseoso se puede almacenar en el segundo acumulador de presión de gas (156) desde la pila de electrólisis de alta presión (230) por medio de una segunda línea de entrada (242).
7. Sistema de propulsión de cohete (100) según una de las reivindicaciones 1 a 6,caracterizado por queal menos dos propulsores de maniobra (250, 252) pueden ser alimentados preferiblemente por medio de en cada caso una primera línea de vapor de escape (264) dispuesta en la zona de un lado superior (262) del primer tanque criogénico (102) y/o desde los acumuladores de presión de gas (152, 156).
8. Sistema de propulsión de cohete (100) según una de las reivindicaciones 1 a 7,caracterizado por queen la zona de la primera y de una segunda línea de vapor de escape (264, 270) está dispuesta en cada caso al menos una válvula de seguridad (266, 274).
9. Sistema de propulsión de cohete (100) según una de las reivindicaciones 1 a 8,caracterizado por queel propulsor principal (120) presenta una unidad de suministro (136), una cámara de combustión (138) y una tobera de salida (140), estando conectada la unidad de suministro (136) a un lado inferior (142) del primer tanque criogénico por medio de una primera línea principal (122) y a un lado inferior (144) del segundo tanque criogénico (108) por medio de una segunda línea principal (124).
10. Sistema de propulsión de cohete (100) según una de las reivindicaciones 1 a 9,caracterizado por queel primer propelente (104) es preferentemente hidrógeno en fase líquida y/o gaseosa y el segundo propelente (108) es preferentemente oxígeno en fase líquida y/o gaseosa.
11. Procedimiento para el funcionamiento de un sistema de propulsión de cohete (100) según una de las reivindicaciones 1 a 10,caracterizado por que, en la fase de propulsión, el primer y el segundo acumulador de presión de gas (152, 156) se cargan preferiblemente por medio de la línea de distribución principal (158, 160) en cada caso asociada del sistema de propulsión de cohete (120).
12. Procedimiento según la reivindicación 11,caracterizado por que, en la fase balística, el primer y el segundo acumulador de presión de gas (152, 156) se cargan preferiblemente por medio del módulo de conversión de energía<(>180<).>
13. Procedimiento según la reivindicación 11 o 12,caracterizado por que, en la fase de propulsión, el empuje se genera principalmente por medio del propulsor principal (120) y, en la fase balística, mediante el al menos un propulsor auxiliar (150, 154) alimentado por los al menos dos acumuladores de presión de gas (152, 156).
14. Vehículo espacial (130),caracterizado por queestá equipado con al menos un sistema de propulsión de cohete (100) según una de las reivindicaciones 1 a 10.
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