Motor de ciclo de aire líquido

Un motor de ciclo de aire líquido (LACE, por sus siglas en inglés) es un tipo de motor de propulsión de naves espaciales que intenta aumentar su eficiencia recogiendo parte de su oxidante de la atmósfera. Un motor de ciclo de aire líquido utiliza combustible de hidrógeno líquido (LH2) para licuar el aire.

En un cohete de oxígeno líquido/hidrógeno líquido, el oxígeno líquido (LOX) necesario para la combustión es la mayor parte del peso de la nave espacial en el despegue, por lo que si se puede recolectar algo del aire en el camino, podría reducir drásticamente el peso de despegue de la nave espacial.

LACE se estudió hasta cierto punto en los EE. UU. a fines de la década de 1950 y principios de la de 1960 y, a fines de 1960, Marquardt tenía un sistema de banco de pruebas en funcionamiento. Sin embargo, a medida que la NASA pasó a las cápsulas balísticas durante el Proyecto Mercury, los fondos para la investigación de vehículos alados desaparecieron lentamente, y el trabajo de LACE junto con ellos.

LACE también fue la base de los motores en el diseño HOTOL de British Aerospace de la década de 1980, pero esto no progresó más allá de los estudios.

Principio de funcionamiento

Conceptualmente, LACE funciona comprimiendo y luego licuando rápidamente el aire. La compresión se logra a través del efecto ram-air en una entrada similar a la que se encuentra en un avión de alta velocidad como el Concorde, donde las rampas de entrada crean ondas de choque que comprimen el aire. El diseño LACE luego sopla el aire comprimido sobre un intercambiador de calor, en el que fluye el combustible de hidrógeno líquido. Esto enfría rápidamente el aire y los diversos componentes se licuan rápidamente. Mediante una disposición mecánica cuidadosa, el oxígeno líquido puede eliminarse de las otras partes del aire, en particular agua, nitrógeno y dióxido de carbono, momento en el que el oxígeno líquido puede alimentarse al motor como de costumbre. Se verá que las limitaciones del intercambiador de calor siempre hacen que este sistema funcione con una relación hidrógeno/aire mucho más rica que la estequiométrica con la consiguiente penalización en el rendimiento y, por lo tanto, algo de hidrógeno se vierte por la borda.

Ventajas y desventajas

El uso de un vehículo de lanzamiento alado permite utilizar la sustentación en lugar del empuje para superar la gravedad, lo que reduce en gran medida las pérdidas por gravedad. Por otro lado, las pérdidas de gravedad reducidas tienen el precio de una resistencia aerodinámica y un calentamiento aerodinámico mucho mayores debido a la necesidad de permanecer mucho más profundo en la atmósfera de lo que lo haría un cohete puro durante la fase de impulso.

Para reducir considerablemente la masa de oxígeno transportado en el lanzamiento, un vehículo LACE necesita pasar más tiempo en la atmósfera inferior para recolectar suficiente oxígeno para alimentar los motores durante el resto del lanzamiento. Esto conduce a un gran aumento del calentamiento del vehículo y de las pérdidas por arrastre, lo que por lo tanto aumenta el consumo de combustible para compensar las pérdidas por arrastre y la masa adicional del sistema de protección térmica. Este mayor consumo de combustible compensa en cierta medida los ahorros en masa comburente; estas pérdidas son a su vez compensadas por el mayor impulso específico, I_sp, del motor que respira aire. Por lo tanto, las compensaciones de ingeniería involucradas son bastante complejas y muy sensibles a las suposiciones de diseño realizadas.

Otros problemas son introducidos por el material relativo y las propiedades logísticas de LOx versus LH2. LOx es bastante barato; LH₂ es casi dos órdenes de magnitud más caro. LOx es denso (1,141 kg/L), mientras que LH₂ tiene una densidad muy baja (0,0678 kg/L) y, por lo tanto, es muy voluminoso. (El volumen extremo del tanque LH2 tiende a aumentar la resistencia del vehículo al aumentar el área frontal del vehículo). Finalmente, los tanques LOx son relativamente livianos y bastante baratos, mientras que la naturaleza criogénica profunda y las propiedades físicas extremas de LH ₂ ordenan que los tanques y las tuberías de LH₂ deben ser grandes y usar materiales y aislamiento pesados, costosos y exóticos. Por lo tanto, por mucho que los costos de usar LH₂ en lugar de un combustible de hidrocarburo superen el beneficio I_sp de usar LH₂ en un cohete a órbita de una sola etapa, los costos de usar más LH₂ como propulsor y refrigerante de licuefacción de aire en LACE pueden superar los beneficios obtenidos al no tener que transportar tanto LOx a bordo.

Lo más importante es que el sistema LACE es mucho más pesado que un motor de cohetes puro que tiene el mismo empuje (los motores que respiran aire de casi todos los tipos tienen ratios de empuje a peso relativamente bajos en comparación con los cohetes), y el rendimiento de los vehículos de lanzamiento de todo tipo se ve particularmente afectado por los aumentos de masa seca (como los motores) que deben llevarse hasta la órbita, en lugar de la masa de oxidación que se quemaría. Además, la menor proporción de empuje a peso de un motor de respiración de aire en comparación con un cohete disminuye significativamente la aceleración máxima posible del vehículo de lanzamiento, y aumenta las pérdidas de gravedad, ya que se debe gastar más tiempo para acelerar la velocidad orbital. Además, las pérdidas de arrastre de entrada y de aire más elevadas de una trayectoria de lanzamiento de vehículos elevados y respiratorios en comparación con un cohete puro sobre una trayectoria de lanzamiento balístico introduce un plazo de penalización adicional ${displaystyle {frac {1}{1+{frac {gD}{aL}}} {f}} {f}}} {f}}}} {f}}}}} {f}}}}}}}}}}} {f}}}} {f}}}}}}}}}}}}}}}}}}$ en la ecuación del cohete conocida como carga de aire-breather. Este término implica que a menos que la relación de elevación a deriva (L/D) y la aceleración del vehículo en comparación con la gravedad (a/g) son ambos implacablemente grandes para un vehículo de respiración de aire hipersónica, las ventajas de la mayor I_sp del motor de respiración de aire y los ahorros en masa de LOx se pierden en gran medida.

Por lo tanto, las ventajas o desventajas del diseño LACE continúan siendo un tema de debate.

Historia

LACE se estudió hasta cierto punto en los Estados Unidos de América a fines de la década de 1950 y principios de la de 1960, donde se consideraba un componente "natural" apto para un proyecto de nave espacial alada conocido como Aerospaceplane. En ese momento, el concepto se conocía como LACES, por Liquid Air Collection Engine System. Luego, el aire licuado y parte del hidrógeno se bombean directamente al motor para quemarlo.

Cuando se demostró que era relativamente fácil separar el oxígeno de los demás componentes del aire, principalmente nitrógeno y dióxido de carbono, surgió un nuevo concepto como ACES para Air Collection and Enrichment System. Esto deja el problema de qué hacer con los gases sobrantes. ACES inyectó el nitrógeno en un motor ramjet, usándolo como fluido de trabajo adicional mientras el motor funcionaba con aire y se almacenaba el oxígeno líquido. A medida que el avión ascendía y la atmósfera se adelgazaba, la falta de aire se compensaba aumentando el flujo de oxígeno de los tanques. Esto convierte a ACES en un estatorreactor eyector (o ramrocket) en oposición al diseño LACE de cohete puro.

Tanto Marquardt Corporation como General Dynamics participaron en la investigación LACES. Sin embargo, a medida que la NASA pasó a las cápsulas balísticas durante el Proyecto Mercury, los fondos para la investigación de vehículos alados desaparecieron lentamente, y ACES junto con ellos.