¿Podrían las etapas superiores repostadas volver a entrar por retropropulsión?

Supongamos que conseguimos extraer agua de la Luna y devolver mucha a LEO. ¿Sería difícil diseñar una etapa superior que pudiera recargar combustible en ese depósito y usar ese combustible para regresar a la superficie y ser reutilizado?

Estaba leyendo sobre la Etapa Evolucionada Criogénica Avanzada de ULA , y en un artículo de Defense News, Tony Bruno dijo

"Tuvimos la idea, bueno, ¿por qué tienes que traerlo de vuelta a la Tierra solo para reutilizarlo?" Bruno dijo: "¿Por qué no lo dejamos en el espacio?"

...Sí, pero... ¿por qué no traerlo de vuelta a la Tierra y reutilizarlo?

¿Es solo una cuestión de cómo tener suficiente combustible allí para que sea razonable proponer reabastecer un grupo de etapas superiores especializadas con suficiente combustible para desacelerar propulsivamente y aterrizar? ¿Hay otras complicaciones?

Tal vez debería mencionar que estoy pensando en esto en términos de desarrollo lunar de largo alcance. Jkavalik mencionó en los comentarios que una gran complicación es que las cosas se lanzan a muchas órbitas diferentes, por lo que sería raro que una etapa superior estuviera dentro del alcance de un depósito de combustible (aunque mencionaron un cambio de arquitectura en el que las cargas útiles se transfieren a remolcadores espaciales que completar el proceso de inserción de la órbita en el depósito podría evitar eso). En el caso particular en el que estoy pensando, las cargas útiles están destinadas a un área de preparación antes de continuar hacia la Luna, probablemente una estación espacial.

Pero, ¿cómo volver a entrar en una etapa superior sin el escudo térmico necesario? Se necesita algo de combustible para iniciar una reentrada desde un LEO, pero sin un escudo térmico, el escenario quedaría destruido. Si la desaceleración se debe hacer usando solo combustible y no el arrastre de la atmósfera, necesitaría más combustible que cabría en la etapa superior. Se necesitaba la primera etapa para permitir que la segunda etapa alcanzara la órbita. Para invertir el ascenso en un descenso sin escudo térmico, se necesitaría la primera etapa para la parte inferior del descenso. Imagínense que tratarían de volver al escenario sin atmósfera.
@Uwe Se necesitaría diseñar una etapa superior para esto. Tiene que tener tanques de combustible que solo se llenen en el viaje de regreso, para que quepa suficiente combustible.
Delta-v de una etapa superior llena sin la carga útil sería un poco más alto y podría permitir cancelar la mayor parte de la velocidad orbital.
El problema que veo es que las cargas útiles van a muchas órbitas diferentes, por lo que lo más probable es que la etapa termine muy lejos de cualquier depósito, a menos que haya demasiadas. Pero posiblemente todo el proceso podría cambiar: lanzar a algunos LEO específicos con un depósito y un remolcador preparados. Transfiera la carga útil al remolcador orbital, reposte y aterrice.
@jkavalik Eso tiene sentido. Además, en mi caso, estoy pensando en el desarrollo lunar, por lo que estoy pensando en una estación espacial real en LEO que admita la alta velocidad de vuelo necesaria para lograr un desarrollo significativo en la Luna. Entonces, si esas etapas superiores solo van a esa estación, todavía habría suficientes vuelos para justificar eso. Tal vez debería editar eso en...
Si hay tanques de combustible adicionales que solo se llenan en el viaje de regreso, los motores de cohetes de la etapa superior pueden ser demasiado débiles para todo ese combustible y masa. Mucha de la velocidad orbital debe ser destruida antes de que comience la entrada en las partes más densas de la atmósfera. Si el escenario es demasiado rápido para la atmósfera más densa, será destruido por el calor del reingreso. La masa de los tanques vacíos adicionales reducirá la carga útil de la etapa superior en la misma cantidad. ¿Es posible hacer el viaje de regreso con una sola etapa cuando son necesarias dos etapas para el ascenso? El posible delta v es limitado.
@Uwe La reentrada propulsiva cambia la dinámica de reentrada de calentamiento al mover la capa de choque más lejos del vehículo. No sé hasta qué punto, pero es una consideración. Además, como señaló jkavalik, los motores están hechos para empujar la masa de una carga útil a la velocidad orbital, por lo que los motores están hechos para unos 6 km/s delta v para esa masa antes de alcanzar esa atmósfera más densa que mencionas.
@kimholder ¿Los ingenieros de propulsión han propuesto seriamente la reentrada propulsora desde la órbita para la atmósfera de la Tierra? ¿Puedes ofrecer un enlace donde podamos leer más al respecto? Creo que la pregunta real en su pregunta es realmente "¿Podría el reingreso propulsor para evitar el uso de escudos térmicos posibles en la atmósfera de la Tierra" y no sobre extraer agua en la luna, por lo que el título debe contener "reingreso propulsor" y "atmósfera terrestre" explícitamente en lugar de esperar hasta el quinto párrafo para mencionarlo explícitamente.
@uhoh, la onda de choque expandida que acompaña a la reentrada propulsora se ha examinado con respecto al Falcon 9, al considerar cómo podría aplicarse a la entrada propulsora en Marte. Más allá de eso, no que yo sepa. Pero no se trata de evitar el uso de escudos térmicos. Se trata de qué dificultades habría para hacerlo, en general. Así que no quiero ser más específico. El quinto párrafo es realmente información extra para que se conozca la aplicación.
@kimholder OK, ¿te importaría entonces si hiciera una pregunta por separado? "¿Alguna vez se ha considerado seriamente el uso de la propulsión durante el reingreso a la atmósfera de la Tierra desde la órbita o se han abordado los problemas?" Estoy pensando que es una pregunta separada porque estoy preguntando sobre el trabajo de ingeniería anterior y estás preguntando "cuáles serían las dificultades de usar agua lunar para regresar a la Tierra".
@uhoh, tienes un tipo particular de pregunta que te gusta hacer, tengo un tipo diferente. Estoy haciendo una pregunta general, y no hay nada de malo en eso. Este sitio no es solo para personas que quieren detalles muy particulares. No es un requisito tener conocimientos sobre exploración espacial o haber realizado una investigación detallada antes de hacer una pregunta. No siento la necesidad de defender que no estoy familiarizado con los problemas de calentamiento del reingreso propulsor. Tampoco creo que sea inapropiado preguntar sobre algo que requeriría una gran cantidad de I+D. Estoy tratando de averiguar acerca de los problemas.
@uhoh también "cuáles serían las dificultades de usar agua lunar para regresar a la Tierra" es una pregunta muy diferente que se cerraría como poco clara y demasiado amplia. Esto es bastante diferente. No entiendo por qué quieres retratar mis preguntas como algo que no son.
@kimholder restrinjamos la discusión a la pregunta en sí. Le recomiendo que mejore la pregunta centrándose en el papel de la propulsión en el reingreso a la atmósfera de la Tierra. ¿Tener más que un poquito de sobrante necesario para que la nave espacial vacía baje su apoapsis tiene alguna utilidad para volver a entrar en la atmósfera de la Tierra? ¿Tener más combustible podría facilitar el reingreso de la segunda etapa desde la velocidad orbital? Las estrategias de reabastecimiento de combustible para LOX/LH2 son una cuestión completamente diferente. Preguntarlos por separado permite que personas con diferentes conocimientos aborden cada parte, incluso si no tienen una respuesta para la otra.
@uhoh mis comentarios anteriores son relevantes. Estoy explicando por qué no voy a aceptar su recomendación y por qué es injusto caracterizar mi pregunta de la forma en que lo hizo. Le invitamos a hacer preguntas relacionadas. Lo que necesito saber para mi trabajo está bien expresado en la pregunta tal como está. También es mucho más accesible para personas con menos experiencia tal como está.
¿La onda de choque expandida que acompaña a la reentrada propulsora protegerá el escenario del calor? Puede ser que el gas de escape caliente del motor del cohete aísle el escenario de la atmósfera. Pero el calor durante la reentrada no es causado por fricción, es causado por compresión. Si se comprime el gas caliente del motor, será incluso más caliente que el aire frío anterior de la atmósfera superior.
No creo que los gases de la columna de escape no se compriman también. No existe una pared sólida entre el gas comprimido de la atmósfera y el gas de la columna de escape. Si aumenta la presión del gas más alejado de la etapa, también aumentará la presión del gas más cercano a la etapa.
@Uwe En realidad, eliminé mis respuestas anteriores, ya que aunque el amortiguador de arco más grande y la temperatura del material en el amortiguador de arco son un factor, las respuestas señalan que se puede hacer la quemadura de desorbitar para eliminar la mayor parte de la velocidad de avance, en cuyo caso la velocidad y por tanto el calentamiento al atravesar la atmósfera es mucho menor. Y el escenario no tiene una forma que produzca un arco de choque, eso solo sucede cuando los motores están encendidos. Tengo una tendencia a tratar de responder a los comentarios técnicos cuando tal vez no debería hacerlo. Sería mejor publicar sus comentarios debajo de las respuestas.
Bombear combustible criogénico en gravedad cero para repostar no es fácil y también el arranque del motor cohete del escenario es difícil sin gravedad. El escenario necesitaría mucha más capacidad de batería para proporcionar energía eléctrica para el vuelo de regreso.

Respuestas (2)

Está cerca. Introduciendo los números de la etapa superior del Falcon 9 obtengo 11.300 m/s de delta-v. Dado que 9000 m/s lo llevarán a LEO, eso es suficiente para volver a bajar con algo de sobra. Sin embargo , la etapa superior no tiene tren de aterrizaje. Dado que tiene 5000 kg de capacidad de carga útil (hace que el delta-v baje a 9111 m/s), podría aterrizarlo. Sin embargo, el peso de las patas y otros equipos de aterrizaje provendrían directamente del peso de la carga útil en una proporción de 1:1.

Aterrizar esto será una pesadilla. La etapa superior tiene un solo motor y no acelera.

Buscando algunos números en el Falcon 9, encuentro que la quema de aterrizaje es de 267 m/s, pero eso incluye 117 m/s de pérdida de gravedad. Sin embargo, la etapa superior aterrizará muy, muy caliente; si calculamos el peso máximo de carga útil de 5000 kg, el motor seguirá produciendo 103 m/s^2 al agotarse. La velocidad real para matar es de solo 150 m/s. Calcule 1,5 segundos para la quemadura que agrega otros 15 m/s de pérdida de gravedad, así que calcule 1,6 segundos para la quemadura. La precisión requerida va a ser increíble. Si el motor se enciende 1 milisegundo antes, se apagará mientras aún se encuentra a 66 cm en el aire sobre la plataforma y el cohete tendrá que caer el resto del camino. Si se enciende 1ms tarde pega muchomás fuerte, mi instinto dice lo mismo que una caída desde 7 metros de altura y ya es bastante tarde, no quiero perder el tiempo para confirmar esto. ¡Tenga en cuenta que los motores no arrancan con una precisión de 1 ms!

(Tenga en cuenta que estoy usando la velocidad terminal de la primera etapa. A nadie le importa la velocidad terminal de la segunda etapa, ya que no cae de todos modos, por lo que no se puede encontrar el número. Supongo que es un poco más bajo. Esto cambiará la duración de la quema de aterrizaje pero no cambiará los números de aterrizaje).

No hay fuente disponible, pero creo que M-Vac puede acelerar.
El estrangulamiento no es el problema: el MVac está optimizado para la operación de vacío y el escape se expandirá en exceso a una presión cercana al nivel del mar. Eso dará como resultado inestabilidad en el flujo y, muy probablemente, una pila de chatarra humeante en el lugar de aterrizaje.
Si su maniobrabilidad fuera algo similar a la de una primera etapa F9, entonces la etapa podría iniciar el reingreso en un punto que la llevaría, por ejemplo, al campo de pruebas de Nevada, y podría desplegar paracaídas para el descenso final. ¿Sería eso suficiente?
El escenario se destruirá al tocar el suelo después del descenso final con paracaídas. Todas las cápsulas tripuladas que aterrizaron con paracaídas después del reingreso tenían equipo adicional para limitar el impacto al golpear el suelo. Ha habido muchos paracaidistas que se rompieron una pierna por un mal aterrizaje.
Bueno, incluso el video original del sistema de lanzamiento reutilizable de SpaceX muestra la segunda etapa usando algún sistema de propulsión secundario (¿derivado de Draco?) probablemente no muy realista). Agregar dicho sistema secundario volvería a bajar la masa a la órbita.
@jkavalik, ¿por qué tendría que haber un cambio en la atmósfera? El escenario viene con los motores primero y los paracaídas estarían en el otro extremo.
@kimholder eso fue sobre el video. Allí, el escudo térmico está en la parte delantera y el escenario entra primero en la reentrada, pero luego aterriza el motor primero. Así que tiene que alternar entre estas tomas.
Aterrizar con carga útil adicional probablemente aumentaría de manera no trivial la velocidad terminal, pero seguirá siendo un dolor.

Debe tener en cuenta que cada kilogramo que agrega para un sistema de recuperación en la etapa superior roba un kilogramo equivalente de la carga útil.

Con una etapa recargada que puede arrojar la mayor parte de los 9000 m/s ΔV en la quema de salida de órbita, no necesitamos un escudo térmico (o al menos un escudo térmico tan robusto). Probablemente podríamos salirnos con la nuestra con algo como el escudo térmico inflable que la NASA ha estado probando.

Sin embargo, no estoy seguro acerca de un reingreso con el motor primero; el extremo de la boquilla MVac es un poco más grueso que una lata de refresco (recuerde que pudieron recortar manualmente cuatro pies usando un par de tijeras de hojalatero para COTS-1), y no estoy seguro de que no sería dañados por los golpes a medida que la atmósfera se espesaba. Por otra parte, tampoco estoy seguro de que un reingreso con la nariz primero lo proteja tanto (no soy ingeniero aeroespacial, así que siéntase libre de ignorar eso).

No podrá usar el MVac para aterrizaje propulsor: está optimizado para la operación de vacío y sería ridículamente inestable a una presión cercana al nivel del mar. Necesitarías algo como el SuperDraco para un aterrizaje real.

Una caída en paracaídas junto con unas patas que absorben los impactos y un retro-disparo rápido al estilo Soyuz de un Draco o SuperDraco podría funcionar, pero eso es mucha carga útil para sacrificar. El caso de uso en órbita tiene mucho más sentido.

Todavía estás robando una cantidad no trivial de masa de carga útil para pagar esas piernas, paracaídas y propulsores.

¿Podrían las etapas superiores repostadas volver a entrar por retropropulsión?
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