¿Por qué no se usa estatorreactor (convencional) para la segunda etapa de propulsión de cohetes?

Debido a la naturaleza de los lanzamientos de cohetes espaciales que utilizan combustible de cohete "convencional" (combustible+oxidante, por ejemplo, hidrógeno+oxígeno), cada kilo de combustible que debe transportarse afecta el alcance del cohete de una manera muy no lineal (en resumen, más combustible en tabla necesita más combustible para levantarla).

Por lo tanto, cualquier ahorro de combustible/peso en las primeras etapas del vuelo del cohete corresponde al aumento significativo en la capacidad del cohete (altura máxima o carga útil máxima). Es por eso que, por ejemplo, Virgin Galactic utiliza un avión a reacción WhiteKnight para elevar la nave espacial a una altura relativamente escasa de 20 km, incluso si es solo 1/5 de la altura final de 100 km.

Es obvio que los motores turboventiladores tienen un techo bastante bajo con respecto a los vuelos espaciales, pero ¿por qué no continuar el vuelo (por ejemplo, el inicio del ascenso de la nave espacial) con los motores estatorreactores, que tienen las siguientes propiedades:

  • Diseño muy simple, muchas menos partes móviles (¿ninguna?) que el turborreactor/turboventilador
  • Todavía hace uso del aire ambiental, no necesita oxidante, por lo tanto, mucho menos peso para llevar
  • Con el aumento de la velocidad, el estatorreactor necesita la regulación de la cantidad de aire en la admisión, lo que se compensaría naturalmente con un aire cada vez más delgado durante el ascenso, ¿quizás sin necesidad de regulación?
  • A diferencia de los cohetes de combustible sólido, se puede apagar si es necesario.
  • Es mucho menos eficiente que el turboventilador, pero debido al uso de aire ambiental, ¿sigue siendo mucho más eficiente que la combinación de combustible/oxidante?

Entonces, ¿por qué nadie usa estatorreactores para la segunda etapa del lanzamiento? ¿Quizás incluso con un diseño "clásico", una primera etapa sólida (para llegar a la velocidad mínima para la operación del estatorreactor), la segunda etapa del estatorreactor y luego la tercera etapa de combustible líquido?

EDITAR: Verifiqué la pregunta (y las respuestas) por las que esta pregunta se marcó como duplicada. Estoy totalmente en desacuerdo: la pregunta anterior se refiere a los motores a reacción en general, y la respuesta es bastante específica de los turboventiladores. Conozco la diferencia entre varios tipos de motores a reacción, por lo tanto, estaba preguntando específicamente sobre el motor estatorreactor , y también describí sus ventajas (los motores turbofan, comúnmente denominados "motores a reacción" utilizados en la aviación comercial, son bestias bastante diferentes en comparación con el ¡motor estatorreactor!) Por un lado, el tamaño, la principal descalificación para los turboventiladores en las respuestas de las preguntas anteriores se debe a la parte del ventilador del motor turboFAN .

Por lo tanto, no, esta pregunta no es un duplicado. Pregunté específicamente porque hay muy poca discusión sobre los estatorreactores utilizados para la propulsión de cohetes. Le pediría amablemente que se elimine la etiqueta "duplicada", ya que la pregunta a la que se refiere la etiqueta solo tiene una relación lejana.

SEGUNDA EDICIÓN: Estaba preguntando específicamente sobre ramjets para la segunda etapa del lanzamiento, lea el título de mi publicación antes de dirigirme a la respuesta de por qué los ramjets no se pueden usar para la primera etapa .

Y, gracias a @Hobbes, sabemos que la NASA tiene un diseño que incorpora esa secuencia exacta de técnicas de propulsión , así que mi pregunta nuevamente: ¿Por qué ningún operador comercial lo está usando ? A diferencia de la NASA, son muy conscientes de los costos. O debería ser.

Diseño de un cohete reutilizable con etapas de estatorreactor y turborreactor: nasa.gov/offices/ipp/centers/dfrc/technology/…
@Hobbes esta es realmente una gran respuesta. Muestra que dicho diseño es mucho más eficiente y más económico de operar, por lo que mi pregunta es correcta: ¿por qué nadie lo usa comercialmente?
Con respecto a su edición: la segunda respuesta más votada sobre esa pregunta aborda los estatorreactores. Lea todas las respuestas votadas, no solo la primera.
La segunda etapa/motor principal del Ferranti Bloodhound SAM era un estatorreactor.
@NathanTuggy Sin embargo, esa segunda respuesta es muy breve y trata de un caso diferente. El OP sugiere su uso como una segunda etapa. No entiendo por qué esto estaba cerrado.
@NathanTuggy, la segunda respuesta es irrelevante, pregunto por qué los estatorreactores no se usan como segunda etapa. Soy muy consciente de que no se pueden operar a velocidad cero. ¡Incluso sugerí la opción con cohete sólido en la primera etapa en mi publicación original! Y de alguna manera sospecho que sé más sobre ramjets que las personas que cerraron el hilo.
@NathanTuggy, la mención de la "segunda etapa" está en el título de mi pregunta, estoy totalmente horrorizado por las muchas formas en que las personas pueden malinterpretar mi pregunta. Que era muy estrecho, y bien definido.

Respuestas (2)

¿Cuál es el uso de una segunda etapa usando ramjet en una altura donde el aire restante es muy, muy delgado? La primera etapa Falcon 1 se utiliza hasta una altura de 90 km, la segunda etapa alcanza una altura de 200 km donde el satélite se pone en órbita.

Necesitaría tres etapas, la primera con un motor de cohete para obtener una velocidad en la que se puede usar un estatorreactor, la segunda con un motor de estatorreactor hasta la altura en la que el aire restante es demasiado delgado para la operación del estatorreactor y una tercera etapa adicional con un estatorreactor. motor cohete para entrar en una órbita baja a 200 km de altura.

Un ejemplo hipotético, el estatorreactor se utiliza desde 13 km de altura y 19 % de la presión del aire del suelo hasta 36 km de altura con 1 % de presión. La primera etapa está restringida a solo 13 km, la segunda etapa suma solo 23 km y el resto de 164 km se deja para la tercera etapa. Busquemos la velocidad, si el ramjet opera de mach 2 a mach 5 o de 0.66 km/s a 1.7 km/s. Tenemos que alcanzar una velocidad de 7,8 km/s para una órbita baja. La tercera etapa tiene que entregar los 6,1 km/s restantes.

Busqué en Wikipedia algunos valores de velocidad para un estatorreactor.

Necesitar tres etapas en lugar de dos agrega complejidad y costo y la confiabilidad es menor, lo que significa que el riesgo de perder la carga útil debido a un mal funcionamiento de todo el cohete es mayor. La tercera etapa tiene que aportar más velocidad y altura que la segunda etapa de una solución de cohete convencional, por lo tanto, necesita más combustible y, eventualmente, un motor de cohete más fuerte. La primera etapa puede ser un poco más económica, pero la tercera etapa se vuelve más costosa y tenemos el costo adicional de la segunda etapa estatorreactor. Dudo que el costo total sea menor.

Me gusta esta respuesta, pero ¿podríamos ver algunos enlaces para obtener información como las velocidades y las altitudes a las que pueden operar los estatorreactores?
@Uwe Debido a las no linealidades, causadas por las dependencias del huevo y la gallina (carga útil y combustible), los 23 kilómetros de alcance agregado no son nada despreciables. El cohete Saturno V tenía 3 etapas, la primera etapa tenía aproximadamente el 80% del peso y levantó el cohete "solo" 67 km de altura. La combinación de turbofan/ramjet daría como resultado una primera (ahora tercera) etapa de "verdadero cohete" mucho más pequeña, ¡incluso si parece minúscula en el papel!
Si la primera etapa es más pequeña, esto es cierto solo para los tanques de combustible. Los motores de cohetes necesitan el mismo empuje para levantarse. Con tanques más pequeños y menos combustible, no ahorra mucho dinero. El costo de los motores y la electrónica es el mismo. Saturno V tuvo tres etapas no solo para una órbita terrestre baja, sino también para la inyección lunar. 2 etapas pueden elevar un satélite a una órbita baja.
@Uwe, con tanques más pequeños y menos combustible, puede aumentar significativamente la relación entre la carga útil y el combustible, y este es el problema crucial.
Para la primera etapa, la "carga útil" son las etapas adicionales que se necesitan para llevar la carga útil final a donde debe ir. Al igual que, para Apollo, la carga útil de la tercera etapa fue la pila CSM/LM.
@MichaelKjörling ok, digamos "carga útil final" a relación de combustible total, o "carga útil final" a relación de peso total, lo que permite lanzamientos más baratos, como escribe la NASA en su propuesta.
@xmp125a: Te enfocas demasiado en la altitud. La altitud no es la parte difícil de ir al espacio. La parte difícil es la velocidad . Necesitaría poder hacer que su estatorreactor alcance velocidades mucho más rápidas de lo que nunca se ha demostrado para que valga la pena agregarlo como etapa. Una vez que tenga la velocidad, obtener la altitud adicional es fácil. Sin embargo, hablas de "23 kilómetros de autonomía añadida" y como si eso significara algo . Realmente, realmente no. Puedes acelerar con más fuerza una vez fuera de la atmósfera, pero salir de la atmósfera es la parte fácil.
@CBHacking Mi suposición (posiblemente defectuosa) es que el estatorreactor se puede usar siempre que haya suficiente masa de aire ingresando al motor. No veo ninguna razón por la que uno no pueda alcanzar velocidades extremas en una atmósfera muy delgada (siempre que quede algo de atmósfera). Para un estatorreactor realmente no importa si la atmósfera tiene solo el 1% de densidad, cuando vas a 100 veces la velocidad nominal en la superficie del mar. Entonces, la pregunta es si la atmósfera se está adelgazando más rápido de lo que el estatorreactor puede ganar velocidad.
@ xmp125a: Los estatorreactores "convencionales" (combustión no supersónica) tienen un límite superior bastante estricto en la velocidad, uno que es lo suficientemente bajo como para necesitar una tercera etapa casi tan poderosa como una segunda etapa moderna. Por encima de esa velocidad (en la vecindad de mach 5), la combustión subsónica ya no es posible (no se puede reducir la velocidad del aire entrante lo suficiente) y mientras que los estatorreactores (o scramjets ) de combustión supersónica están comenzando a demostrarse en pequeñas cantidades , parecen ser mucho más difíciles de diseñar, operar de manera confiable y controlar.
@CBHacking bien, eso tiene sentido. Saturno IV viajaba cerca de mach 7 al final de la quema de la primera etapa, y Falcon 9 aparentemente a mach 6, por lo que si mach 5 es el límite del estatorreactor, entonces esta es definitivamente una de las razones. Gracias.
@xmp125a: No hay mucha diferencia entre una densidad del 1 % o del 0,1 %, solo unos km más de altura. 100 veces la velocidad nominal no es posible, los estatorreactores están limitados a mach 5 o 6 como escribió CBHacking.
Personalmente, creo que una primera etapa reutilizable compuesta por SRB y Ramjets sería viable. Si bien la velocidad y la altitud no parecen muy impresionantes, es una diferencia entre los motores de cohetes atmosféricos y de vacío, este último considerablemente más eficiente, lo que significa ahorros significativos para las etapas superiores, y el estatorreactor no intenta mantener 6 mach pero lo suficiente para seguir funcionando. muy bien se puede utilizar para maniobrar la etapa de lanzamiento de regreso al sitio de lanzamiento después de la separación de la etapa.

Gracias a mucha gente respondiendo y comentando, creo que se podría resumir así:

1) Para el vuelo suborbital, la altura es importante. Los estatorreactores podrían usarse para eso. La NASA incluso investigó ramjet como una opción de propulsión.

2) PERO, si tu objetivo es llegar a la órbita, la altura no importa tanto. Puedes levantar tu vehículo espacial a una altura y caerá como una roca. Lo que importa en el vuelo orbital e interplanetario es la velocidad - (ver velocidad de escape ), por lo que la mayor parte de la energía invertida se usa para acelerar el vehículo, no simplemente para levantarlo. En ese caso, los estatorreactores se vuelven significativamente menos útiles debido al estrecho rango de velocidades.

Específicamente en la razón 2, el rango de velocidad relativamente estrecho de la utilidad del estatorreactor (alrededor de Mach 1 a 5) cuando necesita llegar a Mach 25.
Y la energía requerida para pasar de M5 a M25 no es 5x sino 25x porque la energía cinética va como V al cuadrado.
@OrganicMarble: Por otro lado, si su ramjet puede convertirse en un scramjet a Mach 5...
¿Por qué no se usa estatorreactor (convencional) para la segunda etapa de propulsión de cohetes?
RespuestasAquíPolítica de privacidad1y, 0v