Procedimiento para reducir la masa de carburante embarcado en una misión interplanetaria.

Procedimiento para reducir la masa del carburante embarcado en una misión interplanetaria,

que se caracteriza porque este consiste:

- en lanzar (10a) un primer vehículo espacial orbitador (1) desde la Tierra en una primera trayectoria interplanetaria (31, 33) hacia un planeta de destino a explorar;

-en lanzar (10b) un segundo vehículo espacial orbitador (2) desde la Tierra en una segunda trayectoria interplanetaria (32, 34) hacia un lugar de encuentro (38), la segunda trayectoria interplanetaria no constando de fase de puesta en órbita alrededor del planeta de destino;

- en recuperar un carga que hay que transportar y en cargarla en el primer vehículo espacial orbitador (1);

- en hacer volver al primer vehículo espacial orbitador (1) y a la carga desde el planeta de destino hasta el lugar de encuentro (38);

- en establecer un acoplamiento (14) de los dos vehículos espaciales orbitadores (1, 2);

- en hacer volver al menos al segundo vehículo espacial orbitador (2) y a la carga desde el lugar de encuentro (38) hasta una órbita terrestre (41).

Procedimiento para reducir la masa de carburante embarcado en una misión interplanetaria.

La presente invención se refiere a un procedimiento para reducir la masa de carburante embarcado en una misión interplanetaria. Esta se aplica en particular al campo de los vehículos espaciales interplanetarios, como, por ejemplo, para una misión de exploración del planeta Marte, en vuelo de ida y vuelta.

Se conoce el documento WO 92/21561 A1, que se considera como el antecedente de la invención más cercano y da a conocer un procedimiento para llevar a cabo misiones de exploración planetaria.

El viaje de vuelta de una tripulación y/o de muestras de material desde un planeta lejano hacia la Tierra exige, entre otras cosas, enviar un vehículo espacial, denominado orbitador, hacia el planeta que hay que explorar y hacer volver a este vehículo espacial a la Tierra. Esta operación implica a lo largo del viaje, varias maniobras importantes y un consumo asociado de masa de carburante ya que es preciso, en particular, que el vehículo espacial acelere para despegar de la Tierra, luego frene antes de su llegada al planeta que hay que explorar, acelere de nuevo para abandonar el planeta y, por último, frene antes de llegar a la Tierra.

El consumo de carburante siendo, por una parte, muy alto durante los periodos de fuertes variaciones de velocidad, es decir, durante las diferentes fases de despegue y de aterrizaje, y, por otra parte, más alto cuanto mayor es la masa total del vehículo, estas variaciones sucesivas de velocidad crean una amplificación exponencial de las necesidades de carburante, denominado efecto " bola de nieve ", y, por lo tanto, de la masa que hay que transportar. De manera tradicional, la masa del carburante necesaria para una misión interplanetaria es superior a la masa útil, denominado masa en seco, del vehículo espacial.

Al ser muy grande la masa de carburante que hay que transportar, esta tiene un impacto enorme en los costes de la misión interplanetaria, así como en la talla y la masa del vehículo espacial orbitador que se requiere en su arranque, por ejemplo, un cohete lanzadera más grande y, por lo tanto, más caro.

Para reducir la masa de carburante que hay que transportar para una misión interplanetaria, es habitual utilizar, para el viaje de vuelta a la Tierra, una cápsula pasiva de retorno aero-termo-dinámica que disipa su energía directamente en la atmósfera terrestre durante una fase de retorno. Esta cápsula de retorno permite prescindir de la última fase de frenado antes del aterrizaje en la Tierra, pero presenta unos riesgos de accidentes muy críticos para el medioambiente terrestre, en particular cuando la misión consiste en traer muestras de materiales como, por ejemplo, la misión americana Génesis que no tuvo éxito en su fase de aterrizaje en la Tierra mientras llevaba unas muestras de polvos de un cometa.

La presente invención tiene como objetivo resolver estos inconvenientes proponiendo un procedimiento que permite economizar la masa de carburante que hay que transportar para una misión interplanetaria y que no presenta los peligros de las cápsulas pasivas para el medioambiente terrestre.

Para ello, la invención tiene por objeto un procedimiento para reducir la masa de carburante embarcado en una misión interplanetaria, que se caracteriza porque este consiste:

en lanzar un primer vehículo espacial orbitador de la Tierra en una primera trayectoria interplanetaria hacia un planeta de destino para su exploración; en lanzar un segundo vehículo espacial orbitador desde la Tierra en una segunda trayectoria interplanetaria hacia un lugar de encuentro, la segunda trayectoria interplanetaria no constando de fase de puesta en órbita alrededor del planeta de destino; en recuperar una carga que hay que transportar y en cargarla en el primer vehículo espacial orbitador; en hacer volver al primer vehículo espacial orbitador y a la carga desde el planeta de destino hasta el lugar de encuentro; en establecer un acoplamiento de los vehículos espaciales orbitadores; en hacer volver al menos al segundo vehículo espacial orbitador y a la carga desde el lugar de encuentro hasta una órbita terrestre.

De manera ventajosa, el primer vehículo espacial orbitador consta, en su lanzamiento desde la Tierra, de una masa de carburante que únicamente corresponde a la masa necesaria para la realización de una primera parte de la misión que se termina en el lugar de encuentro, en el momento del acoplamiento.

De manera ventajosa el segundo vehículo espacial orbitador consta de una masa de carburante que le permite tomar el relevo del primer vehículo espacial orbitador a partir del acoplamiento y terminar la misión desde el lugar de encuentro hasta el retorno a la órbita terrestre.

De manera ventajosa, el procedimiento consiste, además, en utilizar la asistencia gravitacional de un planeta o de una luna situada en la segunda trayectoria interplanetaria para reducir aún más la masa de carburante necesaria para la realización de la misión.

De acuerdo con un primer modo de realización de la invención, después de la fase de acoplamiento, los dos vehículos espaciales orbitadores vuelven juntos hasta la órbita terrestre.

De manera ventajosa, la masa del carburante necesaria para el retorno de los dos vehículos espaciales orbitadores desde el lugar de encuentro hasta la órbita terrestre se coloca en el segundo vehículo espacial orbitador.

Der acuerdo con un segundo modo de realización de la invención, el procedimiento consiste, además, después de la fase de acoplamiento, en descargar la carga del primer vehículo espacial orbitador en el segundo vehículo espacial orbitador, y a continuación en abandonar el primer vehículo espacial orbitador.

De manera preferente, la carga se recupera por medio de un primer cohete o una primera nave espacial lanzada desde el planeta de destino hacia el primer vehículo espacial orbitador y el primer vehículo espacial orbitador se deja en órbita alrededor del planeta de destino durante la recuperación de la carga.

De manera preferente, la carga se descarga por medio de un tercer vehículo espacial, seleccionado entre una estación espacial, un segundo cohete o una segunda nave espacial lanzada desde la Tierra hasta el segundo vehículo espacial, el segundo vehículo espacial orbitador, solo o acoplado al primer vehículo espacial orbitador, dejándose en órbita alrededor de la Tierra.

De manera preferente, el lugar de encuentro se localiza en una órbita de encuentro situada entre el planeta de destino y la Tierra.

De manera ventajosa, la carga está formada por pasajeros y/o muestras de materiales tomadas en el planeta de destino.

Se mostrarán de manera clara otras particularidades y ventajas de la invención en la siguiente descripción que se da a título de ejemplo puramente ilustrativo y no excluyente, en referencia a los dibujos esquemáticos que se anexan, que representan:

figura 1: una vista esquemática simplificada de un ejemplo de la evolución de la masa de carburante a lo largo de una misión interplanetaria, de acuerdo con la técnica anterior; figura 2: una vista esquemática simplificada de la evolución de la masa de carburante a lo largo de un misión interplanetaria, de acuerdo con la invención; figura 3: un primer ejemplo de trayectoria de un primer vehículo espacial orbitador, de acuerdo con la invención; figura 4: un primer ejemplo de trayectoria de un segundo vehículo espacial orbitador, de acuerdo con la invención; figura 5: un segundo ejemplo de trayectorias de los dos vehículos espaciales orbitadores que utilizan unas maniobras de asistencia gravitacional para acelerar o frenar los vehículos espaciales orbitadores, de acuerdo con la invención.

En referencia a la figura 1, la masa total TM0 de carburante que un vehículo espacial orbitador embarca en el lanzamiento se reduce de forma drástica una primera vez en la fase de liberación del vehículo con respecto a la Tierra y de su orientación 10 que corresponde a una primera variación de velocidad igual a Delta V1 y una segunda vez en la fase de frenado 11 al aproximarse al planeta de destino y de aterrizaje en este que corresponde a una segunda variación de velocidad igual a Delta V2. En el trayecto de vuelta del vehículo espacial hacia la Tierra, la masa total de carburante se reduce mucho una tercera vez en la fase de salida 12 del planeta de destino que corresponde a una tercera variación de velocidad... [Seguir leyendo]

1. Procedimiento para reducir la masa del carburante embarcado en una misión interplanetaria, que se caracteriza porque este consiste:

en lanzar (10a) un primer vehículo espacial orbitador (1) desde la Tierra en una primera trayectoria interplanetaria (31, 33) hacia un planeta de destino a explorar; en lanzar (10b) un segundo vehículo espacial orbitador (2) desde la Tierra en una segunda trayectoria interplanetaria (32, 34) hacia un lugar de encuentro (38) , la segunda trayectoria interplanetaria no constando de fase de puesta en órbita alrededor del planeta de destino; en recuperar un carga que hay que transportar y en cargarla en el primer vehículo espacial orbitador (1) ; en hacer volver al primer vehículo espacial orbitador (1) y a la carga desde el planeta de destino hasta el lugar de encuentro (38) ; en establecer un acoplamiento (14) de los dos vehículos espaciales orbitadores (1, 2) ; en hacer volver al menos al segundo vehículo espacial orbitador (2) y a la carga desde el lugar de encuentro (38) hasta una órbita terrestre (41) .

2. Procedimiento de acuerdo con la reivindicación 1, que se caracteriza porque el primer vehículo espacial orbitador (1) consta, en su lanzamiento desde la Tierra, de un masa de carburante que únicamente corresponde a la masa necesaria para la realización de una primera parte de la misión que se termina en el lugar de encuentro (38) , en el momento del acoplamiento (14) .

3. Procedimiento de acuerdo con la reivindicación 2, que se caracteriza porque el segundo vehículo espacial orbitador (2) consta de un masa de carburante que le permite tomar el relevo del primer vehículo espacial orbitador

(1) a partir del acoplamiento (14) y terminar la misión desde el lugar de encuentro (38) hasta la vuelta a la órbita terrestre (41) .

4. Procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 3, que se caracteriza porque este consiste, además, en utilizar al menos una asistencia gravitacional de un planeta o de una luna situada en la segunda trayectoria interplanetaria (32, 34) para reducir aún más la masa del carburante necesaria para la realización de la misión.

5. Procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 4, que se caracteriza porque este consiste, después de la fase de acoplamiento (14) , en hacer que los dos vehículos espaciales orbitadores acoplados juntos vuelvan hasta la órbita terrestre (41) .

6. Procedimiento de acuerdo con la reivindicación 5, que se caracteriza porque este consiste en colocar, en el segundo vehículo espacial orbitador (2) , la masa del carburante necesaria para el retorno de los dos vehículos espaciales orbitadores (1, 2) desde el lugar de encuentro (38) hasta la órbita terrestre (41) .

7. Procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 4, que se caracteriza porque este consiste, además, después de la fase de acoplamiento (14) , en descargar la carga del primer vehículo espacial orbitador (1) en el segundo vehículo espacial orbitador (2) y a continuación en abandonar el primer vehículo espacial orbitador (1) .

8. Procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 7, que se caracteriza porque este consiste en recuperar la carga por medio de un primer cohete o de una primera nave espacial lanzada desde el planeta de destino hacia el primer vehículo espacial orbitador (1) y en dejar al primer vehículo espacial orbitador (1) en órbita alrededor del planeta de destino durante la recuperación de la carga.

9. Procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 8, que se caracteriza porque este consiste, además, en descargar la carga por medio de un tercer vehículo espacial, seleccionado entre una estación espacial, un segundo cohete o una segunda nave espacial lanzada desde la Tierra hacia el segundo vehículo espacial (2) y en dejar al segundo vehículo espacial (2) , o a los dos vehículos espaciales orbitadores (1, 2) ensamblados, en la órbita (41) alrededor de la Tierra.

10. Procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 9, que se caracteriza porque el lugar de encuentro (38) se localiza en una órbita de encuentro (30, 37) situada entre el planeta de destino y la Tierra.

11. Procedimiento de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 10, que se caracteriza porque la carga está formada por pasajeros y/o por muestras de materiales tomadas en el planeta de destino.

IDA