ES2394489A1

ES2394489A1 - Vehiculo espacial multietapa de transferencia a orbita terrestre baja

Info

Publication number: ES2394489A1
Application number: ES201001274A
Authority: ES
Inventors: José Carlos GONZÁLEZ RUIZ
Original assignee: FUNDACION CENTAURI
Current assignee: FUNDACION CENTAURI
Priority date: 2010-09-27
Filing date: 2010-09-27
Publication date: 2013-02-01
Anticipated expiration: 2030-09-27
Also published as: ES2394489B1

Abstract

Vehículo espacial multietapa de transferencia a órbita Terrestre baja (VOB) (Figura 1 y 2), que comprende una primera etapa concebida como un vehículo lanzador tipo dirigible semirrígido estratosférico, utilizando como método de propulsión el principio de Arquímedes usando gases más ligeros que el aire y una segunda etapa concebida como un cohete al uso, utilizando como método de propulsión el principio de acción y reacción usando monopropelente tipo peróxido de hidrógeno.

Description

Vehículo espacial multietapa de transferencia a órbita Terrestre baja (VOB).

Sector de la técnica

La invención se encuadra en el sector de la Astronáutica, más concretamente en el diseño de naves espaciales y plataformas de lanzamiento, así como de los materiales, procedimientos y tecnologías con que serán construidas, y que tengan capacidad para acceder a orbitas Terrestres bajas.

Estado de la técnica

La Astronáutica es la rama de la ingeniería dedicada a diseñar y construir ingenios que operen fuera de la atmósfera de la Tierra, ya sean tripulados o no. Abarca tanto la construcción de los propios vehículos como el diseño de los lanzadores que habrán de ponerlos en órbita, se trata de una rama amplia y de gran complejidad debido a las condiciones difíciles bajo las que deben funcionar los aparatos que se diseñen. En la actualidad, la exploración espacial se ha mostrado como una disciplina de bastante utilidad, en la cual están participando cada vez más países.

En Astronáutica, el uso más importante de los vehículos espaciales es el de lanzar objetos al espacio exterior, normalmente poniéndolos en órbita en torno a la Tierra. Para este objetivo, el cohete es el mejor medio disponible. Por una parte, son los únicos vehículos capaces de alcanzar la velocidad necesaria para esta aplicación, y de la otra sólo el cohete es capaz de propulsarse en el vacío del espacio. Los otros vehículos necesitan un medio material sobre el que desplazarse, o bien obtienen algún elemento esencial para su funcionamiento del medio que les rodea.

Sin embargo, el cohete no deja de ser un medio ineficaz de lanzar objetos al espacio, debido a su propia naturaleza, el cohete habrá siempre de ser mucho mayor que el objeto que tiene que transportar, yeso quiere decir que en un lanzamiento la mayor parte de la energía será utilizada para acelerar el propio cohete con su combustible y no su carga útil. Por ejemplo, un cohete Ariane 5 cargado de combustible pesa en torno a 750 toneladas, de las cuales sólo 20 toneladas pueden ser efectivamente puestas en órbita y consideradas como carga útil.

El cohete convencional deberá pasar por algunos avances en los próximos años, aunque aún :5erá el mayor responsable, por mucho tiempo, del envío de cargas, astronautas y satélites artificiales al espacio. La adopción de vehículos reutilizables, como el transbordador espacial de la NASA, debe ampliarse, estos despegan como un cohete convencional, pero aterrizan como aviones, gracias a su aerodinámica especial.

Recientemente los programas espaciales de los EE. UU. y de Rusia han comenzado a recibir competencia de programas de otros países, tales como la Unión Europea, Japón y China. La Agencia Espacial Europea (ESA) cuenta con un óptimo lanzador para satélites, el cohete Ariane, la ESA desarrolló también un vehículo reutilizable llamado Hermes, que nunca llego a ser utilizado. En los años 90 la agencia espacial japonesa (JAXA) se convirtió en la tercera después de rusos y estadounidenses en mandar sondas a la Luna y Marte. En 2003 China (CNSA) fue la tercera nación en enviar un hombre al espacio en la nave Shenzhou (una versión mejorada de la Soyuz), China anunció también su interés en efectuar una misión tripulada a la Luna. También comenzaron las primeras tentativas privadas de exploración espacial, como es el caso de la SpaceShipOne que envió astronautas exitosamente en vuelos sub-orbitales por encima de 100 km de altitud.

Las tendencias nos llevan a una cooperación total, misiones compartidas entre varios países. Es muy destacable el esfuerzo de cooperación entre los rusos, los estadounidenses, los europeos y otros países, colaborando en la Estación Espacial Internacional (155) y en otros proyectos conjuntos. Así, la carrera espacial como tal murió con la guerra fría, fue toda una época de hazañas apasionantes, pero ahora se abre una nueva perspectiva, más esperanzadora, y de mayor calado.

Para los próximos diez años, solamente las compañías de telecomunicaciones planean colocar en órbitas bajas, aproximadamente, dos mil satélites. El problema está en los costos actuales, que se elevan a 11.000 dólares por cada kilo transportado. La principal razón de estos elevados costos, es que los cohetes son pesados e ineficientes. En la medida que ascienden en la atmósfera, se tienen que ir desprendiendo de partes que no se vuelven a utilizar. Aun los transportadores de NASA, llamados "reutilizables", tienen que desprenderse de tanques de combustible y otras partes que se queman en la atmósfera y caen al mar. Para responder a las crecientes necesidades del mercado que se avecina, se requiere bajar costos e incrementar su eficiencia.

Las razones más destacadas del enorme coste que implica poner una unidad de masa en órbita baja, es en parte la singularidad de los diseños de los cohetes y sus lanzadores, de su complejidad, de su magnitud, y de la gran cantidad de personal que se destina en tierra para el lanzamiento de un gigantesco cohete.

En los documentos de patente ES2186334, ES2093274, ES2018725 y otros se proponen aerostatos y dirigibles.

En la actualidad, y como referencia al estado de la técnica, debe señalarse que, aunque son ampliamente conocidos diferentes tipos de cohetes aplicados a la transferencia de cargas a orbitas bajas; por parte del solicitante, se desconoce la existencia de ningún otro vehículo espacial que presente unas características conceptuales, técnicas y constitutivas semejantes a las que preconiza el que aquí se presenta.

El problema técnico que nos planteamos: es buscar un sistema de lanzamiento de cargas a orbitas bajas que sea económico, tenga un bajo impacto medioambiental, que no implique tecnologías complejas, y que su organización y gestión sean lo más asequible posibles, consiguiendo con todo ello un vehículo espacial más sostenible, económico y que esté al alcance de un mayor número de países.

Solución aportada: Para ello, la presente invención se centra en el diseño de un vehículo espacial multietapa de transferencia a órbita Terrestre baja, que presenta dos novedades fundamentales; comprende un vehículo lanzador entendido como primera etapa y concebido como un dirigible semirrígido, que asciende hasta la estratosfera, lanza un cohete y regresa a tierra para ser reutilizado totalmente, otro vehículo entendido como segunda etapa y concebido como un cohete monoetapa, que todo él se considera como carga útil, sin que se desprenda durante el viaje ninguna parte de el.

Con este esquema buscamos una alternativa económica para los sistemas de lanzamiento

existentes actualmente, a través de un diseño más simple de todos los procesos implicados

en el lanzamiento,: un ahorro importante de combustible, la producción en serie de los

diferentes: elementos, el uso de materiales baratos, componentes comerciales, y la

S: estandarización de los procedimientos de lanzamiento, asi como la utilización integra

como carga útil, de todo el cohete incluidos los motores y depósitos.

Otro objeto de la invención es el de proponer un sistema cohete modular, parametrizado y

estandarizado, tanto en dimensiones, como en acoples, como en recubrimientos, como en

preinstalación: de equipamientos, y que pueda ser adoptado internacionalmente,

10: fácilmente adaptable a nuevas necesidades planteadas en cada momento y para cada

aplicación.

Descripción detallada de la invención

Vehículo espacial multietapa de transferencia a órbita Terrestre baja (VOB), que comprende una primera etapa concebida como un vehículo lanzador tipo dirigible semirrígido estratosférico, utilizando como método de propulsión el principio de Arquímedes usando gases más ligeros que el aire y una segunda etapa concebida como un cohete al uso, utilizando como método de propulsión el principio de acción y reacción usando monopropelente tipo peróxido de hidrogeno.

La primera etapa, más ligera que el aire, está basada en un recinto lenticular de gran tamaño, ver figuras 1 y 2, constituido por una doble envoltura exterior flexible, resistente y ultraligera (1) con el fin de aislar térmicamente, según asciende, el aire del interior del vehículo, del aire del exterior; esta doble envoltura se separa mediante unas piezas de plástica (14) pegadas a las dos capas de la envoltura, ver figura 4, su colocación se hará coincidir con los puntos de unión que tienen cada uno de los balones de gas (9) además de todos cuantos otros puntos se consideren adecuados y necesarios, a su vez la presión en el interior de esta cámara será superior a la atmosférica con el objetivo de mantener separadas las dos capas y así poder realizar su función de aislamiento.

La parte superior exterior de la envoltura estará ocupada por una instalación fotovoltaica

(2) con el fin de obtener energía eléctrica, estas placas se unirán al vehículo pegando las placas fotovoltaicas de película delgada (17) a la envoltura, ver figura 5; gracias a su bajo peso, aproximadamente un 90% más ligero que las placas fotovoltaicas cristalinas rígidas, las placas fotovoltaicas de estructura flexible puede colocarse en cualquier tipo de superficie sin tener que añadir una estructura de soporte. Al ser flexible, se adaptan a cualquier superficie aprovechando al máximo el espacio disponible y con ello maximizando la producción de energía, la razón de utilizar estas placas es doble, por un lado reducir al máximo el peso y por otro dotar a la instalación fotovoltaica de flexibilidad ante posibles movimientos o vibraciones de la envoltura.

También en la envoltura exterior y cerca de la boca de salida del cohete (15), se instalara un escudo (3) de protección y desvío del chorro de gas caliente (13), ver figura 7, procedente de la tobera (26) del cohete en su salida hacia el espacio, la función de este escudo protector, es la de evitar que la envoltura (1) Y las placas fotovoltaicas (2) del vehículo salgan dañadas. En el interior de la envoltura lenticular, se instalaran balones de hidrogeno y/o helio gaseoso (4), estos balones están unidos unos a otros mediante un sistema de anclaje (9), el numero de estos elementos de anclaje se distribuyen en tres planos, ya que las diferentes filas de balones se colocan unas encima de otras al tresbolillo, en el plano superior se unen en tres puntos, en el plano medio por seis puntos y en el plano inferior por otros tres puntos, de tal forma que cada balón estará unido a los demás por doce puntos, salvo los balones que estén en la parte superior o inferior que lo estarán en nueve puntos con el resto de balones y en tres puntos con la envoltura exterior, el sistema de anclaje (9) está formado por una banda del mismo material del balón, cosida o pegada al mismo y que forma unas asas en los doce puntos de unión de los balones de gas, estas asas se unirán unas con otras mediante un eslabón rápido (10), esto nos permite que los balones tengan una amplia libertad para moverse unos respecto a otros, sin que se produzcan grandes tensiones en los puntos de unión y de esta manera puedan adsorber las vibraciones que se produzcan, ver figura 3, cada balón dispone de una válvula (19) que servirá para el llenado y vaciado del balón, y además se instalara en ese punto todos aquellos sensores (de presión, temperatura, densidad, CCTV, etc.) que sean de necesidad para el total control del gas en el interior del balón. Entre los balones y en los interespacios (5) que dejan estos, al menos durante la fase de construcción y mantenimiento, se colocaran una serie de pasarelas, que nos permitirán realizar los trabajos necesarios, estas pasarelas se retiraran antes del lanzamiento para evitar peso innecesario durante la ascensión.

Los interespacios (5) entre la envoltura y los balones de H2 y/o He, está ocupado con aire a una presión un poco inferior de la atmosférica al nivel del suelo, este aire se calentara en tierra antes del despegue hasta una temperatura que aporte la mayor fuerza ascensional posible, durante la ascensión y cuando se requiera, se seguirá calentando el aire interior con las placas fotovoltaicas instaladas en la parte superior de la envoltura, mediante calentadores de aire eléctricos (16) distribuidos entre los balones de gas.

En la periferia del vehículo se instalaran un conjunto, nunca inferior a cuatro, de propulsores de aire movidos por motores eléctricos (6) ver figura 6, alimentados con la energía eléctrica en corriente continua suministrada por la instalación fotovoltaica, y cuya misión consiste en apoyar la fuerza ascensional en los momentos oportunos, además podrán dirigir el vehículo en cualquier dirección y ayudaran en el regreso a Tierra del vehículo lanzador formado por la primera etapa, estos propulsores se unen a la envoltura mediante unas piezas (18) que les permiten girar hasta 1800 con el fin de poder enfocar el choro de aire en cualquier dirección.

En el interior del vehículo se colocara un tubo lanzador (11), que albergara el cohete (8) así como aquellos elementos y soportes necesarios para el lanzamiento de este, incluyendo la sala de control.

Sera necesario buscar un equilibrio en el diseño y distribución final de los balones de gas, con el objetivo de encontrar un acomodo adecuado de masas en el vehículo espacial, de la misma manera se buscara una distribución apropiada de los propulsores de aire, llegando incluso si fuera necesario, a colocar estos en el interior del tubo lanzador del cohete.

Durante las últimas décadas se han desarrollado multitud de nuevos materiales compuestos con unas propiedades de flexibilidad, resistencia y ligereza que dan al uso de dirigibles una nueva prospectiva de realidad en el momento actual, y harán que el peso total del vehículo descrito anteriormente sea mínimo y pueda elevar el cohete con su carga de combustible.

Con esta etapa podremos llegar a una altura en el entorno a los 30.000 metros, entrando en la estratosfera donde habremos superado el 85% de la atmosfera, la fuerza de la gravedad habrá disminuido en más de 1% y habremos recorrido al menos un 12% del camino total. La fuerza ascensional del conjunto, está representada por la siguiente fórmula:

FAscensional = FAscensión H2 + FAscensión He +FAscensión aire caliente + FAscensión propulsor aire

La segunda etapa estará constituida por un cohete de una sola etapa con monopropelente formado por peróxido de hidrogeno (H20 2), en el momento que finaliza la primera etapa y el vehículo alcance la estratosfera, unas bombas acopladas en los laterales del cohete (7) dentro del tubo de lanzamiento (11), bombearan a alta presión, el hidrogeno gaseoso

contenido en los balones proxlmos, al interior del cohete, cuando esta operación este completa se iniciara el encendido del cohete.

Un cohete impulsado por peróxido de hidrógeno se basa en la combustión e~pontánea del peróxido, este en estado aproximadamente puro, es relativamente estable, pero en contacto con un catalizador (por ejemplo la plata), se descompone en una mezcla de vapor supercaliente y oxígeno en menos de 1/10 de milisegundo incrementando el volumen resultante en 5.000 veces, según la siguiente reacción.

2 H20 2 = 2 H20 + O2,

La reacción qUlmlca es exotérmica con la consecuente liberación de calor (aproximadamente 2.500 kJ/kg), formando en este caso una mezcla de vapor-gas a unos 740 oc. Este gas caliente es usado exclusivamente como masa de reacción dinámica y es directamente conducida a una o más toberas (26). Para aumentar el empuje del motor cohete inyectamos en la cámara el hidrogeno gaseoso a alta presión que se encenderá espontáneamente y arderá gracias al oxígeno procedente de la descomposición del peróxido de hidrogeno.

Los motores cohete de peróxido de hidrogeno son menos energéticos que los que utilizan oxígeno líquido e hidrogeno liquido. La efectividad del combustible de un cohete viene determinada por su Impulso Específico. Este valor indica el tiempo, en segundos, que un Kg de masa del combustible utilizado puede estar proporcionando un empuje de 1 Kg. trabajando en el vacío, un motor bipropelente de peróxido de hidrogeno e hidrogeno tiene un impulso específico conjunto de 240 segundos.

El cohete que proponemos, ver figura 8 está formado por la agrupación y apilamiento de módulos estándar de forma cubica (21), cada uno de ellos comprende 8 piezas de unión iguales correspondientes a los 8 vértices del cubo, 12 vigas iguales correspondientes a cada uno de los 12 lados del cubo, posibilidad de colocar tensores, posibilidad de incluir ciertos recubrimientos, y posibilidad de instalar o preinstalar todo tipo de suministros, equipamientos y sistemas de control, para cubrir la utilidad que se demande, utilizando de esta manera, la unidad básica modular estandarizada, para la construcción de recintos habitacionales, mediante su agrupación flexible propuesta en nuestra solicitud de patente P201001088.

Cada sección (20) está formada por nueve módulos estándar (21), en altura apilaremos el numero de secciones suficientes en función de las necesidades de propelente para realizar el viaje. El depósito principal de peróxido de hidrogeno, estará formado por los módulos centrales (22) de cada una de las secciones, por lo tanto estos módulos estarán compuestos por un recubrimiento en cuatro de sus caras mientras que la cara superior e inferior estarán sin recubrimiento, los depósitos de hidrogeno (23) estarán alrededor del depósito principal y en la parte baja del cohete cerca del motor (24), la sección primera y principal está formada por uno o varios motores (24) cada uno de ellos con su correspondiente tobera de salida de gases (26).

El resto de módulos (25) que recubren el depósito principal (22) se consideran carga útil, y

o bien están vacios porque lo que interesa es sacar esa estructura al espacio, o bien serán módulos específicos perfectamente montados, como podrían ser laboratorios, zona de dormitorios, etc.

Otra de las características que tiene el cohete propuesto es que es de sección cuadrada en vez de sección circular, como viene siendo habitual, la razón de esta elección es doble por un lado al lanzar el cohete desde la estratosfera, el rozamiento es prácticamente despreciable por tanto la forma del cohete puede ser cualquiera, sin que una sección cuadrada penalice el lanzamiento, por otro la sección cuadrada es mejor aprovechada para recuperar la totalidad de la carcasa del cohete, que es uno de nuestros principales objetivos.

Se caracteriza porque dicho vehículo comprende:

Una doble envoltura (1), flexible, resistente y ultraligera que recubre todo el vehículo. Una instalación fotovoltaica (2), que cubre totalmente la parte superior plana del vehículo y que dotaran a este de una importante producción eléctrica durante el ascenso. De un escudo de material altamente aislante y resistente (3), alrededor del punto de salida del cohete (15). De un número suficiente de balones de hidrogeno y/o helio (4), que aportaran la mayor parte de la sustentación necesaria para que el vehículo se eleve. De al menos cuatro propulsores de aire movidos por motores eléctricos (6), sujetos al borde del vehículo. De un tubo lanzador (11) donde se instalaran tanto los soportes, bombas, centro de control y mecanismos necesarios para el lanzamiento del cohete. Dispondrá de un conjunto de bombas (7), que bombearan el hidrogeno encerrado en los balones a alta presión a un deposito en el interior del cohete. El cohete (8), está formado por el apilamiento de secciones (20) formadas cada una de ellas por el agrupamiento de nueve módulos estándar (21). El cohete es de una sola etapa, totalmente reutilizable, gracias al sistema de módulos con el que está compuesto, y por tanto ninguna de sus piezas se desprenderá durante el ascenso.

Las ventajas que presenta este sistema frente a los sistemas en cohete ría que actualmente están en uso, son notables y podemos destacar:

Elevamos el cohete hasta sobrepasar la estratosfera sin uso de combustible propio, con ello conseguimos eliminar prácticamente la totalidad del rozamiento de la atmosfera y por tanto disminuir las necesidades de combustible del cohete. Gracias a la enorme superficie del vehículo lanzador de primera etapa, en su superficie podemos poner una gran instalación fotovoltaica, disponiendo de una energía adicional muy importante. El gas hidrogeno utilizado en los balones durante la ascensión aerostática, es reutilizado como combustible en el cohete y por tanto es un menor peso que tiene inicialmente el cohete. El cohete es de una sola etapa y no se desprende de él, ninguna pieza, ni depósito durante la ascensión, además gracias a su diseño formado por módulos estandarizados, se puede considerar que es, en su totalidad carga útil, es un elemento estructural de una posible instalación en el espacio, bien sea un equipamiento científico o una estación espacial.

La menor necesidad de combustible para elevar una carga útil, viene determinada por cuatro factores: en la primera etapa utilización de gases más ligeros que el aire, producción de energía eléctrica fotovoltaica durante la ascensión, eliminación de carga desechable, y reutilización de parte del hidrogeno usado en la ascensión, como combustible del cohete. Debido a que el cohete se lanza desde la estratosfera donde apenas hay rozamiento, el tamaño, la forma y el volumen del cohete no son importante, por tanto puedo transportar cargas muy voluminosas de bajo peso, sin problemas, ni costes añadidos. Todas las tecnologías implicadas en las dos etapas propuestas, son técnicas muy conocidas y muy probadas desde hace décadas. En la troposfera que es donde está el 80% de nuestra atmosfera, no vertemos ningún gas, ni contaminante, durante el funcionamiento del cohete se expulsa exclusivamente vapor de agua, haciendo que todo el proceso de lanzar una carga útil al espacio sea menos contaminante que los actuales sistemas. La infraestructura en Tierra, es mucho más simple y económica, ya que no es necesaria una compleja torre de lanzamiento. El peróxido de hidrogeno no proporciona un gran empuje, sin embargo tiene la ventaja de ser muy estable por largos períodos de tiempo a temperatura y presión ambiental y como consecuencia muy fácil de manejar. El peróxido de hidrogeno es versátil, pudiendo ser utilizado como monopropelente y como oxidante en sistemas bipropelente. Con una densidad mayor que la mayoría de los propelentes, necesita un depósito de menor volumen y consecuentemente una menor masa del vehículo lanzador. Todo el sistema propuesto es compatible con materiales de bajo coste, componentes comerciales, con la fabricación en serie y con tecnologías simples y asequibles a todo el mundo.

Descripción de las figuras

Hemos representado de manera simplificada y esquemática un ejemplo de realización únicamente ilustrativo y no limitativo de las posibilidades prácticas de la invención.

En dichos dibujos, la figura 1 corresponde a un corte en perfil del vehículo espacial multietapa de transferencia a órbita Terrestre baja con todos los elementos que lo caracterizan.

La figura 2 corresponde a un corte en planta del vehículo propuesto.

La figura 3 corresponde a un corte en perfil del sistema de unión de dos balones de gas entre sí.

La figura 4 corresponde a un corte de la envoltura exterior, donde se refleja la unión de esta con los balones de gas y con la instalación fotovoltaica.

La figura 5 corresponde a una vista en planta de la instalación fotovoltaica.

La figura 6 corresponde a una vista isométrica de los balones de gas, así como de los propulsores de aire.

La figura 7 corresponde a una vista isométrica y un corte según la línea A-A' del escudo

protector.

La figura 8 corresponde a una vista isométrica del cohete.

La figura 1 y la figura 2 corresponde a un corte en planta y de perfil del vehículo

S: propuesto, está basado en un recinto lenticular de gran tamaño constituido por una doble

envoltura exterior flexible, resistente y ultraligera (1), esta doble envoltura se separa

mediante unas piezas de plástico (14) pegadas a las dos capas de la envoltura, la parte

superior exterior de la envoltura estará ocupada por paneles fotovoltaicos (2) con el fin de

obtener energía eléctrica, también en la envoltura exterior y cerca de la boca de salida

10: del cohete (15), se instalara un escudo de protección y desvío del chorro de gas caliente

(3) procedente de las toberas (26) del cohete en su salida hacia el espacio. En el interior

de la envoltura lenticular, se instalaran balones de hidrogeno y/o helio gaseoso (4), estos

balones están unidos unos a otros mediante un sistema de anclaje (9), los interespacios (5)

entre la envoltura y los balones de H2 y/o He, está ocupado con aire a una presión un poco

lS: inferior de la atmosférica al nivel del suelo, este aire se calentara mediante calentadores

de aire eléctricos (16) distribuidos entre los balones de gas; en la periferia del vehículo se

instalaran un conjunto, nunca inferior a cuatro, de propulsores de aire movidos por

motores eléctricos (6) Y cuya misión consiste en apoyar la fuerza ascensional en los

momentos oportunos, estos propulsores se unen a la envoltura mediante unas piezas (18)

20: que les permiten girar hasta 1800 con el fin de poder enfocar el choro de aire en cualquier

dirección.

La figura 3 corresponde a un corte en perfil del sistema de unión de los balones de gas,

este sistema (9) como puede verse en el corte, está formada por una banda del mismo

material del balón, cosida o pegada al mismo y que forma unas asas en los doce puntos de

2S: unión de los balones de gas, estas asas se unirán unas con otras mediante un eslabón

rápido (10), esto nos permite que los balones tengan una amplia libertad de moverse unos

respecto a otros, sin que se produzcan unas grandes tensiones en los puntos de unión y de

esta manera puedan adsorber las vibraciones que se produzcan.

La figura 4 corresponde a un corte de la envoltura exterior, donde se refleja la unión de

30: esta con los balones de gas y con la instalación fotovoltaica. La envoltura (1) está formada

por dos capas de material flexible ultraligero y muy resistente, para que estas dos capas no

se junten una con otra, se diseñan unas simples piezas de material plástico (14) cuadradas

de espesor suficiente, que se pegan a las capas de la envoltura (1) por su parte interior, se

pondrán tantas como sean precisas, y teniendo en cuenta que parte de ellas deberán

3S: coincidir en los puntos en los que los balones de gas (4) están en contacto con la envoltura,

de esta manera estas piezas de separación (14) se apoyaran en los puntos de unión (9) de

los balones. En la misma figura 4, podemos ver como la lámina flexible de película delgada

de las placas fotovoltaicas (17) está pegada a la envoltura exterior.

La figura 5 corresponde a una vista en planta de la instalación fotovoltaica (2), las láminas

40: de película delgada flexible (17) de las que está compuesta se pegan a la envoltura

exterior (1) para que pueda adsorber los diferentes movimientos y vibraciones que tendrá

la envoltura del vehículo.

La figura 6 corresponde a una vista isométrica de los balones de gas, así como de los propulsores de aire. En esta figura podemos ver parte de los doce puntos de unión (9) entre balones, descritos en la figura 3, así como una válvula (19) que servirá para llenar o vaciar de gas el balón, además en esta válvula se colocaran los sensores necesarios (presión, temperatura, densidad, CCTV, etc.) para saber en todo momento el estado del gas interior. En la figura 6 podemos ver también una vista isométrica de uno de los propulsores de aire (6), este propulsor funciona con un motor eléctrico en corriente continua, alimentado por la instalación fotovoltaica (2), y estará unido a la envoltura (1) a través de un sistema (18) que le permitirá girar en un ángulo de 1800 de tal forma que podrá orientar su chorro hacia abajo para aumentar la sustentación, hacia arriba para colaborar en un descenso controlado, o hacia un lateral para corregir trayectorias y poder desplazarse longitudinalmente.

La figura 7 corresponde a una vista isométrica y un corte según la línea A-A' del anillo protector, este se sitúa cerca de la boca de salida (15) del cohete, y actúa como protección y desvío del chorro de gas caliente (13), procedente de la tobera (26) del cohete en su salida hacia el espacio, la función de este escudo protector, es la de evitar que la envoltura (1), la instalación fotovoltaica (2) y los balones de gas (4) del vehículo salgan dañadas.

La figura 8 corresponde a una vista isométrica del cohete, este se forma por el apilamiento de diferentes secciones (20), cada una de ellas formada por nueve módulos básicos (21) estandarizados en forma de cubos, la sección primera y principal está formada por uno o varios motores (24) de peróxido de hidrogeno cada uno de ellos con su correspondiente tobera (26), el resto de las secciones están formadas por una unidad básica central (22) que sirve de depósito principal de peróxido y el resto de unidades, podrán ser o bien depósitos auxiliares de hidrogeno (23) o carga útil (25), o simplemente unidades vacías

(21) .

Ejemplos de realización:

La presente invención se ilustra adicionalmente mediante el siguiente ejemplo, el cual no pretende ser limitativo de su alcance.

Una de las principales aplicaciones que tendrá el espacio en las próximas décadas será la de mantener una gran estación espacial con forma de toroide girando sobre su centro para producir gravedad artificial y preparada para que vivan en ella, de forma continuada, varios cientos de personas. Las funciones de esta estación podrán ser muchas, además de experimentar todo lo relacionado con la propia tecnología espacial, (materiales, combustibles, alimentación, efectos biológicos, medicina, etc.). Entre las aplicaciones comerciales podríamos hablar de: Turismo espacial, ya se ha demostrado que hay una clara demanda de este servicio; preparación de laboratorios de investigación especializados, la mejor y mas económica manera de conseguir un recinto de alto vacío, de micro gravedad, de atmosfera aséptica y controlada, o de temperaturas bajas, es en el espacio, cualquiera de estas características, son una verdadera pesadilla conseguirlas en la Tierra, sin embargo en el espacio muchas de ellas las tenemos sin más que "abrir la ventana ...". Lo mismo podríamos decir de la fabricación de ciertos componentes, materiales, y medicinas, que exigirían esas mismas condiciones especiales de fabricación, como las que hemos referenciado, alto vacio, micro gravedad, temperaturas bajas, atmosfera aislada, etc. Otra de las aplicaciones fundamentales de una estación de estas características es la de puerto de partida y fabricación de otras naves que se dirijan a cualquiera de los objetos del sistema Solar.

Al final una estación espacial, para ser habitada por cientos de personas, estará formada por un conjunto de módulos habitables, hoteles, laboratorios, fabricas especializadas, y de producción de alimentos, mantenimiento vital, almacenes, etc. su peso estará entre las doscientas y trescientas mil toneladas, lo que implica que será necesario realizar miles de viajes al espacio para poder construir esta estación, y a los precios que actualmente está sacar una carga al espacio, hace que éstos proyectos, con la disponibilidad actual, son del todo inviables. Para que eso pueda ser posible, hay que conseguir un sistema de envió de cargas que sea muy económico, muy sencillo y que puedan participar en él, cualquier país

o empresa privada y entre todos contribuir a una empresa de esta magnitud.

El sistema que aquí hemos propuesto, tiene como ya se ha dicho, ventajas que harían posibles los requisitos de montar una estación de estas características. Nuestra invención propone un vehículo lanzador de primera etapa, basado en un dirigible semirrígido que alberga en su interior un cohete. Este dirigible más ligero que el aire, llegara por sus propios medios hasta la estratosfera, en ese momento despega el cohete y el vehículo lanzador regresa a Tierra. Una vez que el vehículo descrito, este perfectamente definido y probado, y al no requerir ninguna instalación compleja en Tierra, estará al alcance de cualquier empresa o país su fabricación y puesta en servicio. Este vehículo es totalmente reutilizable, pudiendo ser usado cientos de veces, ya que no tiene desgaste, ni piezas en movimiento, tan solo será necesario recargar posibles pérdidas de gas en los balones, o pequeño mantenimiento en la instalación fotovoltaica y de los propulsores de aire. Por tanto la repercusión de esta primera etapa en el precio final de poner la carga en el espacio será muy pequeña.

La segunda etapa está basada en un cohete monopropelente de peróxido de hidrogeno, este propelente tiene la ventaja de ser muy estable en condiciones normales de presión y temperatura, el proceso de fabricación es sencillo y su tecnología es perfectamente conocida, no tiene problemas de agotamiento de reservas, no es contaminante y está perfectamente disponible en cualquier lugar del planeta, como consecuencia de todo ello su precio es muy económico y muy sencillo de manejar y el hidrogeno que podemos inyectar en la cámara de combustión para utilizar el oxigeno liberado en la descomposición del peróxido y así aumentar el impulso especifico del cohete, es otro gas perfectamente conocido y su producción esta extendida por cualquier lugar de la Tierra.

Otra de las características más importante de la invención propuesta es que la forma del cohete que proponemos, no está restringida al sistema que actualmente está en uso, cilindro estrecho y alargado, ya que nuestro cohete parte desde la estratosfera, y en los primeros momentos de su recorrido viaja con velocidad baja, por tanto podemos afirmar que va a viajar sin atmosfera, y por tanto sin rozamiento. Esta libertad de forma en el cohete nos abre las puertas a diseñar este cohete de forma modular, es decir con los mismos elementos constructivos con los que esté diseñada la futura estación; de tal forma que la totalidad del cohete cuando entre en órbita se utilizara para ser acoplado como parte integrante de la estación. Los módulos de carga (25) ya irán perfectamente equipados desde Tierra, con sus mesas de laboratorio, equipamiento, suministros, etc.

Claims

REIVINDICACIONES

1. Vehículo espacial multietapa de transferencia a órbita Terrestre baja, que comprende una primera etapa concebida como un dirigible, usando gases más ligeros que el aire y una segunda etapa concebida como un cohete al uso, usando monopropelente.

Caracterizada porque dicho vehículo comprende:

Una doble envoltura (1), flexible y ultraligera que recubre todo el vehículo. Una instalación fotovoltaica (2), que cubre la parte superior del vehículo. Un escudo de material resistente (3), alrededor del punto de salida del cohete. De un número suficiente de balones de H2 y/o He (4). De al menos cuatro propulsores de aire (6), para dar maniobrabilidad al vehículo. De un conjunto de bombas (7), que inyectan el H2 de los balones al cohete. De un tubo lanzador (11), que alberga y mantiene un cohete. De un cohete (8), de una sola etapa, totalmente utilizable, formado por el agrupamiento de varios módulos estándar (21).
2.

Vehículo espacial multietapa de transferencia a órbita Terrestre baja según las reivindicaciones precedentes, caracterizada porque utilizamos una sola envoltura exterior para recubrir el vehículo lanzador, en vez de la doble envoltura propuesta, con el fin de aligerar peso total del vehículo de lanzamiento.
3.

Vehículo espacial multietapa de transferencia a órbita Terrestre baja según las reivindicaciones precedentes, caracterizada porque utilizamos otro tipo diferente de captador de energía solar en su superficie, bien placas fotovoltaicas mono cristalinas, poli cristalinas, o bien una simple superficie negra para captar el calor solar calentando la cubierta exterior y por conducción el aire del interior del vehículo.
4.

Vehículo espacial multietapa de transferencia a órbita Terrestre baja según las reivindicaciones precedentes, caracterizada porque colocamos en vez de propulsores de aire, cualquier otro sistema de impulsión de aire tipo, rotor, hélices, o turbina de aire.

Fíg. 2 11

Fig.3

14

Fig.4

10 17

9

Fig.8

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Fig.7

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26 /

26

OFICINA ESPAÑOLA

DE PATENTES Y MARCAS ® N.O solicitud: 201001274

ESPAÑA

@ Fecha de presentación de la solicitud: 27.09.2010

@ Fecha de prioridad:

INFORME SOBRE EL ESTADO DE LA TÉCNICA

® Int.CI: 864Gl/l0 (2006.01)

86481/40 (2006.01)

DOCUMENTOS RELEVANTES

Categoría

@ Documentos citados Reivindicaciones afectadas

y

DE 2814309A1 (SCHMITZ) 04/10/1979; todo el documento. 1

y

US 6119983 A (PROVITOLA) 19/09/2000; columna 6, líneas 11 -40; figuras 16 -19. 1

Y

CA 2587212 A1 (Dft.NG) 24/10/2008; páginas 6-7; figuras 1 -4. 1

Y

US 2004/0195431 A1 (YUMLU et al.) 07/10/2004; todo el documento. 1

A

GB 2229155 A (MIHAJLOVIC) 19/09/1990.

A

AU 2009100967 A4 (KHN'J) 05/1112009.

A

US 2008/0283659 A1 (HORN8AKER) 20/1112008.

Categoría de los documentos citados X de particular relevancia O referido a divulgación no escrita y de particular relevancia combinado con olro/s de la P publicado entre la fecha de prioridad y la de presentación misma categoría de la solicitud A refieja el estado de la técnica E documento anteríor, pero publicado después de la fecha de presentación de la solicitud

El presente infonne ha sido realizado IR! para todas las reivindicaciones D para las reivindicaciones nO:

Fecha de realización del infonne 18.12.2012

Examinador L. J. Dueñas Campo Página 1/4

INFORME SOBRE EL ESTADO DE LA TÉCNICA

N° de solicitud: 201001274

Documentación mínima buscada (sistema de clasificación seguido de los símbolos de clasificación)

B64G, B64B

Bases de datos electrónicas consultadas durante la búsqueda (nombre de la base de datos y, si es posible, términos de

búsqueda utilizados) EPODOC

Informe sobre el estado de la técnica Página 2/4

OPINiÓN ESCRITA

N° de solicitud: 201001274

Fecha de realización de la opinión escrita: 18.12.2012

Declaración

Novedad (Art. 6.1 LP 11/1986)

Reivindicaciones 1-4 sí

Reivindicaciones

NO

Actividad inventiva (Art. 8.1 LP11/1986)

Reivindicaciones 2-4 si

Reivindicaciones

1 NO

Se considera que la solicitud cumple con el requisito de aplicación industrial. Este requisito fue evaluado durante la fase de

examen formal y técnico de la solicitud (Artículo 31.2 Ley 11/1986). Base de la opinión.

La presente opinión se ha realizado sobre la base de la solicitud de patente tal y como se publica.

Informe sobre el estado de la técnica Página 3/4

OPINiÓN ESCRITA

N° de solicitud: 201001274

1. Documentos considerados.

A continuación se relacionan los documentos pertenecientes al estado de la técnica tomados en consideración para la realización de esta opinión.

Documento

Número de publicación o identificación Fecha de publicación

D01

DE 2814309 A1 (SCHMITZ) 04.10.1979

D02

US 6119983 A (PROVITOLA) 19092000

D03

CA 2587212 A 1 (DANG) 24.10.2008

D04

US 2004/0195431 A1 (YUMLU el aL) 07.10.2004

D05

GB 2229155 A (MIHAJLOVIC) 19091990

D06

AU 2009100967 A4 (KHAN) 05.11.2009

D07

US 2008/0283659 A1 (HORNBAKER) 20.11.2008
2. Declaración motivada según los artículos 29.6 y 29.7 del reglamento de ejecución de la Ley 11/1986, de 20 de marzo, de Patentes sobre la novedad y la actividad inventiva; citas y explicaciones en apoyo de esta declaración

La solicitud de invención presentada contiene una reivindicación principal o independiente de aparato y tres reivindicaciones más dependientes de la anterior. Dicha invención define como objeto técnico de la misma, según se expresa en las primeras líneas de la reivindicación principal, un vehículo espacial; dicho objeto técnico se centra funcionalmente o como aplicación, según se continúa en el preámbulo de la misma, en el campo de la cosmonáutica. Igualmente, y como establece el solicitante en el preámbulo de dicha reivindicación principal, la invención incluye como parte del estado de la técnica de dicho campo tecnológico el que comprende una primera etapa como globo aerostático, y una segunda etapa como cohete. La parte esencial de la invención que destaca el solicitante como novedosa frente al estado de la técnica de cara a resolver el problema técnico planteado y, por tanto, las características técnicas substanciales del aparato que de manera necesaria o suficiente afrontan dicho problema técnico, establecidas según el solicitante en la parte caracterizadora de la reivindicación independiente, comprende una doble envoltura, una instalación fotovoltaica, un escudo de material resistente, un número de balones, unos propulsores para control, unas bombas de transferencia del hidrógeno desde los balones al cohete, un tubo lanzador, y el cohete propiamente dicho.

El documento 001 se considera el estado de la técnica más próximo. Este documento alemán, que forma parte del mismo sector técnico, presenta un conjunto formado por un toroide para la navegación como globo mediante balones, y unido a un cohete en el centro del anillo, para su lanzamiento desde gran altura. Incluye células solares para captación de energía, que es transformada en energía eléctrica, almacenada y usada, entre otras cosas, para la alimentación de unos motores de control. También incluye una doble protección térmica con polietileno y aluminio. El documento 001 es, por tanto, relevante en lo que concierne a esta reivindicación 1.

El documento 002 está también bastante relacionado con la solicitud de invención presentada y también forma parte del mismo sector tecnológico. Se trata de un documento estadounidense y muestra un sistema que navega como dirigible o a reacción. Está constituido, por una parte, por conjunto de balones, y, por otra, por motores de tipo turborreactor o motores cohete. La invención se centra en que la parte que actúa como aeróstato está rellena de gases, como el hidrógeno, que pueden transferirse mediante bombeo a la parte motora para su consumo. La consideración combinada de estos dos documentos puede concernir a las características técnicas substanciales del aparato, presentadas en la parte caracterizadora de la reivindicación principal, y, por tanto, podría verse afectada la actividad inventiva de dicha reivindicación. Por otra parte, las reivindicaciones dependientes 2-4 podrían encontrarse descritas en alguno de los documentos citados, al menos en sus características técnicas esenciales, o bien, no tomando en consideración aquellas características técnicas estimadas como ampliamente conocidas en el estado de la técnica o que pueden ser meras yuxtaposiciones de otras características de diseño propias del desarrollo o trabajo técnico normal y no inventivo de un experto en la materia, dichas reivindicaciones dependientes 2-4 pueden presentar un reducido contenido de salto inventivo que fuera susceptible de ampliar o complementar el correspondiente de la reivindicación principal.

El documento 003 está también bastante relacionado con la solicitud de invención presentada y también forma parte del mismo sector tecnológico. Se trata de un documento canadiense y muestra también un conjunto formado por un aerostato constituido por varios balones, y unido a un cohete en el centro del mismo para su lanzamiento desde gran altura. Por tanto, el documento 003 es también relevante en lo que concierne a la reivindicación 1.

El documento 004 está también bastante relacionado con la solicitud de invención presentada y también forma parte del mismo sector tecnológico. Se trata también de un conjunto mixto de globo aerostático y vehículo espacial con motores cohete. Incluye células solares para captación de energía, que es transformada en energía eléctrica, almacenada y empleada para la alimentación de unos motores de control, así como la producción, almacenamiento y utilización de hidrógeno para los balones y para los motores. La consideración combinada de estos dos documentos puede concernir a las características técnicas substanciales del aparato, presentadas en la parte caracterizadora de la reivindicación principal, y, por tanto, podría verse afectada la actividad inventiva de dicha reivindicación.

Los documentos 005-007 presentan otras formas de realización que no anticipan la novedad o la actividad inventiva de la invención, aunque se incluyen como estado de la técnica y para el conocimiento del solicitante.

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