صاروخ يعمل بالطاقة الشمسية الحرارية

الصاروخ الشمسي الحراري هو نظام دفع فضائي نظري يستخدم الطاقة الشمسية لتسخين كتلة التفاعل مباشرةً ، وبالتالي لا يحتاج إلى مولد كهربائي، كما هو الحال في معظم أنظمة الدفع الأخرى التي تعمل بالطاقة الشمسية. كل ما يحتاجه الصاروخ هو حمل وسائل التقاط الطاقة الشمسية، مثل المُركِّزات والمرايا . يُضخ الوقود المُسخَّن عبر فوهة صاروخية تقليدية لتوليد قوة الدفع. وترتبط قوة دفع المحرك ارتباطًا مباشرًا بمساحة سطح المُجمِّع الشمسي وشدة الإشعاع الشمسي المحلي.

على المدى القريب، تم اقتراح الدفع الحراري الشمسي لتحقيق استخدام أمثل للطاقة الشمسية، مما يُطيل عمر المركبات الفضائية ويقلل تكلفتها، ويُحسّن كفاءتها، كما يُتيح مرونة أكبر في إطلاق المراحل العليا المبردة بالوقود، بالإضافة إلى استخدامه في مستودعات الوقود في المدار . ويُعدّ الدفع الحراري الشمسي خيارًا مناسبًا أيضًا للاستخدام في مركبات السحب بين المدارات القابلة لإعادة الاستخدام، نظرًا لكفاءته العالية وقوة دفعه المنخفضة، وسهولة إعادة تزويده بالوقود نسبيًا.

هناك مفهومان للدفع الحراري الشمسي، يختلفان بشكل أساسي في الطريقة التي يستخدمان بها الطاقة الشمسية لتسخين الوقود:

• تعتمد التسخين الشمسي غير المباشر على ضخ الوقود الدافع عبر ممرات في مبادل حراري يتم تسخينه بواسطة الإشعاع الشمسي. ويُعدّ تصميم تجويف المبادل الحراري بدون نوافذ نموذجًا يعتمد على هذا النهج في امتصاص الإشعاع.
• تعتمد التسخين الشمسي المباشر على تعريض الوقود الدافع مباشرةً للإشعاع الشمسي. ويُعدّ مفهوم السرير الدوّار أحد المفاهيم المفضلة لامتصاص الإشعاع الشمسي المباشر؛ إذ يوفر دافعًا نوعيًا أعلى من تصاميم التسخين المباشر الأخرى باستخدام تقنية البذور المُحتفظ بها ( كربيد التنتالوم أو كربيد الهافنيوم ). يتدفق الوقود الدافع عبر الجدران المسامية لأسطوانة دوّارة، مُكتسبًا الحرارة من البذور التي يحتفظ بها الدوران على الجدران. تتميز الكربيدات بثباتها عند درجات الحرارة العالية وخصائصها الممتازة في نقل الحرارة.

نظراً لمحدودية درجة الحرارة التي تتحملها مواد المبادلات الحرارية (حوالي 2800 كلفن )، لا تستطيع تصاميم الامتصاص غير المباشر تحقيق دفع نوعي يتجاوز 900 ثانية (900  ثانية × γ₀ = 8.8  كم/ث) (أو حتى 1000 ثانية، انظر أدناه). تسمح تصاميم الامتصاص المباشر بدرجات حرارة أعلى للوقود، وبالتالي دفع نوعي أعلى، يصل إلى 1200 ثانية. مع ذلك، حتى الدفع النوعي الأقل يمثل زيادة ملحوظة مقارنةً بالصواريخ الكيميائية التقليدية _، وهي زيادة يمكن أن توفر مكاسب كبيرة في الحمولة (45% لرحلة من مدار أرضي منخفض إلى مدار أرضي ثابت ) على حساب زيادة مدة الرحلة (14 يوماً مقارنةً بـ 10 ساعات).

تم تصميم وتصنيع أجهزة صغيرة الحجم لمختبر دفع الصواريخ التابع للقوات الجوية (AFRPL) لتقييمها في الاختبارات الأرضية. ^{[ 1 ]} وقد قام مختبر SART بدراسة أنظمة ذات قوة دفع تتراوح بين 10 و100 نيوتن. ^{[ 2 ]}

تم اقتراح مركبات نقل مدارية قابلة لإعادة الاستخدام، تُسمى أحيانًا مركبات سحب فضائية (بين المدارات)، تعمل بصواريخ حرارية شمسية. وتكون مُركِّزات الطاقة الشمسية في مركبات السحب الحرارية الشمسية أقل تأثرًا بالإشعاع في أحزمة فان ألين من المصفوفات الشمسية في مركبات النقل المدارية الكهربائية الشمسية. ^{[ 3 ]}

تم إثبات المفهوم الأولي في عام 2020 باستخدام الهيليوم في جهاز محاكاة الشمس التابع لمختبر الفيزياء التطبيقية بجامعة جونز هوبكنز. ^{[ 4 ]}

تستخدم معظم التصاميم المقترحة للصواريخ الحرارية الشمسية الهيدروجين كوقود دافع نظرًا لانخفاض وزنه الجزيئي ، مما يوفر دافعًا نوعيًا ممتازًا يصل إلى 1000 ثانية (10  كيلو نيوتن.ثانية/كجم) باستخدام مبادلات حرارية مصنوعة من الرينيوم. ^{[ 5 ]}

كان الاعتقاد السائد أن الهيدروجين -رغم قدرته على توفير دافع نوعي ممتاز- غير قابل للتخزين في الفضاء. وقد طوّرت أعمال التصميم في أوائل العقد الثاني من القرن الحادي والعشرين نهجًا لتقليل تبخر الهيدروجين بشكل كبير، وللاستفادة الاقتصادية من الكمية المتبقية منه في المهام الفضائية الضرورية، ما يحقق عمليًا انعدام التبخر (ZBO). ^{[ 6 ] : ص 3، 4، 7}

يمكن استخدام مواد أخرى أيضًا. يُعطي الماء أداءً ضعيفًا نسبيًا يبلغ 190 ثانية (1.9  كيلو نيوتن.ثانية/كجم)، ولكنه لا يتطلب سوى معدات بسيطة للتنقية والتعامل، ويمكن تخزينه في الفضاء، وقد تم اقتراح ذلك بجدية بالغة للاستخدام بين الكواكب، باستخدام الموارد الموجودة في الموقع . ^{[ 7 ]}

تم اقتراح الأمونيا كوقود دافع. ^{[ 8 ]} فهي توفر دافعًا نوعيًا أعلى من الماء، ولكنها سهلة التخزين، حيث تبلغ درجة تجمدها -77  درجة مئوية ودرجة غليانها -33.34  درجة مئوية.

يتفوق نظام الدفع الشمسي الحراري على الأنظمة التي تعتمد على التحليل الكهربائي وتسييل الهيدروجين من الماء بأكثر من عشرة أضعاف، إذ يتطلب التحليل الكهربائي مولدات طاقة ضخمة، بينما لا يتطلب التقطير سوى مصدر حرارة بسيط ومدمج (نووي أو شمسي)؛ وبالتالي يكون معدل إنتاج الوقود أعلى بكثير لأي كتلة أولية معينة من المعدات. مع ذلك، يعتمد استخدامه على معرفة مواقع جليد الماء في النظام الشمسي ، وخاصة على الأجرام القمرية والكويكبية، وهذه المعلومات غير متوفرة حاليًا، باستثناء أن الأجرام داخل حزام الكويكبات والأبعد عن الشمس يُتوقع أن تكون غنية بجليد الماء. ^{[ 9 ] [ 10 ]}

تم اقتراح صواريخ الطاقة الشمسية الحرارية ^{[ 11 ]} كنظام لإطلاق مركبة فضائية شخصية صغيرة إلى المدار. يعتمد التصميم على منطاد عالي الارتفاع يستخدم غلافه لتركيز ضوء الشمس على أنبوب. ثم يُضخ الوقود، الذي يُرجح أن يكون الأمونيا، عبر الأنبوب لتوليد قوة الدفع. تشمل عيوب التصميم المحتملة ما إذا كان المحرك قادرًا على توليد قوة دفع كافية للتغلب على مقاومة الهواء، وما إذا كان غلاف المنطاد سيصمد عند السرعات فوق الصوتية. يتشابه هذا التصميم إلى حد كبير مع المنطاد المداري الذي اقترحته شركة JP Aerospace .

اعتبارًا من عام 2010تم تقديم مقترحين لاستخدام الدفع الحراري الشمسي في أنظمة المركبات الفضائية في الفضاء بعد الإطلاق.

يقترح مفهوم إنشاء مستودعات وقود في مدار أرضي منخفض (LEO) يمكن استخدامها كمحطات توقف للمركبات الفضائية الأخرى للتزود بالوقود في طريقها إلى مهمات تتجاوز مدار الأرض المنخفض، استخدام غاز الهيدروجين المُهدر - وهو ناتج ثانوي حتمي لتخزين الهيدروجين السائل لفترات طويلة في بيئة الإشعاع الحراري للفضاء - كوقود أحادي في نظام دفع شمسي حراري. وسيتم استغلال الهيدروجين المُهدر بشكل فعّال للحفاظ على الموقع المداري والتحكم في الوضع ، بالإضافة إلى توفير كمية محدودة من الوقود والدفع لاستخدامها في المناورات المدارية لتحسين الالتقاء بالمركبات الفضائية الأخرى المتجهة للتزود بالوقود من المستودع. ^{[ 6 ]}

تُعدّ محركات الدفع الهيدروجينية أحادية الدفع التي تعمل بالطاقة الشمسية الحرارية جزءًا لا يتجزأ من تصميم صاروخ المرحلة العلوية المبردة من الجيل التالي، والذي اقترحته شركة يونايتد لانش ألاينس (ULA) الأمريكية . صُممت المرحلة المتقدمة المشتركة المتطورة (ACES) لتكون مرحلة علوية أقل تكلفة وأكثر كفاءة ومرونة، تُكمّل، وربما تحل محل، مركبات المرحلة العلوية الحالية من طراز ULA Centaur وULA Delta Cryogenic Second Stage (DCSS). يُلغي خيار سوائل المركبة المتكاملة في ACES استخدام وقود الهيدرازين الأحادي وجميع مواد ضغط الهيليوم من المركبة الفضائية - المستخدمة عادةً للتحكم في الوضع والحفاظ على الموقع - ويعتمد بدلاً من ذلك على محركات دفع أحادية الدفع تعمل بالطاقة الشمسية الحرارية باستخدام الهيدروجين المُهدر. ^{[ 6 ] : ص 5}

تم بحث جدوى الرحلات المختلفة باستخدام الدفع الحراري الشمسي بواسطة جوردون وودكوك وديف بايرز في عام 2003. ^{[ 12 ]}

كان من بين المقترحات اللاحقة في العقد الثاني من القرن الحادي والعشرين مركبة الفضاء "سولار موث" التي تستخدم مرايا خفيفة الوزن لتركيز الإشعاع الشمسي على محرك حراري شمسي. ^{[ 13 ] [ 14 ]}

• الدفع الكهربائي الشمسي
• صاروخ حراري

• الدفع الحراري الشمسي للمركبات الفضائية الصغيرة - تطوير وتقييم النظام الهندسي (2005)
• شركة برات آند ويتني روكيتداين تفوز بخيار عقد بقيمة 2.2 مليون دولار لمحرك صاروخي يعمل بالطاقة الشمسية الحرارية (صفحة ويب تقتبس بيانًا صحفيًا، 25 يونيو 2008، برات آند ويتني روكيتداين )