Un motor de cohete utiliza propulsores de cohetes almacenados como masa de reacción para formar un chorro propulsor de fluido a alta velocidad , generalmente gas a alta temperatura. Los motores de cohetes son motores de reacción , que producen empuje al expulsar masa hacia atrás, de acuerdo con la tercera ley de Newton . La mayoría de los motores de cohetes utilizan la combustión de productos químicos reactivos para suministrar la energía necesaria, pero también existen formas no combustibles, como propulsores de gas frío y cohetes térmicos nucleares . Los vehículos propulsados por motores de cohetes se utilizan comúnmente en misiles balísticos (normalmente usan combustible sólido ) y cohetes . Los vehículos cohete llevan su propio oxidante , a diferencia de la mayoría de los motores de combustión, por lo que los motores de cohetes se pueden usar en el vacío para propulsar naves espaciales y misiles balísticos .
En comparación con otros tipos de motores a reacción, los motores de cohetes son los más ligeros y tienen el mayor empuje, pero son los menos eficientes en cuanto a combustible (tienen el menor impulso específico ). El escape ideal es el hidrógeno , el más ligero de todos los elementos, pero los cohetes químicos producen una mezcla de especies más pesadas, lo que reduce la velocidad de escape.
Aquí se utiliza "cohete" como abreviatura de "motor de cohete".
Los cohetes térmicos utilizan un propulsor inerte, calentado por electricidad ( propulsión electrotérmica ) o un reactor nuclear ( cohete térmico nuclear ).
Los cohetes químicos funcionan mediante reacciones químicas de reducción-oxidación exotérmica del propulsor:
Los motores de cohetes producen empuje mediante la expulsión de un fluido de escape que se ha acelerado a alta velocidad a través de una tobera de propulsión . El fluido suele ser un gas creado por la combustión a alta presión (150 a 4350 libras por pulgada cuadrada (10 a 300 bar)) de propulsores sólidos o líquidos , que consisten en componentes de combustible y oxidante , dentro de una cámara de combustión . A medida que los gases se expanden a través de la tobera, se aceleran a una velocidad muy alta ( supersónica ), y la reacción a esto empuja al motor en la dirección opuesta. La combustión se usa con más frecuencia para cohetes prácticos, ya que las leyes de la termodinámica (específicamente el teorema de Carnot ) dictan que las altas temperaturas y presiones son deseables para la mejor eficiencia térmica . Los cohetes térmicos nucleares son capaces de lograr mayores eficiencias, pero actualmente tienen problemas ambientales que impiden su uso rutinario en la atmósfera de la Tierra y el espacio cislunar .
Para el modelismo cohete , una alternativa disponible a la combustión es el cohete de agua presurizado con aire comprimido, dióxido de carbono , nitrógeno o cualquier otro gas inerte fácilmente disponible.
El propulsor de un cohete es una masa que se almacena, generalmente en algún tipo de tanque o dentro de la propia cámara de combustión, antes de ser expulsada de un motor de cohete en forma de chorro de fluido para producir empuje.
Los propulsores químicos para cohetes son los más utilizados. Estos experimentan reacciones químicas exotérmicas que producen un chorro de gas caliente para la propulsión. Otra posibilidad es calentar una masa de reacción químicamente inerte mediante una fuente de energía de alta energía a través de un intercambiador de calor en lugar de una cámara de combustión.
Los propulsores sólidos para cohetes se preparan en una mezcla de combustible y componentes oxidantes llamada grano , y la carcasa de almacenamiento del propulsor se convierte efectivamente en la cámara de combustión.
Los cohetes de combustible líquido fuerzan a los componentes separados del combustible y del oxidante a entrar en la cámara de combustión, donde se mezclan y se queman. Los motores de cohetes híbridos utilizan una combinación de propulsores sólidos y líquidos o gaseosos. Tanto los cohetes líquidos como los híbridos utilizan inyectores para introducir el propulsor en la cámara. Estos suelen ser una serie de chorros simples , orificios por los que el propulsor escapa bajo presión; pero a veces pueden ser boquillas de pulverización más complejas. Cuando se inyectan dos o más propulsores, los chorros suelen provocar deliberadamente que los propulsores colisionen, ya que esto divide el flujo en gotas más pequeñas que se queman más fácilmente.
En el caso de los cohetes químicos, la cámara de combustión suele ser cilíndrica y no se necesitan soportes para la llama , que se utilizan para mantener una parte de la combustión en una parte de la cámara de combustión de flujo más lento. Las dimensiones del cilindro son tales que el propulsor puede quemarse completamente; los distintos propulsores de cohetes requieren distintos tamaños de cámara de combustión para que esto ocurra.
Esto conduce a un número llamado , la longitud característica :
dónde:
L* suele estar en el rango de 64 a 152 centímetros (25 a 60 pulgadas).
Las temperaturas y presiones que se alcanzan normalmente en una cámara de combustión de cohetes para lograr una eficiencia térmica práctica son extremas en comparación con un motor a reacción que respira aire sin postcombustión . No hay nitrógeno atmosférico presente para diluir y enfriar la combustión, por lo que la mezcla de combustible puede alcanzar relaciones estequiométricas reales . Esto, en combinación con las altas presiones, significa que la tasa de conducción de calor a través de las paredes es muy alta.
Para que el combustible y el oxidante fluyan hacia la cámara, la presión de los propulsores que entran en la cámara de combustión debe superar la presión dentro de la propia cámara de combustión. Esto se puede lograr mediante una variedad de enfoques de diseño, incluidas las turbobombas o, en motores más simples, mediante una presión suficiente en el tanque para hacer avanzar el flujo de fluido. La presión del tanque se puede mantener por varios medios, incluido un sistema de presurización de helio a alta presión común a muchos motores de cohetes grandes o, en algunos sistemas de cohetes más nuevos, mediante una purga de gas a alta presión del ciclo del motor para presurizar autógenamente los tanques de propulsor [1] [2] Por ejemplo, el sistema de gas de autopresurización del Starship de SpaceX es una parte fundamental de la estrategia de SpaceX para reducir los fluidos del vehículo de lanzamiento de cinco en su antigua familia de vehículos Falcon 9 a solo dos en Starship, eliminando no solo el presurizante del tanque de helio sino todos los propulsores hipergólicos , así como el nitrógeno para los propulsores de control de reacción de gas frío . [3]
El gas caliente producido en la cámara de combustión puede escapar a través de una abertura (la "garganta") y luego a través de una sección de expansión divergente. Cuando se proporciona suficiente presión a la boquilla (aproximadamente 2,5 a 3 veces la presión ambiental), la boquilla se ahoga y se forma un chorro supersónico, acelerando drásticamente el gas, convirtiendo la mayor parte de la energía térmica en energía cinética. Las velocidades de escape varían, dependiendo de la relación de expansión para la que esté diseñada la boquilla, pero no son infrecuentes las velocidades de escape de hasta diez veces la velocidad del sonido en el aire a nivel del mar. Aproximadamente la mitad del empuje del motor del cohete proviene de las presiones desequilibradas dentro de la cámara de combustión, y el resto proviene de las presiones que actúan contra el interior de la boquilla (ver diagrama). A medida que el gas se expande ( adiabáticamente ), la presión contra las paredes de la boquilla fuerza al motor del cohete en una dirección mientras acelera el gas en la otra.
La tobera más utilizada es la tobera de Laval , una tobera de geometría fija con una alta relación de expansión. La gran extensión de la tobera en forma de campana o cono que sobresale de la garganta le da al motor del cohete su forma característica.
La presión estática de salida del chorro de escape depende de la presión de la cámara y de la relación entre el área de salida y el área de la garganta de la boquilla. Como la presión de salida varía con respecto a la presión ambiental (atmosférica), se dice que una boquilla obstruida está
En la práctica, la expansión perfecta sólo se puede lograr con una boquilla de área de salida variable (ya que la presión ambiental disminuye a medida que aumenta la altitud), y no es posible por encima de una cierta altitud cuando la presión ambiental se acerca a cero. Si la boquilla no está perfectamente expandida, se produce una pérdida de eficiencia. Las boquillas muy sobreexpandidas pierden menos eficiencia, pero pueden causar problemas mecánicos con la boquilla. Las boquillas de área fija se vuelven progresivamente más subexpandidas a medida que ganan altitud. Casi todas las boquillas de Laval estarán momentáneamente sobreexpandidas durante el arranque en una atmósfera. [4]
La eficiencia de la boquilla se ve afectada por el funcionamiento en la atmósfera porque la presión atmosférica cambia con la altitud; pero debido a las velocidades supersónicas del gas que sale de un motor de cohete, la presión del chorro puede ser inferior o superior a la ambiental, y el equilibrio entre ambas no se alcanza a todas las altitudes (ver diagrama).
Para un rendimiento óptimo, la presión del gas al final de la boquilla debe ser igual a la presión ambiental: si la presión del escape es menor que la presión ambiental, entonces el vehículo se ralentizará por la diferencia de presión entre la parte superior del motor y la salida; por otro lado, si la presión del escape es mayor, entonces la presión de escape que podría haberse convertido en empuje no se convierte y se desperdicia energía.
Para mantener este ideal de igualdad entre la presión de salida del escape y la presión ambiental, el diámetro de la boquilla debería aumentar con la altitud, lo que le daría a la presión una boquilla más larga sobre la que actuar (y reduciría la presión y la temperatura de salida). Este aumento es difícil de organizar de manera liviana, aunque se hace rutinariamente con otras formas de motores a reacción. En cohetería, generalmente se usa una boquilla de compromiso liviana y se produce cierta reducción en el rendimiento atmosférico cuando se usa a una altitud distinta a la "de diseño" o cuando se acelera. Para mejorar esto, se han propuesto varios diseños de boquillas exóticas, como la boquilla de tapón , las boquillas escalonadas , la boquilla expansiva y el aerospike , cada uno de los cuales proporciona alguna forma de adaptarse a la presión del aire ambiental cambiante y cada uno permite que el gas se expanda más contra la boquilla, lo que proporciona un empuje adicional a altitudes mayores.
Cuando se realiza el escape a una presión ambiental suficientemente baja (vacío), surgen varios problemas. Uno de ellos es el peso de la boquilla: más allá de cierto punto, para un vehículo en particular, el peso adicional de la boquilla supera cualquier mejora en el rendimiento. En segundo lugar, a medida que los gases de escape se expanden adiabáticamente dentro de la boquilla, se enfrían y, con el tiempo, algunos de los productos químicos pueden congelarse, lo que produce "nieve" dentro del chorro. Esto provoca inestabilidad en el chorro y debe evitarse.
En una boquilla de Laval , el flujo de gases de escape se desprenderá si la boquilla está demasiado expandida. Como el punto de desprendimiento no será uniforme alrededor del eje del motor, se puede transmitir una fuerza lateral al motor. Esta fuerza lateral puede cambiar con el tiempo y provocar problemas de control en el vehículo de lanzamiento.
Los diseños avanzados de compensación de altitud , como el aerospike o la tobera de tapón , intentan minimizar las pérdidas de rendimiento ajustándose a la variación de la relación de expansión causada por el cambio de altitud.
Para que un motor de cohete sea eficiente en el uso de combustible, es importante que una cantidad específica de combustible genere la máxima presión posible en las paredes de la cámara y la tobera, ya que esta es la fuente del empuje. Esto se puede lograr mediante:
Dado que todas estas cosas minimizan la masa del propulsor utilizado, y dado que la presión es proporcional a la masa del propulsor presente que se debe acelerar a medida que empuja el motor, y dado que, según la tercera ley de Newton, la presión que actúa sobre el motor también actúa recíprocamente sobre el propulsor, resulta que para cualquier motor dado, la velocidad a la que el propulsor sale de la cámara no se ve afectada por la presión de la cámara (aunque el empuje es proporcional). Sin embargo, la velocidad se ve afectada significativamente por los tres factores anteriores y la velocidad de escape es una excelente medida de la eficiencia del propulsor del motor. Esto se denomina velocidad de escape y, después de tener en cuenta los factores que pueden reducirla, la velocidad de escape efectiva es uno de los parámetros más importantes de un motor de cohete (aunque el peso, el costo, la facilidad de fabricación, etc. también suelen ser muy importantes).
Por razones aerodinámicas, el flujo se vuelve sónico (" se ahoga ") en la parte más estrecha de la tobera, la "garganta". Dado que la velocidad del sonido en los gases aumenta con la raíz cuadrada de la temperatura, el uso de gases de escape calientes mejora enormemente el rendimiento. En comparación, a temperatura ambiente, la velocidad del sonido en el aire es de unos 340 m/s, mientras que la velocidad del sonido en el gas caliente de un motor de cohete puede superar los 1700 m/s; gran parte de este rendimiento se debe a la mayor temperatura, pero además los propulsores de los cohetes se eligen para que tengan una masa molecular baja, y esto también proporciona una mayor velocidad en comparación con el aire.
La expansión de la tobera del cohete multiplica aún más la velocidad, normalmente entre 1,5 y 2 veces, lo que da lugar a un chorro de escape hipersónico muy colimado . El aumento de velocidad de la tobera de un cohete está determinado principalmente por su relación de expansión de área (la relación entre el área de la salida y el área de la garganta), pero las propiedades detalladas del gas también son importantes. Las toberas con una relación mayor son más masivas, pero pueden extraer más calor de los gases de combustión, lo que aumenta la velocidad de escape.
Los vehículos suelen necesitar el empuje total para cambiar de dirección a lo largo de la combustión. Se han probado varias formas distintas de lograrlo:
La tecnología de cohetes puede combinar simultáneamente un empuje muy alto ( meganewtons ), velocidades de escape muy altas (alrededor de 10 veces la velocidad del sonido en el aire a nivel del mar) y relaciones empuje/peso muy altas (>100), además de poder operar fuera de la atmósfera y al mismo tiempo permitir el uso de tanques y estructuras de baja presión y, por lo tanto, livianos.
Los cohetes se pueden optimizar aún más para lograr un rendimiento aún más extremo a lo largo de uno o más de estos ejes a expensas de los demás.
La métrica más importante para la eficiencia de un motor de cohete es el impulso por unidad de propulsor , esto se llama impulso específico (generalmente escrito ). Esto se mide como una velocidad (la velocidad de escape efectiva en metros/segundo o ft/s) o como un tiempo (segundos). Por ejemplo, si un motor que produce 100 libras de empuje funciona durante 320 segundos y quema 100 libras de propulsor, entonces el impulso específico es 320 segundos. Cuanto mayor sea el impulso específico, menos propulsor se requiere para proporcionar el impulso deseado.
El impulso específico que se puede lograr es principalmente una función de la mezcla de propulsor (y en última instancia limitaría el impulso específico), pero los límites prácticos en las presiones de la cámara y las relaciones de expansión de la boquilla reducen el rendimiento que se puede lograr.
A continuación se muestra una ecuación aproximada para calcular el empuje neto de un motor de cohete: [6]
Dado que, a diferencia de un motor a reacción, un motor de cohete convencional carece de entrada de aire, no hay "resistencia a la tracción" que se pueda deducir del empuje bruto. En consecuencia, el empuje neto de un motor de cohete es igual al empuje bruto (aparte de la contrapresión estática).
El término representa el empuje de momento, que permanece constante en un ajuste de aceleración determinado, mientras que el término representa el término de empuje de presión. A máxima aceleración, el empuje neto de un motor de cohete mejora ligeramente con el aumento de la altitud, porque a medida que la presión atmosférica disminuye con la altitud, el término de empuje de presión aumenta. En la superficie de la Tierra, el empuje de presión puede reducirse hasta en un 30%, dependiendo del diseño del motor. Esta reducción cae aproximadamente exponencialmente a cero con el aumento de la altitud.
La máxima eficiencia de un motor de cohete se logra maximizando la contribución del momento de la ecuación sin incurrir en penalizaciones por sobreexpandir el escape. Esto ocurre cuando . Dado que la presión ambiental cambia con la altitud, la mayoría de los motores de cohete pasan muy poco tiempo funcionando a máxima eficiencia.
Dado que el impulso específico es la fuerza dividida por la tasa de flujo másico, esta ecuación significa que el impulso específico varía con la altitud.
Debido a que el impulso específico varía con la presión, es útil contar con una cantidad que sea fácil de comparar y calcular. Como los cohetes se ahogan en la garganta y el escape supersónico evita que las influencias de presión externa viajen aguas arriba, resulta que la presión en la salida es idealmente exactamente proporcional al flujo de propulsor , siempre que se mantengan las proporciones de la mezcla y las eficiencias de combustión. Por lo tanto, es bastante habitual reordenar ligeramente la ecuación anterior: [7]
y así definir la Isp de vacío como:
dónde:
Y por lo tanto:
Los cohetes se pueden regular controlando la velocidad de combustión del propulsor (que normalmente se mide en kg/s o lb/s). En los cohetes líquidos e híbridos, el flujo de propulsor que entra en la cámara se controla mediante válvulas; en los cohetes sólidos, se controla modificando el área de propulsor que se está quemando, lo que se puede diseñar en el grano del propulsor (y, por lo tanto, no se puede controlar en tiempo real).
Los cohetes generalmente se pueden reducir a una presión de salida de aproximadamente un tercio de la presión ambiental [8] (a menudo limitada por la separación del flujo en las boquillas) y hasta un límite máximo determinado solo por la resistencia mecánica del motor.
En la práctica, el grado en el que se pueden limitar los cohetes varía mucho, pero la mayoría de los cohetes se pueden limitar por un factor de 2 sin gran dificultad; [8] la limitación típica es la estabilidad de la combustión, ya que, por ejemplo, los inyectores necesitan una presión mínima para evitar provocar oscilaciones dañinas (traqueteo o inestabilidades de la combustión); pero los inyectores se pueden optimizar y probar para rangos más amplios.
Por ejemplo, algunos diseños de motores de combustible líquido más recientes que han sido optimizados para una mayor capacidad de aceleración ( BE-3 , Raptor ) pueden ser acelerados hasta un 18-20 por ciento del empuje nominal. [9] [2]
Los cohetes sólidos se pueden regular mediante el uso de granos moldeados que variarán su área de superficie a lo largo de la combustión. [8]
Las toberas de los motores de cohetes son motores térmicos sorprendentemente eficientes para generar un chorro de alta velocidad, como consecuencia de la alta temperatura de combustión y la alta relación de compresión . Las toberas de los cohetes proporcionan una excelente aproximación a la expansión adiabática , que es un proceso reversible, y por lo tanto ofrecen eficiencias muy cercanas a las del ciclo de Carnot . Dadas las temperaturas alcanzadas, se puede lograr una eficiencia superior al 60% con cohetes químicos.
En el caso de un vehículo que utiliza un motor de cohete, la eficiencia energética es muy buena si la velocidad del vehículo se acerca o supera ligeramente la velocidad de escape (en relación con el lanzamiento); pero a bajas velocidades, la eficiencia energética llega al 0 % a velocidad cero (como ocurre con todos los sistemas de propulsión a chorro ). Consulte Eficiencia energética de cohetes para obtener más detalles.
Los cohetes, de todos los motores a reacción, de hecho, de prácticamente todos los motores, tienen la relación empuje-peso más alta. Esto es especialmente cierto en el caso de los motores de cohetes alimentados con combustible líquido.
Este alto rendimiento se debe al pequeño volumen de los recipientes a presión que componen el motor (las bombas, las tuberías y las cámaras de combustión involucradas). La falta de conducto de admisión y el uso de combustible líquido denso permiten que el sistema de presurización sea pequeño y liviano, mientras que los motores con conducto tienen que lidiar con aire, que tiene una densidad alrededor de tres órdenes de magnitud menor.
De los combustibles líquidos utilizados, el hidrógeno líquido es el de menor densidad . Aunque la combustión de hidrógeno y oxígeno tiene el mayor impulso específico de todos los cohetes químicos en uso, la bajísima densidad del hidrógeno (aproximadamente una catorceava parte de la del agua) requiere turbobombas y tuberías más grandes y pesadas, lo que reduce la relación empuje-peso del motor (por ejemplo, el RS-25) en comparación con los que no utilizan hidrógeno (NK-33).
Las cámaras de combustión de los cohetes suelen funcionar a una presión bastante alta, normalmente de 10 a 200 bares (1 a 20 MPa, 150 a 3000 psi). Cuando funcionan a una presión atmosférica significativa, las presiones más altas en la cámara de combustión ofrecen un mejor rendimiento, ya que permiten instalar una boquilla más grande y eficiente sin que se expanda demasiado.
Sin embargo, estas altas presiones hacen que la parte más externa de la cámara esté sometida a tensiones circunferenciales muy grandes (los motores de cohetes son recipientes a presión) .
Peor aún, debido a las altas temperaturas creadas en los motores de cohetes, los materiales utilizados tienden a tener una resistencia a la tracción significativamente menor.
Además, en las paredes de la cámara y de la boquilla se crean importantes gradientes de temperatura que provocan dilataciones diferenciales del revestimiento interior que crean tensiones internas .
Un arranque brusco se refiere a una condición de sobrepresión durante el arranque de un motor de cohete en el momento de la ignición. En los peores casos, esto toma la forma de una explosión no confinada, que da como resultado el daño o la destrucción del motor.
Los combustibles para cohetes, ya sean hipergólicos o no, deben introducirse en la cámara de combustión a la velocidad correcta para tener una tasa controlada de producción de gas caliente. [22] Un "arranque brusco" indica que la cantidad de combustible propulsor que entró en la cámara de combustión antes de la ignición era demasiado grande. El resultado es un pico excesivo de presión, que puede provocar una falla estructural o una explosión.
Para evitar arranques difíciles es necesario sincronizar cuidadosamente el encendido con la sincronización de las válvulas o variar la relación de la mezcla para limitar la presión máxima que puede producirse o simplemente asegurar que haya una fuente de encendido adecuada mucho antes de que el propulsor entre en la cámara.
Las explosiones por arranques bruscos generalmente no pueden ocurrir con propulsores puramente gaseosos, ya que la cantidad de gas presente en la cámara está limitada por el área del inyector en relación con el área de la garganta y, para diseños prácticos, la masa del propulsor se escapa demasiado rápido como para ser un problema.
Un ejemplo famoso de arranque brusco fue la explosión del motor "1W" de Wernher von Braun durante una demostración al general Walter Dornberger el 21 de diciembre de 1932. El encendido retardado permitió que la cámara se llenara de alcohol y oxígeno líquido, que explotó violentamente. La metralla quedó incrustada en las paredes, pero nadie resultó herido.
La vibración extrema y el ambiente acústico dentro de un motor de cohete comúnmente resultan en tensiones máximas muy por encima de los valores medios, especialmente en presencia de resonancias similares a las de los tubos de un órgano y turbulencia de gas. [23]
La combustión puede presentar inestabilidades no deseadas, de naturaleza repentina o periódica. La presión en la cámara de inyección puede aumentar hasta que el flujo de propulsor a través de la placa de inyección disminuye; un momento después, la presión cae y el flujo aumenta, inyectando más propulsor en la cámara de combustión que se quema un momento después, y nuevamente aumenta la presión de la cámara, repitiendo el ciclo. Esto puede provocar oscilaciones de presión de gran amplitud, a menudo en el rango ultrasónico, que pueden dañar el motor. Las oscilaciones de ±200 psi a 25 kHz fueron la causa de fallas de las primeras versiones de los motores de segunda etapa del misil Titan II . El otro modo de falla es una transición de deflagración a detonación ; la onda de presión supersónica formada en la cámara de combustión puede destruir el motor. [24]
La inestabilidad de la combustión también fue un problema durante el desarrollo del Atlas . Se descubrió que los motores Rocketdyne utilizados en la familia Atlas sufrían este efecto en varias pruebas de encendido estático, y tres lanzamientos de misiles explotaron en la plataforma debido a una combustión irregular en los motores de refuerzo. En la mayoría de los casos, ocurrió al intentar arrancar los motores con un método de "arranque en seco" mediante el cual el mecanismo de encendido se activaría antes de la inyección de propulsor. Durante el proceso de habilitación de Atlas para el Proyecto Mercury , resolver la inestabilidad de la combustión fue una alta prioridad, y los dos últimos vuelos de Mercury lucieron un sistema de propulsión mejorado con inyectores con deflectores y un encendedor hipergólico.
El problema que afectaba a los vehículos Atlas era principalmente el llamado fenómeno de la "pista de carreras", en el que el combustible en llamas se arremolinaba en círculos a velocidades cada vez mayores, produciendo finalmente vibraciones lo suficientemente fuertes como para romper el motor, lo que conducía a la destrucción total del cohete. Finalmente se resolvió añadiendo varios deflectores alrededor de la cara del inyector para romper el combustible en remolino.
Más importante aún, la inestabilidad de la combustión fue un problema con los motores Saturn F-1 . Algunas de las primeras unidades probadas explotaron durante el encendido estático, lo que llevó a la adición de deflectores de inyectores.
En el programa espacial soviético, la inestabilidad de la combustión también resultó ser un problema en algunos motores de cohetes, incluido el motor RD-107 utilizado en la familia R-7 y el RD-216 utilizado en la familia R-14, y se produjeron varias fallas de estos vehículos antes de que se resolviera el problema. Los procesos de ingeniería y fabricación soviéticos nunca resolvieron satisfactoriamente la inestabilidad de la combustión en los motores RP-1/LOX más grandes, por lo que el motor RD-171 utilizado para propulsar la familia Zenit todavía usaba cuatro cámaras de empuje más pequeñas alimentadas por un mecanismo de motor común.
Las inestabilidades de la combustión pueden ser provocadas por restos de disolventes de limpieza en el motor (por ejemplo, el primer intento de lanzamiento de un Titan II en 1962), ondas de choque reflejadas, inestabilidad inicial después del encendido, explosión cerca de la boquilla que se refleja en la cámara de combustión y muchos otros factores. En los diseños de motor estables, las oscilaciones se suprimen rápidamente; en los diseños inestables, persisten durante períodos prolongados. Los supresores de oscilaciones se utilizan comúnmente.
Se producen tres tipos diferentes de inestabilidades de combustión:
Una oscilación de baja frecuencia en la presión de la cámara por debajo de los 200 hercios . Generalmente es causada por variaciones de presión en las líneas de alimentación debido a variaciones en la aceleración del vehículo, cuando los motores de cohetes están acumulando empuje, se apagan o se están estrangulando. [25] : 261 [4] : 146
El traqueteo puede causar un empeoramiento del bucle de retroalimentación, ya que la variación cíclica del empuje hace que las vibraciones longitudinales se desplacen hacia arriba del cohete, lo que hace que las líneas de combustible vibren, lo que a su vez no entrega el propulsor de manera uniforme a los motores. Este fenómeno se conoce como " oscilaciones de pogo " o "pogo", llamado así por el palo de pogo . [25] : 258
En el peor de los casos, esto puede provocar daños a la carga útil o al vehículo. El traqueteo se puede minimizar mediante el uso de varios métodos, como la instalación de dispositivos de absorción de energía en las líneas de alimentación. [25] : 259 El traqueteo puede provocar chirridos. [4] : 146
Una oscilación de frecuencia intermedia en la presión de la cámara entre 200 y 1000 hercios . Generalmente causada por una caída de presión insuficiente a través de los inyectores. [25] : 261 Por lo general, es más molesta que dañina.
Se sabe que el zumbido tiene efectos adversos en el rendimiento y la confiabilidad del motor, principalmente porque causa fatiga del material . [4] : 147 En casos extremos, la combustión puede terminar siendo forzada hacia atrás a través de los inyectores, lo que puede causar explosiones con monopropelentes. [ cita requerida ] El zumbido puede causar chirridos. [25] : 261
Una oscilación de alta frecuencia en la presión de la cámara por encima de los 1000 hercios , a veces llamada chillido o chillido. Es la más dañina de inmediato y la más difícil de controlar. Se debe a la acústica dentro de la cámara de combustión que a menudo se acopla a los procesos de combustión química que son los impulsores principales de la liberación de energía y puede provocar un "chillido" resonante inestable que comúnmente conduce a una falla catastrófica debido al adelgazamiento de la capa límite térmica aislante. Las oscilaciones acústicas pueden ser excitadas por procesos térmicos, como el flujo de aire caliente a través de una tubería o la combustión en una cámara. Específicamente, las ondas acústicas estacionarias dentro de una cámara pueden intensificarse si la combustión ocurre con mayor intensidad en regiones donde la presión de la onda acústica es máxima. [26] [27] [28] [25]
Estos efectos son muy difíciles de predecir analíticamente durante el proceso de diseño y generalmente se han abordado mediante pruebas costosas, extensas y que consumen mucho tiempo, combinadas con medidas de corrección correctiva de ensayo y error.
Los chirridos se suelen solucionar con cambios detallados en los inyectores, cambios en la química del propulsor, vaporizando el propulsor antes de la inyección o utilizando amortiguadores Helmholtz dentro de las cámaras de combustión para cambiar los modos resonantes de la cámara. [ cita requerida ]
La prueba para detectar la posibilidad de chirridos a veces se realiza haciendo explotar pequeñas cargas explosivas fuera de la cámara de combustión con un tubo colocado tangencialmente a la cámara de combustión cerca de los inyectores para determinar la respuesta al impulso del motor y luego evaluar la respuesta temporal de la presión de la cámara: una recuperación rápida indica un sistema estable.
En todos los cohetes, excepto en los de menor tamaño, los gases de escape son generalmente muy ruidosos en comparación con otros motores. A medida que los gases de escape hipersónicos se mezclan con el aire ambiente, se forman ondas de choque . El transbordador espacial generó más de 200 dB(A) de ruido alrededor de su base. Para reducir esto y el riesgo de daños a la carga útil o lesiones a la tripulación en la parte superior de la chimenea, la plataforma de lanzamiento móvil fue equipada con un sistema de supresión de sonido que roció 1,1 millones de litros (290.000 galones estadounidenses) de agua alrededor de la base del cohete en 41 segundos en el momento del lanzamiento. El uso de este sistema mantuvo los niveles de sonido dentro de la bodega de carga útil a 142 dB. [29]
La intensidad del sonido generado por las ondas de choque depende del tamaño del cohete y de la velocidad de escape. Estas ondas de choque parecen ser las responsables de los característicos crujidos y estallidos que producen los grandes motores de cohetes cuando se escuchan en vivo. Estos picos de ruido suelen sobrecargar los micrófonos y los componentes electrónicos de audio, por lo que suelen atenuarse o desaparecer por completo en las reproducciones de audio grabadas o transmitidas. En el caso de los grandes cohetes a corta distancia, los efectos acústicos podrían ser realmente letales. [30]
Lo que resulta más preocupante para las agencias espaciales es que esos niveles de ruido también pueden dañar la estructura de lanzamiento o, peor aún, reflejarse en el cohete, que es comparativamente delicado, que se encuentra encima. Por eso, en los lanzamientos se suele utilizar tanta agua. El agua pulverizada modifica las cualidades acústicas del aire y reduce o desvía la energía del sonido del cohete.
En términos generales, el ruido es más intenso cuando un cohete está cerca del suelo, ya que el ruido de los motores se irradia hacia arriba, lejos del avión, y se refleja en el suelo. Además, cuando el vehículo se mueve lentamente, poca de la energía química que se introduce en el motor puede destinarse a aumentar la energía cinética del cohete (ya que la potencia útil P transmitida al vehículo es para el empuje F y la velocidad V ). Entonces, la mayor parte de la energía se disipa en la interacción del escape con el aire ambiente, lo que produce ruido. Este ruido se puede reducir un poco mediante zanjas de llama con techos, mediante la inyección de agua alrededor del avión y desviándolo en ángulo.
El desarrollo de la industria de motores de cohetes de Estados Unidos ha sido determinado por una compleja red de relaciones entre agencias gubernamentales, empresas privadas, instituciones de investigación y otras partes interesadas.
Desde la creación de la primera empresa de motores para cohetes de propulsante líquido ( Reaction Motors, Inc. ) en 1941 y del primer laboratorio gubernamental ( GALCIT ) dedicado a este tema, la industria estadounidense de motores para cohetes de propulsante líquido (LPRE) ha experimentado cambios significativos. Al menos 14 empresas estadounidenses han participado en el diseño, desarrollo, fabricación, pruebas y operaciones de apoyo al vuelo de varios tipos de motores para cohetes desde 1940 hasta 2000. A diferencia de otros países como Rusia, China o la India, donde solo organizaciones gubernamentales o pseudogubernamentales se dedican a este negocio, el gobierno estadounidense depende en gran medida de la industria privada. Estas empresas comerciales son esenciales para la viabilidad continua de los Estados Unidos y su forma de gobierno, ya que compiten entre sí para proporcionar motores para cohetes de vanguardia que satisfagan las necesidades del gobierno, el ejército y el sector privado. En los Estados Unidos, la empresa que desarrolla el LPRE generalmente obtiene el contrato de producción.
Generalmente, la necesidad o demanda de un nuevo motor de cohete proviene de agencias gubernamentales como la NASA o el Departamento de Defensa . Una vez identificada la necesidad, las agencias gubernamentales pueden emitir solicitudes de propuestas (RFP) para solicitar propuestas de empresas privadas e instituciones de investigación. Las empresas privadas e instituciones de investigación, a su vez, pueden invertir en actividades de investigación y desarrollo (I+D) para desarrollar nuevas tecnologías de motores de cohete que satisfagan las necesidades y especificaciones descritas en las RFP.
Además de las empresas privadas, las universidades, los institutos de investigación independientes y los laboratorios gubernamentales también desempeñan un papel fundamental en la investigación y el desarrollo de motores de cohetes.
Las universidades ofrecen educación de pregrado y posgrado para capacitar a personal técnico calificado, y sus programas de investigación a menudo contribuyen al avance de las tecnologías de motores de cohetes. Más de 25 universidades en los EE. UU. han impartido o están impartiendo actualmente cursos relacionados con los motores de cohetes de propulsante líquido (LPRE), y sus programas de educación de pregrado y posgrado se consideran una de sus contribuciones más importantes. Universidades como la Universidad de Princeton, la Universidad de Cornell, la Universidad de Purdue, la Universidad Estatal de Pensilvania, la Universidad de Alabama, la Escuela de Postgrado de la Armada o el Instituto de Tecnología de California han realizado un excelente trabajo de I + D en temas relacionados con la industria de los motores de cohetes. [31] Uno de los primeros ejemplos de la contribución de las universidades a la industria de los motores de cohetes es el trabajo del GALCIT en 1941. Demostraron los primeros cohetes de despegue asistido por chorro (JATO) al Ejército, lo que llevó al establecimiento del Laboratorio de Propulsión a Chorro.
Sin embargo, la transferencia de conocimiento de los profesores investigadores y sus proyectos a la industria de los motores de cohetes ha sido una experiencia mixta. Si bien algunos profesores notables y proyectos de investigación relevantes han influido positivamente en las prácticas de la industria y la comprensión de los LPRE, la conexión entre la investigación universitaria y las empresas comerciales ha sido inconsistente y débil. [31] Las universidades no siempre estaban al tanto de las necesidades específicas de la industria, y los ingenieros y diseñadores de la industria tenían un conocimiento limitado de la investigación universitaria. Como resultado, muchos programas de investigación universitaria permanecieron relativamente desconocidos para los tomadores de decisiones de la industria. Además, en las últimas décadas, ciertos proyectos de investigación universitaria, aunque interesantes para los profesores, no fueron útiles para la industria debido a la falta de comunicación o relevancia para las necesidades de la industria. [31]
Los laboratorios gubernamentales, entre ellos el Laboratorio de Propulsión de Cohetes (ahora parte del Laboratorio de Investigación de la Fuerza Aérea), el Centro de Pruebas de Ingeniería Arnold, el Centro Marshall de Vuelos Espaciales de la NASA, el Laboratorio de Propulsión a Chorro, el Centro Espacial Stennis, el Campo de Pruebas White Sands y el Centro de Investigación John H. Glenn de la NASA, han desempeñado papeles cruciales en el desarrollo de motores de propulsión de cohetes líquidos (LPRE). [31] Han llevado a cabo pruebas imparciales, han guiado el trabajo en contratistas estadounidenses y algunos no estadounidenses, han realizado investigación y desarrollo, y han proporcionado instalaciones de prueba esenciales, incluidas instalaciones de prueba de vuelo estacionario e instalaciones y recursos de prueba de altitud simulada. Inicialmente, empresas privadas o fundaciones financiaron instalaciones de prueba más pequeñas, pero desde la década de 1950, el gobierno de los EE. UU. ha financiado instalaciones de prueba más grandes en laboratorios gubernamentales. Este enfoque redujo los costos para el gobierno al no construir instalaciones similares en las plantas de los contratistas, pero aumentó la complejidad y los gastos para los contratistas. No obstante, los laboratorios gubernamentales han solidificado su importancia y han contribuido a los avances de los LPRE.
Los programas LPRE han sido objeto de varias cancelaciones en los Estados Unidos, incluso después de gastar millones de dólares en su desarrollo. Por ejemplo, se cancelaron el Ml LOX/LH2 LPRE, el Titan I y el RS-2200 aerospike, así como varias unidades JATO y grandes cámaras de empuje sin refrigeración. Las cancelaciones de estos programas no estaban relacionadas con el rendimiento específico del LPRE ni con ningún problema con él, sino que se debieron a la cancelación de los programas de vehículos para los que estaba destinado el motor o a recortes presupuestarios impuestos por el gobierno.
Rusia y la ex Unión Soviética fueron y siguen siendo los países más importantes del mundo en el desarrollo y la construcción de motores para cohetes. Entre 1950 y 1998, sus organizaciones desarrollaron, construyeron y pusieron en funcionamiento un mayor número y una mayor variedad de diseños de motores para cohetes de propulsante líquido (LPRE) que cualquier otro país. Antes de 2003 se habían desarrollado aproximadamente 500 LPRE diferentes. A modo de comparación, Estados Unidos ha desarrollado algo más de 300 (antes de 2003). Los soviéticos también tenían la mayor cantidad de vehículos de vuelo propulsados por cohetes. Tenían más misiles balísticos de propulsante líquido y más vehículos de lanzamiento espacial derivados o convertidos a partir de estos misiles balísticos fuera de servicio que cualquier otra nación. A finales de 1998, los rusos (o antes la Unión Soviética) habían lanzado con éxito 2573 satélites con LPRE, o casi el 65% del total mundial de 3973. Todos estos vuelos con vehículos fueron posibles gracias al desarrollo oportuno de LPRE adecuados, de alto rendimiento y confiables. [31]
A diferencia de muchos otros países donde el desarrollo y la producción de motores de cohetes se consolidaron dentro de una sola organización, la Unión Soviética adoptó un enfoque diferente: estableció numerosas oficinas de diseño especializadas (DB) que competían por contratos de desarrollo. Estas oficinas de diseño, o "konstruktorskoye buro" (KB) en ruso, eran organizaciones estatales que se encargaban principalmente de llevar a cabo la investigación, el desarrollo y la creación de prototipos de tecnologías avanzadas generalmente relacionadas con el hardware militar , como motores turborreactores , componentes de aeronaves, misiles o vehículos de lanzamiento espacial .
Las oficinas de diseño especializadas en motores de cohetes solían contar con el personal, las instalaciones y el equipo necesarios para realizar pruebas de laboratorio, pruebas de flujo y pruebas en tierra de motores de cohetes experimentales . Algunas incluso contaban con instalaciones especializadas para probar motores de gran tamaño, realizar encendidos estáticos de motores instalados en etapas de vehículos o simular condiciones de altitud durante las pruebas de motores. En ciertos casos, las pruebas de motores, la certificación y el control de calidad se subcontrataban a otras organizaciones y lugares con instalaciones de prueba más adecuadas. Muchas oficinas de diseño también contaban con complejos de viviendas, gimnasios e instalaciones médicas destinadas a satisfacer las necesidades de sus empleados y sus familias.
El esfuerzo de desarrollo de LPRE por parte de la Unión Soviética experimentó un crecimiento significativo durante la década de 1960 y alcanzó su punto máximo en la década de 1970. Esta era coincidió con la Guerra Fría entre la Unión Soviética y los Estados Unidos, caracterizada por una intensa competencia en los logros de los vuelos espaciales. Entre 14 y 17 oficinas de diseño e institutos de investigación participaron activamente en el desarrollo de LPRE durante este período. Estas organizaciones recibieron un apoyo y una financiación relativamente constantes debido a las altas prioridades militares y de los vuelos espaciales , lo que facilitó el desarrollo continuo de nuevos conceptos de motor y métodos de fabricación.
Una vez que se establecía una misión con un nuevo vehículo (misil o nave espacial), se enviaba a una oficina de diseño cuyo papel era supervisar el desarrollo de todo el cohete. Si ninguno de los motores de cohete desarrollados anteriormente satisfacía las necesidades de la misión, se contrataba un nuevo motor de cohete con requisitos específicos a otra oficina de diseño especializada en el desarrollo de LPRE (a menudo, cada oficina de diseño tenía experiencia en tipos específicos de LPRE con diferentes aplicaciones, propulsores o tamaños de motor). Esto significaba que el estudio de desarrollo o diseño de un motor de cohete siempre estaba orientado a una aplicación específica que implicaba requisitos establecidos.
A la hora de decidir qué oficinas de diseño obtendrían contratos para el desarrollo de nuevos motores de cohetes, se elegiría una única oficina de diseño o varias oficinas de diseño obtendrían el mismo contrato, lo que a veces daba lugar a una feroz competencia entre las oficinas de diseño.
Cuando se elegía un solo DB para el desarrollo, a menudo era el resultado de la relación entre el diseñador jefe de un vehículo o sistema y el diseñador jefe de un DB especializado en motores de cohetes. Si el diseñador jefe del vehículo estaba satisfecho con el trabajo previo realizado por una determinada oficina de diseño, no era raro ver que se seguía confiando en esa oficina de LPRE para esa clase de motores. Por ejemplo, todos los LPRE para misiles lanzados desde submarinos, excepto uno, fueron desarrollados por la misma oficina de diseño para el mismo contratista principal de desarrollo de vehículos.
Sin embargo, cuando se apoyaron dos programas de desarrollo de motores en paralelo para seleccionar el mejor para una aplicación específica, nunca se utilizaron varios modelos de motores de cohetes calificados. Este lujo de elección no era común en otras naciones. Sin embargo, el uso de oficinas de diseño también generó ciertos problemas, incluidas cancelaciones y duplicaciones de programas. Algunos programas importantes se cancelaron, lo que resultó en la eliminación o almacenamiento de motores desarrollados previamente.
Un ejemplo notable de duplicación y cancelación fue el desarrollo de motores para el misil balístico R-9A. Se apoyaron dos conjuntos de motores, pero finalmente solo se seleccionó uno, dejando varios motores perfectamente funcionales sin usar. De manera similar, para el ambicioso vehículo de lanzamiento espacial pesado Nl destinado a misiones lunares y planetarias, la Unión Soviética desarrolló y puso en producción al menos dos motores para cada una de las seis etapas. Además, desarrollaron motores alternativos para un vehículo Nl más avanzado. Sin embargo, el programa enfrentó múltiples fracasos de vuelo y, con el exitoso alunizaje de los Estados Unidos , el programa finalmente se canceló, dejando a la Unión Soviética con un excedente de motores recién calificados sin un propósito claro.
Estos ejemplos demuestran la dinámica compleja y los desafíos que enfrentó la Unión Soviética en la gestión del desarrollo y la producción de motores de cohetes a través de oficinas de diseño.
El desarrollo de los motores de cohetes en la Unión Soviética estuvo marcado por importantes logros, pero también implicó consideraciones éticas debido a los numerosos accidentes y muertes. Desde el punto de vista de los estudios científicos y tecnológicos , las implicaciones éticas de estos incidentes arrojan luz sobre la compleja relación entre la tecnología, los factores humanos y la priorización del avance científico por sobre la seguridad.
La Unión Soviética sufrió una serie de accidentes y contratiempos trágicos durante el desarrollo y el funcionamiento de los motores de cohetes. Cabe destacar que la URSS tiene la desafortunada distinción de haber sufrido más lesiones y muertes como resultado de accidentes con motores de cohetes de propulsante líquido (LPRE) que cualquier otro país. Estos incidentes pusieron en tela de juicio las consideraciones éticas en torno al desarrollo, las pruebas y el uso operativo de los motores de cohetes.
Uno de los desastres más notables ocurrió en 1960 cuando el misil balístico R-16 sufrió un accidente catastrófico en la plataforma de lanzamiento de la instalación de lanzamiento de Tyuratam . Este incidente provocó la muerte de 124 ingenieros y personal militar, incluido el mariscal MI Nedelin, ex viceministro de Defensa . La explosión se produjo después de que el motor del cohete de la segunda etapa se encendiera repentinamente, lo que provocó la desintegración del misil completamente cargado. La explosión fue resultado de la ignición y explosión de los propulsores hipergólicos mixtos , que consistían en ácido nítrico con aditivos y UDMH (dimetilhidrazina asimétrica).
Si bien la causa inmediata del accidente de 1960 se atribuyó a la falta de circuitos de protección en la unidad de control del misil, las consideraciones éticas en torno a los accidentes de LPRE en la URSS van más allá de fallas técnicas específicas. El secreto que rodeó estos accidentes, que permanecieron ocultos durante aproximadamente tres décadas, plantea inquietudes sobre la transparencia, la rendición de cuentas y la protección de la vida humana.
La decisión de mantener ocultos a la opinión pública los accidentes fatales de los reactores de potencia de largo alcance refleja un dilema ético más amplio. El gobierno soviético, impulsado por la búsqueda de la superioridad científica y tecnológica durante la Guerra Fría, intentó mantener una imagen de invencibilidad y ocultar los fracasos que acompañaban a sus avances. Esta priorización del prestigio nacional por sobre el bienestar y la seguridad de los trabajadores plantea interrogantes sobre la responsabilidad ética del Estado y de las organizaciones involucradas.
Los motores de cohetes suelen probarse estáticamente en una instalación de pruebas antes de entrar en producción. En el caso de los motores de gran altitud, se debe utilizar una tobera más corta o el cohete debe probarse en una gran cámara de vacío.
Los vehículos cohete tienen fama de poco fiables y peligrosos, sobre todo por sus fallos catastróficos. Contrariamente a esta reputación, los cohetes cuidadosamente diseñados pueden llegar a ser arbitrariamente fiables. [ cita requerida ] En el uso militar, los cohetes no son poco fiables. Sin embargo, uno de los principales usos no militares de los cohetes es el lanzamiento orbital. En esta aplicación, normalmente se ha dado prioridad al peso mínimo, y es difícil conseguir una alta fiabilidad y un peso reducido al mismo tiempo. Además, si el número de vuelos lanzados es bajo, hay una probabilidad muy alta de que un error de diseño, de funcionamiento o de fabricación provoque la destrucción del vehículo. [ cita requerida ]
El motor Rocketdyne H-1 , utilizado en un grupo de ocho en la primera etapa de los vehículos de lanzamiento Saturno I y Saturno IB , no tuvo fallos catastróficos en 152 vuelos de motor. El motor Pratt and Whitney RL10 , utilizado en un grupo de seis en la segunda etapa del Saturno I, no tuvo fallos catastróficos en 36 vuelos de motor. [notas 1] El motor Rocketdyne F-1 , utilizado en un grupo de cinco en la primera etapa del Saturno V , no tuvo fallos en 65 vuelos de motor. El motor Rocketdyne J-2 , utilizado en un grupo de cinco en la segunda etapa del Saturno V, y de forma individual en la segunda etapa del Saturno IB y la tercera etapa del Saturno V, no tuvo fallos catastróficos en 86 vuelos de motor. [notas 2]
El cohete propulsor sólido del transbordador espacial , utilizado en pares, causó un fallo catastrófico notable en 270 vuelos de motor.
El RS-25 , utilizado en un grupo de tres, voló en 46 unidades de motor reacondicionadas. Estas unidades realizaron un total de 405 vuelos de motor sin fallas catastróficas en vuelo. Una sola falla en vuelo del motor RS-25 ocurrió durante la misión STS-51-F del transbordador espacial Challenger . [32] Esta falla no tuvo efecto en los objetivos o la duración de la misión. [33]
Por razones de eficiencia, es deseable alcanzar temperaturas más altas, pero los materiales pierden su resistencia si la temperatura se eleva demasiado. Los cohetes funcionan con temperaturas de combustión que pueden alcanzar los 6000 °F (3300 °C; 3600 K). [4] : 98
La mayoría de los demás motores a reacción tienen turbinas de gas en el escape caliente. Debido a su mayor superficie, son más difíciles de enfriar y, por lo tanto, existe la necesidad de ejecutar los procesos de combustión a temperaturas mucho más bajas, lo que reduce la eficiencia. Además, los motores de conducto utilizan aire como oxidante, que contiene un 78% de nitrógeno en gran parte no reactivo, lo que diluye la reacción y reduce las temperaturas. [8] Los cohetes no tienen ninguno de estos limitadores inherentes de la temperatura de combustión.
Las temperaturas que se alcanzan durante la combustión en los motores de cohetes a menudo superan considerablemente los puntos de fusión de los materiales de la tobera y la cámara de combustión (unos 1200 K en el caso del cobre ). La mayoría de los materiales de construcción también arderán si se exponen a oxidantes de alta temperatura, lo que genera una serie de desafíos de diseño. No se debe permitir que las paredes de la tobera y la cámara de combustión se quemen, se derritan o se vaporicen (lo que a veces se denomina jocosamente "escape rico en gases del motor").
Los cohetes que utilizan materiales de construcción comunes, como aluminio, acero, níquel o aleaciones de cobre, deben emplear sistemas de refrigeración para limitar las temperaturas que experimentan las estructuras del motor. La refrigeración regenerativa , en la que el propulsor pasa a través de tubos alrededor de la cámara de combustión o la boquilla, y otras técnicas, como la refrigeración por película, se emplean para dar una vida útil más larga a la boquilla y la cámara. Estas técnicas garantizan que una capa límite térmica gaseosa que toca el material se mantenga por debajo de la temperatura que provocaría una falla catastrófica del material.
Las excepciones materiales que pueden soportar las temperaturas de combustión de los cohetes hasta cierto punto son los materiales carbono-carbono y el renio , aunque ambos están sujetos a oxidación en determinadas condiciones. Se han probado otras aleaciones refractarias , como la alúmina, el molibdeno , el tantalio o el tungsteno , pero se desestimaron debido a diversos problemas. [34]
La tecnología de los materiales, combinada con el diseño del motor, es un factor limitante en los cohetes químicos.
En los cohetes, los flujos de calor que pueden pasar a través de la pared están entre los más altos en ingeniería; los flujos están generalmente en el rango de 0,8 a 80 MW/m2 ( 0,5 a 50 BTU /in2 - sec). [4] : 98 Los flujos de calor más fuertes se encuentran en la garganta, que a menudo ve el doble de lo que se encuentra en la cámara y la boquilla asociadas. Esto se debe a la combinación de altas velocidades (que dan lugar a una capa límite muy delgada) y, aunque más bajas que la cámara, las altas temperaturas que se observan allí. (Véase § Boquilla más arriba para las temperaturas en la boquilla).
En los cohetes los métodos de refrigeración incluyen: [4] : 98–99
Los motores de cohetes también pueden utilizar varios métodos de refrigeración. Ejemplos:
En todos los casos, otro efecto que ayuda a enfriar la pared de la cámara del motor del cohete es una fina capa de gases de combustión ( capa límite ) que es notablemente más fría que la temperatura de combustión. La ruptura de la capa límite puede ocurrir durante fallas de enfriamiento o inestabilidades de la combustión, y la falla de la pared generalmente ocurre poco después.
En el caso de la refrigeración regenerativa, se encuentra una segunda capa límite en los canales de refrigerante que rodean la cámara. El espesor de esta capa límite debe ser lo más pequeño posible, ya que actúa como aislante entre la pared y el refrigerante. Esto se puede lograr haciendo que la velocidad del refrigerante en los canales sea lo más alta posible. [4] : 105–106
Los motores de combustible líquido suelen funcionar con combustible rico , lo que reduce las temperaturas de combustión. Esto reduce las cargas térmicas en el motor y permite utilizar materiales de menor costo y un sistema de enfriamiento simplificado. Esto también puede aumentar el rendimiento al reducir el peso molecular promedio del escape y aumentar la eficiencia con la que el calor de la combustión se convierte en energía cinética del escape.
Los propulsores de cohetes requieren una gran cantidad de energía por unidad de masa ( energía específica ), que debe equilibrarse con la tendencia de los propulsores altamente energéticos a explotar espontáneamente. Suponiendo que la energía potencial química de los propulsores se puede almacenar de forma segura, el proceso de combustión da como resultado una gran cantidad de calor liberado. Una fracción significativa de este calor se transfiere a energía cinética en la tobera del motor, impulsando el cohete hacia adelante en combinación con la masa de los productos de combustión liberados.
Idealmente, toda la energía de reacción aparece como energía cinética de los gases de escape, ya que la velocidad de escape es el parámetro de rendimiento más importante de un motor. Sin embargo, las especies de escape reales son moléculas , que normalmente tienen modos de traslación, vibración y rotación con los que disipar energía. De estos, solo la traslación puede realizar un trabajo útil para el vehículo y, si bien la energía se transfiere entre modos, este proceso ocurre en una escala de tiempo que excede con creces el tiempo necesario para que el escape salga de la boquilla.
Cuantos más enlaces químicos tenga una molécula de escape, más modos rotacionales y vibracionales tendrá. En consecuencia, generalmente es deseable que las especies de escape sean lo más simples posible, siendo ideal en términos prácticos una molécula diatómica compuesta de átomos ligeros y abundantes como el H2 . Sin embargo, en el caso de un cohete químico, el hidrógeno es un reactivo y agente reductor , no un producto. Se debe introducir un agente oxidante , generalmente oxígeno o una especie rica en oxígeno, en el proceso de combustión, agregando masa y enlaces químicos a las especies de escape.
Una ventaja adicional de las moléculas ligeras es que pueden acelerarse a altas velocidades a temperaturas que pueden ser contenidas por los materiales actualmente disponibles; las altas temperaturas de los gases en los motores de cohetes plantean serios problemas para la ingeniería de motores capaces de sobrevivir.
El hidrógeno líquido (LH2) y el oxígeno (LOX o LO2) son los propelentes más eficaces en términos de velocidad de escape que se han utilizado ampliamente hasta la fecha, aunque algunas combinaciones exóticas que involucran boro u ozono líquido son potencialmente algo mejores en teoría si se pudieran resolver varios problemas prácticos. [39]
Al calcular la energía de reacción específica de una combinación dada de propulsantes, se debe incluir la masa total de los propulsantes (tanto el combustible como el oxidante). La excepción es el caso de los motores que respiran aire, que utilizan oxígeno atmosférico y, en consecuencia, tienen que transportar menos masa para una determinada producción de energía. Los combustibles para automóviles o motores de turborreactores tienen una producción de energía efectiva mucho mejor por unidad de masa de propulsante que debe transportarse, pero son similares por unidad de masa de combustible.
Hay programas informáticos que predicen el rendimiento de los propulsores en los motores de cohetes. [40] [41] [42]
En el caso de los cohetes líquidos e híbridos, es esencial que los propulsores se enciendan inmediatamente cuando entran en la cámara de combustión.
En el caso de los propulsores líquidos (pero no gaseosos), la falta de encendido en cuestión de milisegundos suele provocar que haya demasiado propulsor líquido dentro de la cámara y, si se produce el encendido, la cantidad de gas caliente creada puede superar la presión máxima de diseño de la cámara, lo que provoca una falla catastrófica del recipiente de presión. Esto a veces se denomina arranque forzado o desmontaje rápido no programado (RUD, por sus siglas en inglés). [43]
La ignición se puede lograr mediante distintos métodos: se puede utilizar una carga pirotécnica, un soplete de plasma [ cita requerida ] o se puede emplear la ignición por chispa eléctrica [3] . Algunas combinaciones de combustible y oxidante se encienden al contacto ( hipergólicos ), y los combustibles no hipergólicos se pueden "encender químicamente" al preparar las líneas de combustible con propulsores hipergólicos (populares en los motores rusos).
Los propulsores gaseosos generalmente no causarán arranques difíciles , en los cohetes el área total del inyector es menor que la garganta, por lo tanto la presión de la cámara tiende a ser la ambiente antes del encendido y no se pueden formar altas presiones incluso si toda la cámara está llena de gas inflamable en el momento del encendido.
Los propulsores sólidos se encienden generalmente con dispositivos pirotécnicos de un solo disparo y la combustión suele producirse hasta el consumo total de los propulsores. [8]
Una vez encendidas, las cámaras de los cohetes son autosuficientes y no se necesitan encendedores; la combustión suele continuar hasta que se consumen por completo los propulsores. De hecho, las cámaras suelen volver a encenderse espontáneamente si se las vuelve a encender después de haber estado apagadas durante unos segundos. A menos que estén diseñadas para volver a encenderse, cuando se enfrían, muchos cohetes no pueden volver a encenderse sin al menos un mantenimiento menor, como el reemplazo del encendedor pirotécnico o incluso la recarga de los propulsores. [8]
Los cohetes propulsores varían según el motor del cohete, la altitud de diseño, la altitud, el empuje y otros factores.
Los gases de escape ricos en carbono de los combustibles a base de queroseno, como el RP-1, suelen ser de color naranja debido a la radiación de cuerpo negro de las partículas no quemadas, además de las bandas azules de Swan . Los cohetes a base de oxidantes de peróxido y los chorros de cohetes de hidrógeno contienen principalmente vapor y son casi invisibles a simple vista, pero brillan intensamente en los rangos ultravioleta e infrarrojo . Los chorros de los cohetes de combustible sólido pueden ser muy visibles, ya que el propulsor con frecuencia contiene metales como el aluminio elemental que arde con una llama naranja-blanca y agrega energía al proceso de combustión. Los motores de cohetes que queman hidrógeno líquido y oxígeno exhibirán un escape casi transparente, debido a que es principalmente vapor sobrecalentado (vapor de agua), más algo de hidrógeno sin quemar.
La boquilla suele estar sobreexpandida a nivel del mar y el escape puede presentar rombos visibles a través de un efecto Schlieren causado por la incandescencia de los gases de escape.
La forma del chorro varía para una boquilla de área fija a medida que la relación de expansión varía con la altitud: a gran altitud todos los cohetes están muy subexpandidos y un porcentaje bastante pequeño de los gases de escape en realidad terminan expandiéndose hacia adelante.
The solar thermal rocket would make use of solar power to directly heat reaction mass, and therefore does not require an electrical generator as most other forms of solar-powered propulsion do. A solar thermal rocket only has to carry the means of capturing solar energy, such as concentrators and mirrors. The heated propellant is fed through a conventional rocket nozzle to produce thrust. The engine thrust is directly related to the surface area of the solar collector and to the local intensity of the solar radiation and inversely proportional to the Isp.
Nuclear propulsion includes a wide variety of propulsion methods that use some form of nuclear reaction as their primary power source. Various types of nuclear propulsion have been proposed, and some of them tested, for spacecraft applications:
According to the writings of the Roman Aulus Gellius, the earliest known example of jet propulsion was in c. 400 BC, when a Greek Pythagorean named Archytas, propelled a wooden bird along wires using steam.[46][47] However, it was not powerful enough to take off under its own thrust.
The aeolipile described in the first century BC, often known as Hero's engine, consisted of a pair of steam rocket nozzles mounted on a bearing. It was created almost two millennia before the Industrial Revolution but the principles behind it were not well understood, and it was not developed into a practical power source.
The availability of black powder to propel projectiles was a precursor to the development of the first solid rocket. Ninth Century Chinese Taoist alchemists discovered black powder in a search for the elixir of life; this accidental discovery led to fire arrows which were the first rocket engines to leave the ground.
It is stated[by whom?] that "the reactive forces of incendiaries were probably not applied to the propulsion of projectiles prior to the 13th century".[citation needed] A turning point in rocket technology emerged with a short manuscript entitled Liber Ignium ad Comburendos Hostes (abbreviated as The Book of Fires). The manuscript is composed of recipes for creating incendiary weapons from the mid-eighth to the end of the thirteenth centuries—two of which are rockets. The first recipe calls for one part of colophonium and sulfur added to six parts of saltpeter (potassium nitrate) dissolved in laurel oil, then inserted into hollow wood and lit to "fly away suddenly to whatever place you wish and burn up everything". The second recipe combines one pound of sulfur, two pounds of charcoal, and six pounds of saltpeter—all finely powdered on a marble slab. This powder mixture is packed firmly into a long and narrow case. The introduction of saltpeter into pyrotechnic mixtures connected the shift from hurled Greek fire into self-propelled rocketry.[48]
Articles and books on the subject of rocketry appeared increasingly from the fifteenth through seventeenth centuries. In the sixteenth century, German military engineer Conrad Haas (1509–1576) wrote a manuscript which introduced the construction of multi-staged rockets.[49]
Rocket engines were also put in use by Tippu Sultan, the king of Mysore. These usually consisted of a tube of soft hammered iron about 8 in (20 cm) long and 1+1⁄2–3 in (3.8–7.6 cm) diameter, closed at one end, packed with black powder propellant and strapped to a shaft of bamboo about 4 ft (120 cm) long. A rocket carrying about one pound of powder could travel almost 1,000 yards (910 m). These 'rockets', fitted with swords, would travel several meters in the air before coming down with sword edges facing the enemy. These were used very effectively against the British empire.
Slow development of this technology continued up to the later 19th century, when Russian Konstantin Tsiolkovsky first wrote about liquid-fuelled rocket engines. He was the first to develop the Tsiolkovsky rocket equation, though it was not published widely for some years.
The modern solid- and liquid-fuelled engines became realities early in the 20th century, thanks to the American physicist Robert Goddard. Goddard was the first to use a De Laval nozzle on a solid-propellant (gunpowder) rocket engine, doubling the thrust and increasing the efficiency by a factor of about twenty-five. This was the birth of the modern rocket engine. He calculated from his independently derived rocket equation that a reasonably sized rocket, using solid fuel, could place a one-pound payload on the Moon.
Goddard began to use liquid propellants in 1921, and in 1926 became the first to launch a liquid-fuelled rocket. Goddard pioneered the use of the De Laval nozzle, lightweight propellant tanks, small light turbopumps, thrust vectoring, the smoothly-throttled liquid fuel engine, regenerative cooling, and curtain cooling.[8]: 247–266
During the late 1930s, German scientists, such as Wernher von Braun and Hellmuth Walter, investigated installing liquid-fuelled rockets in military aircraft (Heinkel He 112, He 111, He 176 and Messerschmitt Me 163).[50]
The turbopump was employed by German scientists in World War II. Until then cooling the nozzle had been problematic, and the A4 ballistic missile used dilute alcohol for the fuel, which reduced the combustion temperature sufficiently.
Staged combustion (Замкнутая схема) was first proposed by Alexey Isaev in 1949. The first staged combustion engine was the S1.5400 used in the Soviet planetary rocket, designed by Melnikov, a former assistant to Isaev.[8] About the same time (1959), Nikolai Kuznetsov began work on the closed cycle engine NK-9 for Korolev's orbital ICBM, GR-1. Kuznetsov later evolved that design into the NK-15 and NK-33 engines for the unsuccessful Lunar N1 rocket.
In the West, the first laboratory staged-combustion test engine was built in Germany in 1963, by Ludwig Boelkow.
Liquid hydrogen engines were first successfully developed in America: the RL-10 engine first flew in 1962. Its successor, the Rocketdyne J-2, was used in the Apollo program's Saturn V rocket to send humans to the Moon. The high specific impulse and low density of liquid hydrogen lowered the upper stage mass and the overall size and cost of the vehicle.
The record for most engines on one rocket flight is 44, set by NASA in 2016 on a Black Brant.[51]
With afterburner, reverser and nozzle ... 3,175 kg ... Afterburner ... 169.2 kN
An additional coolant line takes alcohol to fine holes in the inner chamber wall. The alcohol flows alongside the wall, creating a thin, evaporating film for additional cooling.
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