Un cohete monopropulsor (o " cohete monoquímico ") es un cohete que utiliza una sola sustancia química como propulsor . [1] Los cohetes monopropulsores se utilizan comúnmente como pequeños cohetes de control de actitud y trayectoria en satélites, etapas superiores de cohetes, naves espaciales tripuladas y aviones espaciales. [2]
Los cohetes monopropulsores más simples dependen de la descomposición química de un propulsor almacenable después de pasarlo sobre un lecho catalítico. [3] La potencia del propulsor proviene del gas a alta presión creado durante la reacción de descomposición que permite que la boquilla del cohete acelere el gas para crear empuje.
El monopropulsor más utilizado es la hidrazina ( N 2 H 4 o H 2 N − NH 2 ), un compuesto inestable en presencia de un catalizador y que también es un fuerte agente reductor . El catalizador más común es la alúmina granular (óxido de aluminio, Al 2 O 3 ) recubierta con iridio . Estos gránulos recubiertos suelen estar bajo las etiquetas comerciales Aerojet S-405 (anteriormente fabricado por Shell ) [4] o WC Heraeus H-KC 12 GA (anteriormente fabricado por Kali Chemie). [5] No existe un encendedor con hidracina. Aerojet S-405 es un catalizador espontáneo, es decir, la hidracina se descompone al contacto con el catalizador. La descomposición es altamente exotérmica y produce un gas a 1000 °C (1830 °F) que es una mezcla de nitrógeno , hidrógeno y amoníaco . El principal factor limitante de un cohete monopropulsor es su vida, que depende principalmente de la vida útil del catalizador. El catalizador puede estar sujeto a envenenamiento catalítico y desgaste catalítico que da como resultado el fallo del catalizador. Otro monopropulsor es el peróxido de hidrógeno , que, cuando se purifica a una concentración del 90% o más, se autodescompone a altas temperaturas o cuando hay un catalizador presente.
La mayoría de los sistemas de cohetes monopropulsores de reacción química constan de un tanque de combustible , generalmente una esfera de titanio o aluminio , con un recipiente de caucho de etileno-propileno o un dispositivo de gestión del propulsor de tensión superficial lleno con el combustible. Luego, el tanque se presuriza con helio o nitrógeno , lo que empuja el combustible hacia los motores. Una tubería conduce desde el tanque hasta una válvula de asiento y luego a la cámara de descomposición del motor del cohete. Normalmente, un satélite no tendrá un solo motor, sino de dos a doce, cada uno con su propia válvula.
Los motores de cohetes de control de actitud para satélites y sondas espaciales suelen ser muy pequeños, de aproximadamente 25 mm (0,98 pulgadas) de diámetro , y están montados en grupos que apuntan en cuatro direcciones (dentro de un avión).
El cohete se dispara cuando la computadora envía corriente continua a través de un pequeño electroimán que abre la válvula de asiento. El disparo suele ser muy breve, de unos pocos milisegundos , y, si se opera en el aire, sonaría como un guijarro arrojado contra un bote de basura de metal; si estuviera encendido por mucho tiempo, emitiría un silbido penetrante.
Los monopropulsores de reacción química no son tan eficientes como otras tecnologías de propulsión. Los ingenieros eligen sistemas monopropulsores cuando la necesidad de simplicidad y confiabilidad supera la necesidad de un alto impulso entregado. Si el sistema de propulsión debe producir grandes cantidades de empuje, o tener un impulso específico elevado , como en el motor principal de una nave espacial interplanetaria, se utilizan otras tecnologías.
Un concepto para proporcionar depósitos de propulsor en órbita terrestre baja (LEO) que podrían usarse como estaciones de paso para que otras naves espaciales se detengan y reposten en su camino hacia misiones más allá de LEO ha propuesto que el hidrógeno gaseoso desperdiciado, un subproducto inevitable del gas líquido a largo plazo. El almacenamiento de hidrógeno en el ambiente de calor radiativo del espacio sería utilizable como monopropulsor en un sistema de propulsión solar térmica . El hidrógeno residual se utilizaría productivamente tanto para el mantenimiento de estaciones orbitales como para el control de actitud, además de proporcionar propulsor y empuje limitados para maniobras orbitales para un mejor encuentro con otras naves espaciales que entrarían para recibir combustible del depósito. [6]
Los propulsores monopropulsores solares térmicos también son parte integral del diseño de un cohete criogénico de etapa superior de próxima generación propuesto por la empresa estadounidense United Launch Alliance (ULA). La etapa avanzada común evolucionada (ACES) está pensada como una etapa superior de menor costo, más capaz y más flexible que complementaría, y tal vez reemplazaría, los vehículos de etapa superior ULA Centaur y ULA Delta Cryogenic Second Stage (DCSS) existentes. La opción de fluidos integrados para vehículos ACES elimina toda la hidracina y el helio del vehículo espacial (normalmente utilizados para el control de actitud y el mantenimiento de la posición) y, en cambio, depende de propulsores monopropulsores solares térmicos que utilizan hidrógeno residual. [7]
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Los diseñadores soviéticos habían comenzado a experimentar con cohetes monopropulsores ya en 1933. [8] Creían que sus mezclas monopropulsores de tetróxido de nitrógeno con gasolina, o tolueno, y queroseno conducirían a un sistema general más simple; sin embargo, tuvieron problemas con explosiones violentas con combustible premezclado y oxidante como monopropulsor, lo que llevó a los diseñadores a abandonar este enfoque. [8]
Helmuth Walter fue un ingeniero alemán y pionero de los cohetes monopropulsores que utilizaban peróxido de hidrógeno como combustible. [9] Aunque su trabajo inicial fue sobre propulsión submarina, los mismos chorros de oxígeno producidos por la combustión en turbinas de gas podían dirigirse a través de una boquilla para generar empuje. [9] El cohete que Walter desarrolló se utilizó en el avión de combate alemán ME-163 en 1944, el primer avión en superar los 1000 km/h (635 mph). [9]
Después de la Segunda Guerra Mundial, los británicos continuaron experimentando con monopropulsores de peróxido de hidrógeno. [9] Desarrollarían el De Havilland Sprite, un cohete de peróxido de hidrógeno que podría producir 5000 lbf de empuje en 16 segundos. Al no estar destinado a vuelos espaciales, el cohete proporcionaría una capacidad de despegue alto y en caliente al de Havilland Comet 1, el primer avión comercial a reacción. [9]
En los Estados Unidos, cuando la NASA comenzó a estudiar los monopropulsores en el Jet Propulsion Laboratory (JPL), las propiedades de los propulsores existentes exigían que los propulsores fueran imprácticamente grandes. [10] La adición de un catalizador y un propulsor de precalentamiento los hizo más eficientes, pero generó preocupaciones sobre la seguridad y el manejo de propulsores peligrosos como la hidracina anhidra . [10] Sin embargo, la simplicidad de los propulsores diseñados alrededor de los primeros monopropulsores ofrecía muchas simplicidades y se probaron por primera vez en 1959 en la misión Able-4 . [11] Esta prueba permitió que las misiones Ranger y Mariner utilizaran un propulsor similar para maniobras de corrección [11] y en la inserción orbital del Telstar , considerado por el Museo Nacional del Aire y del Espacio como el satélite de comunicaciones más importante de principios de siglo. la carrera espacial. [12]
En 1964, la NASA comenzó a utilizar el Vehículo de Investigación de Alunizaje Lunar para entrenar a los astronautas del Apolo en el pilotaje del Módulo de Excursión Lunar (LEM) utilizando un sistema de control de actitud que consta de 16 propulsores monopropulsores de peróxido de hidrógeno para dirigir el LEM hacia la superficie lunar. [13]
Los vehículos de etapa superior comenzaron a usar propulsores monopropulsores como un dispositivo de control conveniente a principios de la década de 1960, cuando General Dynamics propuso la etapa superior Centaur a la Fuerza Aérea de los Estados Unidos [14], cuyas versiones todavía están en uso en los cohetes Atlas y Vulcan de United Launch Alliance . [15]
La NASA está desarrollando un nuevo sistema de propulsión monopropulsor para naves espaciales pequeñas y económicas con requisitos delta-v en el rango de 10 a 150 m/s. Este sistema se basa en una mezcla monopropulsor de nitrato de hidroxilamonio (HAN)/agua/combustible que es extremadamente densa, ambientalmente benigna y promete buen rendimiento y simplicidad. [16]
La empresa EURENCO Bofors produjo LMP-103S como sustituto 1 a 1 de la hidrazina disolviendo dinitramida de amonio al 65% , NH 4 N(NO 2 ) 2 , en una solución acuosa de metanol y amoníaco al 35%. LMP-103S tiene un impulso específico un 6 % mayor y una densidad de impulso un 30 % mayor que el monopropulsor de hidracina. Además, la hidracina es altamente tóxica y cancerígena, mientras que el LMP-103S es sólo moderadamente tóxico. El LMP-103S es Clase 1.4S de las Naciones Unidas, lo que permite el transporte en aviones comerciales y se demostró en el satélite Prisma en 2010. No se requiere un manejo especial. LMP-103S podría reemplazar a la hidrazina como el monopropulsor más utilizado. [17] [18]
{{cite book}}: CS1 maint: date and year (link)el hidrógeno residual que se ha evaporado resulta ser el propulsor más conocido (como monopropulsor en un sistema básico de propulsión solar térmica) para esta tarea. Un depósito práctico debe generar hidrógeno a un ritmo mínimo que coincida con las demandas de mantenimiento de la estación.