Un cohete de propulsor líquido o cohete líquido utiliza un motor de cohete que quema propulsores líquidos . (Los enfoques alternativos utilizan propulsores gaseosos o sólidos ). Los líquidos son propulsores deseables porque tienen una densidad razonablemente alta y sus productos de combustión tienen un impulso específico alto ( I sp ) . Esto permite que el volumen de los tanques de propulsor sea relativamente bajo.
Los cohetes líquidos pueden ser cohetes monopropulsores que utilizan un solo tipo de propulsor o cohetes bipropelentes que utilizan dos tipos de propulsor. Los cohetes trippropulsores que utilizan tres tipos de propulsores son raros. Los propulsores oxidantes líquidos también se utilizan en cohetes híbridos , con algunas de las ventajas de un cohete sólido . Los cohetes líquidos bipropulsores utilizan un combustible líquido como el hidrógeno líquido o RP-1 , y un oxidante líquido como el oxígeno líquido . El motor puede ser un motor de cohete criogénico , donde el combustible y el oxidante, como el hidrógeno y el oxígeno, son gases que se han licuado a temperaturas muy bajas.
La mayoría de los diseños de motores de cohetes líquidos son estrangulados para operación de empuje variable. Algunos permiten controlar la proporción de mezcla de propulsor (proporción en la que se mezclan el oxidante y el combustible). Algunos pueden apagarse y, con un sistema de encendido adecuado o un propulsor autoencendido, reiniciarse.
Los cohetes híbridos aplican un oxidante líquido o gaseoso a un combustible sólido. [1] : 354–356
El uso de propulsores líquidos tiene una serie de ventajas:
El uso de propulsores líquidos también puede estar asociado con una serie de cuestiones:
Los motores de cohetes líquidos tienen tanques y tuberías para almacenar y transferir propulsor, un sistema de inyectores y una o más cámaras de combustión con boquillas asociadas .
Los propulsores líquidos típicos tienen densidades aproximadamente similares a las del agua, aproximadamente 0,7 a 1,4 g/cm³. Una excepción es el hidrógeno líquido , que tiene una densidad mucho menor y requiere sólo una presión relativamente modesta para evitar la vaporización . La densidad y la baja presión de los propulsores líquidos permiten un tanque ligero: aproximadamente el 1% del contenido para los propulsores densos y alrededor del 10% para el hidrógeno líquido. El aumento de la masa del tanque se debe a la baja densidad del hidrógeno líquido y a la masa del aislamiento necesario.
Para la inyección en la cámara de combustión, la presión del propulsor en los inyectores debe ser mayor que la presión de la cámara. Esto suele lograrse con una bomba. Las bombas adecuadas suelen utilizar turbobombas centrífugas debido a su alta potencia y peso ligero, aunque en el pasado se han empleado bombas alternativas . Las turbobombas suelen ser livianas y pueden ofrecer un rendimiento excelente; con un peso en la Tierra muy por debajo del 1% del empuje. De hecho, las relaciones generales de empuje a peso , incluida una turbobomba, han llegado a 155:1 con el motor de cohete SpaceX Merlin 1D y hasta 180:1 con la versión de vacío [5] . En lugar de una bomba, algunos diseños utilizan un tanque de un gas inerte a alta presión, como helio, para presurizar los propulsores. Estos cohetes a menudo proporcionan un delta-v más bajo porque la masa del tanque de presión reduce el rendimiento. En algunos diseños para uso a gran altitud o vacío, la masa del tanque puede ser aceptable.
Por lo tanto, los componentes principales de un motor de cohete son la cámara de combustión (cámara de empuje), el encendedor pirotécnico , el sistema de alimentación de propulsor , las válvulas, los reguladores, los tanques de propulsor y la tobera del motor de cohete . Para alimentar propulsores a la cámara de combustión, los motores de propulsor líquido se alimentan por presión o por bomba , y los motores alimentados por bomba funcionan en una variedad de ciclos de motor .
Los propulsores líquidos a menudo se bombean a la cámara de combustión con una turbobomba centrífuga liviana . Recientemente, algunas empresas aeroespaciales han utilizado para ello bombas eléctricas con baterías. En motores pequeños más simples, a veces se utiliza un gas inerte almacenado en un tanque a alta presión en lugar de bombas para forzar el ingreso de los propulsores a la cámara de combustión. Estos motores pueden tener una relación de masa mayor, pero suelen ser más fiables y, por tanto, se utilizan ampliamente en satélites para el mantenimiento de la órbita. [1]
A lo largo de los años se han probado miles de combinaciones de combustibles y oxidantes. Algunos de los más comunes y prácticos son:
Una de las mezclas más eficientes, oxígeno e hidrógeno , adolece de las temperaturas extremadamente bajas necesarias para almacenar hidrógeno líquido (alrededor de 20 K o −253,2 °C o −423,7 °F) y una densidad de combustible muy baja (70 kg/m 3 o 4,4 lb/pie cúbico, en comparación con el RP-1 a 820 kg/m 3 o 51 lb/pie cúbico), lo que requiere tanques grandes que también deben ser livianos y aislantes. El aislamiento de espuma ligera en el tanque externo del transbordador espacial provocó la destrucción del transbordador espacial Columbia , cuando una pieza se soltó, dañó su ala y provocó que se rompiera al reingresar a la atmósfera .
El metano líquido/GNL tiene varias ventajas sobre el LH 2 . Su rendimiento ( impulso específico máximo ) es menor que el del LH 2 pero mayor que el del RP1 (queroseno) y los propulsores sólidos, y su mayor densidad, al igual que otros combustibles de hidrocarburos, proporciona mayores relaciones de empuje a volumen que el LH 2 , aunque su densidad no es tan alta como la de RP1. [7] Esto lo hace especialmente atractivo para sistemas de lanzamiento reutilizables porque una mayor densidad permite motores, tanques de propulsor y sistemas asociados más pequeños. [6] El GNL también se quema con menos o nada de hollín (menos o nada de coque) que el RP1, lo que facilita la reutilización en comparación con él, y el GNL y el RP1 se queman a menor temperatura que el LH 2, por lo que el GNL y el RP1 no deforman las estructuras interiores del motor. como mucho. Esto significa que los motores que queman GNL se pueden reutilizar más que los que queman RP1 o LH 2 . A diferencia de los motores que queman LH 2 , tanto los motores RP1 como los de GNL pueden diseñarse con un eje compartido con una sola turbina y dos turbobombas, una para LOX y otra para LNG/RP1. [7] En el espacio, el GNL no necesita calentadores para mantenerlo líquido, a diferencia del RP1. [8] El GNL es menos costoso y está disponible en grandes cantidades. Puede almacenarse durante períodos de tiempo más prolongados y es menos explosivo que la LH 2 . [6]
Muchos bipropulsores no criogénicos son hipergólicos (autoinflamables).
Para los misiles balísticos intercontinentales almacenables y la mayoría de las naves espaciales, incluidos los vehículos tripulados, las sondas planetarias y los satélites, almacenar propulsores criogénicos durante períodos prolongados es inviable. Debido a esto, generalmente se utilizan mezclas de hidracina o sus derivados en combinación con óxidos de nitrógeno para tales aplicaciones, pero son tóxicas y cancerígenas . En consecuencia, para mejorar el manejo, algunos vehículos tripulados como el Dream Chaser y el Space Ship Two planean utilizar cohetes híbridos con combinaciones de combustible y oxidantes no tóxicos.
La implementación del inyector en cohetes líquidos determina el porcentaje del rendimiento teórico de la boquilla que se puede alcanzar. Un rendimiento deficiente del inyector hace que el propulsor sin quemar salga del motor, lo que genera una eficiencia deficiente.
Además, los inyectores también suelen ser clave para reducir las cargas térmicas en la boquilla; Al aumentar la proporción de combustible alrededor del borde de la cámara, se obtienen temperaturas mucho más bajas en las paredes de la boquilla.
Los inyectores pueden ser tan simples como una serie de orificios de pequeño diámetro dispuestos en patrones cuidadosamente construidos a través de los cuales viajan el combustible y el oxidante. La velocidad del flujo está determinada por la raíz cuadrada de la caída de presión a través de los inyectores, la forma del orificio y otros detalles como la densidad del propulsor.
Los primeros inyectores utilizados en el V-2 crearon chorros paralelos de combustible y oxidante que luego se quemaron en la cámara. Esto dio una eficiencia bastante pobre.
Hoy en día, los inyectores constan clásicamente de una serie de pequeños orificios por los que apuntan chorros de combustible y oxidante de modo que colisionan en un punto del espacio a poca distancia de la placa del inyector. Esto ayuda a dividir el flujo en pequeñas gotas que se queman más fácilmente.
Los principales tipos de inyectores son
El inyector de pivote permite un buen control de la mezcla de combustible y oxidante en una amplia gama de caudales. El inyector de pivote se utilizó en los motores del Módulo Lunar Apollo ( Descent Propulsion System ) y en el motor Kestrel , actualmente se utiliza en el motor Merlin de los cohetes Falcon 9 y Falcon Heavy .
El motor RS-25 diseñado para el transbordador espacial utiliza un sistema de postes estriados, que utilizan hidrógeno calentado del prequemador para vaporizar el oxígeno líquido que fluye a través del centro de los postes [10] y esto mejora la velocidad y la estabilidad del proceso de combustión. ; Los motores anteriores, como el F-1 utilizado para el programa Apollo, tenían problemas importantes con las oscilaciones que conducían a la destrucción de los motores, pero esto no fue un problema en el RS-25 debido a este detalle de diseño.
Valentin Glushko inventó el inyector centrípeto a principios de la década de 1930 y se ha utilizado casi universalmente en los motores rusos. Se aplica un movimiento de rotación al líquido (y a veces se mezclan los dos propulsores), luego se expulsa a través de un pequeño orificio, donde forma una lámina en forma de cono que se atomiza rápidamente. El primer motor líquido de Goddard utilizó un solo inyector de impacto. Los científicos alemanes durante la Segunda Guerra Mundial experimentaron con inyectores impactantes sobre placas planas, utilizados con éxito en el misil Wasserfall.
Para evitar inestabilidades como el resoplido, que es una oscilación de velocidad relativamente baja, el motor debe diseñarse con una caída de presión suficiente en los inyectores para que el flujo sea en gran medida independiente de la presión de la cámara. Esta caída de presión normalmente se logra utilizando al menos el 20% de la presión de la cámara a través de los inyectores.
Sin embargo, especialmente en motores más grandes, se desencadenan fácilmente oscilaciones de combustión a alta velocidad, que no se comprenden bien. Estas oscilaciones de alta velocidad tienden a alterar la capa límite del lado del gas del motor, y esto puede causar que el sistema de enfriamiento falle rápidamente, destruyendo el motor. Este tipo de oscilaciones son mucho más comunes en los motores grandes y plagaron el desarrollo del Saturn V , pero finalmente fueron superadas.
Algunas cámaras de combustión, como las del motor RS-25 , utilizan resonadores de Helmholtz como mecanismos de amortiguación para detener el crecimiento de determinadas frecuencias de resonancia.
Para evitar estos problemas, el diseño del inyector RS-25 hizo un gran esfuerzo para vaporizar el propulsor antes de inyectarlo en la cámara de combustión. Aunque se utilizaron muchas otras características para garantizar que no se produjeran inestabilidades, investigaciones posteriores demostraron que estas otras características eran innecesarias y que la combustión en fase gaseosa funcionó de manera confiable.
Las pruebas de estabilidad a menudo implican el uso de pequeños explosivos. Estos se detonan dentro de la cámara durante el funcionamiento y provocan una excitación impulsiva. Al examinar la traza de presión de la cámara para determinar qué tan rápido desaparecen los efectos de la perturbación, es posible estimar la estabilidad y rediseñar las características de la cámara si es necesario.
Para los cohetes de propulsor líquido, se utilizan comúnmente cuatro formas diferentes de impulsar la inyección del propulsor en la cámara. [11]
El combustible y el oxidante deben bombearse a la cámara de combustión contra la presión de los gases calientes que se queman, y la potencia del motor está limitada por la velocidad a la que se puede bombear el propulsor a la cámara de combustión. Para uso atmosférico o de lanzador, los ciclos del motor de alta presión y, por lo tanto, de alta potencia son deseables para minimizar la resistencia a la gravedad . Para uso orbital, los ciclos de energía más bajos suelen estar bien.
La selección de un ciclo de motor es uno de los primeros pasos en el diseño de un motor de cohete. De esta selección surgen una serie de compensaciones, algunas de las cuales incluyen:
Los inyectores suelen estar dispuestos de manera que se crea una capa rica en combustible en la pared de la cámara de combustión. Esto reduce la temperatura allí, y aguas abajo hasta la garganta e incluso dentro de la boquilla y permite que la cámara de combustión funcione a una presión más alta, lo que permite utilizar una boquilla con una relación de expansión más alta que proporciona un ISP más alto y un mejor rendimiento del sistema. [12] Un motor de cohete líquido a menudo emplea enfriamiento regenerativo , que utiliza el combustible o, menos comúnmente, el oxidante para enfriar la cámara y la boquilla.
La ignición se puede realizar de muchas maneras, pero quizás más con propulsores líquidos que con otros cohetes se requiere una fuente de ignición consistente y significativa; un retraso en el encendido (en algunos casos tan pequeño como unas pocas decenas de milisegundos) puede provocar una sobrepresión en la cámara debido al exceso de propulsor. Un arranque brusco puede incluso provocar la explosión del motor.
Generalmente, los sistemas de encendido intentan aplicar llamas a través de la superficie del inyector, con un flujo másico de aproximadamente el 1% del flujo másico total de la cámara.
A veces se utilizan interbloqueos de seguridad para garantizar la presencia de una fuente de ignición antes de que se abran las válvulas principales; sin embargo, la confiabilidad de los enclavamientos puede en algunos casos ser menor que la del sistema de encendido. Por lo tanto, depende de si el sistema debe ser a prueba de fallas o si el éxito general de la misión es más importante. Los enclavamientos rara vez se utilizan para etapas superiores sin tripulación donde una falla del enclavamiento causaría la pérdida de la misión, pero están presentes en el motor RS-25 para apagar los motores antes del despegue del transbordador espacial. Además, la detección de un encendido exitoso del encendedor es sorprendentemente difícil; algunos sistemas utilizan cables delgados que son cortados por las llamas; los sensores de presión también han tenido algún uso.
Los métodos de ignición incluyen pirotécnicos , eléctricos (chispa o alambre caliente) y químicos. Los propulsores hipergólicos tienen la ventaja de autoencenderse, de manera confiable y con menos posibilidades de arranques bruscos. En la década de 1940, los rusos comenzaron a arrancar motores con hipergoles, para luego cambiar a los propulsores primarios después del encendido. Este también se utilizó en el motor de cohete estadounidense F-1 del programa Apolo .
Ignición con un agente pirofórico : El trietilaluminio se enciende al contacto con el aire y se enciende y/o se descompone al contacto con agua y con cualquier otro oxidante; es una de las pocas sustancias suficientemente pirofóricas para encenderse al contacto con oxígeno líquido criogénico . La entalpía de combustión , Δ c H°, es −5.105,70 ± 2,90 kJ/mol (−1.220,29 ± 0,69 kcal/mol). Su fácil encendido lo hace particularmente deseable como encendedor de motores de cohetes . Puede usarse junto con trietilborano para crear trietilaluminio-trietilborano, más conocido como TEA-TEB.
La idea de un cohete líquido tal como se entiende en el contexto moderno apareció por primera vez en 1903 en el libro Exploración del Universo con vehículos propulsados por cohetes , [13] del científico espacial ruso Konstantin Tsiolkovsky . La magnitud de su contribución a la astronáutica es asombrosa. incluyendo la ecuación del cohete Tsiolkovsky , cohetes de múltiples etapas y el uso de oxígeno líquido e hidrógeno líquido en cohetes de propulsor líquido. [14] Tsiolkovsky influyó en científicos espaciales posteriores en toda Europa, como Wernher von Braun . Los equipos de búsqueda soviéticos en Peenemünde encontraron una traducción al alemán de un libro de Tsiolkovsky del cual "casi todas las páginas... estaban adornadas con comentarios y notas de von Braun". [15] El destacado diseñador de motores de cohetes soviético Valentin Glushko y el diseñador de cohetes Sergey Korolev estudiaron las obras de Tsiolkovsky cuando eran jóvenes [16] y ambos buscaron convertir las teorías de Tsiolkovsky en realidad. [17]
De 1929 a 1930, en Leningrado , Glushko realizó investigaciones sobre cohetes en el Laboratorio de Dinámica de Gases (GDL), donde se creó una nueva sección de investigación para el estudio de motores de cohetes eléctricos y de propulsión líquida . Esto resultó en la creación de motores ORM (de "Experimental Rocket Motor" en ruso) ORM-1 a ORM-52 . [18] Se llevaron a cabo un total de 100 pruebas de banco de cohetes de propulsión líquida utilizando varios tipos de combustible, tanto de bajo como de alto punto de ebullición, y se logró un empuje de hasta 300 kg. [19] [18]
Durante este período en Moscú , Fredrich Tsander , un científico e inventor estaba diseñando y construyendo motores de cohetes líquidos que funcionaban con aire comprimido y gasolina. Tsander lo utilizó para investigar combustibles de alta energía, incluidos metales en polvo mezclados con gasolina. En septiembre de 1931, Tsander formó el ' Grupo para el Estudio del Movimiento Reactivo ' con sede en Moscú, [20] más conocido por su acrónimo ruso "GIRD". [21] En mayo de 1932, Sergey Korolev reemplazó a Tsander como jefe de GIRD. Mikhail Tikhonravov lanzó el primer cohete soviético de propulsión líquida, alimentado con oxígeno líquido y gasolina gelatinosa, el GIRD-9, el 17 de agosto de 1933, que alcanzó una altitud de 400 metros (1300 pies). [22] En enero de 1933, Tsander comenzó el desarrollo del cohete GIRD-X. Este diseño quemaba oxígeno líquido y gasolina y fue uno de los primeros motores en ser enfriado de forma regenerativa por el oxígeno líquido, que fluía alrededor de la pared interior de la cámara de combustión antes de entrar en ella. Los problemas de quemado durante las pruebas provocaron un cambio de gasolina a alcohol menos energético. El misil final, de 2,2 metros (7,2 pies) de largo por 140 milímetros (5,5 pulgadas) de diámetro, tenía una masa de 30 kilogramos (66 libras) y se anticipó que podría transportar una carga útil de 2 kilogramos (4,4 libras) a una altitud de 5,5 kilómetros (3,4 millas). [23] El cohete GIRD X fue lanzado el 25 de noviembre de 1933 y voló a una altura de 80 metros. [24]
En 1933, GDL y GIRD se fusionaron y se convirtieron en el Instituto de Investigaciones Científicas Reactivas (RNII). En RNII, Gushko continuó el desarrollo de motores de cohetes de propulsor líquido ОРМ-53 a ОРМ-102, con ORM-65 propulsando el avión propulsado por cohetes RP-318 . [18] En 1938, Leonid Dushkin reemplazó a Glushko y continuó el desarrollo de los motores ORM, incluido el motor del interceptor propulsado por cohetes, el Bereznyak-Isayev BI-1 . [25] En RNII, Tikhonravov trabajó en el desarrollo de motores de cohetes de propulsor líquido de oxígeno/alcohol. [26] En última instancia, a los motores de cohetes de propulsor líquido se les dio baja prioridad a finales de la década de 1930 en el RNII; sin embargo, la investigación fue productiva y muy importante para los logros posteriores del programa de cohetes soviéticos. [27]
El peruano Pedro Paulet , que había experimentado con cohetes a lo largo de su vida en Perú , escribió una carta a El Comercio de Lima en 1927, afirmando que había experimentado con un motor de cohete líquido mientras era estudiante en París tres décadas antes. [28] [29] Los historiadores de los primeros experimentos con cohetes, entre ellos Max Valier , Willy Ley y John D. Clark , han dado diferentes grados de credibilidad al informe de Paulet. Valier aplaudió el diseño del cohete de propulsión líquida de Paulet en la publicación Die Rakete de Verein für Raumschiffahrt , diciendo que el motor tenía una "potencia asombrosa" y que sus planes eran necesarios para el futuro desarrollo de cohetes. [30] Hermann Oberth nombraría a Paulet como pionero en cohetería en 1965. [31] Wernher von Braun también describiría a Paulet como "el pionero del motor de propulsión de combustible líquido" y afirmó que "Paulet ayudó al hombre a llegar a la Luna ". [28] [32] [33] [34] [35] Más tarde, la Alemania nazi se acercó a Paulet y lo invitó a unirse a la Astronomische Gesellschaft para ayudar a desarrollar tecnología de cohetes, aunque se negó a ayudar después de descubrir que el proyecto estaba destinado a ser armamentizado. y nunca compartió la fórmula de su propulsor. [36] [37] Según el cineasta e investigador Álvaro Mejía, Federico I. Ordway III intentaría más tarde desacreditar los descubrimientos de Paulet en el contexto de la Guerra Fría y en un esfuerzo por alejar la imagen pública de von Braun de su historia con Alemania nazi. [38]
El primer vuelo de un cohete de propulsor líquido tuvo lugar el 16 de marzo de 1926 en Auburn, Massachusetts , cuando el profesor estadounidense Dr. Robert H. Goddard lanzó un vehículo que utilizaba oxígeno líquido y gasolina como propulsores. [39] El cohete, que fue apodado "Nell", se elevó sólo 41 pies durante un vuelo de 2,5 segundos que terminó en un campo de coles, pero fue una demostración importante de que los cohetes que utilizaban propulsión líquida eran posibles. Goddard propuso propulsores líquidos unos quince años antes y comenzó a experimentar seriamente con ellos en 1921. El alemán-rumano Hermann Oberth publicó un libro en 1922 sugiriendo el uso de propulsores líquidos.
En Alemania, los ingenieros y científicos quedaron cautivados por la propulsión líquida, construyéndolos y probándolos a finales de la década de 1920 dentro del Opel RAK , el primer programa de cohetes del mundo, en Rüsselsheim. Según el relato de Max Valier , [40] el diseñador de cohetes Opel RAK, Friedrich Wilhelm Sander, lanzó dos cohetes de combustible líquido en Opel Rennbahn en Rüsselsheim el 10 y el 12 de abril de 1929. Estos cohetes Opel RAK fueron los primeros europeos, y después de Goddard, el segundo cohete de combustible líquido de la historia del mundo. En su libro "Raketenfahrt", Valier describe el tamaño de los cohetes como 21 cm de diámetro y 74 cm de longitud, con un peso de 7 kg vacío y 16 kg con combustible. El empuje máximo era de 45 a 50 kp, con un tiempo total de combustión de 132 segundos. Estas propiedades indican un bombeo de presión de gas. El objetivo principal de estas pruebas era desarrollar el sistema de propulsión líquida de cohetes para un avión Gebrüder-Müller-Griessheim [41] en construcción para un vuelo planificado a través del canal de la Mancha. También el historiador de vuelos espaciales Frank H. Winter , curador del Museo Nacional del Aire y el Espacio en Washington, DC, confirma que el grupo Opel estaba trabajando, además de sus cohetes de combustible sólido utilizados para récords de velocidad en tierra y los primeros vuelos en avión-cohete tripulados del mundo. con el Opel RAK.1 , en cohetes de combustible líquido. [42] En mayo de 1929, el motor producía un empuje de 200 kg (440 lb.) "durante más de quince minutos y en julio de 1929, los colaboradores del Opel RAK pudieron alcanzar fases de potencia de más de treinta minutos para empujes de 300 kg (660 lb.) en la fábrica de Opel en Rüsselsheim", según cuenta también Max Valier. La Gran Depresión puso fin a las actividades del Opel RAK. Después de trabajar para el ejército alemán a principios de la década de 1930, Sander fue arrestado por la Gestapo en 1935, cuando la ingeniería de cohetes privada quedó prohibida en Alemania. Fue condenado por traición a 5 años de prisión y obligado a vender su empresa; murió en 1938. [43] El trabajo de Max Valier (a través de Arthur Rudolph y Heylandt), que murió mientras experimentaba en 1930, y el trabajo de Friedrich Sander sobre combustible líquido. Los cohetes fueron confiscados por el ejército alemán, el Heereswaffenamt , y se integraron en las actividades del general Walter Dornberger a principios y mediados de los años 1930 en un campo cerca de Berlín. [44] Max Valier fue cofundador de un grupo de investigación de aficionados, el VfR , que trabajó en cohetes líquidos a principios de la década de 1930, y muchos de cuyos miembros eventualmente se convirtieron en importantes pioneros de la tecnología de cohetes, incluido Wernher von Braun .Arma de cohetes V-2 para los nazis.
A finales de la década de 1930, se empezó a experimentar seriamente con el uso de la propulsión de cohetes para vuelos tripulados, cuando el Heinkel He 176 de Alemania realizó el primer vuelo tripulado propulsado por cohetes utilizando un motor de cohete líquido, diseñado por el ingeniero aeronáutico alemán Hellmuth Walter el 20 de junio de 1939. [45] El único avión de combate propulsado por cohetes de producción que jamás haya prestado servicio militar, el Me 163 Komet en 1944-45, también utilizó un motor de cohete líquido diseñado por Walter, el Walter HWK 109-509 , que producía hasta 1.700 kgf . (16,7 kN) de empuje a máxima potencia.
Después de la Segunda Guerra Mundial, el gobierno y el ejército estadounidenses finalmente consideraron seriamente los cohetes de propulsión líquida como armas y comenzaron a financiar trabajos en ellos. La Unión Soviética hizo lo mismo y así comenzó la Carrera Espacial .
En la década de 2010, los motores impresos en 3D comenzaron a utilizarse para vuelos espaciales. Ejemplos de tales motores incluyen SuperDraco utilizado en el sistema de escape de lanzamiento del SpaceX Dragon 2 y también motores utilizados para la primera o segunda etapa en vehículos de lanzamiento de Astra , [46] Orbex , [47] [48] Relativity Space , [49] Skyrora , [50] o Lanzador. [51] [52] [53]
Paulet fue claramente un pionero en el campo de los cohetes y no sorprende que los nazis quisieran reclutarlo para que los ayudara en sus esfuerzos.
La Sociedad Astronáutica Alemana lo invitó a Alemania para formar parte de un equipo de investigadores sobre propulsión de cohetes y al principio se interesó, pero cuando descubrió que la intención era construir un arma que pudiera usarse con fines militares, rechazó la invitación.
Todavía en 1965, Oberth lo describió como uno de los verdaderos pioneros de la ciencia espacial.
Incluso Wernher von Braun describió a Paulet como "uno de los padres de la aeronáutica" y "el pionero del motor de propulsión de combustible líquido".
Declaró que "con sus esfuerzos, Paulet ayudó al hombre a llegar a la Luna".
Perú ocupa un lugar especial entre las EMSA de América Latina porque el país fue el hogar de Pedro Paulet, quien inventó el primer motor de cohete de propulsión líquida del mundo en 1895 y el primer sistema moderno de propulsión de cohetes en 1900. ... Según Wernher von Braun, ' Paulet debería ser considerado el pionero del motor de propulsión de combustible líquido... gracias a sus esfuerzos, Paulet ayudó al hombre a llegar a la luna.' Paulet fundó la Liga Nacional Pro-Aviación del Perú, precursora de la Fuerza Aérea Peruana.
Paulet fue claramente un pionero en el campo de los cohetes y no sorprende que los nazis quisieran reclutarlo para que los ayudara en sus esfuerzos.
La Sociedad Astronáutica Alemana lo invitó a Alemania para formar parte de un equipo de investigadores sobre propulsión de cohetes y al principio se interesó, pero cuando descubrió que la intención era construir un arma que pudiera usarse con fines militares, rechazó la invitación.
Todavía en 1965, Oberth lo describió como uno de los verdaderos pioneros de la ciencia espacial.
Mecánica Popular 1931 Curtiss.