Un motor de cohete utiliza propulsores de cohete almacenados como masa de reacción para formar un chorro de fluido propulsor de 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 sustancias químicas reactivas para suministrar la energía necesaria, pero también existen formas sin combustión, como los propulsores de gas frío y los cohetes térmicos nucleares . Los vehículos propulsados por motores de cohetes suelen utilizar misiles balísticos (normalmente utilizan 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 cohete pueden usarse 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 propulsor (tienen el impulso específico más bajo ). 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 del escape.
Los motores de cohetes se vuelven más eficientes a altas velocidades, debido al efecto Oberth . [1]
Aquí se utiliza "cohete" como abreviatura de "motor de cohete".
Los cohetes térmicos utilizan un propulsor inerte, calentado mediante electricidad ( propulsión electrotérmica ) o un reactor nuclear ( cohete nuclear térmico ).
Los cohetes químicos funcionan mediante reacciones químicas exotérmicas de reducción-oxidación del propulsor:
Los motores de cohetes producen empuje mediante la expulsión de un fluido de escape que ha sido acelerado a alta velocidad a través de una boquilla propulsora . El fluido suele ser un gas creado por la combustión a alta presión (de 150 a 4350 libras por pulgada cuadrada (10 a 300 bar)) de propulsores sólidos o líquidos , que consisten en combustible y componentes oxidantes , dentro de una cámara de combustión . A medida que los gases se expanden a través de la boquilla, se aceleran a una velocidad muy alta ( supersónica ) y la reacción empuja el motor en la dirección opuesta. La combustión se utiliza con mayor frecuencia en cohetes prácticos, ya que las leyes de la termodinámica (específicamente el teorema de Carnot ) dictan que son deseables temperaturas y presiones altas para lograr la mejor eficiencia térmica . Los cohetes térmicos nucleares son capaces de alcanzar mayores eficiencias, pero actualmente tienen problemas ambientales que impiden su uso rutinario en la atmósfera terrestre y el espacio cislunar .
Para los modelos de cohetes , una alternativa disponible a la combustión es el cohete de agua presurizado por aire comprimido, dióxido de carbono , nitrógeno o cualquier otro gas inerte fácilmente disponible.
El propulsor de cohete es una masa que se almacena, generalmente en algún tipo de tanque, o dentro de la propia cámara de combustión, antes de ser expulsado del motor de un cohete en forma de un chorro de fluido para producir empuje.
Los propulsores químicos para cohetes son los más utilizados. Estos sufren reacciones químicas exotérmicas que producen un chorro de gas caliente para su propulsión. Alternativamente, se puede 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 llamados granos , 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 arden. 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. Suelen ser una serie de chorros simples : orificios a través de los cuales el propulsor escapa bajo presión; pero a veces pueden ser boquillas de aspersión más complejas. Cuando se inyectan dos o más propulsores, los chorros suelen provocar deliberadamente que los propulsores choquen, ya que esto divide el flujo en gotas más pequeñas que se queman más fácilmente.
Para los cohetes químicos, la cámara de combustión suele ser cilíndrica y no se necesitan portallamas , utilizados para mantener una parte de la combustión en una parte de la cámara de combustión de flujo más lento. [ cita necesaria ] Las dimensiones del cilindro son tales que el propulsor puede arder completamente; Diferentes propulsores de cohetes requieren diferentes tamaños de cámaras de combustión para que esto ocurra.
Esto lleva a un número llamado longitud característica :
dónde:
L* suele estar en el rango de 64 a 152 centímetros (25 a 60 pulgadas).
Las temperaturas y presiones que normalmente se alcanzan en la cámara de combustión de un cohete para lograr una eficiencia térmica práctica son extremas en comparación con las de 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 propulsora puede alcanzar verdaderas relaciones estequiométricas . 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 comburente fluyan hacia la cámara, la presión de los propulsores que ingresan a la cámara de combustión debe exceder la presión dentro de la propia cámara de combustión. Esto se puede lograr mediante una variedad de enfoques de diseño que incluyen 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 de forma autógena el propulsor. tanques [2] [3] Por ejemplo, el sistema de gas de autopresurización de SpaceX Starship es una parte crítica de la estrategia de SpaceX para reducir los fluidos del vehículo de lanzamiento de cinco en su familia de vehículos Falcon 9 heredada a solo dos en Starship, eliminando no solo el presurizante del tanque de helio, pero todos los propulsores hipergólicos , así como el nitrógeno para los propulsores de control de reacción de gas frío . [4]
Al gas caliente producido en la cámara de combustión se le permite 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 (alrededor de 2,5 a 3 veces la presión ambiental), la boquilla se obstruye y se forma un chorro supersónico que acelera drásticamente el gas y convierte la mayor parte de la energía térmica en energía cinética. Las velocidades de escape varían, dependiendo de la relación de expansión para la que está diseñada la boquilla, pero no son infrecuentes velocidades de escape de hasta diez veces la velocidad del sonido en el aire al nivel del mar. Aproximadamente la mitad del empuje del motor de 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 boquilla más utilizada es la boquilla de Laval , una boquilla de geometría fija con un alto índice de expansión. La gran extensión de la tobera en forma de campana o de cono más allá de la garganta confiere 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 la 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 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 expandidas pierden menos eficiencia, pero pueden causar problemas mecánicos con la boquilla. Las boquillas de área fija se vuelven progresivamente menos expandidas a medida que ganan altitud. Casi todas las boquillas De Laval se sobreexpandirán momentáneamente durante el arranque en una atmósfera. [5]
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 del motor de un cohete, la presión del chorro puede estar por debajo o por encima de la ambiental, y el equilibrio entre ambas no se alcanza en 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 desacelerará 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 del 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 tendría que aumentar con la altitud, dando a la presión una boquilla más larga sobre la cual actuar (y reduciendo la presión de salida y la temperatura). Este aumento es difícil de lograr de forma liviana, aunque se realiza habitualmente con otros tipos de motores a reacción. En cohetería generalmente se utiliza 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 de expansión y la aerospike , cada una de las cuales proporciona alguna forma de adaptarse a los cambios en la presión del aire ambiental y permite que el gas se expanda aún más contra la boquilla. , dando un empuje adicional a mayores altitudes.
Cuando se extrae aire a una presión ambiental (vacío) suficientemente baja, surgen varios problemas. Uno es el propio peso de la boquilla: más allá de cierto punto, para un vehículo en particular, el peso extra de la boquilla supera cualquier rendimiento ganado. En segundo lugar, a medida que los gases de escape se expanden adiabáticamente dentro de la boquilla, se enfrían y, finalmente, algunos de los productos químicos pueden congelarse, produciendo "nieve" dentro del chorro. Esto provoca inestabilidades en el avión y debe evitarse.
En una boquilla De Laval , el desprendimiento del flujo de gases de escape se producirá en una boquilla muy sobreexpandida. Como el punto de separación no será uniforme alrededor del eje del motor, se puede impartir una fuerza lateral al motor. Esta fuerza lateral puede cambiar con el tiempo y provocar problemas de control con el vehículo de lanzamiento.
Los diseños avanzados de compensación de altitud , como el aerospike o la boquilla de tapón , intentan minimizar las pérdidas de rendimiento ajustándose a la relación de expansión variable causada por el cambio de altitud.
Para que un motor de cohete sea eficiente en cuanto a propulsor, es importante que se creen las presiones máximas posibles en las paredes de la cámara y la boquilla mediante una cantidad específica de propulsor; ya que esta es la fuente del empuje. Esto se puede lograr con todos:
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 acelerará cuando empuja el motor, y dado que, según la tercera ley de Newton , la presión que actúa sobre el motor también actúa recíprocamente en 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 significativamente afectada 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 (" estrangula ") en la parte más estrecha de la boquilla, 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 temperatura más alta, pero además los propulsores de cohetes se eligen para que sean de baja masa molecular, lo que también proporciona una mayor velocidad en comparación con el aire.
La expansión en la tobera del cohete multiplica aún más la velocidad, normalmente entre 1,5 y 2 veces, dando como resultado un chorro de escape hipersónico altamente colimado . El aumento de velocidad de la tobera de un cohete está determinado principalmente por su relación de expansión del 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 boquillas de mayor proporción son más masivas pero pueden extraer más calor de los gases de combustión, aumentando la velocidad de escape.
Los vehículos normalmente requieren que el empuje general cambie de dirección a lo largo de la combustión. Se han desarrollado varias formas diferentes de lograrlo:
La tecnología de cohetes puede combinar un empuje muy alto ( meganewtons ), velocidades de escape muy altas (alrededor de 10 veces la velocidad del sonido en el aire al nivel del mar) y relaciones empuje/peso muy altas (>100) simultáneamente , además de poder operar fuera del atmósfera, y al mismo tiempo que permite 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 en 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 velocidad (la velocidad efectiva de escape en metros/segundo o pies/s) o como 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 de 320 segundos. Cuanto mayor sea el impulso específico, menos propulsor se necesitará 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: [7]
Dado que, a diferencia de un motor a reacción, un motor de cohete convencional carece de entrada de aire, no hay "arrastre de ariete" que 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 impulso de impulso, que permanece constante en una configuración de aceleración determinada, mientras que el término representa el término de empuje de presión. A máxima aceleración, el empuje neto de un motor de cohete mejora ligeramente al aumentar 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, la presión de empuje puede reducirse hasta 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 impulso de la ecuación sin incurrir en penalizaciones por expandir excesivamente el escape. Esto ocurre cuando . Dado que la presión ambiental cambia con la altitud, la mayoría de los motores de cohetes pasan muy poco tiempo funcionando con su 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 una cantidad que sea fácil de comparar y calcular. Debido a que los cohetes se ahogan en la garganta, y debido a que 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 mezcla y las eficiencias de combustión. Por tanto, es bastante habitual reorganizar ligeramente la ecuación anterior: [8]
y así definir el vacío Isp como:
dónde:
Y por lo tanto:
Los cohetes se pueden acelerar controlando la velocidad de combustión del propulsor (generalmente medida en kg/s o lb/s). En cohetes líquidos e híbridos, el flujo de propulsor que ingresa a la cámara se controla mediante válvulas, en cohetes sólidos se controla cambiando el área de propulsor que se quema y esto se puede diseñar en el grano de propulsor (y por lo tanto no se puede controlar en realidad). tiempo).
Por lo general, los cohetes pueden reducirse hasta una presión de salida de aproximadamente un tercio de la presión ambiental [9] (a menudo limitada por la separación del flujo en las boquillas) y hasta un límite máximo determinado únicamente por la resistencia mecánica del motor.
En la práctica, el grado en que se pueden estrangular los cohetes varía mucho, pero la mayoría de los cohetes se pueden estrangular en un factor de 2 sin gran dificultad; [9] la limitación típica es la estabilidad de la combustión, ya que, por ejemplo, los inyectores necesitan una presión mínima para evitar provocar oscilaciones perjudiciales (resoplidos o inestabilidades de la combustión); pero los inyectores se pueden optimizar y probar para rangos más amplios. Por ejemplo, algunos diseños de motores de propulsor líquido más recientes que han sido optimizados para una mayor capacidad de aceleración ( BE-3 , Raptor ) pueden reducirse hasta un 18-20 por ciento del empuje nominal. [10] [3] Los cohetes sólidos se pueden estrangular utilizando granos moldeados que variarán su superficie a lo largo del proceso de combustión. [9]
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 cohetes dan una excelente aproximación a la expansión adiabática , que es un proceso reversible, y por lo tanto dan eficiencias muy cercanas a las del ciclo de Carnot . Dadas las temperaturas alcanzadas, se puede lograr una eficiencia superior al 60% con cohetes químicos.
Para un vehículo que emplea un motor de cohete, la eficiencia energética es muy buena si la velocidad del vehículo se aproxima 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 toda propulsión a chorro ). Consulte Eficiencia energética de Rocket 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 de combustible líquido.
Este alto rendimiento se debe al pequeño volumen de recipientes a presión que componen el motor: las bombas, tuberías y cámaras de combustión involucradas. La falta de conducto de entrada y el uso de propulsor líquido denso permite que el sistema de presurización sea pequeño y liviano, mientras que los motores de conducto tienen que lidiar con aire que tiene una densidad aproximadamente tres órdenes de magnitud menor.
De los combustibles líquidos utilizados, la densidad más baja es la del hidrógeno líquido . Aunque la quema de hidrógeno/oxígeno tiene el impulso específico más alto de cualquier cohete químico en uso, la muy baja densidad del hidrógeno (aproximadamente un catorceavo de la del agua) requiere turbobombas y tuberías más grandes y pesadas, lo que disminuye la relación empuje-peso del motor ( por ejemplo el RS-25) frente a los que no utilizan hidrógeno (NK-33).
Las cámaras de combustión de los cohetes normalmente funcionan a una presión bastante alta, normalmente de 10 a 200 bar (1 a 20 MPa, 150 a 3000 psi). Cuando se opera dentro de una presión atmosférica significativa, las presiones más altas en la cámara de combustión brindan un mejor rendimiento al permitir instalar una boquilla más grande y más eficiente sin que se expanda excesivamente.
Sin embargo, estas altas presiones hacen que la parte más externa de la cámara esté sometida a tensiones circulares 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 de trabajo significativamente menor.
Además, se establecen gradientes de temperatura significativos en las paredes de la cámara y la boquilla, lo que provoca una expansión diferencial del revestimiento interior que crea tensiones internas .
Un arranque difícil se refiere a una condición de sobrepresión durante el arranque de un motor de cohete en el momento del encendido. En el peor de los casos, se produce una explosión incontrolada que provoca daños o destrucción del motor.
Los combustibles para cohetes, hipergólicos o no, deben introducirse en la cámara de combustión al ritmo correcto para tener un ritmo controlado de producción de gas caliente. [23] Un "arranque difícil" indica que la cantidad de propulsor combustible que entró en la cámara de combustión antes del encendido era demasiado grande. El resultado es un pico excesivo de presión, que posiblemente provoque una falla estructural o una explosión.
Evitar arranques bruscos implica una sincronización cuidadosa del encendido en relación con la sincronización de las válvulas o variar la proporción de la mezcla para limitar la presión máxima que puede ocurrir o simplemente garantizar que esté presente una fuente de ignición adecuada mucho antes de que el propulsor ingrese a 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, en diseños prácticos, la masa del propulsor se escapa demasiado rápido para ser un problema.
Un ejemplo famoso de un comienzo difícil fue la explosión del motor "1W" de Wernher von Braun durante una demostración ante el 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 tipo tubo de órgano y turbulencia de gas. [24]
La combustión puede presentar inestabilidades no deseadas, de carácter repentino o periódico. La presión en la cámara de inyección puede aumentar hasta que disminuya el flujo de propulsor a través de la placa del inyector; un momento después la presión baja y el flujo aumenta, inyectando más propulsor en la cámara de combustión que arde un momento después, y nuevamente aumenta la presión en 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. Oscilaciones de ±200 psi a 25 kHz fueron la causa de fallas en 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 que se forma en la cámara de combustión puede destruir el motor. [25]
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 disparo estático, y tres lanzamientos de misiles explotaron en la plataforma debido a una combustión brusca en los motores propulsores. 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 calificación humana del Atlas para el Proyecto Mercury , resolver la inestabilidad de la combustión fue una alta prioridad, y los dos últimos vuelos del Mercury lucieron un sistema de propulsión mejorado con inyectores desconcertados y un encendedor hipergólico.
El problema que afectaba a los vehículos Atlas era principalmente el llamado fenómeno de "pista de carreras", en el que el propulsor en llamas giraba en círculos a velocidades cada vez más rápidas, produciendo eventualmente vibraciones lo suficientemente fuertes como para romper el motor, lo que llevaba a la destrucción completa del cohete. Finalmente se resolvió agregando varios deflectores alrededor de la cara del inyector para romper el remolino del propulsor.
Más importante aún, la inestabilidad de la combustión era un problema con los motores Saturn F-1. Algunas de las primeras unidades probadas explotaron durante el disparo 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 en 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 motores RP-1/LOX más grandes, por lo que el motor RD-171 utilizado para impulsar a la familia Zenit todavía usaba cuatro cámaras de empuje más pequeñas alimentadas por un mecanismo de motor común.
Las inestabilidades de 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), onda de choque reflejada, inestabilidad inicial después del encendido, explosión cerca de la boquilla que se refleja en la cámara de combustión y muchos otros más factores. En diseños de motores estables, las oscilaciones se suprimen rápidamente; en diseños inestables persisten durante períodos prolongados. Generalmente se utilizan supresores de oscilaciones.
Se producen tres tipos diferentes de inestabilidades de combustión:
Una oscilación de baja frecuencia en la presión de la cámara por debajo de 200 Hertz . Por lo general, es causado por variaciones de presión en las líneas de alimentación debido a variaciones en la aceleración del vehículo, cuando los motores de cohetes están generando empuje, se apagan o se aceleran. [26] : 261 [5] : 146 El resoplido puede provocar un empeoramiento del ciclo de retroalimentación, ya que la variación cíclica en el empuje provoca que las vibraciones longitudinales se desplacen hacia arriba por el cohete, lo que hace que las líneas de combustible vibren, lo que a su vez no entrega el propulsor suavemente a los motores. . Este fenómeno se conoce como " oscilaciones de pogo " o "pogo", llamado así por el saltador . [26] : 258
En el peor de los casos, esto podría provocar daños en la carga útil o en el vehículo. El resoplido se puede minimizar mediante el uso de varios métodos, como la instalación de dispositivos de absorción de energía en las líneas de alimentación. [26] : 259 El resoplido puede causar chirridos. [5] : 146
Una oscilación de frecuencia intermedia en la presión de la cámara entre 200 y 1000 Hertz . Generalmente se debe a una caída de presión insuficiente en los inyectores. [26] : 261 Generalmente es más molesto que dañino. Se sabe que los zumbidos tienen efectos adversos en el rendimiento y la confiabilidad del motor, principalmente porque causan fatiga del material . [5] : 147 En casos extremos, la combustión puede acabar siendo forzada hacia atrás a través de los inyectores, lo que puede provocar explosiones con monopropulsores. [ cita necesaria ] El zumbido puede provocar chirridos. [26] : 261
Una oscilación de alta frecuencia en la presión de la cámara por encima de 1000 Hertz , a veces llamada grito o chillido. Los más dañinos de inmediato y los más difíciles 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 principales impulsores de la liberación de energía y puede provocar "chirridos" resonantes inestables que comúnmente conducen a fallas catastróficas debido al adelgazamiento del límite térmico aislante. capa. Las oscilaciones acústicas pueden ser provocadas 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 más intensamente en regiones donde la presión de la onda acústica es máxima. [27] [28] [29] [26] Estos efectos son muy difíciles de predecir analíticamente durante el proceso de diseño y, por lo general, se han abordado mediante pruebas costosas, extensas y que requieren mucho tiempo, combinadas con medidas correctivas de prueba y error.
Los chirridos a menudo se solucionan mediante cambios detallados en los inyectores, cambios en la química del propulsor, vaporización del propulsor antes de la inyección o uso de amortiguadores Helmholtz dentro de las cámaras de combustión para cambiar los modos resonantes de la cámara. [ cita necesaria ]
La prueba de 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 evaluando el tiempo de respuesta de la presión de la cámara: una recuperación rápida. indica un sistema estable.
Para todos los tamaños, excepto los más pequeños, el escape de los cohetes en comparación con otros motores es generalmente muy ruidoso. A medida que el escape hipersónico se mezcla 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 encima de la pila, la plataforma de lanzamiento móvil fue equipada con un sistema de supresión de sonido que roció 1,1 millones de litros (290.000 gal EE.UU.) 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 del compartimento de carga útil en 142 dB. [30]
La intensidad del sonido de las ondas de choque generadas depende del tamaño del cohete y de la velocidad de escape. Estas ondas de choque parecen explicar los característicos crujidos y estallidos producidos por 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 generalmente están debilitados o están completamente ausentes en las reproducciones de audio grabadas o difundidas. En el caso de cohetes grandes a corta distancia, los efectos acústicos podrían incluso matar. [31]
Lo que es más preocupante para las agencias espaciales es que esos niveles de sonido también pueden dañar la estructura de lanzamiento o, peor aún, reflejarse en el comparativamente delicado cohete que se encuentra encima. Esta es la razón por la que normalmente se utiliza tanta agua en los lanzamientos. El agua pulverizada cambia las cualidades acústicas del aire y reduce o desvía la energía sonora 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 desde el avión, además de reflejarse en el suelo. Además, cuando el vehículo se mueve lentamente, poca energía química ingresada al 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, generando ruido. Este ruido se puede reducir un poco mediante zanjas con techos, inyectando agua alrededor del chorro y desviando el chorro en ángulo.
El desarrollo de la industria estadounidense de motores de cohetes ha estado determinado por una compleja red de relaciones entre agencias gubernamentales, empresas privadas, instituciones de investigación y otras partes interesadas.
Desde el establecimiento de la primera empresa de motores para cohetes de propulsión líquida ( Reaction Motors, Inc. ) en 1941 y el primer laboratorio gubernamental ( GALCIT ) dedicado al tema, la industria estadounidense de motores de cohetes de propulsión líquida (LPRE) ha experimentado cambios significativos. Al menos 14 empresas estadounidenses han participado en el diseño, desarrollo, fabricación, pruebas y operaciones de apoyo de vuelo de diversos tipos de motores de cohetes entre 1940 y 2000. A diferencia de otros países como Rusia, China o India, donde sólo el gobierno o Aunque las organizaciones pseudogubernamentales se dedican a este negocio, el gobierno de Estados Unidos depende en gran medida de la industria privada. Estas empresas comerciales son esenciales para la viabilidad continua de Estados Unidos y su forma de gobierno, ya que compiten entre sí para proporcionar motores de cohetes de última generación que satisfagan las necesidades del gobierno, el ejército y el sector privado. En Estados Unidos, la empresa que desarrolla el LPRE suele adjudicarse 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 y las instituciones de investigación, a su vez, pueden invertir en actividades de investigación y desarrollo (I+D) para desarrollar nuevas tecnologías de motores de cohetes 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 brindan educación universitaria y de posgrado para capacitar 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 imparten actualmente cursos relacionados con motores de cohetes de propulsor líquido (LPRE), y sus programas de educación de posgrado y pregrado se consideran una de sus contribuciones más importantes. Universidades como la Universidad de Princeton, la Universidad de Cornell, la Universidad Purdue, la Universidad Estatal de Pensilvania, la Universidad de Alabama, la Escuela de Postgrado de la Marina o el Instituto de Tecnología de California han realizado excelentes trabajos de I+D en temas relacionados con la industria de los motores de cohetes. [32] Uno de los primeros ejemplos de la contribución de las universidades a la industria de motores de cohetes es el trabajo del GALCIT en 1941. Demostraron al Ejército los primeros cohetes de despegue asistido por jet (JATO), lo que llevó al establecimiento del Jet Laboratorio de Propulsión.
Sin embargo, la transferencia de conocimientos 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 industriales y la comprensión de los LPRE, la conexión entre la investigación universitaria y las empresas comerciales ha sido inconsistente y débil. [32] Las universidades no siempre eran conscientes 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 universitarios permanecieron relativamente desconocidos para los tomadores de decisiones de la industria. Además, en las últimas décadas, ciertos proyectos de investigación universitarios, 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. [32]
Laboratorios gubernamentales, incluido 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 un papel crucial en el desarrollo de motores de propulsión líquida para cohetes (LPRE). [32] Han realizado pruebas imparciales, guiado el trabajo en contratistas estadounidenses y algunos no estadounidenses, realizado investigación y desarrollo, y proporcionado instalaciones de prueba esenciales, incluidas instalaciones de prueba de vuelo estacionario e instalaciones y recursos de prueba de altitud simulada. Inicialmente, empresas o fundaciones privadas financiaron instalaciones de prueba más pequeñas, pero desde la década de 1950, el gobierno de Estados Unidos 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 contribuido a los avances de LPRE.
Los programas LPRE han sido objeto de varias cancelaciones en 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 aerospike RS-2200, así como varias unidades JATO y grandes cámaras de empuje no refrigeradas. Las cancelaciones de estos programas no estuvieron relacionadas con el desempeño del LPRE específico ni con ningún problema con él. Más bien, 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 las principales naciones del mundo en el desarrollo y construcción de motores para cohetes. De 1950 a 1998, sus organizaciones desarrollaron, construyeron y pusieron en funcionamiento un mayor número y una mayor variedad de diseños de motores de cohetes de propulsión líquida (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 aéreos propulsados por cohetes. Tenían más misiles balísticos de propulsor 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 2.573 satélites con LPRE o casi el 65% del total mundial de 3.973. Todos estos vuelos de vehículos fueron posibles gracias al desarrollo oportuno de sistemas de alta tecnología adecuados. LPRE de rendimiento confiable. [32]
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 competirían por los 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 hardware militar , como motores turborreactores , componentes de aviones, misiles o vehículos de lanzamiento espacial .
Las oficinas de diseño especializadas en motores de cohetes a menudo poseían 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 . Algunos incluso tenían 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, la certificación y el control de calidad de los motores se subcontrataron a otras organizaciones y ubicaciones con instalaciones de prueba más adecuadas. Muchas DB también tenían complejos de viviendas, gimnasios e instalaciones médicas destinadas a satisfacer las necesidades de sus empleados y sus familias.
El esfuerzo de desarrollo de LPRE 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 apoyo y financiación relativamente constantes debido a las altas prioridades militares y de vuelos espaciales , lo que facilitó el desarrollo continuo de nuevos conceptos de motores y métodos de fabricación.
Una vez establecida una misión con un nuevo vehículo (misil o nave espacial), se pasaba a una oficina de diseño cuya función era supervisar el desarrollo de todo el cohete. Si ninguno de los motores de cohetes desarrollados previamente cumplía con las necesidades de la misión, se contrataría un nuevo motor de cohete con requisitos específicos a otra base de datos especializada en el desarrollo de LPRE (a menudo cada base de datos 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 dirigido a una aplicación específica que implicaba unos requisitos establecidos.
En cuanto a los DB que obtenían contratos para el desarrollo de nuevos motores de cohetes, se elegía una sola oficina de diseño o se concedía el mismo contrato a varias oficinas de diseño, lo que a veces generaba una feroz competencia entre DB.
Cuando solo se elegía un 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 inusual ver que se siguiera dependiendo de esa oficina LPRE para esa clase de motores. Por ejemplo, todos menos uno de los LPRE para misiles lanzados desde submarinos 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 paralelos para seleccionar el mejor para una aplicación específica, nunca se utilizaron varios modelos de motores de cohetes calificados. Este lujo de elección no estaba comúnmente disponible en otras naciones. Sin embargo, el uso de oficinas de diseño también generó ciertos problemas, incluidas cancelaciones y duplicaciones de programas. Algunos programas importantes fueron cancelados, lo que resultó en la eliminación o almacenamiento de motores desarrollados anteriormente.
Un ejemplo notable de duplicación y cancelación fue el desarrollo de motores para el misil balístico R-9A. Se admitieron 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 Estados Unidos , el programa finalmente fue cancelado, dejando a la Unión Soviética con un excedente de motores recién calificados sin un propósito claro.
Estos ejemplos demuestran la compleja dinámica y los desafíos que enfrenta la Unión Soviética en la gestión del desarrollo y la producción de motores de cohetes a través de las oficinas de diseño.
El desarrollo de los motores de cohetes en la Unión Soviética estuvo marcado por logros importantes, pero también tuvo consideraciones éticas debido a numerosos accidentes y muertes. Desde el punto de vista de los estudios de ciencia y tecnología , las implicaciones éticas de estos incidentes arrojan luz sobre la compleja relación entre la tecnología, los factores humanos y la priorización del avance científico sobre la seguridad.
La Unión Soviética sufrió una serie de trágicos accidentes y contratiempos en el desarrollo y funcionamiento de los motores de cohetes. En particular, la URSS tiene la desafortunada distinción de haber experimentado más lesiones y muertes como resultado de accidentes con motores de cohetes de propulsión líquida (LPRE) que cualquier otro país. Estos incidentes pusieron en duda las consideraciones éticas que rodean el 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 las instalaciones de lanzamiento de Tyuratam . Este incidente provocó la muerte de 124 ingenieros y militares, incluido el mariscal MI Nedelin, ex viceministro de Defensa . La explosión se produjo después de que el motor del cohete de segunda etapa se encendiera repentinamente, provocando que el misil completamente cargado se desintegrara. La explosión se debió a la ignición y explosión de los propulsores hipergólicos mixtos , compuestos de 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 de misiles, las consideraciones éticas que rodean los accidentes LPRE en la URSS se extienden más allá de fallas técnicas específicas. El secreto que rodea a estos accidentes, que permanecieron ocultos durante aproximadamente tres décadas, genera preocupaciones sobre la transparencia, la rendición de cuentas y la protección de la vida humana.
La decisión de mantener ocultos del ojo público los accidentes mortales de LPRE refleja un dilema ético más amplio. El gobierno soviético, impulsado por la búsqueda de la superioridad científica y tecnológica durante la Guerra Fría, buscó mantener una imagen de invencibilidad y ocultar los fracasos que acompañaron sus avances. Esta priorización del prestigio nacional sobre el bienestar y la seguridad de los trabajadores plantea interrogantes sobre la responsabilidad ética del Estado y las organizaciones involucradas.
Los motores de cohetes normalmente se prueban estáticamente en una instalación de pruebas antes de ponerlos en producción. Para motores de gran altitud, se debe utilizar una boquilla más corta o se debe probar el cohete en una cámara de vacío grande.
Los vehículos cohete tienen fama de ser poco fiables y peligrosos; fallas especialmente catastróficas. Contrariamente a esta reputación, los cohetes cuidadosamente diseñados pueden hacerse arbitrariamente confiables. [ cita necesaria ] En 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 lograr una alta confiabilidad y un peso bajo simultáneamente. Además, si el número de vuelos lanzados es bajo, existe una probabilidad muy alta de que un error de diseño, operaciones o fabricación provoque la destrucción del vehículo. [ cita necesaria ]
El motor Rocketdyne H-1 , utilizado en un grupo de ocho en la primera etapa de los vehículos de lanzamiento Saturn I y Saturn IB , no tuvo fallas catastróficas en 152 vuelos del motor. El motor Pratt and Whitney RL10 , utilizado en un grupo de seis en la segunda etapa del Saturn I, no tuvo fallas catastróficas en 36 vuelos del motor. [notas 1] El motor Rocketdyne F-1 , utilizado en un grupo de cinco en la primera etapa del Saturn V , no tuvo fallas en 65 vuelos del motor. El motor Rocketdyne J-2 , utilizado en un grupo de cinco en la segunda etapa del Saturn V, y solo en la segunda etapa del Saturn IB y en la tercera etapa del Saturn V, no tuvo fallas catastróficas en 86 vuelos del motor. [notas 2]
El cohete propulsor sólido del transbordador espacial , utilizado en pares, provocó una falla catastrófica notable en 270 vuelos de motores.
El RS-25 , utilizado en un grupo de tres, voló con 46 unidades de motor reacondicionadas. Estos hicieron un total de 405 vuelos con motores sin fallas catastróficas en vuelo. Se produjo una única falla en el motor RS-25 durante la misión STS-51-F del transbordador espacial Challenger . [33] Este fracaso no tuvo ningún efecto sobre los objetivos o la duración de la misión. [34]
Por razones de eficiencia, son deseables temperaturas más altas, pero los materiales pierden su resistencia si la temperatura sube demasiado. Los cohetes funcionan con temperaturas de combustión que pueden alcanzar los 6000 °F (3300 °C; 3600 K). [5] : 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 tanto, existe la necesidad de ejecutar los procesos de combustión a temperaturas mucho más bajas, perdiendo eficiencia. Además, los motores de conductos utilizan como oxidante aire, que contiene un 78% de nitrógeno en gran medida no reactivo, lo que diluye la reacción y reduce las temperaturas. [9] Los cohetes no tienen ninguno de estos limitadores de temperatura de combustión inherentes.
Las temperaturas alcanzadas por la combustión en los motores de cohetes a menudo superan sustancialmente los puntos de fusión de los materiales de la tobera y de la cámara de combustión (aproximadamente 1200 K para el cobre ). La mayoría de los materiales de construcción también arden si se exponen a oxidantes a altas temperaturas, lo que genera una serie de desafíos de diseño. No se debe permitir que las paredes de la boquilla y de la cámara de combustión se quemen, se derritan o se vaporicen (a veces denominado en broma "escape rico en 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. Se emplean enfriamiento regenerativo , en el que el propulsor pasa a través de tubos alrededor de la cámara o boquilla de combustión, y otras técnicas, como el enfriamiento por película, para prolongar la vida útil de 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 que el material fallara catastróficamente.
Las excepciones materiales que pueden mantener 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 alúmina, molibdeno , tantalio o tungsteno , pero se abandonaron debido a diversos problemas. [35] La tecnología de materiales, combinada con el diseño del motor, es un factor limitante en los cohetes químicos.
En los cohetes, los flujos de calor que pueden atravesar la pared se encuentran entre los más altos de la ingeniería; Los flujos generalmente están en el rango de 0,8 a 80 MW/m 2 (0,5 a 50 BTU /pulg . 2 s). [5] : 98 Los flujos de calor más fuertes se encuentran en la garganta, que a menudo ve el doble que en la cámara y la boquilla asociadas. Esto se debe a la combinación de altas velocidades (lo que da como resultado una capa límite muy delgada) y, aunque es más baja que la cámara, las altas temperaturas que se observan allí. (Ver § Boquilla arriba para conocer las temperaturas en la boquilla).
En cohetes, los métodos de refrigeración incluyen: [5] : 98–99
Los motores de cohetes también pueden utilizar varios métodos de enfriamiento. 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 (una 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 combustión, y la falla de la pared generalmente ocurre poco después.
En el enfriamiento regenerativo se encuentra una segunda capa límite en los canales de refrigerante alrededor de la cámara. El espesor de esta capa límite debe ser lo más pequeño posible, ya que la capa límite 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. [5] : 105-106
Los motores de combustible líquido suelen funcionar con combustible rico , lo que reduce las temperaturas de combustión. Esto reduce las cargas de calor en el motor y permite 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 alta 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 pueda almacenar de forma segura, el proceso de combustión da como resultado la liberación de una gran cantidad de calor. 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 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, sólo la traducción puede realizar un trabajo útil para el vehículo, y aunque la energía se transfiere entre modos, este proceso ocurre en una escala de tiempo muy superior al tiempo necesario para que el escape salga de la boquilla.
Cuantos más enlaces químicos tenga una molécula de escape, más modos de rotación y vibración 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 un 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 alta velocidad 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 que puedan sobrevivir.
El hidrógeno líquido (LH2) y el oxígeno (LOX o LO2) son los propulsores más efectivos 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 combinan varios. Los problemas prácticos podrían resolverse. [40]
Al calcular la energía de reacción específica de una combinación de propulsores determinada, se debe incluir la masa total de los propulsores (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 motores de automóviles o turborreactores tienen una producción de energía efectiva mucho mejor por unidad de masa de propulsor que debe transportarse, pero son similares por unidad de masa de combustible.
Se encuentran disponibles programas informáticos que predicen el rendimiento de los propulsores en los motores de cohetes. [41] [42] [43]
En el caso de los cohetes líquidos e híbridos, es esencial el encendido inmediato de los propulsores cuando entran por primera vez en la cámara de combustión.
Con propulsores líquidos (pero no gaseosos), si no se enciende en milisegundos generalmente causa que haya demasiado propulsor líquido dentro de la cámara, y si ocurre la ignición, la cantidad de gas caliente creado puede exceder la presión máxima de diseño de la cámara, causando una falla catastrófica del recipiente a presión. A esto a veces se le llama arranque difícil o desmontaje rápido no programado (RUD). [44]
La ignición se puede lograr mediante varios métodos diferentes; Se puede utilizar una carga pirotécnica, un soplete de plasma, [ cita necesaria ] o se puede emplear encendido por chispa eléctrica [4] . Algunas combinaciones de combustible/oxidante se encienden al contacto ( hipergólicos ), y los combustibles no hipergólicos pueden "encenderse químicamente" cebando las líneas de combustible con propulsores hipergólicos (populares en los motores rusos).
Los propulsores gaseosos generalmente no causan arranques difíciles ; en los cohetes, el área total del inyector es menor que la garganta, por lo que la presión de la cámara tiende a la ambiental 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 suelen encenderse con dispositivos pirotécnicos de un solo disparo y la combustión suele producirse mediante el consumo total de los propulsores. [9]
Una vez encendidas, las cámaras de los cohetes son autosostenibles y no se necesitan encendedores y la combustión generalmente se produce mediante el consumo total de los propulsores. De hecho, las cámaras a menudo se vuelven a encender espontáneamente si se reinician después de haber estado apagadas durante unos segundos. A menos que estén diseñados para volver a encenderse, una vez enfriados, muchos cohetes no pueden reiniciarse sin al menos un mantenimiento menor, como la sustitución del encendedor pirotécnico o incluso el reabastecimiento de combustible de los propulsores. [9]
Los cohetes 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 tener un 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 propulsores 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 cohetes de propulsor sólido pueden ser muy visibles, ya que el propulsor suele contener metales como el aluminio elemental, que arde con una llama de color blanco anaranjado y añade energía al proceso de combustión. Los motores de cohetes que queman hidrógeno líquido y oxígeno exhibirán un escape casi transparente, debido a que se trata principalmente de vapor sobrecalentado (vapor de agua), además de algo de hidrógeno sin quemar.
La tobera suele estar demasiado expandida al nivel del mar y el escape puede presentar diamantes de choque visibles debido al efecto Schlieren causado por la incandescencia del gas de escape.
La forma del chorro varía para una tobera de área fija, ya que la relación de expansión varía con la altitud: a gran altitud todos los cohetes están muy poco expandidos y un porcentaje bastante pequeño de los gases de escape termina expandiéndose hacia adelante.
El cohete solar térmico utilizaría la energía solar para calentar directamente la masa de reacción y, por lo tanto, no requiere un generador eléctrico como lo hacen la mayoría de las otras formas de propulsión con energía solar. Un cohete solar térmico sólo debe llevar los medios de captación de la energía solar, como concentradores y espejos . El propulsor calentado se alimenta a través de una boquilla de cohete convencional para producir empuje. El empuje del motor está directamente relacionado con la superficie del colector solar y con la intensidad local de la radiación solar e inversamente proporcional a la I sp .
La propulsión nuclear incluye una amplia variedad de métodos de propulsión que utilizan alguna forma de reacción nuclear como fuente de energía principal. Se han propuesto varios tipos de propulsión nuclear, y algunos de ellos se han probado, para aplicaciones en naves espaciales:
Según los escritos del romano Aulus Gellius , el primer ejemplo conocido de propulsión a chorro fue en c. 400 a.C., cuando un pitagórico griego llamado Arquitas , impulsó un pájaro de madera a lo largo de cables utilizando vapor. [47] [48] Sin embargo, no era lo suficientemente poderoso como para despegar por su propio impulso.
El eólipilo descrito en el siglo I a.C., a menudo conocido como motor de Hero , consistía en un par de toberas de cohetes de vapor montadas sobre un cojinete . Fue creado casi dos milenios antes de la Revolución Industrial , pero los principios detrás de él no se entendieron bien y no se convirtió en una fuente de energía práctica.
La disponibilidad de pólvora negra para propulsar proyectiles fue un precursor del desarrollo del primer cohete sólido. Los alquimistas taoístas chinos del siglo IX descubrieron el polvo negro en busca del elixir de la vida ; este descubrimiento accidental provocó el disparo de flechas que fueron los primeros motores de cohetes en despegar del suelo.
Está declarado [ ¿ por quién? ] que "las fuerzas reactivas de los incendiarios probablemente no se aplicaban a la propulsión de proyectiles antes del siglo XIII". Un punto de inflexión en la tecnología de cohetes surgió con un breve manuscrito titulado Liber Ignium ad Comburendos Hostes (abreviado como El Libro de los Fuegos ). El manuscrito se compone de recetas para la creación de armas incendiarias desde mediados del siglo VIII hasta finales del siglo XIII, dos de las cuales son cohetes. La primera receta consiste en añadir una parte de colofonio y azufre a seis partes de salitre (nitrato de potasio) disuelto en aceite de laurel , luego insertarlo en una madera hueca y encenderlo para "volar de repente al lugar que quieras y quemarlo todo". La segunda receta combina una libra de azufre, dos libras de carbón y seis libras de salitre, todo finamente pulverizado sobre una losa de mármol. Esta mezcla en polvo se empaqueta firmemente en una caja larga y estrecha. La introducción del salitre en las mezclas pirotécnicas supuso el paso del fuego griego lanzado a los cohetes autopropulsados. . [49]
Entre los siglos XV y XVII aparecieron cada vez más artículos y libros sobre el tema de la cohetería. En el siglo XVI, el ingeniero militar alemán Conrad Haas (1509-1576) escribió un manuscrito en el que introducía la construcción de cohetes de varias etapas. [50]
Tippu Sultan , el rey de Mysore , también puso en uso motores de cohetes . Por lo general, consistían en un tubo de hierro blando martillado de unos 20 cm (8 pulgadas) de largo y 1+1 ⁄ 2 –3 pulgadas (3,8 a 7,6 cm) de diámetro, cerrado en un extremo, lleno de propulsor de pólvora negra y atado a un eje de bambú de aproximadamente 4 pies (120 cm) de largo. Un cohete que transportara alrededor de una libra de pólvora podría viajar casi 910 m (1000 yardas). Estos 'cohetes', equipados con espadas, viajarían varios metros en el aire antes de caer con los filos de las espadas de cara al enemigo. Estos se utilizaron de manera muy eficaz contra el imperio británico.
El lento desarrollo de esta tecnología continuó hasta finales del siglo XIX, cuando el ruso Konstantin Tsiolkovsky escribió por primera vez sobre los motores de cohetes de combustible líquido . Fue el primero en desarrollar la ecuación del cohete Tsiolkovsky , aunque no se publicó ampliamente durante algunos años.
Los motores modernos de combustible sólido y líquido se hicieron realidad a principios del siglo XX, gracias al físico estadounidense Robert Goddard . Goddard fue el primero en utilizar una boquilla De Laval en un motor de cohete de propulsor sólido (pólvora), duplicando el empuje y aumentando la eficiencia en un factor de aproximadamente veinticinco. Este fue el nacimiento del motor cohete moderno. A partir de su ecuación de cohetes derivada de forma independiente, calculó que un cohete de tamaño razonable, que utilizara combustible sólido, podría colocar una carga útil de una libra en la Luna.
Goddard comenzó a utilizar propulsores líquidos en 1921 y en 1926 se convirtió en el primero en lanzar un cohete de combustible líquido. Goddard fue pionero en el uso de la boquilla De Laval, tanques de propulsor livianos, pequeñas turbobombas livianas, vectorización de empuje, motor de combustible líquido con aceleración suave, enfriamiento regenerativo y enfriamiento de cortina. [9] : 247–266
A finales de la década de 1930, científicos alemanes, como Wernher von Braun y Hellmuth Walter , investigaron la instalación de cohetes de combustible líquido en aviones militares ( Heinkel He 112 , He 111 , He 176 y Messerschmitt Me 163 ). [51]
La turbobomba fue utilizada por científicos alemanes en la Segunda Guerra Mundial. Hasta entonces, enfriar la boquilla había sido problemático y el misil balístico A4 utilizaba alcohol diluido como combustible, lo que reducía suficientemente la temperatura de combustión.
La combustión por etapas ( Замкнутая схема ) fue propuesta por primera vez por Alexey Isaev en 1949. El primer motor de combustión por etapas fue el S1.5400 utilizado en el cohete planetario soviético, diseñado por Melnikov, un ex asistente de Isaev. [9] Casi al mismo tiempo (1959), Nikolai Kuznetsov comenzó a trabajar en el motor de ciclo cerrado NK-9 para el misil balístico intercontinental orbital de Korolev, GR-1. Más tarde, Kuznetsov desarrolló ese diseño en los motores NK-15 y NK-33 para el fallido cohete Lunar N1 .
En Occidente, el primer motor de prueba de combustión por etapas en laboratorio fue construido en Alemania en 1963 por Ludwig Boelkow .
Los motores alimentados con peróxido de hidrógeno/queroseno, como el Gamma británico de la década de 1950, utilizaban un proceso de ciclo cerrado descomponiendo catalíticamente el peróxido para impulsar turbinas antes de la combustión con el queroseno en la cámara de combustión propiamente dicha. Esto proporcionó las ventajas de eficiencia de la combustión por etapas, sin grandes problemas de ingeniería.
Los motores de hidrógeno líquido se desarrollaron con éxito por primera vez en Estados Unidos: el motor RL-10 voló por primera vez en 1962. Su sucesor, el Rocketdyne J-2 , se utilizó en el cohete Saturn V del programa Apollo para enviar humanos a la Luna. El alto impulso específico y la baja densidad del hidrógeno líquido redujeron la masa de la etapa superior y el tamaño y costo general del vehículo.
El récord de mayor número de motores en un vuelo de cohete es 44, establecido por la NASA en 2016 en un Black Brant . [52]
Con postquemador, inversor y tobera... 3.175 kg... Postquemador... 169,2 kN
Una línea de refrigerante adicional lleva alcohol a finos orificios en la pared interior de la cámara.
El alcohol fluye a lo largo de la pared, creando una fina película que se evapora para un enfriamiento adicional.
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