Un cohete monopropelente (o " cohete monoquímico ") es un cohete que utiliza un solo químico como propulsor . [1] Los cohetes monopropelentes se utilizan comúnmente como pequeños cohetes de control de actitud y trayectoria en satélites, etapas superiores de cohetes, naves espaciales tripuladas y aviones espaciales. [2]
Los cohetes monopropulsantes más simples dependen de la descomposición química de un propulsor almacenable después de pasarlo sobre un lecho catalizador. [3] La energía para el propulsor proviene del gas de alta presión creado durante la reacción de descomposición que permite que una boquilla del cohete acelere el gas para crear empuje.
El monopropelente más comúnmente utilizado es la hidracina ( N2H4 , o H2N −NH2 ) , un compuesto inestable en presencia de un catalizador y que también es un fuerte agente reductor . El catalizador más común es la alúmina granular ( óxido de aluminio, Al2O3 ) recubierta de iridio . Estos gránulos recubiertos suelen estar bajo las marcas comerciales Aerojet S-405 (anteriormente fabricado por Shell ) [4] o WC Heraeus H-KC 12 GA ( anteriormente fabricado por Kali Chemie). [5] No hay encendedor con hidracina. Aerojet S-405 es un catalizador espontáneo, es decir, la hidracina se descompone al contacto con el catalizador. La descomposición es altamente exotérmica y produce un gas de 1000 °C (1830 °F) que es una mezcla de nitrógeno , hidrógeno y amoníaco . El principal factor limitante del cohete monopropelente es su vida útil, que depende principalmente de la vida útil del catalizador. El catalizador puede estar sujeto a envenenamiento catalítico y desgaste catalítico, lo que da como resultado la falla del catalizador. Otro monopropelente es el peróxido de hidrógeno , que, cuando se purifica a una concentración del 90% o superior, se autodescompone a altas temperaturas o cuando hay un catalizador presente.
La mayoría de los sistemas de cohetes monopropulsados por reacción química constan de un tanque de combustible , normalmente una esfera de titanio o aluminio , con un recipiente de caucho de etileno-propileno o un dispositivo de gestión del propulsante por tensión superficial lleno de combustible. Luego, el tanque se presuriza con helio o nitrógeno , que empuja el combustible hacia los motores. Una tubería conduce desde el tanque a una válvula de asiento y luego a la cámara de descomposición del motor del cohete. Por lo general, un satélite no tendrá solo un motor, sino de dos a doce, cada uno con su propia válvula.
Los motores de los cohetes de control de actitud para satélites y sondas espaciales suelen ser muy pequeños, de unos 25 mm (0,98 pulgadas) de diámetro , y están montados en grupos que apuntan en cuatro direcciones (dentro de un plano).
El cohete se dispara cuando la computadora envía corriente continua a través de un pequeño electroimán que abre la válvula de asiento. El disparo suele ser muy breve, de unos pocos milisegundos , y, si se opera en el aire, sonaría como una piedra arrojada contra un cubo de basura de metal; si se mantiene encendido durante mucho tiempo, emitiría un siseo penetrante.
Los monopropulsores de reacción química no son tan eficientes como otras tecnologías de propulsión. Los ingenieros eligen sistemas monopropulsores cuando la necesidad de simplicidad y confiabilidad supera la necesidad de un alto impulso entregado. Si el sistema de propulsión debe producir grandes cantidades de empuje, o tener un alto impulso específico , como en el motor principal de una nave espacial interplanetaria, se utilizan otras tecnologías.
Un concepto para proporcionar depósitos de combustible en órbita terrestre baja (LEO) que podrían utilizarse como estaciones de paso para que otras naves espaciales se detengan y reabastezcan de combustible en el camino hacia misiones más allá de la LEO ha propuesto que el hidrógeno gaseoso residual (un subproducto inevitable del almacenamiento de hidrógeno líquido a largo plazo en el entorno de calor radiactivo del espacio ) se pueda utilizar como monocombustible en un sistema de propulsión solar-térmica . El hidrógeno residual se utilizaría productivamente tanto para el mantenimiento de la posición orbital como para el control de actitud, así como para proporcionar combustible y empuje limitados para utilizar en maniobras orbitales con el fin de acercarse mejor a otras naves espaciales que se dirigieran para recibir combustible del depósito. [6]
Los propulsores monopropulsantes solares-térmicos también son parte integral del diseño de un cohete criogénico de etapa superior de próxima generación propuesto por la empresa estadounidense United Launch Alliance (ULA). La Etapa Evolucionada Común Avanzada (ACES, por sus siglas en inglés) está pensada como una etapa superior de menor costo, más capaz y más flexible que complementaría, y quizás reemplazaría, a los vehículos de etapa superior ULA Centaur y ULA Delta Cryogenic Second Stage (DCSS) existentes. La opción de Fluidos Integrados para Vehículos ACES elimina toda la hidracina y el helio del vehículo espacial (normalmente utilizados para el control de actitud y el mantenimiento de la posición) y depende en cambio de propulsores monopropulsantes solares-térmicos que utilizan hidrógeno residual. [7]
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Los diseñadores soviéticos habían comenzado a experimentar con cohetes monopropulsores ya en 1933. [8] Creían que sus mezclas monopropulsoras de tetróxido de nitrógeno con gasolina o tolueno y queroseno conducirían a un sistema en general más simple; sin embargo, se encontraron con problemas con explosiones violentas con combustible premezclado y oxidante que actuaban como monopropulsores, lo que llevó a los diseñadores a abandonar este enfoque. [8]
Helmuth Walter fue un ingeniero alemán, uno de los pioneros de los cohetes monopropulsados que utilizaban peróxido de hidrógeno como combustible. [9] Aunque su trabajo inicial fue sobre la propulsión submarina, los mismos chorros de oxígeno producidos por la combustión en turbinas de gas podrían dirigirse a través de una tobera para generar empuje. [9] El cohete que Walter desarrolló se utilizó en el avión de combate alemán ME-163 en 1944, el primer avión en superar los 1000 km/h (635 mph). [9]
Después de la Segunda Guerra Mundial, los británicos continuaron experimentando con monopropulsores de peróxido de hidrógeno. [9] Desarrollaron el De Havilland Sprite, un cohete de peróxido de hidrógeno que podía producir 5000 lbf de empuje durante 16 segundos. No estaba destinado a los vuelos espaciales, pero proporcionaría capacidad de despegue en caliente y a gran altura al De Havilland Comet 1 , el primer avión comercial a reacción. [9]
En los Estados Unidos, cuando la NASA comenzó a estudiar los monopropulsores en el Laboratorio de Propulsión a Chorro (JPL), las propiedades de los propulsores existentes exigían que los propulsores fueran imprácticamente grandes. [10] La adición de un catalizador y un propulsor de precalentamiento los hizo más eficientes, pero planteó preocupaciones sobre la seguridad y el manejo de propulsores peligrosos como la hidracina anhidra . [10] Sin embargo, la simplicidad de los propulsores diseñados en torno a los primeros monopropulsores ofrecía muchas simplicidades y se probaron por primera vez en 1959 en la misión Able-4 . [11] Esta prueba permitió que las misiones Ranger y Mariner utilizaran un propulsor similar para maniobras de corrección [11] y en la inserción orbital de Telstar , considerado por el Museo Nacional del Aire y el Espacio como el satélite de comunicaciones más importante en el comienzo de la carrera espacial. [12]
En 1964, la NASA comenzó a utilizar el Vehículo de Investigación de Aterrizaje Lunar para entrenar a los astronautas del Apolo en el pilotaje del Módulo de Excursión Lunar (LEM) utilizando un sistema de control de actitud que constaba de 16 propulsores monopropulsados de peróxido de hidrógeno para dirigir el LEM a la superficie lunar. [13]
Los vehículos de etapa superior comenzaron a utilizar propulsores monopropulsantes como un dispositivo de control conveniente a principios de la década de 1960 cuando General Dynamics propuso la etapa superior Centaur a la Fuerza Aérea de los Estados Unidos [14], de la que todavía se utilizan versiones en los cohetes Atlas y Vulcan de United Launch Alliance . [15]
La NASA está desarrollando un nuevo sistema de propulsión monopropelente para naves espaciales pequeñas y de bajo coste con requisitos de delta-v en el rango de 10 a 150 m/s. Este sistema se basa en una mezcla monopropelente de nitrato de hidroxilamonio (HAN), agua y combustible que es extremadamente densa, respetuosa con el medio ambiente y promete un buen rendimiento y simplicidad. [16]
La empresa EURENCO Bofors produjo el LMP-103S como sustituto 1 a 1 de la hidracina disolviendo dinitramida de amonio al 65% , NH 4 N(NO 2 ) 2 , en una solución acuosa al 35% de metanol y amoníaco. El LMP-103S tiene un impulso específico un 6% mayor y una densidad de impulso un 30% mayor que el monopropelente de hidracina. Además, la hidracina es altamente tóxica y cancerígena, mientras que el LMP-103S es solo moderadamente tóxico. El LMP-103S es de clase 1.4S de las Naciones Unidas, lo que permite su transporte en aviones comerciales, y se demostró en el satélite Prisma en 2010. No se requiere un manejo especial. El LMP-103S podría reemplazar a la hidracina como el monopropelente más comúnmente utilizado. [17] [18]
{{cite book}}: CS1 maint: date and year (link)El hidrógeno residual que se ha evaporado resulta ser el propulsor más conocido (como monopropulsor en un sistema básico de propulsión solar térmica) para esta tarea. Un depósito práctico debe generar hidrógeno a una tasa mínima que coincida con las demandas de mantenimiento de la estación.