Un cohete de combustible sólido o cohete sólido es un cohete con un motor de cohete que utiliza combustible sólido ( combustible / oxidante ). Los primeros cohetes eran cohetes de combustible sólido propulsados por pólvora ; el inicio de los cohetes de pólvora en la guerra se puede atribuir a los antiguos chinos, y en el siglo XIII, los mongoles desempeñaron un papel fundamental al facilitar su adopción en Occidente. [1]
Hasta el siglo XX, todos los cohetes utilizaban algún tipo de combustible sólido o en polvo, cuando los cohetes de combustible líquido ofrecían alternativas más eficientes y controlables. Debido a su simplicidad y fiabilidad, los cohetes sólidos se siguen utilizando hoy en día en armamentos militares de todo el mundo, en cohetes modelo , en propulsores de cohetes sólidos y en aplicaciones de mayor envergadura.
Los cohetes de combustible sólido pueden permanecer almacenados durante un período prolongado sin que se degrade demasiado el propulsor y casi siempre se lanzan de manera confiable, por lo que se han utilizado con frecuencia en aplicaciones militares, como misiles . El menor rendimiento de los propulsores sólidos (en comparación con los líquidos) no favorece su uso como propulsión primaria en los modernos vehículos de lanzamiento medianos a grandes que se utilizan habitualmente para satélites comerciales y sondas espaciales importantes. Sin embargo, los sólidos se utilizan con frecuencia como propulsores adicionales para aumentar la capacidad de carga útil o como etapas superiores adicionales estabilizadas por giro cuando se requieren velocidades más altas de lo normal. Los cohetes sólidos se utilizan como vehículos de lanzamiento ligeros para cargas útiles en órbita terrestre baja (LEO) de menos de 2 toneladas o cargas útiles de escape de hasta 500 kilogramos (1100 lb). [2] [3]
Un motor de cohete sólido simple consta de una carcasa, una boquilla , un grano ( carga propulsora ) y un encendedor .
La masa de grano sólido se quema de manera predecible para producir gases de escape, cuyo flujo se describe mediante el flujo de Taylor-Culick . Las dimensiones de la boquilla se calculan para mantener una presión de cámara de diseño, mientras se produce empuje a partir de los gases de escape.
Una vez encendido, un motor de cohete sólido simple no se puede apagar, ya que contiene todos los ingredientes necesarios para la combustión dentro de la cámara en la que se queman. Los motores de cohetes sólidos más avanzados se pueden regular o apagar [4] y volver a encender mediante el control de la geometría de la boquilla o mediante el uso de puertos de ventilación. Además, existen motores de cohetes pulsados que se queman en segmentos y que se pueden encender mediante una orden.
Los diseños modernos también pueden incluir una boquilla orientable para orientación, aviónica , hardware de recuperación ( paracaídas ), mecanismos de autodestrucción , APU , motores tácticos controlables, motores de control de actitud y de desvío controlables y materiales de gestión térmica.
Los chinos de la dinastía Song , de la Edad Media, inventaron una forma muy primitiva de cohete de combustible sólido. [5] Las ilustraciones y descripciones del tratado militar chino del siglo XIV Huolongjing , del escritor militar y filósofo de la dinastía Ming Jiao Yu, confirman que los chinos utilizaron en 1232 protocohetes de combustible sólido, conocidos entonces como " flechas de fuego ", para hacer retroceder a los mongoles durante el asedio mongol de Kaifeng . [6] [7] Cada flecha tenía la forma primitiva de un tubo de cohete de combustible sólido simple que estaba lleno de pólvora. Un extremo abierto permitía que el gas escapara y estaba unido a un palo largo que actuaba como un sistema de guía para el control de la dirección del vuelo. [7] [6]
Los primeros cohetes con tubos de hierro fundido fueron utilizados por el Reino de Mysore bajo Hyder Ali y Tipu Sultan en la década de 1750. Estos cohetes tenían un alcance de hasta una milla y media de distancia. Fueron extremadamente efectivos en la Segunda Guerra Anglo-Mysore que terminó en una derrota humillante para la Compañía Británica de las Indias Orientales . La noticia del éxito de los cohetes Mysore contra los británicos desencadenó investigaciones en Inglaterra, Francia, Irlanda y otros lugares. Cuando los británicos finalmente conquistaron el fuerte de Srirangapatana en 1799, cientos de cohetes fueron enviados al Arsenal Real cerca de Londres para ser sometidos a ingeniería inversa. Esto condujo a la primera fabricación industrial de cohetes militares con el cohete Congreve en 1804. [8]
En 1921, el laboratorio soviético de investigación y desarrollo Gas Dynamics Laboratory comenzó a desarrollar cohetes de combustible sólido, lo que resultó en el primer lanzamiento en 1928, que voló aproximadamente 1300 metros. [9] Estos cohetes se utilizaron en 1931 para el primer uso exitoso del mundo de cohetes para ayudar al despegue de aeronaves . [10] La investigación continuó a partir de 1933 por el Instituto de Investigación Científica Reactiva (RNII) con el desarrollo de los cohetes RS-82 y RS-132 , incluido el diseño de varias variaciones para combate tierra-aire, tierra-tierra, aire-tierra y aire-aire. [11] El primer uso conocido por parte de la Fuerza Aérea Soviética de cohetes antiaéreos no guiados lanzados desde aeronaves en combate contra aeronaves más pesadas que el aire tuvo lugar en agosto de 1939 , durante la Batalla de Jaljin Gol . [11] En junio de 1938, el RNII comenzó a desarrollar un lanzacohetes múltiple basado en el cohete RS-132. [12] En agosto de 1939, el producto terminado fue el lanzacohetes BM-13/Katyusha . Hacia finales de 1938 se llevó a cabo la primera prueba significativa a gran escala de los lanzacohetes, se utilizaron 233 cohetes de varios tipos. Una salva de cohetes podía atravesar completamente un objetivo a una distancia de 5.500 metros (3,4 mi). Al final de la Segunda Guerra Mundial, la producción total de lanzacohetes alcanzó aproximadamente 10.000. [13] con 12 millones de cohetes del tipo RS producidos para las fuerzas armadas soviéticas. [14]
En los Estados Unidos, los modernos motores de cohetes sólidos de materiales compuestos moldeables fueron inventados por el ingeniero aeroespacial estadounidense Jack Parsons en Caltech en 1942, cuando reemplazó el propulsor de base doble con asfalto para techos y perclorato de potasio . Esto hizo posible motores de cohetes de combustión lenta de tamaño adecuado y con suficiente vida útil para aplicaciones de despegue asistido por jet. Charles Bartley , empleado en JPL (Caltech), sustituyó el asfalto pegajoso por caucho sintético curable , creando un grano de propulsor de carga flexible pero geométricamente estable que se adhirió de forma segura a la carcasa del motor. Esto hizo posible motores de cohetes sólidos mucho más grandes. Atlantic Research Corporation aumentó significativamente el propulsor compuesto I sp en 1954 al aumentar la cantidad de aluminio en polvo en el propulsor hasta un 20%. [15]
La tecnología de cohetes de combustible sólido recibió su mayor impulso en innovación técnica, tamaño y capacidad con las diversas iniciativas gubernamentales de mediados del siglo XX para desarrollar misiles militares cada vez más capaces. Después de los diseños iniciales de tecnología militar de misiles balísticos diseñados con cohetes de combustible líquido en las décadas de 1940 y 1950, tanto la Unión Soviética como los Estados Unidos se embarcaron en importantes iniciativas para desarrollar misiles balísticos locales , regionales e intercontinentales de combustible sólido , incluidos misiles de combustible sólido que pudieran lanzarse desde el aire o el mar . Muchos otros gobiernos también desarrollaron estas tecnologías militares durante los siguientes 50 años.
A finales de la década de 1980 y hasta 2020, estas tecnologías de cohetes sólidos de gran capacidad desarrolladas por el gobierno se han aplicado a los vuelos espaciales orbitales en muchos programas dirigidos por el gobierno , con mayor frecuencia como cohetes impulsores para agregar empuje adicional durante el ascenso inicial de sus vehículos de lanzamiento de cohetes principalmente de combustible líquido . Algunos diseños también han tenido etapas superiores de cohetes sólidos. Los ejemplos que volaron en la década de 2010 incluyen el Ariane 5 europeo , el Atlas V y el transbordador espacial estadounidenses y el H-II japonés .
Los motores de cohetes sólidos más grandes jamás construidos fueron los tres motores sólidos monolíticos de 6,60 metros (260 pulgadas) de Aerojet fundidos en Florida. [16] Los motores 260 SL-1 y SL-2 tenían 6,63 metros (261 pulgadas) de diámetro, 24,59 metros (80 pies 8 pulgadas) de largo, pesaban 842.900 kilogramos (1.858.300 libras) y tenían un empuje máximo de 16 MN (3.500.000 libras de fuerza). La duración de la combustión fue de dos minutos. La garganta de la tobera era lo suficientemente grande como para caminar de pie a través de ella. El motor era capaz de servir como un reemplazo 1 a 1 para la primera etapa de propulsante líquido del Saturno I de 8 motores , pero nunca se usó como tal. El motor 260 SL-3 tenía una longitud y un peso similares, pero tenía un empuje máximo de 24 MN (5.400.000 libras de fuerza) y una duración más corta.
El diseño comienza con el impulso total requerido, que determina la masa de combustible y oxidante . Luego se eligen la geometría y la composición química del grano para satisfacer las características requeridas del motor.
Se eligen o resuelven simultáneamente los siguientes problemas. Los resultados son dimensiones exactas para las geometrías de grano, boquilla y caja:
El grano puede estar o no adherido a la carcasa. Los motores adheridos a la carcasa son más difíciles de diseñar, ya que la deformación de la carcasa y el grano durante el vuelo deben ser compatibles.
Los modos de falla más comunes en los motores de cohetes sólidos incluyen la fractura del grano, la falla de la unión de la carcasa y las bolsas de aire en el grano. Todos estos factores producen un aumento instantáneo en el área de superficie de combustión y un aumento correspondiente en la tasa de producción de gases de escape y la presión, lo que puede romper la carcasa.
Otro modo de falla es la falla del sello de la carcasa . Los sellos son necesarios en las carcasas que deben abrirse para cargar el grano. Una vez que un sello falla, el gas caliente erosionará la ruta de escape y provocará una falla. Esta fue la causa del desastre del transbordador espacial Challenger .
El combustible sólido para cohetes se desintegra en la superficie del propulsor expuesto en la cámara de combustión. De esta manera, la geometría del propulsor dentro del motor del cohete desempeña un papel importante en el rendimiento general del motor. A medida que se quema la superficie del propulsor, la forma evoluciona (un tema de estudio en balística interna), cambiando con mayor frecuencia el área de la superficie del propulsor expuesta a los gases de combustión. Dado que el volumen del propulsor es igual al área de la sección transversal multiplicada por la longitud del combustible, la tasa de consumo volumétrico de propulsor es el área de la sección transversal multiplicada por la tasa de combustión lineal , y la tasa de flujo másico instantáneo de los gases de combustión generados es igual a la tasa volumétrica multiplicada por la densidad del combustible :
Dependiendo de la aplicación y la curva de empuje deseada, a menudo se utilizan varias configuraciones geométricas :
La carcasa puede estar hecha de distintos materiales. El cartón se utiliza para los motores pequeños de pólvora negra , mientras que el aluminio se utiliza para los motores de aficionados de combustible compuesto más grandes. El acero se utilizó para los propulsores del transbordador espacial . Las carcasas de epoxi con grafito enrollado en filamento se utilizan para los motores de alto rendimiento.
La carcasa debe estar diseñada para soportar la presión y las tensiones resultantes del motor del cohete, posiblemente a temperaturas elevadas. Para el diseño, la carcasa se considera un recipiente a presión .
Para proteger la carcasa de los gases calientes corrosivos, a menudo se implementa un revestimiento térmico de sacrificio en el interior de la carcasa, que se desgasta para prolongar la vida útil de la carcasa del motor.
Un diseño convergente-divergente acelera el gas de escape que sale de la tobera para generar empuje. La tobera debe estar construida con un material que pueda soportar el calor del flujo de gas de combustión. A menudo, se utilizan materiales a base de carbono resistentes al calor, como grafito amorfo o carbono-carbono reforzado .
Algunos diseños incluyen control direccional del escape. Esto se puede lograr mediante la colocación de cardán en la tobera, como en los SRB del transbordador espacial, mediante el uso de álabes de reacción en el escape, como en el cohete V-2 , o mediante inyección líquida de empuje vectorial (LITV).
El LITV consiste en inyectar un líquido en la corriente de escape después de la garganta de la tobera. El líquido se vaporiza y, en la mayoría de los casos, reacciona químicamente, añadiendo flujo de masa a un lado de la corriente de escape y proporcionando así un momento de control. Por ejemplo, los propulsores sólidos Titan III C inyectaban tetróxido de nitrógeno para el LITV; los tanques se pueden ver en los laterales del cohete entre la etapa central principal y los propulsores. [18]
Una primera etapa del Minuteman utilizó un solo motor con cuatro toberas cardánicas para proporcionar control de cabeceo, guiñada y balanceo.
Un motor de primera etapa de propulsante compuesto de perclorato de amonio (APCP) típico y bien diseñado puede tener un impulso específico de vacío ( I sp ) tan alto como 285,6 segundos (2,801 km/s) (Titan IVB SRMU). [19] Esto se compara con 339,3 s (3,327 km/s) para RP1/LOX (RD-180) [20] y 452,3 s (4,436 km/s) para motores bipropulsantes LH 2 /LOX (Block II RS-25 ) [21] . Los impulsos específicos de la etapa superior son algo mayores: hasta 303,8 s (2,979 km/s) para APCP (Orbus 6E), [22] 359 s (3,52 km/s) para RP1/LOX (RD-0124) [23] y 465,5 s (4,565 km/s) para LH 2 /LOX (RL10B-2). [24]
Las fracciones de propulsante suelen ser algo más altas para las primeras etapas de propulsante sólido (no segmentado) que para las etapas superiores. La primera etapa Castor 120 de 53.000 kilogramos (117.000 libras) tiene una fracción de masa de propulsor del 92,23%, mientras que la etapa superior Castor 30 de 14.000 kilogramos (31.000 libras) desarrollada para el vehículo de lanzamiento Taurus II COTS (Commercial Off The Shelf) (reabastecimiento de la Estación Espacial Internacional) de Orbital Science tiene una fracción de propulsor del 91,3% con una carcasa de motor de epoxi de grafito del 2,9%, una boquilla, un encendedor y un actuador de vector de empuje del 2,4% y un hardware no motor del 3,4% que incluye elementos como el soporte de carga útil, el adaptador entre etapas, el canal de cables, la instrumentación, etc. Castor 120 y Castor 30 tienen 2,36 y 2,34 metros (93 y 92 pulgadas) de diámetro, respectivamente, y sirven como etapas en los vehículos de lanzamiento comerciales Athena IC e IIC. Un Athena II de cuatro etapas que utiliza cohetes Castor 120 como primera y segunda etapa se convirtió en el primer vehículo de lanzamiento desarrollado comercialmente en lanzar una sonda lunar ( Lunar Prospector ) en 1998.
Los cohetes sólidos pueden proporcionar un gran empuje a un coste relativamente bajo. Por este motivo, se han utilizado sólidos como etapas iniciales de los cohetes (por ejemplo, el transbordador espacial ), mientras que se reservan los motores de alto impulso específico, especialmente los motores alimentados con hidrógeno menos masivos, para etapas superiores. Además, los cohetes sólidos tienen una larga historia como etapa de impulso final para satélites debido a su simplicidad, fiabilidad, compacidad y fracción de masa razonablemente alta . [25] A veces se añade un motor de cohete sólido estabilizado por giro cuando se necesita velocidad adicional, como para una misión a un cometa o al sistema solar exterior, porque un spinner no requiere un sistema de guía (en la etapa recién añadida). La extensa familia de motores espaciales Star de Thiokol, en su mayoría con carcasa de titanio , se ha utilizado ampliamente, especialmente en vehículos de lanzamiento Delta y como etapas superiores estabilizadas por giro para lanzar satélites desde la bahía de carga del transbordador espacial. Los motores Star tienen fracciones de propulsante de hasta el 94,6%, pero las estructuras y equipos adicionales reducen la fracción de masa operativa en un 2% o más.
Los propulsores sólidos para cohetes de mayor rendimiento se utilizan en grandes misiles estratégicos (a diferencia de los vehículos de lanzamiento comerciales). HMX , C 4 H 8 N 4 (NO 2 ) 4 , una nitramina con mayor energía que el perclorato de amonio, se utilizó en el propulsor del ICBM Peacekeeper y es el ingrediente principal del propulsor NEPE-75 utilizado en el misil balístico de flota Trident II D-5. [26] Debido al riesgo de explosión, los propulsores sólidos militares de mayor energía que contienen HMX no se utilizan en vehículos de lanzamiento comerciales, excepto cuando el LV es un misil balístico adaptado que ya contiene propulsor HMX (Minotaur IV y V basados en los ICBM Peacekeeper retirados). [27] La Estación Naval de Armas Aéreas en China Lake, California, desarrolló un nuevo compuesto, C 6 H 6 N 6 (NO 2 ) 6 , llamado simplemente CL-20 (compuesto China Lake n.º 20). En comparación con el HMX, el CL-20 tiene un 14% más de energía por masa, un 20% más de energía por volumen y una mayor relación oxígeno-combustible. [28] Una de las motivaciones para el desarrollo de estos propulsores sólidos militares de densidad energética muy alta es lograr una capacidad ABM exoatmosférica de medio recorrido desde misiles lo suficientemente pequeños como para caber en los tubos de lanzamiento verticales debajo de la cubierta de los barcos y en los tubos de lanzamiento montados en camiones aeromóviles. Se ha demostrado que el propulsor CL-20 cumple con la ley de municiones insensibles (IM) de 2004 del Congreso y puede, a medida que baje su costo, ser adecuado para su uso en vehículos de lanzamiento comerciales, con un aumento muy significativo en el rendimiento en comparación con los propulsores sólidos APCP actualmente favorecidos. Con un impulso específico de 309 s ya demostrado por la segunda etapa del Peacekeeper usando propulsor HMX, se puede esperar que la mayor energía del propulsor CL-20 aumente el impulso específico a alrededor de 320 s en aplicaciones similares de la etapa superior de un ICBM o de un vehículo de lanzamiento, sin el riesgo explosivo del HMX. [29]
Un atributo atractivo para el uso militar es la capacidad del combustible sólido para cohetes de permanecer cargado en el cohete durante largos períodos y luego ser lanzado de manera confiable en cualquier momento.
La pólvora negra está compuesta de carbón (combustible), nitrato de potasio (oxidante) y azufre (combustible y catalizador). Es una de las composiciones pirotécnicas más antiguas con aplicación en cohetería. En los tiempos modernos, la pólvora negra se utiliza en cohetes modelo de baja potencia (como los cohetes Estes y Quest), [30] [31] ya que es barata y bastante fácil de producir. El grano de combustible es típicamente una mezcla de polvo fino prensado (en una masa sólida y dura), con una velocidad de combustión que depende en gran medida de la composición exacta y las condiciones de funcionamiento. El impulso específico de la pólvora negra es bajo, alrededor de 80 s (0,78 km/s). El grano es sensible a la fractura y, por lo tanto, a fallas catastróficas. La pólvora negra no suele utilizarse en motores de más de 40 newtons (9,0 libras-fuerza) de empuje.
Compuesto de zinc metálico en polvo y azufre en polvo (oxidante), el ZS o "micrograno" es otro propulsor prensado que no encuentra ninguna aplicación práctica fuera de los círculos especializados de cohetería amateur debido a su bajo rendimiento (ya que la mayoría del ZS se quema fuera de la cámara de combustión) y a sus rápidas velocidades de combustión lineal del orden de 2 m/s. El ZS se emplea con mayor frecuencia como propulsor novedoso, ya que el cohete acelera extremadamente rápido dejando tras de sí una espectacular bola de fuego naranja de gran tamaño.
En general, los propulsores de caramelo para cohetes son un oxidante (normalmente nitrato de potasio) y un combustible de azúcar (normalmente dextrosa , sorbitol o sacarosa ) que se moldean fundiendo suavemente los componentes del propulsor y vertiendo o empaquetando el coloide amorfo en un molde. Los propulsores de caramelo generan un impulso específico bajo-medio de aproximadamente 130 s (1,3 km/s) y, por lo tanto, son utilizados principalmente por coheteros aficionados y experimentales.
Los propulsores DB están compuestos de dos componentes de combustible monopropelente , donde uno actúa típicamente como un monopropelente de alta energía (pero inestable) y el otro actúa como un monopropelente estabilizador (y gelificante) de menor energía. En circunstancias típicas, la nitroglicerina se disuelve en un gel de nitrocelulosa y se solidifica con aditivos. Los propulsores DB se implementan en aplicaciones donde se requiere un humo mínimo pero se requiere una I sp media-alta de aproximadamente 235 s (2,30 km/s). La adición de combustibles metálicos (como aluminio ) puede aumentar el rendimiento a alrededor de 250 s (2,5 km/s), aunque la nucleación de óxido metálico en el escape puede hacer que el humo se vuelva opaco.
Un oxidante en polvo y un combustible de metal en polvo se mezclan íntimamente y se inmovilizan con un aglutinante gomoso (que también actúa como combustible). Los propulsores compuestos suelen estar basados en nitrato de amonio (ANCP) o en perclorato de amonio (APCP). El propulsor compuesto de nitrato de amonio a menudo utiliza magnesio y/o aluminio como combustible y ofrece un rendimiento medio (I sp de aproximadamente 210 s (2,1 km/s)), mientras que el propulsor compuesto de perclorato de amonio a menudo utiliza combustible de aluminio y ofrece un alto rendimiento: I sp de vacío de hasta 296 s (2,90 km/s) con una boquilla de una sola pieza o 304 s (2,98 km/s) con una boquilla telescópica de alta relación de área. [22] El aluminio se utiliza como combustible porque tiene una densidad de energía específica razonable, una alta densidad de energía volumétrica y es difícil de encender accidentalmente. Los propulsores compuestos se moldean y conservan su forma después de que el aglutinante de caucho, como el polibutadieno con terminación hidroxilo (HTPB), se reticula (solidifica) con la ayuda de un aditivo curativo. Debido a su alto rendimiento, moderada facilidad de fabricación y costo moderado, el APCP encuentra un uso generalizado en cohetes espaciales, militares y amateurs, mientras que el ANCP más barato y menos eficiente encuentra uso en cohetes amateurs y generadores de gas . La dinitramida de amonio , NH 4 N(NO 2 ) 2 , se está considerando como un sustituto libre de cloro 1 a 1 para el perclorato de amonio en propulsores compuestos. A diferencia del nitrato de amonio, el ADN puede sustituir al AP sin una pérdida en el rendimiento del motor.
El combustible sólido de aluminio-APCP ligado con poliuretano se utilizó en los misiles Polaris lanzados desde submarinos . [32] El APCP utilizado en los cohetes propulsores sólidos del transbordador espacial consistía en perclorato de amonio (oxidante, 69,6% en peso), aluminio (combustible, 16%), óxido de hierro (un catalizador, 0,4%), polímero de polibutadieno acrilonitrilo (PBAN) (un aglutinante de caucho no uretano que mantenía la mezcla unida y actuaba como combustible secundario, 12,04%) y un agente de curado epóxico (1,96%). [33] [34] Desarrolló un impulso específico de 242 segundos (2,37 km/s) al nivel del mar o 268 segundos (2,63 km/s) en el vacío. El Programa Constelación 2005-2009 iba a utilizar un APCP ligado con PBAN similar. [35]
En 2009, un grupo logró crear un propulsor de agua y nanoaluminio ( ALICE ).
Los propulsores HEC típicos comienzan con una mezcla de propulsores compuestos estándar (como APCP) y agregan un explosivo de alta energía a la mezcla. Este componente adicional generalmente se presenta en forma de pequeños cristales de RDX o HMX , los cuales tienen mayor energía que el perclorato de amonio. A pesar de un modesto aumento en el impulso específico, la implementación es limitada debido a los mayores peligros de los aditivos de alto poder explosivo.
Los propulsores de doble base modificados compuestos comienzan con un propulsor de doble base de nitrocelulosa/nitroglicerina como aglutinante y agregan sólidos (típicamente perclorato de amonio (AP) y aluminio en polvo ) normalmente utilizados en propulsores compuestos. El perclorato de amonio compensa el déficit de oxígeno introducido por el uso de nitrocelulosa , mejorando el impulso específico general. El aluminio mejora el impulso específico, así como la estabilidad de la combustión. Los propulsores de alto rendimiento como el NEPE-75 utilizado para alimentar el SLBM Trident II D-5 reemplazan la mayor parte del AP con HMX unido a polietilenglicol , lo que aumenta aún más el impulso específico. La mezcla de ingredientes de propulsores compuestos y de doble base se ha vuelto tan común que desdibuja la definición funcional de los propulsores de doble base.
Una de las áreas más activas de investigación de combustibles sólidos es el desarrollo de combustibles de alta energía y mínima firma que utilizan nitroamina C6H6N6 ( NO2)6 CL-20 ( compuesto n . ° 20 de China Lake ), que tiene un 14 % más de energía por masa y una densidad energética un 20 % más alta que el HMX. El nuevo combustible se ha desarrollado y probado con éxito en motores de cohetes tácticos. El combustible no contamina: no contiene ácido, partículas sólidas ni plomo. Además, no produce humo y solo tiene un patrón de rombos de choque débil que es visible en el escape, que por lo demás es transparente. Sin la llama brillante y la estela de humo denso que produce la quema de combustibles aluminizados, estos combustibles sin humo prácticamente eliminan el riesgo de revelar las posiciones desde las que se disparan los misiles. El nuevo combustible CL-20 es insensible a los choques (clase de riesgo 1.3), a diferencia de los combustibles sin humo HMX actuales, que son altamente detonables (clase de riesgo 1.1). El CL-20 se considera un gran avance en la tecnología de combustible sólido para cohetes, pero aún no se ha generalizado su uso porque los costos siguen siendo elevados. [28]
Los propulsores sólidos eléctricos (ESP) son una familia de propulsores sólidos de plastisol de alto rendimiento que se pueden encender y estrangular mediante la aplicación de corriente eléctrica. A diferencia de los propulsores de motores de cohetes convencionales que son difíciles de controlar y extinguir, los ESP se pueden encender de manera confiable a intervalos y duraciones precisas. No requieren partes móviles y el propulsor es insensible a las llamas o chispas eléctricas. [36]
Los motores de cohetes de combustible sólido se pueden comprar para su uso en cohetería modelo ; normalmente son pequeños cilindros de combustible de pólvora negra con una boquilla integrada y, opcionalmente, una pequeña carga que se activa cuando el combustible se agota después de un tiempo de retardo. Esta carga se puede utilizar para activar una cámara o desplegar un paracaídas . Sin esta carga y el retardo, el motor puede encender una segunda etapa (solo pólvora negra).
En cohetería de potencia media y alta , se utilizan ampliamente motores APCP fabricados comercialmente. Pueden diseñarse como de un solo uso o recargables. Estos motores están disponibles en rangos de impulso de "A" (1,26 Ns - 2,50 Ns) a "O" (20,48 kNs - 40,96 kNs), de varios fabricantes. Se fabrican en diámetros estandarizados y longitudes variables según el impulso requerido. Los diámetros estándar de los motores son 13, 18, 24, 29, 38, 54, 75, 98 y 150 milímetros. Hay disponibles diferentes formulaciones de propulsores para producir diferentes perfiles de empuje, así como efectos especiales como llamas de colores, rastros de humo o grandes cantidades de chispas (producidas al agregar esponja de titanio a la mezcla).
Casi todos los cohetes de sondeo utilizan motores sólidos.
Debido a su fiabilidad, facilidad de almacenamiento y manipulación, los cohetes sólidos se utilizan en misiles y misiles balísticos intercontinentales.
Los cohetes sólidos son adecuados para lanzar cargas útiles pequeñas a velocidades orbitales, especialmente si se utilizan tres o más etapas. Muchos de ellos se basan en misiles balísticos intercontinentales reutilizados.
Los cohetes orbitales más grandes alimentados con combustible líquido a menudo utilizan cohetes propulsores sólidos para obtener suficiente empuje inicial para lanzar el cohete completamente cargado.
El combustible sólido también se utiliza para algunas etapas superiores, en particular la Star 37 (a veces denominada etapa superior "Burner") y la Star 48 (a veces denominada " Payload Assist Module ", o PAM), ambas fabricadas originalmente por Thiokol y hoy por Northrop Grumman . Se utilizan para elevar cargas útiles de gran tamaño a órbitas previstas (como los satélites del Sistema de Posicionamiento Global ), o cargas útiles más pequeñas a trayectorias interplanetarias, o incluso interestelares. Otra etapa superior de combustible sólido, utilizada por el transbordador espacial y el Titan IV , fue la Inertial Upper Stage (IUS) fabricada por Boeing .
Algunos cohetes, como el Antares (fabricado por Northrop Grumman), tienen etapas superiores obligatorias de combustible sólido. El cohete Antares utiliza el Castor 30 fabricado por Northrop Grumman como etapa superior.
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