Un cohete de propulsor sólido o cohete sólido es un cohete con un motor cohete que utiliza propulsores sólidos ( combustible / oxidante ). Los primeros cohetes fueron cohetes de combustible sólido propulsados por pólvora ; La aparición de los cohetes de pólvora en la guerra puede atribuirse al antiguo ingenio chino, y en el siglo XIII, los mongoles desempeñaron un papel fundamental a la hora de facilitar su adopción hacia Occidente. [1]
Todos los cohetes utilizaban algún tipo de propulsor sólido o en polvo hasta el siglo XX, cuando los cohetes de propulsor líquido ofrecían alternativas más eficientes y controlables. Los cohetes sólidos todavía se utilizan hoy en día en armamentos militares en todo el mundo, modelos de cohetes , propulsores de cohetes sólidos y en aplicaciones más amplias por su simplicidad y confiabilidad.
Dado que los cohetes de combustible sólido pueden permanecer almacenados durante un período prolongado sin mucha degradación del propulsor y debido a que casi siempre se lanzan de manera confiable, 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 y grandes que habitualmente se utilizan para orbitar satélites comerciales y lanzar importantes sondas espaciales. Sin embargo, los sólidos se utilizan con frecuencia como propulsores con correa 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 libras). [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 la presión de la cámara de diseño , mientras se produce empuje de los gases de escape.
Una vez encendido, un simple motor de cohete sólido no se puede apagar porque 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 estrangular y también apagar, [4] y luego volver a encender mediante el control de la geometría de la boquilla o mediante el uso de puertos de ventilación. Además, se encuentran disponibles motores de cohetes pulsados que se queman en segmentos y que pueden encenderse cuando se les ordena.
Los diseños modernos también pueden incluir una boquilla orientable para guía, aviónica , hardware de recuperación ( paracaídas ), mecanismos de autodestrucción , APU , motores tácticos controlables, motores de control de actitud y desvío controlables y materiales de gestión térmica.
Los chinos de la dinastía Song medieval inventaron una forma muy primitiva de cohete de propulsor sólido. [5] Las ilustraciones y descripciones del tratado militar chino del siglo XIV, Huolongjing , del escritor y filósofo militar de la dinastía Ming, Jiao Yu, confirman que los chinos en 1232 utilizaron protocohetes de propulsor sólido entonces conocidos como " flechas de fuego " para hacer retroceder a los mongoles durante la Guerra Mongol. asedio de Kaifeng . [6] [7] Cada flecha tomó una forma primitiva de un simple tubo de cohete de propulsor sólido que estaba lleno de pólvora. Un extremo abierto permitía que el gas escapara y estaba sujeto a un palo largo que actuaba como 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 objetivos de hasta una milla y media de distancia. Estos fueron extremadamente efectivos en la Segunda Guerra Anglo-Mysore que terminó con 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, se enviaron cientos de cohetes al Royal Arsenal cerca de Londres para realizarles ingeniería inversa. Esto llevó 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 propulsor sólido, lo que dio como resultado el primer lanzamiento en 1928, que voló aproximadamente 1.300 metros. [9] Estos cohetes se utilizaron en 1931 para el primer uso exitoso de cohetes en el mundo para ayudar al despegue de aviones . [10] La investigación continuó desde 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 cohetes tierra-aire, tierra-tierra, aire- Combate tierra y aire-aire. [11] El primer uso conocido por parte de la Fuerza Aérea Soviética de cohetes antiaéreos no guiados lanzados desde aviones en combate contra aviones más pesados que el aire tuvo lugar en agosto de 1939 , durante la Batalla de Khalkhin 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 . A finales de 1938 tuvo lugar la primera prueba significativa a gran escala de lanzadores de cohetes; se utilizaron 233 cohetes de distintos tipos. Una salva de cohetes podría alcanzar completamente un objetivo a una distancia de 5.500 metros (3,4 millas). Al final de la Segunda Guerra Mundial la producción total de lanzacohetes alcanzó unas 10.000. [13] con 12 millones de cohetes del tipo RS producidos para las fuerzas armadas soviéticas. [14]
En los Estados Unidos, los motores de cohetes sólidos compuestos moldeables modernos fueron inventados por el ingeniero aeroespacial estadounidense Jack Parsons en Caltech en 1942 cuando reemplazó el propulsor de doble base con asfalto para techos y perclorato de potasio . Esto hizo posibles 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 propulsor flexible pero geométricamente estable que soporta carga y se adhiere de forma segura a la carcasa del motor. Esto hizo posibles motores de cohetes sólidos mucho más grandes. Atlantic Research Corporation impulsó 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 propulsor sólido obtuvo 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 propulsor 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 propulsor sólido, incluidos los de propulsor sólido. Misiles que podrían ser lanzados 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, muchos programas dirigidos por el gobierno han aplicado estas tecnologías de cohetes sólidos de alta capacidad desarrolladas por el gobierno a los vuelos espaciales orbitales , la mayoría de las veces como cohetes propulsores para agregar empuje adicional durante el ascenso inicial de su cohete principalmente líquido. vehículos de lanzamiento . 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 estadounidense y el H-II de Japón .
Los motores de cohetes sólidos más grandes jamás construidos fueron los tres motores sólidos monolíticos de Aerojet de 6,60 metros (260 pulgadas) fabricados 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). La duración de la quemadura fue de dos minutos. La garganta de la boquilla era lo suficientemente grande como para caminar de pie. El motor era capaz de servir como reemplazo 1 a 1 de la primera etapa de propulsor líquido Saturn 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 lbf) 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 química del grano para satisfacer las características requeridas del motor.
Los siguientes se eligen o resuelven simultáneamente. Los resultados son dimensiones exactas para las geometrías de grano, boquilla y caja:
El grano puede estar adherido o no a la tripa. Los motores con carcasa adherida son más difíciles de diseñar, ya que la deformación de la carcasa y el grano en vuelo deben ser compatibles.
Los modos comunes de falla en motores de cohetes sólidos incluyen fractura del grano, falla de unión de la carcasa y bolsas de aire en el grano. Todo esto produce un aumento instantáneo en el área de superficie quemada 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 . Se requieren sellos en las carcasas que deben abrirse para cargar el grano. Una vez que falla un sello, el gas caliente erosionará la ruta de escape y provocará una falla. Ésta fue la causa del desastre del transbordador espacial Challenger .
El combustible sólido para cohetes deflagra desde la superficie del propulsor expuesto en la cámara de combustión. De esta manera, la geometría del propulsor dentro del motor del cohete juega un papel importante en el rendimiento general del motor. A medida que la superficie del propulsor se quema, 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 del propulsor es el área de la sección transversal multiplicada por la tasa de combustión lineal , y el caudal másico instantáneo de los gases de combustión generados es igual a la tasa volumétrica multiplicada por la longitud del combustible. densidad de combustible :
A menudo se utilizan varias configuraciones geométricas según la aplicación y la curva de empuje deseada :
La carcasa puede construirse a partir de una variedad de materiales. El cartón se utiliza para motores pequeños de modelo de pólvora negra , mientras que el aluminio se utiliza para motores de hobby de combustible compuesto más grandes. Para los propulsores del transbordador espacial se utilizó acero . Las carcasas de epoxi de grafito enrolladas con filamentos se utilizan para motores de alto rendimiento.
La carcasa debe diseñarse para resistir 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 gases calientes corrosivos, a menudo se implementa un revestimiento térmico de sacrificio en el interior de la carcasa, que se extirpa para prolongar la vida útil de la carcasa del motor.
Un diseño convergente-divergente acelera el gas de escape fuera de la boquilla para producir empuje. La boquilla 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 el grafito amorfo o el carbono-carbono .
Algunos diseños incluyen control direccional del escape. Esto se puede lograr girando la boquilla, como en los SRB del transbordador espacial, mediante el uso de paletas de chorro en el escape como en el cohete V-2 , o mediante vectorización de empuje por inyección de líquido (LITV).
LITV consiste en inyectar un líquido en la corriente de escape después de la garganta de la boquilla. Luego, el líquido se vaporiza y, en la mayoría de los casos, reacciona químicamente, agregando flujo másico a un lado de la corriente de escape y proporcionando así un momento de control. Por ejemplo, los propulsores sólidos Titan III C inyectaron tetróxido de nitrógeno para LITV; Los tanques se pueden ver a los lados del cohete entre el escenario central principal y los propulsores. [18]
Una de las primeras etapas del Minuteman utilizaba un solo motor con cuatro boquillas con cardán para proporcionar control de cabeceo, guiñada y balanceo.
Un motor de primera etapa típico y bien diseñado con propulsor compuesto de perclorato de amonio (APCP) puede tener un impulso específico de vacío ( I sp ) de hasta 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 LH 2 /LOX (Bloque II RS-25 ) [21] motores bipropulsores. 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 propulsor suelen ser algo mayores para las primeras etapas de propulsor sólido (no segmentadas) que para las etapas superiores. La primera etapa Castor 120 de 53.000 kilogramos (117.000 lb) tiene una fracción de masa propulsora del 92,23%, mientras que la etapa superior Castor 30 de 14.000 kilogramos (31.000 lb) desarrollada para Taurus II COTS (Commercial Off The Shelf) (Estación Espacial Internacional) de Orbital Science reabastecimiento) el vehículo de lanzamiento tiene una fracción de propulsor de 91,3% con una carcasa de motor de epoxi de grafito de 2,9%, un 2,4% de boquilla, encendedor y actuador de vector de empuje, y un 3,4% de hardware no motor, incluidos elementos como montaje de carga útil, adaptador entre etapas, canalización de cables, 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 y IIC. Un Athena II de cuatro etapas que utilizaba 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 costo relativamente bajo. Por esta razón, los sólidos se han utilizado como etapas iniciales en los cohetes (por ejemplo, el transbordador espacial ), reservando motores de alto impulso específico, especialmente motores menos masivos alimentados con hidrógeno, para etapas superiores. Además, los cohetes sólidos tienen una larga historia como etapa de impulso final para satélites debido a su simplicidad, confiabilidad, compacidad y fracción de masa razonablemente alta . [25] A veces se agrega un motor de cohete sólido estabilizado por giro cuando se requiere velocidad adicional, como para una misión a un cometa o al sistema solar exterior, porque un girador no requiere un sistema de guía (en la etapa recién agregada). 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 estrella tienen fracciones de propulsor 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 de 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 usó en el propulsor del misil balístico intercontinental Peacekeeper y es el ingrediente principal del propulsor NEPE-75 utilizado en el Trident II D-5. Misil balístico de flota. [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 (Minotauro IV y V basados en los misiles balísticos intercontinentales 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 # 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 muy alta densidad de energía es lograr una capacidad ABM exo-atmosférica a mitad de camino a partir de misiles lo suficientemente pequeños como para caber en los tubos de lanzamiento verticales debajo de la cubierta de los barcos existentes y en los dispositivos móviles aéreos. tubos de lanzamiento montados en camiones. Se ha demostrado que el propulsor CL-20 cumple con la ley de municiones insensibles (IM) del Congreso de 2004 y puede, a medida que su costo baje, ser adecuado para su uso en vehículos de lanzamiento comerciales, con un aumento muy significativo en el rendimiento en comparación con el propulsor sólido APCP actualmente favorecido. propulsores. 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 etapa superior de misiles balísticos intercontinentales o vehículos de lanzamiento, sin el peligro de explosión. de HMX. [29]
Un atributo atractivo para uso militar es la capacidad del propulsor sólido para cohetes de permanecer cargado en el cohete durante períodos prolongados y luego ser lanzado de manera confiable en cualquier momento.
La pólvora negra (pólvora) está compuesta de carbón vegetal (combustible), nitrato de potasio (oxidante) y azufre (combustible y catalizador). Es una de las composiciones pirotécnicas más antiguas con aplicación a la cohetería. En los tiempos modernos, la pólvora negra se utiliza en modelos de cohetes de baja potencia (como los cohetes Estes y Quest), [30] [31] ya que es barata y bastante fácil de producir. El grano de combustible suele ser 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 operativas. 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 tanto, a fallos catastróficos. 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 cohetes aficionados debido a su bajo rendimiento (ya que la mayoría de los ZS arde fuera de la cámara de combustión) y su rapidez. Velocidades de combustión lineales del orden de 2 m/s. ZS se emplea con mayor frecuencia como propulsor novedoso, ya que el cohete acelera extremadamente rápido dejando una espectacular gran bola de fuego naranja detrás de él.
En general, los propulsores de caramelo de rúcula son un oxidante (típicamente nitrato de potasio) y un combustible de azúcar (típicamente dextrosa , sorbitol o sacarosa ) que se moldean derritiendo 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 tanto, son utilizados principalmente por coheteros aficionados y experimentales.
Los propulsores DB se componen de dos componentes de combustible monopropulsor , uno de los cuales normalmente actúa como un monopropulsor de alta energía (aunque inestable) y el otro actúa como un monopropulsor 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 mínimo de humo pero se requiere una I sp media-alta de aproximadamente 235 s (2,30 km/s). La adición de combustibles metálicos (como el aluminio ) puede aumentar el rendimiento a alrededor de 250 s (2,5 km/s), aunque la nucleación de óxido metálico en el escape puede volver opaco el humo.
Un oxidante en polvo y un combustible metálico 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 suele utilizar 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 suele utilizar combustible de aluminio y ofrece un rendimiento alto: vacío I sp 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 funden y conservan su forma después de que el aglutinante de caucho, como el polibutadieno terminado en hidroxilo (HTPB), se reticula (solidifica) con la ayuda de un aditivo curativo. Debido a su alto rendimiento, moderada facilidad de fabricación y costo moderado, APCP encuentra un uso generalizado en cohetes espaciales, militares y de aficionados, mientras que un ANCP más barato y menos eficiente encuentra uso en cohetes de aficionados y generadores de gas . La dinitramida de amonio , NH 4 N (NO 2 ) 2 , se está considerando como un sustituto 1 a 1 sin cloro del perclorato de amonio en propulsores compuestos. A diferencia del nitrato de amonio, el ADN se puede sustituir por AP sin pérdida del rendimiento del motor.
En los misiles Polaris lanzados desde submarinos se utilizó combustible sólido APCP de aluminio ligado con poliuretano . [32] El APCP utilizado en el transbordador espacial Solid Rocket Boosters 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 sin uretano que mantenía unida la mezcla y actuaba como combustible secundario, 12,04%), y un agente de curado epoxi (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 debía utilizar un APCP similar vinculado al PBAN. [35]
En 2009, un grupo logró crear un propulsor de agua y nanoaluminio ( ALICE ).
Los propulsores HEC típicos comienzan con una mezcla de propulsor compuesto estándar (como APCP) y agregan un explosivo de alta energía a la mezcla. Este componente adicional suele presentarse 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 al aumento de los peligros de los aditivos altamente explosivos.
Los propulsores compuestos de doble base modificados comienzan con un propulsor de doble base de nitrocelulosa/nitroglicerina como aglutinante y añaden sólidos (normalmente perclorato de amonio (AP) y aluminio en polvo ) que normalmente se utilizan en los propulsores compuestos. El perclorato de amonio compensa el déficit de oxígeno introducido por el uso de nitrocelulosa , mejorando el impulso específico global. El aluminio mejora el impulso específico y la estabilidad de la combustión. Los propulsores de alto rendimiento como NEPE-75 utilizados para alimentar el Trident II D-5, SLBM reemplazan la mayor parte del AP con HMX unido a polietilenglicol , aumentando aún más el impulso específico. La mezcla de ingredientes propulsores compuestos y de doble base se ha vuelto tan común que desdibuja la definición funcional de propulsores de doble base.
Una de las áreas más activas de investigación sobre propulsores sólidos es el desarrollo de propulsores de alta energía y de firma mínima utilizando nitroamina C 6 H 6 N 6 (NO 2 ) 6 CL-20 ( compuesto n.° 20 de China Lake ), que tiene un 14 %. mayor energía por masa y un 20% más de densidad de energía que HMX. El nuevo propulsor ha sido desarrollado y probado con éxito en motores de cohetes tácticos. El propulsor no es contaminante: no contiene ácidos, partículas sólidas ni plomo. Tampoco produce humo y sólo tiene un leve patrón de diamante de impacto que es visible en el escape, que de otro modo sería transparente. Sin la llama brillante y el denso rastro de humo producido por la quema de propulsores aluminizados, estos propulsores sin humo prácticamente eliminan el riesgo de revelar las posiciones desde las que se disparan los misiles. El nuevo propulsor CL-20 es insensible a los golpes (clase de peligro 1.3), a diferencia de los propulsores sin humo HMX actuales, que son altamente detonables (clase de peligro 1.1). El CL-20 se considera un gran avance en la tecnología de propulsores sólidos para cohetes, pero aún no se ha generalizado su uso porque los costos siguen siendo altos. [28]
Los propulsores sólidos eléctricos (ESP) son una familia de propulsores sólidos de plastisol de alto rendimiento que pueden encenderse y estrangularse 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 pueden encenderse de manera confiable en intervalos y duraciones precisos. No requiere piezas móviles y el propulsor es insensible a las llamas o chispas eléctricas. [36]
Se pueden comprar motores de cohetes de propulsor sólido para su uso en modelos de cohetes ; normalmente son pequeños cilindros de combustible de pólvora negra con una boquilla integral y, opcionalmente, una pequeña carga que se activa cuando el propulsor se agota después de un tiempo. Esta carga se puede utilizar para activar una cámara o desplegar un paracaídas . Sin esta carga y retraso, el motor puede encender una segunda etapa (solo pólvora negra).
En cohetes de potencia media y alta , los motores APCP fabricados comercialmente se utilizan ampliamente. Pueden diseñarse como de un solo uso o recargables. Estos motores están disponibles en rangos de impulso desde "A" (1,26 Ns – 2,50 Ns) hasta "O" (20,48 kNs – 40,96 kN), de varios fabricantes. Se fabrican en diámetros estandarizados y longitudes variables según el impulso requerido. Los diámetros de motor estándar son 13, 18, 24, 29, 38, 54, 75, 98 y 150 milímetros. Hay disponibles diferentes formulaciones de propulsor para producir diferentes perfiles de empuje, así como efectos especiales como llamas de colores, estelas de humo o grandes cantidades de chispas (producidas añadiendo esponja de titanio a la mezcla).
Casi todos los cohetes sonoros utilizan motores sólidos.
Debido a su confiabilidad, facilidad de almacenamiento y manejo, los cohetes sólidos se utilizan en misiles y misiles balísticos intercontinentales.
Los cohetes sólidos son adecuados para lanzar pequeñas cargas útiles 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 de combustible líquido a menudo utilizan propulsores de cohetes sólidos para obtener suficiente empuje inicial para lanzar el cohete completamente cargado.
El combustible sólido también se utiliza para algunas etapas superiores, en particular el Star 37 (a veces denominado etapa superior "Quemador") y el Star 48 (a veces denominado " Módulo de asistencia de carga útil " o PAM), ambos fabricados originalmente por Thiokol , y hoy por Northrop Grumman . Se utilizan para elevar grandes cargas útiles 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 etapa superior inercial (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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