El propulsor de un cohete se utiliza como masa de reacción expulsada desde un motor de cohete para generar empuje . La energía necesaria puede provenir de los propios propulsores, como en el caso de un cohete químico , o de una fuente externa, como en el caso de los motores iónicos .
Los cohetes generan empuje expulsando masa hacia atrás a gran velocidad. El empuje producido se puede calcular multiplicando el caudal másico de los propulsores por su velocidad de escape en relación con el cohete ( impulso específico ). Se puede pensar que un cohete se acelera por la presión de los gases de combustión contra la cámara de combustión y la tobera , no por "empujar" contra el aire que está detrás o debajo de él. Los motores de cohetes funcionan mejor en el espacio exterior debido a la falta de presión de aire en el exterior del motor. En el espacio también es posible colocar una tobera más larga sin sufrir separación del flujo .
La mayoría de los propulsores químicos liberan energía a través de la química redox , más específicamente la combustión . Por lo tanto, tanto un agente oxidante como un agente reductor (combustible) deben estar presentes en la mezcla. La descomposición, como la de los enlaces de peróxido altamente inestables en los cohetes monopropulsores , también puede ser la fuente de energía.
En el caso de los cohetes líquidos bipropulsados , se introduce una mezcla de combustible reductor y oxidante en una cámara de combustión , normalmente utilizando una turbobomba para superar la presión. A medida que se produce la combustión, la masa de propulsante líquido se convierte en un enorme volumen de gas a alta temperatura y presión. Esta corriente de escape se expulsa desde la tobera del motor a alta velocidad, lo que crea una fuerza opuesta que impulsa el cohete hacia adelante de acuerdo con las leyes de movimiento de Newton .
Los cohetes químicos se pueden agrupar por fase. Los cohetes sólidos utilizan propulsor en la fase sólida , los cohetes de combustible líquido utilizan propulsor en la fase líquida , los cohetes de combustible gaseoso utilizan propulsor en la fase gaseosa y los cohetes híbridos utilizan una combinación de propulsores sólidos y líquidos o gaseosos.
En el caso de los motores de cohetes sólidos, el combustible y el oxidante se combinan cuando se funde el motor. La combustión del propulsor se produce dentro de la carcasa del motor, que debe contener las presiones desarrolladas. Los cohetes sólidos suelen tener un mayor empuje, un impulso específico menor , tiempos de combustión más cortos y una masa mayor que los cohetes líquidos, y además no se pueden detener una vez encendidos.
En el espacio, el cambio máximo de velocidad que una etapa de cohete puede impartir a su carga útil es principalmente una función de su relación de masas y su velocidad de escape. Esta relación se describe mediante la ecuación del cohete . La velocidad de escape depende del propulsor y del motor utilizados y está estrechamente relacionada con el impulso específico , la energía total entregada al vehículo cohete por unidad de masa de propulsor consumida. La relación de masas también puede verse afectada por la elección de un propulsor determinado.
Las etapas de los cohetes que vuelan a través de la atmósfera suelen utilizar combustibles de menor rendimiento, mayor masa molecular y alta densidad debido a que requieren tanques más pequeños y livianos. Las etapas superiores, que operan principalmente o solo en el vacío del espacio, tienden a utilizar combustible de hidrógeno líquido de alta energía, alto rendimiento y baja densidad .
Los propulsores sólidos se dividen en dos tipos principales. Los "compuestos" están compuestos principalmente de una mezcla de gránulos de oxidante sólido, como nitrato de amonio , dinitramida de amonio , perclorato de amonio o nitrato de potasio en un agente aglutinante de polímero, con escamas o polvos de compuestos combustibles energéticos (ejemplos: RDX , HMX , aluminio, berilio). También se pueden añadir plastificantes, estabilizadores y/o modificadores de la velocidad de combustión (óxido de hierro, óxido de cobre).
Las bases simples, dobles o triples (según la cantidad de ingredientes primarios) son mezclas homogéneas de uno a tres ingredientes primarios. Estos ingredientes primarios deben incluir combustible y oxidante y, a menudo, también incluyen aglutinantes y plastificantes. Todos los componentes son macroscópicamente indistinguibles y, a menudo, se mezclan como líquidos y se curan en un solo lote. Los ingredientes a menudo pueden tener múltiples funciones. Por ejemplo, el RDX es a la vez combustible y oxidante, mientras que la nitrocelulosa es combustible, oxidante y polímero estructural.
Para complicar aún más la clasificación, existen muchos propulsores que contienen elementos de propulsores de doble base y compuestos, que a menudo contienen cierta cantidad de aditivos energéticos mezclados de manera homogénea en el aglutinante. En el caso de la pólvora (un compuesto prensado sin aglutinante polimérico), el combustible es carbón vegetal, el oxidante es nitrato de potasio y el azufre sirve como catalizador de la reacción, al mismo tiempo que se consume para formar una variedad de productos de reacción, como el sulfuro de potasio .
Los propulsores sólidos de nitramina más nuevos basados en CL-20 (HNIW) pueden igualar el rendimiento de los propulsores líquidos almacenables NTO/UDMH, pero no se pueden limitar ni reiniciar.
Los cohetes de combustible sólido son mucho más fáciles de almacenar y manipular que los cohetes de combustible líquido. La alta densidad del combustible también permite que su tamaño sea compacto. Estas características, además de su simplicidad y su bajo coste, hacen que los cohetes de combustible sólido sean ideales para aplicaciones militares y espaciales.
Su simplicidad también hace que los cohetes sólidos sean una buena opción cuando se necesitan grandes cantidades de empuje y el costo es un problema. El transbordador espacial y muchos otros vehículos de lanzamiento orbital utilizan cohetes de combustible sólido en sus etapas de impulso ( cohetes propulsores sólidos ) por esta razón.
Los cohetes de combustible sólido tienen un impulso específico menor , una medida de la eficiencia del propulsante, que los cohetes de combustible líquido. Como resultado, el rendimiento general de las etapas superiores de combustible sólido es menor que el de las etapas de combustible líquido, aunque las relaciones de masa de los sólidos suelen estar en el rango de 0,91 a 0,93, tan buenas como o mejores que la mayoría de las etapas superiores de combustible líquido. Las altas relaciones de masa posibles con estas etapas superiores de combustible sólido no segmentadas son el resultado de la alta densidad del propulsante y de las carcasas de motor de bobinado de filamento con una relación resistencia-peso muy alta. [ cita requerida ]
Una desventaja de los cohetes sólidos es que no se pueden regular en tiempo real, aunque se puede crear un programa de empuje ajustando la geometría del propulsor interior. Los cohetes sólidos se pueden ventilar para extinguir la combustión o invertir el empuje como un medio para controlar el alcance o acomodar la separación de etapas. La fundición de grandes cantidades de propulsor requiere consistencia y repetibilidad para evitar grietas y huecos en el motor terminado. La mezcla y la fundición se realizan bajo control informático en vacío, y la mezcla de propulsor se extiende en una capa fina y se escanea para asegurar que no se introduzcan grandes burbujas de gas en el motor.
Los cohetes de combustible sólido son intolerantes a grietas y huecos y requieren un posprocesamiento, como escaneos con rayos X, para identificar fallas. El proceso de combustión depende de la superficie del combustible. Los huecos y las grietas representan aumentos locales en la superficie de combustión, lo que aumenta la temperatura local, lo que aumenta la tasa local de combustión. Este ciclo de retroalimentación positiva puede fácilmente provocar una falla catastrófica de la carcasa o la boquilla.
El combustible sólido para cohetes se desarrolló por primera vez durante el siglo XIII, durante la dinastía Song de China . Los chinos Song utilizaron pólvora por primera vez en 1232 durante el asedio militar de Kaifeng . [1] [2] [3] [4] [5]
Durante los años 50 y 60, investigadores de los Estados Unidos desarrollaron el propulsante compuesto de perclorato de amonio (APCP). Esta mezcla es típicamente 69-70% de perclorato de amonio finamente molido (un oxidante), combinado con 16-20% de polvo de aluminio fino (un combustible), unido en una base de 11-14% de polibutadieno acrilonitrilo (PBAN) o polibutadieno con terminación hidroxilo (combustible de caucho de polibutadieno). La mezcla se forma como un líquido espesado y luego se moldea en la forma correcta y se cura en un sólido firme pero flexible que soporta cargas. Históricamente, el recuento de propulsantes sólidos APCP es relativamente pequeño. Sin embargo, el ejército utiliza una amplia variedad de diferentes tipos de propulsantes sólidos, algunos de los cuales superan el rendimiento del APCP. En el artículo sobre cohetes de combustible sólido se ofrece una comparación de los impulsos específicos más altos logrados con las diversas combinaciones de propulsantes sólidos y líquidos utilizados en los vehículos de lanzamiento actuales . [ 6]
En los años 1970 y 1980, Estados Unidos cambió por completo a misiles balísticos intercontinentales de combustible sólido: el LGM-30 Minuteman y el LG-118A Peacekeeper (MX). En los años 1980 y 1990, la URSS/Rusia también desplegaron misiles balísticos intercontinentales de combustible sólido ( RT-23 , RT-2PM y RT-2UTTH ), pero conservaron dos misiles balísticos intercontinentales de combustible líquido ( R-36 y UR-100N ). Todos los misiles balísticos intercontinentales de combustible sólido de ambos lados tenían tres etapas sólidas iniciales, y aquellos con múltiples ojivas dirigidas independientemente tenían un bus maniobrable de precisión utilizado para ajustar la trayectoria de los vehículos de reentrada.
Los cohetes de combustible líquido tienen un impulso específico mayor que los cohetes sólidos y pueden ser estrangulados, apagados y reiniciados. Solo la cámara de combustión de un cohete de combustible líquido necesita soportar altas presiones y temperaturas de combustión. El enfriamiento se puede realizar de forma regenerativa con el propulsor líquido. En los vehículos que emplean turbobombas , los tanques de propulsor están a una presión menor que la cámara de combustión, lo que disminuye la masa del tanque. Por estas razones, la mayoría de los vehículos de lanzamiento orbital utilizan propulsores líquidos.
La principal ventaja de los propulsores líquidos en cuanto a impulso específico se debe a la disponibilidad de oxidantes de alto rendimiento. Existen varios oxidantes líquidos prácticos ( oxígeno líquido , tetróxido de dinitrógeno y peróxido de hidrógeno ) que tienen un impulso específico mejor que el perclorato de amonio utilizado en la mayoría de los cohetes sólidos cuando se combinan con combustibles adecuados.
Algunos gases, en particular el oxígeno y el nitrógeno, podrían recogerse de la atmósfera superior y transferirse a la órbita baja de la Tierra para su uso en depósitos de combustible a un coste sustancialmente reducido. [7]
Las principales dificultades con los propelentes líquidos también están con los oxidantes. Los oxidantes almacenables, como el ácido nítrico y el tetróxido de nitrógeno , tienden a ser extremadamente tóxicos y altamente reactivos, mientras que los propelentes criogénicos, por definición, deben almacenarse a baja temperatura y también pueden tener problemas de reactividad/toxicidad. El oxígeno líquido (LOX) es el único oxidante criogénico que se utiliza en el aire. Otros, como FLOX, una mezcla de flúor /LOX, nunca se han utilizado en el aire debido a su inestabilidad, toxicidad y explosividad. [8] Se han propuesto varios otros oxidantes inestables, energéticos y tóxicos: ozono líquido (O 3 ), ClF 3 y ClF 5 .
Los cohetes propulsados por combustible líquido requieren válvulas, sellos y turbobombas que pueden resultar problemáticas y que aumentan el costo del vehículo de lanzamiento. Las turbobombas son particularmente problemáticas debido a los altos requisitos de rendimiento.
La velocidad de escape teórica de una determinada composición química de propulsor es proporcional a la energía liberada por unidad de masa de propulsor (energía específica). En los cohetes químicos, el combustible o el oxidante no quemados representan la pérdida de energía potencial química , lo que reduce la energía específica . Sin embargo, la mayoría de los cohetes utilizan mezclas ricas en combustible, lo que da como resultado velocidades de escape teóricas más bajas. [9]
Sin embargo, las mezclas ricas en combustible también tienen especies de escape de menor peso molecular . La tobera del cohete convierte la energía térmica de los propulsores en energía cinética dirigida . Esta conversión ocurre en el tiempo que tardan los propulsores en fluir desde la cámara de combustión a través de la garganta del motor y salir por la tobera, generalmente del orden de un milisegundo. Las moléculas almacenan energía térmica en rotación, vibración y traslación, de las cuales solo la última puede usarse fácilmente para agregar energía a la etapa del cohete. Las moléculas con menos átomos (como CO y H 2 ) tienen menos modos vibratorios y rotacionales disponibles que las moléculas con más átomos (como CO 2 y H 2 O). En consecuencia, las moléculas más pequeñas almacenan menos energía vibratoria y rotacional para una cantidad dada de entrada de calor, lo que resulta en más energía de traslación disponible para ser convertida en energía cinética. La mejora resultante en la eficiencia de la tobera es lo suficientemente grande como para que los motores de cohetes reales mejoren su velocidad de escape real al hacer funcionar mezclas ricas con velocidades de escape teóricas algo más bajas. [9]
El efecto del peso molecular de los gases de escape en la eficiencia de las toberas es más importante en el caso de las toberas que funcionan cerca del nivel del mar. Los cohetes de alta expansión que funcionan en el vacío tienen un efecto mucho menor y, por lo tanto, funcionan con una mezcla menos rica.
Los cohetes LOX/hidrocarburos se hacen funcionar con una mezcla ligeramente rica (relación de masas O/F de 3 en lugar de la estequiométrica de 3,4 a 4) porque la liberación de energía por unidad de masa cae rápidamente a medida que la relación de la mezcla se desvía de la estequiométrica. Los cohetes LOX/LH 2 se hacen funcionar con una mezcla muy rica (relación de masas O/F de 4 en lugar de la estequiométrica de 8) porque el hidrógeno es tan ligero que la liberación de energía por unidad de masa de propulsor cae muy lentamente con hidrógeno adicional. De hecho, los cohetes LOX/LH 2 generalmente están limitados en cuanto a la riqueza de combustible que utilizan debido a la penalización de rendimiento de la masa del tanque de hidrógeno adicional en lugar de la química subyacente. [9]
Otra razón para que funcione con una mezcla rica es que las mezclas no estequiométricas se queman a menor temperatura que las mezclas estequiométricas, lo que facilita la refrigeración del motor. Debido a que los productos de combustión ricos en combustible son menos reactivos químicamente ( corrosivos ) que los productos de combustión ricos en oxidantes, una gran mayoría de los motores de cohetes están diseñados para funcionar con una mezcla rica en combustible. Existe al menos una excepción: el prequemador ruso RD-180 , que quema LOX y RP-1 en una proporción de 2,72.
Además, las proporciones de la mezcla pueden ser dinámicas durante el lanzamiento. Esto se puede aprovechar con diseños que ajusten la proporción de oxidante a combustible (junto con el empuje general) a lo largo de un vuelo para maximizar el rendimiento general del sistema. Por ejemplo, durante el despegue, el empuje es más valioso que el impulso específico, y un ajuste cuidadoso de la proporción de combustible/oxidante puede permitir niveles de empuje más altos. Una vez que el cohete se aleja de la plataforma de lanzamiento, la proporción de combustible/oxidante del motor se puede ajustar para lograr una mayor eficiencia.
Aunque el hidrógeno líquido proporciona una alta I sp , su baja densidad es una desventaja: el hidrógeno ocupa aproximadamente 7 veces más volumen por kilogramo que los combustibles densos como el queroseno. El tanque de combustible, las tuberías y la bomba deben ser correspondientemente más grandes. Esto aumenta la masa seca del vehículo, lo que reduce el rendimiento. El hidrógeno líquido también es relativamente caro de producir y almacenar, y causa dificultades con el diseño, la fabricación y el funcionamiento del vehículo. Sin embargo, el hidrógeno líquido es extremadamente adecuado para su uso en la etapa superior donde la I sp es un bien escaso y las relaciones empuje-peso son menos relevantes.
Los vehículos de lanzamiento con propulsante denso tienen una mayor masa de despegue debido a una menor I sp , pero pueden desarrollar más fácilmente empujes de despegue elevados debido al menor volumen de los componentes del motor. Esto significa que los vehículos con etapas de refuerzo de combustible denso alcanzan la órbita antes, lo que minimiza las pérdidas debido a la resistencia gravitacional y reduce el requisito de delta-v efectivo .
El cohete tripropelente propuesto utiliza principalmente combustible denso a baja altitud y cambia a hidrógeno a mayor altitud. Estudios realizados en la década de 1960 propusieron vehículos de una sola etapa en órbita que utilizaban esta técnica. [10] El transbordador espacial se aproximó a esto utilizando cohetes propulsores sólidos densos para la mayor parte del empuje durante los primeros 120 segundos. Los motores principales quemaban una mezcla de hidrógeno y oxígeno rica en combustible, funcionando continuamente durante todo el lanzamiento pero proporcionando la mayor parte del empuje a mayores altitudes después de que se quemara el SRB.
Propulsores híbridos: un oxidante almacenable utilizado con un combustible sólido, que conserva la mayoría de las virtudes tanto de los líquidos (alto ISP) como de los sólidos (simplicidad).
Un cohete de propulsante híbrido normalmente tiene un combustible sólido y un oxidante líquido o NEMA. [ aclaración necesaria ] El oxidante líquido puede hacer posible acelerar y reiniciar el motor al igual que un cohete de combustible líquido. Los cohetes híbridos también pueden ser ambientalmente más seguros que los cohetes sólidos, ya que algunos oxidantes de fase sólida de alto rendimiento contienen cloro (específicamente compuestos con perclorato de amonio), a diferencia del oxígeno líquido más benigno o el óxido nitroso que se usa a menudo en los híbridos. Esto solo es cierto para sistemas híbridos específicos. Ha habido híbridos que han usado compuestos de cloro o flúor como oxidantes y materiales peligrosos como compuestos de berilio mezclados en el grano de combustible sólido. Debido a que solo un componente es un fluido, los híbridos pueden ser más simples que los cohetes líquidos dependiendo de la fuerza motriz utilizada para transportar el fluido a la cámara de combustión. Menos fluidos generalmente significan menos sistemas de tuberías, válvulas y bombas (si se utilizan).
Los motores híbridos sufren dos grandes inconvenientes. El primero, que comparten con los motores de cohetes sólidos, es que la carcasa que rodea el grano de combustible debe construirse para soportar la presión de combustión total y, a menudo, también temperaturas extremas. Sin embargo, las estructuras compuestas modernas resuelven bien este problema y, cuando se utilizan con óxido nitroso y un propulsor de caucho sólido (HTPB), se necesita de todos modos un porcentaje relativamente pequeño de combustible, por lo que la cámara de combustión no es especialmente grande. [ cita requerida ]
La principal dificultad restante con los híbridos es la mezcla de los propulsores durante el proceso de combustión. En los propulsores sólidos, el oxidante y el combustible se mezclan en una fábrica en condiciones cuidadosamente controladas. Los propulsores líquidos generalmente se mezclan mediante el inyector en la parte superior de la cámara de combustión, que dirige muchas corrientes pequeñas y rápidas de combustible y oxidante entre sí. El diseño de inyectores para cohetes alimentados con líquido se ha estudiado en profundidad y aún se resiste a una predicción confiable del rendimiento. En un motor híbrido, la mezcla se produce en la superficie de fusión o evaporación del combustible. La mezcla no es un proceso bien controlado y, por lo general, queda bastante propulsor sin quemar, [11] lo que limita la eficiencia del motor. La tasa de combustión del combustible está determinada en gran medida por el flujo de oxidante y el área de superficie expuesta del combustible. Esta tasa de combustión no suele ser suficiente para operaciones de alta potencia, como las etapas de refuerzo, a menos que el área de superficie o el flujo de oxidante sean altos. Un flujo de oxidante demasiado alto puede provocar inundaciones y pérdida de mantenimiento de la llama que extingue localmente la combustión. Se puede aumentar la superficie, normalmente mediante granos más largos o múltiples puertos, pero esto puede aumentar el tamaño de la cámara de combustión, reducir la resistencia del grano y/o reducir la carga volumétrica. Además, a medida que continúa la combustión, el orificio en el centro del grano (el "puerto") se ensancha y la proporción de la mezcla tiende a volverse más rica en oxidantes.
Los motores híbridos se han desarrollado mucho menos que los motores sólidos y líquidos. Para uso militar, la facilidad de manejo y mantenimiento ha impulsado el uso de cohetes sólidos. Para el trabajo orbital, los combustibles líquidos son más eficientes que los híbridos y la mayor parte del desarrollo se ha concentrado en ellos. Recientemente ha habido un aumento en el desarrollo de motores híbridos para el trabajo suborbital no militar:
El GOX (oxígeno gaseoso) se utilizó como oxidante para el sistema de maniobras orbitales del programa Buran .
Algunos diseños de cohetes transmiten energía a sus propulsores con fuentes de energía externas. Por ejemplo, los cohetes de agua utilizan un gas comprimido, normalmente aire, para expulsar la masa de reacción del agua del cohete.
Los propulsores iónicos ionizan un gas neutro y crean empuje acelerando los iones (o el plasma) mediante campos eléctricos y/o magnéticos.
Los cohetes térmicos utilizan propulsores inertes de bajo peso molecular que son químicamente compatibles con el mecanismo de calentamiento a altas temperaturas. Los cohetes térmicos solares y los cohetes térmicos nucleares suelen proponer el uso de hidrógeno líquido para un impulso específico de alrededor de 600 a 900 segundos, o en algunos casos agua que se agota en forma de vapor para un impulso específico de unos 190 segundos. Los cohetes térmicos nucleares utilizan el calor de la fisión nuclear para añadir energía al propulsor. Algunos diseños separan el combustible nuclear y el fluido de trabajo, lo que minimiza el potencial de contaminación radiactiva, pero la pérdida de combustible nuclear fue un problema persistente durante los programas de pruebas del mundo real. Los cohetes térmicos solares utilizan la luz solar concentrada para calentar un propulsor, en lugar de utilizar un reactor nuclear.
Para aplicaciones de bajo rendimiento, como los aviones de control de actitud , se han empleado gases comprimidos como el nitrógeno. [13] La energía se almacena en la presión del gas inerte. Sin embargo, debido a la baja densidad de todos los gases prácticos y a la gran masa del recipiente de presión necesario para contenerlo, los gases comprimidos se utilizan poco en la actualidad.
En el Proyecto Orión y otras propuestas de propulsión nuclear por pulsos , el propulsor serían restos de plasma de una serie de explosiones nucleares . [14]
