El propulsor de cohete es la masa de reacción de un cohete . Esta masa de reacción es expulsada a la velocidad más alta posible desde un motor de cohete para producir 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 de iones .
Los cohetes crean empuje expulsando masa hacia atrás, a alta velocidad. El empuje producido se puede calcular multiplicando el caudal másico de los propulsores por su velocidad de escape con respecto al cohete ( impulso específico ). Se puede pensar que un cohete es acelerado por la presión de los gases en combustión contra la cámara de combustión y la boquilla , no por "empujar" contra el aire 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 boquilla 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 . Como tal, en la mezcla deben estar presentes tanto un agente oxidante como un agente reductor (combustible). La descomposición, como la de los enlaces peróxido altamente inestables en los cohetes monopropulsores , también puede ser una fuente de energía.
En el caso de los cohetes líquidos bipropulsores , 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 propulsora líquida se convierte en un enorme volumen de gas a alta temperatura y presión. Esta corriente de escape es expulsada de la tobera del motor a alta velocidad, creando una fuerza opuesta que impulsa el cohete hacia adelante de acuerdo con las leyes del movimiento de Newton .
Los cohetes químicos se pueden agrupar por fases. Los cohetes sólidos utilizan propulsor en fase sólida , los cohetes de combustible líquido utilizan propulsor en fase líquida , los cohetes de combustible gaseoso utilizan propulsor en 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 en el interior de la carcasa del motor, que debe contener las presiones desarrolladas. Los cohetes sólidos suelen tener un mayor empuje, un impulso menos específico , 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 la etapa de un cohete puede impartir a su carga útil es principalmente función de su relación de masa 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 masa también puede verse afectada por la elección de un propulsor determinado.
Las etapas de los cohetes que vuelan a través de la atmósfera generalmente utilizan propulsores de alta densidad, alta masa molecular y menor rendimiento debido al tanque más pequeño y liviano requerido. 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" se componen 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 aglutinante polimérico, con escamas o polvos de compuestos combustibles energéticos (ejemplos: RDX , HMX , aluminio, berilio). También se pueden agregar 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 en forma líquida 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 categorización, hay muchos propulsores que contienen elementos de propulsores compuestos y de doble base, que a menudo contienen cierta cantidad de aditivos energéticos mezclados homogéneamente en el aglutinante. En el caso de la pólvora (un compuesto prensado sin un aglutinante polimérico), el combustible es carbón vegetal, el oxidante es nitrato de potasio y el azufre sirve como catalizador de reacción y al mismo tiempo 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 acelerar ni reiniciar.
Los cohetes de propulsor sólido son mucho más fáciles de almacenar y manipular que los cohetes de propulsor líquido. La alta densidad del propulsor también contribuye al tamaño compacto. Estas características, además de la simplicidad y el bajo costo, hacen que los cohetes de propulsor 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. Por este motivo, el transbordador espacial y muchos otros vehículos de lanzamiento orbital utilizan cohetes de combustible sólido en sus etapas de propulsión ( solid rocket boosters ).
Los cohetes de combustible sólido tienen un impulso específico más bajo , una medida de la eficiencia del propulsor, que los cohetes de combustible líquido. Como resultado, el rendimiento general de las etapas superiores sólidas es menor que el de las etapas líquidas, aunque las relaciones de masa sólida generalmente están en el rango de 0,91 a 0,93, tan buenas o mejores que la mayoría de las etapas superiores de propulsor líquido. Las altas relaciones de masa posibles con estas etapas superiores sólidas no segmentadas son el resultado de una alta densidad de propulsor y una muy alta relación resistencia-peso de las carcasas de los motores bobinados con filamentos. [ cita necesaria ]
Una desventaja de los cohetes sólidos es que no se pueden acelerar en tiempo real, aunque se puede crear un programa de empuje programado ajustando la geometría interior del propulsor. Los cohetes sólidos pueden ventilarse para extinguir la combustión o invertir el empuje como medio para controlar el alcance o acomodar la separación de etapas. Fundir grandes cantidades de propulsor requiere consistencia y repetibilidad para evitar grietas y huecos en el motor terminado. La mezcla y la fundición se llevan a cabo bajo control por computadora en el vacío, y la mezcla propulsora se extiende finamente y se escanea para garantizar que no se introduzcan grandes burbujas de gas en el motor.
Los cohetes de combustible sólido son intolerantes a las grietas y huecos y requieren un posprocesamiento, como escaneos de 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 de combustión local. Este circuito de retroalimentación positiva puede conducir fácilmente a una falla catastrófica de la carcasa o de la boquilla.
El propulsor sólido para cohetes se desarrolló por primera vez durante el siglo XIII bajo la dinastía Song china . Los chinos Song utilizaron pólvora por primera vez en 1232 durante el asedio militar de Kaifeng . [1] [2] [3] [4] [5]
Durante las décadas de 1950 y 1960, investigadores en los Estados Unidos desarrollaron un propulsor compuesto de perclorato de amonio (APCP). Esta mezcla suele contener entre un 69 y un 70 % de perclorato de amonio finamente molido (un oxidante), combinado con un 16 y un 20 % de polvo fino de aluminio (un combustible), mantenidos juntos en una base de un 11 a un 14 % de polibutadieno acrilonitrilo (PBAN) o un compuesto terminado en hidroxilo. polibutadieno (combustible de caucho de polibutadieno). La mezcla se forma como un líquido espesado y luego se moldea en la forma correcta y se cura hasta obtener un sólido firme pero flexible que soporta carga. Históricamente, el número de propulsores sólidos APCP es relativamente pequeño. Sin embargo, el ejército utiliza una amplia variedad de diferentes tipos de propulsores 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 propulsores sólidos y líquidos utilizados en los vehículos de lanzamiento actuales . [6]
En las décadas de 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 las décadas de 1980 y 1990, la URSS/Rusia también desplegó misiles balísticos intercontinentales de combustible sólido ( RT-23 , RT-2PM y RT-2UTTH ), pero conserva 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 de forma independiente tenían un autobús maniobrable de precisión utilizado para ajustar la trayectoria de los vehículos de reentrada.
Los principales tipos de propulsores líquidos son los propulsores almacenables, que tienden a ser propulsores criogénicos e hipergólicos .
Los cohetes de combustible líquido tienen un impulso específico mayor que los cohetes sólidos y pueden acelerarse, apagarse y reiniciarse. Sólo la cámara de combustión de un cohete de combustible líquido debe 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 más baja 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 del impulso específico de los propulsores líquidos se debe a la disponibilidad de oxidantes de alto rendimiento. Se encuentran disponibles varios oxidantes líquidos prácticos ( oxígeno líquido , tetróxido de dinitrógeno y peróxido de hidrógeno ) que tienen un mejor impulso específico que el perclorato de amonio utilizado en la mayoría de los cohetes sólidos cuando se combinan con combustibles adecuados.
Es posible que algunos gases, en particular el oxígeno y el nitrógeno, puedan recolectarse de la atmósfera superior y transferirse a la órbita terrestre baja para su uso en depósitos de propulsor a un costo sustancialmente reducido. [7]
Las principales dificultades con los propulsores líquidos también surgen 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 propulsores 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 volado. Otros, como FLOX, una mezcla de flúor y LOX, nunca han volado 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 de combustible líquido requieren válvulas, sellos y turbobombas potencialmente problemáticos, que aumentan el costo del vehículo de lanzamiento. Las turbobombas son particularmente problemáticas debido a sus altos requisitos de rendimiento.
La velocidad de escape teórica de una química de propulsor determinada es proporcional a la energía liberada por unidad de masa de propulsor (energía específica). En los cohetes químicos, el combustible no quemado o el comburente 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 boquilla, generalmente del orden de un milisegundo. Las moléculas almacenan energía térmica en rotación, vibración y traslación, de las cuales sólo esta última puede usarse fácilmente para agregar energía a la etapa del cohete. Las moléculas con menos átomos (como el CO y el H 2 ) tienen menos modos de vibración y rotación disponibles que las moléculas con más átomos (como el CO 2 y el H 2 O). En consecuencia, las moléculas más pequeñas almacenan menos energía vibratoria y rotacional para una determinada cantidad de calor aportado, lo que da como resultado más energía de traslación disponible para convertir en energía cinética. La mejora resultante en la eficiencia de las toberas es lo suficientemente grande como para que los motores de cohetes reales mejoren su velocidad de escape real al utilizar mezclas ricas con velocidades de escape teóricas algo más bajas. [9]
El efecto del peso molecular del escape sobre la eficiencia de las boquillas es más importante para las boquillas que operan cerca del nivel del mar. Los cohetes de alta expansión que operan en el vacío ven un efecto mucho menor y, por lo tanto, funcionan menos ricos.
Los cohetes LOX/hidrocarburos funcionan ligeramente ricos (relación de masa O/F de 3 en lugar de estequiométrica de 3,4 a 4) porque la liberación de energía por unidad de masa cae rápidamente a medida que la relación de mezcla se desvía de la estequiométrica. Los cohetes LOX/LH 2 funcionan muy ricos (relación de masa O/F de 4 en lugar de estequiométrica de 8) porque el hidrógeno es tan ligero que la energía liberada 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 su riqueza por la penalización de rendimiento de la masa del tanque de hidrógeno adicional en lugar de la química subyacente. [9]
Otra razón para funcionar rico es que las mezclas no estequiométricas se queman más frías que las mezclas estequiométricas, lo que facilita el enfriamiento 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, la gran mayoría de los motores de cohetes están diseñados para funcionar con combustible rico. 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 mezcla pueden ser dinámicas durante el lanzamiento. Esto se puede explotar con diseños que ajustan la proporción de oxidante a combustible (junto con el empuje general) durante todo el 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 relación O/F puede permitir niveles de empuje más altos. Una vez que el cohete se aleja de la plataforma de lanzamiento, la relación O/F del motor se puede ajustar para lograr una mayor eficiencia.
Aunque el hidrógeno líquido da una I sp alta , 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 mayores. Esto aumenta la masa seca del vehículo, reduciendo el rendimiento. El hidrógeno líquido también es relativamente caro de producir y almacenar, y provoca dificultades en el diseño, fabricación y funcionamiento del vehículo. Sin embargo, el hidrógeno líquido es extremadamente adecuado para el uso en la etapa superior, donde el I sp es escaso y las relaciones empuje-peso son menos relevantes.
Los vehículos de lanzamiento de propulsor denso tienen una masa de despegue mayor debido a una I sp más baja , pero pueden desarrollar más fácilmente empujes de despegue elevados debido al volumen reducido de los componentes del motor. Esto significa que los vehículos con etapas propulsoras de combustible denso llegan a la órbita antes, minimizando las pérdidas debidas a la resistencia de la gravedad y reduciendo el requisito efectivo delta-v .
El cohete tripropelente propuesto utiliza principalmente combustible denso mientras se encuentra a baja altitud y cambia a hidrógeno a mayor altitud. Los estudios de la década de 1960 propusieron vehículos de una sola etapa en órbita utilizando esta técnica. [10] El transbordador espacial se aproximó a esto utilizando propulsores de cohetes sólidos densos para la mayor parte del empuje durante los primeros 120 segundos. Los motores principales quemaron una mezcla rica en combustible de hidrógeno y oxígeno, funcionando continuamente durante todo el lanzamiento, pero proporcionando la mayor parte del empuje a mayores altitudes después del quemado del 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 propulsor híbrido suele tener un combustible sólido y un oxidante líquido o NEMA. [ se necesita aclaración ] El oxidante fluido puede permitir acelerar y reiniciar el motor como un cohete de combustible líquido. Los cohetes híbridos también pueden ser más seguros para el medio ambiente que los cohetes sólidos, ya que algunos oxidantes de fase sólida de alto rendimiento contienen cloro (específicamente compuestos con perclorato de amonio), en comparación con el oxígeno líquido u óxido nitroso, más benigno, que se usa a menudo en los híbridos. Esto sólo es cierto para sistemas híbridos específicos. Ha habido híbridos que han utilizado compuestos de cloro o flúor como oxidantes y materiales peligrosos como compuestos de berilio mezclados con el grano de combustible sólido. Debido a que un solo 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) y más pequeños.
Los motores híbridos adolecen de dos grandes inconvenientes. La primera, compartida 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 manejan bien este problema, y cuando se usan con óxido nitroso y un propulsor de caucho sólido (HTPB), de todos modos se necesita un porcentaje relativamente pequeño de combustible, por lo que la cámara de combustión no es especialmente grande. [ cita necesaria ]
La principal dificultad que queda 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 pequeñas corrientes rápidas de combustible y oxidante entre sí. El diseño de los inyectores de cohetes de combustible líquido se ha estudiado en profundidad y todavía se resiste a una predicción fiable 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 generalmente queda bastante propulsor sin quemar, [11] lo que limita la eficiencia del motor. La velocidad de combustión del combustible está determinada en gran medida por el flujo del oxidante y la superficie expuesta del combustible. Esta tasa de combustión generalmente no es suficiente para operaciones de alta potencia, como las etapas de refuerzo, a menos que el área superficial o el flujo del oxidante sea alto. Un flujo de oxidante demasiado alto puede provocar inundaciones y pérdida de llama que extingue localmente la combustión. El área de superficie se puede aumentar, generalmente mediante granos más largos o puertos múltiples, 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 agujero en el centro del grano (el 'puerto') se ensancha y la proporción de la mezcla tiende a volverse más rica en oxidante.
Ha habido mucho menos desarrollo de motores híbridos que de 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 allí. Recientemente ha habido un aumento en el desarrollo de motores híbridos para trabajos suborbitales no militares:
GOX (oxígeno gaseoso) se utilizó como oxidante para el sistema de maniobra orbital del programa Buran .
Algunos diseños de cohetes imparten 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 de iones 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 solares térmicos y los cohetes térmicos nucleares suelen proponer utilizar hidrógeno líquido durante un impulso específico de alrededor de 600 a 900 segundos o, en algunos casos, agua que se agota en forma de vapor durante un impulso específico de aproximadamente 190 segundos. Los cohetes nucleares térmicos utilizan el calor de la fisión nuclear para añadir energía al propulsor. Algunos diseños separan el combustible nuclear y el fluido de trabajo, minimizando 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 solares térmicos utilizan luz solar concentrada para calentar un propulsor, en lugar de utilizar un reactor nuclear.
Para aplicaciones de bajo rendimiento, como jets de control de actitud , se han empleado gases comprimidos como el nitrógeno. [13] La energía se almacena bajo la presión del gas inerte. Sin embargo, debido a la baja densidad de todos los gases prácticos y la gran masa del recipiente a presión necesaria para contenerlos, los gases comprimidos tienen poco uso actualmente.
En el Proyecto Orión y otras propuestas de propulsión por impulsos nucleares , el propulsor serían restos de plasma de una serie de explosiones nucleares . [14]
