Cohete de combustible sólido

El transbordador espacial fue lanzado con la ayuda de dos impulsores de combustible sólido conocidos como SRB

Un cohete de propulsor sólido o cohete sólido es un cohete con un motor de cohete que utiliza propulsores sólidos (combustible/oxidante). Los primeros cohetes fueron cohetes de combustible sólido impulsados por pólvora; Fueron utilizados en la guerra por los árabes, chinos, persas, mongoles e indios desde el siglo XIII.

Todos los cohetes usaban algún tipo de propulsor sólido o en polvo hasta el siglo XX, cuando los cohetes de propulsante líquido ofrecían alternativas más eficientes y controlables. Los cohetes sólidos todavía se usan hoy en armamentos militares en todo el mundo, cohetes modelo, propulsores de cohetes sólidos y en aplicaciones más grandes 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 principal en los modernos vehículos de lanzamiento medianos y grandes que se utilizan habitualmente para poner en órbita satélites comerciales y lanzar grandes sondas espaciales. Sin embargo, los sólidos se utilizan con frecuencia como refuerzos 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 de órbita terrestre baja (LEO) de menos de 2 toneladas o cargas útiles de escape de hasta 500 kilogramos (1100 lb).

Conceptos básicos

Un diagrama simplificado de un cohete de combustible sólido.

1. Una mezcla sólida de óxido de combustible (propellante) se embala en el cohete, con un agujero cilíndrico en el centro.
2. Un encendido combustúa la superficie del propulsor.
3. El agujero cilíndrico en el propulsor actúa como cámara de combustión.
4. El escape caliente se ahoga en la garganta, que, entre otras cosas, dicta la cantidad de empuje producido.
5. El escape sale del cohete.

Un motor de cohete de combustible sólido simple consta de una carcasa, una tobera, 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 tobera se calculan para mantener una presión de cámara de diseño, mientras se produce el empuje de los gases de escape.

Una vez encendido, un motor de cohete sólido simple 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, y luego volver a encender mediante el control de la geometría de la boquilla o mediante el uso de puertos de ventilación. Además, están disponibles motores de cohetes de impulsos que se queman en segmentos y que pueden encenderse con 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 controlables de desviación y control de actitud, y materiales de gestión térmica.

Historia

Una batería de lanzacohetes Katyusha dispara a las fuerzas alemanas durante la batalla de Stalingrado, 6 de octubre de 1942

Prueba de motor Aerojet 260, 25 de septiembre de 1965

Los chinos de la dinastía Song medieval inventaron una forma muy primitiva de cohete de combustible sólido. 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 el sitio mongol de Kaifeng. Cada flecha tomó la 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 conectado a un palo largo que actuaba como un sistema de guía para el control de la dirección del vuelo.

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 en una derrota humillante para el Imperio Británico. La noticia del éxito de los cohetes Mysore contra el poder imperial británico provocó 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 realizar ingeniería inversa. Esto condujo a la primera fabricación industrial de cohetes militares con el cohete Congreve en 1804.

En 1921, el laboratorio de investigación y desarrollo soviético Laboratorio de Dinámica de Gases comenzó a desarrollar cohetes de combustible sólido, lo que resultó en el primer lanzamiento en 1928, que voló aproximadamente 1300 metros. Estos cohetes se utilizaron en 1931 para el primer uso exitoso de cohetes en el mundo para ayudar al despegue de aviones. La investigación continuó desde 1933 por el Instituto de Investigaciones Científicas Reactivas (RNII) con el desarrollo de los cohetes RS-82 y RS-132, incluido el diseño de varias variaciones para tierra-aire, tierra-tierra, aire-tierra. y combate aire-aire. 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. En junio de 1938, el RNII comenzó a desarrollar un lanzacohetes múltiple basado en el cohete RS-132. En agosto de 1939, el producto terminado fue el lanzacohetes BM-13/Katyusha. Hacia fines de 1938 se llevaron a cabo las primeras pruebas significativas a gran escala de los lanzacohetes, se utilizaron 233 cohetes de varios tipos. Una salva de cohetes podría atravesar completamente un objetivo a una distancia de 5500 metros (3,4 mi). Al final de la Segunda Guerra Mundial, la producción total de lanzacohetes llegó a unos 10.000. con 12 millones de cohetes del tipo RS producidos para las fuerzas armadas soviéticas.

En los Estados Unidos, el ingeniero aeroespacial estadounidense Jack Parsons en Caltech inventó los modernos motores de cohetes sólidos compuestos moldeables en 1942 cuando reemplazó el propulsor de base doble 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 chorro. Charles Bartley, empleado en JPL (Caltech), sustituyó el caucho sintético curable por el asfalto pegajoso, creando un grano propulsor de carga flexible pero geométricamente estable que se adhirió de manera segura a la carcasa del motor. Esto hizo posible 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 en un 20 %.

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 propulsante 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 propulsores sólidos. misiles que pueden ser lanzados desde el aire o desde el mar. Muchos otros gobiernos también desarrollaron estas tecnologías militares durante los próximos 50 años.

A fines de la década de 1980 y hasta 2020, estas tecnologías de cohetes sólidos de alta capacidad desarrolladas por el gobierno se aplicaron a los vuelos espaciales orbitales mediante muchos programas dirigidos por el gobierno, la mayoría de las veces como cohetes propulsores para agregar empuje adicional durante el ascenso temprano de su principalmente vehículos de lanzamiento de cohetes líquidos. 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 de EE. UU. 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. 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 lb) y tenían un empuje máximo de 16 MN (3 500 000 lbf). 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 para 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.

Diseño

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 se quema a un ritmo predecible, dada su superficie y presión de cámara.
• La presión de la cámara se determina por el diámetro de la garganta de la boquilla y la tasa de quemadura de grano.
• La presión de cámara admisible es una función de diseño de casquillo.
• La longitud del tiempo de quemadura se determina por el "grosor de la hierba".

El grano puede o no estar adherido a la funda. Los motores unidos por caja son más difíciles de diseñar, ya que la deformación de la caja y el grano en vuelo deben ser compatibles.

Los modos comunes de falla en los motores de cohetes sólidos incluyen la fractura del grano, falla en la 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 y presión de producción de gases de escape, lo que puede romper la carcasa.

Otro modo de falla es la falla del sello de la carcasa. Se requieren sellos en las cubiertas que deben abrirse para cargar el grano. Una vez que falla un sello, el gas caliente erosionará la ruta de escape y provocará la falla. Esta fue la causa del desastre del transbordador espacial Challenger.

Geometría de grano

El combustible de cohetes sólidos deflagra 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 de las quemaduras propulsadas, la forma evoluciona (un sujeto de estudio en balística interna), cambiando con mayor frecuencia la superficie propulsada expuesta a los gases de combustión. Puesto que el volumen de propulsión es igual al área transversal As{displaystyle A_{s} tiempos de la longitud del combustible, la tasa de consumo de propulsante volumétrico es el área de sección transversal veces la tasa de quemadura lineal bÍ Í {displaystyle { dot {}}}, y la velocidad de flujo de masa instantánea de los gases de combustión generados es igual a los tiempos volumétricos de la densidad de combustible *** *** {displaystyle rho }:

mÍ Í =*** *** ⋅ ⋅ As⋅ ⋅ bÍ Í {displaystyle { dot {}=rho cdot A_{s}cdot { dot {}}}

A menudo se utilizan varias configuraciones geométricas según la aplicación y la curva de empuje deseada:

• 

  simulación circular del aburrimiento

• 

  simulación de lotes C

• 

  simulación de quemador de luna

• 

  simulación de finocilo de 5 puntos

• Bore circular: si en la configuración BATES produce curva de empuje progresiva-regresiva.
• Quemador final: quemaduras propulsadas de un extremo axial a otro produciendo quemadura larga constante, aunque tiene dificultades térmicas, centro de gravedad (CG) cambio.
• Parcela C: propulsante con gran cuña cortada de lado (dirección axial larga), produciendo empuje regresivo bastante largo, aunque tiene dificultades térmicas y características asimétricas de CG.
• Quemador de luna: bore circular fuera del centro produce quemadura larga progresiva-regresiva, aunque tiene pequeñas características asimétricas CG
• Finocyl: generalmente una forma de estrella de 5 o 6 patas que puede producir empuje muy nivel, con un poco más rápido que el agujero circular debido al aumento de la superficie.

Carcasa

La carcasa se puede construir con una variedad de materiales. El cartón se usa para motores de modelo de pólvora negra pequeños, mientras que el aluminio se usa para motores de hobby de combustible compuesto más grandes. El acero se utilizó para los propulsores del transbordador espacial. Las carcasas de epoxi de grafito bobinado con filamento se utilizan para motores de alto rendimiento.

La carcasa debe estar diseñada para resistir la presión y las tensiones resultantes del motor del cohete, posiblemente a temperatura elevada. 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 corta para prolongar la vida útil de la carcasa del motor.

Boquilla

Un diseño convergente-divergente acelera el gas de escape fuera de la boquilla para producir empuje. La boquilla debe construirse 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 la vectorización de empuje de 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, por lo tanto, brindando un momento de control. Por ejemplo, los propulsores sólidos Titan IIIC inyectaron tetróxido de nitrógeno para LITV; los tanques se pueden ver a los lados del cohete entre el escenario central principal y los propulsores.

Una de las primeras etapas de Minuteman usaba un solo motor con cuatro boquillas cardán para proporcionar control de cabeceo, guiñada y balanceo.

Rendimiento

Una nube de escape envuelve el Pad 39A en el Centro Espacial Kennedy de la NASA como el Transbordador espacial Endeavour se levanta.

Un motor típico de primera etapa con propelente compuesto de perclorato de amonio (APCP) bien diseñado puede tener un impulso específico de vacío (I_sp) de hasta 285,6 segundos (2,801 km/s) (Titán IVB SRMU). Esto se compara con los 339,3 s (3,327 km/s) del RP1/LOX (RD-180) y los 452,3 s (4,436 km/s) de los motores bipropulsores LH₂/LOX (Block II RS-25). Los impulsos específicos de la etapa superior son algo mayores: hasta 303,8 s (2,979 km/s) para APCP (Orbus 6E), 359 s (3,52 km/s) para RP1/LOX (RD-0124) y 465,5 s (4,565 km/s) s) para LH₂/LOX (RL10B-2).

Las fracciones de propelente suelen ser algo más altas para las primeras etapas de propulsor sólido (no segmentado) 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) se desarrolló para Taurus II COTS (Comercial Off The Shelf) de Orbital Science El vehículo de lanzamiento (reabastecimiento de la Estación Espacial Internacional) tiene una fracción de propelente del 91,3 % con una carcasa del motor de epoxi de grafito del 2,4 %, una boquilla del 2,4 %, un activador del vector de empuje y un 3,4 % de hardware que no es del motor, incluidos elementos tales como montaje de carga útil, adaptador entre etapas, cable pista de rodadura, instrumentación, etc. Castor 120 y Castor 30 tienen 2,36 y 2,34 metros (93 y 92 pulgadas) de diámetro, respectivamente, y sirven como escenarios en los vehículos de lanzamiento comercial Athena IC e IIC. Un Athena II de cuatro etapas que usaba 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), mientras que los motores de alto impulso específico, especialmente los menos masivos alimentados con hidrógeno, se reservan para etapas superiores. Además, los cohetes sólidos tienen una larga historia como etapa final de impulso para los satélites debido a su simplicidad, confiabilidad, compacidad y fracción de masa razonablemente alta. 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 rotor no requiere un sistema de guía (en la etapa recién agregada). La extensa familia de Thiokol de motores espaciales Star, 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 propelente de hasta el 94,6 %, pero las estructuras y los equipos adicionales reducen la fracción de masa operativa en un 2 % o más.

Los propulsores de cohetes sólidos de mayor rendimiento se utilizan en grandes misiles estratégicos (a diferencia de los vehículos de lanzamiento comerciales). HMX, C₄H₈N₄(NO₂)₄, un nitramina con mayor energía que el perclorato de amonio, se utilizó en el propulsor del misil balístico intercontinental Peacekeeper y es el ingrediente principal del propulsor NEPE-75 utilizado en el misil balístico de flota Trident II D-5. 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 misiles balísticos intercontinentales Peacekeeper retirados). La Estación Naval de Armas Aéreas en China Lake, California, desarrolló un nuevo compuesto, C₆H₆N₆(NO₂)₆, llamado simplemente CL-20 (compuesto de 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. Una de las motivaciones para el desarrollo de estos propulsores sólidos militares de muy alta densidad de energía es lograr la capacidad ABM exoatmosférica de curso medio a partir de misiles lo suficientemente pequeños como para caber en los tubos de lanzamiento verticales debajo de la cubierta existentes en los barcos y en los camiones móviles aéreos. tubos de lanzamiento Propulsor CL-20 que cumple con el Congreso' La ley de municiones insensibles (IM) de 2004 se ha demostrado y puede, a medida que se reduzca 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 de Peacekeeper con 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 ICBM o etapa superior de vehículo de lanzamiento. sin el peligro explosivo de HMX.

Un atributo atractivo para el uso militar es la capacidad del propulsor de cohetes sólidos para permanecer cargado en el cohete durante períodos prolongados y luego lanzarse de manera confiable en cualquier momento.

Familias de propulsores

Propelente de pólvora negra (pólvora)

La pólvora negra (pólvora) se compone 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 usa en modelos de cohetes de baja potencia (como los cohetes Estes y Quest), ya que es barata y bastante fácil de producir. El grano de combustible suele ser una mezcla de polvo fino prensado (en una pastilla 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 normalmente no encuentra uso en motores de más de 40 newtons (9,0 libras de fuerza) de empuje.

Propelentes de zinc-azufre (ZS)

Compuesto de zinc metálico en polvo y azufre en polvo (oxidante), ZS o "micrograno" es otro propulsor comprimido que no encuentra ninguna aplicación práctica fuera de los círculos especializados de aficionados a la cohetería debido a su bajo rendimiento (ya que la mayoría de los ZS se queman fuera de la cámara de combustión) y velocidades de combustión lineales rápidas del orden de 2 m/s. ZS se emplea con mayor frecuencia como un propulsor novedoso ya que el cohete acelera extremadamente rápido dejando una espectacular bola de fuego naranja grande detrás de él.

"Caramelo" propulsores

En general, los propulsores de cohetes son un oxidante (por lo general, nitrato de potasio) y un combustible de azúcar (por lo general, dextrosa, sorbitol o sacarosa) que se moldean al derretir suavemente los componentes del propulsor y verter o empaquetar 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.

Propelentes de base doble (DB)

Los propulsores DB se componen de dos componentes de combustible monopropulsor, en los que uno suele actuar como un monopropulsor de alta energía (pero inestable) y el otro actúa como un monopropulsor estabilizador (y gelificante) de baja 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 en las que se requiere un mínimo de humo pero se requiere un I_sp medio-alto 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.

Propelentes compuestos

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 a menudo se basan en nitrato de amonio (ANCP) o en perclorato de amonio (APCP). El propulsor compuesto de nitrato de amonio a menudo usa 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 usa combustible de aluminio y ofrece un rendimiento alto. rendimiento: 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. El aluminio se usa 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 terminado en hidroxilo (HTPB), se entrecruce (solidifique) 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, cohetes militares, aficionados y cohetes de aficionados, mientras que ANCP, más económico y menos eficiente, encuentra uso en cohetes de aficionados y generadores de gas. La dinitramida de amonio, NH₄N(NO₂)₂, se considera un sustituto 1 a 1 sin cloro del perclorato de amonio en propulsores compuestos. A diferencia del nitrato de amonio, el ADN puede sustituirse por AP sin pérdida de rendimiento motor.

Se utilizó combustible sólido APCP de aluminio ligado con poliuretano en los misiles Polaris lanzados desde submarinos. 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 de uretano que mantuvo unida la mezcla y actuó como combustible secundario, 12,04 %), y un agente de curado epoxi (1,96 %). 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 Constellation 2005-2009 iba a utilizar un APCP vinculado a PBAN similar.

En 2009, un grupo logró crear un propulsor de agua y nanoaluminio (ALICE).

Propelentes compuestos de alta energía (HEC)

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 generalmente se encuentra 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.

Propelentes compuestos de doble base modificados

Los propulsores de doble base modificados compuestos comienzan con un propulsor de doble base de nitrocelulosa/nitroglicerina como aglutinante y agregan sólidos (por lo general, perclorato de amonio (AP) y aluminio en polvo) que normalmente se usan 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 así como la estabilidad de la combustión. Los propulsores de alto rendimiento como el NEPE-75 que se utiliza para alimentar el Trident II D-5, SLBM reemplazan la mayor parte del AP con HMX unido con polietilenglicol, lo que aumenta 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 los propulsores de doble base.

Propelentes de firma mínima (sin humo)

Una de las áreas más activas de la investigación de propulsores sólidos es el desarrollo de propulsores de firma mínima y alta energía que utilizan C₆H₆N₆(NO₂)₆ CL-20 nitroamina (compuesto #20 de China Lake), que tiene un 14 % más de energía por masa y un 20 % más de densidad de energía que HMX. El nuevo propulsor se ha desarrollado y probado con éxito en motores de cohetes tácticos. El propulsor no es contaminante: libre de ácidos, partículas sólidas y plomo. Tampoco tiene humo y solo tiene un patrón de diamante de impacto débil que es visible en el escape, que de otro modo sería transparente. Sin la llama brillante y el rastro de humo denso 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). CL-20 se considera un gran avance en la tecnología de propulsores de cohetes sólidos, pero aún no se ha generalizado porque los costos siguen siendo altos.

Propelentes sólidos eléctricos

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 se pueden encender de manera confiable en intervalos y duraciones precisas. No requiere partes móviles y el propulsor es insensible a las llamas o chispas eléctricas.

Aficionados y aficionados a la cohetería

Los motores de cohetes de propulsante sólido se pueden comprar 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 de retraso. Esta carga se puede usar para activar una cámara o desplegar un paracaídas. Sin esta carga y demora, el motor puede encender una segunda etapa (solo polvo negro).

En los cohetes de potencia media y alta, los motores APCP fabricados comercialmente son ampliamente utilizados. Se pueden diseñar 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 de motor estándar son 13, 18, 24, 29, 38, 54, 75, 98 y 150 milímetros. Hay diferentes formulaciones de propulsores disponibles para producir diferentes perfiles de empuje, así como efectos especiales como llamas de colores, estelas de humo o grandes cantidades de chispas (producidas al agregar esponja de titanio a la mezcla).

Usar

Cohetes sonoros

Casi todos los cohetes sonoros utilizan motores sólidos.

• Astrobee
• Black Brant
• S-310, S-520
• Skylark (rocket)
• Terrier-Orion, Terrier-Malemute
• VSB-30

Misiles

Debido a su confiabilidad, facilidad de almacenamiento y manejo, los cohetes sólidos se utilizan en misiles e ICBM.

• misiles aire-aire: AIM-9 Sidewinder
• Misiles balísticos: Jericó, Sejjil
• ICBM: LGM-30 Minuteman, UGM-133 Trident II, LGM-118 Peacekeeper, RT-2PM Topol, DF-41, M51 SLBM

Cohetes orbitales

Los cohetes sólidos son adecuados para lanzar pequeñas cargas útiles a velocidades orbitales, especialmente si se utilizan tres o más etapas. Muchos de estos se basan en misiles balísticos intercontinentales reutilizados.

Los cohetes orbitales de combustible líquido más grandes a menudo usan propulsores de cohetes sólidos para obtener suficiente empuje inicial para lanzar el cohete con combustible completo.

También se utiliza combustible sólido para algunas etapas superiores, en particular la Star 37 (a veces denominada etapa superior 'Quemador') y la Star 48 (a veces denominada 'Asistencia de carga útil'). Module", o PAM), ambos fabricados originalmente por Thiokol y actualmente por Northrop Grumman. Se utilizan para elevar grandes cargas útiles a las 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.

• Pioneer 10 y Pioneer 11 ambos fueron enviados fuera del sistema solar por las etapas superiores de Star 37E de los cohetes Atlas-Centaur.
• Voyager 1 y Voyager 2 ambos fueron enviados fuera del sistema solar por etapas superiores Star 37E de cohetes Titan IIIE.
• Magellan fue enviado a Venus en un IUS después de ser desplegado desde la Atlántida del Transbordador Espacial en STS-30.
• Galileo fue enviado a Júpiter en un IUS después de ser desplegado desde el transbordador espacial Atlantis en STS-34.
• Ulises fue enviado a Júpiter en un IUS y una estrella 48 PAM después de ser desplegado desde Space Shuttle Discovery en STS-41. Luego fue colocado en una órbita polar alrededor del Sol siguiendo una ayuda de gravedad alrededor de Júpiter.
• Nuevos Horizontes fue enviado fuera del sistema solar en una estrella 48 PAM de un cohete Atlas V.

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.

Investigación avanzada

• Formulaciones de combustible ambientalmente sensibles como el propelente ALICE
• Ramjets con combustible sólido
• Diseños de empuje variable basados en geometría de boquilla variable
• cohetes híbridos que utilizan combustible sólido y oxidación líquida o gaseosa