Cohete de propulsor híbrido

Detalle híbrido del motor cohete de SpaceShipOne

Un cohete de propulsor híbrido es un cohete con un motor de cohete que utiliza propulsores de cohetes en dos fases diferentes: una sólida y otra gaseosa o líquida. El concepto de cohete híbrido se remonta a principios de la década de 1930.

Los cohetes híbridos evitan algunas de las desventajas de los cohetes sólidos como los peligros del manejo propulsante, evitando al mismo tiempo algunas desventajas de los cohetes líquidos como su complejidad mecánica. Debido a que es difícil para el combustible y el oxidante mezclarse íntimamente (ser diferentes estados de la materia), los cohetes híbridos tienden a fallar más benigno que líquidos o sólidos. Al igual que los motores de cohetes líquidos, los motores híbridos de cohetes pueden apagarse fácilmente y el empuje es acelerado. El impulso teórico específico (Isp{displaystyle I_{sp}) el rendimiento de los híbridos es generalmente más alto que los motores sólidos y menos que los motores líquidos. Isp{displaystyle I_{sp} hasta 400 s se ha medido en un cohete híbrido utilizando combustibles metálicos. Los sistemas híbridos son más complejos que los sólidos, pero evitan riesgos significativos de fabricación, envío y manejo de motores de cohetes sólidos almacenando el oxidador y el combustible por separado.

Historia

El primer trabajo sobre cohetes híbridos se realizó a principios de la década de 1930 en el Grupo soviético para el estudio del movimiento reactivo. Mikhail Klavdievich Tikhonravov, quien más tarde supervisaría el diseño del Sputnik I y el programa Luna, fue el responsable del lanzamiento del primer cohete híbrido propulsado, el GIRD-9, el 17 de agosto de 1933, que alcanzó una altitud de 400 metros (1300 pies). A fines de la década de 1930 en IG Farben en Alemania y al mismo tiempo en California Rocket Society en los Estados Unidos. Leonid Andrussow, trabajando en Alemania, teorizó sobre cohetes propulsores híbridos. O. Lutz, W. Noeggerath y Andrussow probaron un motor de cohete híbrido de 10 kilonewtons (2200 lbf) utilizando carbón y N2O gaseoso como propulsores. Oberth también trabajó en un motor de cohete híbrido usando LOX como oxidante y grafito como combustible. El alto calor de sublimación del carbono impidió que estos motores de cohetes funcionaran de manera eficiente, ya que resultó en una tasa de combustión insignificante.

AMROC test of 10,000 pounds-force (44 kN) propulsor híbrido cohete motor en 1994 en Stennis Space Center.

En la década de 1940, la California Pacific Rocket Society usó LOX en combinación con varios tipos de combustible diferentes, como madera, cera y caucho. La más exitosa de estas pruebas fue con el combustible de caucho, que sigue siendo el combustible dominante en uso en la actualidad. En junio de 1951, un cohete LOX/caucho voló a una altitud de 9 kilómetros (5,6 mi).

Dos esfuerzos principales ocurrieron en la década de 1950. Uno de estos esfuerzos fue realizado por G. Moore y K. Berman en General Electric. El dúo usó peróxido (HTP o H2O2) de alta prueba al 90 % y polietileno (PE) en un diseño de grano de varilla y tubo. Ellos sacaron varias conclusiones significativas de su trabajo. El grano de combustible tenía una combustión uniforme. Las grietas de grano no afectaron la combustión, como lo hace con los motores de cohetes sólidos. No se observaron arranques duros (un arranque duro es un pico de presión visto cerca del momento de la ignición, típico de los motores de cohetes líquidos). La superficie del combustible actuó como soporte de llama, lo que fomentó una combustión estable. El oxidante se podía estrangular con una válvula, y una alta proporción de oxidante a combustible ayudó a simplificar la combustión. Las observaciones negativas fueron bajas tasas de combustión y que la inestabilidad térmica del peróxido era problemática por razones de seguridad. Otro esfuerzo que ocurrió en la década de 1950 fue el desarrollo de un híbrido inverso. En un motor de cohete híbrido estándar, el material sólido es el combustible. En un motor de cohete híbrido inverso, el oxidante es sólido. William Avery del Laboratorio de Física Aplicada usó combustible para aviones y nitrato de amonio, seleccionados por su bajo costo. Su relación O/F fue de 0,035, que era 200 veces más pequeña que la relación utilizada por Moore y Berman.

En 1953, Pacific Rocket Society (fundada en 1943) estaba desarrollando el XDF-23, un cohete híbrido de 4 pulgadas (10 cm) × 72 pulgadas (180 cm), diseñado por Jim Nuding, usando LOX y un polímero de caucho llamado &# 34;Tiokol". Ya habían probado otros combustibles en iteraciones anteriores, incluidos algodón, cera de parafina y madera. El propio nombre XDF proviene de "experimental Douglas fir" de una de las primeras unidades.

En la década de 1960, las organizaciones europeas también comenzaron a trabajar en cohetes híbridos. ONERA, con sede en Francia, y Volvo Flygmotor, con sede en Suecia, desarrollaron cohetes de sondeo utilizando tecnología híbrida de motores de cohetes. El grupo ONERA se centró en un motor de cohete hipergólico, utilizando ácido nítrico y un combustible de amina. La compañía voló ocho cohetes: una vez en abril de 1964, tres veces en junio de 1965 y cuatro veces en 1967. La altitud máxima que alcanzaron los vuelos fue de más de 100 kilómetros (62 mi). El grupo Volvo Flygmotor también utilizó una combinación de propulsores hipergólicos. También usaron ácido nítrico para su oxidante, pero usaron Tagaform (polibutadieno con una amina aromática) como combustible. Su vuelo fue en 1969, elevando una carga útil de 20 kilogramos (44 lb) a 80 kilómetros (50 mi).

Mientras tanto, en Estados Unidos, United Technologies Center (División de Sistemas Químicos) y Beech Aircraft estaban trabajando en un dron supersónico, conocido como Sandpiper. Usó MON-25 (una mezcla de 25 % NO, 75 % N2O4) como oxidante y metacrilato de polimetilo (PMM) y Mg como combustible. El dron voló seis veces en 1968, durante más de 300 segundos y a una altitud superior a los 160 kilómetros (99 mi). La segunda iteración del cohete, conocida como HAST, tenía IRFNA-PB/PMM como propulsores y se podía regular en un rango de 10/1. HAST podría transportar una carga útil más pesada que el Sandpiper. Otra iteración, que utilizó la misma combinación de propulsores que el HAST, fue desarrollada por la División de Sistemas Químicos y Teledyne Aircraft. El desarrollo de este programa finalizó a mediados de la década de 1980. La División de Sistemas Químicos también trabajó en una combinación de propulsores de litio y FLOx (mezcla de F2 y O2). Este era un cohete hipergólico eficiente que se podía regular. El impulso específico de vacío fue de 380 segundos con una eficiencia de combustión del 93 %.

American Rocket Company (AMROC) desarrolló los cohetes híbridos más grandes jamás creados a fines de la década de 1980 y principios de la de 1990. La primera versión de su motor, disparada en el Laboratorio Phillips de la Fuerza Aérea, produjo 312 000 newtons (70 000 lbf) de empuje durante 70 segundos con una combinación propulsora de LOX y caucho de polibutadieno terminado en hidroxilo (HTPB). La segunda versión del motor, conocida como H-250F, produjo más de 1 000 000 de newton (220 000 lbf) de empuje.

Korey Kline de Environmental Aeroscience Corporation (eAc) disparó por primera vez un híbrido de caucho y oxígeno gaseoso en 1982 en Lucerne Dry Lake, CA, después de conversaciones sobre la tecnología con Bill Wood, anteriormente en Westinghouse. Las primeras pruebas híbridas SpaceShipOne fueron realizadas con éxito por Kline y eAc en Mojave, CA.

En 1994, la Academia de la Fuerza Aérea de EE. UU. hizo volar un cohete sonoro híbrido a una altitud de 5 kilómetros (3,1 mi). El cohete de 6,4 metros (21 pies) usó HTPB y LOX como propulsor, y alcanzó un empuje máximo de 4400 newtons (990 lbf) y tuvo una duración de empuje de 16 segundos.

Conceptos básicos

Panorama conceptual del sistema híbrido de propulsión de cohetes

En su forma más simple, un cohete híbrido consta de un recipiente a presión (tanque) que contiene el oxidante líquido, la cámara de combustión que contiene el propulsor sólido y un dispositivo mecánico que los separa. Cuando se desea empuje, se introduce una fuente de ignición adecuada en la cámara de combustión y se abre la válvula. El oxidante líquido (o gas) fluye hacia la cámara de combustión donde se vaporiza y luego reacciona con el propulsor sólido. La combustión ocurre en una llama de difusión de capa límite adyacente a la superficie del propulsor sólido.

Por lo general, el propulsor líquido es el comburente y el propulsor sólido es el combustible porque los comburentes sólidos son extremadamente peligrosos y tienen un rendimiento menor que los comburentes líquidos. Además, el uso de un combustible sólido como el polibutadieno terminado en hidroxilo (HTPB) o la cera de parafina permite la incorporación de aditivos de combustible de alta energía como el aluminio, el litio o los hidruros metálicos.

Combustión

La ecuación que rige para la combustión de cohetes híbridos muestra que la tasa de regresión depende de la tasa de flujo de masa del oxidante, lo que significa que la tasa a la que se quemará el combustible es proporcional a la cantidad de oxidante que fluye a través del puerto. Esto difiere de un motor de cohete sólido, en el que la tasa de regresión es proporcional a la presión de la cámara del motor.

rÍ Í =aoGon{displaystyle { dot {}=a_{o}G_{o} {n}}

Donde rÍ Í {displaystyle { dot {}}} es la tasa de regresión, a_o es el coeficiente de tasa de regresión (incorporando la longitud del grano), G_o es la tasa de flujo de masa oxidante, y n es el exponente de la tasa de regresión.

A medida que el motor se quema, el aumento en el diámetro del puerto de combustible da como resultado una mayor tasa de flujo másico de combustible. Este fenómeno hace que la relación oxidante a combustible (O/F) cambie durante la quema. El caudal másico de combustible aumentado puede compensarse aumentando también el caudal másico del comburente. Además de la variación de O/F en función del tiempo, también varía según la posición debajo del grano de combustible. Cuanto más cerca esté la posición de la parte superior del grano de combustible, mayor será la relación O/F. Dado que O/F varía hacia abajo en el puerto, un punto llamado punto estequiométrico puede existir en algún punto hacia abajo del grano.

Propiedades

Los motores de cohetes híbridos exhiben algunas ventajas obvias y sutiles sobre los cohetes de combustible líquido y los cohetes de combustible sólido. A continuación se presenta un breve resumen de algunos de ellos:

Ventajas en comparación con los cohetes líquidos

• Mecánicamente más simple – requiere sólo un solo propulsor líquido que resulta en menos plomería, menos válvulas y operaciones más simples.
• Combustible de denso: los combustibles en la fase sólida generalmente tienen mayor densidad que los de la fase líquida, reduciendo el volumen global del sistema.
• Aditivos metálicos – metales reactivos como aluminio, magnesio, litio o berilio se pueden incluir fácilmente en el grano de combustible aumentando impulso específico (Isp{displaystyle I_{sp}), densidad, o ambos.
• Instauraciones de combustión – Los cohetes híbridos no suelen exhibir inestabilidades de combustión de alta frecuencia que plagan los cohetes líquidos debido al grano de combustible sólido que rompe ondas acústicas que de otro modo reflejarían en una cámara de combustión de motor líquido abierto.
• Propellant pressurization – Una de las porciones más difíciles de diseñar de un sistema de cohetes líquidos son las turbombas. El diseño del Turbopump es complejo ya que tiene que bombear con precisión y eficiencia y mantener separados dos fluidos de diferentes propiedades en proporciones precisas a altas tasas de flujo volumétrico, a menudo temperaturas criogénicas, y químicos altamente volátiles mientras combustión esos mismos fluidos para poder en sí mismo. Los híbridos tienen mucho menos líquido para moverse y a menudo pueden ser presurizados por un sistema de descarga (que sería prohibitivamente pesado en un cohete líquido) o oxidantes autopresurizados (como N2O).
• Enfriamiento – Los cohetes líquidos dependen a menudo de uno de los propulsores, típicamente el combustible, para enfriar la cámara de combustión y la boquilla debido a los flujos de calor muy altos y la vulnerabilidad de las paredes metálicas a la oxidación y el grieta de estrés. Los cohetes híbridos tienen cámaras de combustión alineadas con el propulsor sólido que lo protege de los gases de producto. Sus boquillas son a menudo grafito o recubierto en materiales ablativos similares a los motores de cohetes sólidos. El diseño, la construcción y la prueba de flujos de refrigeración líquida es complejo, haciendo que el sistema sea más propensa al fracaso.

Ventajas en comparación con los cohetes sólidos

• Teórica superior Isp{displaystyle I_{sp} – Posible debido a los límites de los oxidantes sólidos conocidos en comparación con los oxidantes líquidos usados a menudo.
• Menos peligro de explosión – El grano propellante es más tolerante al procesamiento de errores como grietas, ya que la tasa de quemadura depende de la tasa de flujo de masa oxidante. El grano propellante no puede ser encendido por carga eléctrica perdida y es muy insensible a la auto-ignición debido al calor. Los motores híbridos de cohete pueden transportarse al sitio de lanzamiento con el oxidador y el combustible almacenados por separado, mejorando la seguridad.
• Menos problemas de manejo y almacenamiento – Los ingredientes en cohetes sólidos son a menudo incompatibles química y térmicamente. Los cambios repetidos en la temperatura pueden causar distorsión del grano. Los antioxidantes y revestimientos se utilizan para evitar que el grano se descomponga o se descomponga.
• Más controlable – Stop/restart y el trineo se incorporan fácilmente en la mayoría de los diseños. Los cohetes sólidos rara vez se pueden apagar fácilmente y casi nunca tienen capacidades de agitar o reiniciar.

Desventajas de los cohetes híbridos

Los cohetes híbridos también presentan algunas desventajas en comparación con los cohetes líquidos y sólidos. Éstas incluyen:

• Cambio de relación de oxidación a combustible ("Movimiento O/F") – con un caudal constante de oxidación, la proporción de la tasa de producción de combustible a la tasa de flujo de oxidación cambiará como regresión de granos. Esto conduce a la operación fuera del pico desde un punto de vista de rendimiento químico. Sin embargo, para un híbrido bien diseñado, el cambio O/F tiene un impacto muy pequeño en el rendimiento porque Isp{displaystyle I_{sp} es insensible al desplazamiento O/F cerca del pico.
• Las malas características de regresión a menudo conducen granos de combustible multiporto. Los granos de combustible de múltiples puertos tienen escasa eficiencia volumétrica y, a menudo, deficiencias estructurales. Los combustibles licuados de alta tasa de regresión desarrollados a finales del decenio de 1990 ofrecen una posible solución a este problema.
• En comparación con la propulsión líquida, la re-alimentación de un cohete híbrido parcialmente o totalmente agotado presentaría retos importantes, ya que el propulsor sólido no puede simplemente ser bombeado en un tanque de combustible. Esto puede o no ser un problema, dependiendo de cómo se planee utilizar el cohete.

En general, se ha completado mucho menos trabajo de desarrollo con híbridos que con líquidos o sólidos y es probable que algunas de estas desventajas puedan corregirse mediante una mayor inversión en investigación y desarrollo.

Un problema en el diseño de grandes cohetes orbitales híbridos es que las turbobombas se vuelven necesarias para lograr altas tasas de flujo y presurización del oxidante. Esta turbobomba debe estar alimentada por algo. En un cohete de propulsor líquido tradicional, la turbobomba usa el mismo combustible y oxidante que el cohete, ya que ambos son líquidos y pueden alimentarse al prequemador. Pero en un híbrido, el combustible es sólido y no se puede alimentar al motor de una turbobomba. Algunos híbridos usan un oxidante que también se puede usar como monopropulsor, como el nitrometano o el peróxido de hidrógeno, por lo que una turbobomba puede funcionar solo con él. Pero el nitrometano y el peróxido de hidrógeno son significativamente menos eficientes que el oxígeno líquido, que no se puede usar solo para hacer funcionar una bomba turbo. Se necesitaría otro combustible, lo que requeriría su propio tanque y disminuiría el rendimiento del cohete.

Combustible

Opciones comunes de combustible

Un cohete híbrido inverso, que no es muy común, es aquel en el que el motor usa un oxidante sólido y un combustible líquido. Algunas opciones de combustible líquido son queroseno, hidracina y LH2. Los combustibles comunes para un motor de cohete híbrido típico incluyen polímeros como acrílicos, polietileno (PE), caucho reticulado, como HTPB, o combustibles licuados como la cera de parafina. El plexiglás era un combustible común, ya que la combustión podía verse a través de la cámara de combustión transparente. El caucho sintético de polibutadieno terminado en hidroxilo (HTPB) es actualmente el combustible más popular para los motores de cohetes híbridos, debido a su energía y a lo seguro que es de manejar. Se han realizado pruebas en las que el HTPB se empapó en oxígeno líquido y aun así no se volvió explosivo. Estos combustibles generalmente no son tan densos como los motores de cohetes sólidos, por lo que a menudo se dopan con aluminio para aumentar la densidad y, por lo tanto, el rendimiento del cohete.

Métodos de fabricación de cereales

Reparto

Los granos de combustible para cohetes híbridos se pueden fabricar mediante técnicas de fundición, ya que suelen ser de plástico o caucho. Las geometrías complejas, que son impulsadas por la necesidad de tasas de flujo de masa de combustible más altas, hacen que la fundición de granos de combustible para cohetes híbridos sea costosa y requiera mucho tiempo debido en parte a los costos de los equipos. En una escala mayor, los granos fundidos deben estar soportados por correas internas, de modo que grandes trozos de combustible no impacten o incluso bloqueen potencialmente la boquilla. Los defectos de grano también son un problema en los granos más grandes. Los combustibles tradicionales que se moldean son el polibutadieno terminado en hidroxilo (HTPB) y las ceras de parafina.

Fabricación aditiva

Un demostrativo transparente de educación portable de cohetes híbridos impresos en 3D con puertos dobles de combustible helicoidal, una cámara post-combustión y una boquilla de Laval, mostrado antes de la prueba de fuego caliente.

Actualmente, la fabricación aditiva se utiliza para crear estructuras granulares que de otro modo no serían posibles de fabricar. Se ha demostrado que los puertos helicoidales aumentan las tasas de regresión de combustible al mismo tiempo que aumentan la eficiencia volumétrica. Un ejemplo de material utilizado para un combustible híbrido para cohetes es el acrilonitrilo butadieno estireno (ABS). El material impreso también suele mejorarse con aditivos para mejorar el rendimiento del cohete. Un trabajo reciente en la Universidad de Tennessee Knoxville ha demostrado que, debido al aumento del área de superficie, el uso de combustibles en polvo (es decir, grafito, carbón, aluminio) encerrados en una matriz ABS impresa en 3D puede aumentar significativamente la tasa de consumo de combustible y el nivel de empuje. en comparación con los granos de polímero tradicionales.

Oxidante

Opciones comunes de oxidantes

Los oxidantes comunes incluyen oxígeno gaseoso o líquido, óxido nitroso y peróxido de hidrógeno. Para un híbrido inverso, se utilizan oxidantes como el oxígeno congelado y el perclorato de amonio.

La vaporización adecuada del oxidante es importante para que el cohete funcione de manera eficiente. La vaporización incorrecta puede generar diferencias de velocidad de regresión muy grandes en el extremo delantero del motor en comparación con el extremo trasero. Un método consiste en utilizar un generador de gas caliente para calentar el comburente en una cámara de precombustión. Otro método es usar un oxidante que también se puede usar como monopropulsor. Un buen ejemplo es el peróxido de hidrógeno, que se puede descomponer catalíticamente sobre un lecho de plata en oxígeno caliente y vapor. Un tercer método es inyectar un propulsor hipergólico con el oxidante en el flujo. Parte del oxidante se descompondrá, calentando el resto del oxidante en el flujo.

Seguridad híbrida

Por lo general, los híbridos bien diseñados y cuidadosamente construidos son muy seguros. Los principales peligros asociados con los híbridos son:

• Fallos de los buques de presión – Fallo de aislamiento de cámara puede permitir gases de combustión caliente cerca de las paredes de la cámara que conducen a un "quema-avanzado" en el que la nave se rompe.
• Retrocede – Para los oxidantes que descomponen exotérmicamente como el óxido nitroso o el peróxido de hidrógeno, la llama o los gases calientes de la cámara de combustión pueden propagarse a través del inyector, vaporizando el óxido y mezclarlo con gases ricos en combustible caliente que conducen a una explosión de tanque. Blow-back requiere que los gases fluyan a través del inyector debido a la caída insuficiente de presión que puede ocurrir durante períodos de combustión inestable. La espalda lenta es inherente a los oxidantes específicos y no es posible con oxidantes como el oxígeno, o el tetroxido de nitrógeno, a menos que el combustible esté presente en el tanque de oxidación.
• Comienzo duro – Un exceso de oxidación en la cámara de combustión antes del ignición, en particular para monopropilentes como el óxido nitroso, puede resultar en una sobrepresión temporal o "spike" en el ignición.

Debido a que el combustible en un híbrido no contiene un oxidante, no se quemará de manera explosiva por sí solo. Por esta razón, los híbridos se clasifican como sin potencia explosiva equivalente a TNT. En contraste, los cohetes sólidos a menudo tienen equivalencias de TNT similares en magnitud a la masa del grano propulsor. Los cohetes de combustible líquido suelen tener una equivalencia de TNT calculada en función de la cantidad de combustible y oxidante que podrían combinarse íntimamente de manera realista antes de encenderse de forma explosiva; a menudo se considera que es del 10 al 20% de la masa total del propulsor. Para los híbridos, incluso llenar la cámara de combustión con oxidante antes del encendido generalmente no creará una explosión con el combustible sólido, la equivalencia explosiva a menudo se cita como 0%.

Organizaciones que trabajan en híbridos

Compañías comerciales

En 1998, SpaceDev adquirió toda la propiedad intelectual, los diseños y los resultados de las pruebas generados por más de 200 lanzamientos de motores de cohetes híbridos por parte de American Rocket Company durante sus ocho años de vida. SpaceShipOne, la primera nave espacial tripulada privada, fue impulsada por el motor de cohete híbrido de SpaceDev que quema HTPB con óxido nitroso. Sin embargo, el óxido nitroso fue la principal sustancia responsable de la explosión que mató a tres en el desarrollo del sucesor de SpaceShipOne en Scaled Composites en 2007. El avión espacial suborbital comercial de seguimiento de Virgin Galactic SpaceShipTwo utiliza un motor híbrido ampliado.

SpaceDev estaba desarrollando el SpaceDev Streaker, un pequeño vehículo de lanzamiento desechable, y el SpaceDev Dream Chaser, capaz de realizar vuelos espaciales humanos tanto suborbitales como orbitales. Tanto el Streaker como el Dream Chaser utilizan motores de cohetes híbridos que queman óxido nitroso y caucho sintético HTPB. SpaceDev fue adquirida por Sierra Nevada Corporation en 2009, convirtiéndose en su división de Sistemas Espaciales, que continúa desarrollando Dream Chaser para el contrato de Desarrollo de Tripulación Comercial de la NASA. Sierra Nevada también desarrolló RocketMotorTwo, el motor híbrido para SpaceShipTwo. El 31 de octubre de 2014, cuando se perdió SpaceShipTwo, la especulación inicial sugirió que su motor híbrido había explotado y matado a un piloto de pruebas e hiriendo gravemente al otro. Sin embargo, los datos de la investigación ahora indican que un despliegue temprano del sistema de plumas SpaceShip-Two fue la causa de la ruptura aerodinámica del vehículo.

Estados Unidos Rockets fabricó y desplegó híbridos utilizando óxido nitroso autopresurizado (N₂O) y polibutadieno terminado en hidroxilo (HTPB), así como una mezcla de peróxido de alta prueba (HTP) y HTPB. Los híbridos de peróxido de alta prueba (H₂O₂) 86% y (HTPB) y aluminio desarrollados por U.S. Rockets produjeron un impulso específico a nivel del mar (I _sp) de 240, muy por encima de los típicos 180 de los híbridos N2O-HTPB. Además de eso, eran de arranque automático, reiniciables, tenían una inestabilidad de combustión considerablemente menor, lo que los hacía adecuados para misiones frágiles o tripuladas como Bloodhound SSC, SpaceShipTwo o SpaceShipThree. La compañía probó e implementó con éxito versiones alimentadas por presión y alimentadas por bomba del último estilo HTP-HTPB. Los entregables hasta la fecha han oscilado entre 6 pulgadas y 18 pulgadas de diámetro y unidades desarrolladas de hasta 54 pulgadas de diámetro. El proveedor afirmó escalabilidad a más de 5 metros de diámetro con tasas de regresión cercanas a los sólidos, según la literatura distribuida en la reunión de noviembre de 2013 de la Agencia de Proyectos de Investigación Avanzada de Defensa (DARPA) para XS-1. US Rockets ya no fabrica cohetes a gran escala.

Gilmour Space Technologies comenzó a probar motores de cohetes híbridos en 2015 con N2O y HP con mezclas de HDPE y HDPE+cera. Para las pruebas de 2016, se incluye un motor HP/PE de 5000 lb. La compañía planea usar híbridos tanto para cohetes de sondeo como orbitales.

Orbital Technologies Corporation (Orbitec) ha participado en algunas investigaciones financiadas por el gobierno de EE. UU. sobre cohetes híbridos, incluido el "Vortex Hybrid" concepto.

Environmental Aeroscience Corporation (eAc) se incorporó en 1994 para desarrollar sistemas híbridos de propulsión de cohetes. Se incluyó en el concurso de diseño del motor SpaceShipOne, pero perdió el contrato con SpaceDev. Environmental Aeroscience Corporation todavía suministró piezas a SpaceDev para el sistema de llenado, ventilación y descarga del oxidante.

Rocket Lab anteriormente vendía cohetes sonoros híbridos y tecnología relacionada.

La Reaction Research Society (RRS), aunque conocida principalmente por su trabajo con propulsión de cohetes líquidos, tiene una larga historia de investigación y desarrollo con propulsión de cohetes híbridos.

Copenhagen Suborbitals, un grupo de cohetes danés, ha diseñado y probado varios híbridos usando N2O al principio y actualmente LOX. Su combustible es epoxi, cera de parafina o poliuretano. El grupo finalmente se alejó de los híbridos debido a las inestabilidades de empuje y ahora usa un motor similar al del cohete V-2.

TiSPACE es una empresa taiwanesa que está desarrollando una familia de cohetes propulsores híbridos.

bluShift Aerospace en Brunswick, Maine, ganó una subvención SBIR de la NASA para desarrollar un motor de cohete híbrido modular para su combustible bioderivado patentado en junio de 2019. Después de completar la subvención, bluShift ha lanzado su primer cohete de sondeo utilizando la tecnología.

Se espera que Vaya Space, con sede en Cocoa, Florida, lance su cohete de combustible híbrido Dauntless en 2023.

Reaction Dynamics, con sede en Saint-Jean-sur-Richelieu, Quebec, comenzó a desarrollar un motor de cohete híbrido en 2017 capaz de producir 21,6 kN de empuje. Su cohete Aurora utilizará nueve motores en la primera etapa y un motor en la segunda etapa y será capaz de entregar una carga útil de 50-150 kg a LEO. En mayo de 2022, Reaction Dynamics anunció que se asociaría con Maritime Launch Services para lanzar el cohete Aurora desde su sitio de lanzamiento actualmente en construcción en Canso, Nueva Escocia, comenzando con vuelos de prueba suborbitales en el verano de 2023 con un objetivo de 2024 para el primer lanzamiento orbital. lanzamiento.

Universidades

Space Propulsion Group fue fundado en 1999 por Arif Karabeyoglu, Brian Cantwell y otros miembros de la Universidad de Stanford para desarrollar combustibles de cohetes híbridos licuados de alta tasa de regresión. Han disparado con éxito motores de hasta 12,5 pulgadas de diámetro que producen 13.000 lbf. usando la tecnología y actualmente están desarrollando un diámetro de 24 pulgadas, 25,000 lbf. motor que se encenderá inicialmente en 2010. La Universidad de Stanford es la institución donde se desarrolló la teoría de combustión de capa líquida para cohetes híbridos. El grupo SPaSE de Stanford está trabajando actualmente con el Centro de Investigación Ames de la NASA en el desarrollo del cohete de sondeo Peregrine, que tendrá una capacidad de 100 km de altitud. Los desafíos de ingeniería incluyen varios tipos de inestabilidades de combustión. Aunque el motor propuesto fue probado en 2013, el programa Peregrine eventualmente cambió a un cohete sólido estándar para su debut en 2016.

Inyección de óxido helicoidal en un híbrido de plexiglass. La imagen fue tomada durante el cierre, permitiendo que se viera el patrón de flujo. Universidad de Tennessee en Knoxville.

La Universidad de Tennessee Knoxville ha llevado a cabo investigaciones sobre cohetes híbridos desde 1999, en colaboración con el Centro Marshall de Vuelos Espaciales de la NASA y la industria privada. Este trabajo ha incluido la integración de una tobera calorimétrica refrigerada por agua, uno de los primeros componentes de sección caliente impresos en 3D utilizados con éxito en un motor de cohete. Otro trabajo en la universidad se ha centrado en el uso de inyección de oxidante helicoidal, combustibles bioderivados y combustibles en polvo encerrados en una matriz ABS impresa en 3D, incluido el lanzamiento exitoso de un híbrido a carbón en la Copa América del Puerto Espacial 2019.

En la Universidad Tecnológica de Delft, el equipo de estudiantes Ingeniería de cohetes aeroespaciales de Delft (DARE) participa activamente en el diseño y la construcción de cohetes híbridos. En octubre de 2015, DARE batió el récord europeo de altitud para estudiantes con el cohete de sondeo Stratos II+. Stratos II+ fue propulsado por el motor de cohete híbrido DHX-200, utilizando un oxidante de óxido nitroso y una mezcla de combustible de parafina, sorbitol y polvo de aluminio. El 26 de julio de 2018, DARE intentó lanzar el cohete híbrido Stratos III. Este cohete usó la misma combinación de combustible/oxidante que su predecesor, pero con un mayor impulso de alrededor de 360 kNs. En el momento del desarrollo, este era el motor de cohete híbrido más potente jamás desarrollado por un equipo de estudiantes en términos de impulso total. Desafortunadamente, el vehículo Stratos III se perdió a los 20 segundos de vuelo.

El Instituto de Tecnología de Florida ha probado y evaluado con éxito tecnologías híbridas con su Proyecto Panther. El equipo de estudiantes de WARR en la Universidad Técnica de Munich ha estado desarrollando motores y cohetes híbridos desde principios de la década de 1970. Uso de ácidos, oxígeno u óxido nitroso en combinación con polietileno o HTPB. El desarrollo incluye motores de banco de pruebas, así como versiones aerotransportadas, como el primer cohete híbrido alemán Barbarella. Actualmente están trabajando en un cohete híbrido con oxígeno líquido como oxidante, para romper el récord europeo de altura de cohetes amateur. También están trabajando con Rocket Crafters y probando sus cohetes híbridos.

El 'Rocket Propulsion Group', dirigido por estudiantes de la Universidad de Boston, que en el pasado solo lanzaba cohetes de motor sólido, está intentando diseñar y construir un cohete de sondeo híbrido de una sola etapa para lanzarlo a espacio suborbital para julio de 2015.

La Universidad Brigham Young (BYU), la Universidad de Utah y la Universidad Estatal de Utah lanzaron un cohete diseñado por estudiantes llamado Unity IV en 1995 que quemó el polibutadieno terminado en hidroxilo de combustible sólido (HTPB) con un oxidante de oxígeno gaseoso, y en 2003 lanzó una versión más grande que quemaba HTPB con óxido nitroso.

El equipo híbrido de la Universidad de Brasilia tiene una amplia investigación en híbridos de cera de parafina/N2O y ya ha realizado más de 50 pruebas de fuego. Hybrid Team está trabajando actualmente en propulsor licuado, optimización numérica y diseño de cohetes. Actualmente, el equipo de diseño de cohetes, llamado Capital Rocket Team, está desarrollando cohetes híbridos de alta potencia e investigando sobre algunos aditivos. El Laboratorio de Propulsión Química ya ha realizado algunas investigaciones y está desarrollando el motor para la plataforma SARA.

El proyecto "Rocket Project at UCLA" dirigido por estudiantes de la Universidad de California, Los Ángeles; lanza cohetes de propulsión híbridos que utilizan óxido nitroso como oxidante y HTPB como combustible. Actualmente se encuentran en el proceso de desarrollo de su quinto motor de cohete híbrido construido por estudiantes.

El 'Equipo Aeroespacial de la Universidad de Toronto' dirigido por estudiantes de la Universidad de Toronto, diseña y construye cohetes propulsados por motores híbridos. Actualmente están construyendo una nueva instalación de prueba de motores en el Instituto de Estudios Aeroespaciales de la Universidad de Toronto, y están trabajando para romper el récord canadiense de altitud de cohetería amateur con su nuevo cohete, Defiance MKIII, actualmente bajo rigurosas pruebas. El motor del Defiance MK III, QUASAR, es un motor híbrido de nitroso y parafina, capaz de producir 7 kN de empuje durante un período de 9 segundos.

En 2016, la Universidad DHA Suffa de Pakistán desarrolló con éxito Raheel-1, motores de cohetes híbridos en la clase de 1 kN, usando cera de parafina y oxígeno líquido, convirtiéndose así en el primer programa de investigación de cohetes dirigido por una universidad en el país. En India, el Birla Institute of Technology, el departamento de ingeniería espacial y cohetes de Mesra ha estado trabajando en proyectos híbridos con varios combustibles y oxidantes.

Pars Rocketry Group de la Universidad Técnica de Estambul ha diseñado y construido el primer motor de cohete híbrido de Turquía, el motor de cohete probado exhaustivamente en mayo de 2015.

Un equipo con sede en el Reino Unido (laffin-gas) está utilizando cuatro cohetes híbridos N2O en un automóvil estilo carreras de resistencia. Cada cohete tiene un diámetro exterior de 150 mm y una longitud de 1,4 m. Utilizan un grano de combustible de papel enrollado de alta densidad empapado en aceite de cocina. El suministro de N2O lo proporcionan acumuladores de pistón presurizados con nitrógeno que proporcionan una mayor tasa de suministro que el gas N2O solo y también amortiguan cualquier impacto inverso.

En Italia, uno de los principales centros de investigación en cohetes propulsores híbridos es CISAS (Centro de Estudios y Actividades para el Espacio) "G. Colombo", Universidad de Padua. Las actividades cubren todas las etapas del desarrollo: desde el análisis teórico del proceso de combustión hasta la simulación numérica utilizando códigos CFD, y luego mediante la realización de pruebas en tierra de cohetes de pequeña y gran escala (hasta 20 kN, motores basados en cera de parafina-N2O). Uno de estos motores voló con éxito en 2009. Desde 2014, el grupo de investigación se centra en el uso de peróxido de alta prueba como oxidante, en colaboración con "Tecnología para la Propulsión y la Innovación", una spin-off de la Universidad de Padua compañía.

En Taiwán, los desarrollos de sistemas de cohetes híbridos comenzaron en 2009 a través de proyectos de I+D de NSPO con dos equipos universitarios. Ambos equipos emplearon un sistema propulsor de óxido nitroso/HTPB con diferentes esquemas de mejora. Los equipos de NCKU y NCTU han lanzado con éxito varios cohetes híbridos hasta ahora, alcanzando altitudes de 10 a 20 km. Sus planes incluyen intentar un lanzamiento a una altitud de 100 a 200 km para probar nanosatélites y desarrollar capacidades de lanzamiento orbital para nanosatélites a largo plazo. Una prueba de fuego caliente de motor híbrido de flujo vortical dual (DVF) de N2O/PE de subescala en 2014 arrojó un Isp promedio de 280 segundos, lo que indica que el sistema ha alcanzado una eficiencia de combustión de alrededor del 97 %.

En (Alemania), el equipo de estudiantes HyEnd de la Universidad de Stuttgart es el actual poseedor del récord mundial del cohete híbrido construido por estudiantes que vuela más alto con sus cohetes HEROS.

El equipo aeroespacial de TU Graz, Austria, también está desarrollando un cohete propulsor híbrido.

El equipo de estudiantes polacos PWr in Space de la Universidad de Ciencia y Tecnología de Wrocław ha desarrollado tres cohetes híbridos: R2 "Setka", R3 "Dziewięćdziesiątka dziewiątka" y el más poderoso de todos: R4 "Lynx" con una prueba exitosa en su banco de pruebas

Muchas otras universidades, como Embry-Riddle Aeronautical University, University of Washington, Purdue University, University of Michigan at Ann Arbor, University of Arkansas at Little Rock, Hendrix College, University of Illinois, Portland State University, la Universidad de KwaZulu-Natal, la Universidad de Texas A&M, la Universidad de Aarhus, la Universidad de Rice y la Universidad de Ciencia y Tecnología AGH tienen bancos de prueba de motores híbridos que permiten la investigación de los estudiantes con cohetes híbridos.

Cohetería de alta potencia

Hay una serie de sistemas híbridos de motores de cohetes disponibles para uso de aficionados/aficionados en modelos de cohetes de alta potencia. Estos incluyen los populares sistemas HyperTek y una serie de 'Urbanski-Colburn Valved' (U/C) como RATTWorks, Contrail Rockets y Propulsion Polymers. Todos estos sistemas utilizan óxido nitroso como oxidante y un combustible plástico (como cloruro de polivinilo (PVC), polipropileno) o un combustible a base de polímeros como HTPB. Esto reduce el costo por vuelo en comparación con los motores de cohetes sólidos, aunque generalmente se requiere más equipo de apoyo en tierra con los híbridos.

En la cultura popular

Un episodio del 26 de octubre de 2005 del programa de televisión MythBusters titulado "Confederate Rocket" presentaba un motor de cohete híbrido que usaba óxido nitroso líquido y cera de parafina. El mito pretendía que durante la Guerra Civil Estadounidense, el Ejército Confederado pudo construir un cohete de este tipo. El mito fue revisado en un episodio posterior titulado Salami Rocket, utilizando salami seco ahuecado como combustible sólido.

En el episodio del 18 de febrero de 2007 de Top Gear, Richard Hammond y James May utilizaron un Reliant Robin en un intento de modificar un K-reg Robin normal en un transbordador espacial reutilizable. Steve Holland, un piloto profesional de aviones controlados por radio, ayudó a Hammond a descubrir cómo aterrizar un Robin de manera segura. La nave fue construida por miembros de alto nivel de la Asociación de Cohetes del Reino Unido (UKRA) y logró un lanzamiento exitoso, voló durante varios segundos en el aire y logró deshacerse con éxito de los propulsores de cohetes de combustible sólido a tiempo. Este fue el cohete más grande lanzado por una organización no gubernamental en Europa. Utilizaba motores 6 × 40960 NS O de Contrail Rockets, lo que proporcionaba un empuje máximo de 8 toneladas. Sin embargo, el automóvil no se separó del gran tanque de combustible externo debido a pernos explosivos defectuosos entre el Robin y el tanque externo, y el Robin posteriormente se estrelló contra el suelo y pareció haber explotado poco después. Esta explosión se agregó para lograr un efecto dramático, ya que ni los Reliant Robin ni los motores de cohetes híbridos explotan de la manera representada.