Cohete de propulsor líquido

Un cohete de propulsor líquido o un cohete líquido utiliza un motor de cohete que utiliza propulsores líquidos. También se pueden usar propulsores gaseosos, pero no son comunes debido a su baja densidad y la dificultad con los métodos de bombeo comunes. Los líquidos son deseables porque tienen una densidad razonablemente alta y un impulso específico alto (Isp). Esto permite que el volumen de los tanques de propulsor sea relativamente bajo. Los propulsores de los cohetes suelen bombearse a la cámara de combustión con una turbobomba centrífuga ligera, aunque algunas empresas aeroespaciales han encontrado formas de utilizar bombas eléctricas con baterías, lo que permite mantener los propulsores a baja presión. Esto permite el uso de tanques de propulsor de baja masa que no necesitan resistir las altas presiones necesarias para almacenar cantidades significativas de gases, lo que da como resultado una baja relación de masa para el cohete.

A veces se utiliza un gas inerte almacenado en un tanque a alta presión en lugar de bombas en motores pequeños más simples para forzar a los propulsores a ingresar a la cámara de combustión. Estos motores pueden tener una relación de masa mayor, pero suelen ser más fiables y, por tanto, se utilizan ampliamente en satélites para el mantenimiento de la órbita.

Los cohetes líquidos pueden ser cohetes monopropulsores que utilizan un solo tipo de propulsor o cohetes bipropulsores que utilizan dos tipos de propulsor. Los cohetes trippropulsores que utilizan tres tipos de propulsores son raros. La mayoría de los diseños de motores líquidos son estrangulados para operación de empuje variable y algunos pueden reiniciarse después de una parada previa en el espacio. Los propulsores oxidantes líquidos también se utilizan en cohetes híbridos, con algunas de las ventajas de un cohete sólido.

Historia

Rusia-Unión Soviética

La idea de un cohete líquido tal como se entiende en el contexto moderno apareció por primera vez en 1903 en el libro Exploración del Universo con vehículos propulsados por cohetes, del maestro de escuela ruso Konstantin Tsiolkovsky. su contribución a la astronáutica es asombrosa, incluida la ecuación del cohete Tsiolkovsky, los cohetes de múltiples etapas y el uso de oxígeno líquido e hidrógeno líquido en cohetes de propulsor líquido. Tsiolkovsky influyó en científicos espaciales posteriores de toda Europa, como Wernher von Braun. Los equipos de búsqueda soviéticos en Peenemünde encontraron una traducción al alemán de un libro de Tsiolkovsky del cual "casi todas las páginas... estaban adornadas con comentarios y notas de von Braun". El destacado diseñador de motores de cohetes soviético Valentin Glushko y el diseñador de cohetes Sergey Korolev estudiaron las obras de Tsiolkovsky cuando eran jóvenes y ambos buscaron convertir las teorías de Tsiolkovsky en realidad.

De 1929 a 1930, en Leningrado, Glushko realizó investigaciones sobre cohetes en el Laboratorio de Dinámica de Gases (GDL), donde se creó una nueva sección de investigación para el estudio de motores de cohetes eléctricos y de propulsor líquido. Esto resultó en la creación de los motores ORM (de "Experimental Rocket Motor" en ruso) ORM-1 [ru] a ORM-52 [ru]. En total se realizaron 100 pruebas de banco de cohetes de propulsión líquida utilizando distintos tipos de combustible, tanto de bajo como de alto punto de ebullición, y se logró un empuje de hasta 300 kg.

Durante este período en Moscú, Fredrich Tsander, un científico e inventor estaba diseñando y construyendo motores de cohetes líquidos que funcionaban con aire comprimido y gasolina. Tsander lo utilizó para investigar combustibles de alta energía, incluidos metales en polvo mezclados con gasolina. En septiembre de 1931, Tsander formó el "Grupo para el Estudio del Movimiento Reactivo" con sede en Moscú, más conocido por su acrónimo ruso "GIRD". En mayo de 1932, Sergey Korolev reemplazó a Tsander como director de GIRD. Mikhail Tikhonravov lanzó el primer cohete soviético de propulsión líquida, alimentado con oxígeno líquido y gasolina gelatinosa, el GIRD-9, el 17 de agosto de 1933, que alcanzó una altitud de 400 metros (1300 pies). En enero de 1933, Tsander inició el desarrollo del cohete GIRD-X. Este diseño quemaba oxígeno líquido y gasolina y fue uno de los primeros motores en ser enfriado de forma regenerativa por el oxígeno líquido, que fluía alrededor de la pared interior de la cámara de combustión antes de entrar en ella. Los problemas de quemado durante las pruebas provocaron un cambio de gasolina a alcohol menos energético. El misil final, de 2,2 metros (7,2 pies) de largo por 140 milímetros (5,5 pulgadas) de diámetro, tenía una masa de 30 kilogramos (66 libras), y se anticipó que podría transportar una carga útil de 2 kilogramos (4,4 libras) a una altitud de 5,5 kilómetros (3,4 millas). El cohete GIRD X fue lanzado el 25 de noviembre de 1933 y voló a una altura de 80 metros.

En 1933, GDL y GIRD se fusionaron y se convirtieron en el Instituto de Investigación Científica Reactiva (RNII). En el RNII Gushko continuó el desarrollo de motores de cohetes de propulsor líquido ОРМ-53 a ОРМ-102, con ORM-65 [ru ] propulsando el avión propulsado por cohetes RP-318. En 1938, Leonid Dushkin reemplazó a Glushko y continuó el desarrollo de los motores ORM, incluido el motor del interceptor propulsado por cohetes, el Bereznyak-Isayev BI-1. En RNII, Tikhonravov trabajó en el desarrollo de motores de cohetes de propulsor líquido de oxígeno/alcohol. En última instancia, a los motores de cohetes de propulsor líquido se les dio baja prioridad a finales de la década de 1930 en el RNII; sin embargo, la investigación fue productiva y muy importante para los logros posteriores del programa de cohetes soviéticos.

Perú

El peruano Pedro Paulet, que había experimentado con cohetes a lo largo de su vida en Perú, escribió una carta a El Comercio en Lima en 1927, afirmando que había experimentado con un motor de cohete líquido mientras era estudiante en París tres décadas antes. Los historiadores de los primeros experimentos con cohetes, entre ellos Max Valier, Willy Ley y John D. Clark, han dado diferente credibilidad al informe de Paulet. Valier aplaudió el diseño del cohete de propulsión líquida de Paulet en la publicación Verein für Raumschiffahrt Die Rakete y dijo que el motor tenía una "potencia asombrosa" y que sus planes eran necesarios para el futuro desarrollo de cohetes. Hermann Oberth nombraría a Paulet como pionero en cohetes en 1965. Wernher von Braun también describiría a Paulet como "el pionero del motor de propulsión de combustible líquido" y afirmó que "Paulet ayudó al hombre a llegar a la Luna". Más tarde, la Alemania nazi se acercó a Paulet y lo invitó a unirse a la Astronomische Gesellschaft para ayudar a desarrollar la tecnología de cohetes, aunque se negó a ayudar después de descubrir que el proyecto estaba destinado a ser armamentizado y nunca compartió la fórmula de su propulsor. Según el cineasta e investigador Álvaro Mejía, Federico I. Ordway III intentaría posteriormente desacreditar los descubrimientos de Paulet en el contexto de la Guerra Fría y en un esfuerzo por alejar la imagen pública de von Braun de su historia con la Alemania nazi..

Estados Unidos

El primer vuelo de un cohete de propulsor líquido tuvo lugar el 16 de marzo de 1926 en Auburn, Massachusetts, cuando el profesor estadounidense Dr. Robert H. Goddard lanzó un vehículo utilizando oxígeno líquido y gasolina como propulsores.. El cohete, denominado "Nell", se elevó sólo 41 pies durante un vuelo de 2,5 segundos que terminó en un campo de coles, pero fue una demostración importante de que los cohetes que utilizan propulsión líquida eran posibles. Goddard propuso propulsores líquidos unos quince años antes y comenzó a experimentar seriamente con ellos en 1921. El alemán-rumano Hermann Oberth publicó un libro en 1922 sugiriendo el uso de propulsores líquidos.

Alemania

En Alemania, los ingenieros y científicos quedaron cautivados por la propulsión líquida, construyéndolos y probándolos a finales de la década de 1920 dentro del Opel RAK, el primer programa de cohetes del mundo, en Rüsselsheim. Según el relato de Max Valier, el diseñador de cohetes Opel RAK, Friedrich Wilhelm Sander, lanzó dos cohetes de combustible líquido en Opel Rennbahn en Rüsselsheim el 10 y el 12 de abril de 1929. Estos cohetes Opel RAK fueron los primeros europeos, y después Goddard, el segundo cohete de combustible líquido del mundo en la historia. En su libro "Raketenfahrt", Valier describe el tamaño de los cohetes como de 21 cm de diámetro y 74 cm de longitud, con un peso de 7 kg vacío y 16 kg con combustible. El empuje máximo era de 45 a 50 kp, con un tiempo total de combustión de 132 segundos. Estas propiedades indican un bombeo de presión de gas. El objetivo principal de estas pruebas era desarrollar el sistema de propulsión líquida de cohetes para un avión Gebrüder-Müller-Griessheim en construcción para un vuelo planificado a través del Canal de la Mancha. También el historiador de vuelos espaciales Frank H. Winter, curador del Museo Nacional del Aire y el Espacio en Washington, DC, confirma que el grupo Opel estaba trabajando, además de sus cohetes de combustible sólido utilizados para récords de velocidad en tierra y los primeros tripulados del mundo. vuelos en avión-cohete con el Opel RAK.1, en cohetes de combustible líquido. En mayo de 1929, el motor producía un empuje de 200 kg (440 lb) durante más de quince minutos y, en julio de 1929, los colaboradores del Opel RAK pudieron alcanzar fases de potencia de más de treinta minutos para empujes de 300. kg (660 lb.) en la fábrica de Opel en Rüsselsheim," nuevamente según el relato de Max Valier. La Gran Depresión puso fin a las actividades del Opel RAK. Después de trabajar para el ejército alemán a principios de la década de 1930, Sander fue arrestado por la Gestapo en 1935, cuando la ingeniería de cohetes privada quedó prohibida en Alemania. Fue condenado por traición a 5 años de prisión y obligado a vender su empresa. Murió en 1938. Max Valier (a través de Arthur Rudolph y Heylandt), que murió mientras experimentaba en 1930, y Friedrich Sander. El trabajo en cohetes de combustible líquido fue confiscado por el ejército alemán, el Heereswaffenamt, y se integró en las actividades del general Walter Dornberger a principios y mediados de la década de 1930 en un campo cerca de Berlín. Max Valier fue cofundador de un grupo de investigación de aficionados, el VfR, que trabajó en cohetes líquidos a principios de la década de 1930, y muchos de cuyos miembros eventualmente se convirtieron en importantes pioneros de la tecnología de cohetes, incluido Wernher von Braun. Von Braun se desempeñó como jefe de la estación de investigación del ejército que diseñó el arma cohete V-2 para los nazis.

A finales de la década de 1930, se empezó a experimentar seriamente con el uso de la propulsión de cohetes para vuelos tripulados, cuando el Heinkel He 176 de Alemania realizó el primer vuelo tripulado propulsado por cohetes utilizando un motor de cohete líquido, diseñado por un ingeniero aeronáutico alemán. Hellmuth Walter el 20 de junio de 1939. El único avión de combate propulsado por cohetes de producción que jamás haya prestado servicio militar, el Me 163 Komet en 1944-45, también utilizó un motor de cohete líquido diseñado por Walter, el Walter. HWK 109-509, que producía hasta 1.700 kgf (16,7 kN) de empuje a máxima potencia.

Después de la Segunda Guerra Mundial

Después de la Segunda Guerra Mundial, el gobierno y el ejército estadounidenses finalmente consideraron seriamente los cohetes de propulsión líquida como armas y comenzaron a financiar trabajos en ellos. La Unión Soviética hizo lo mismo y así comenzó la carrera espacial.

En la década de 2010, los motores impresos en 3D comenzaron a utilizarse para vuelos espaciales. Ejemplos de tales motores incluyen SuperDraco utilizado en el sistema de escape de lanzamiento del SpaceX Dragon 2 y también motores utilizados para la primera o segunda etapa en vehículos de lanzamiento de Astra, Orbex, Relativity Space, Skyrora o Launcher.

Tipos

Los cohetes líquidos se han construido como cohetes monopropulsores que utilizan un solo tipo de propulsor, cohetes bipropulsores que utilizan dos tipos de propulsores o cohetes tripropelentes más exóticos que utilizan tres tipos de propulsores. Los cohetes líquidos bipropelentes generalmente utilizan un combustible líquido, como hidrógeno líquido o un combustible de hidrocarburo como RP-1, y un oxidante líquido, como oxígeno líquido. El motor puede ser un motor de cohete criogénico, en el que el combustible y el oxidante, como el hidrógeno y el oxígeno, son gases que se han licuado a temperaturas muy bajas.

Los cohetes de propulsor líquido se pueden acelerar (variar el empuje) en tiempo real y tener control de la proporción de mezcla (proporción en la que se mezclan el oxidante y el combustible); también pueden apagarse y, con un sistema de encendido adecuado o un propulsor autoencendido, reiniciarse.

Los cohetes híbridos aplican un oxidante líquido o gaseoso a un combustible sólido.

Principio de funcionamiento

Todos los motores de cohetes líquidos tienen tanques y tuberías para almacenar y transferir propulsor, un sistema de inyector, una cámara de combustión que suele ser cilíndrica y una (a veces dos o más) boquillas de cohete. Los sistemas líquidos permiten un impulso específico más alto que los sólidos y los motores de cohetes híbridos y pueden proporcionar una eficiencia de tanque muy alta.

A diferencia de los gases, un propulsor líquido típico tiene una densidad similar a la del agua, aproximadamente 0,7 a 1,4 g/cm³ (excepto el hidrógeno líquido, que tiene una densidad mucho menor), aunque solo requiere una presión relativamente modesta para evitar la vaporización. Esta combinación de densidad y baja presión permite un transporte en tanque muy ligero; aproximadamente el 1% del contenido para propulsores densos y alrededor del 10% para hidrógeno líquido (debido a su baja densidad y a la masa del aislamiento requerido).

Para la inyección en la cámara de combustión, la presión del propulsor en los inyectores debe ser mayor que la presión de la cámara; Esto se puede lograr con una bomba. Las bombas adecuadas suelen utilizar turbobombas centrífugas debido a su alta potencia y peso ligero, aunque en el pasado se han empleado bombas alternativas. Las turbobombas suelen ser extremadamente livianas y pueden ofrecer un rendimiento excelente; con un peso en la Tierra muy por debajo del 1% del empuje. De hecho, las relaciones generales entre empuje y peso del motor de cohete, incluida una turbobomba, han sido tan altas como 155:1 con el motor de cohete SpaceX Merlin 1D y hasta 180:1 con la versión de vacío.

Como alternativa, en lugar de bombas, se puede utilizar un tanque pesado de un gas inerte a alta presión, como el helio, y prescindir de la bomba; pero el delta-v que puede alcanzar la etapa suele ser mucho menor debido a la masa adicional del tanque, lo que reduce el rendimiento; pero para uso a gran altitud o vacío, la masa del tanque puede ser aceptable.

Los componentes principales de un motor de cohete son, por lo tanto, la cámara de combustión (cámara de empuje), el encendedor pirotécnico, el sistema de alimentación de propulsor, las válvulas, los reguladores, los tanques de propulsor y la boquilla del motor de cohete. En términos de alimentación de propulsores a la cámara de combustión, los motores de propulsor líquido se alimentan por presión o por bomba, y los motores alimentados por bomba funcionan en un ciclo de generador de gas, un ciclo de combustión por etapas o un ciclo de expansión.

Un motor de cohete líquido se puede probar antes de su uso, mientras que para un motor de cohete sólido se debe aplicar una rigurosa gestión de calidad durante la fabricación para garantizar una alta confiabilidad. Un motor de cohete líquido también suele poder reutilizarse para varios vuelos, como en los cohetes de las series Space Shuttle y Falcon 9, aunque la reutilización de motores de cohetes sólidos también se demostró eficazmente durante el programa del transbordador.

El uso de propulsores líquidos puede estar asociado con una serie de problemas:

• Debido a que el propulsor es una proporción muy grande de la masa del vehículo, el centro de desplazamientos de masa significativamente hacia atrás como se utiliza el propulsor; uno normalmente perderá el control del vehículo si su masa central se acerca demasiado al centro de arrastre/presión.
• Cuando se opera en un ambiente, la presurización de los tanques de propulsión típicamente muy delgados debe garantizar una presión de calibre positiva en todo momento para evitar el colapso catastrófico del tanque.
• Los propulsantes líquidos están sujetos a Slosh, que ha ocasionado con frecuencia la pérdida de control del vehículo. Esto se puede controlar con bultos en los tanques, así como leyes de control juiciosas en el sistema de guía.
• Pueden sufrir de oscilación de pogo donde el cohete sufre de ciclos de aceleración no cargados.
• Los propulsores líquidos a menudo necesitan motores de ullage en gravedad cero o durante el estancamiento para evitar chupar gas en motores al comienzo. También están sujetos a vórtices dentro del tanque, especialmente hacia el final de la quemadura, lo que también puede resultar en que el gas se succione en el motor o la bomba.
• Los propulsores líquidos pueden filtrar, especialmente el hidrógeno, posiblemente conduciendo a la formación de una mezcla explosiva.
• Los Turbopumps para bombear propulsores líquidos son complejos de diseño, y pueden sufrir graves modos de falla, como la sobreaceleración si se ejecutan fragmentos secos o de cocción a alta velocidad si las partículas metálicas del proceso de fabricación entran en la bomba.
• Propulsantes criogénicos, como oxígeno líquido, congelar vapor de agua atmosférica en hielo. Esto puede dañar o bloquear sellos y válvulas y puede causar fugas y otros fallos. Evitar este problema a menudo requiere largo Enfriamiento procedimientos que intentan eliminar tanto del vapor del sistema como sea posible. El hielo también puede formar en el exterior del tanque, y luego caer y dañar el vehículo. El aislamiento de espuma externa puede causar problemas como muestra el desastre de Space Shuttle Columbia. Los propulsantes no cancerígenos no causan tales problemas.
• Los cohetes líquidos no almacenables requieren una preparación considerable inmediatamente antes del lanzamiento. Esto los hace menos prácticos que los cohetes sólidos para la mayoría de los sistemas de armas.

Propelentes

A lo largo de los años se han probado miles de combinaciones de combustibles y oxidantes. Algunos de los más comunes y prácticos son:

Criogénico

• Oxigeno líquido (LOX, O₂) e hidrógeno líquido (LH2, H₂) – Motores principales del transbordador espacial, etapa central del sistema de lanzamiento espacial, Ariane 5 etapa principal y la segunda etapa de Ariane 5 ECA, el BE-3 de la nueva plataforma del origen azul, la primera y segunda etapa del Delta IV, las etapas superiores de la Ares I, Saturno V etapas segunda y tercera, Saturn IB, y Saturno I, así como la etapa de cohete Centaur, las etapas superiores del 3 de marzo, 8 de Long March Las principales ventajas de esta mezcla son una quemadura limpia (el vapor de agua es el único producto de combustión) y un alto rendimiento.
• Oxigeno líquido (LOX) y metano líquido (CH)₄, gas natural licuado, GNL) – los motores Raptor en desarrollo (SpaceX) y BE-4 (Blue Origin). (Ver también Propulsion Cryogenics " Advanced Development project of NASA, and Project Morpheus.)

Una de las mezclas más eficientes, oxígeno e hidrógeno, sufre las temperaturas extremadamente bajas necesarias para almacenar hidrógeno líquido (alrededor de 20 K o −253,2 °C o −423,7 °F) y una densidad de combustible muy baja (70 kg/m ³ o 4,4 lb/cu ft, en comparación con el RP-1 de 820 kg/m³ o 51 lb/cu ft), lo que requiere tanques grandes que también deben ser livianos y aislante. El aislamiento de espuma ligera en el tanque externo del transbordador espacial provocó la destrucción del transbordador espacial Columbia, cuando una pieza se soltó, dañó su ala y provocó que se rompiera en la atmósfera. reentrada.

El metano líquido/GNL tiene varias ventajas sobre el LH₂. Su rendimiento (impulso máximo específico) es inferior al del LH₂ pero superior al del RP1 (queroseno) y propulsores sólidos, y su mayor densidad, al igual que otros combustibles de hidrocarburos, proporciona un mayor empuje a ratios de volumen que LH₂, aunque su densidad no es tan alta como la de RP1. Esto lo hace especialmente atractivo para sistemas de lanzamiento reutilizables porque una mayor densidad permite motores, tanques de propulsor y sistemas asociados más pequeños. El GNL también se quema con menos o nada de hollín (menos o nada de coquización) que el RP1, lo que facilita la reutilización en comparación con él, y el GNL y el RP1 se queman a menor temperatura que el LH₂, por lo que el GNL y el RP1 no deforman el interior. estructuras del motor tanto. Esto significa que los motores que queman GNL se pueden reutilizar más que los que queman RP1 o LH₂. A diferencia de los motores que queman LH₂, tanto los motores RP1 como los de GNL pueden diseñarse con un eje compartido con una sola turbina y dos turbobombas, una para LOX y otra para LNG/RP1. En el espacio, el GNL no necesita calentadores para mantenerse líquido, a diferencia del RP1. El GNL es menos costoso y está disponible en grandes cantidades. Puede almacenarse durante períodos de tiempo más prolongados y es menos explosivo que la LH₂.

Semi-criogénico

• Oxígeno líquido (LOX) y RP-1 (keroseno) – La primera etapa de Saturno V, cohete Zenit, vehículos R-7, incluyendo Soyuz, Delta, Saturno I, y Saturno IB, cohetes Titan I y Atlas, Falcon 1 y Falcon 9, Long March 5, Long March 6, Long March 7 y Long March 8 primeras etapas.
• Oxigeno líquido (LOX) y alcohol (etanol, C₂H₅OH) – cohetes líquidos tempranos, como alemán (la Segunda Guerra Mundial) A4, aka V-2, y Redstone
• oxígeno líquido (LOX) y gasolina – el primer cohete líquido de Robert Goddard
• Oxigeno líquido (LOX) y monóxido de carbono (CO) – propuesto para un Marte Hopper vehículo (con un impulso específico de aproximadamente 250s), principalmente porque el monóxido de carbono y el oxígeno pueden ser producidos directamente por el electrolisis de Zirconia de la atmósfera marciana sin requerir el uso de cualquiera de los recursos hídricos marcianos para obtener hidrógeno.

No criogénico/almacenable/hipergólico

Muchos bipropulsores no criogénicos son hipergólicos (autoinflamables).

• T-Stoff (80% peróxido de hidrógeno, H₂O₂ como el oxidante) y C-Stoff (metanol, CH₃Oh., e hidratación de la hidroacina, N₂H₄·n(H₂O) como combustible) – utilizado para la familia de motores Hellmuth-Walter-Werke HWK 109-509A, -B y -C utilizado en la familia de motores Messerschmitt Me 163B Komet, un avión de combate de cohetes operativo de la Segunda Guerra Mundial, y Ba 349 Natter tripulaba prototipos de interceptor VTO.
• Ácido nítrico (HNO)₃) y queroseno – soviético BI-1 y prototipos de cohetes MiG I-270, Scud-A, aka SS-1 SRBM
• Inhibido ácido nítrico de fuming rojo (IRFNA, HNO₃ + N₂O₄) y la hidracina de dimetilina no simétrica (UDMH, (CH)₃)₂N₂H₂) – Soviet Scud-C, aka SS-1-c,-d,-e
• Ácido nítrico 73% con tetroxido de dintrógeno 27% (AK27) y mezcla de queroseno/gasolina (TM-185) – varios misiles balísticos rusos de guerra fría (R-12, Scud-B,-D), Irán: Shahab-5, Corea del Norte: Taepodong-2
• Peróxido de alta prueba (H₂O₂) y queroseno – Reino Unido (1970s) Black Arrow, USA Development (o estudio): BA-3200
• Hydrazine (N₂H₄) y ácido nítrico fuming rojo – MIM-3 Nike Ajax Antiaircraft Rocket
• dimetilhidrazina no simétrica (UDMH) y tetroxido dinitrógeno (NNN)₂O₄) – Proton, Rokot, Long March 2 (utilizado para lanzar vehículos de tripulación Shenzhou.)

• 

  Aerozina 50 (50% UDMH, 50% hidroazina) y tetroxido de dinitrógeno (N₂O₄) – Titanes 2-4, módulo lunar Apolo, módulo de servicio Apolo, sondas interplanetarias (como Voyager 1 y Voyager 2)
• Monomethylhydrazine (MMH, (CH)₃)HN₂H₂) y tetroxido dintrógeno (NN)₂O₄) – Motores de maniobra orbital del orbitador espacial (OMS) y propulsores del sistema de control de reacción (RCS). Los motores Draco y SuperDraco de SpaceX para la nave espacial Dragon.

Para los misiles balísticos intercontinentales almacenables y la mayoría de las naves espaciales, incluidos los vehículos tripulados, las sondas planetarias y los satélites, almacenar propulsores criogénicos durante períodos prolongados es inviable. Por este motivo, para este tipo de aplicaciones se utilizan generalmente mezclas de hidracina o sus derivados en combinación con óxidos de nitrógeno, pero son tóxicas y cancerígenas. En consecuencia, para mejorar el manejo, algunos vehículos tripulados como el Dream Chaser y el Space Ship Two planean utilizar cohetes híbridos con combinaciones de combustible y oxidantes no tóxicos.

Inyectores

La implementación del inyector en cohetes líquidos determina el porcentaje del rendimiento teórico de la boquilla que se puede alcanzar. Un rendimiento deficiente del inyector hace que el propulsor sin quemar salga del motor, lo que genera una eficiencia deficiente.

Además, los inyectores también suelen ser clave para reducir las cargas térmicas en la boquilla; Al aumentar la proporción de combustible alrededor del borde de la cámara, se obtienen temperaturas mucho más bajas en las paredes de la boquilla.

Tipos de inyectores

Los inyectores pueden ser tan simples como una serie de orificios de pequeño diámetro dispuestos en patrones cuidadosamente construidos a través de los cuales viajan el combustible y el oxidante. La velocidad del flujo está determinada por la raíz cuadrada de la caída de presión a través de los inyectores, la forma del orificio y otros detalles como la densidad del propulsor.

Los primeros inyectores utilizados en el V-2 crearon chorros paralelos de combustible y oxidante que luego se quemaron en la cámara. Esto dio una eficiencia bastante pobre.

Hoy en día, los inyectores consisten clásicamente en una serie de pequeños orificios que dirigen chorros de combustible y oxidante para que colisionen en un punto en el espacio a poca distancia de la placa del inyector. Esto ayuda a dividir el flujo en pequeñas gotas que se queman más fácilmente.

Los principales tipos de inyectores son

• Cabeza de ducha
• Doble de autoimpresión
• Triturador de tracción cruzada
• Centripetal o swirling
• Pintle

El inyector de pivote permite un buen control de la mezcla de combustible y oxidante en una amplia gama de caudales. El inyector de pivote se utilizó en los motores del Módulo Lunar Apollo (Sistema de Propulsión de Descenso) y en el motor Kestrel, actualmente se utiliza en el motor Merlin de los cohetes Falcon 9 y Falcon Heavy.

El motor RS-25 diseñado para el transbordador espacial utiliza un sistema de postes estriados, que utilizan hidrógeno calentado del prequemador para vaporizar el oxígeno líquido que fluye a través del centro de los postes y esto mejora la velocidad y la estabilidad del proceso de combustión.; Los motores anteriores, como el F-1 utilizado para el programa Apollo, tenían problemas importantes con las oscilaciones que conducían a la destrucción de los motores, pero esto no fue un problema en el RS-25 debido a este detalle de diseño.

Valentin Glushko inventó el inyector centrípeto a principios de la década de 1930 y se ha utilizado casi universalmente en los motores rusos. Se aplica un movimiento de rotación al líquido (y a veces se mezclan los dos propulsores), luego se expulsa a través de un pequeño orificio, donde forma una lámina en forma de cono que se atomiza rápidamente. El primer motor líquido de Goddard utilizó un solo inyector de impacto. Los científicos alemanes durante la Segunda Guerra Mundial experimentaron con inyectores impactantes sobre placas planas, utilizados con éxito en el misil Wasserfall.

Estabilidad de la combustión

Para evitar inestabilidades como el resoplido, que es una oscilación de velocidad relativamente baja, el motor debe diseñarse con suficiente caída de presión a través de los inyectores para que el flujo sea en gran medida independiente de la presión de la cámara. Esta caída de presión normalmente se logra utilizando al menos el 20% de la presión de la cámara a través de los inyectores.

Sin embargo, especialmente en motores más grandes, se desencadena fácilmente una oscilación de combustión a alta velocidad, y esto no se comprende bien. Estas oscilaciones de alta velocidad tienden a alterar la capa límite del lado del gas del motor, y esto puede causar que el sistema de enfriamiento falle rápidamente, destruyendo el motor. Este tipo de oscilaciones son mucho más comunes en motores grandes y plagaron el desarrollo del Saturn V, pero finalmente fueron superadas.

Algunas cámaras de combustión, como las del motor RS-25, utilizan resonadores Helmholtz como mecanismos de amortiguación para detener el crecimiento de determinadas frecuencias resonantes.

Para evitar estos problemas, el diseño del inyector RS-25 hizo un gran esfuerzo para vaporizar el propulsor antes de inyectarlo en la cámara de combustión. Aunque se utilizaron muchas otras características para garantizar que no se produjeran inestabilidades, investigaciones posteriores demostraron que estas otras características eran innecesarias y que la combustión en fase gaseosa funcionó de manera confiable.

Las pruebas de estabilidad a menudo implican el uso de pequeños explosivos. Estos se detonan dentro de la cámara durante el funcionamiento y provocan una excitación impulsiva. Al examinar la traza de presión de la cámara para determinar qué tan rápido desaparecen los efectos de la perturbación, es posible estimar la estabilidad y rediseñar las características de la cámara si es necesario.

Ciclos del motor

Para los cohetes de propulsor líquido, se utilizan comúnmente cuatro formas diferentes de impulsar la inyección del propulsor en la cámara.

El combustible y el oxidante deben bombearse a la cámara de combustión contra la presión de los gases calientes que se queman, y la potencia del motor está limitada por la velocidad a la que se puede bombear el propulsor a la cámara de combustión. Para uso atmosférico o de lanzador, los ciclos del motor de alta presión y, por lo tanto, de alta potencia son deseables para minimizar la resistencia a la gravedad. Para uso orbital, los ciclos de energía más bajos suelen estar bien.

Ciclo de presión

Los propulsantes son forzados a entrar de tanques presurizados (relativamente pesados). Los tanques pesados significan que una presión relativamente baja es óptima, limitando la potencia del motor, pero todo el combustible se quema, permitiendo una alta eficiencia. El presurante utilizado es frecuentemente helio debido a su falta de reactividad y baja densidad. Ejemplos: AJ-10, utilizado en el transbordador espacial OMS, Apolo SPS, y la segunda etapa del Delta II.

Bomba eléctrica

Un motor eléctrico, generalmente un motor eléctrico DC sin cepillos, conduce las bombas. El motor eléctrico está alimentado por una batería. Es relativamente sencillo implementar y reducir la complejidad del diseño de turbomachinery, pero a expensas de la masa seca extra de la batería. Ejemplo motor es el Rutherford diseñado y utilizado por Rocket Lab.

Ciclo de generador de gas

Un pequeño porcentaje de los propulsores se quema en un preburner para alimentar una turbomba y luego se agota mediante una boquilla separada, o baja en la principal. Esto resulta en una reducción de la eficiencia ya que el escape aporta poco o ningún empuje, pero las turbinas de la bomba pueden ser muy grandes, permitiendo motores de alta potencia. Ejemplos: Saturno V F-1 y J-2, Delta IV RS-68, Ariane 5's HM7B, Falcon 9's Merlin.

Ciclo de cierre

Toma gases calientes de la cámara de combustión principal del motor de cohetes y los recorre a través de turbobulinas de motor para bombear propelente, entonces se agota. Dado que no todos los propulsores fluyen a través de la cámara de combustión principal, el ciclo de pulsación se considera un motor de ciclo abierto. Ejemplos son el J-2S y BE-3.

Ciclo de expansión

El combustible criogénico (hidrógeno o metano) se utiliza para enfriar las paredes de la cámara de combustión y la boquilla. El calor absorbido vaporiza y expande el combustible que se utiliza para conducir las turbobulinas antes de entrar en la cámara de combustión, lo que permite una alta eficiencia, o se ensancha sobrebordo, lo que permite unas turbobulinas de mayor potencia. El calor limitado disponible para vaporizar el combustible limita la potencia del motor. Ejemplos: RL10 para las segundas etapas de Atlas V y Delta IV (ciclo cerrado), LE-5 de H-II (ciclo de sangre).

Ciclo de combustión en estadios

Una mezcla rica en combustible o oxidante se quema en un preburner y luego conduce turbobulinas, y este escape de alta presión se alimenta directamente en la cámara principal donde el resto del combustible o óxido se somete a combustión, lo que permite presiones muy altas y eficiencia. Ejemplos: TCME, RD-191, LE-7.

Ciclo de combustión de corriente completa

Las mezclas ricas en combustible y oxidante se queman en preburners separados y conducen las turbobulinas, luego tanto los escapes de alta presión, un oxígeno rico y el otro combustible rico, se alimentan directamente en la cámara principal donde se combinan y combustan, permitiendo altas presiones y alta eficiencia. Ejemplo: SpaceX Raptor.

Compensaciones del ciclo del motor

La selección del ciclo del motor es uno de los primeros pasos en el diseño de un motor de cohete. De esta selección surgen una serie de compensaciones, algunas de las cuales incluyen:

Enfriamiento

Los inyectores suelen estar dispuestos de manera que se crea una capa rica en combustible en la pared de la cámara de combustión. Esto reduce la temperatura allí, y aguas abajo hasta la garganta e incluso dentro de la boquilla y permite que la cámara de combustión funcione a una presión más alta, lo que permite utilizar una boquilla con una relación de expansión más alta que proporciona un I_{SP más alto.} y un mejor rendimiento del sistema. Un motor de cohete líquido a menudo emplea enfriamiento regenerativo, que utiliza el combustible o, menos comúnmente, el oxidante para enfriar la cámara y la boquilla.

Encendido

La ignición se puede realizar de muchas maneras, pero quizás más con propulsores líquidos que con otros cohetes se requiere una fuente de ignición consistente y significativa; un retraso en el encendido (en algunos casos tan pequeño como unas pocas decenas de milisegundos) puede provocar una sobrepresión en la cámara debido al exceso de propulsor. Un arranque brusco puede incluso provocar la explosión del motor.

Generalmente, los sistemas de encendido intentan aplicar llamas a través de la superficie del inyector, con un flujo másico de aproximadamente el 1 % del flujo másico total de la cámara.

A veces se utilizan interbloqueos de seguridad para garantizar la presencia de una fuente de ignición antes de que se abran las válvulas principales; sin embargo, la confiabilidad de los enclavamientos puede en algunos casos ser menor que la del sistema de encendido. Por lo tanto, depende de si el sistema debe ser a prueba de fallas o si el éxito general de la misión es más importante. Los enclavamientos rara vez se utilizan para etapas superiores sin tripulación donde una falla del enclavamiento causaría la pérdida de la misión, pero están presentes en el motor RS-25 para apagar los motores antes del despegue del transbordador espacial. Además, la detección de un encendido exitoso del encendedor es sorprendentemente difícil; algunos sistemas utilizan cables delgados que son cortados por las llamas; los sensores de presión también han tenido algún uso.

Los métodos de ignición incluyen pirotécnicos, eléctricos (chispa o alambre caliente) y químicos. Los propulsores hipergólicos tienen la ventaja de autoencenderse, de manera confiable y con menos posibilidades de arranques bruscos. En la década de 1940, los rusos comenzaron a arrancar motores con hipergoles, para luego cambiar a los propulsores primarios después del encendido. Este también se utilizó en el motor de cohete estadounidense F-1 del programa Apolo.

Ignición con un agente pirofórico: el trietilaluminio se enciende al contacto con el aire y se enciende y/o se descompone al contacto con agua y con cualquier otro oxidante; es una de las pocas sustancias suficientemente pirofóricas para encenderse al contacto con oxígeno líquido criogénico.. La entalpía de combustión, Δ_cH°, es −5.105,70 ± 2,90 kJ/mol (−1.220,29 ± 0,69 kcal/mol). Su fácil encendido lo hace particularmente deseable como encendedor de motores de cohetes. Puede usarse junto con trietilborano para crear trietilaluminio-trietilborano, más conocido como TEA-TEB.

Fuentes citadas

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• Siddiqi, Asif (2000). Desafío a Apolo: la Unión Soviética y la carrera espacial, 1945-1974 (PDF). Washington, D.C: National Aeronautics and Space Administration, NASA History Div. Retrieved 21 de julio 2022.