Cohete monopropulsor

Un cohete monopropulsor (o "cohete monoquímico") es un cohete que utiliza una sola sustancia química como propulsor.

Cohetes monopropelentes de reacción química

En el caso de los cohetes monopropulsores que dependen de una reacción química, la potencia de la reacción propulsora y el empuje resultante los proporciona el propio producto químico. Es decir, la energía necesaria para propulsar la nave espacial está contenida dentro de los enlaces químicos de las moléculas químicas involucradas en la reacción.

El monopropulsor más utilizado es la hidracina (N₂H₄), una sustancia química que es un fuerte agente reductor. El catalizador más común es la alúmina granular (óxido de aluminio) recubierta de iridio. Estos gránulos revestidos suelen estar bajo las etiquetas comerciales Aerojet S-405 (anteriormente fabricado por Shell) o W.C.Heraeus H-KC 12 GA (anteriormente fabricado por Kali Chemie). No hay encendedor con hidracina. Aerojet S-405 es un catalizador espontáneo, es decir, la hidracina se descompone al contacto con el catalizador. La descomposición es altamente exotérmica y produce un gas de 1000 °C (1830 °F) que es una mezcla de nitrógeno, hidrógeno y amoníaco. El principal factor limitante del cohete monopropulsor es su vida útil, que depende principalmente de la vida útil del catalizador. El catalizador puede estar sujeto a veneno catalítico y desgaste catalítico que da como resultado la falla del catalizador. Otro monopropulsor es el peróxido de hidrógeno, que, cuando se purifica al 90% o una concentración mayor, se autodescompone a altas temperaturas o cuando está presente un catalizador.

La mayoría de los sistemas de cohetes monopropulsores de reacción química consisten en un tanque de combustible, generalmente una esfera de titanio o aluminio, con un contenedor de caucho de etileno-propileno o un dispositivo de manejo de propulsor de tensión superficial lleno con el combustible. Luego, el tanque se presuriza con helio o nitrógeno, lo que empuja el combustible hacia los motores. Un tubo conduce desde el tanque a una válvula de asiento y luego a la cámara de descomposición del motor cohete. Por lo general, un satélite tendrá no solo un motor, sino de dos a doce, cada uno con su propia válvula.

Los motores de cohetes de control de actitud para satélites y sondas espaciales suelen ser muy pequeños, de unos 25 mm (0,98 pulgadas) de diámetro, y están montados en grupos que apuntan en cuatro direcciones (dentro de un avión).

El cohete se dispara cuando la computadora envía corriente continua a través de un pequeño electroimán que abre la válvula de asiento. El disparo suele ser muy breve, unos pocos milisegundos y, si se opera en el aire, sonaría como una piedra arrojada contra un bote de basura de metal; si está encendido por mucho tiempo, haría un silbido penetrante.

Los monopropelentes de reacción química no son tan eficientes como otras tecnologías de propulsión. Los ingenieros eligen sistemas monopropulsores cuando la necesidad de simplicidad y confiabilidad supera la necesidad de un alto impulso entregado. Si el sistema de propulsión debe producir grandes cantidades de empuje o tener un impulso específico alto, como en el motor principal de una nave espacial interplanetaria, se utilizan otras tecnologías.

Propulsores monopropulsores termosolares

Un concepto para proporcionar depósitos de propulsor en órbita terrestre baja (LEO) que podrían usarse como estaciones de paso para que otras naves espaciales se detengan y reposten en el camino a misiones más allá de LEO ha propuesto que el hidrógeno gaseoso desperdiciado, un subproducto inevitable de largas El almacenamiento de hidrógeno líquido a largo plazo en el entorno de calor radiativo del espacio sería utilizable como monopropulsor en un sistema de propulsión solar térmica. El hidrógeno residual se utilizaría de manera productiva tanto para el mantenimiento de la posición orbital como para el control de la actitud, así como para proporcionar un propulsor y un empuje limitados para maniobras orbitales a fin de reunirse mejor con otras naves espaciales que estarían llegando para recibir combustible del depósito.

Los propulsores monopropulsores solares térmicos también son parte integral del diseño de un cohete criogénico de etapa superior de última generación propuesto por la empresa estadounidense United Launch Alliance (ULA). La Etapa Evolucionada Común Avanzada (ACES) está pensada como una etapa superior de menor costo, más capaz y más flexible que complementaría, y quizás reemplazaría, los vehículos de etapa superior ULA Centaur y ULA Delta Cryogenic Second Stage (DCSS) existentes. La opción ACES Integrated Vehicle Fluids elimina toda la hidracina y el helio del vehículo espacial, que normalmente se utiliza para el control de actitud y el mantenimiento de la estación, y depende, en cambio, de propulsores monohélice solares térmicos que utilizan hidrógeno residual.

Nuevos desarrollos

La NASA está desarrollando un nuevo sistema de propulsión monopropulsor para naves espaciales pequeñas y económicas con requisitos delta-v en el rango de 10 a 150 m/s. Este sistema se basa en una mezcla monopropelente de nitrato de hidroxilamonio (HAN)/agua/combustible que es extremadamente densa, ambientalmente benigna y promete buen rendimiento y simplicidad.

La empresa EURENCO Bofors produjo LMP-103S como sustituto 1 a 1 de la hidracina disolviendo un 65 % de dinitramida de amonio, NH₄N(NO₂)₂, en solución acuosa al 35% de metanol y amoníaco. LMP-103S tiene un impulso específico un 6 % más alto y una densidad de impulso un 30 % más alta que el monopropulsor de hidracina. Además, la hidracina es altamente tóxica y cancerígena, mientras que LMP-103S es moderadamente tóxica. LMP-103S es UN Class 1.4S que permite el transporte en aviones comerciales y se demostró en el satélite Prisma en 2010. No se requiere manejo especial. LMP-103S podría reemplazar a la hidracina como el monopropulsor más utilizado.