Motor de cohete

RS-68 siendo probado en el Centro Espacial Stennis de la NASA

Motor de cohete Viking 5C usado en Ariane 1 a Ariane 4

Un motor de cohete utiliza propulsores de cohetes almacenados como masa de reacción para formar un chorro propulsor de fluido de alta velocidad, generalmente gas a alta temperatura. Los motores de cohetes son motores de reacción, que producen empuje expulsando masa hacia atrás, de acuerdo con la tercera ley de Newton. La mayoría de los motores de cohetes utilizan la combustión de productos químicos reactivos para suministrar la energía necesaria, pero también existen formas que no se queman, como los propulsores de gas frío y los cohetes térmicos nucleares. Los vehículos propulsados por motores de cohetes se denominan comúnmente cohetes. Los vehículos cohete llevan su propio oxidante, a diferencia de la mayoría de los motores de combustión, por lo que los motores cohete pueden usarse en el vacío para propulsar naves espaciales y misiles balísticos.

En comparación con otros tipos de motores a reacción, los motores de cohetes son los más livianos y tienen el mayor empuje, pero son los menos eficientes en términos de propulsión (tienen el impulso específico más bajo). El escape ideal es el hidrógeno, el más ligero de todos los elementos, pero los cohetes químicos producen una mezcla de especies más pesadas, lo que reduce la velocidad de escape.

Los motores de los cohetes se vuelven más eficientes a altas velocidades debido al efecto Oberth.

Terminología

Aquí, "cohete" se utiliza como abreviatura de "motor cohete".

Los cohetes térmicos utilizan un propulsor inerte, calentado por electricidad (propulsión electrotérmica) o un reactor nuclear (cohete nuclear térmico).

Los cohetes químicos funcionan mediante reacciones químicas exotérmicas de reducción-oxidación del propulsor:

• cohetes de combustible sólido (o cohetes propulsantes sólidos o motores) son cohetes químicos que utilizan propelente en un estado sólido.
• cohetes propulsantes líquidos use uno o más propulsores en estado líquido alimentados de tanques.
• cohetes híbridos utilizar un propulsor sólido en la cámara de combustión, a la que se añade un segundo óxido de líquido o gas o propelente para permitir la combustión.
• cohetes monopropulsores use un solo propulsor descompuesto por un catalizador. Los monopropellantes más comunes son la hidroazina y el peróxido de hidrógeno.

Principio de funcionamiento

Esquema simplificada de un cohete de combustible líquido.

1. Tanque de combustible líquido
2. Tanque de óxido líquido
3. Bombas alimentan combustible y óxido bajo alta presión
4. La cámara de combustión mezcla y quema los propulsantes.
5. Boquilla de escape expande y acelera el chorro de gas para producir empuje
6. Boquilla de salida de escape

Esquema simplificada de un cohete de combustible sólido.

1. Mezcla de óxido de combustible sólido (propellante) embalada en casquillo
2. Igniter inicia la combustión propelente
3. Agujero central en propulsión actúa como cámara de combustión
4. Boquilla de escape expande y acelera el chorro de gas para producir empuje
5. Boquilla de salida de escape

Los motores de cohetes producen empuje mediante la expulsión de un fluido de escape que ha sido acelerado a alta velocidad a través de una tobera propulsora. El fluido suele ser un gas creado por la combustión a alta presión (150 a 4350 libras por pulgada cuadrada (10 a 300 bar)) de propulsores sólidos o líquidos, que consisten en componentes de combustible y oxidantes, dentro de una cámara de combustión. A medida que los gases se expanden a través de la boquilla, se aceleran a una velocidad muy alta (supersónica) y la reacción empuja al motor en la dirección opuesta. La combustión se usa con mayor frecuencia para cohetes prácticos, ya que las leyes de la termodinámica (específicamente el teorema de Carnot) dictan que las altas temperaturas y presiones son deseables para la mejor eficiencia térmica. Los cohetes térmicos nucleares son capaces de lograr mayores eficiencias, pero actualmente tienen problemas ambientales que impiden su uso rutinario en la atmósfera terrestre y el espacio cislunar.

Para los modelos de cohetes, una alternativa disponible a la combustión es el cohete de agua presurizado con aire comprimido, dióxido de carbono, nitrógeno o cualquier otro gas inerte fácilmente disponible.

Propelente

El propulsor de cohetes es una masa que se almacena, generalmente en algún tipo de tanque, o dentro de la propia cámara de combustión, antes de ser expulsado de un motor de cohete en forma de chorro de fluido para producir empuje.

Los propulsores de cohetes químicos son los más utilizados. Estos sufren reacciones químicas exotérmicas que producen un chorro de gas caliente para su propulsión. Alternativamente, una masa de reacción químicamente inerte puede calentarse mediante una fuente de energía de alta energía a través de un intercambiador de calor en lugar de una cámara de combustión.

Los propulsores sólidos para cohetes se preparan en una mezcla de combustible y componentes oxidantes llamados grano, y la carcasa de almacenamiento del propulsor se convierte efectivamente en la cámara de combustión.

Inyección

Los cohetes de combustible líquido obligan a separar los componentes del combustible y del oxidante a la cámara de combustión, donde se mezclan y queman. Los motores de cohetes híbridos utilizan una combinación de propulsores sólidos y líquidos o gaseosos. Tanto los cohetes líquidos como los híbridos utilizan inyectores para introducir el propulsor en la cámara. Estos son a menudo una serie de chorros simples: agujeros a través de los cuales el propulsor escapa bajo presión; pero a veces pueden ser boquillas de aspersión más complejas. Cuando se inyectan dos o más propulsores, los chorros generalmente provocan deliberadamente que los propulsores choquen, ya que esto descompone el flujo en gotas más pequeñas que se queman más fácilmente.

Cámara de combustión

Para los cohetes químicos, la cámara de combustión suele ser cilíndrica y no se necesitan soportes de llama, que se utilizan para mantener una parte de la combustión en una parte de la cámara de combustión que fluye más lentamente. Las dimensiones del cilindro son tales que el propulsor puede arder completamente; diferentes propulsores de cohetes requieren diferentes tamaños de cámaras de combustión para que esto ocurra.

Esto lleva a un número llamado LAlternativa Alternativa {displaystyle L^{*}, la longitud característica:

LAlternativa Alternativa =VcAt{displaystyle L^{*}={frac {c} {c}} {c}}} {c}}} {c}}}} {c}}} {c}}}}}}}} {c}}}}}}} {c}}}}}}}}}}}} {c}}}}}}}}} {c}}}}}}}}}}}}}}}}} {}}}}}}}}}}} {}}}}}}}}}}}}}}} {c}}}}}}}}}}} {c}}}}}}}}}}}}}}}} {}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}} {c}}}}}}}}}}}}}}}} {c}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}}

donde:

• Vc{displaystyle V_{c} es el volumen de la cámara
• At{displaystyle A_{t} es el área de la garganta de la boquilla.

L* suele estar en el rango de 64 a 152 centímetros (25 a 60 pulgadas).

Las temperaturas y presiones que normalmente se alcanzan en la cámara de combustión de un cohete para lograr una eficiencia térmica práctica son extremas en comparación con un motor a reacción que respira aire sin postcombustión. No hay nitrógeno atmosférico presente para diluir y enfriar la combustión, por lo que la mezcla propulsora puede alcanzar proporciones estequiométricas verdaderas. Esto, en combinación con las altas presiones, significa que la tasa de conducción de calor a través de las paredes es muy alta.

Para que el combustible y el oxidante fluyan hacia la cámara, la presión de los propulsores que ingresan a la cámara de combustión debe exceder la presión dentro de la propia cámara de combustión. Esto se puede lograr mediante una variedad de enfoques de diseño que incluyen turbobombas o, en motores más simples, a través de una presión de tanque suficiente para hacer avanzar el flujo de fluido. La presión del tanque se puede mantener por varios medios, incluido un sistema de presurización de helio a alta presión común a muchos motores de cohetes grandes o, en algunos sistemas de cohetes más nuevos, mediante una purga de gas a alta presión del ciclo del motor para presurizar de forma autógena el propulsor. tanques Por ejemplo, el sistema de gas de autopresurización de SpaceX Starship es una parte fundamental de la estrategia de SpaceX para reducir los fluidos del vehículo de lanzamiento de cinco en su familia de vehículos heredada Falcon 9 a solo dos en Starship, eliminando no solo el tanque presurizante de helio sino todos propulsores hipergólicos, así como nitrógeno para propulsores de control de reacción de gas frío.

Boquilla

El empuje de cohetes es causado por presiones que actúan en la cámara de combustión y boquilla. Desde la tercera ley de Newton, las presiones iguales y opuestas actúan sobre el escape, y esto lo acelera a altas velocidades.

Se permite que el gas caliente producido en la cámara de combustión escape a través de una abertura (la "garganta") y luego a través de una sección de expansión divergente. Cuando se proporciona suficiente presión a la boquilla (alrededor de 2,5 a 3 veces la presión ambiental), la boquilla se ahoga y se forma un chorro supersónico que acelera drásticamente el gas, convirtiendo la mayor parte de la energía térmica en energía cinética. Las velocidades de escape varían, según la relación de expansión para la que está diseñada la boquilla, pero no son infrecuentes velocidades de escape de hasta diez veces la velocidad del sonido en el aire al nivel del mar. Aproximadamente la mitad del empuje del motor cohete proviene de las presiones desequilibradas dentro de la cámara de combustión, y el resto proviene de las presiones que actúan contra el interior de la tobera (ver diagrama). A medida que el gas se expande (adiabáticamente), la presión contra las paredes de la tobera fuerza al motor del cohete en una dirección mientras acelera el gas en la otra.

Los cuatro regímenes de expansión de una boquilla de Laval: • infraexpandidos • perfectamente expandidos • sobreexpandidos • bruscamente sobreexpandidos

La boquilla más utilizada es la boquilla de Laval, una boquilla de geometría fija con un alto índice de expansión. La gran extensión de la boquilla en forma de campana o cono más allá de la garganta le da al motor cohete su forma característica.

La presión estática de salida del chorro de escape depende de la presión de la cámara y de la relación entre la salida y el área de la garganta de la boquilla. Como la presión de salida varía de la presión ambiental (atmosférica), se dice que una boquilla obstruida es

• de gastos inferiores a los previstos (exit pressure greater than ambient),
• perfectamente ampliada (exit pressure equals ambient),
• sobre gastos (exit pressure less than ambient; shock diamonds form outside the nozzle), or
• en cifras brutas sobre gastos (una onda de choque forma dentro de la extensión de la boquilla).

En la práctica, la expansión perfecta solo se puede lograr con una boquilla de área de salida variable (dado que la presión ambiental disminuye a medida que aumenta la altitud), y no es posible por encima de cierta altitud cuando la presión ambiental se aproxima a cero. Si la boquilla no se expande perfectamente, se produce una pérdida de eficacia. Las boquillas muy sobreexpandidas pierden menos eficiencia, pero pueden causar problemas mecánicos con la boquilla. Las boquillas de área fija se expanden progresivamente menos a medida que ganan altitud. Casi todas las boquillas de Laval se sobreexpandirán momentáneamente durante el arranque en una atmósfera.

La eficiencia de la boquilla se ve afectada por la operación en la atmósfera porque la presión atmosférica cambia con la altitud; pero debido a las velocidades supersónicas del gas que sale del motor de un cohete, la presión del chorro puede estar por debajo o por encima de la ambiental, y el equilibrio entre los dos no se alcanza en todas las altitudes (ver diagrama).

Contrapresión y expansión óptima

Para un rendimiento óptimo, la presión del gas al final de la boquilla debe ser igual a la presión ambiental: si la presión del escape es inferior a la presión ambiental, el vehículo se desacelerará por la diferencia de presión entre la parte superior del motor y la salida; por otro lado, si la presión del escape es más alta, la presión del escape que podría haberse convertido en empuje no se convierte y se desperdicia energía.

Para mantener este ideal de igualdad entre la presión de salida del escape y la presión ambiental, el diámetro de la boquilla tendría que aumentar con la altitud, dando a la presión una boquilla más larga para actuar (y reduciendo la presión de salida y temperatura). Este aumento es difícil de organizar de manera ligera, aunque se realiza de forma rutinaria con otras formas de motores a reacción. En cohetería, generalmente se usa una tobera de compromiso liviana y se produce cierta reducción en el rendimiento atmosférico cuando se usa a una altitud diferente a la de 'diseño' o cuando está estrangulada. Para mejorar esto, se han propuesto varios diseños exóticos de boquillas, como la boquilla de tapón, las boquillas escalonadas, la boquilla expansiva y la aeroespiga, cada una de las cuales proporciona alguna forma de adaptarse a los cambios en la presión del aire ambiental y cada una permite que el gas se expanda más contra la boquilla., dando empuje adicional a mayores altitudes.

Cuando se agota a una presión ambiental suficientemente baja (vacío), surgen varios problemas. Uno es el peso total de la boquilla: más allá de cierto punto, para un vehículo en particular, el peso adicional de la boquilla supera cualquier rendimiento obtenido. En segundo lugar, a medida que los gases de escape se expanden adiabáticamente dentro de la boquilla, se enfrían y, finalmente, algunos de los productos químicos pueden congelarse y producir "nieve". dentro del chorro. Esto provoca inestabilidades en el chorro y debe evitarse.

En una boquilla de Laval, el desprendimiento del flujo de gas de escape se producirá en una boquilla muy sobreexpandida. Como el punto de desprendimiento no será uniforme alrededor del eje del motor, se puede impartir una fuerza lateral al motor. Esta fuerza lateral puede cambiar con el tiempo y provocar problemas de control con el vehículo de lanzamiento.

Los diseños avanzados de compensación de altitud, como el aerospike o la boquilla de tapón, intentan minimizar las pérdidas de rendimiento ajustándose a la relación de expansión variable causada por el cambio de altitud.

Eficiencia del propulsor

Típica temperatura (T), presión (p), y velocidad (v) perfiles en una boquilla de Laval

Para que un motor cohete sea eficiente como propulsor, es importante que se creen las máximas presiones posibles en las paredes de la cámara y la tobera con una cantidad específica de propulsor; ya que esta es la fuente del empuje. Esto se puede lograr con todos:

• calentar el propelente a una temperatura lo más alta posible (utilizando un combustible de alta energía, conteniendo hidrógeno y carbono y a veces metales como el aluminio, o incluso utilizando energía nuclear)
• usando un gas de baja densidad específica (como hidrógeno rico como sea posible)
• usando propulsores que son, o se descomponen a, moléculas simples con pocos grados de libertad para maximizar la velocidad traduccional

Dado que todas estas cosas minimizan la masa del propulsor utilizado, y dado que la presión es proporcional a la masa del propulsor presente para ser acelerado a medida que empuja el motor, y debido a la tercera ley de Newton, la presión que actúa sobre el motor también actúa recíprocamente sobre el propulsor, resulta que para cualquier motor dado, la velocidad a la que el propulsor sale de la cámara no se ve afectada por la presión de la cámara (aunque el empuje es proporcional). Sin embargo, la velocidad se ve significativamente afectada por los tres factores anteriores y la velocidad de escape es una medida excelente de la eficiencia del propulsor del motor. Esto se denomina velocidad de escape, y después de tener en cuenta los factores que pueden reducirla, la velocidad de escape efectiva es uno de los parámetros más importantes de un motor de cohete (aunque el peso, coste, facilidad de fabricación, etc. suelen ser también muy importantes).

Por motivos aerodinámicos, el flujo se vuelve sónico ("estrangulados") en la parte más estrecha de la boquilla, la 'garganta'. Dado que la velocidad del sonido en los gases aumenta con la raíz cuadrada de la temperatura, el uso de gases de escape calientes mejora enormemente el rendimiento. En comparación, a temperatura ambiente, la velocidad del sonido en el aire es de unos 340 m/s, mientras que la velocidad del sonido en el gas caliente de un motor de cohete puede superar los 1700 m/s; gran parte de este rendimiento se debe a la temperatura más alta, pero además, los propulsores de cohetes se eligen para que tengan una masa molecular baja, y esto también proporciona una velocidad más alta en comparación con el aire.

La expansión en la tobera del cohete multiplica aún más la velocidad, normalmente entre 1,5 y 2 veces, lo que genera un chorro de escape hipersónico altamente colimado. El aumento de velocidad de la tobera de un cohete está determinado principalmente por su relación de expansión del área: la relación entre el área de la salida y el área de la garganta, pero las propiedades detalladas del gas también son importantes. Las boquillas de relación más grande son más masivas pero pueden extraer más calor de los gases de combustión, lo que aumenta la velocidad de escape.

Vectorización de empuje

Por lo general, los vehículos requieren que el empuje general cambie de dirección a lo largo de la quema. Se han volado varias formas diferentes de lograr esto:

• El motor entero está montado en una bisagra o gimbal y cualquier alimentación de propulsión alcanza el motor a través de tuberías flexibles de baja presión o acoplamientos rotatorios.
• Sólo la cámara de combustión y la boquilla está dorada, las bombas se fijan, y las alimentaciones de alta presión se conectan al motor.
• Múltiples motores (a menudo acanalados en ángulos leves) se despliegan pero tropezaron para dar el vector general que se requiere, dando sólo una pena muy pequeña.
• Las furgonetas de alta temperatura protruen en el escape y se pueden inclinar para desviar el jet.

Rendimiento general

La tecnología de cohetes puede combinar un empuje muy alto (meganewtons), velocidades de escape muy altas (alrededor de 10 veces la velocidad del sonido en el aire al nivel del mar) y relaciones empuje/peso muy altas (>100) simultáneamente además de poder operar fuera de la atmósfera, y al tiempo que permite el uso de tanques y estructuras de baja presión y, por lo tanto, livianos.

Los cohetes se pueden optimizar aún más para un rendimiento aún más extremo en uno o más de estos ejes a expensas de los demás.

Impulso específico

La métrica más importante para la eficiencia de un motor de cohetes es impulso por unidad de propulsión, esto se llama impulso específico (usualmente escrito) Isp{displaystyle I_{sp}). Esto se mide como una velocidad (la Velocidad de escape efectiva ve{displaystyle v_{e} en metros/segundo o pies/s) o como tiempo (segundos). Por ejemplo, si un motor que produce 100 libras de empuje funciona durante 320 segundos y quema 100 libras de propelente, entonces el impulso específico es de 320 segundos. Cuanto más alto sea el impulso específico, menos propelente es necesario para proporcionar el impulso deseado.

El impulso específico que se puede lograr es principalmente una función de la mezcla de propelente (y, en última instancia, limitaría el impulso específico), pero los límites prácticos en las presiones de la cámara y las relaciones de expansión de la boquilla reducen el rendimiento que se puede lograr.

Empuje neto

A continuación se muestra una ecuación aproximada para calcular el empuje neto de un motor de cohete:

Fn=mÍ Í ve=mÍ Í ve− − opt+Ae()pe− − pamb){displaystyle F_{n}={dot {m};v_{e}={dot {m};v_{e-opt}+A_{e}(p_{e}-p_{amb}}

Donde:
mÍ Í {displaystyle { dot {m}}	= flujo de gases de escape
ve{displaystyle v_{e}	= velocidad de escape efectiva (a veces denotada de otra manera c en publicaciones)
ve− − opt{displaystyle v_{e-opt}	= velocidad efectiva del jet cuando Pamb = Pe
Ae{displaystyle A_{e}	= área de flujo en el plano de salida de la boquilla (o el avión donde el chorro deja la boquilla si el flujo separado)
pe{displaystyle p_{e}	= presión estática en el plano de salida de la boquilla
pamb{displaystyle p_{amb}	= presión ambiental (o atmosférica)

Dado que, a diferencia de un motor a reacción, un motor de cohete convencional carece de entrada de aire, no hay 'arrastre de ariete' a deducir del empuje bruto. En consecuencia, el empuje neto de un motor de cohete es igual al empuje bruto (aparte de la contrapresión estática).

El mÍ Í ve− − opt{fnMicrosoft Sans Serif} el término representa el impulso, que sigue siendo constante en un entorno acelerado dado, mientras que el Ae()pe− − pamb){displaystyle A_{e}(p_{e}-p_{amb}),} término representa el término impulso de presión. Con un acelerador completo, el empuje neto de un motor de cohete mejora ligeramente con una altitud creciente, ya que a medida que la presión atmosférica disminuye con altitud, el término de presión aumenta. En la superficie de la Tierra el empuje de presión puede reducirse hasta un 30%, dependiendo del diseño del motor. Esta reducción cae aproximadamente exponencialmente a cero con una altitud creciente.

La máxima eficiencia para un motor de cohetes se logra maximizando la contribución de impulso de la ecuación sin incurrir en sanciones desde la ampliación del escape. Esto ocurre cuando pe=pamb{displaystyle P_{e}=p_{amb}. Puesto que la presión ambiental cambia con altitud, la mayoría de los motores de cohetes pasan muy poco tiempo operando a máxima eficiencia.

Dado que el impulso específico es la fuerza dividida por la tasa de flujo másico, esta ecuación significa que el impulso específico varía con la altitud.

Impulso específico de vacío, Isp

Debido al impulso específico que varía con la presión, una cantidad que es fácil de comparar y calcular con es útil. Debido a que los cohetes se ahogan en la garganta, y debido a que el escape supersónico evita las influencias de presión externa que viajan río arriba, resulta que la presión en la salida es idealmente exactamente proporcional al flujo propelente mÍ Í {displaystyle { dot {m}}, siempre que se mantengan las relaciones de mezcla y las eficiencias de combustión. Por lo tanto, es bastante habitual reorganizar la ecuación anterior ligeramente:

Fvac=CfmÍ Í cAlternativa Alternativa {displaystyle ¿Qué?

y así definir el Isp de vacío para que sea:

vevac=CfcAlternativa Alternativa {displaystyle ¿Qué? }

donde:

cAlternativa Alternativa {displaystyle c^{*} = la velocidad característica de la cámara de combustión (dependiente de los propulsantes y eficiencia de combustión)

Cf{displaystyle C_{f} = la constante del coeficiente de empuje de la boquilla (dependiendo de la geometría de la boquilla, típicamente alrededor de 2)

Y por lo tanto:

Fn=mÍ Í vevac− − Aepamb{displaystyle F_{n}={dot {m},v_{evac}-A_{e},p_{amb}

Aceleración

Los cohetes pueden ser acelerados mediante el control de la tasa de combustión propulsante mÍ Í {displaystyle { dot {m}} (generalmente medido en kg/s o lb/s). En cohetes líquidos e híbridos, el flujo propulsante que entra en la cámara se controla mediante válvulas, en cohetes sólidos se controla cambiando el área de propulsante que se quema y esto se puede diseñar en el grano propulsante (y por lo tanto no se puede controlar en tiempo real).

Por lo general, los cohetes se pueden reducir a una presión de salida de aproximadamente un tercio de la presión ambiental (a menudo limitada por la separación del flujo en las boquillas) y hasta un límite máximo determinado solo por la resistencia mecánica del motor.

En la práctica, el grado en que se pueden acelerar los cohetes varía mucho, pero la mayoría de los cohetes se pueden acelerar por un factor de 2 sin gran dificultad; la limitación típica es la estabilidad de la combustión, ya que, por ejemplo, los inyectores necesitan una presión mínima para evitar desencadenar oscilaciones perjudiciales (chugging o inestabilidades de combustión); pero los inyectores se pueden optimizar y probar para rangos más amplios. Por ejemplo, algunos diseños de motores de propulsante líquido más recientes que han sido optimizados para una mayor capacidad de aceleración (BE-3, Raptor) pueden reducirse hasta un 18-20 por ciento del empuje nominal. Los cohetes sólidos se pueden estrangular mediante el uso de granos con forma que variarán su área de superficie en el transcurso de la quema.

Eficiencia energética

Eficiencia mecánica del vehículo cohete como función de la velocidad instantánea del vehículo dividida por la velocidad de escape efectiva. Estos porcentajes deben ser multiplicados por la eficiencia del motor interno para obtener eficiencia global.

Las toberas de los motores de cohetes son motores térmicos sorprendentemente eficientes para generar un chorro de alta velocidad, como consecuencia de la alta temperatura de combustión y la alta relación de compresión. Las toberas de los cohetes dan una excelente aproximación a la expansión adiabática, que es un proceso reversible, y por lo tanto dan eficiencias muy cercanas a las del ciclo de Carnot. Dadas las temperaturas alcanzadas, se puede lograr una eficiencia superior al 60% con cohetes químicos.

Para un vehículo que emplea un motor de cohete, la eficiencia energética es muy buena si la velocidad del vehículo se acerca o supera ligeramente la velocidad de escape (en relación con el lanzamiento); pero a bajas velocidades la eficiencia energética llega al 0% a velocidad cero (como ocurre con toda la propulsión a chorro). Consulte Eficiencia energética de cohetes para obtener más detalles.

Relación empuje-peso

Los cohetes, de todos los motores a reacción, de hecho, esencialmente de todos los motores, tienen la mayor relación empuje-peso. Esto es especialmente cierto para los motores de cohetes de combustible líquido.

Este alto rendimiento se debe al pequeño volumen de recipientes a presión que componen el motor: las bombas, las tuberías y las cámaras de combustión involucradas. La falta de conducto de entrada y el uso de propulsor líquido denso permite que el sistema de presurización sea pequeño y liviano, mientras que los motores de conducto tienen que lidiar con aire que tiene una densidad alrededor de tres órdenes de magnitud menor.

De los combustibles líquidos utilizados, la densidad es más baja para el hidrógeno líquido. Aunque la quema de hidrógeno/oxígeno tiene el impulso específico más alto de cualquier cohete químico en uso, la densidad muy baja del hidrógeno (alrededor de un catorceavo de la del agua) requiere turbobombas y tuberías más grandes y pesadas, lo que reduce la resistencia del motor. s relación empuje-peso (por ejemplo el RS-25) frente a los que no utilizan hidrógeno (NK-33).

Problemas mecánicos

Las cámaras de combustión de los cohetes funcionan normalmente a una presión bastante alta, normalmente de 10 a 200 bar (de 1 a 20 MPa, 150 –3000 psi). Cuando se opera dentro de una presión atmosférica significativa, las presiones más altas en la cámara de combustión brindan un mejor rendimiento al permitir que se instale una boquilla más grande y más eficiente sin que se expanda demasiado.

Sin embargo, estas altas presiones hacen que la parte más externa de la cámara esté sometida a tensiones circulares muy grandes: los motores de cohetes son recipientes a presión.

Peor aún, debido a las altas temperaturas creadas en los motores de los cohetes, los materiales utilizados tienden a tener una resistencia a la tracción de trabajo significativamente menor.

Además, se establecen importantes gradientes de temperatura en las paredes de la cámara y la boquilla, que provocan una expansión diferencial del revestimiento interior que crea tensiones internas.

Problemas acústicos

La vibración extrema y el entorno acústico dentro de un motor de cohete suelen generar tensiones máximas muy por encima de los valores medios, especialmente en presencia de resonancias similares a las de los tubos de órgano y turbulencias de gas.

Inestabilidades de combustión

La combustión puede presentar inestabilidades no deseadas, de naturaleza repentina o periódica. La presión en la cámara de inyección puede aumentar hasta que disminuya el flujo de propulsor a través de la placa del inyector; un momento después baja la presión y aumenta el caudal, inyectando más propulsor en la cámara de combustión que se quema un momento después, y vuelve a aumentar la presión de la cámara, repitiéndose el ciclo. Esto puede dar lugar a oscilaciones de presión de gran amplitud, a menudo en el rango ultrasónico, que pueden dañar el motor. Las oscilaciones de ±200 psi a 25 kHz fueron la causa de las fallas de las primeras versiones de los motores de segunda etapa del misil Titan II. El otro modo de falla es una transición de deflagración a detonación; la onda de presión supersónica formada en la cámara de combustión puede destruir el motor.

La inestabilidad de la combustión también fue un problema durante el desarrollo de Atlas. Se descubrió que los motores Rocketdyne utilizados en la familia Atlas sufrían este efecto en varias pruebas de disparo estático, y tres lanzamientos de misiles explotaron en la plataforma debido a la combustión brusca en los motores de refuerzo. En la mayoría de los casos, ocurrió al intentar arrancar los motores con un "arranque en seco" método por el cual el mecanismo de ignición se activaría antes de la inyección del propulsor. Durante el proceso de clasificación humana de Atlas para el Proyecto Mercury, resolver la inestabilidad de la combustión fue una alta prioridad, y los dos últimos vuelos de Mercury lucían un sistema de propulsión mejorado con inyectores deflectores y un encendedor hipergólico.

El problema que afectaba a los vehículos Atlas era principalmente el llamado "pista de carreras" fenómeno, en el que el propulsor en llamas se arremolinaba en un círculo a velocidades cada vez más rápidas, produciendo eventualmente una vibración lo suficientemente fuerte como para romper el motor, lo que lleva a la destrucción completa del cohete. Eventualmente se resolvió agregando varios deflectores alrededor de la cara del inyector para romper el propulsor en remolino.

Más importante aún, la inestabilidad de la combustión era un problema con los motores Saturn F-1. Algunas de las primeras unidades probadas explotaron durante el disparo estático, lo que condujo a la adición de deflectores de inyectores.

En el programa espacial soviético, la inestabilidad de la combustión también resultó ser un problema en algunos motores de cohetes, incluido el motor RD-107 utilizado en la familia R-7 y el RD-216 utilizado en la familia R-14, y varias fallas de estos vehículos ocurrieron antes de que se resolviera el problema. Los procesos de ingeniería y fabricación soviéticos nunca resolvieron satisfactoriamente la inestabilidad de la combustión en los motores RP-1/LOX más grandes, por lo que el motor RD-171 utilizado para impulsar la familia Zenit todavía usaba cuatro cámaras de empuje más pequeñas alimentadas por un mecanismo de motor común.

Las inestabilidades de combustión pueden ser provocadas por restos de disolventes de limpieza en el motor (por ejemplo, el primer intento de lanzamiento de un Titan II en 1962), onda de choque reflejada, inestabilidad inicial después del encendido, explosión cerca de la boquilla que se refleja en la cámara de combustión, y muchos factores más. En los diseños de motores estables, las oscilaciones se suprimen rápidamente; en diseños inestables persisten por períodos prolongados. Supresores de oscilación se utilizan comúnmente.

Se producen tres tipos diferentes de inestabilidades de combustión:

Resoplando

Una oscilación de baja frecuencia en la presión de la cámara por debajo de 200 Hertz. Por lo general, es causado por variaciones de presión en las líneas de alimentación debido a variaciones en la aceleración del vehículo, cuando los motores de cohetes están acumulando empuje, se apagan o se estrangula. El traqueteo puede causar un empeoramiento del ciclo de retroalimentación, ya que la variación cíclica en el empuje hace que las vibraciones longitudinales viajen hacia arriba del cohete, lo que hace que las líneas de combustible vibren, lo que a su vez no entrega el propulsor sin problemas a los motores. Este fenómeno se conoce como "oscilaciones pogo" o "pogo", llamado así por el pogo stick.

En el peor de los casos, esto puede provocar daños en la carga útil o en el vehículo. El atascamiento se puede minimizar mediante el uso de varios métodos, como la instalación de dispositivos de absorción de energía en las líneas de alimentación. Chugging puede causar Screeching.

Zumbando

Una oscilación de frecuencia intermedia en la presión de la cámara entre 200 y 1000 Hertz. Por lo general, se debe a una caída de presión insuficiente en los inyectores. Por lo general, es principalmente molesto, en lugar de ser dañino. Se sabe que el zumbido tiene efectos adversos en el rendimiento y la confiabilidad del motor, principalmente porque causa fatiga en el material. En casos extremos, la combustión puede terminar siendo forzada hacia atrás a través de los inyectores, lo que puede causar explosiones con monopropulsores. Los zumbidos pueden causar chirridos.

Chirridos

Una oscilación de alta frecuencia en la presión de la cámara por encima de 1000 Hertz, a veces llamada gritos o chirridos. El daño más inmediato y el más difícil de controlar. Se debe a la acústica dentro de la cámara de combustión que a menudo se acopla a los procesos de combustión química que son los principales impulsores de la liberación de energía, y puede conducir a "chirridos" resonantes e inestables. que comúnmente conduce a fallas catastróficas debido al adelgazamiento de la capa límite térmica aislante. Las oscilaciones acústicas pueden ser provocadas por procesos térmicos, como el flujo de aire caliente a través de una tubería o la combustión en una cámara. Específicamente, las ondas acústicas estacionarias dentro de una cámara pueden intensificarse si la combustión ocurre más intensamente en regiones donde la presión de la onda acústica es máxima. Dichos efectos son muy difíciles de predecir analíticamente durante el proceso de diseño y, por lo general, se han abordado mediante pruebas costosas, extensas y que consumen mucho tiempo, combinadas con medidas correctivas de prueba y error.

Los chirridos a menudo se solucionan con cambios detallados en los inyectores, cambios en la química del propulsor, vaporización del propulsor antes de la inyección o uso de amortiguadores Helmholtz dentro de las cámaras de combustión para cambiar los modos resonantes de la cámara.

La prueba de la posibilidad de chirridos a veces se realiza explotando pequeñas cargas explosivas fuera de la cámara de combustión con un tubo colocado tangencialmente a la cámara de combustión cerca de los inyectores para determinar la respuesta de impulso del motor y luego evaluando el tiempo de respuesta de la presión de la cámara: una recuperación rápida indica un sistema estable.

Ruido de escape

Para todos los tamaños, excepto los más pequeños, el escape de los cohetes, en comparación con otros motores, suele ser muy ruidoso. A medida que el escape hipersónico se mezcla con el aire ambiente, se forman ondas de choque. El transbordador espacial generó más de 200 dB(A) de ruido alrededor de su base. Para reducir esto, y el riesgo de daños a la carga útil o lesiones a la tripulación encima de la pila, la plataforma de lanzamiento móvil se equipó con un sistema de supresión de sonido que roció 1,1 millones de litros (290 000 galones estadounidenses) de agua alrededor de la base del cohete en 41 segundos en el momento del lanzamiento. El uso de este sistema mantuvo los niveles de sonido dentro de la bahía de carga útil a 142 dB.

La intensidad del sonido de las ondas de choque generadas depende del tamaño del cohete y de la velocidad de escape. Tales ondas de choque parecen explicar los crujidos y chasquidos característicos producidos por los grandes motores de cohetes cuando se escuchan en vivo. Estos picos de ruido normalmente sobrecargan los micrófonos y los dispositivos electrónicos de audio y, por lo tanto, generalmente se debilitan o están completamente ausentes en las reproducciones de audio grabadas o transmitidas. Para cohetes grandes a corta distancia, los efectos acústicos en realidad podrían matar.

Lo que es más preocupante para las agencias espaciales es que esos niveles de sonido también pueden dañar la estructura de lanzamiento o, lo que es peor, reflejarse en el cohete comparativamente delicado que se encuentra arriba. Esta es la razón por la que normalmente se usa tanta agua en los lanzamientos. El rocío de agua cambia las cualidades acústicas del aire y reduce o desvía la energía del sonido lejos del cohete.

En términos generales, el ruido es más intenso cuando un cohete está cerca del suelo, ya que el ruido de los motores se irradia lejos del jet, así como reflexionando sobre el suelo. Además, cuando el vehículo se mueve lentamente, poco de la entrada de energía química al motor puede ir en aumento de la energía cinética del cohete (ya que la energía útil P transmitido al vehículo P=FAlternativa Alternativa V{displaystyle P=F*V} para empuje F y velocidad V). Luego la mayor parte de la energía se disipa en la interacción del escape con el aire ambiente, produciendo ruido. Este ruido puede ser reducido en cierta medida por trincheras de llama con techos, por inyección de agua alrededor del jet y desviando el jet en un ángulo.

Desarrollo de motores cohete

Estados Unidos

El desarrollo de la industria de motores de cohetes de EE. UU. ha sido moldeado por una compleja red de relaciones entre agencias gubernamentales, empresas privadas, instituciones de investigación y otras partes interesadas.

Desde el establecimiento de la primera empresa de motores de cohetes de propulsante líquido (Reaction Motors, Inc.) en 1941 y el primer laboratorio gubernamental (GALCIT) dedicado al tema, la industria de motores de cohetes de propulsante líquido (LPRE) de EE. cambios significativos. Al menos 14 empresas estadounidenses han estado involucradas en el diseño, desarrollo, fabricación, prueba y operaciones de soporte de vuelo de varios tipos de motores de cohetes desde 1940 hasta 2000. A diferencia de otros países como Rusia, China o India, donde solo el gobierno o Las organizaciones pseudogubernamentales se dedican a este negocio, el gobierno de los EE. UU. depende en gran medida de la industria privada. Estas empresas comerciales son esenciales para la viabilidad continua de los Estados Unidos y su forma de gobierno, ya que compiten entre sí para proporcionar motores de cohetes de última generación que satisfagan las necesidades del gobierno, las fuerzas armadas y el sector privado. En Estados Unidos suele adjudicarse el contrato de producción a la empresa que desarrolla el LPRE.

Por lo general, la necesidad o la demanda de un nuevo motor de cohete proviene de agencias gubernamentales como la NASA o el Departamento de Defensa. Una vez que se identifica la necesidad, las agencias gubernamentales pueden emitir solicitudes de propuestas (RFP) para solicitar propuestas de empresas privadas e instituciones de investigación. Las empresas privadas y las instituciones de investigación, a su vez, pueden invertir en actividades de investigación y desarrollo (I+D) para desarrollar nuevas tecnologías de motores de cohetes que satisfagan las necesidades y especificaciones descritas en las RFP.

Junto con las empresas privadas, las universidades, los institutos de investigación independientes y los laboratorios gubernamentales también desempeñan un papel fundamental en la investigación y el desarrollo de motores de cohetes.

Las universidades brindan educación de posgrado y pregrado para capacitar a personal técnico calificado, y sus programas de investigación a menudo contribuyen al avance de las tecnologías de motores de cohetes. Más de 25 universidades en los EE. UU. han impartido o están impartiendo cursos relacionados con motores de cohetes de propulsante líquido (LPRE), y sus programas de educación de posgrado y pregrado se consideran una de sus contribuciones más importantes. Universidades como la Universidad de Princeton, la Universidad de Cornell, la Universidad de Purdue, la Universidad Estatal de Pensilvania, la Universidad de Alabama, la Escuela de Posgrado de la Marina o el Instituto de Tecnología de California han realizado un excelente trabajo de I+D en temas relacionados con el cohete. industria del motor Uno de los primeros ejemplos de la contribución de las universidades a la industria de los motores de cohetes es el trabajo del GALCIT en 1941. Demostraron los primeros cohetes de despegue asistido por chorro (JATO) al Ejército, lo que condujo al establecimiento del Laboratorio de Propulsión a Chorro.

Sin embargo, la transferencia de conocimientos de los profesores investigadores y sus proyectos a la industria de motores de cohetes ha sido una experiencia mixta. Si bien algunos profesores notables y proyectos de investigación relevantes han influido positivamente en las prácticas de la industria y la comprensión de los LPRE, la conexión entre la investigación universitaria y las empresas comerciales ha sido inconsistente y débil. Las universidades no siempre estaban al tanto de las necesidades específicas de la industria, y los ingenieros y diseñadores de la industria tenían un conocimiento limitado de la investigación universitaria. Como resultado, muchos programas universitarios de investigación permanecieron relativamente desconocidos para los tomadores de decisiones de la industria. Además, en las últimas décadas, ciertos proyectos de investigación universitarios, aunque interesantes para los profesores, no fueron útiles para la industria debido a la falta de comunicación o relevancia para las necesidades de la industria.

Laboratorios gubernamentales, incluidos el Laboratorio de propulsión de cohetes (ahora parte del Laboratorio de investigación de la Fuerza Aérea), el Centro de pruebas de ingeniería Arnold, el Centro de vuelo espacial Marshall de la NASA, el Laboratorio de propulsión a chorro, el Centro espacial Stennis, el Campo de pruebas de White Sands y el Centro de pruebas John H. Glenn Research Center, han jugado un papel crucial en el desarrollo de motores de propulsión de cohetes líquidos (LPRE). Han llevado a cabo pruebas imparciales, guiado el trabajo en contratistas de EE. UU. y algunos fuera de EE. UU., realizado investigación y desarrollo, y proporcionado instalaciones de prueba esenciales, incluidas instalaciones de prueba de vuelo estacionario e instalaciones y recursos de prueba de altitud simulada. Inicialmente, empresas privadas o fundaciones financiaron instalaciones de prueba más pequeñas, pero desde la década de 1950, el gobierno de EE. UU. ha financiado instalaciones de prueba más grandes en laboratorios gubernamentales. Este enfoque redujo los costos para el gobierno al no construir instalaciones similares en las instalaciones de los contratistas. plantas pero mayor complejidad y gastos para los contratistas. No obstante, los laboratorios gubernamentales han solidificado su importancia y han contribuido a los avances de LPRE.

Los programas LPRE han sido objeto de varias cancelaciones en los Estados Unidos, incluso después de gastar millones de dólares en su desarrollo. Por ejemplo, se cancelaron el M-l LOX/LH2 LPRE, Titan I y el aerospike RS-2200, así como varias unidades JATO y grandes cámaras de empuje no refrigeradas. Las cancelaciones de estos programas no estaban relacionadas con el desempeño específico del LPRE ni con ningún problema relacionado con él. En cambio, se debieron a la cancelación de los programas de vehículos para los que estaba destinado el motor o a los recortes presupuestarios impuestos por el gobierno.

URSS

Rusia y la antigua Unión Soviética fueron y siguen siendo la nación más importante del mundo en el desarrollo y la construcción de motores para cohetes. Desde 1950 hasta 1998, sus organizaciones desarrollaron, construyeron y pusieron en funcionamiento una mayor cantidad y variedad de diseños de motores de cohetes de propulsante líquido (LPRE) que cualquier otro país. Se han desarrollado aproximadamente 500 LPRE diferentes antes de 2003. A modo de comparación, Estados Unidos ha desarrollado un poco más de 300 (antes de 2003). Los soviéticos también tenían la mayor cantidad de vehículos de vuelo propulsados por cohetes. Tenían más misiles balísticos de propulsante líquido y más vehículos de lanzamiento espacial derivados o convertidos de estos misiles balísticos fuera de servicio que cualquier otra nación. A finales de 1998, los rusos (o antes la Unión Soviética) habían lanzado con éxito 2573 satélites con LPRE o casi el 65% del total mundial de 3973. Todos estos vuelos de vehículos fueron posibles gracias al desarrollo oportuno de satélites de alta velocidad adecuados. LPRE fiables de rendimiento.

Instituciones y Actores

A diferencia de muchos otros países donde el desarrollo y la producción de motores de cohetes se consolidaron dentro de una sola organización, la Unión Soviética adoptó un enfoque diferente, estableció numerosas oficinas de diseño especializadas (DB) que competirían por los contratos de desarrollo. Estas oficinas de diseño, o "konstruktorskoye buro" (KB) en ruso eran organizaciones estatales que eran principalmente responsables de llevar a cabo la investigación, el desarrollo y la creación de prototipos de tecnologías avanzadas generalmente relacionadas con hardware militar, como motores turborreactores, componentes de aeronaves, misiles o vehículos de lanzamiento espacial.

Las oficinas de diseño que se especializaban en motores de cohetes a menudo poseían el personal, las instalaciones y el equipo necesarios para realizar pruebas de laboratorio, pruebas de flujo y pruebas en tierra de motores de cohetes experimentales. Algunos incluso tenían instalaciones especializadas para probar motores muy grandes, realizar encendidos estáticos de motores instalados en etapas de vehículos o simular condiciones de altitud durante las pruebas de motores. En ciertos casos, las pruebas de motores, la certificación y el control de calidad se subcontrataron a otras organizaciones y ubicaciones con instalaciones de prueba más adecuadas. Muchos DB también tenían complejos de viviendas, gimnasios e instalaciones médicas destinadas a apoyar las necesidades de sus empleados y sus familias.

El esfuerzo de desarrollo de LPRE de la Unión Soviética experimentó un crecimiento significativo durante la década de 1960 y alcanzó su punto máximo en la década de 1970. Esta era coincidió con la Guerra Fría entre la Unión Soviética y los Estados Unidos, caracterizada por una intensa competencia en los logros de los vuelos espaciales. Entre 14 y 17 Design Bureaus e institutos de investigación participaron activamente en el desarrollo de LPRE durante este período. Estas organizaciones recibieron apoyo y financiación relativamente constantes debido a las altas prioridades militares y de vuelos espaciales, lo que facilitó el desarrollo continuo de nuevos conceptos de motores y métodos de fabricación.

Una vez que se establecía una misión con un nuevo vehículo (misil o nave espacial), se pasaba a una oficina de diseño cuya función era supervisar el desarrollo de todo el cohete. Si ninguno de los motores de cohetes desarrollados anteriormente cumplía con las necesidades de la misión, se contrataría un nuevo motor de cohete con requisitos específicos a otro DB especializado en el desarrollo de LPRE (a menudo, cada DB tenía experiencia en tipos específicos de LPRE con diferentes aplicaciones, propulsores o tamaños de motor). Esto significaba que el estudio de desarrollo o diseño de un motor de cohete siempre estaba dirigido a una aplicación específica que implicaba requisitos establecidos.

Cuando se trata de a qué DB se les adjudicaron contratos para el desarrollo de nuevos motores de cohetes, se elegiría una sola oficina de diseño o se otorgaría el mismo contrato a varias oficinas de diseño, lo que a veces generaba una feroz competencia entre los DB.

Cuando solo se eligió un DB para el desarrollo, a menudo fue el resultado de la relación entre el diseñador jefe de un vehículo o sistema y el diseñador jefe de un DB especializado en motores de cohetes. Si el diseñador jefe del vehículo estaba satisfecho con el trabajo anterior realizado por una determinada oficina de diseño, no era inusual ver que se seguía confiando en esa oficina de LPRE para esa clase de motores. Por ejemplo, todos menos uno de los LPRE para misiles lanzados desde submarinos fueron desarrollados por la misma oficina de diseño para el mismo contratista principal de desarrollo de vehículos.

Sin embargo, cuando se apoyaron dos programas de desarrollo de motores paralelos para seleccionar el mejor para una aplicación específica, nunca se utilizaron varios modelos calificados de motores de cohetes. Este lujo de elección no estaba comúnmente disponible en otras naciones. Sin embargo, el uso de oficinas de diseño también condujo a ciertos problemas, incluidas cancelaciones y duplicaciones de programas. Se cancelaron algunos programas importantes, lo que resultó en la eliminación o el almacenamiento de motores desarrollados anteriormente.

Un ejemplo notable de duplicación y cancelación fue el desarrollo de motores para el misil balístico R-9A. Se admitieron dos conjuntos de motores, pero finalmente solo se seleccionó un conjunto, dejando varios motores perfectamente funcionales sin usar. De manera similar, para el ambicioso vehículo pesado de lanzamiento espacial N-l destinado a misiones lunares y planetarias, la Unión Soviética desarrolló y puso en producción al menos dos motores para cada una de las seis etapas. Además, desarrollaron motores alternativos para un vehículo N-l más avanzado. Sin embargo, el programa enfrentó múltiples fallas de vuelo y con los Estados Unidos & # 39; Alunizaje exitoso, el programa finalmente se canceló, dejando a la Unión Soviética con un excedente de motores recién calificados sin un propósito claro.

Estos ejemplos demuestran la compleja dinámica y los desafíos que enfrenta la Unión Soviética en la gestión del desarrollo y la producción de motores de cohetes a través de Design Bureaus.

Accidentes

El desarrollo de los motores de cohetes en la Unión Soviética estuvo marcado por importantes logros, pero también tuvo consideraciones éticas debido a numerosos accidentes y muertes. Desde el punto de vista de los Estudios de Ciencia y Tecnología, las implicaciones éticas de estos incidentes arrojan luz sobre la compleja relación entre la tecnología, los factores humanos y la priorización del avance científico sobre la seguridad.

La Unión Soviética se encontró con una serie de trágicos accidentes y contratiempos en el desarrollo y funcionamiento de los motores de cohetes. En particular, la URSS tiene la desafortunada distinción de haber experimentado más lesiones y muertes como resultado de accidentes con motores de cohetes de propulsante líquido (LPRE) que cualquier otro país. Estos incidentes pusieron en tela de juicio las consideraciones éticas que rodean el desarrollo, las pruebas y el uso operativo de los motores de cohetes.

Uno de los desastres más notables ocurrió en 1960 cuando el misil balístico R-16 sufrió un accidente catastrófico en la plataforma de lanzamiento de las instalaciones de lanzamiento de Tyuratam. Este incidente resultó en la muerte de 124 ingenieros y personal militar, incluido el mariscal M.I. Nedelin, ex viceministro de Defensa. La explosión ocurrió después de que el motor del cohete de segunda etapa se encendiera repentinamente, lo que provocó que el misil completamente cargado se desintegrara. La explosión resultó de la ignición y explosión de los propulsores hipergólicos mixtos, que consisten en ácido nítrico con aditivos y UDMH (dimetilhidracina asimétrica).

Si bien la causa inmediata del accidente de 1960 se atribuyó a la falta de circuitos de protección en la unidad de control de misiles, las consideraciones éticas en torno a los accidentes de LPRE en la URSS se extienden más allá de fallas técnicas específicas. El secreto que rodea a estos accidentes, que permaneció oculto durante aproximadamente tres décadas, plantea preocupaciones sobre la transparencia, la rendición de cuentas y la protección de la vida humana.

La decisión de mantener los accidentes fatales de LPRE ocultos a la vista del público refleja un dilema ético más amplio. El gobierno soviético, impulsado por la búsqueda de la superioridad científica y tecnológica durante la Guerra Fría, buscó mantener una imagen de invencibilidad y ocultar los fracasos que acompañaron sus avances. Esta priorización del prestigio nacional sobre el bienestar y la seguridad de los trabajadores plantea interrogantes sobre la responsabilidad ética del Estado y de las organizaciones involucradas.

Pruebas

Por lo general, los motores de cohetes se prueban estáticamente en una instalación de prueba antes de ponerlos en producción. Para motores de gran altitud, se debe usar una boquilla más corta o se debe probar el cohete en una cámara de vacío grande.

Seguridad

Los vehículos cohete tienen fama de ser poco fiables y peligrosos; especialmente fallas catastróficas. Contrariamente a esta reputación, los cohetes cuidadosamente diseñados pueden hacerse arbitrariamente confiables. En uso militar, los cohetes no son poco fiables. Sin embargo, uno de los principales usos no militares de los cohetes es el lanzamiento orbital. En esta aplicación, la prima se ha colocado típicamente en el peso mínimo, y es difícil lograr una alta confiabilidad y un peso bajo al mismo tiempo. Además, si el número de vuelos lanzados es bajo, existe una probabilidad muy alta de que un error de diseño, operación o fabricación provoque la destrucción del vehículo.

Familia de Saturno (1961–1975)

El motor Rocketdyne H-1, utilizado en un grupo de ocho en la primera etapa de los vehículos de lanzamiento Saturn I y Saturn IB, no tuvo fallas catastróficas en 152 vuelos de motor. El motor Pratt and Whitney RL10, utilizado en un grupo de seis en la segunda etapa del Saturno I, no tuvo fallas catastróficas en 36 vuelos de motor. El motor Rocketdyne F-1, utilizado en un grupo de cinco en la primera etapa del Saturno V, no tuvo fallas en 65 vuelos de motor. El motor Rocketdyne J-2, utilizado en un grupo de cinco en la segunda etapa de Saturno V, e individualmente en la segunda etapa de Saturno IB y la tercera etapa de Saturno V, no tuvo fallas catastróficas en 86 vuelos de motor.

Transbordador espacial (1981–2011)

El transbordador espacial Solid Rocket Booster, utilizado en pares, causó una falla catastrófica notable en 270 vuelos de motor.

El RS-25, utilizado en un grupo de tres, voló en 46 unidades de motor reacondicionadas. Estos hicieron un total de 405 vuelos de motor sin fallas catastróficas en vuelo. Se produjo una sola falla del motor RS-25 en vuelo durante la misión STS-51-F del Space Shuttle Challenger. Esta falla no tuvo efecto en los objetivos o la duración de la misión.

Refrigeración

Por razones de eficiencia, son deseables temperaturas más altas, pero los materiales pierden su resistencia si la temperatura es demasiado alta. Los cohetes funcionan con temperaturas de combustión que pueden alcanzar los 6000 °F (3300 °C; 3600 K).

La mayoría de los demás motores a reacción tienen turbinas de gas en el escape caliente. Debido a su mayor área de superficie, son más difíciles de enfriar y, por lo tanto, es necesario realizar los procesos de combustión a temperaturas mucho más bajas, perdiendo eficiencia. Además, los motores de conducto utilizan aire como oxidante, que contiene un 78 % de nitrógeno, en gran medida no reactivo, que diluye la reacción y reduce las temperaturas. Los cohetes no tienen ninguno de estos limitadores de temperatura de combustión inherentes.

Las temperaturas alcanzadas por la combustión en los motores de los cohetes a menudo superan considerablemente los puntos de fusión de los materiales de la boquilla y la cámara de combustión (alrededor de 1200 K para el cobre). La mayoría de los materiales de construcción también se quemarán si se exponen a un oxidante de alta temperatura, lo que genera una serie de desafíos de diseño. No se debe permitir que la boquilla y las paredes de la cámara de combustión entren en combustión, se derritan o se evaporen (a veces denominado en broma "escape rico en motor").

Los cohetes que utilizan materiales de construcción comunes, como aluminio, acero, níquel o aleaciones de cobre, deben emplear sistemas de enfriamiento para limitar las temperaturas que experimentan las estructuras del motor. El enfriamiento regenerativo, donde el propulsor pasa a través de tubos alrededor de la cámara de combustión o la boquilla, y otras técnicas, como el enfriamiento por película, se emplean para prolongar la vida útil de la boquilla y la cámara. Estas técnicas aseguran que una capa límite térmica gaseosa que toca el material se mantenga por debajo de la temperatura que provocaría la falla catastrófica del material.

Las excepciones de materiales que pueden mantener las temperaturas de combustión de los cohetes hasta cierto punto son los materiales de carbono-carbono y el renio, aunque ambos están sujetos a oxidación bajo ciertas condiciones. Se han probado otras aleaciones refractarias, como alúmina, molibdeno, tantalio o tungsteno, pero se abandonaron debido a varios problemas. La tecnología de materiales, combinada con el diseño del motor, es un factor limitante en los cohetes químicos.

En los cohetes, los flujos de calor que pueden atravesar la pared se encuentran entre los más altos de la ingeniería; los flujos están generalmente en el rango de 0,8–80 MW/m² (0,5-50 BTU/in²-seg). Los flujos de calor más fuertes se encuentran en la garganta, que a menudo recibe el doble de la que se encuentra en la cámara y la boquilla asociadas. Esto se debe a la combinación de altas velocidades (lo que da una capa límite muy delgada) y, aunque más bajas que la cámara, las altas temperaturas que se observan allí. (Ver § Boquilla arriba para conocer las temperaturas en la boquilla).

En los cohetes, los métodos de refrigeración incluyen:

1. Ablativo: La cámara de combustión dentro de las paredes está forrada con un material que atrapa el calor y lo lleva con el escape mientras vaporiza.
2. Enfriamiento radiativo: El motor está hecho de uno o varios materiales refractarios, que toman el flujo de calor hasta que su pared de la cámara de empuje exterior brilla en rojo o blanco caliente, irradiando el calor.
3. Refrigeración de bombas: Un propulsor criogénico, generalmente hidrógeno, se pasa alrededor de la boquilla y se tira. Este método de refrigeración tiene varios problemas, como el propulsor de desperdicio. Sólo se utiliza raramente.
4. Enfriamiento regenerativo: El combustible (y posiblemente, el óxido) de un motor de cohete líquido se enrolla alrededor de la boquilla antes de ser inyectado en la cámara de combustión o preburner. Este es el método más aplicado del enfriamiento del motor de cohetes.
5. Refrigeración de películas: El motor está diseñado con filas de múltiples orificios que cubren la pared interior a través de la cual se inyecta propelente adicional, enfriando la pared de la cámara mientras se evapora. Este método se utiliza a menudo en casos en que los flujos de calor son especialmente altos, probablemente en combinación con el enfriamiento regenerativo. Un subtipo más eficiente del enfriamiento de películas es el enfriamiento de transpiración, en el que el propulsor pasa a través de una pared de cámara de combustión interna porosa y transpiratas. Hasta ahora, este método no ha visto el uso debido a diversos problemas con este concepto.

Los motores de cohetes también pueden usar varios métodos de enfriamiento. Ejemplos:

• Regenerativamente y película cámara de combustión refrigerada y boquilla: V-2 Motor de cohetes
• Cámara de combustión regenerativamente refrigerada con una extensión de boquilla refrigerada: Motor Rocketdyne F-1
• Cámara de combustión regenerativamente refrigerada con una extensión de boquilla enfriada ablativamente: El motor de cohetes LR-91
• Ablatively and film cooled combustion chamber with a radiatively cooled nozzle extension: Motor de descenso del módulo lunar (LMDE), motor del sistema de propulsión de servicio (SPS)
• Cámara de combustión enfriada radiativamente y filme con una extensión de boquilla refrigerada radiativamente: Propulsores propulsantes de espacio profundo

En todos los casos, otro efecto que ayuda a enfriar la pared de la cámara del motor del cohete es una capa delgada de gases de combustión (una capa límite) que es notablemente más fría que la temperatura de combustión. La ruptura de la capa límite puede ocurrir durante fallas de enfriamiento o inestabilidades de combustión, y la falla de la pared generalmente ocurre poco después.

Con el enfriamiento regenerativo, se encuentra una segunda capa límite en los canales de refrigeración alrededor de la cámara. Este espesor de la capa límite debe ser lo más pequeño posible, ya que la capa límite actúa como aislante entre la pared y el refrigerante. Esto se puede lograr haciendo que la velocidad del refrigerante en los canales sea lo más alta posible.

Los motores de combustible líquido suelen funcionar con mucho combustible, lo que reduce las temperaturas de combustión. Esto reduce las cargas de calor en el motor y permite materiales de menor costo y un sistema de enfriamiento simplificado. Esto también puede aumentar el rendimiento al reducir el peso molecular promedio del escape y aumentar la eficiencia con la que el calor de la combustión se convierte en energía cinética del escape.

Química

Los propulsores de cohetes requieren una alta energía por unidad de masa (energía específica), que debe equilibrarse con la tendencia de los propulsores de alta energía a explotar espontáneamente. Suponiendo que la energía potencial química de los propulsores se pueda almacenar de forma segura, el proceso de combustión da como resultado la liberación de una gran cantidad de calor. Una fracción significativa de este calor se transfiere a la energía cinética en la tobera del motor, impulsando el cohete hacia adelante en combinación con la masa de productos de combustión liberados.

Idealmente, toda la energía de reacción aparece como energía cinética de los gases de escape, ya que la velocidad de escape es el parámetro de rendimiento más importante de un motor. Sin embargo, las especies de gases de escape reales son moléculas, que normalmente tienen modos de traslación, vibración y rotación con los que disipar energía. De estos, solo la traducción puede hacer un trabajo útil para el vehículo, y aunque la energía se transfiere entre modos, este proceso ocurre en una escala de tiempo muy superior al tiempo requerido para que el escape salga de la boquilla.

Cuantos más enlaces químicos tenga una molécula de escape, más modos de rotación y vibración tendrá. En consecuencia, generalmente es deseable que las especies de escape sean lo más simples posible, siendo ideal en términos prácticos una molécula diatómica compuesta de átomos ligeros y abundantes como H₂. Sin embargo, en el caso de un cohete químico, el hidrógeno es un reactivo y un agente reductor, no un producto. Se debe introducir un agente oxidante, generalmente oxígeno o una especie rica en oxígeno, en el proceso de combustión, agregando masa y enlaces químicos a las especies de escape.

Una ventaja adicional de las moléculas ligeras es que pueden acelerarse a alta velocidad a temperaturas que pueden ser contenidas por los materiales disponibles actualmente: las altas temperaturas de los gases en los motores de los cohetes plantean serios problemas para la ingeniería de motores de supervivencia.

El hidrógeno líquido (LH2) y el oxígeno (LOX o LO2) son los propulsores más efectivos en términos de velocidad de escape que se han usado ampliamente hasta la fecha, aunque algunas combinaciones exóticas que involucran boro u ozono líquido son potencialmente algo mejores en términos de velocidad de escape. teoría si se pudieran resolver varios problemas prácticos.

Es importante tener en cuenta que, al calcular la energía de reacción específica de una combinación de propulsores dada, se debe incluir la masa total de los propulsores (tanto el combustible como el comburente). La excepción es el caso de los motores que respiran aire, que utilizan oxígeno atmosférico y, en consecuencia, tienen que transportar menos masa para una producción de energía determinada. Los combustibles para motores de automóviles o turborreactores tienen una producción de energía efectiva mucho mejor por unidad de masa de propulsor que debe transportarse, pero son similares por unidad de masa de combustible.

Existen programas informáticos que predicen el rendimiento de los propulsores en los motores de cohetes.

Encendido

Con cohetes líquidos e híbridos, es esencial el encendido inmediato de los propulsores cuando ingresan por primera vez a la cámara de combustión.

Con los propulsores líquidos (pero no gaseosos), si no se encienden en milisegundos, por lo general, hay demasiado propulsor líquido dentro de la cámara, y si ocurre la ignición, la cantidad de gas caliente creado puede exceder la presión máxima de diseño de la cámara., causando una falla catastrófica del recipiente a presión. Esto a veces se denomina arranque difícil o desmontaje rápido no programado (RUD).

La ignición se puede lograr mediante varios métodos diferentes; se puede utilizar una carga pirotécnica, se puede utilizar un soplete de plasma o se puede emplear un encendido por chispa eléctrica. Algunas combinaciones de combustible/oxidante se encienden al contacto (hipergólicas) y los combustibles no hipergólicos pueden "inflamarse químicamente" cebando las líneas de combustible con propulsores hipergólicos (populares en los motores rusos).

Los propulsores gaseosos generalmente no causan arranques difíciles, con cohetes el área total del inyector es menor que la garganta, por lo tanto, la presión de la cámara tiende a la ambiente antes de la ignición y no se pueden formar altas presiones incluso si toda la cámara está llena de gas inflamable en el momento de la ignición..

Los propulsores sólidos por lo general se encienden con dispositivos pirotécnicos de un solo disparo y la combustión generalmente procede a través del consumo total de los propulsores.

Una vez encendidas, las cámaras de los cohetes son autosuficientes y no se necesitan encendedores, y la combustión normalmente procede mediante el consumo total de los propulsores. De hecho, las cámaras a menudo se vuelven a encender espontáneamente si se reinician después de haber estado apagadas durante unos segundos. A menos que estén diseñados para volver a encenderse, cuando se enfrían, muchos cohetes no se pueden reiniciar sin al menos un mantenimiento menor, como el reemplazo del encendedor pirotécnico o incluso el reabastecimiento de combustible de los propulsores.

Física de chorro

El vehículo del quad de Armadillo Aerospace que muestra una banda visible (rombos de choque) en el jet de escape

Los jets de cohetes varían según el motor del cohete, la altitud de diseño, la altitud, el empuje y otros factores.

Los gases de escape ricos en carbono de los combustibles a base de queroseno, como el RP-1, suelen tener un color naranja debido a la radiación de cuerpo negro de las partículas no quemadas, además de las bandas de cisne azules. Los cohetes a base de oxidante de peróxido y los chorros de cohetes de hidrógeno contienen principalmente vapor y son casi invisibles a simple vista, pero brillan intensamente en los rangos ultravioleta e infrarrojo. Los chorros de los cohetes de propulsor sólido pueden ser muy visibles, ya que el propulsor suele contener metales como el aluminio elemental que arde con una llama de color blanco anaranjado y agrega energía al proceso de combustión. Los motores de cohetes que queman hidrógeno líquido y oxígeno exhibirán un escape casi transparente, debido a que se trata principalmente de vapor sobrecalentado (vapor de agua), más algo de hidrógeno sin quemar.

La boquilla generalmente se expande demasiado al nivel del mar y el escape puede mostrar diamantes de impacto visibles a través de un efecto schlieren causado por la incandescencia de los gases de escape.

La forma del chorro varía para una tobera de área fija, ya que la relación de expansión varía con la altitud: a gran altura, todos los cohetes están muy poco expandidos y un porcentaje bastante pequeño de los gases de escape termina expandiéndose hacia adelante.

Tipos de motores de cohetes

Físicamente alimentada

Químicamente alimentada

Electricidad

Térmica

Precalentado

Solar térmica

El cohete solar térmico utilizaría energía solar para calentar directamente la masa de reacción y, por lo tanto, no requiere un generador eléctrico como la mayoría de las otras formas de propulsión solar. Un cohete solar térmico sólo tiene que llevar los medios de captación de energía solar, como concentradores y espejos. El propulsor calentado se alimenta a través de una tobera de cohete convencional para producir empuje. El empuje del motor está directamente relacionado con la superficie del colector solar y con la intensidad local de la radiación solar e inversamente proporcional a la I_sp.

Térmica de haz

Térmica nuclear

Nucleares

La propulsión nuclear incluye una amplia variedad de métodos de propulsión que utilizan algún tipo de reacción nuclear como fuente de energía principal. Se han propuesto varios tipos de propulsión nuclear, y algunos de ellos probados, para aplicaciones de naves espaciales:

Historia de los motores de cohetes

Según los escritos del romano Aulo Gelio, el ejemplo más antiguo conocido de propulsión a chorro data de c. 400 a. C., cuando un pitagórico griego llamado Archytas, propulsó un pájaro de madera a través de cables usando vapor. Sin embargo, no era lo suficientemente potente como para despegar por su propio impulso.

El eolipile descrito en el siglo I a. C., a menudo conocido como motor de héroe, consistía en un par de toberas de cohetes de vapor montadas sobre un cojinete. Fue creado casi dos milenios antes de la Revolución Industrial, pero los principios en los que se basa no se entendieron bien y no se convirtió en una fuente de energía práctica.

La disponibilidad de pólvora negra para propulsar proyectiles fue un precursor del desarrollo del primer cohete sólido. Los alquimistas taoístas chinos del siglo IX descubrieron la pólvora negra en la búsqueda del elixir de la vida; este descubrimiento accidental condujo a disparar flechas que fueron los primeros motores de cohetes en despegar del suelo.

Se afirma que "las fuerzas reactivas de los incendiarios probablemente no se aplicaron a la propulsión de proyectiles antes del siglo XIII". Un punto de inflexión en la tecnología de cohetes surgió con un breve manuscrito titulado Liber Ignium ad Comburendos Hostes (abreviado como The Book of Fires). El manuscrito se compone de recetas para crear armas incendiarias desde mediados del siglo VIII hasta finales del siglo XIII, dos de las cuales son cohetes. La primera receta requiere una parte de colofonio y azufre añadida a seis partes de salitre (nitrato de potasio) disuelto en aceite de laurel, luego insertado en madera hueca y encendido para "volar de repente a donde quieras y quemarlo todo& #34;. La segunda receta combina una libra de azufre, dos libras de carbón y seis libras de salitre, todo finamente pulverizado sobre una losa de mármol. Esta mezcla de polvo se envasa firmemente en una caja larga y estrecha. La introducción del salitre en las mezclas pirotécnicas conectó el cambio del fuego griego lanzado a los cohetes autopropulsados.

Los artículos y libros sobre el tema de la cohetería aparecieron cada vez más desde el siglo XV hasta el XVII. En el siglo XVI, el ingeniero militar alemán Conrad Haas (1509-1576) escribió un manuscrito que introducía la construcción de cohetes de varias etapas.

Tipu Sultan, el rey de Mysore, también puso en uso motores de cohetes. Por lo general, consistían en un tubo de hierro martillado blando de aproximadamente 20 cm (8 in) de largo y 1+1⁄2–3 in (3,8–7,6 cm) de diámetro, cerrado en un extremo, lleno de propulsor de pólvora negra y atado a una vara de bambú de unos 120 cm (4 pies) de largo. Un cohete que lleva alrededor de una libra de polvo podría viajar casi 1000 yardas (910 m). Estos 'cohetes', equipados con espadas, viajarían varios metros en el aire antes de caer con los filos de las espadas de cara al enemigo. Estos fueron utilizados con mucha eficacia contra el imperio británico.

Cohetería moderna

El lento desarrollo de esta tecnología continuó hasta finales del siglo XIX, cuando el ruso Konstantin Tsiolkovsky escribió por primera vez sobre motores de cohetes de combustible líquido. Fue el primero en desarrollar la ecuación del cohete Tsiolkovsky, aunque no se publicó ampliamente durante algunos años.

Los motores modernos de combustible sólido y líquido se hicieron realidad a principios del siglo XX, gracias al físico estadounidense Robert Goddard. Goddard fue el primero en utilizar una tobera De Laval en un motor de cohete de combustible sólido (pólvora), duplicando el empuje y aumentando la eficiencia en un factor de aproximadamente veinticinco. Este fue el nacimiento del motor de cohete moderno. Calculó a partir de su ecuación de cohete derivada de forma independiente que un cohete de tamaño razonable, utilizando combustible sólido, podría colocar una carga útil de una libra en la Luna.

Opel RAK.1 - Primer vuelo público del mundo de un avión tripulado con cohetes el 30 de septiembre de 1929

Fritz von Opel jugó un papel decisivo en la popularización de los cohetes como medio de propulsión. En la década de 1920, inició junto con Max Valier, cofundador de "Verein für Raumschiffahrt", el primer programa de cohetes del mundo, Opel-RAK, que condujo a récords de velocidad para automóviles, vehículos ferroviarios y el primer vuelo tripulado propulsado por cohetes en septiembre de 1929. Meses antes, en 1928, uno de sus prototipos propulsados por cohetes, el Opel RAK2, alcanzó pilotado por el propio von Opel en el circuito AVUS de Berlín una velocidad récord de 238 km/h., visto por 3000 espectadores y medios de comunicación mundiales. Se alcanzó un récord mundial para vehículos sobre raíles con RAK3 y una velocidad máxima de 256 km/h. Después de estos éxitos, von Opel pilotó el primer vuelo público propulsado por cohetes del mundo utilizando el Opel RAK.1, un avión cohete diseñado por Julius Hatry. Los medios de comunicación mundiales informaron sobre estos esfuerzos, incluido UNIVERSAL Newsreel of the US, que provocó que "Raketen-Rummel" o "Rocket Rumble" inmensa emoción pública mundial, y en particular en Alemania, donde, entre otras cosas, Wernher von Braun estuvo muy influenciado. La Gran Depresión provocó el final del programa Opel-RAK, pero Max Valier continuó con los esfuerzos. Después de cambiar de cohetes de combustible sólido a cohetes de combustible líquido, murió durante las pruebas y se considera la primera víctima mortal de la era espacial naciente.

La era de los motores cohete de combustible líquido

Goddard comenzó a utilizar propulsores líquidos en 1921 y en 1926 se convirtió en el primero en lanzar un cohete de combustible líquido. Goddard fue pionero en el uso de la tobera De Laval, tanques de propulsor livianos, turbobombas pequeñas y livianas, vectorización de empuje, el motor de combustible líquido de estrangulación suave, enfriamiento regenerativo y enfriamiento de cortina.

A finales de la década de 1930, científicos alemanes, como Wernher von Braun y Hellmuth Walter, investigaron la instalación de cohetes de combustible líquido en aviones militares (Heinkel He 112, He 111, He 176 y Messerschmitt Me 163).

La bomba turbo fue empleada por científicos alemanes en la Segunda Guerra Mundial. Hasta entonces, enfriar la boquilla había sido problemático y el misil balístico A4 usaba alcohol diluido como combustible, lo que reducía la temperatura de combustión lo suficiente.

La combustión por etapas (Замкнутая схема) fue propuesta por primera vez por Alexey Isaev en 1949. El primer motor de combustión por etapas fue el S1.5400 utilizado en el cohete planetario soviético, diseñado por Melnikov, ex asistente de Isaev. Casi al mismo tiempo (1959), Nikolai Kuznetsov comenzó a trabajar en el motor de ciclo cerrado NK-9 para el misil balístico intercontinental orbital de Korolev, GR-1. Posteriormente, Kuznetsov desarrolló ese diseño en los motores NK-15 y NK-33 para el fallido cohete Lunar N1.

En Occidente, Ludwig Boelkow construyó el primer motor de prueba de combustión por etapas en laboratorio en Alemania en 1963.

Los motores alimentados con peróxido de hidrógeno o queroseno, como el Gamma británico de la década de 1950, utilizaban un proceso de ciclo cerrado mediante la descomposición catalítica del peróxido para impulsar las turbinas antes de la combustión con el queroseno en la cámara de combustión propiamente dicha. Esto dio las ventajas de eficiencia de la combustión por etapas, sin los principales problemas de ingeniería.

Los motores de hidrógeno líquido se desarrollaron con éxito por primera vez en Estados Unidos: el motor RL-10 voló por primera vez en 1962. Su sucesor, el Rocketdyne J-2, se utilizó en el cohete Saturno V del programa Apolo para enviar humanos al Luna. El alto impulso específico y la baja densidad del hidrógeno líquido redujeron la masa de la etapa superior y el tamaño y costo general del vehículo.

El récord de más motores en un vuelo de cohete es 44, establecido por la NASA en 2016 en un Black Brant.