Propulsor hipergólico

El asistente lleva un traje completo de nomat debido a los peligros de la hidroazina de combustible hipergolico, aquí siendo cargado en el MESSENGER sonda espacial.

Un propulsor hipergólico es una combinación de propulsor de cohetes utilizada en un motor de cohete, cuyos componentes se encienden espontáneamente cuando entran en contacto entre sí.

Los dos componentes propulsores suelen consistir en un combustible y un oxidante. Las principales ventajas de los propulsores hipergólicos son que pueden almacenarse como líquidos a temperatura ambiente y que los motores que funcionan con ellos son fáciles de encender de manera confiable y repetida. Los propelentes hipergólicos comunes son difíciles de manejar debido a su extrema toxicidad y/o corrosividad.

En el uso contemporáneo, los términos "hipergol" y "propelente hipergólico" generalmente significa la combinación de propulsor más común: tetróxido de dinitrógeno más hidracina.

Historia

En 1935, Hellmuth Walter descubrió que el hidrato de hidrazina era hipergólico con un peróxido de alta concentración del 80 al 83 %. Probablemente fue el primero en descubrir este fenómeno y se puso a trabajar en el desarrollo de un combustible. El Prof. Otto Lutz ayudó a Walter Company con el desarrollo de C-Stoff que contenía 30 % de hidrato de hidrazina, 57 % de metanol y 13 % de agua, y se encendió espontáneamente con peróxido de hidrógeno de alta concentración. BMW desarrolló motores que quemaban una mezcla hipergólica de ácido nítrico con varias combinaciones de aminas, xilidinas y anilinas.

Los propulsores hipergólicos fueron descubiertos de forma independiente, por segunda vez, en los EE. UU. por investigadores de GALCIT y Navy Annapolis en 1940. Desarrollaron motores impulsados por anilina y ácido nítrico fumante rojo (RFNA). Robert Goddard, Reaction Motors y Curtiss-Wright trabajaron en motores de anilina/ácido nítrico a principios de la década de 1940, para misiles pequeños y despegue asistido por chorro (JATO). El proyecto resultó en el exitoso despegue asistido de varios Martin PBM y PBY bombarderos, pero el proyecto no fue del agrado debido a las propiedades tóxicas tanto del combustible como del oxidante, así como al alto punto de congelación de la anilina. El segundo problema finalmente se resolvió mediante la adición de pequeñas cantidades de alcohol furfurílico a la anilina.

An early hypergolic-propellant rocket engine, the Walter 109-509A of 1942–45.

En Alemania, desde mediados de la década de 1930 hasta la Segunda Guerra Mundial, los propulsores de cohetes se clasificaron en términos generales como monergoles, hipergoles, no hipergoles y litergoles. La terminación ergol es una combinación del griego ergon o trabajo, y el latín oleum o aceite, más tarde influenciado por el sufijo químico -ol del alcohol. Los monergoles eran monopropulsores, mientras que los no hipergoles eran bipropulsores que requerían ignición externa, y los litergoles eran híbridos sólido/líquido. Los propulsores hipergólicos (o al menos la ignición hipergólica) eran mucho menos propensos a los arranques bruscos que la ignición eléctrica o pirotécnica. La "hipérgola" La terminología fue acuñada por el Dr. Wolfgang Nöggerath, en la Universidad Técnica de Brunswick, Alemania.

El único caza propulsado por cohetes jamás desplegado fue el Messerschmitt Me 163B Komet. El Komet tenía un HWK 109-509, un motor de cohete que consumía metanol/hidracina como combustible y peróxido de alta prueba T-Stoff como oxidante. El motor de cohete hipergólico tenía la ventaja de un ascenso rápido y tácticas de golpe rápido a costa de ser muy volátil y capaz de explotar con cualquier grado de falta de atención. Otros cazas de cohetes de combate propuestos como el Heinkel Julia y aviones de reconocimiento como el DFS 228 estaban destinados a utilizar la serie de motores de cohetes Walter 509, pero además del Me 163, solo el lanzamiento vertical Bachem Ba 349 Natter prescindible El caza se probó alguna vez en vuelo con el sistema de propulsión de cohetes Walter como su principal sistema de empuje sostenido para aviones con fines militares.

Los primeros misiles balísticos, como el R-7 soviético que lanzó el Sputnik 1 y el Atlas y el Titan-1 de EE. UU., usaban queroseno y oxígeno líquido. Aunque son los preferidos en los lanzadores espaciales, las dificultades de almacenar un criógeno como el oxígeno líquido en un misil que debía mantenerse listo para el lanzamiento durante meses o años llevó a un cambio a los propulsores hipergólicos en el Titan II de EE. UU. y en la mayoría de los soviéticos. ICBM como el R-36. Pero las dificultades de tales materiales corrosivos y tóxicos, incluidas las fugas y explosiones en los silos Titan-II, llevaron a su reemplazo casi universal con propulsores de combustible sólido, primero en misiles balísticos lanzados desde submarinos occidentales y luego en misiles balísticos intercontinentales estadounidenses y soviéticos con base en tierra..

El Módulo Lunar Apolo, utilizado en los alunizajes, empleó combustibles hipergólicos en los motores de los cohetes de descenso y ascenso. La nave espacial Apolo usó la misma combinación para el Sistema de Propulsión de Servicio. Esas naves espaciales y el transbordador espacial (entre otros) utilizaron propulsores hipergólicos para sus sistemas de control de reacción.

La tendencia entre las agencias de lanzamiento espacial occidentales se aleja de los grandes motores de cohetes hipergólicos y se acerca a los motores de hidrógeno/oxígeno con mayor rendimiento. Ariane 1 a 4, con sus primeras y segundas etapas hipergólicas (y impulsores hipergólicos opcionales en Ariane 3 y 4) se retiraron y reemplazaron con Ariane 5, que utiliza una primera etapa alimentada por hidrógeno líquido y oxígeno líquido. Los Titan II, III y IV, con su primera y segunda etapa hipergólica, también han sido retirados. Los propulsores hipergólicos todavía se usan ampliamente en las etapas superiores cuando se requieren múltiples períodos de quemado y en los sistemas de escape de lanzamiento.

Características

Tanques de propulsión hipergolica del sistema de maniobra orbital del transbordador espacial Endeavour

Ventajas

Los motores de cohete alimentados hipergólicamente suelen ser sencillos y fiables porque no necesitan un sistema de encendido. Aunque los motores hipergólicos más grandes en algunos vehículos de lanzamiento usan turbobombas, la mayoría de los motores hipergólicos son alimentados a presión. Un gas, generalmente helio, se alimenta a los tanques de propelente bajo presión a través de una serie de válvulas de retención y seguridad. Los propulsores, a su vez, fluyen a través de válvulas de control hacia la cámara de combustión; allí, su ignición por contacto instantáneo evita que se acumule una mezcla de propulsores sin reaccionar y luego se encienda en un arranque difícil potencialmente catastrófico.

Como los cohetes hipergólicos no necesitan un sistema de ignición, pueden disparar cualquier número de veces simplemente abriendo y cerrando las válvulas de propulsor hasta que se agoten y, por lo tanto, son especialmente adecuados para las maniobras de naves espaciales y muy adecuados, aunque no únicamente, como etapas superiores de lanzadores espaciales como Delta II y Ariane 5, que deben realizar más de un encendido. No obstante, existen motores de cohetes no hipergólicos reiniciables, en particular el criogénico (oxígeno/hidrógeno) RL-10 en el Centaur y el J-2 en el Saturn V. El RP-1/LOX Merlin en el Falcon 9 también se puede reiniciar.

Los combustibles hipergólicos más comunes, la hidracina, la monometilhidracina y la dimetilhidracina asimétrica, y el oxidante, el tetróxido de nitrógeno, son líquidos a temperaturas y presiones normales. Por lo tanto, a veces se denominan propulsores líquidos almacenables. Son adecuados para su uso en misiones de naves espaciales que duran muchos años. La criogenia del hidrógeno líquido y el oxígeno líquido hasta ahora ha limitado su uso práctico a los vehículos de lanzamiento espacial, donde solo deben almacenarse brevemente. Dado que el mayor problema con el uso de propulsores criogénicos en el espacio interplanetario es la ebullición, que depende en gran medida de la escala de la nave espacial, para naves más grandes como Starship esto es un problema menor.

Otra ventaja de los propulsores hipergólicos es su alta densidad en comparación con los propulsores criogénicos. LOX tiene una densidad de 1,14 g/ml, mientras que los oxidantes hipergólicos como el ácido nítrico o el tetróxido de nitrógeno tienen una densidad de 1,55 g/ml y 1,45 g/ml respectivamente. El combustible LH2 ofrece un rendimiento extremadamente alto, pero su densidad solo justifica su uso en las etapas de cohetes más grandes, mientras que las mezclas de hidracina y UDMH tienen una densidad al menos diez veces mayor. Esto es de gran importancia en las sondas espaciales, ya que la mayor densidad de propulsor permite que el tamaño de su tanque de propulsor se reduzca significativamente, lo que a su vez permite que la sonda quepa dentro de un carenado de carga útil más pequeño.

Desventajas

En relación con su masa, los propulsores hipergólicos tradicionales poseen un valor calorífico más bajo que las combinaciones de propulsores criogénicos como LH2/LOX o LCH4/LOX. Por lo tanto, un vehículo de lanzamiento que utilice propulsor hipergólico debe transportar una mayor masa de combustible que uno que utilice estos combustibles criogénicos.

La corrosividad, toxicidad y carcinogenicidad de los hipergólicos tradicionales requieren precauciones de seguridad costosas. El incumplimiento de los procedimientos de seguridad adecuados con una mezcla propulsora de ácido nítrico y UDMH excepcionalmente peligrosa apodada 'Veneno del diablo', por ejemplo, resultó en el accidente de cohetes más mortífero de la historia, la catástrofe de Nedelin.

Combinaciones hipergólicas

Común

Las combinaciones comunes de propulsores hipergólicos incluyen:

• Aerozine 50 + tetroxido de nitrógeno (NTO) – ampliamente utilizado en cohetes históricos americanos, incluyendo el Titan II; todos los motores en el módulo lunar Apollo. Aerozine 50 es una mezcla de 50% UDMH y 50% de hidratación recta (N₂H₄).
• Monomethylhydrazine (MMH) + tetroxido de nitrógeno (NTO) – motores más pequeños y impulsores de control de reacción: Módulo de mando y servicio Apollo RCS, transbordador espacial OMS y RCS; Ariane 5 EPS; propulsores Draco utilizados por la nave espacial SpaceX Dragon.
• Triethylborane/triethylaluminium (TEA-TEB) + oxígeno líquido – utilizado durante el proceso de encendido de algunos motores de cohetes que utilizan oxígeno líquido, utilizado por el SpaceX Merlin Engine Familia y Rocketdyne F-1.
• dimetilhidrazina no simétrica (UDMH) + tetroxido de nitrógeno (NTO) – frecuentemente utilizado por Roscosmos, como en el Proton (familia de cohetes), y suministrado por ellos a Francia para las primeras y segundas etapas Ariane 1 (reemplazado con UH 25); cohetes ISRO usando el motor Vikas.

Menos común u obsoleto

Los propelentes hipergólicos menos comunes u obsoletos incluyen:

• Aniline + ácido nítrico (inestable, explosivo), utilizado en el Corporal WAC
• Aniline + peróxido de hidrógeno (sensible para el polvo, explosivo)
• Furfuryl alcohol + IRFNA (o ácido nítrico rojo fuming) – Copenhagen Suborbitals SPECTRA Engine
• Furfuryl alcohol + WFNA (o ácido nítrico blanco fuming)
• Hidrazina + ácido nítrico (tóxico pero estable), abandonado por falta de ignición fiable. Ningún motor con esta combinación entró en producción masiva.
• Kerosene + (peróxido de alto riesgo + catalizador) – Gamma, con el peróxido primero descompuesto por un catalizador. El peróxido de hidrógeno frío y el queroseno no son hipergolicos, pero el peróxido de hidrógeno concentrado (referido a como peróxido de alta prueba o HTP) se ejecuta sobre un catalizador produce oxígeno y vapor libre a más de 700 °C (1,300 °F) que es hipergolico con queroseno.
• Tonka (TG-02, aprox. 50% triethylamine y 50% xylidine) típicamente oxidado con ácido nítrico o sus derivados de óxido nítrico anhydroso (grupo AK-2x en la Unión Soviética) por ejemplo AK-20F (80% HNO₃ y 20% N₂O₄ con inhibidor).
• T-Stoff (estabilizado ¢80% peróxido) + C-Stoff (metanol, hidroazina, agua, catalizador) – Messerschmitt Me 163 World War II Aviones de cohetes alemanes, por su motor Walter 109-509A.
• Turpentina + IRFNA (flujo en Diamante francés Una primera etapa)
• UDMH + IRFNA – MGM-52 Sistema de misiles Lance, Agena y Able Upper Stages, motores de maniobra de construcción de Isayev.

Propuesta, permanece sin fluir

• Trifluoruro de cloro (ClF)₃) + todos los combustibles conocidos – Brevemente considerado como un oxidante dada su alta hipergolicidad con todos los combustibles estándar, pero finalmente abandonado en los años 70 debido a la dificultad de manejar la sustancia con seguridad. El trifluoruro de cloro solo puede extinguirse inundando la zona de quemadura con nitrógeno o gases nobles. Se sabe que la sustancia quema hormigón y grava. Pentafluoruro de cloro (ClF)₅) presenta los mismos peligros, pero ofrece mayor impulso específico que ClF₃.
• Pentaborane(9) y diborane + tetroxide de nitrógeno – Pentaborane(9), un llamado combustible Zip, fue estudiado por el científico de cohetes soviéticos V. P. Glushko para su uso en combinación con tetroxido de nitrógeno en el motor de cohetes RD-270M. Esta combinación de propelentes habría producido un aumento significativo del rendimiento, pero en última instancia se había dado por motivos de toxicidad.
• Tetramethyletilediamina + IRFNA – Una alternativa menos tóxica visible a la hidrazina y sus derivados.

Tecnología relacionada

Las sustancias pirofóricas, que se encienden espontáneamente en presencia de aire, también se utilizan a veces como combustibles para cohetes o para encender otros combustibles. Por ejemplo, se usó una mezcla de trietilborano y trietilaluminio (que son pirofóricos por separado y aún más juntos) para el arranque del motor en el SR-71 Blackbird y en los motores F-1 del cohete Saturn V y se usa en el Merlin. motores en los cohetes SpaceX Falcon 9.