Diagrama simplificado de un cohete de propulsión líquida. Combustible líquido para cohetes . Oxidante . Las bombas transportan el combustible y el oxidante. La cámara de combust...
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Diagrama simplificado de un cohete de propulsión líquida.
La mayoría de los motores de cohete de combustible líquido son regulables para lograr un empuje variable. Algunos permiten controlar la proporción de la mezcla propulsora (la proporción en la que se mezclan el oxidante y el combustible). Algunos pueden apagarse y, con un sistema de ignición adecuado o un propulsor autoencendente, reiniciarse.
Los sistemas líquidos permiten un impulso específico mayor que los motores de cohetes sólidos e híbridos, y pueden proporcionar una eficiencia de almacenamiento muy alta.
Un motor de cohete de combustible líquido también puede reutilizarse en varios vuelos, como en el caso del transbordador espacial y los cohetes de la serie Falcon 9 , aunque la reutilización de motores de cohete de combustible sólido también se demostró eficazmente durante el programa del transbordador.
El flujo de propulsor hacia la cámara de combustión puede regularse, lo que permite controlar la magnitud del empuje durante todo el vuelo. Esto posibilita la corrección de errores en tiempo real durante el vuelo, además de generar mejoras en la eficiencia. [ 3 ]
Las capacidades de apagado y reinicio permiten múltiples ciclos de combustión durante un vuelo. [ 4 ]
En caso de emergencia, los cohetes de propulsión líquida pueden apagarse de forma controlada, lo que proporciona un nivel adicional de seguridad y capacidad de aborto de la misión. [ 4 ]
Los cohetes de combustible líquido bipropelente son sencillos en concepto, pero debido a las altas temperaturas y a la alta velocidad de sus piezas móviles, resultan muy complejos en la práctica.
El uso de propelentes líquidos también puede estar asociado a una serie de problemas:
Debido a que el propulsor representa una proporción muy grande de la masa del vehículo, el centro de masa se desplaza significativamente hacia atrás a medida que se utiliza el propulsor; normalmente se pierde el control del vehículo si su centro de masa se acerca demasiado al centro de resistencia/presión.
Cuando se opera en atmósfera, la presurización de los tanques de propulsor, que suelen tener paredes muy delgadas, debe garantizar una presión manométrica positiva en todo momento para evitar el colapso catastrófico del tanque.
Los propelentes líquidos son propensos al chapoteo , lo que con frecuencia ha provocado la pérdida de control del vehículo. Esto se puede controlar mediante deflectores antichoque en los tanques, así como mediante leyes de control adecuadas en el sistema de guiado .
Pueden sufrir oscilación tipo pogo, en la que el cohete experimenta ciclos de aceleración no controlados.
Los propulsores líquidos suelen requerir motores de control de espacio en condiciones de gravedad cero o durante las etapas de combustión para evitar que el gas sea aspirado por los motores al arrancar. También son propensos a la formación de vórtices dentro del tanque, especialmente hacia el final de la combustión, lo que puede provocar que el gas sea aspirado por el motor o la bomba.
Los propelentes líquidos pueden tener fugas, especialmente el hidrógeno , lo que podría provocar la formación de una mezcla explosiva.
Las turbobombas para bombear propelentes líquidos son complejas de diseñar y pueden sufrir fallos graves, como un exceso de velocidad si funcionan en seco o el desprendimiento de fragmentos a alta velocidad si entran partículas metálicas del proceso de fabricación.
Los propelentes criogénicos , como el oxígeno líquido, congelan el vapor de agua atmosférico, convirtiéndolo en hielo. Esto puede dañar u obstruir sellos y válvulas, provocando fugas y otras fallas. Para evitar este problema, a menudo se requieren largos procesos de enfriamiento que buscan eliminar la mayor cantidad de vapor posible del sistema. El hielo también puede formarse en el exterior del tanque y, posteriormente, desprenderse y dañar el vehículo. El aislamiento externo de espuma puede causar problemas, como lo demostró el desastre del transbordador espacial Columbia . Los propelentes no criogénicos no causan tales problemas.
Los cohetes de combustible líquido no almacenables requieren una preparación considerable justo antes del lanzamiento. Esto los hace menos prácticos que los cohetes de combustible sólido para la mayoría de los sistemas de armas.
Principio de funcionamiento
Los motores de cohete de combustible líquido cuentan con tanques y tuberías para almacenar y transferir el propelente, un sistema de inyección y una o más cámaras de combustión con sus respectivas boquillas .
Los propelentes líquidos típicos tienen densidades similares a las del agua, aproximadamente de 0,7 a 1,4 g/cm³ ( 0,025 a 0,051 lb/pulg³ ) . Una excepción es el hidrógeno líquido , que tiene una densidad mucho menor y requiere una presión relativamente baja para evitar su vaporización . La densidad y la baja presión de los propelentes líquidos permiten tanques ligeros: aproximadamente el 1 % del contenido para propelentes densos y alrededor del 10 % para hidrógeno líquido. El aumento de la masa del tanque se debe a la baja densidad del hidrógeno líquido y a la masa del aislamiento necesario.
Para la inyección en la cámara de combustión, la presión del propulsor en los inyectores debe ser mayor que la presión de la cámara. Esto se suele lograr con una bomba. Las bombas adecuadas suelen ser turbobombas centrífugas debido a su alta potencia y peso ligero, aunque en el pasado se han empleado bombas de pistón . Las turbobombas suelen ser ligeras y pueden ofrecer un rendimiento excelente; con un peso en la Tierra muy inferior al 1 % del empuje. De hecho, las relaciones empuje-peso totales , incluyendo una turbobomba, han llegado a ser de hasta 155:1 con el motor de cohete SpaceX Merlin 1D y hasta 180:1 con la versión de vacío. [ 5 ] En lugar de una bomba, algunos diseños utilizan un tanque de un gas inerte a alta presión, como el helio, para presurizar los propelentes. Estos cohetes suelen proporcionar un delta-v menor porque la masa del tanque de presurización reduce el rendimiento. En algunos diseños para uso a gran altitud o en el vacío, la masa del tanque puede ser aceptable.
Los propelentes líquidos suelen bombearse a la cámara de combustión con una turbobomba centrífuga ligera . Recientemente, algunas empresas aeroespaciales han utilizado bombas eléctricas con baterías. En motores pequeños y más sencillos, a veces se utiliza un gas inerte almacenado en un tanque a alta presión en lugar de bombas para impulsar los propelentes a la cámara de combustión. Estos motores pueden tener una mayor relación de masa, pero suelen ser más fiables y, por lo tanto, se utilizan ampliamente en satélites para el mantenimiento de la órbita. [ 1 ]
Propulsores
A lo largo de los años se han probado miles de combinaciones de combustibles y oxidantes. Algunas de las más comunes y prácticas son:
Una de las mezclas más eficientes, oxígeno e hidrógeno , sufre de las temperaturas extremadamente bajas requeridas para almacenar hidrógeno líquido (alrededor de 20 K o −253,2 °C o −423,7 °F ) y una densidad de combustible muy baja ( 70 kg/m³ o 4,4 lb/pie³ , en comparación con el RP-1 a 820 kg/m³ o 51 lb/pie³ ) , lo que requiere grandes tanques que también deben ser ligeros y aislantes. El aislamiento de espuma ligera en el tanque externo del Transbordador Espacial provocó la destrucción del Transbordador Espacial Columbia , ya que un trozo se desprendió, dañó su ala y provocó que se rompiera durante la reentrada atmosférica .
El metano líquido/GNL tiene varias ventajas sobre el H₂L . Su rendimiento ( impulso específico máximo ) es menor que el del H₂L pero mayor que el del RP1 (queroseno) y los propelentes sólidos, y su mayor densidad, de forma similar a otros combustibles de hidrocarburos, proporciona mayores relaciones empuje/volumen que el H₂L , aunque su densidad no es tan alta como la del RP1. [ 7 ] Esto lo hace especialmente atractivo para sistemas de lanzamiento reutilizables porque una mayor densidad permite motores, tanques de propelente y sistemas asociados más pequeños. [ 6 ] El GNL también arde con menos o ningún hollín (menos o ninguna coquización) que el RP1, lo que facilita la reutilización en comparación con este, y el GNL y el RP1 arden a menor temperatura que el H₂L, por lo que el GNL y el RP1 no deforman tanto las estructuras internas del motor. Esto significa que los motores que queman GNL pueden reutilizarse más que los que queman RP1 o H₂L . A diferencia de los motores que queman LH₂ , tanto los motores RP1 como los de GNL pueden diseñarse con un eje compartido con una sola turbina y dos turbobombas, una para LOX y otra para GNL/RP1. [ 7 ] En el espacio, el GNL no necesita calentadores para mantenerse líquido, a diferencia del RP1. [ 8 ] El GNL es menos costoso, ya que está fácilmente disponible en grandes cantidades. Puede almacenarse durante períodos de tiempo más prolongados y es menos explosivo que el LH₂ . [ 6 ]
Oxígeno líquido (LOX) y gasolina : el primer cohete de combustible líquido de Robert Goddard.
Oxígeno líquido (LOX) y monóxido de carbono (CO): propuestos para un vehículo de salto a Marte (con un impulso específico de aproximadamente 250 s), principalmente porque el monóxido de carbono y el oxígeno se pueden producir directamente mediante electrólisis de zirconia a partir de la atmósfera marciana sin necesidad de utilizar ninguno de los recursos hídricos marcianos para obtener hidrógeno. [ 9 ]
Muchos bipropelentes no criogénicos son hipergólicos (autoencendibles).
T-Stoff (80 % de peróxido de hidrógeno, H₂O₂ como oxidante ) y C-Stoff (metanol, CH₃OH , e hidrato de hidrazina, N₂H₄ · n ( H₂O ) como combustible) – utilizados para la familia de motores Hellmuth-Walter-Werke HWK 109-509 A, -B y -C utilizados en el Messerschmitt Me 163 B Komet , un avión de caza cohete operativo de la Segunda Guerra Mundial , y en los prototipos de interceptores VTO tripulados Ba 349 Natter .
Ácido nítrico fumante rojo inhibido (I RFNA , HNO 3 + N 2 O 4 ) y dimetilhidrazina asimétrica ( UDMH , (CH 3 ) 2 N 2 H 2 ) – Scud soviético -C, también conocido como SS-1 -c,-d,-e
Para los misiles balísticos intercontinentales almacenables y la mayoría de las naves espaciales, incluidos los vehículos tripulados, las sondas planetarias y los satélites, el almacenamiento de propelentes criogénicos durante períodos prolongados es inviable debido a la evaporación, que provoca la pérdida de combustible, a menos que se les proporcione refrigeración constante o se almacenen a presión extrema, ambas inviables para tales aplicaciones. Por ello, generalmente se utilizan mezclas de hidracina o sus derivados en combinación con óxidos de nitrógeno para estas aplicaciones, pero son tóxicos y cancerígenos . En consecuencia, para mejorar su manejo, algunos vehículos tripulados como Dream Chaser y Space Ship Two planean utilizar cohetes híbridos con combinaciones de combustible y oxidante no tóxicos.
Inyectores
Inyector de combustible para motor de cohete Rocketdyne F-1
La implementación del inyector en los cohetes de combustible líquido determina el porcentaje del rendimiento teórico de la tobera que se puede alcanzar. Un rendimiento deficiente del inyector provoca que el propelente sin quemar salga del motor, lo que resulta en una baja eficiencia.
Además, los inyectores también suelen ser clave para reducir las cargas térmicas en la boquilla; al aumentar la proporción de combustible alrededor del borde de la cámara, se consiguen temperaturas mucho más bajas en las paredes de la boquilla.
Tipos de inyectores
Los inyectores pueden ser tan simples como una serie de orificios de pequeño diámetro dispuestos en patrones cuidadosamente diseñados, a través de los cuales fluyen el combustible y el oxidante. La velocidad del flujo viene determinada por la raíz cuadrada de la caída de presión a través de los inyectores, la forma de los orificios y otros detalles como la densidad del propelente.
Los primeros inyectores utilizados en el V-2 creaban chorros paralelos de combustible y oxidante que luego se quemaban en la cámara. Esto resultaba en una eficiencia bastante baja.
Los inyectores actuales suelen constar de una serie de pequeños orificios que dirigen chorros de combustible y oxidante para que colisionen en un punto cercano a la placa del inyector. Esto ayuda a fragmentar el flujo en pequeñas gotas que se queman con mayor facilidad.
El motor RS-25 diseñado para el transbordador espacial utiliza un sistema de postes estriados, que utilizan hidrógeno calentado del prequemador para vaporizar el oxígeno líquido que fluye a través del centro de los postes [ 10 ] y esto mejora la velocidad y la estabilidad del proceso de combustión; los motores anteriores, como el F-1 utilizado para el programa Apolo, tenían problemas importantes con oscilaciones que llevaron a la destrucción de los motores, pero esto no fue un problema en el RS-25 debido a este detalle de diseño.
Valentin Glushko inventó el inyector centrípeto a principios de la década de 1930, y su uso se ha extendido prácticamente a todos los motores rusos. Se aplica un movimiento rotacional al líquido (y a veces se mezclan los dos propelentes), que luego se expulsa a través de un pequeño orificio, donde forma una lámina cónica que se atomiza rápidamente. El primer motor de combustible líquido de Goddard utilizaba un inyector de impacto único. Durante la Segunda Guerra Mundial, científicos alemanes experimentaron con inyectores de impacto sobre placas planas, que se utilizaron con éxito en el misil Wasserfall .
Estabilidad de la combustión
Para evitar inestabilidades como el traqueteo, que es una oscilación a velocidad relativamente baja, el motor debe diseñarse con una caída de presión suficiente en los inyectores para que el flujo sea prácticamente independiente de la presión de la cámara. Esta caída de presión se suele conseguir utilizando al menos el 20 % de la presión de la cámara en los inyectores.
Sin embargo, sobre todo en motores de mayor tamaño, se desencadena fácilmente una oscilación de combustión a alta velocidad, cuyo mecanismo aún no se comprende del todo. Estas oscilaciones tienden a perturbar la capa límite del lado gaseoso del motor, lo que puede provocar un fallo rápido del sistema de refrigeración y la destrucción del motor. Este tipo de oscilaciones son mucho más frecuentes en motores grandes y dificultaron el desarrollo del Saturno V , aunque finalmente se lograron superar.
Algunas cámaras de combustión, como las del motor RS-25 , utilizan resonadores de Helmholtz como mecanismos de amortiguación para evitar que aumenten determinadas frecuencias de resonancia.
Para evitar estos problemas, el diseño del inyector RS-25 se centró en vaporizar el propelente antes de inyectarlo en la cámara de combustión. Si bien se emplearon otras características para evitar inestabilidades, investigaciones posteriores demostraron que estas eran innecesarias y que la combustión en fase gaseosa funcionaba correctamente.
Las pruebas de estabilidad suelen implicar el uso de pequeños explosivos. Estos se detonan dentro de la cámara durante el funcionamiento, provocando una excitación impulsiva. Al analizar el registro de presión de la cámara para determinar la rapidez con que desaparecen los efectos de la perturbación, es posible estimar la estabilidad y rediseñar las características de la cámara si fuera necesario.
ciclos del motor
Para los cohetes de propulsión líquida, se utilizan comúnmente cuatro formas diferentes de impulsar la inyección del propulsor en la cámara. [ 11 ]
El combustible y el oxidante deben bombearse a la cámara de combustión contra la presión de los gases calientes que se queman, y la potencia del motor está limitada por la velocidad a la que se puede bombear el propelente a la cámara de combustión. Para uso atmosférico o en lanzadores, se prefieren ciclos de motor de alta presión y, por lo tanto, de alta potencia, para minimizar la resistencia gravitatoria . Para uso orbital, generalmente bastan ciclos de menor potencia.
Los propelentes se introducen desde tanques presurizados (relativamente pesados). El peso de estos tanques implica que una presión relativamente baja es óptima, lo que limita la potencia del motor, pero permite que todo el combustible se queme, logrando así una alta eficiencia. El agente presurizante utilizado suele ser helio debido a su baja reactividad y densidad. Ejemplos: AJ-10 , utilizado en el OMS del transbordador espacial , el SPS del Apolo y la segunda etapa del Delta II .
Un motor eléctrico , generalmente un motor eléctrico de CC sin escobillas , acciona las bombas . El motor eléctrico se alimenta mediante un paquete de baterías. Su implementación es relativamente sencilla y reduce la complejidad del diseño de la turbomaquinaria , pero a costa de la masa seca adicional del paquete de baterías. Un ejemplo de motor es el Rutherford , diseñado y utilizado por Rocket Lab .
Un pequeño porcentaje de los propelentes se quema en un prequemador para alimentar una turbobomba y luego se expulsa a través de una tobera separada o en la parte inferior de la tobera principal. Esto reduce la eficiencia, ya que los gases de escape contribuyen poco o ningún empuje, pero las turbinas de la bomba pueden ser muy grandes, lo que permite motores de alta potencia. Ejemplos: F-1 y J-2 del Saturno V , RS-68 del Delta IV , HM7B del Ariane 5 , Merlin del Falcon 9 .
Toma los gases calientes de la cámara de combustión principal del motor del cohete y los dirige a través de las turbinas de la turbobomba para bombear el propelente, que luego se expulsa. Dado que no todo el propelente fluye a través de la cámara de combustión principal, el ciclo de derivación se considera un motor de ciclo abierto. Algunos ejemplos son el J-2S y el BE-3 .
El combustible criogénico (hidrógeno o metano) se utiliza para enfriar las paredes de la cámara de combustión y la tobera. El calor absorbido vaporiza y expande el combustible, que luego se utiliza para accionar las turbobombas antes de que entre en la cámara de combustión, lo que permite una alta eficiencia, o se expulsa al exterior, lo que permite turbobombas de mayor potencia. El calor limitado disponible para vaporizar el combustible restringe la potencia del motor. Ejemplos: RL10 para las segundas etapas del Atlas V y el Delta IV (ciclo cerrado), LE-5 del H-II (ciclo de purga).
Una mezcla rica en combustible u oxidante se quema en un prequemador y luego impulsa turbobombas; este escape a alta presión se introduce directamente en la cámara principal donde el resto del combustible u oxidante se quema, lo que permite alcanzar presiones y eficiencias muy elevadas. Ejemplos: SSME , RD-191 , LE-7 .
Las mezclas ricas en combustible y oxidante se queman en prequemadores separados e impulsan las turbobombas; luego, ambos gases de escape a alta presión, uno rico en oxígeno y el otro rico en combustible, se introducen directamente en la cámara principal donde se combinan y se queman, lo que permite alcanzar presiones muy altas y una alta eficiencia. Ejemplo: SpaceX Raptor .
Compromisos del ciclo del motor
La selección del ciclo del motor es uno de los primeros pasos en el diseño de un motor de cohete. Esta selección conlleva una serie de ventajas y desventajas, algunas de las cuales incluyen:
Enfriamiento
Los inyectores suelen estar dispuestos de forma que se cree una capa rica en combustible en la pared de la cámara de combustión. Esto reduce la temperatura en esa zona, y aguas abajo hasta la garganta e incluso dentro de la tobera, lo que permite que la cámara de combustión funcione a mayor presión, lo que a su vez permite utilizar una tobera con una relación de expansión mayor, lo que proporciona un I SP más alto y un mejor rendimiento del sistema. [ 12 ] Un motor de cohete de combustible líquido suele emplear refrigeración regenerativa , que utiliza el combustible o, con menos frecuencia, el oxidante para enfriar la cámara y la tobera.
Encendido
La ignición puede realizarse de muchas maneras, pero, quizás más en el caso de los propulsores líquidos que en otros cohetes, se requiere una fuente de ignición constante y significativa; un retraso en la ignición (en algunos casos de tan solo unas decenas de milisegundos) puede provocar una sobrepresión en la cámara debido al exceso de propulsor. Un arranque brusco incluso puede causar la explosión del motor.
En general, los sistemas de ignición intentan aplicar llamas a través de la superficie del inyector, con un flujo másico de aproximadamente el 1% del flujo másico total de la cámara.
En ocasiones, se utilizan enclavamientos de seguridad para garantizar la presencia de una fuente de ignición antes de que se abran las válvulas principales; sin embargo, la fiabilidad de los enclavamientos puede ser, en algunos casos, inferior a la del sistema de ignición. Por lo tanto, depende de si el sistema debe ser a prueba de fallos o si el éxito general de la misión es más importante. Los enclavamientos rara vez se utilizan en las etapas superiores no tripuladas, donde un fallo del enclavamiento provocaría la pérdida de la misión, pero están presentes en el motor RS-25 para apagar los motores antes del despegue del transbordador espacial. Además, la detección de la ignición correcta del ignitor es sorprendentemente difícil; algunos sistemas utilizan cables delgados que se cortan con las llamas, y también se han utilizado sensores de presión.
Los métodos de ignición incluyen la pirotécnica , la eléctrica (chispa o hilo caliente) y la química. Los propelentes hipergólicos tienen la ventaja de autoencenderse de forma fiable y con menor probabilidad de arranques bruscos. En la década de 1940, los rusos comenzaron a arrancar motores con hipergoles, para luego cambiar a los propelentes primarios tras la ignición. Este método también se utilizó en el motor de cohete estadounidense F-1 del programa Apolo .
Ignición con un agente pirofórico : El trietilaluminio se inflama al contacto con el aire y se inflama y/o descompone al contacto con el agua y con cualquier otro oxidante; es una de las pocas sustancias suficientemente pirofóricas como para inflamarse al contacto con oxígeno líquido criogénico . La entalpía de combustión , Δc H °, es de −5105,70 ± 2,90 kJ/mol (−1220,29 ± 0,69 kcal/mol) . Su fácil ignición lo hace particularmente deseable como ignitor de motores de cohete . Puede usarse junto con trietilborano para crear trietilaluminio-trietilborano, más conocido como TEA-TEB.
Historia
Rusia-Unión Soviética
Cohetes 09 (izquierda) y 10 (GIRD-09 y GIRD-X). Museo de Cosmonáutica y Tecnología de Cohetes; San Petersburgo.
La idea de un cohete de combustible líquido, tal como se entiende en el contexto moderno, apareció por primera vez en 1903 en el libro Exploración del universo con vehículos propulsados por cohetes [ 13 ] del científico ruso de cohetes Konstantin Tsiolkovsky . La magnitud de su contribución a la astronáutica es asombrosa, incluyendo la ecuación de cohetes de Tsiolkovsky , los cohetes multietapa y el uso de oxígeno líquido e hidrógeno líquido en cohetes de propulsión líquida. [ 14 ] Tsiolkovsky influyó en científicos de cohetes posteriores en toda Europa, como Wernher von Braun . Equipos de búsqueda soviéticos en Peenemünde encontraron una traducción al alemán de un libro de Tsiolkovsky del cual "casi todas las páginas... estaban adornadas con comentarios y notas de von Braun". [ 15 ] El destacado diseñador soviético de motores de cohetes Valentin Glushko y el diseñador de cohetes Sergey Korolev estudiaron los trabajos de Tsiolkovsky en su juventud [ 16 ] y ambos buscaron convertir las teorías de Tsiolkovsky en realidad. [ 17 ]
De 1929 a 1930, en Leningrado, Glushko llevó a cabo investigaciones sobre cohetes en el Laboratorio de Dinámica de Gases (GDL), donde se creó una nueva sección de investigación para el estudio de motores de cohetes eléctricos y de propulsión líquida . Esto dio como resultado la creación de los motores ORM (de "Motor de Cohete Experimental" en ruso) ORM-1 a ORM-52 . [ 18 ] Se realizaron un total de 100 pruebas de banco de cohetes de propulsión líquida utilizando varios tipos de combustible, tanto de bajo como de alto punto de ebullición, y se logró un empuje de hasta 300 kg. [ 19 ] [ 18 ]
Durante este período en Moscú , Fredrich Tsander , científico e inventor, diseñaba y construía motores de cohetes líquidos que funcionaban con aire comprimido y gasolina. Tsander investigó combustibles de alta energía, incluyendo metales en polvo mezclados con gasolina. En septiembre de 1931, Tsander fundó el Grupo para el Estudio del Movimiento Reactivo (GIRD ), con sede en Moscú, [ 20 ] más conocido por su acrónimo ruso "GIRD". [ 21 ] En mayo de 1932, Sergey Korolev reemplazó a Tsander como jefe del GIRD. El 17 de agosto de 1933, Mikhail Tikhonravov lanzó el primer cohete soviético de propulsión líquida (el GIRD-9), alimentado con oxígeno líquido y gasolina en gel. Alcanzó una altitud de 400 metros (1300 pies) . [ 22 ] En enero de 1933, Tsander comenzó el desarrollo del cohete GIRD-X. Este diseño quemaba oxígeno líquido y gasolina, y fue uno de los primeros motores en ser enfriado regenerativamente por el oxígeno líquido, que fluía alrededor de la pared interior de la cámara de combustión antes de entrar en ella. Los problemas de combustión completa durante las pruebas llevaron a cambiar de gasolina a alcohol, menos energético. El misil final, de 2,2 metros (7,2 pies) de largo por 140 milímetros (5,5 pulgadas) de diámetro, tenía una masa de 30 kilogramos (66 libras) , y se preveía que podría transportar una carga útil de 2 kilogramos (4,4 libras) a una altitud de 5,5 kilómetros (3,4 millas) . [ 23 ] El cohete GIRD X fue lanzado el 25 de noviembre de 1933 y voló a una altura de 80 metros. [ 24 ]
En 1933, GDL y GIRD se fusionaron y se convirtieron en el Instituto de Investigación Científica Reactiva (RNII). En el RNII, Gushko continuó el desarrollo de los motores de cohete de propulsión líquida ORM-53 a ORM-102, con el ORM-65 impulsando el avión propulsado por cohete RP-318 . [ 18 ] En 1938, Leonid Dushkin reemplazó a Glushko y continuó el desarrollo de los motores ORM, incluido el motor para el interceptor propulsado por cohete, el Bereznyak-Isayev BI-1 . [ 25 ] En el RNII, Tikhonravov trabajó en el desarrollo de motores de cohete de propulsión líquida de oxígeno/alcohol. [ 26 ] Finalmente, los motores de cohete de propulsión líquida recibieron una baja prioridad durante finales de la década de 1930 en el RNII; sin embargo, la investigación fue productiva y muy importante para los logros posteriores del programa de cohetes soviético. [ 27 ]
El peruano Pedro Paulet , quien había experimentado con cohetes durante toda su vida en Perú , escribió una carta a El Comercio en Lima en 1927, afirmando que había experimentado con un motor de cohete de combustible líquido mientras era estudiante en París tres décadas antes. [ 28 ] [ 29 ] Los historiadores de los primeros experimentos de cohetería, entre ellos Max Valier , Willy Ley y John D. Clark , han dado distintos grados de credibilidad al informe de Paulet. Valier aplaudió el diseño del cohete de propulsión líquida de Paulet en la publicación de Verein für Raumschiffahrt Die Rakete , diciendo que el motor tenía una "potencia asombrosa" y que sus planes eran necesarios para el desarrollo futuro de cohetes. [ 30 ] Hermann Oberth nombraría a Paulet como un pionero en cohetería en 1965. [ 31 ] Wernher von Braun también describiría a Paulet como "el pionero del motor de propulsión de combustible líquido" y afirmó que "Paulet ayudó al hombre a llegar a la Luna ". [ 28 ] [ 32 ] [ 33 ] [ 34 ] [ 35 ] Posteriormente, la Alemania nazi se puso en contacto con Paulet y lo invitó a unirse a la Astronomische Gesellschaft para ayudar a desarrollar tecnología de cohetes, aunque se negó a colaborar tras descubrir que el proyecto estaba destinado a la militarización y nunca compartió la fórmula de su propulsor. [ 32 ] [ 31 ] Según el cineasta e investigador Álvaro Mejía, Federico I Ordway III intentaría más tarde desacreditar los descubrimientos de Paulet en el contexto de la Guerra Fría y en un esfuerzo por alejar la imagen pública de von Braun de su historia con la Alemania nazi. [ 36 ]
Estados Unidos
Robert H. Goddard , bien abrigado para protegerse del frío clima de Nueva Inglaterra el 16 de marzo de 1926, sostiene la estructura de lanzamiento de su invento más notable : el primer cohete de combustible líquido.
El primer vuelo de un cohete de propulsión líquida tuvo lugar el 16 de marzo de 1926 en Auburn, Massachusetts , cuando el profesor estadounidense Dr. Robert H. Goddard lanzó un vehículo que utilizaba oxígeno líquido y gasolina como propulsores. [ 37 ] El cohete, que fue apodado "Nell", se elevó apenas 41 pies durante un vuelo de 2,5 segundos que terminó en un campo de repollo, pero fue una importante demostración de que los cohetes que utilizaban propulsión líquida eran posibles. Goddard propuso los propulsores líquidos unos quince años antes y comenzó a experimentar seriamente con ellos en 1921. El germano-rumano Hermann Oberth publicó un libro en 1923 sugiriendo el uso de propulsores líquidos. [ 38 ]
Alemania
En Alemania, ingenieros y científicos quedaron fascinados con la propulsión líquida, construyéndola y probándola a finales de la década de 1920 dentro de Opel RAK , el primer programa de cohetes del mundo, en Rüsselsheim. Según el relato de Max Valier , [ 39 ] el diseñador de cohetes de Opel RAK, Friedrich Wilhelm Sander, lanzó dos cohetes de combustible líquido en Opel Rennbahn en Rüsselsheim el 10 y el 12 de abril de 1929. Estos cohetes de Opel RAK fueron los primeros cohetes de combustible líquido europeos y, después de Goddard, los segundos del mundo. En su libro "Raketenfahrt", Valier describe el tamaño de los cohetes como de 21 cm de diámetro y con una longitud de 74 cm, pesando 7 kg vacíos y 16 kg con combustible. El empuje máximo era de 45 a 50 kp, con un tiempo total de combustión de 132 segundos. Estas propiedades indican un bombeo de presión de gas. El objetivo principal de estas pruebas era desarrollar el sistema de propulsión de cohetes líquidos para un avión Gebrüder-Müller-Griessheim [ 40 ] en construcción para un vuelo planeado a través del canal de la Mancha. Asimismo, el historiador de vuelos espaciales Frank H. Winter , curador del Museo Nacional del Aire y el Espacio en Washington, DC, confirma que el grupo Opel estaba trabajando, además de sus cohetes de combustible sólido utilizados para récords de velocidad en tierra y los primeros vuelos tripulados de aviones cohete del mundo con el Opel RAK.1 , en cohetes de combustible líquido. [ 41 ] Para mayo de 1929, el motor producía un empuje de 200 kg (440 lb) "durante más de quince minutos y en julio de 1929, los colaboradores del Opel RAK pudieron alcanzar fases de potencia de más de treinta minutos para empujes de 300 kg (660 lb) en las obras de Opel en Rüsselsheim", nuevamente según el relato de Max Valier. La Gran Depresión puso fin a las actividades de Opel RAK. Tras trabajar para el ejército alemán a principios de la década de 1930, Sander fue arrestado por la Gestapo en 1935, cuando la ingeniería privada de cohetes quedó prohibida en Alemania. Fue condenado por traición a 5 años de prisión y obligado a vender su empresa; murió en 1938. [ 42 ] El trabajo de Max Valier (a través de Arthur Rudolph y Heylandt), quien murió mientras experimentaba en 1930, y el de Friedrich Sander sobre cohetes de combustible líquido fueron confiscados por el ejército alemán, la Heereswaffenamt , e integrados en las actividades del general Walter Dornberger a principios y mediados de la década de 1930 en un campo cerca de Berlín. [ 43 ] Max Valier fue cofundador de un grupo de investigación amateur, el VfR, trabajando en cohetes de combustible líquido a principios de la década de 1930, y muchos de cuyos miembros se convirtieron posteriormente en importantes pioneros de la tecnología de cohetes, incluido Wernher von Braun . Von Braun fue jefe de la estación de investigación del ejército que diseñó el cohete V-2 para los nazis.
Dibujo del prototipo de avión cohete He 176 V1
A finales de la década de 1930, se empezó a experimentar seriamente con el uso de la propulsión de cohetes para vuelos tripulados, cuando el Heinkel He 176 alemán realizó el primer vuelo tripulado propulsado por cohetes utilizando un motor de cohete líquido, diseñado por el ingeniero aeronáutico alemán Hellmuth Walter el 20 de junio de 1939. [ 44 ] El único avión de combate propulsado por cohetes de producción que llegó a prestar servicio militar, el Me 163 Komet en 1944-45, también utilizó un motor de cohete líquido diseñado por Walter, el Walter HWK 109-509 , que producía hasta 1700 kgf (16,7 kN) de empuje a plena potencia.
Después de la Segunda Guerra Mundial
Tras la Segunda Guerra Mundial, el gobierno y el ejército estadounidenses finalmente consideraron seriamente los cohetes de propulsión líquida como armas y comenzaron a financiar su desarrollo. La Unión Soviética hizo lo mismo, dando inicio así a la carrera espacial .
1 2 Sutton, George P. (1963). Elementos de propulsión de cohetes, 3.ª edición . Nueva York: John Wiley & Sons. págs. 25, 186, 187.
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Enlaces externos
Un libro en línea titulado "Cómo diseñar, construir y probar pequeños motores de cohete de combustible líquido".
El Heinkel He 176, el primer avión cohete de combustible líquido del mundo.
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