propulsor hipergólico

Los motores de cohete alimentados con gas hipergólico suelen ser sencillos y fiables porque no necesitan sistema de ignición. Aunque algunos vehículos de lanzamiento utilizan turbobombas , la mayoría se alimentan a presión. Un gas, generalmente helio , se introduce en los tanques de propulsor a presión mediante una serie de válvulas de retención y seguridad. Los propelentes, 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 propelentes sin reaccionar y que esta se encienda, provocando un arranque brusco potencialmente catastrófico .

Como los cohetes hipergólicos no necesitan un sistema de ignición, pueden encenderse tantas veces como se desee abriendo y cerrando las válvulas de propulsión hasta que se agoten los propelentes, por lo que son adecuados para maniobrar naves espaciales y, aunque no exclusivamente, idóneos como etapas superiores de lanzadores espaciales como el Delta II y el Ariane 5 , que deben realizar más de una combustión. Sin embargo, existen motores de cohete no hipergólicos reiniciables, en particular el criogénico (oxígeno/hidrógeno) RL10 del Centaur y el J-2 del Saturno V. El Merlin RP-1 /LOX del Falcon 9 y el Vinci _LH2 /LOX del Ariane 6 también pueden reiniciarse. ^{[ 12 ]}

Los combustibles hipergólicos más comunes, hidracina , monometilhidracina y dimetilhidracina asimétrica (UDMH), y el oxidante, tetróxido de nitrógeno , son todos líquidos a temperaturas y presiones ordinarias. Por lo tanto, a veces se les llama "propulsores líquidos almacenables". Son adecuados para su uso en misiones espaciales que duran muchos años. La criogenia del hidrógeno líquido y el oxígeno líquido ha limitado hasta ahora su uso práctico a los vehículos de lanzamiento espacial donde necesitan almacenarse solo brevemente. ^{[ 13 ]} El mayor problema con el uso de propulsores criogénicos en el espacio interplanetario es la evaporación, que depende en gran medida de la escala de la nave espacial.

Otra ventaja de los propelentes hipergólicos es su alta densidad en comparación con los propelentes criogénicos. El LO ₂ 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 LH ₂ ofrece un rendimiento extremadamente alto, pero su densidad solo justifica su uso en las etapas de cohete más grandes, mientras que las mezclas de hidracina y UDMH tienen una densidad al menos 10 veces mayor. ^{[ 14 ]} Esto es de gran importancia en las sondas espaciales , ya que la mayor densidad del propelente permite reducir significativamente el tamaño de sus tanques de propelente, lo que a su vez permite que las sondas quepan dentro de una cofia de carga útil más pequeña .

En relación a su masa, los propulsores hipergólicos tradicionales poseen un valor calorífico menor que las combinaciones de propulsores criogénicos como LH ₂ /LO ₂ o LCH ₄ /LO ₂ . ^{[ 15 ]} Por lo tanto, un vehículo de lanzamiento que utiliza propulsor hipergólico debe transportar una mayor masa de combustible que uno que utiliza estos combustibles criogénicos.

La corrosividad , toxicidad y carcinogenicidad de los hipergólicos tradicionales hacen necesarias costosas precauciones de seguridad. ^{[ 16 ] [ 17 ]} Por ejemplo, el incumplimiento de los procedimientos de seguridad adecuados con una mezcla de propulsor de ácido nítrico y UDMH excepcionalmente peligrosa, apodada "veneno del diablo" , resultó en el accidente de cohetería más mortífero de la historia, la catástrofe de Nedelin . ^{[ 18 ]}

Las combinaciones comunes de propelentes hipergólicos incluyen: ^{[ 19 ]}

• La Aerozina 50 + tetróxido de nitrógeno (NTO) se utiliza ampliamente en cohetes estadounidenses históricos, incluidos el Titan II y todos los motores del Módulo Lunar Apolo . La Aerozina 50 es una mezcla de 50 % de UDMH y 50 % de hidracina pura ( _{N₂H₄ )} . ^{[ 5 ] : 45}
• La monometilhidrazina (MMH) + NTO se utiliza en motores más pequeños y propulsores de control de reacción: RCS del módulo de mando y servicio del Apolo , ^{[ 20 ]} OMS y RCS del transbordador espacial ; ^{[ 21 ]} EPS del Ariane 5 ; ^{[ 22 ]} propulsores Draco utilizados por la nave espacial SpaceX Dragon . ^{[ 23 ]}
• El trietilborano / trietilaluminio (TEA-TEB) + oxígeno líquido se utiliza durante el proceso de ignición de algunos motores de cohete que utilizan oxígeno líquido, como los utilizados por la familia de motores SpaceX Merlin y el Rocketdyne F-1 .
• El UDMH + NTO es utilizado frecuentemente por Roscosmos , como en el Protón (familia de cohetes) , y suministrado por ellos a Francia para la primera y segunda etapa del Ariane 1 (reemplazada por el UH 25 ) y cohetes de ISRO que utilizan el motor Vikas . ^{[ 24 ]}

Entre los propelentes hipergólicos menos comunes u obsoletos se incluyen:

• En el WAC Corporal se utiliza anilina + ácido nítrico (inestable, explosivo) . ^{[ 25 ]}
• Anilina + peróxido de hidrógeno (sensible al polvo, explosivo)
• Alcohol furfurílico + ácido nítrico fumante rojo – Motor Copenhagen Suborbitals SPECTRA ^{[ 26 ] [ 5 ] : 27}
• Alcohol furfurílico + ácido nítrico fumante blanco ^{[ 5 ] : 27}
• La combinación de hidracina y ácido nítrico (tóxica pero estable) se descartó debido a la falta de un sistema de encendido fiable. Ningún motor con esta combinación llegó a producirse en masa. ^{[ 27 ]}
• En el proceso Gamma se utiliza queroseno + (peróxido de alta concentración + catalizador) , donde el peróxido se descompone primero mediante un catalizador. El peróxido de hidrógeno frío y el queroseno no son hipergólicos, pero el peróxido de hidrógeno concentrado (conocido como peróxido de alta concentración o HTP) al pasar sobre un catalizador produce oxígeno libre y vapor a más de 700 °C (1300 °F) , temperatura que sí es hipergólica con el queroseno. ^{[ 28 ]}  
• Haba tonka (TG-02, aproximadamente 50 % trietilamina y 50 % xilidina ) típicamente oxidada con ácido nítrico o sus derivados de óxido nítrico anhidro (grupo AK-2x en la Unión Soviética), por ejemplo, ^AK -20F (80 % HNO₃ _y 20 % N₂O₄ _con inhibidor ) . ^{[ 5 ] : 14–15,} ₁₁₆
• La mezcla T-Stoff (peróxido estabilizado >80%) + C-Stoff (metanol, hidrazina, agua, catalizador) se utilizó en el avión de combate cohete alemán Messerschmitt Me 163 de la Segunda Guerra Mundial, para sumotor Walter 109-509A . ^{[ 5 ] : 13}
• Trementina + ácido nítrico fumante rojo (transportado en primera etapa Diamant A francés) ^{[ 29 ]}
• El UDMH + ácido nítrico fumante rojo se utiliza en el sistema de misiles MGM-52 Lance , ^{[ 30 ]} las etapas superiores Agena y Able , y los motores de maniobra construidos por Isayev. ^{[ 31 ]}

• Trifluoruro de cloro (ClF₃ ₎ + todos los combustibles conocidos: brevemente considerado como oxidante debido a su alta hipergolicidad con todos los combustibles estándar, finalmente fue abandonado en la década de 1970 debido a la dificultad de manipular la sustancia de forma segura. Se sabe que el ClF₃ _quema hormigón y grava. ^{[ 5 ] : 74} El pentafluoruro de cloro (ClF₅ ₎ presenta los mismos peligros, pero ofrece un impulso específico mayor que el _ClF₃ .
• Pentaborano(9) y diborano + tetróxido de nitrógeno: El pentaborano(9), un combustible de tipo zip , fue estudiado por el científico espacial soviético VP Glushko para su uso en combinación con tetróxido de nitrógeno en el motor de cohete RD-270M . Esta combinación de propulsores habría proporcionado un aumento significativo en el rendimiento, pero finalmente se descartó debido a problemas de toxicidad. ^{[ 32 ]}
• La tetrametiletilendiamina combinada con ácido nítrico fumante rojo es una alternativa ligeramente menos tóxica que la hidrazina y sus derivados.
• El dimetil éter de trietilenglicol (Triglyme) y el borohidruro de sodio (8 % en peso) + peróxido de hidrógeno se han probado como una combinación de propulsor hipergólico verde para motores de cohetes ^{[ 33 ]} , sin embargo, aún no se han volado.