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propulsor líquido para cohetes

Los cohetes químicos de mayor impulso específico utilizan propelentes líquidos ( cohetes de propelente líquido ). Estos pueden consistir en un solo compuesto químico ( monoprope...

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Los cohetes químicos de mayor impulso específico utilizan propelentes líquidos ( cohetes de propelente líquido ). Estos pueden consistir en un solo compuesto químico ( monopropelente ) o una mezcla de dos, denominados bipropelentes . Los bipropelentes se dividen a su vez en dos categorías: propelentes hipergólicos , que se encienden al entrar en contacto el combustible y el oxidante , y propelentes no hipergólicos, que requieren una fuente de ignición. [ 1 ]

Se han probado alrededor de 170 propelentes diferentes a base de combustible líquido , excluyendo modificaciones menores a un propelente específico, como aditivos, inhibidores de corrosión o estabilizadores. Solo en Estados Unidos se han probado al menos 25 combinaciones diferentes de propelentes. [ 2 ]

Muchos factores influyen en la elección de un propulsor para un motor de cohete de propulsión líquida. Los factores principales incluyen la facilidad de operación, el costo, los riesgos/el medio ambiente y el rendimiento. [ 3 ]

Historia

Desarrollo a principios del siglo XX

Robert H. Goddard, el 16 de marzo de 1926, sosteniendo la estructura de lanzamiento del primer cohete de combustible líquido.

Konstantin Tsiolkovsky propuso el uso de propulsores líquidos en 1903, en su artículo Exploración del espacio exterior mediante dispositivos de cohetes. [ 4 ] [ 5 ]

El 16 de marzo de 1926, Robert H. Goddard utilizó oxígeno líquido ( LOX ) y gasolina como propelentes para su primer lanzamiento de cohete con propelente líquido, que tuvo un éxito parcial [ 6 ] . Ambos propelentes son fácilmente accesibles, económicos y altamente energéticos. El oxígeno es un criógeno moderado , ya que el aire no se licúa al contacto con un tanque de oxígeno líquido, por lo que es posible almacenar LOX brevemente en un cohete sin un aislamiento excesivo.

En Alemania, ingenieros y científicos comenzaron a construir y probar cohetes de propulsión líquida a finales de la década de 1920. [ 7 ] Según Max Valier , dos cohetes Opel RAK de propulsión líquida fueron lanzados en Rüsselsheim el 10 y el 12 de abril de 1929. [ 8 ]

era de la Segunda Guerra Mundial

Alemania tuvo un desarrollo de cohetes muy activo antes y durante la Segunda Guerra Mundial , tanto para el cohete estratégico V-2 como para otros misiles. El V-2 utilizaba un motor de propulsión líquida de alcohol/LOX, con peróxido de hidrógeno para impulsar las bombas de combustible. [ 9 ] : 9 El alcohol se mezclaba con agua para la refrigeración del motor. Tanto Alemania como Estados Unidos desarrollaron motores de cohetes de propulsión líquida reutilizables que utilizaban un oxidante líquido almacenable con una densidad mucho mayor que el LOX y un combustible líquido que se encendía espontáneamente al contacto con el oxidante de alta densidad.

El principal fabricante de motores de cohetes alemanes para uso militar, la empresa HWK , [ 10 ] fabricó la serie de sistemas de motores de cohetes con designación 109-500 numerada por el RLM , y utilizó peróxido de hidrógeno como monopropelente para las necesidades de despegue asistido por propulsión de cohetes Starthilfe ; [ 11 ] o como forma de empuje para bombas planeadoras aire-mar guiadas por MCLOS ; [ 12 ] y se utilizó en una combinación bipropelente del mismo oxidante con una mezcla de combustible de hidrato de hidrazina y metanol para sistemas de motores de cohetes destinados a la propulsión de aeronaves de combate tripuladas . [ 13 ]

Los diseños de motores estadounidenses se alimentaban con la combinación bipropelente de ácido nítrico como oxidante y anilina como combustible. Ambos motores se utilizaron para propulsar aeronaves: el interceptor Me 163 Komet en el caso de los diseños de motores alemanes Walter serie 509, y las unidades RATO de ambas naciones (como el sistema Starthilfe para la Luftwaffe) para ayudar en el despegue de las aeronaves, que constituía el propósito principal de la tecnología de motores de cohete de combustible líquido estadounidense, gran parte de la cual provino de la mente del oficial de la Armada estadounidense Robert Truax . [ 14 ]

Décadas de 1950 y 1960

Durante las décadas de 1950 y 1960, hubo una intensa actividad por parte de los químicos de propulsores para encontrar propulsores líquidos y sólidos de alta energía más adecuados para uso militar. Los grandes misiles estratégicos necesitan permanecer en silos terrestres o submarinos durante muchos años, listos para ser lanzados en cualquier momento. Los propulsores que requieren refrigeración continua, lo que provoca que sus cohetes desarrollen capas de hielo cada vez más gruesas, no eran prácticos. Dado que las fuerzas armadas estaban dispuestas a manipular y utilizar materiales peligrosos, se elaboraron en grandes cantidades numerosos productos químicos peligrosos, la mayoría de los cuales terminaron siendo considerados inadecuados para sistemas operativos. En el caso del ácido nítrico , el ácido en sí ( HNO₃) resultó ser peligroso.3 ) era inestable y corroía la mayoría de los metales, lo que dificultaba su almacenamiento. La adición de una cantidad moderada detetróxido de nitrógeno,N2 O4 , tornó la mezcla roja y evitó que cambiara de composición, pero dejó el problema de que el ácido nítrico corroe los recipientes en los que se coloca, liberando gases que pueden generar presión en el proceso. El avance fue la adición de un pocode fluoruro de hidrógeno(HF), que forma un fluoruro metálico autosellante en el interior de las paredes del tanque queinhibeel ácido nítrico fumante rojo. Esto hizo que el "IRFNA" fuera almacenable. [ 9 ]

Combinaciones de propulsores basadas en IRFNA o N puro2 OEl 4 como oxidante y el queroseno ola anilinahipergólica(autoignitable),la hidrazinaola dimetilhidrazina asimétrica(UDMH) como combustible fueron adoptados en los Estados Unidos y la Unión Soviética para su uso en misiles estratégicos y tácticos. Los bipropelentes líquidos autoignitables almacenables tienen un impulso específico algo menor que el LOX/queroseno, pero tienen una densidad mayor, por lo que se puede colocar una mayor masa de propelente en tanques del mismo tamaño. La gasolina fue reemplazada por diferentesde hidrocarburos, [ 9 ] por ejemplo,RP-1,un grado dequeroseno. Esta combinación es bastante práctica para cohetes que no necesitan ser almacenados. 

Queroseno

Los cohetes V-2 desarrollados por la Alemania nazi utilizaban LOX y alcohol etílico. [ 15 ] Una de las principales ventajas del alcohol era su contenido de agua, que proporcionaba refrigeración en los motores de cohetes más grandes. Los combustibles derivados del petróleo ofrecían más potencia que el alcohol, pero la gasolina y el queroseno estándar dejaban demasiado hollín y subproductos de la combustión que podían obstruir las tuberías del motor. Además, carecían de las propiedades refrigerantes del alcohol etílico.

A principios de la década de 1950, la industria química estadounidense recibió el encargo de formular un propulsor de cohetes mejorado a base de petróleo que no dejara residuos y que, además, mantuviera los motores refrigerados. El resultado fue el RP-1 , cuyas especificaciones se finalizaron en 1954. [ 9 ] El RP-1, una forma altamente refinada de combustible para aviones, ardía de forma mucho más limpia que los combustibles de petróleo convencionales y también representaba un menor peligro para el personal de tierra debido a los vapores explosivos. Se convirtió en el propulsor de la mayoría de los primeros cohetes y misiles balísticos estadounidenses, como el Atlas, el Titan I y el Thor. Los soviéticos adoptaron rápidamente el RP-1 para su misil R-7, pero la mayoría de los vehículos de lanzamiento soviéticos terminaron utilizando propulsores hipergólicos almacenables. A partir de 2017Se utiliza en las primeras etapas de muchos lanzadores orbitales.

Hidrógeno

Muchos de los primeros teóricos de los cohetes creían que el hidrógeno sería un propulsor maravilloso, ya que proporciona el impulso específico más alto . También se considera el más limpio cuando se oxida con oxígeno porque el único subproducto es agua. El reformado con vapor de gas natural es el método más común para producir hidrógeno comercial a granel en aproximadamente el 95% de la producción mundial [ 16 ] [ 17 ] de 500 mil millones de m³ en 1998. [ 18 ] A altas temperaturas (700–1100  °C) y en presencia de un catalizador a base de metal ( níquel ), el vapor reacciona con el metano para producir monóxido de carbono e hidrógeno.

El hidrógeno es muy voluminoso en comparación con otros combustibles; normalmente se almacena como líquido criogénico, una técnica que se dominó a principios de la década de 1950 como parte del programa de desarrollo de la bomba de hidrógeno en Los Álamos . El hidrógeno líquido se puede almacenar y transportar sin evaporación, utilizando helio como refrigerante, ya que el helio tiene un punto de ebullición aún más bajo que el hidrógeno. El hidrógeno se pierde por liberación a la atmósfera solo después de ser cargado en un vehículo de lanzamiento, donde no hay refrigeración. [ 19 ]

A finales de la década de 1950 y principios de la de 1960, se adoptó para las etapas propulsadas por hidrógeno, como las etapas superiores de Centaur y Saturno . El hidrógeno tiene baja densidad incluso en estado líquido, lo que requiere grandes tanques y bombas; mantener el frío extremo necesario exige el aislamiento de los tanques. Este peso adicional reduce la fracción de masa de la etapa o requiere medidas extraordinarias, como la estabilización de presión de los tanques, para reducir el peso. (Los tanques estabilizados a presión soportan la mayor parte de las cargas mediante presión interna en lugar de estructuras sólidas, empleando principalmente la resistencia a la tracción del material del tanque ) .

El programa de cohetes soviético, en parte debido a la falta de capacidad técnica, no utilizó hidrógeno líquido como propulsor hasta la etapa central del cohete Energia en la década de 1980.

Uso de la etapa superior

El bipropelente de oxígeno líquido e hidrógeno para motores de cohetes líquidos ofrece el mayor impulso específico para cohetes convencionales. Este rendimiento adicional compensa en gran medida la desventaja de la baja densidad, que requiere tanques de combustible más grandes. Sin embargo, un pequeño aumento en el impulso específico en una etapa superior puede generar un incremento significativo en la masa de carga útil a órbita. [ 20 ]

Comparación con el queroseno

Los incendios en las plataformas de lanzamiento causados ​​por derrames de queroseno son más dañinos que los incendios de hidrógeno, por dos razones principales:

  • El queroseno arde a una temperatura absoluta aproximadamente un 20% superior a la del hidrógeno.
  • Flotabilidad del hidrógeno. Dado que el hidrógeno es un criógeno profundo, hierve rápidamente y asciende debido a su muy baja densidad como gas. Incluso cuando el hidrógeno arde, el H gaseosoEl 2 Oque se forma tiene un peso molecular de solo18 Da  en comparación conEl calor específico del aire es de 29,9 Da  , por lo que también asciende rápidamente. En cambio, el queroseno derramado cae al suelo y, si se incendia, puede arder durante horas si se derrama en grandes cantidades.

Los incendios de queroseno inevitablemente causan daños por calor considerables que requieren reparaciones y reconstrucciones que consumen mucho tiempo. Esto lo experimentan con mayor frecuencia los equipos de pruebas que realizan encendidos de motores de cohete grandes y no probados.

Los motores propulsados ​​por hidrógeno requieren un diseño especial, como el tendido horizontal de las tuberías de propulsor, para evitar la formación de obstrucciones que podrían provocar la rotura de las tuberías por ebullición en espacios confinados. (Esta misma precaución se aplica a otros criógenos como el oxígeno líquido y el gas natural licuado (GNL)). El hidrógeno líquido como combustible cuenta con un excelente historial de seguridad y un rendimiento muy superior al de cualquier otro propulsor químico práctico para cohetes.

litio y flúor

La química de mayor impulso específico jamás probada en un motor de cohete fue litio y flúor , con hidrógeno añadido para mejorar la termodinámica de los gases de escape (todos los propelentes debían mantenerse en sus propios tanques, lo que la convertía en un tripropelente ). La combinación proporcionó  un impulso específico de 542 s en el vacío, [ 21 ] equivalente a una velocidad de escape de 5320  m/s. La impracticabilidad de esta química pone de manifiesto por qué no se utilizan propelentes exóticos: para que los tres componentes sean líquidos, el hidrógeno debe mantenerse por debajo de -252  °C (tan solo 21  K) y el litio por encima de 180  °C (453  K). Tanto el litio como el flúor son extremadamente corrosivos. El litio se inflama al contacto con el aire, y el flúor inflama la mayoría de los combustibles al contacto, incluido el hidrógeno. El flúor y el fluoruro de hidrógeno (HF) en los gases de escape son muy tóxicos, lo que dificulta el trabajo en las inmediaciones de la plataforma de lanzamiento, daña el medio ambiente y complica la obtención de una licencia de lanzamiento . Tanto el litio como el flúor son caros en comparación con la mayoría de los propelentes para cohetes. Por lo tanto, esta combinación nunca ha volado. [ 22 ]

Metano

El metano líquido y el oxígeno líquido utilizados conjuntamente como propelentes para cohetes se conocen como propulsión methalox . [ 23 ] El metano es el componente principal del gas natural y, en su forma líquida, ofrece varias propiedades operativas útiles para la propulsión de cohetes. En comparación con el hidrógeno líquido, el metano líquido proporciona un impulso específico menor, pero es más fácil de almacenar, transportar y manipular debido a su punto de ebullición más alto, mayor densidad y resistencia a la fragilización por hidrógeno . El metano también produce menos residuos a base de carbono que el queroseno, lo que puede reducir los requisitos de limpieza e inspección para motores reutilizables. [ 24 ] [ 25 ]

La posibilidad de sintetizar metano y oxígeno en Marte mediante la reacción de Sabatier también ha hecho que esta combinación resulte atractiva para la planificación de misiones de larga duración. En los estudios de la Misión de Referencia de Diseño a Marte 5.0 de la NASA (2009-2012), el metano-oxígeno se consideró como la base para la etapa de aterrizaje tripulada.

Durante las décadas de 2010 y 2020, varios proveedores de servicios de lanzamiento comenzaron a desarrollar motores y vehículos propulsados ​​por metano. Diversos medios de comunicación describieron este período como una "carrera del metano" para lograr el primer lanzamiento orbital con propulsión de metano. [ 26 ] [ 27 ]

A partir de julio de 2026 Cinco vehículos de lanzamiento de metano-oxígeno han alcanzado la órbita:

  • Zhuque-2 — Alcanzó la órbita en su segundo vuelo el 12 de julio de 2023, convirtiéndose en el primer cohete propulsado por metano en lograrlo. [ 28 ] Desarrollado por LandSpace , el vehículo utiliza el TQ-12 y los motores metholox asociados.
  • Vulcan Centaur : alcanzó la órbita en su primer lanzamiento (Cert-1) el 8 de enero de 2024. [ 29 ] Su primera etapa utiliza el motor de metalox BE-4 de Blue Origin ; la segunda etapa utiliza el motor de hidrolox RL10 .
  • New Glenn — Alcanzó la órbita en su primer vuelo el 16 de enero de 2025. El cohete está propulsado por motores de metilox BE-4 en la primera etapa y motores de hidróxido BE-3U en la segunda etapa.
  • Zhuque-3 — Alcanzó la órbita en su primer vuelo el 3 de diciembre de 2025. Desarrollado por LandSpace , el vehículo utiliza nueve motores TQ-12A en la primera etapa y un motor TQ-15A en la segunda etapa.
  • La Larga Marcha 12A alcanzó la órbita en su primer vuelo el 23 de diciembre de 2025. Desarrollada por la Academia de Tecnología Aeroespacial de Shanghái , la nave utiliza siete motores Longyun -70 en la primera etapa y un motor YF-209V en la segunda etapa.
  • Larga Marcha 10B : Alcanzó la órbita en su primer vuelo el 10 de julio de 2026. El cohete utiliza un motor de metano-oxígeno YF-219 en la segunda etapa. La primera etapa utiliza motores de queroseno-oxígeno.

Otros vehículos y motores de metano-oxígeno en fase de prueba o desarrollo incluyen:

Un intento abandonado:

  • Terran 1 : Intento de órbita el 22 de marzo de 2023 utilizando el motor Aeon 1 de metalox de Relativity Space ; el programa se suspendió después del vuelo.

Monopropelentes

peróxido de alta concentración
El peróxido de hidrógeno de alta concentración contiene entre un 2 % y un 30 % de agua. Se descompone en vapor y oxígeno al pasar sobre un catalizador. Históricamente, se utilizaba en sistemas de control de reacciones debido a su fácil almacenamiento. Actualmente, se emplea con frecuencia para accionar turbobombas , como en el cohete V2 y en la moderna nave Soyuz .
Hidracina
Se descompone energéticamente en nitrógeno, hidrógeno y amoníaco (2N₂H₄ → N₂ + H₂ + 2NH₃ ) y es el más utilizado en vehículos espaciales. (La descomposición del amoníaco no oxidado es endotérmica y disminuiría el rendimiento).
Óxido nitroso
Se descompone en nitrógeno y oxígeno.
Vapor
Cuando se calienta externamente, proporciona un I sp razonablemente modesto de hasta 190 segundos, dependiendo de la corrosión del material y los límites térmicos.

Uso actual

Queroseno (RP-1) / oxígeno líquido (LOX)
Se utiliza para las etapas inferiores de los cohetes Soyuz-2 , Angara A5 , Long March 6 , Long March 7 , Long March 8 y Tianlong-2 ; los propulsores de Long March 5 ; la primera etapa del Atlas V ; ambas etapas de los cohetes Electron , Falcon 9 , Falcon Heavy , Firefly Alpha , Kinetica 2 , Long March 12 , Long March 12B , Tianlong-3 , Angara-1.2 y Soyuz-5 ; y las tres etapas del Nuri .
Hidrógeno líquido (LH) / LOX
Utilizado en las fases del Sistema de Lanzamiento Espacial , H3 , GSLV , LVM3 , Larga Marcha 5 , Larga Marcha 7A , Larga Marcha 8 , Ariane 6 , New Glenn y Centaur .
Metano líquido (GNL) / LOX
Se utilizó en ambas etapas de Zhuque-2E , Zhuque-3 , Starship ( realizando vuelos de prueba casi orbitales ), Long March 12A y en la primera etapa de Vulcan Centaur y New Glenn.
Dimetilhidrazina asimétrica (UDMH) o monometilhidrazina (MMH) / tetróxido de dinitrógeno (NTO o N2 O4 )
Se utiliza en las tres primeras etapas del cohete ruso Proton , en el motor indio Vikas para los cohetes PSLV , GSLV y LVM3, en muchos cohetes propulsores chinos y en varios cohetes militares, orbitales y de espacio profundo, ya que esta combinación de combustible es hipergólica y se puede almacenar durante largos períodos a temperaturas y presiones razonables.
Hidracina ( N2 H4 )
Se utiliza en misiones al espacio profundo porque es almacenable e hipergólico, y puede utilizarse como monopropelente con un catalizador.
Aerozine-50 (50/50 hidrazina y UDMH)
Se utiliza en misiones al espacio profundo porque es almacenable e hipergólico, y puede utilizarse como monopropelente con un catalizador.

Mesa

La tabla utiliza datos de las tablas termoquímicas de JANNAF (Comité Interinstitucional de Propulsión del Ejército, la Armada, la NASA y la Fuerza Aérea (JANNAF)) en toda su extensión, con el mejor impulso específico posible calculado por Rocketdyne bajo los supuestos de combustión adiabática , expansión isoentrópica , expansión unidimensional y equilibrio cambiante. [ 33 ] Algunas unidades se han convertido al sistema métrico, pero las presiones no.

Definiciones

Ve​
Velocidad media de escape, m/s. La misma medida que el impulso específico en unidades diferentes, numéricamente igual al impulso específico en N·s/kg.
r
Relación de mezcla: masa de oxidante / masa de combustible
T c
Temperatura de la cámara, °C
d
Densidad aparente del combustible y del oxidante, g/ cm³
DO*
Velocidad característica, m/s. Es igual a la presión de la cámara multiplicada por el área de la garganta, dividida por el caudal másico . Se utiliza para comprobar la eficiencia de combustión de cohetes experimentales .

Bipropelentes

Definiciones de algunas de las mezclas:

IRFNA IIIa
83,4% HNO3 , 14% NO2 , 2 % H2O , 0,6 % HF
IRFNA IV HDA
54,3% HNO3 , 44% NO2 , 1% H2O , 0,7% HF
RP-1
Ver MIL-P-25576C, básicamente queroseno (aproximadamente C10 H18 )
MMH monometilhidrazina
CH3 NHNH2

No tiene todos los datos para CO/O 2 , destinados a la NASA para cohetes con base en Marte, solo un impulso específico de unos 250  s.

r
Relación de mezcla: masa de oxidante / masa de combustible
Ve​
Velocidad media de escape, m/s. La misma medida que el impulso específico en unidades diferentes, numéricamente igual al impulso específico en N·s/kg.
DO*
Velocidad característica, m/s. Es igual a la presión de la cámara multiplicada por el área de la garganta, dividida por el caudal másico . Se utiliza para comprobar la eficiencia de combustión de cohetes experimentales.
T c
Temperatura de la cámara, °C
d
Densidad aparente del combustible y del oxidante, g/ cm³

Monopropelentes

Referencias

  1. ↑ Larson, WJ; Wertz, JR (1992). Análisis y diseño de misiones espaciales . Boston: Kluver Academic Publishers.
  2. ↑ Sutton, GP (2003). "Historia de los motores de cohete de propulsión líquida en los Estados Unidos". Journal of Propulsion and Power . 19 (6): 978– 1007. doi : 10.2514/2.6942 .
  3. ↑ Romantsova, OV; Ulybin, VB (1 de abril de 2015). "Problemas de seguridad en la producción de peróxido de hidrógeno de alta concentración utilizado como propulsor de cohetes" . Acta Astronautica . 109 : 231–234 . doi : 10.1016/j.actaastro.2014.10.022 . ISSN 0094-5765 . 
  4. ^ Tsiolkovsky, Konstantin E. (1903), "La exploración del espacio cósmico mediante dispositivos de reacción (Исследование мировых пространств реактивными приборами)", The Science Review (en ruso) (5), archivado desde el original el 19 de octubre de 2008, recuperado 22 septiembre de 2008
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  • Cpropep-Web es un programa informático en línea para calcular el rendimiento del propulsor en motores de cohete.
  • La herramienta de diseño para el análisis termodinámico de motores de cohetes de propulsión líquida es un programa informático que predice el rendimiento de los motores de cohetes de propulsión líquida.