RP-1

El RP-1 ( Propelente de cohetes-1 o Petróleo refinado-1 ) y combustibles similares como el RG-1 y el T-1 son formulaciones de queroseno altamente refinadas que se utilizan como combustible para cohetes . Los cohetes de combustible líquido que utilizan RP-1 como combustible se conocen como cohetes kerolox . En sus motores, el RP-1 se atomiza , se mezcla con oxígeno líquido (LOX) y se enciende para producir empuje. Desarrollado en la década de 1950, el RP-1 es aparentemente similar a otros combustibles basados ​​en queroseno como Jet A y JP-8 utilizados en motores de turbina , pero se fabrica con estándares más estrictos. Si bien el RP-1 se usa ampliamente en todo el mundo, las principales formulaciones de queroseno para cohetes en Rusia y otros países ex soviéticos son RG-1 y T-1, que tienen densidades ligeramente más altas.

En comparación con otros combustibles para cohetes, el RP-1 ofrece varias ventajas con algunas desventajas. En comparación con el hidrógeno líquido , ofrece un impulso específico más bajo , pero se puede almacenar a temperatura ambiente, tiene un menor riesgo de explosión y, aunque su energía específica es menor, su mayor densidad da como resultado una mayor densidad energética . En comparación con la hidracina , otro combustible líquido que se puede almacenar a temperatura ambiente, el RP-1 es mucho menos tóxico y cancerígeno .

El RP-1 es un combustible utilizado en los propulsores de primera etapa de los cohetes Electron , Soyuz , Zenit , Delta I-III , Atlas , Falcon , Antares y Tronador II . También impulsó las primeras etapas de los cohetes Energia , Titan I , Saturn I y IB , y Saturno V. La Organización de Investigación Espacial de la India (ISRO) también está desarrollando un motor alimentado con RP-1 para sus futuros cohetes. ^[2]

Durante la Segunda Guerra Mundial y justo después de ella, los alcoholes (principalmente etanol y, ocasionalmente, metanol ) se usaban comúnmente como combustibles para grandes cohetes de combustible líquido . Su alto calor de vaporización evitaba que los motores refrigerados regenerativamente se derritieran, especialmente si se tiene en cuenta que los alcoholes suelen contener varios porcentajes de agua. Sin embargo, se reconoció que los combustibles de hidrocarburos aumentarían la eficiencia del motor, debido a una densidad ligeramente superior , la falta de un átomo de oxígeno en la molécula de combustible y un contenido de agua insignificante. Independientemente del hidrocarburo elegido, también tendría que sustituir al alcohol como refrigerante.

Muchos de los primeros cohetes quemaban queroseno , pero a medida que aumentaban los tiempos de combustión, la eficiencia de la combustión y la presión en la cámara de combustión, las masas del motor disminuyeron, lo que provocó temperaturas inmanejables en el motor. El queroseno crudo utilizado como refrigerante tiende a disociarse y polimerizarse . Los productos livianos en forma de burbujas de gas causan cavitación, y los pesados ​​en forma de depósitos de cera bloquean los estrechos conductos de enfriamiento del motor. La falta de refrigerante resultante aumenta aún más las temperaturas y causa más polimerización, lo que acelera la descomposición. El ciclo se intensifica rápidamente (es decir, se produce una fuga térmica ) hasta que se produce una ruptura de la pared del motor u otra falla mecánica, y persiste incluso cuando todo el flujo de refrigerante consiste en queroseno. A mediados de la década de 1950, los diseñadores de cohetes recurrieron a los químicos para formular un hidrocarburo resistente al calor, y el resultado fue el RP-1.

Durante la década de 1950, LOX ( oxígeno líquido ) se convirtió en el oxidante preferido para usar con RP-1, ^[3] aunque también se han empleado otros oxidantes.

El RP-1 es aparentemente similar a otros combustibles a base de queroseno, pero se fabrica siguiendo normas más estrictas, como rangos de densidad y volatilidad más estrictos, junto con un contenido de azufre, olefinas y aromáticos significativamente menor. ^[4]

En primer lugar, el azufre y los compuestos de azufre atacan a los metales a altas temperaturas, e incluso cantidades muy pequeñas de azufre ayudan a la polimerización . Por lo tanto, el azufre y los compuestos de azufre se mantienen al mínimo .

Los compuestos insaturados ( alquenos , alquinos y aromáticos ) también se mantienen en niveles bajos, ya que tienden a polimerizarse a altas temperaturas y largos períodos de almacenamiento. En ese momento, se pensó que los misiles alimentados con queroseno podrían permanecer almacenados durante años a la espera de su activación. Esta función se transfirió más tarde a los cohetes de combustible sólido , aunque se mantuvieron los beneficios de las altas temperaturas de los hidrocarburos saturados. Debido a los bajos niveles de alquenos y aromáticos, el RP-1 es menos tóxico que varios combustibles para aviones y diésel, y mucho menos tóxico que la gasolina.

Se seleccionaron o sintetizaron los isómeros más deseables , reduciéndose el número de alcanos lineales en favor de un mayor número de alcanos cíclicos y altamente ramificados. Así como las moléculas cíclicas y ramificadas mejoran el índice de octano de la gasolina , también aumentan significativamente la estabilidad térmica a altas temperaturas. Los isómeros más deseables son los policíclicos, como los ladderanos .

Por el contrario, las principales aplicaciones del queroseno (aviación, calefacción e iluminación) están mucho menos preocupadas por la descomposición térmica y, por lo tanto, no requieren una optimización estricta de sus isómeros.

En la producción, estos grados se procesan de forma compacta para eliminar las impurezas y las fracciones secundarias. Se temía que las cenizas pudieran bloquear las líneas de combustible y los conductos del motor, y desgastar las válvulas y los cojinetes de la turbobomba , ya que estos están lubricados por el combustible. Las fracciones ligeramente demasiado pesadas o demasiado ligeras afectaron la capacidad de lubricación y era probable que se separaran durante el almacenamiento y bajo carga. Los hidrocarburos restantes tienen una masa de C ₁₂ o cercana a ella . Debido a la falta de hidrocarburos ligeros, el RP-1 tiene un punto de inflamación alto y es menos peligroso para el fuego que la gasolina.

En total, el producto final es mucho más caro que el queroseno común. Cualquier petróleo puede producir RP-1 con suficiente refinación, aunque el queroseno de grado cohete del mundo real se obtiene de un pequeño número de campos petrolíferos con un material base de alta calidad, o puede sintetizarse artificialmente . Esto, junto con la demanda relativamente pequeña en un mercado de nicho en comparación con otros usuarios de petróleo, impulsa el alto precio del RP-1. Las especificaciones militares del RP-1 están cubiertas en MIL-R-25576, ^[5] y las propiedades químicas y físicas del RP-1 se describen en NISTIR 6646. ^[6]

En Rusia y otros países de la ex Unión Soviética, las dos principales formulaciones de queroseno para cohetes son T-1 y RG-1. Las densidades son ligeramente más altas.0,82 a 0,85  g / mL , en comparación con RP-1 en0,81 g/ml .

Los soviéticos también descubrieron que se podían lograr densidades aún mayores enfriando el queroseno antes de cargarlo en los tanques de combustible del cohete, aunque esto frustró parcialmente el propósito de usar queroseno en lugar de otros combustibles súper enfriados. Sin embargo, operativamente, ya existían instalaciones para manejar el oxígeno líquido criogénico y el nitrógeno líquido del vehículo , los cuales son mucho más fríos que el queroseno. El tanque de queroseno central del lanzador está rodeado por los cuatro lados y la parte superior por tanques de oxígeno líquido con un tanque de nitrógeno líquido en la parte inferior. Los tanques de queroseno de los cuatro impulsores son relativamente pequeños y compactos, también ubicados entre un tanque de oxígeno líquido y un tanque de nitrógeno líquido. Por lo tanto, una vez que el queroseno se enfrió inicialmente, permanecería frío durante el breve tiempo necesario para terminar los preparativos del lanzamiento.

Si bien los soviéticos finalmente abandonarían la refrigeración de su queroseno, décadas después SpaceX volvería a considerar la idea para su cohete Falcon 9. Todas las versiones desde el Falcon 9 Full Thrust han utilizado RP-1 subenfriado, enfriado a-7  °C , lo que da unaAumento de densidad del 2,5% al ​​4% . ^[7]

Químicamente, un propulsor de hidrocarburo es menos eficiente en términos de masa que el hidrógeno, aunque normalmente logra una mayor densidad y un manejo más sencillo que el hidrógeno.

En el caso de los motores de cohetes, el impulso específico ( I _sp ) difiere de las eficiencias de otros motores (turbinas o pistones): debido a la ecuación del cohete , la eficiencia se deriva de la velocidad de escape, no de la energía total. Como tal, puede ser beneficioso utilizar menos energía en general a cambio de un escape de menor masa molecular, lo que significa que los motores de cohetes químicos alcanzan su máxima eficiencia en proporciones no estequiométricas. En particular, dado que el oxígeno es más pesado que el carbono o el hidrógeno, esencialmente todos los motores de cohetes de combustión funcionan con combustible rico para reducir la masa molecular de escape, lo que aumenta la velocidad de escape y, por lo tanto, el impulso específico (y, como beneficio secundario, también se reducen la temperatura y el enfriamiento). Este efecto favorece a los elementos más ligeros como el hidrógeno puro. Sin embargo, el empuje total también importa, especialmente en las profundidades de un pozo de gravedad , y la densidad del queroseno permite una potencia y un empuje considerablemente mayores que el hidrógeno (en relación con la masa del motor).

En total, debido a la mayor energía por masa y la menor masa molecular, los motores de hidrógeno logran370 a 465 s , mientras que los motores de queroseno generan una I _sp en el rango de270 a 360  s ; por el contrario, el queroseno tiene mejores propiedades de manejo, densidad y relación empuje-peso. Una solución común es utilizar un cohete multietapa, donde la primera etapa utiliza queroseno donde el empuje es más importante, y las etapas superiores utilizan hidrógeno donde el impulso específico es más importante. Ejemplos de esta arquitectura de combustible dual incluyen el cohete lunar Saturno V y el caballo de batalla Atlas V.

El metano sirve como un término medio entre el hidrógeno y el queroseno, ofreciendo una masa molecular y eficiencia medias, manejo medio, propiedades de coquización/acumulación medias y una densidad solo ligeramente peor que el queroseno. Dado que las dificultades de manejo del metano, aunque peores que el queroseno, son aproximadamente las mismas que las del oxígeno líquido, eso significa que un cohete de metalox es casi tan fácil de manejar como un cohete de kerolox, pero con la eficiencia y limpieza mejoradas (que siguen siendo peores que el hidrógeno). Además, estos equilibrios en eficiencia vs. potencia hacen que el metano sea más adecuado para un cohete de combustible único, que ha demostrado ser más económico que los cohetes de combustible dual (debido a una menor complejidad). Como tal, el metalox ha resurgido en popularidad en los cohetes del siglo XXI, a expensas del kerolox (mejor eficiencia) y el hidrolox (mejor manejo). Los ejemplos incluyen Starship , New Glenn , la primera etapa de Vulcan y Zhuque-2 .

Durante la parada del motor, el flujo de combustible se reduce rápidamente a cero, mientras el motor todavía está bastante caliente. El combustible residual y atrapado puede polimerizarse o incluso carbonizarse en puntos calientes o en componentes calientes. Incluso sin puntos calientes, los combustibles pesados ​​pueden crear un residuo de petróleo, como se puede ver en los tanques de gasolina, diésel o combustible para aviones que han estado en servicio durante años. Los motores de cohetes tienen una vida útil de ciclo que se mide en minutos o incluso segundos, lo que evita que se formen depósitos realmente pesados. Sin embargo, los cohetes son mucho más sensibles a los depósitos, como se describió anteriormente. Por lo tanto, los sistemas de queroseno generalmente implican más desmontajes y revisiones, lo que genera gastos operativos y de mano de obra. Esto es un problema para los motores desechables, así como para los reutilizables, porque los motores deben encenderse en tierra varias veces antes del lanzamiento. Incluso las pruebas de flujo en frío, en las que no se encienden los propulsores, pueden dejar residuos.

Por el lado positivo, por debajo de una presión de cámara de aproximadamente 1000 psi (7 MPa), el queroseno puede producir depósitos de hollín en el interior de la boquilla y el revestimiento de la cámara. Esto actúa como una importante capa de aislamiento y puede reducir el flujo de calor hacia la pared en aproximadamente un factor de dos. Sin embargo, la mayoría de los motores de hidrocarburos modernos funcionan por encima de esta presión, por lo que este no es un efecto significativo para la mayoría de los motores.

Los motores de hidrocarburos pesados ​​más recientes tienen componentes modificados y nuevos ciclos operativos, en un intento de gestionar mejor el combustible sobrante, lograr un enfriamiento más gradual, o ambas cosas. Esto todavía deja el problema de los residuos de petróleo no disociados. Otros motores nuevos han tratado de evitar el problema por completo, cambiando a hidrocarburos ligeros como el metano o el gas propano . Ambos son volátiles, por lo que los residuos del motor simplemente se evaporan. Si es necesario, se pueden hacer pasar disolventes u otros purgantes por el motor para terminar la dispersión. La cadena principal de carbono de cadena corta del propano (una molécula de C ₃  ) es muy difícil de romper; el metano, con un solo átomo de carbono (C ₁ ), técnicamente no es una cadena en absoluto. Los productos de descomposición de ambas moléculas también son gases, con menos problemas debido a la separación de fases y mucha menos probabilidad de polimerización y deposición. Sin embargo, el metano (y en menor medida el propano) reintroduce los inconvenientes de manejo que impulsaron a los querosenos en primer lugar.

La baja presión de vapor de los querosenos proporciona seguridad a las tripulaciones de tierra. Sin embargo, en vuelo, el tanque de queroseno necesita un sistema de presurización independiente para reemplazar el volumen de combustible a medida que se drena. Generalmente, se trata de un tanque separado de líquido o gas inerte a alta presión, como nitrógeno o helio . Esto crea un costo y peso adicionales. Los propulsores criogénicos o volátiles generalmente no necesitan un presurizador separado; en su lugar, parte del propulsor se expande (a menudo con el calor del motor) en gas de baja densidad y se envía de regreso a su tanque. Algunos diseños de propulsores altamente volátiles ni siquiera necesitan el bucle de gas; parte del líquido se vaporiza automáticamente para llenar su propio contenedor. Algunos cohetes usan gas de un generador de gas para presurizar el tanque de combustible; generalmente, se trata del escape de una turbobomba . Aunque esto ahorra el peso de un sistema de gas separado, el bucle ahora tiene que manejar un gas reactivo caliente en lugar de uno frío e inerte.

Independientemente de las limitaciones químicas, el RP-1 tiene limitaciones de suministro debido al tamaño muy pequeño de la industria de vehículos de lanzamiento en comparación con otros consumidores de petróleo. Si bien el precio material de un hidrocarburo tan altamente refinado sigue siendo menor que el de muchos otros propulsores para cohetes, el número de proveedores del RP-1 es limitado. Algunos motores han intentado utilizar productos derivados del petróleo más estándar y ampliamente distribuidos, como combustible para aviones o incluso diésel (por ejemplo, el motor E2 de ABL Space Systems puede funcionar con RP-1 o Jet-A). Al utilizar métodos de enfriamiento de motores alternativos o complementarios, algunos motores pueden tolerar las formulaciones no óptimas.

Cualquier combustible basado en hidrocarburos produce más contaminación del aire cuando se quema que el hidrógeno solo. La combustión de hidrocarburos produce emisiones de dióxido de carbono (CO _{2 ), monóxido de carbono (CO) e hidrocarburos (HC), mientras que el hidrógeno (H 2} ) reacciona con el oxígeno (O ₂ ) para producir solo agua (H ₂ O), y también se libera algo de H ₂ que no ha reaccionado . Tanto los combustibles basados ​​en hidrocarburos como el combustible de hidrógeno crearán contaminantes de óxidos de nitrógeno (NO _x ), porque las temperaturas de escape de los cohetes superiores a 1600 °C (2900 °F) combinarán térmicamente parte del nitrógeno (N ₂ ) y el oxígeno (O ₂ ) ya presentes en la atmósfera, para crear óxidos de nitrógeno.

Los primeros cohetes de Robert H. Goddard utilizaban gasolina.

Mientras se desarrollaba la especificación del RP-1, Rocketdyne estaba experimentando con dietilciclohexano. Si bien era superior al RP-1, nunca se adoptó su uso: su formulación no se terminó antes del desarrollo del Atlas y el Titan I (diseñados en torno al RP-1), lo que llevó a que el RP-1 se convirtiera en el combustible de hidrocarburos estándar para cohetes. ^[9]

Las formulaciones soviéticas se analizan anteriormente. Además, los soviéticos utilizaron brevemente sintina (en ruso: синтин ), una formulación de mayor energía, utilizada en etapas superiores . La sintina es 1-metil-1,2-diciclopropil ciclopropano ( C
₁₀yo
₁₆). Rusia también está trabajando para cambiar el Soyuz-2 de RP-1 a "naftil" ^[10] o "naphthyl". ^{[11] [12]}

Después de la norma RP-1, se desarrolló la RP-2. La principal diferencia es un contenido de azufre aún menor. Sin embargo, como la mayoría de los usuarios aceptan la RP-1, había pocos incentivos para producir y almacenar una segunda fórmula, aún más rara y más cara.

El grupo OTRAG lanzó vehículos de prueba que utilizaban mezclas más comunes. En al menos un caso, un cohete fue propulsado por combustible diésel . Sin embargo, ningún cohete OTRAG se acercó siquiera a la órbita. ^{[ cita requerida ]}

• Schmidt, Eckart W. (2022). "Queroseno RP-1 de grado cohete". Querosenos . Enciclopedia de combustibles líquidos . De Gruyter. págs.  3642– 3683. doi :10.1515/9783110750287-031. ISBN 978-3-11-075028-7.

• Página de la NASA sobre propulsores
• Propulsor de queroseno/LOX
• Propulsores de cohetes