Motor cohete

El propulsor de un cohete es una masa que se almacena, generalmente en algún tipo de tanque o dentro de la propia cámara de combustión, antes de ser expulsada del motor del cohete en forma de chorro de fluido para producir empuje.

Los propulsores químicos para cohetes son los más utilizados. Estos experimentan reacciones químicas exotérmicas que producen un chorro de gas caliente para la propulsión. Como alternativa, una masa de reacción químicamente inerte puede calentarse mediante una fuente de energía de alta intensidad a través de un intercambiador de calor, en lugar de una cámara de combustión.

Los propelentes sólidos para cohetes se preparan en una mezcla de combustible y componentes oxidantes llamada grano , y la carcasa de almacenamiento del propelente se convierte, en la práctica, en la cámara de combustión.

Los cohetes de combustible líquido fuerzan la entrada de combustible y oxidante por separado en la cámara de combustión, donde se mezclan y queman. Los motores de cohete híbridos utilizan una combinación de propelentes sólidos y líquidos o gaseosos. Tanto los cohetes de combustible líquido como los híbridos emplean inyectores para introducir el propelente en la cámara. Estos inyectores suelen consistir en una serie de simples boquillas (orificios por donde sale el propelente a presión), aunque a veces pueden ser boquillas de pulverización más complejas. Cuando se inyectan dos o más propelentes, las boquillas suelen provocar deliberadamente la colisión de los mismos, ya que esto fragmenta el flujo en gotas más pequeñas que se queman con mayor facilidad.

En los cohetes químicos, la cámara de combustión suele ser cilíndrica, por lo que no se necesitan estabilizadores de llama , que se utilizan para mantener parte de la combustión en una zona de flujo más lento. Las dimensiones del cilindro permiten que el propulsor se queme completamente; para ello, se requieren cámaras de combustión de diferentes tamaños según el tipo de propulsor utilizado.

Esto lleva a un número llamado${\displaystyle L^{*}}$, la longitud característica :

${\displaystyle L^{*}={\frac {V_{c}}{A_{t}}}}$

dónde:

• ${\displaystyle V_{c}}$es el volumen de la cámara
• ${\displaystyle A_{t}}$es la zona de la garganta de la boquilla.

L* suele estar en el rango de 64–152 centímetros (25–60 pulgadas) . 

Las temperaturas y presiones que se alcanzan típicamente en la cámara de combustión de un cohete para lograr una eficiencia térmica práctica son extremas en comparación con un motor a reacción de respiración atmosférica sin postcombustión . Al no haber nitrógeno atmosférico que diluya y enfríe la combustión, la mezcla propulsora puede alcanzar proporciones estequiométricas exactas . Esto, sumado a las altas presiones, implica que la tasa de conducción de calor a través de las paredes es muy elevada.

Para que el combustible y el oxidante fluyan hacia la cámara, la presión de los propelentes que ingresan a la cámara de combustión debe superar la presión dentro de la misma. Esto se puede lograr mediante diversos enfoques de diseño, incluyendo turbobombas o, en motores más simples, mediante una presión suficiente en el tanque para impulsar el flujo de fluido. La presión del tanque se puede mantener por varios medios, incluyendo un sistema de presurización de helio a alta presión común en muchos motores de cohete grandes o, en algunos sistemas de cohete más nuevos, mediante una descarga de gas a alta presión del ciclo del motor para presurizar autógenamente los tanques de propelente ^{[ 1 ] [ 2 ].} Por ejemplo, el sistema de gas de autopresurización del SpaceX Starship es una parte crítica de la estrategia de SpaceX para reducir los fluidos del vehículo de lanzamiento de cinco en su familia de vehículos Falcon 9 a solo dos en Starship, eliminando no solo el presurizador del tanque de helio, sino también todos los propelentes hipergólicos , así como el nitrógeno para los propulsores de control de reacción de gas frío . ^{[ 3 ]}

El gas caliente producido en la cámara de combustión escapa a través de un espacio estrecho, llamado garganta, aumentando su velocidad hasta alcanzar Mach 1, y luego continúa acelerándose a través de una sección de expansión divergente. Cuando se aplica suficiente presión a la tobera (aproximadamente 2,5 a 3 veces la presión ambiente), la tobera se estrangula y se forma un chorro supersónico, acelerando drásticamente el gas y convirtiendo la mayor parte de la energía térmica en energía cinética. Las velocidades de escape varían según la relación de expansión para la que se diseñó la tobera, pero no es raro alcanzar velocidades de escape de hasta diez veces la velocidad del sonido en el aire a nivel del mar. Aproximadamente la mitad del empuje del motor cohete proviene de las presiones desequilibradas dentro de la cámara de combustión, y el resto proviene de las presiones que actúan contra el interior de la tobera (véase el diagrama). A medida que el gas se expande ( adiabáticamente ), la presión contra las paredes de la tobera empuja el motor cohete en una dirección mientras acelera el gas en la otra.

La tobera más utilizada es la tobera de Laval , una tobera de geometría fija con una alta relación de expansión. La gran extensión de la tobera, en forma de campana o cono, que sobresale de la garganta, le da al motor de cohete su forma característica.

La presión estática de salida del chorro de escape depende de la presión de la cámara y de la relación entre el área de salida y el área de la garganta de la boquilla. A medida que la presión de salida varía con respecto a la presión ambiente (atmosférica), se dice que una boquilla está estrangulada.

• subexpandido (presión de salida mayor que la ambiente),
• perfectamente expandido (la presión de salida es igual a la presión ambiente),
• sobreexpandido (presión de salida menor que la ambiente; se forman diamantes de choque fuera de la boquilla), o
• excesivamente expandido (se forma una onda de choque dentro de la extensión de la boquilla).

En la práctica, la expansión perfecta solo se logra con una tobera de área de salida variable (ya que la presión ambiente disminuye con la altitud) y no es posible por encima de cierta altitud, cuando la presión ambiente tiende a cero. Si la tobera no se expande perfectamente, se produce una pérdida de eficiencia. Las toberas excesivamente expandidas pierden menos eficiencia, pero pueden causar problemas mecánicos. Las toberas de área fija se subexpanden progresivamente a medida que ganan altitud. Casi todas las toberas de Laval se sobreexpanden momentáneamente durante el arranque en atmósfera. ^{[ 4 ]}

La eficiencia de la tobera se ve afectada por el funcionamiento en la atmósfera, ya que la presión atmosférica cambia con la altitud; pero debido a las velocidades supersónicas del gas que sale de un motor de cohete, la presión del chorro puede estar por debajo o por encima de la presión ambiente, y no se alcanza el equilibrio entre ambas en todas las altitudes (véase el diagrama).

Para que un motor de cohete sea eficiente en el uso del propulsor, es importante que se generen las máximas presiones posibles en las paredes de la cámara y la tobera mediante una cantidad específica de propulsor, ya que esta es la fuente del empuje. Esto se puede lograr mediante:

• calentar el propulsor a la temperatura más alta posible (utilizando un combustible de alta energía, que contenga hidrógeno y carbono y, a veces, metales como el aluminio , o incluso utilizando energía nuclear).
• utilizando un gas de baja densidad específica (lo más rico posible en hidrógeno)
• utilizando propelentes que son, o se descomponen en, moléculas simples con pocos grados de libertad para maximizar la velocidad de traslación.

Dado que todos estos factores minimizan la masa del propulsor utilizado, y puesto que la presión es proporcional a la masa de propulsor presente para ser acelerada al empujar el motor, y dado que, según la tercera ley de Newton, la presión que actúa sobre el motor también actúa recíprocamente sobre el propulsor, resulta que, para cualquier motor dado, la velocidad a la que el propulsor sale de la cámara no se ve afectada por la presión de la cámara (aunque el empuje es proporcional). Sin embargo, la velocidad se ve afectada significativamente por los tres factores mencionados anteriormente, y la velocidad de escape es una excelente medida de la eficiencia del propulsor del motor. Esto se denomina velocidad de escape , y una vez considerados los factores que pueden reducirla, la velocidad de escape efectiva es uno de los parámetros más importantes de un motor de cohete (aunque el peso, el costo, la facilidad de fabricación, etc., también suelen ser muy importantes).

Por razones aerodinámicas, el flujo se vuelve sónico (" se estrangula ") en la parte más estrecha de la tobera, la "garganta". Dado que la velocidad del sonido en los gases aumenta con la raíz cuadrada de la temperatura, el uso de gases de escape calientes mejora considerablemente el rendimiento. En comparación, a temperatura ambiente, la velocidad del sonido en el aire es de aproximadamente 340  m/s, mientras que en los gases calientes de un motor de cohete puede superar los 1700  m/s. Gran parte de este rendimiento se debe a la mayor temperatura, pero además, los propelentes de los cohetes se eligen con una masa molecular baja, lo que también proporciona una mayor velocidad en comparación con el aire.

La expansión en la tobera del cohete multiplica aún más la velocidad, generalmente entre 1,5 y 2 veces, generando un chorro de escape hipersónico altamente colimado . El aumento de velocidad de una tobera de cohete está determinado principalmente por su relación de expansión de área (la relación entre el área de la salida y el área de la garganta), pero las propiedades específicas del gas también son importantes. Las toberas con una relación mayor son más masivas, pero pueden extraer más calor de los gases de combustión, aumentando así la velocidad de escape.

Los vehículos suelen requerir que el empuje total cambie de dirección a lo largo de la combustión. Se han probado varias formas diferentes de lograr esto:

• El motor completo está montado sobre una bisagra o cardán , y el combustible llega al motor a través de tuberías flexibles de baja presión o acoplamientos giratorios.
• Solo la cámara de combustión y la boquilla están montadas sobre cardán, las bombas son fijas y las tomas de alta presión se conectan al motor.
• Se despliegan varios motores (a menudo inclinados en ángulos leves), pero se regula su potencia para proporcionar el vector general requerido, lo que supone una penalización mínima.
• Unas aletas resistentes a altas temperaturas sobresalen en el escape y pueden inclinarse para desviar el chorro.

La métrica más importante para la eficiencia de un motor de cohete es el impulso por unidad de propulsor , esto se llama impulso específico (generalmente escrito${\displaystyle I_{sp}}$). Esto se mide como una velocidad (la velocidad de escape efectiva${\displaystyle v_{e}}$en metros por segundo (o pies/s) o como un tiempo (segundos). Por ejemplo, si un motor que produce 100 libras de empuje funciona durante 320 segundos y consume 100 libras de propelente, entonces el impulso específico es de 320 segundos. Cuanto mayor sea el impulso específico, menor será la cantidad de propelente necesaria para proporcionar el impulso deseado.

El impulso específico que se puede lograr depende principalmente de la mezcla de propulsores (y, en última instancia, limitaría el impulso específico), pero las limitaciones prácticas en las presiones de la cámara y las relaciones de expansión de la boquilla reducen el rendimiento que se puede alcanzar.

A continuación se muestra una ecuación aproximada para calcular el empuje neto de un motor de cohete: ^{[ 6 ]}

${\displaystyle F_{n}={\dot {m}}\;v_{e}={\dot {m}}\;v_{e-opt}+A_{e}(p_{e}-p_{amb})}$

Dado que, a diferencia de un motor a reacción, un motor de cohete convencional carece de entrada de aire, no hay resistencia aerodinámica que restar del empuje bruto. Por consiguiente, el empuje neto de un motor de cohete es igual al empuje bruto (excepto por la contrapresión estática).

El${\displaystyle {\dot {m}}\;v_{e-opt}\,}$El término representa el empuje del momento, que permanece constante en una configuración de aceleración dada, mientras que el${\displaystyle A_{e}(p_{e}-p_{amb})\,}$El término representa el empuje de presión. A máxima potencia, el empuje neto de un motor de cohete mejora ligeramente con la altitud, ya que, al disminuir la presión atmosférica con la altitud, el empuje de presión aumenta. En la superficie terrestre, el empuje de presión puede reducirse hasta en un 30 %, según el diseño del motor. Esta reducción disminuye aproximadamente de forma exponencial hasta cero con la altitud.

La máxima eficiencia de un motor de cohete se logra maximizando la contribución del momento de la ecuación sin incurrir en penalizaciones por la sobreexpansión del escape. Esto ocurre cuando${\displaystyle p_{e}=p_{amb}}$Dado que la presión ambiental cambia con la altitud, la mayoría de los motores de cohete pasan muy poco tiempo funcionando a su máxima eficiencia.

Dado que el impulso específico es la fuerza dividida por el caudal másico, esta ecuación significa que el impulso específico varía con la altitud.

Debido a que el impulso específico varía con la presión, resulta útil una magnitud que sea fácil de comparar y calcular. Dado que los cohetes se estrangulan en la garganta y que el escape supersónico impide que las influencias de presión externas se propaguen aguas arriba, resulta que la presión en la salida es idealmente exactamente proporcional al flujo de propulsor.${\displaystyle {\dot {m}}}$, siempre que se mantengan las proporciones de mezcla y las eficiencias de combustión. Por lo tanto, es bastante habitual reordenar ligeramente la ecuación anterior: ^{[ 7 ]}

${\displaystyle F_{vac}=C_{f}\,{\dot {m}}\,c^{*}}$

y así definimos el Isp del vacío como:

${\displaystyle v_{evac}=C_{f}\,c^{*}\,}$

dónde:

${\displaystyle c^{*}}$= la velocidad característica de la cámara de combustión (que depende de los propelentes y la eficiencia de la combustión)

${\displaystyle C_{f}}$= el coeficiente de empuje de la tobera (depende de la geometría de la tobera, normalmente alrededor de 2)

Y por lo tanto:

${\displaystyle F_{n}={\dot {m}}\,v_{evac}-A_{e}\,p_{amb}}$

Los cohetes pueden ser controlados regulando la velocidad de combustión del propulsor.${\displaystyle {\dot {m}}}$(generalmente se mide en kg/s o lb/s). En los cohetes líquidos e híbridos, el flujo de propulsor que ingresa a la cámara se controla mediante válvulas; en los cohetes sólidos , se controla modificando el área de propulsor que se quema, lo cual puede diseñarse en el grano de propulsor (y, por lo tanto, no puede controlarse en tiempo real).

Los cohetes generalmente se pueden regular hasta una presión de salida de aproximadamente un tercio de la presión ambiente ^{[ 8 ]} (a menudo limitada por la separación del flujo en las toberas) y hasta un límite máximo determinado únicamente por la resistencia mecánica del motor.

En la práctica, el grado en que se puede regular la potencia de los cohetes varía mucho, pero la mayoría de los cohetes se pueden regular en un factor de 2 sin gran dificultad; ^{[ 8 ]} la limitación típica es la estabilidad de la combustión, ya que, por ejemplo, los inyectores necesitan una presión mínima para evitar desencadenar oscilaciones dañinas (tirones o inestabilidades de la combustión); pero los inyectores se pueden optimizar y probar para rangos más amplios.

Por ejemplo, algunos diseños de motores de propulsión líquida más recientes que han sido optimizados para una mayor capacidad de estrangulamiento ( BE-3 , Raptor ) pueden ser estrangulados hasta un 18-20 por ciento del empuje nominal. ^{[ 9 ] [ 2 ]}

Los cohetes de combustible sólido pueden ser controlados mediante el uso de granos con formas específicas que varían su área superficial durante el transcurso de la combustión. ^{[ 8 ]}

Las toberas de los motores de cohete son sorprendentemente eficientes para generar un chorro de alta velocidad, debido a la elevada temperatura de combustión y la alta relación de compresión . Estas toberas ofrecen una excelente aproximación a la expansión adiabática , un proceso reversible, lo que se traduce en eficiencias muy cercanas a las del ciclo de Carnot . Con las temperaturas alcanzadas, se puede lograr una eficiencia superior al 60 % con cohetes químicos.

Para un vehículo propulsado por un motor de cohete, la eficiencia energética es muy buena si la velocidad del vehículo se aproxima o supera ligeramente la velocidad de escape (en relación con el lanzamiento); pero a bajas velocidades, la eficiencia energética se reduce a cero (como ocurre con toda propulsión a chorro ). Consulte la sección sobre eficiencia energética de cohetes para obtener más detalles.

De entre todos los motores a reacción, y de hecho de prácticamente todos los motores, los cohetes tienen la mayor relación empuje-peso. Esto es especialmente cierto en el caso de los motores de cohete de combustible líquido.

Este alto rendimiento se debe al reducido volumen de los recipientes a presión que componen el motor: las bombas, las tuberías y las cámaras de combustión. La ausencia de conducto de admisión y el uso de propulsor líquido denso permiten que el sistema de presurización sea pequeño y ligero, mientras que los motores con conducto deben trabajar con aire, cuya densidad es aproximadamente tres órdenes de magnitud menor.

De los combustibles líquidos utilizados, la densidad es menor para el hidrógeno líquido . Si bien la combustión de hidrógeno/oxígeno tiene el impulso específico más alto de cualquier cohete químico en uso, la densidad muy baja del hidrógeno (aproximadamente una decimocuarta parte de la del agua) requiere turbobombas y tuberías más grandes y pesadas, lo que disminuye la relación empuje-peso del motor (por ejemplo, el RS-25) en comparación con aquellos que no utilizan hidrógeno (NK-33).

Un arranque brusco se refiere a una sobrepresión que se produce durante el encendido de un motor de cohete. En los casos más graves, esto puede derivar en una explosión incontrolada que daña o destruye el motor.

Los combustibles para cohetes, hipergólicos o no, deben introducirse en la cámara de combustión a la velocidad correcta para lograr una producción controlada de gas caliente. ^{[ 22 ]} Un "arranque brusco" indica que la cantidad de propulsor combustible que entró en la cámara de combustión antes de la ignición fue excesiva. Esto provoca un pico de presión excesivo, que puede causar una falla estructural o una explosión.

Para evitar arranques bruscos, es necesario sincronizar cuidadosamente el encendido con la sincronización de las válvulas, variar la proporción de la mezcla para limitar la presión máxima que puede producirse o, simplemente, asegurar que haya una fuente de ignición adecuada mucho antes de que el propelente entre en la cámara.

Las explosiones por arranques bruscos generalmente no pueden ocurrir con propelentes puramente gaseosos, ya que la cantidad de gas presente en la cámara está limitada por el área del inyector en relación con el área de la garganta, y en los diseños prácticos, la masa de propelente se escapa demasiado rápido como para ser un problema.

Un ejemplo famoso de arranque brusco fue la explosión del motor "1W" de Wernher von Braun durante una demostración al general Walter Dornberger el 21 de diciembre de 1932. El encendido retardado permitió que la cámara se llenara de alcohol y oxígeno líquido, lo que provocó una violenta explosión. Fragmentos de metralla quedaron incrustados en las paredes, pero nadie resultó herido.

La combustión puede presentar inestabilidades indeseadas, de naturaleza repentina o periódica. La presión en la cámara de inyección puede aumentar hasta que el flujo de propulsor a través de la placa inyectora disminuya; un instante después, la presión cae y el flujo aumenta, inyectando más propulsor en la cámara de combustión, que se quema un instante después, y nuevamente aumenta la presión en la cámara, repitiendo el ciclo. Esto puede provocar oscilaciones de presión de gran amplitud, a menudo en el rango ultrasónico, que pueden dañar el motor. Oscilaciones de ±200  psi a 25  kHz fueron la causa de fallas en las primeras versiones de los motores de la segunda etapa del misil Titan II . El otro modo de falla es una transición de deflagración a detonación ; la onda de presión supersónica formada en la cámara de combustión puede destruir el motor. ^{[ 24 ]}

La inestabilidad de la combustión también fue un problema durante el desarrollo del Atlas . Se descubrió que los motores Rocketdyne utilizados en la familia Atlas sufrían este efecto en varias pruebas de encendido estático, y tres lanzamientos de misiles explotaron en la plataforma debido a una combustión irregular en los motores propulsores. En la mayoría de los casos, ocurría al intentar arrancar los motores con el método de "arranque en seco", en el que el mecanismo de encendido se activaba antes de la inyección de propelente. Durante el proceso de homologación del Atlas para el Proyecto Mercury , resolver la inestabilidad de la combustión fue una prioridad, y los dos últimos vuelos del Mercury contaron con un sistema de propulsión mejorado con inyectores con deflectores y un encendedor hipergólico.

El problema que afectaba a los vehículos Atlas era principalmente el llamado fenómeno de "pista de carreras", donde el propulsor en combustión giraba en círculo a velocidades cada vez mayores, produciendo vibraciones lo suficientemente fuertes como para reventar el motor y provocar la destrucción total del cohete. Finalmente, se solucionó añadiendo varios deflectores alrededor de la boquilla del inyector para dispersar el propulsor en remolino.

Más importante aún, la inestabilidad de la combustión fue un problema en los motores Saturn F-1 . Algunas de las primeras unidades probadas explotaron durante el encendido estático, lo que llevó a la adición de deflectores en los inyectores.

En el programa espacial soviético, la inestabilidad de la combustión también resultó ser un problema en algunos motores de cohete, incluidos el motor RD-107 utilizado en la familia R-7 y el RD-216 utilizado en la familia R-14, y se produjeron varios fallos en estos vehículos antes de que se resolviera el problema. Los procesos de ingeniería y fabricación soviéticos nunca resolvieron satisfactoriamente la inestabilidad de la combustión en los motores RP-1/LOX más grandes, por lo que el motor RD-171 utilizado para impulsar la familia Zenit seguía utilizando cuatro cámaras de combustión más pequeñas alimentadas por un mecanismo de motor común.

Las inestabilidades de combustión pueden ser provocadas por restos de disolventes de limpieza en el motor (por ejemplo, en el primer intento de lanzamiento de un Titan II en 1962), ondas de choque reflejadas, inestabilidad inicial tras la ignición, explosiones cerca de la tobera que se reflejan en la cámara de combustión y muchos otros factores. En diseños de motor estables, las oscilaciones se suprimen rápidamente; en diseños inestables, persisten durante periodos prolongados. Los supresores de oscilaciones se utilizan habitualmente.

Se producen tres tipos diferentes de inestabilidades de combustión:

Excepto en los tamaños más pequeños, el escape de los cohetes, en comparación con otros motores, suele ser muy ruidoso. Al mezclarse el escape hipersónico con el aire ambiente, se forman ondas de choque . El transbordador espacial generaba más de 200 dB(A) de ruido alrededor de su base. Para reducir este ruido, así como el riesgo de daños a la carga útil o lesiones a la tripulación en la parte superior del cohete, la plataforma de lanzamiento móvil se equipó con un sistema de supresión de sonido que rociaba 1,1 millones de litros (290 000 galones estadounidenses ) de agua alrededor de la base del cohete en 41 segundos durante el lanzamiento. El uso de este sistema mantuvo los niveles de sonido dentro de la bahía de carga útil en 142 dB. ^{[ 29 ]}    

La intensidad del sonido de las ondas de choque generadas depende del tamaño del cohete y de la velocidad de los gases de escape. Estas ondas de choque parecen explicar los característicos crujidos y estallidos que producen los grandes motores de cohetes cuando se escuchan en directo. Estos picos de ruido suelen saturar los micrófonos y los equipos electrónicos de audio, por lo que generalmente se atenúan o desaparecen por completo en las grabaciones o emisiones de audio. En el caso de cohetes grandes a corta distancia, los efectos acústicos podrían ser mortales. ^{[ 30 ]}

Lo que resulta aún más preocupante para las agencias espaciales es que estos niveles de sonido pueden dañar la estructura de lanzamiento o, peor aún, reflejarse hacia el cohete, que es relativamente delicado. Por eso se suele utilizar tanta agua en los lanzamientos. El rocío de agua modifica las propiedades acústicas del aire y reduce o desvía la energía sonora, alejándola del cohete.

En términos generales, el ruido es más intenso cuando un cohete está cerca del suelo, ya que el ruido de los motores se irradia hacia arriba desde el propulsor, además de reflejarse en el suelo. Además, cuando el vehículo se mueve lentamente, poca de la energía química de entrada al motor puede convertirse en aumentar la energía cinética del cohete (ya que la potencia útil P transmitida al vehículo es${\displaystyle P=F*V}$para el empuje F y la velocidad V ). Entonces, la mayor parte de la energía se disipa en la interacción del escape con el aire ambiente, produciendo ruido. Este ruido se puede reducir en cierta medida mediante canalizaciones de llama con techos, mediante la inyección de agua alrededor del chorro y desviándolo en ángulo.

El desarrollo de la industria estadounidense de motores de cohetes ha estado condicionado por una compleja red de relaciones entre agencias gubernamentales, empresas privadas, instituciones de investigación y otras partes interesadas.

Desde la creación de la primera empresa de motores de cohete de propulsión líquida ( Reaction Motors, Inc. ) en 1941 y del primer laboratorio gubernamental ( GALCIT ) dedicado a este campo, la industria estadounidense de motores de cohete de propulsión líquida (LPRE) ha experimentado cambios significativos. Al menos 14 empresas estadounidenses participaron en el diseño, desarrollo, fabricación, pruebas y operaciones de apoyo al vuelo de diversos tipos de motores de cohete entre 1940 y 2000. A diferencia de otros países como Rusia, China o India, donde solo organizaciones gubernamentales o paragubernamentales se dedican a este sector, el gobierno estadounidense depende en gran medida de la industria privada. Estas empresas comerciales son esenciales para la viabilidad continua de Estados Unidos y su forma de gobierno, ya que compiten entre sí para proporcionar motores de cohete de vanguardia que satisfagan las necesidades del gobierno, las fuerzas armadas y el sector privado. En Estados Unidos, la empresa que desarrolla el LPRE suele ser la que obtiene el contrato de producción.

Por lo general, la necesidad o demanda de un nuevo motor de cohete proviene de agencias gubernamentales como la NASA o el Departamento de Defensa . Una vez identificada la necesidad, estas agencias pueden emitir solicitudes de propuestas (RFP) para recabar propuestas de empresas privadas e instituciones de investigación. A su vez, las empresas privadas y las instituciones de investigación pueden invertir en actividades de investigación y desarrollo (I+D) para desarrollar nuevas tecnologías de motores de cohete que cumplan con las necesidades y especificaciones descritas en las RFP.

Además de las empresas privadas, las universidades, los institutos de investigación independientes y los laboratorios gubernamentales también desempeñan un papel fundamental en la investigación y el desarrollo de motores de cohetes.

Las universidades ofrecen educación de pregrado y posgrado para capacitar personal técnico calificado, y sus programas de investigación a menudo contribuyen al avance de las tecnologías de motores de cohete. Más de 25 universidades en los EE. UU. han impartido o imparten actualmente cursos relacionados con los motores de cohete de propulsión líquida (LPRE), y sus programas de educación de pregrado y posgrado se consideran una de sus contribuciones más importantes. Universidades como la Universidad de Princeton, la Universidad de Cornell, la Universidad de Purdue, la Universidad Estatal de Pensilvania, la Universidad de Alabama, la Escuela de Posgrado de la Armada o el Instituto Tecnológico de California han realizado un excelente trabajo de I+D en temas relacionados con la industria de motores de cohete. ^{[ 31 ]} Uno de los primeros ejemplos de la contribución de las universidades a la industria de motores de cohete es el trabajo del GALCIT en 1941. Demostraron los primeros cohetes de despegue asistido por chorro (JATO) al Ejército, lo que llevó al establecimiento del Laboratorio de Propulsión a Chorro.

Sin embargo, la transferencia de conocimiento de los profesores investigadores y sus proyectos a la industria de motores de cohete ha sido una experiencia desigual. Si bien algunos profesores destacados y proyectos de investigación relevantes han influido positivamente en las prácticas de la industria y en la comprensión de los LPRE, la conexión entre la investigación universitaria y las empresas comerciales ha sido inconsistente y débil. ^{[ 31 ]} Las universidades no siempre estaban al tanto de las necesidades específicas de la industria, y los ingenieros y diseñadores de la industria tenían un conocimiento limitado de la investigación universitaria. Como resultado, muchos programas de investigación universitaria permanecieron relativamente desconocidos para los responsables de la toma de decisiones de la industria. Además, en las últimas décadas, ciertos proyectos de investigación universitaria, aunque interesantes para los profesores, no fueron útiles para la industria debido a la falta de comunicación o de relevancia para las necesidades de la industria. ^{[ 31 ]}

Los laboratorios gubernamentales, incluidos el Laboratorio de Propulsión de Cohetes (ahora parte del Laboratorio de Investigación de la Fuerza Aérea), el Centro de Pruebas de Ingeniería Arnold, el Centro de Vuelos Espaciales Marshall de la NASA, el Laboratorio de Propulsión a Chorro, el Centro Espacial Stennis, el Campo de Pruebas de White Sands y el Centro de Investigación John H. Glenn de la NASA, han desempeñado un papel crucial en el desarrollo de los motores de propulsión líquida para cohetes (LPRE). ^{[ 31 ]} Han realizado pruebas imparciales, guiado el trabajo de contratistas estadounidenses y algunos no estadounidenses, llevado a cabo investigación y desarrollo, y proporcionado instalaciones de prueba esenciales, incluidas instalaciones de prueba de vuelo estacionario e instalaciones y recursos de prueba de altitud simulada. Inicialmente, empresas o fundaciones privadas financiaron instalaciones de prueba más pequeñas, pero desde la década de 1950, el gobierno de EE. UU. ha financiado instalaciones de prueba más grandes en laboratorios gubernamentales. Este enfoque redujo los costos para el gobierno al no construir instalaciones similares en las plantas de los contratistas, pero aumentó la complejidad y los gastos para estos últimos. No obstante, los laboratorios gubernamentales han consolidado su importancia y contribuido a los avances de los LPRE.

Los programas de motores LPRE han sufrido varias cancelaciones en Estados Unidos, incluso después de invertir millones de dólares en su desarrollo. Por ejemplo, se cancelaron el LPRE Ml LOX/LH2, el Titan I y el aerospike RS-2200, así como varias unidades JATO y grandes cámaras de combustión sin refrigeración. Estas cancelaciones no se debieron al rendimiento específico del LPRE ni a ningún problema con él, sino a la cancelación de los programas de vehículos para los que estaba destinado el motor o a recortes presupuestarios impuestos por el gobierno.

Rusia y la antigua Unión Soviética fueron y siguen siendo la nación líder mundial en el desarrollo y la construcción de motores de cohete. Entre 1950 y 1998, sus organizaciones desarrollaron, construyeron y pusieron en funcionamiento un mayor número y variedad de diseños de motores de cohete de propulsión líquida (LPRE) que cualquier otro país. Aproximadamente 500 LPRE diferentes se desarrollaron antes de 2003. En comparación, Estados Unidos había desarrollado algo más de 300 (antes de 2003). Los soviéticos también poseían la mayor cantidad de vehículos de vuelo propulsados ​​por cohetes. Tenían más misiles balísticos de propulsión líquida y más vehículos de lanzamiento espacial derivados o convertidos a partir de estos misiles balísticos fuera de servicio que cualquier otra nación. A finales de 1998, los rusos (o anteriormente la Unión Soviética) habían lanzado con éxito 2573 satélites con LPRE, lo que representa casi el 65% del total mundial de 3973. Todos estos lanzamientos fueron posibles gracias al desarrollo oportuno de LPRE adecuados, de alto rendimiento y fiables. ^{[ 31 ]}

El motor Rocketdyne H-1 , utilizado en un grupo de ocho en la primera etapa de los vehículos de lanzamiento Saturno I y Saturno IB , no tuvo fallas catastróficas en 152 vuelos de motor. El motor Pratt & Whitney RL10 , utilizado en un grupo de seis en la segunda etapa del Saturno I, no tuvo fallas catastróficas en 36 vuelos de motor. ^{[ notas 1 ]} El motor Rocketdyne F-1 , utilizado en un grupo de cinco en la primera etapa del Saturno V , no tuvo fallas en 65 vuelos de motor. El motor Rocketdyne J-2 , utilizado en un grupo de cinco en la segunda etapa del Saturno V, y de forma individual en la segunda etapa del Saturno IB y la tercera etapa del Saturno V, no tuvo fallas catastróficas en 86 vuelos de motor. ^{[ notas 2 ]}

El cohete propulsor de combustible sólido del transbordador espacial , utilizado en pares, provocó una notable falla catastrófica en 270 vuelos de motor.

El RS-25 , utilizado en grupos de tres, voló en 46 unidades reacondicionadas. Estas realizaron un total de 405 vuelos sin fallas catastróficas en vuelo. Una única falla de un motor RS-25 en vuelo ocurrió durante la misión STS-51-F del transbordador espacial Challenger . ^{[ 32 ]} Esta falla no afectó los objetivos ni la duración de la misión. ^{[ 33 ]}

La propulsión nuclear abarca una amplia variedad de métodos de propulsión que utilizan algún tipo de reacción nuclear como fuente de energía principal. Se han propuesto diversos tipos de propulsión nuclear, y algunos de ellos se han probado, para aplicaciones en naves espaciales:

El lento desarrollo de esta tecnología continuó hasta finales del siglo XIX, cuando el ruso Konstantin Tsiolkovsky escribió por primera vez sobre motores de cohete de combustible líquido . Fue el primero en desarrollar la ecuación de cohete de Tsiolkovsky , aunque no se publicó ampliamente hasta algunos años después.

Los modernos motores de combustible sólido y líquido se convirtieron en realidad a principios del siglo XX gracias al físico estadounidense Robert Goddard . Goddard fue el primero en utilizar una tobera De Laval en un motor de cohete de propulsión sólida (pólvora), duplicando el empuje y aumentando la eficiencia en un factor de aproximadamente veinticinco. Este fue el nacimiento del motor de cohete moderno. A partir de su ecuación de cohete, desarrollada de forma independiente, calculó que un cohete de tamaño razonable, utilizando combustible sólido, podría colocar una carga útil de medio kilo en la Luna.

Goddard comenzó a utilizar propelentes líquidos en 1921 y, en 1926, se convirtió en el primero en lanzar un cohete de combustible líquido. Goddard fue pionero en el uso de la tobera De Laval, tanques de propelente ligeros, turbobombas pequeñas y ligeras, vectorización de empuje, el motor de combustible líquido de estrangulamiento suave, refrigeración regenerativa y refrigeración por cortina. ^{[ 8 ] : 247–266}

A finales de la década de 1930, científicos alemanes como Wernher von Braun y Hellmuth Walter investigaron la instalación de cohetes de combustible líquido en aviones militares ( Heinkel He 112 , He 111 , He 176 y Messerschmitt Me 163 ). ^{[ 49 ]}

La turbobomba fue empleada por científicos alemanes durante la Segunda Guerra Mundial. Hasta entonces, la refrigeración de la tobera había sido problemática, y el misil balístico A4 utilizaba alcohol diluido como combustible, lo que reducía la temperatura de combustión lo suficiente.

La combustión por etapas ( Замкнутая схема ) fue propuesta por primera vez por Alexey Isaev en 1949. El primer motor de combustión por etapas fue el S1.5400 utilizado en el cohete planetario soviético, diseñado por Melnikov, un antiguo asistente de Isaev. ^{[ 8 ]} Casi al mismo tiempo (1959), Nikolai Kuznetsov comenzó a trabajar en el motor de ciclo cerrado NK-9 para el ICBM orbital de Korolev, GR-1. Kuznetsov posteriormente desarrolló ese diseño en los motores NK-15 y NK-33 para el fallido cohete Lunar N1 .

En Occidente, el primer motor de prueba de combustión por etapas en laboratorio fue construido en Alemania en 1963 por Ludwig Boelkow .

Los motores de hidrógeno líquido se desarrollaron con éxito por primera vez en Estados Unidos: el motor RL10 realizó su primer vuelo en 1962. Su sucesor, el Rocketdyne J-2 , se utilizó en el cohete Saturno V del programa Apolo para enviar humanos a la Luna. El alto impulso específico y la baja densidad del hidrógeno líquido redujeron la masa de la etapa superior, así como el tamaño y el coste totales del vehículo.

El récord de mayor número de motores en un solo vuelo de cohete es de 44, establecido por la NASA en 2016 en un Black Brant . ^{[ 50 ]}