propulsor de cohete

En el espacio, el cambio máximo de velocidad que una etapa de cohete puede imprimir a su carga útil depende principalmente de su relación de masas y de la velocidad de escape. Esta relación se describe mediante la ecuación del cohete . La velocidad de escape depende del propulsor y del motor utilizados, y está estrechamente relacionada con el impulso específico , que es la energía total suministrada al cohete por unidad de masa de propulsor consumida. La relación de masas también puede verse afectada por la elección del propulsor.

Las etapas de cohetes que vuelan a través de la atmósfera suelen utilizar propelentes de menor rendimiento, alta masa molecular y alta densidad debido a los tanques más pequeños y ligeros que requieren. Las etapas superiores, que operan principalmente o exclusivamente en el vacío del espacio, tienden a utilizar hidrógeno líquido , un combustible de alta energía, alto rendimiento y baja densidad. Para futuras misiones planetarias, se contempla el uso de recursos locales y energía solar para la producción in situ de propelente. ^{[ 1 ]}

Los cohetes de propulsión sólida son mucho más fáciles de almacenar y manipular que los de propulsión líquida. Su alta densidad de propulsor también permite un tamaño compacto. Estas características, sumadas a su simplicidad y bajo costo, hacen que los cohetes de propulsión sólida sean ideales para aplicaciones militares.

Su sencillez también convierte a los cohetes de combustible sólido en una buena opción cuando se necesita un gran empuje y el coste es un factor importante. Por este motivo, el transbordador espacial y muchos otros vehículos de lanzamiento orbital utilizan cohetes de combustible sólido en sus etapas de propulsión ( cohetes propulsores de combustible sólido ).

Los cohetes de combustible sólido tienen un impulso específico menor , una medida de la eficiencia del propulsor, que los cohetes de combustible líquido ^{[ 2 ]} . Como resultado, el rendimiento general de las etapas superiores de combustible sólido es menor que el de las etapas de combustible líquido, aunque las relaciones de masa de combustible sólido suelen estar en el rango de 0,91 a 0,93, igual o mejor que la mayoría de las etapas superiores de combustible líquido. Las altas relaciones de masa posibles con estas etapas superiores de combustible sólido no segmentadas son resultado de la alta densidad del propulsor y de las carcasas con una relación resistencia-peso muy alta.

Una desventaja de los cohetes de combustible sólido es que no se pueden regular en tiempo real, aunque se puede programar el empuje ajustando la geometría interna del propulsor. Los cohetes de combustible sólido pueden ventilarse para extinguir la combustión o invertir el empuje, lo que permite controlar el alcance o facilitar la separación de etapas. La fundición de grandes cantidades de propulsor requiere consistencia y repetibilidad para evitar grietas y huecos en el motor terminado. La mezcla y la fundición se realizan bajo control informático en vacío, y la mezcla de propulsor se extiende en una capa fina y se escanea para asegurar que no se introduzcan grandes burbujas de gas en el motor.

Los cohetes de combustible sólido son sensibles a las grietas y porosidades, y requieren un procesamiento posterior, como escaneos de rayos X, para identificar fallas. El proceso de combustión depende de la superficie del combustible. Las grietas y porosidades representan aumentos locales en la superficie de combustión, lo que incrementa la temperatura local y, por consiguiente, la velocidad de combustión. Este ciclo de retroalimentación positiva puede provocar fácilmente una falla catastrófica de la carcasa o la tobera.

La pólvora , que puede utilizarse como propulsor sólido para cohetes, fue desarrollada durante el siglo VII por la dinastía Song china . Las armas de pólvora se utilizaron por primera vez en 732 durante el asedio militar de Kaifeng . ^{[ 3 ] [ 4 ] [ 5 ] [ 6 ] [ 7 ]}

Durante las décadas de 1950 y 1960, investigadores estadounidenses desarrollaron el propulsor compuesto de perclorato de amonio (APCP). Esta mezcla se compone típicamente de un 69-70% de perclorato de amonio finamente molido (un oxidante), combinado con un 16-20% de polvo fino de aluminio (un combustible), todo ello en una base de un 11-14% de polibutadieno acrilonitrilo (PBAN) o polibutadieno con terminación hidroxilo (combustible de caucho de polibutadieno). La mezcla se forma como un líquido espesado, se vierte en el molde adecuado y se cura hasta obtener un sólido firme pero flexible con capacidad de carga. Históricamente, el número de propulsores sólidos APCP utilizados es relativamente pequeño. Sin embargo, las fuerzas armadas emplean una amplia variedad de propulsores sólidos, algunos de los cuales superan el rendimiento del APCP. En el artículo sobre cohetes de combustible sólido se presenta una comparación de los impulsos específicos más altos alcanzados con las diversas combinaciones de propulsores sólidos y líquidos utilizados en los vehículos de lanzamiento actuales . ^{[ 8 ]}

En las décadas de 1970 y 1980, Estados Unidos cambió por completo a misiles balísticos intercontinentales (ICBM) de combustible sólido: el LGM-30 Minuteman y el LG-118A Peacekeeper (MX). En las décadas de 1980 y 1990, la URSS/Rusia también desplegó ICBM de combustible sólido ( RT-23 , RT-2PM y RT-2UTTH ), pero conserva dos ICBM de combustible líquido ( R-36 y UR-100N ). Todos los ICBM de combustible sólido de ambos bandos tenían tres etapas iniciales de combustible sólido, y aquellos con múltiples ojivas dirigidas de forma independiente contaban con una plataforma de maniobrabilidad de precisión utilizada para ajustar con precisión la trayectoria de los vehículos de reentrada.

Los cohetes de combustible líquido tienen un impulso específico mayor que los de combustible sólido y pueden ser controlados, apagados y reiniciados. Solo la cámara de combustión de un cohete de combustible líquido necesita soportar altas presiones y temperaturas de combustión. La refrigeración se puede realizar de forma regenerativa con el propulsor líquido. En los vehículos que emplean turbobombas , los tanques de propulsor se encuentran a una presión menor que la cámara de combustión, lo que reduce su masa. Por estas razones, la mayoría de los vehículos de lanzamiento orbital utilizan propulsores líquidos.

La principal ventaja de los propulsores líquidos en cuanto a impulso específico se debe a la disponibilidad de oxidantes de alto rendimiento. Existen varios oxidantes líquidos prácticos ( oxígeno líquido , tetróxido de dinitrógeno y peróxido de hidrógeno ) que, combinados con combustibles adecuados, ofrecen un impulso específico superior al del perclorato de amonio utilizado en la mayoría de los cohetes de combustible sólido.

Algunos gases, en particular el oxígeno y el nitrógeno, podrían recolectarse de la atmósfera superior y transferirse a la órbita terrestre baja para su uso en depósitos de propulsores a un costo sustancialmente reducido. ^{[ 9 ]}

Las principales dificultades con los propelentes líquidos también están con los oxidantes. Los oxidantes almacenables, como el ácido nítrico y el tetróxido de nitrógeno , tienden a ser extremadamente tóxicos y altamente reactivos, mientras que los propelentes criogénicos por definición deben almacenarse a baja temperatura y también pueden tener problemas de reactividad/toxicidad. El oxígeno líquido (LOX) es el único oxidante criogénico que se ha utilizado en vuelos. Otros como FLOX, una mezcla de flúor /LOX, nunca se han utilizado en vuelos debido a su inestabilidad, toxicidad y explosividad. ^{[ 10 ]} Se han propuesto varios otros oxidantes inestables, energéticos y tóxicos: ozono líquido (O ₃ ), ClF ₃ y ClF ₅ .

Los cohetes de combustible líquido requieren válvulas, sellos y turbobombas que pueden presentar problemas, lo que incrementa el costo del vehículo de lanzamiento. Las turbobombas son particularmente problemáticas debido a sus altos requisitos de rendimiento.

• Oxígeno líquido (LOX) y queroseno altamente refinado ( RP-1 ). Se utiliza en las primeras etapas de los cohetes Atlas V , Falcon 9 , Falcon Heavy , Soyuz , Zenit , Angara y Larga Marcha 6 , entre otros. Esta combinación se considera la más práctica para los cohetes propulsores que despegan a nivel del suelo y, por lo tanto, deben operar a presión atmosférica.
• LOX e hidrógeno líquido . Se utilizan en la etapa superior del Centaur , el cohete Delta IV , el cohete H-IIA , la mayoría de las etapas del Ariane 5 europeo y las etapas centrales y superiores del Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS) .
• LOX y metano líquido (proveniente de gas natural licuado ). Se utiliza en Zhuque-2 , Vulcan , New Glenn , SpaceX Starship , y también está previsto su uso en varios cohetes en desarrollo, incluidos Soyuz-7 y Rocket Lab Neutron .

• Tetróxido de dinitrógeno ₍ N₂O₄ ₎ e hidrazina (N₂H₄ ₎ , MMH o UDMH . Se utilizan en cohetes militares, orbitales y de espacio profundo porque ambos líquidos se pueden almacenar durante largos períodos a temperaturas y presiones razonables. La combinación N₂O₄ / _{UDMH es el} combustible principal del cohete Protón , los cohetes Long March más antiguos (LM 1-4), el PSLV , el Fregat y las etapas superiores Briz-M . Esta combinación es hipergólica , lo que permite secuencias de ignición atractivamente sencillas. El principal inconveniente es que estos propelentes son altamente tóxicos y requieren un manejo cuidadoso.
• Los monopropelentes, como el peróxido de hidrógeno , la hidracina y el óxido nitroso , se utilizan principalmente para el control de actitud y el mantenimiento de la posición de las naves espaciales. Su capacidad de almacenamiento a largo plazo, su sencillez de uso y su habilidad para proporcionar los pequeños impulsos necesarios compensan su menor impulso específico en comparación con los bipropelentes. El peróxido de hidrógeno también se utiliza para accionar las turbobombas de la primera etapa del cohete Soyuz.

La velocidad teórica de escape de una química de propulsor dada es proporcional a la energía liberada por unidad de masa de propulsor (energía específica). En los cohetes químicos, el combustible o oxidante no quemado representa la pérdida de energía potencial química , lo que reduce la energía específica . Sin embargo, la mayoría de los cohetes utilizan mezclas ricas en combustible, lo que resulta en velocidades teóricas de escape más bajas. ^{[ 11 ]}

Sin embargo, las mezclas ricas en combustible también tienen especies de escape de menor peso molecular . La tobera del cohete convierte la energía térmica de los propelentes en energía cinética dirigida . Esta conversión ocurre en el tiempo que tardan los propelentes en fluir desde la cámara de combustión a través de la garganta del motor y salir por la tobera, generalmente del orden de un milisegundo. Las moléculas almacenan energía térmica en rotación, vibración y traslación, de las cuales solo esta última puede usarse fácilmente para agregar energía a la etapa del cohete. Las moléculas con menos átomos (como CO y H₂ ₎ tienen menos modos vibracionales y rotacionales disponibles que las moléculas con más átomos (como CO₂ _y H₂O ₎ . En consecuencia, las moléculas más pequeñas almacenan menos energía vibracional y rotacional para una cantidad dada de entrada de calor, lo que resulta en una mayor energía de traslación disponible para ser convertida en energía cinética. La mejora resultante en la eficiencia de la tobera es lo suficientemente grande como para que los motores de cohete reales mejoren su velocidad de escape real al usar mezclas ricas con velocidades de escape teóricas algo menores. ^{[ 11 ]}

El efecto del peso molecular de los gases de escape sobre la eficiencia de la tobera es más importante en las toberas que operan cerca del nivel del mar. Los cohetes de alta expansión que operan en el vacío experimentan un efecto mucho menor, por lo que funcionan con una mezcla menos rica.

Los cohetes LOX/hidrocarburos funcionan con una mezcla ligeramente rica (relación de masa O/F de 3 en lugar de la estequiométrica de 3,4 a 4) porque la liberación de energía por unidad de masa disminuye rápidamente a medida que la proporción de la mezcla se desvía de la estequiométrica. Los cohetes LOX/LH₂ _funcionan con una mezcla muy rica (relación de masa O/F de 4 en lugar de la estequiométrica de 8) porque el hidrógeno es tan ligero que la liberación de energía por unidad de masa de propulsor disminuye muy lentamente con hidrógeno adicional. De hecho, los cohetes LOX/LH₂ _generalmente están limitados en cuanto a la riqueza de la mezcla por la penalización en el rendimiento que supone la masa del tanque de hidrógeno adicional, en lugar de por la química subyacente. ^{[ 11 ]}

Otra razón para usar una mezcla rica es que las mezclas no estequiométricas arden a menor temperatura que las estequiométricas, lo que facilita la refrigeración del motor. Debido a que los productos de combustión ricos en combustible son menos reactivos químicamente ( corrosivos ) que los productos de combustión ricos en oxidante, la gran mayoría de los motores de cohete están diseñados para funcionar con una mezcla rica. Existe al menos una excepción: el prequemador ruso RD-180 , que quema LOX y RP-1 en una proporción de 2,72.

Además, las proporciones de mezcla pueden ser dinámicas durante el lanzamiento. Esto se puede aprovechar con diseños que ajustan la proporción de oxidante a combustible (junto con el empuje total) a lo largo del vuelo para maximizar el rendimiento general del sistema. Por ejemplo, durante el despegue, el empuje es más importante que el impulso específico, y un ajuste preciso de la proporción O/F puede permitir mayores niveles de empuje. Una vez que el cohete se aleja de la plataforma de lanzamiento, la proporción O/F del motor se puede ajustar para lograr una mayor eficiencia.

Aunque el hidrógeno líquido proporciona un alto Isp _, su baja densidad supone una desventaja: ocupa aproximadamente siete veces más volumen por kilogramo que combustibles densos como el queroseno. Por consiguiente, el depósito de combustible, las tuberías y la bomba deben ser de mayor tamaño. Esto aumenta la masa en seco del vehículo, reduciendo su rendimiento. El hidrógeno líquido también es relativamente caro de producir y almacenar, y dificulta el diseño, la fabricación y el funcionamiento del vehículo. Sin embargo, el hidrógeno líquido resulta idóneo para su uso en etapas superiores, donde el _Isp es fundamental y la relación empuje-peso es menos relevante.

Los vehículos de lanzamiento con propelente denso tienen una mayor masa al despegue debido a un menor I _sp , pero pueden generar con mayor facilidad altos empujes al despegue debido al menor volumen de los componentes del motor. Esto significa que los vehículos con etapas propulsoras de combustible denso alcanzan la órbita antes, minimizando las pérdidas por resistencia gravitatoria y reduciendo el requisito efectivo de delta-v .

El cohete tripropelente propuesto utiliza principalmente combustible denso a baja altitud y cambia a hidrógeno a mayor altitud. Estudios de la década de 1960 propusieron vehículos de una sola etapa a órbita que utilizaban esta técnica. ^{[ 12 ]} El transbordador espacial se aproximó a esto utilizando cohetes propulsores sólidos densos para la mayor parte del empuje durante los primeros 120 segundos. Los motores principales quemaban una mezcla rica en combustible de hidrógeno y oxígeno, operando continuamente durante todo el lanzamiento, pero proporcionando la mayor parte del empuje a mayor altitud después del agotamiento de los cohetes propulsores sólidos.

Los propelentes híbridos consisten en un oxidante líquido almacenable que se utiliza con un combustible sólido, lo que conserva la mayoría de las ventajas tanto de los líquidos (alto I _SP ) como de los sólidos (simplicidad).

Un cohete de propulsión híbrida suele tener un combustible sólido y un oxidante líquido o NEMA. El oxidante líquido permite regular la potencia y reiniciar el motor, al igual que en un cohete de combustible líquido. Los cohetes híbridos también pueden ser más seguros para el medio ambiente que los de combustible sólido, ya que algunos oxidantes de fase sólida de alto rendimiento contienen cloro (específicamente compuestos con perclorato de amonio ), en comparación con el oxígeno líquido o el óxido nitroso, más inocuos, que se suelen usar en los híbridos. Esto solo se aplica a sistemas híbridos específicos. Ha habido híbridos que han utilizado compuestos de cloro o flúor como oxidantes y materiales peligrosos como compuestos de berilio mezclados con el grano de combustible sólido. Dado que solo uno de sus componentes es un fluido, los híbridos pueden ser más sencillos que los cohetes de combustible líquido, que dependen de la aceleración del cohete para transportar el fluido a la cámara de combustión. Menos fluidos generalmente significa menos sistemas de tuberías, válvulas y bombas, y de menor tamaño.

Los motores híbridos presentan dos inconvenientes principales. El primero, común a los motores de cohete de combustible sólido, es que la carcasa que rodea el grano de combustible debe estar diseñada para soportar la presión total de la combustión y, a menudo, temperaturas extremas. Sin embargo, las estructuras compuestas modernas solucionan bien este problema, y ​​cuando se utilizan con óxido nitroso y un propulsor de caucho sólido (HTPB), se necesita un porcentaje relativamente pequeño de combustible, por lo que la cámara de combustión no es especialmente grande.

La principal dificultad que persiste en los motores híbridos radica en la mezcla de los propelentes durante el proceso de combustión. En los propelentes sólidos, el oxidante y el combustible se mezclan en fábrica bajo condiciones cuidadosamente controladas. Los propelentes líquidos generalmente se mezclan mediante el inyector en la parte superior de la cámara de combustión, que dirige múltiples corrientes pequeñas y rápidas de combustible y oxidante entre sí. El diseño de inyectores para cohetes de combustible líquido se ha estudiado exhaustivamente y aún presenta dificultades para predecir su rendimiento con precisión. En un motor híbrido, la mezcla se produce en la superficie de fusión o evaporación del combustible. Este proceso no está bien controlado y, por lo general, queda una cantidad considerable de propelente sin quemar ^{[ 13 ]} , lo que limita la eficiencia del motor. La tasa de combustión del combustible está determinada en gran medida por el flujo de oxidante y la superficie expuesta del combustible. Esta tasa de combustión no suele ser suficiente para operaciones de alta potencia, como las etapas de refuerzo, a menos que la superficie o el flujo de oxidante sean elevados. Un flujo de oxidante demasiado alto puede provocar inundaciones y la pérdida de la capacidad de mantener la llama, lo que extingue localmente la combustión. Se puede aumentar la superficie, generalmente mediante granos más largos o múltiples orificios, pero esto puede incrementar el tamaño de la cámara de combustión, reducir la resistencia del grano y disminuir la carga volumétrica. Además, a medida que continúa la combustión, el orificio central del grano (el "orificio") se ensancha y la mezcla tiende a enriquecerse en oxidante.

El desarrollo de motores híbridos ha sido mucho menor que el de motores de combustible sólido y líquido. Para uso militar, la facilidad de manejo y mantenimiento ha impulsado el uso de cohetes de combustible sólido. Para operaciones orbitales, los combustibles líquidos son más eficientes que los híbridos, y la mayor parte del desarrollo se ha concentrado en este ámbito. Recientemente, se ha observado un aumento en el desarrollo de motores híbridos para operaciones suborbitales no militares.

• Varias universidades han experimentado recientemente con cohetes híbridos. La Universidad Brigham Young , la Universidad de Utah y la Universidad Estatal de Utah lanzaron en 1995 un cohete diseñado por estudiantes llamado Unity IV, que utilizaba como combustible sólido el polibutadieno hidroxilado (HTPB) con oxígeno gaseoso como oxidante. En 2003, lanzaron una versión más grande que utilizaba HTPB con óxido nitroso. La Universidad de Stanford investiga motores híbridos de óxido nitroso y parafina . La UCLA ha lanzado cohetes híbridos desde 2009 a través de un grupo de estudiantes de pregrado utilizando HTPB. ^{[ 14 ]}
• El Instituto Tecnológico de Rochester estaba construyendo un cohete híbrido HTPB para lanzar pequeñas cargas útiles al espacio y a varios objetos cercanos a la Tierra. Su primer lanzamiento tuvo lugar en el verano de 2007.
• La nave espacial tripulada Scaled Composites SpaceShipOne , la primera nave espacial privada, estaba propulsada por un cohete híbrido que utilizaba HTPB con óxido nitroso: el RocketMotorOne . El motor de cohete híbrido fue fabricado por SpaceDev . SpaceDev basó parcialmente sus motores en datos experimentales recopilados durante las pruebas de los motores de AMROC (American Rocket Company) en el banco de pruebas E1 del Centro Espacial Stennis de la NASA .
• El Sistema de Lanzamiento Espacial (SLS) utilizado por la NASA es un cohete híbrido que emplea dos propulsores de combustible sólido que queman polibutadieno acrilonitrilo (PBAN) y cuatro motores alimentados con oxígeno líquido e hidrógeno líquido, que representan el núcleo y las etapas superiores del cohete. ^{[ 15 ] [ 16 ]} El SLS se está utilizando para las misiones Artemis en curso , habiendo realizado con éxito el lanzamiento de Artemis I en noviembre de 2022 y de Artemis II en abril de 2026. ^{[ 17 ] [ 18 ]}

El GOX (oxígeno gaseoso) se utilizó como oxidante para el sistema de maniobra orbital del programa Buran .

Los propulsores iónicos ionizan un gas neutro y generan empuje al acelerar los iones mediante campos eléctricos o magnéticos . Se han utilizado en diversos proyectos, como las misiones Dawn y Dart de la NASA y los satélites Starlink de SpaceX . ^{[ 19 ] [ 20 ] [ 21 ]}

Los cohetes térmicos utilizan propelentes inertes de bajo peso molecular que son químicamente compatibles con el mecanismo de calentamiento a altas temperaturas. Los cohetes térmicos solares y nucleares suelen emplear hidrógeno líquido para un impulso específico de entre 600 y 900 segundos, o en algunos casos agua que se expulsa como vapor para un impulso específico de unos 190 segundos. Los cohetes térmicos nucleares utilizan el calor de la fisión nuclear para añadir energía al propelente. Algunos diseños separan el combustible nuclear del fluido de trabajo, minimizando así el riesgo de contaminación radiactiva, pero la pérdida de combustible nuclear fue un problema persistente durante los programas de pruebas reales. Los cohetes térmicos solares utilizan luz solar concentrada para calentar un propelente, en lugar de un reactor nuclear.

Para aplicaciones de bajo rendimiento, como los propulsores de control de actitud , se han empleado gases comprimidos como el nitrógeno . ^{[ 22 ]} La energía se almacena en la presión del gas inerte. Sin embargo, debido a la baja densidad de todos los gases prácticos y la gran masa del recipiente a presión necesario para contenerlo, los gases comprimidos se utilizan poco en la actualidad. Una aplicación del gas comprimido como combustible para cohetes es en los cohetes de agua ; se utiliza aire comprimido para expulsar la masa de reacción, el agua, de la botella de plástico que sirve como cuerpo del cohete.