Cohete de propulsión sólida

Un cohete de propulsión sólida es un cohete con un motor que utiliza propelentes sólidos ( combustible / oxidante ). Los primeros cohetes fueron de combustible sólido, impulsados ​​por pólvora . El origen de los cohetes de pólvora en la guerra se atribuye a los chinos medievales, y en el siglo XIII, los mongoles desempeñaron un papel fundamental en su adopción en Occidente. ^{[ 1 ]}

Hasta el siglo XX, todos los cohetes utilizaban algún tipo de propulsor sólido o en polvo, hasta que los cohetes de propulsor líquido ofrecieron alternativas más eficientes y controlables. Gracias a su sencillez y fiabilidad, los cohetes de combustible sólido se siguen utilizando hoy en día en armamento militar en todo el mundo, en cohetes modelo , en propulsores de cohetes de combustible sólido y en aplicaciones de mayor envergadura.

Dado que los cohetes de combustible sólido pueden permanecer almacenados durante un período prolongado sin una degradación significativa del propulsor, y dado que casi siempre se lanzan de forma fiable, se han utilizado con frecuencia en aplicaciones militares como misiles . El menor rendimiento de los propulsores sólidos (en comparación con los líquidos) no favorece su uso como propulsión principal en los vehículos de lanzamiento modernos de tamaño mediano a grande que se utilizan habitualmente para satélites comerciales y grandes sondas espaciales. Sin embargo, los sólidos se utilizan con frecuencia como propulsores auxiliares para aumentar la capacidad de carga útil o como etapas superiores adicionales estabilizadas por rotación cuando se requieren velocidades superiores a las normales. Los cohetes sólidos se utilizan como vehículos de lanzamiento ligeros para cargas útiles en órbita terrestre baja (LEO) de menos de 2 toneladas o cargas útiles de escape de hasta 500 kilogramos (1100 lb) . ^{[ 2 ] [ 3 ]} 

Un motor cohete sólido simple consta de una carcasa, una boquilla , un grano ( carga propulsora ) y un ignitor .

La masa sólida de grano se quema de forma predecible para producir gases de escape, cuyo flujo se describe mediante el flujo de Taylor-Culick . Las dimensiones de la tobera se calculan para mantener una presión de cámara de diseño, a la vez que se genera empuje a partir de los gases de escape.

Una vez encendido, un motor de cohete sólido simple no se puede apagar, ya que contiene todos los ingredientes necesarios para la combustión dentro de la cámara donde se queman. Los motores de cohete sólido más avanzados se pueden regular , o apagar ^{[ 4 ]} y volver a encender, controlando la geometría de la tobera o mediante el uso de puertos de ventilación. Además, existen motores de cohete pulsados ​​que se queman por segmentos y que se pueden encender a voluntad.

Los diseños modernos también pueden incluir una tobera orientable para guiado, aviónica , dispositivos de recuperación ( paracaídas ), mecanismos de autodestrucción , APU , motores tácticos controlables, motores de desvío y control de actitud controlables y materiales de gestión térmica.

Los chinos de la dinastía Song medieval inventaron el cohete de propulsión sólida. ^{[ 5 ]} Las ilustraciones y descripciones del tratado militar chino del siglo XIV Huolongjing , del escritor y filósofo militar de la dinastía Ming, Jiao Yu, confirman que los chinos en 1232 utilizaron cohetes de propulsión sólida, entonces conocidos como " flechas de fuego ", para repeler a los mongoles durante el asedio de Kaifeng (1232) . ^{[ 6 ] [ 7 ]} Cada flecha tenía la forma de un simple tubo de cohete de propulsión sólida lleno de pólvora. Un extremo abierto permitía la salida del gas y estaba unido a un palo largo que actuaba como sistema de guía para el control de la dirección de vuelo. ^{[ 7 ] [ 6 ]}

Los primeros cohetes con tubos de hierro fundido fueron utilizados por el Reino de Mysore bajo el mando de Hyder Ali y Tipu Sultan en la década de 1750. Estos cohetes tenían un alcance de hasta dos kilómetros y medio. Fueron extremadamente efectivos en la Segunda Guerra Anglo-Mysoreana , que culminó en una humillante derrota para la Compañía Británica de las Indias Orientales . La noticia del éxito de los cohetes de Mysore contra los británicos impulsó la investigación en Inglaterra, Francia, Irlanda y otros lugares. Cuando los británicos finalmente conquistaron el fuerte de Srirangapatana en 1799, cientos de cohetes fueron enviados al Arsenal Real cerca de Londres para su ingeniería inversa. Esto condujo a la primera fabricación industrial de cohetes militares con el cohete Congreve en 1804. ^{[ 8 ]}

En 1921, el laboratorio soviético de investigación y desarrollo Laboratorio de Dinámica de Gases comenzó a desarrollar cohetes de propulsor sólido, lo que resultó en el primer lanzamiento en 1928, que voló aproximadamente 1300 metros. ^{[ 9 ]} Estos cohetes se utilizaron en 1931 para el primer uso exitoso en el mundo de cohetes para ayudar al despegue de aeronaves . ^{[ 10 ]} La investigación continuó desde 1933 por el Instituto de Investigación Científica Reactiva (RNII) con el desarrollo de los cohetes RS-82 y RS-132 , incluyendo el diseño de varias variantes para combate tierra-aire, tierra-tierra, aire-tierra y aire-aire. ^{[ 11 ]} El primer uso conocido por la Fuerza Aérea Soviética de cohetes antiaéreos no guiados lanzados desde aeronaves en combate contra aeronaves más pesadas que el aire tuvo lugar en agosto de 1939 , durante la Batalla de Khalkhin Gol . ^{[ 11 ]} En junio de 1938, la RNII comenzó a desarrollar un lanzacohetes múltiple basado en el cohete RS-132. ^{[ 12 ]} En agosto de 1939, el producto final fue el lanzacohetes BM-13 / Katyusha . Hacia finales de 1938 se llevaron a cabo las primeras pruebas significativas a gran escala de los lanzacohetes, en las que se utilizaron 233 cohetes de varios tipos. Una salva de cohetes podía abarcar completamente un objetivo a una distancia de 5500 metros (3,4 millas) . Al final de la Segunda Guerra Mundial, la producción total de lanzacohetes alcanzó aproximadamente los 10 000. ^{[ 13 ]} con 12 millones de cohetes del tipo RS producidos para las fuerzas armadas soviéticas. ^{[ 14 ]} 

En Estados Unidos, los modernos motores cohete de combustible sólido de material compuesto moldeable fueron inventados por el ingeniero aeroespacial estadounidense Jack Parsons en Caltech en 1942, cuando reemplazó el propelente de doble base con asfalto para techos y perclorato de potasio . Esto hizo posible la creación de motores cohete de combustión lenta de tamaño adecuado y con una vida útil suficiente para aplicaciones de despegue asistido por chorro. Charles Bartley , empleado en el JPL (Caltech), sustituyó el asfalto viscoso por caucho sintético curable , creando un grano de propelente flexible pero geométricamente estable que soportaba la carga y se unía firmemente a la carcasa del motor. Esto hizo posible la creación de motores cohete de combustible sólido mucho más grandes. Atlantic Research Corporation mejoró significativamente el propelente compuesto I _sp en 1954 al aumentar la cantidad de aluminio en polvo en el propelente hasta un 20%. ^{[ 15 ]}

La tecnología de cohetes de propulsión sólida experimentó su mayor impulso en innovación técnica, tamaño y capacidad gracias a las diversas iniciativas gubernamentales de mediados del siglo XX para desarrollar misiles militares cada vez más avanzados. Tras los diseños iniciales de tecnología militar de misiles balísticos con cohetes de propulsión líquida en las décadas de 1940 y 1950, tanto la Unión Soviética como Estados Unidos emprendieron importantes iniciativas para desarrollar misiles balísticos locales , regionales e intercontinentales de propulsión sólida, incluyendo misiles que podían lanzarse desde el aire o el mar . Muchos otros gobiernos también desarrollaron estas tecnologías militares durante los siguientes 50 años.

Desde finales de la década de 1980 hasta 2020, estas tecnologías de cohetes sólidos de alta capacidad, desarrolladas por el gobierno, se han aplicado a los vuelos espaciales orbitales mediante numerosos programas gubernamentales , principalmente como cohetes propulsores para añadir empuje adicional durante el ascenso inicial de sus vehículos de lanzamiento de cohetes, que utilizan principalmente combustible líquido . Algunos diseños también han contado con etapas superiores de cohetes sólidos. Ejemplos que volaron en la década de 2010 incluyen el Ariane 5 europeo, el Atlas V y el transbordador espacial estadounidenses , y el H-II japonés .

Los motores de cohete sólido más grandes jamás construidos fueron los tres motores sólidos monolíticos de 6,60 metros (260 pulgadas) de Aerojet fundidos en Florida. ^{[ 16 ]} Los motores 260 SL-1 y SL-2 tenían 6,63 metros (261 pulgadas) de diámetro, 24,59 metros (80 pies 8 pulgadas) de largo, pesaban 842.900 kilogramos (1.858.300 libras) y tenían un empuje máximo de 16 MN (3.500.000 libras) . La duración de la combustión era de dos minutos. La garganta de la tobera era lo suficientemente grande como para caminar a través de ella de pie. El motor era capaz de servir como reemplazo 1:1 para la primera etapa de propulsión líquida de 8 motores del Saturno I, pero nunca se usó como tal. El motor 260 SL-3 era de longitud y peso similares, pero tenía un empuje máximo de 24 MN (5.400.000 libras) y una duración más corta.         

El diseño comienza con el impulso total requerido, que determina la masa de combustible y oxidante . A continuación, se eligen la geometría y la composición química del grano para satisfacer las características requeridas del motor.

Se seleccionan o resuelven simultáneamente los siguientes problemas. Los resultados son las dimensiones exactas para las geometrías del grano, la boquilla y la carcasa:

• El grano se quema a una velocidad predecible, dada su superficie y la presión de la cámara. ^{[ 17 ]}
• La presión en la cámara viene determinada por el diámetro de la garganta de la boquilla y la velocidad de combustión del grano.
• La presión admisible en la cámara depende del diseño de la carcasa.
• El tiempo de combustión viene determinado por el "espesor de la red" del grano.

El grano puede estar o no adherido a la carcasa. Los motores con carcasa adherida son más difíciles de diseñar, ya que la deformación de la carcasa y del grano durante el vuelo deben ser compatibles.

Los modos de fallo más comunes en los motores de cohete de combustible sólido incluyen la fractura del grano, el fallo de la unión de la carcasa y la formación de burbujas de aire en el grano. Todos estos fallos provocan un aumento instantáneo de la superficie de combustión y, en consecuencia, un aumento de la tasa y la presión de los gases de escape, lo que puede provocar la rotura de la carcasa.

Otro modo de fallo es la rotura del sello de la carcasa . Se requieren sellos en las carcasas que deben abrirse para cargar el grano. Una vez que falla un sello, el gas caliente erosiona la vía de escape y provoca la rotura. Esta fue la causa del desastre del transbordador espacial Challenger .

El combustible sólido para cohetes se deflagra desde la superficie del propulsor expuesto en la cámara de combustión. De esta manera, la geometría del propulsor dentro del motor del cohete juega un papel importante en el rendimiento general del motor. A medida que la superficie del propulsor se quema, la forma evoluciona (un tema de estudio en balística interna), cambiando con mayor frecuencia el área de la superficie del propulsor expuesta a los gases de combustión. Dado que el volumen del propulsor es igual al área de la sección transversal${\displaystyle A_{s}}$multiplicado por la longitud del combustible, la tasa de consumo volumétrico de propulsor es el área de la sección transversal multiplicada por la tasa de combustión lineal.${\displaystyle {\dot {b}}}$y el caudal másico instantáneo de gases de combustión generados es igual al caudal volumétrico multiplicado por la densidad del combustible.${\displaystyle \rho }$:

${\displaystyle {\dot {m}}=\rho \cdot A_{s}\cdot {\dot {b}}}$

En función de la aplicación y la curva de empuje deseada, se suelen utilizar diversas configuraciones geométricas :

• 
  Simulación de perforación circular
• 
  Simulación de ranura C
• 
  simulación de quemador lunar
• 
  Simulación finocyl de 5 puntos

• Orificio circular: si está en configuración BATES , produce una curva de empuje progresiva-regresiva.
• Quemador final: el propulsor se quema de un extremo axial al otro, produciendo una combustión prolongada y constante, aunque presenta dificultades térmicas y un desplazamiento del centro de gravedad (CG).
• Ranura en C: propulsor con una gran cuña recortada en el lateral (en dirección axial), que produce un empuje regresivo bastante prolongado, aunque presenta dificultades térmicas y características de centro de gravedad asimétricas.
• Quemador lunar: el orificio circular descentrado produce una combustión prolongada progresiva-regresiva, aunque tiene características de centro de gravedad ligeramente asimétricas.
• Finocilo: generalmente tiene forma de estrella de 5 o 6 patas y puede producir un empuje muy nivelado, con una combustión un poco más rápida que la de un cañón circular debido a su mayor superficie.

La carcasa puede estar fabricada con diversos materiales. El cartón se utiliza para pequeños motores de modelismo que funcionan con pólvora negra , mientras que el aluminio se emplea para motores de mayor tamaño que utilizan combustible compuesto. El acero se utilizó para los propulsores del transbordador espacial . Las carcasas de epoxi de grafito bobinadas con filamentos se utilizan para motores de alto rendimiento.

La carcasa debe diseñarse para soportar la presión y las tensiones resultantes del motor del cohete, posiblemente a temperaturas elevadas. A efectos de diseño, la carcasa se considera un recipiente a presión .

Para proteger la carcasa de los gases calientes corrosivos, a menudo se utiliza un revestimiento térmico de sacrificio en el interior de la misma, que se desgasta para prolongar la vida útil de la carcasa del motor.

Un diseño convergente-divergente acelera los gases de escape fuera de la tobera para producir empuje. La tobera debe estar construida con un material que pueda soportar el calor del flujo de gases de combustión. A menudo, se utilizan materiales resistentes al calor a base de carbono, como grafito amorfo o carbono reforzado .

Algunos diseños incluyen el control direccional del escape. Esto se puede lograr mediante el giro de la tobera , como en los cohetes propulsores sólidos del transbordador espacial, mediante el uso de aletas de chorro en el escape, como en el cohete V-2 , o mediante la vectorización del empuje por inyección líquida (LITV).

La LITV consiste en inyectar un líquido en el flujo de escape después de la garganta de la tobera. El líquido se vaporiza y, en la mayoría de los casos, reacciona químicamente, lo que añade flujo másico a un lado del flujo de escape y, por lo tanto, proporciona un momento de control. Por ejemplo, los propulsores sólidos Titan III C inyectaban tetróxido de dinitrógeno para la LITV; los tanques se pueden ver a los lados del cohete entre la etapa central principal y los propulsores. ^{[ 18 ]}

La primera etapa de uno de los primeros misiles Minuteman utilizaba un único motor con cuatro toberas articuladas para proporcionar control de cabeceo, guiñada y alabeo.

Un motor de primera etapa típico y bien diseñado de propulsor compuesto de perclorato de amonio (APCP) puede tener un impulso específico en el vacío ( I _sp ) tan alto como 285,6 segundos (2,801 km/s) (Titan IVB SRMU). ^{[ 19 ]} Esto se compara con 339,3 s (3,327 km/s) para RP1/LOX (RD-180) ^{[ 20 ]} y 452,3 s (4,436 km/s) para LH ₂ /LOX (Block II RS-25 ) ^{[ 21 ]} motores bipropelentes. Los impulsos específicos de la etapa superior son algo mayores: hasta 303,8 s (2,979 km/s) para APCP (Orbus 6E), ^{[ 22 ]} 359 s (3,52 km/s) para RP1/LOX (RD-0124) ^{[ 23 ]} y 465,5 s (4,565 km/s) para LH ₂ /LOX (RL10B-2). ^{[ 24 ]}           

Las fracciones de propelente suelen ser algo más elevadas en las primeras etapas de propelente sólido (no segmentado) que en las etapas superiores. La primera etapa Castor 120 de 53.000 kilogramos (117.000 lb) tiene una fracción de masa de propulsor del 92,23%, mientras que la etapa superior Castor 30 de 14.000 kilogramos (31.000 lb), desarrollada para el vehículo de lanzamiento Taurus II COTS (Commercial Off The Shelf) (para el reabastecimiento de la Estación Espacial Internacional) de Orbital Science, tiene una fracción de propulsor del 91,3%, con una carcasa del motor de epoxi de grafito del 2,9%, una boquilla, un ignitor y un actuador de vector de empuje del 2,4%, y un hardware no motor del 3,4% que incluye elementos como el soporte de carga útil, el adaptador entre etapas, el canal de cables, la instrumentación, etc. Castor 120 y Castor 30 tienen 2,36 y 2,34 metros (93 y 92 pulgadas) de diámetro, respectivamente, y sirven como etapas en los vehículos de lanzamiento comerciales Athena IC e IIC. En 1998, el cohete Athena II, de cuatro etapas y que utilizaba motores Castor 120 como primera y segunda etapa, se convirtió en el primer vehículo de lanzamiento desarrollado comercialmente en lanzar una sonda lunar ( Lunar Prospector ).   

Los cohetes de combustible sólido pueden proporcionar un alto empuje a un costo relativamente bajo. Por esta razón, se han utilizado como etapas iniciales en cohetes (por ejemplo, el Transbordador Espacial ), reservando los motores de alto impulso específico, especialmente los menos masivos alimentados con hidrógeno, para etapas superiores. Además, los cohetes de combustible sólido tienen una larga historia como etapa de impulso final para satélites debido a su simplicidad, confiabilidad, compacidad y fracción de masa razonablemente alta . ^{[ 25 ]} A veces se agrega un motor de cohete de combustible sólido estabilizado por giro cuando se requiere velocidad adicional, como para una misión a un cometa o al sistema solar exterior, porque un rotor no requiere un sistema de guía (en la etapa recién agregada). La extensa familia de motores espaciales Star de Thiokol, en su mayoría con carcasa de titanio , se ha utilizado ampliamente, especialmente en vehículos de lanzamiento Delta y como etapas superiores estabilizadas por giro para lanzar satélites desde la bodega de carga del Transbordador Espacial. Los motores Star tienen fracciones de propulsor tan altas como 94,6%, pero las estructuras y equipos adicionales reducen la fracción de masa operativa en un 2% o más.

Los propelentes sólidos de cohete de mayor rendimiento se utilizan en misiles estratégicos de gran tamaño ( _a diferencia de los vehículos de lanzamiento comerciales). _{El HMX, C₄H₈N₄(NO₂)₄ ,} una nitramina con mayor _energía que _el perclorato de amonio, se utilizó en el propelente del misil balístico intercontinental Peacekeeper y es el ingrediente principal del propelente NEPE-75 utilizado en el misil balístico de flota Trident II D-5. ^{[ 26 ]} Es debido al riesgo de explosión que los propelentes sólidos militares de mayor energía que contienen HMX no se utilizan en vehículos de lanzamiento comerciales, excepto cuando el LV es un misil balístico adaptado que ya contiene propelente HMX (Minotaur IV y V basados ​​en los misiles balísticos intercontinentales Peacekeeper retirados). _[ ^{27 ] La} _{​​Estación de} Armas Aeronavales en China Lake, California, desarrolló un nuevo compuesto, C₆H₆N₆ ₍ NO₂ ) ₆ _, llamado simplemente CL-20 (compuesto ^n.° ₂₀ de China Lake ). En comparación con el HMX, el CL-20 tiene un 14 % más de energía por masa, un 20 % más de energía por volumen y una mayor relación oxígeno-combustible. ^{[ 28 ]} Una de las motivaciones para el desarrollo de estos propulsores sólidos militares de muy alta densidad energética es lograr la capacidad ABM exoatmosférica de trayectoria intermedia desde misiles lo suficientemente pequeños como para caber en los tubos de lanzamiento verticales bajo cubierta de los buques existentes y en los tubos de lanzamiento montados en camiones aerotransportados. El propulsor CL-20 que cumple con la ley de municiones insensibles (IM) del Congreso de 2004 ha sido probado y puede, a medida que su costo disminuya, ser adecuado para su uso en vehículos de lanzamiento comerciales, con un aumento muy significativo en el rendimiento en comparación con los propulsores sólidos APCP actualmente preferidos. Con un impulso específico de 309 s ya demostrado por la segunda etapa del Peacekeeper usando propelente HMX, se puede esperar que la mayor energía del propelente CL-20 aumente el impulso específico a alrededor de 320 s en aplicaciones similares de etapas superiores de vehículos de lanzamiento o misiles balísticos intercontinentales, sin el riesgo explosivo del HMX. ^{[ 29 ]}

Una característica atractiva para uso militar es la capacidad de que el propulsor sólido para cohetes permanezca cargado en el cohete durante largos períodos de tiempo y luego pueda ser lanzado de manera confiable en cualquier momento.

Los motores de cohete de propulsión sólida se pueden adquirir para su uso en cohetería de modelismo ; normalmente son pequeños cilindros de combustible de pólvora negra con una boquilla integrada y, opcionalmente, una pequeña carga que se activa cuando se agota el propulsor tras un retardo. Esta carga se puede usar para activar una cámara o desplegar un paracaídas . Sin esta carga y el retardo, el motor puede encender una segunda etapa (solo con pólvora negra).

En la cohetería amateur , los propelentes "de caramelo" son comunes porque ofrecen relativa seguridad y facilidad de producción, ingredientes que están fácilmente disponibles para el público y un impulso específico mayor que los motores de pólvora negra.

En cohetería de potencia media y alta , se utilizan ampliamente motores APCP de fabricación comercial. Estos pueden diseñarse como desechables o recargables. Existen varios fabricantes que ofrecen impulsos que van desde la clase "A" (1,26  Ns–2,50  Ns) hasta la clase "O" (20,48  kNs–40,96  kNs). Se fabrican con diámetros estandarizados y longitudes variables según el impulso requerido. Los diámetros estándar son 13, 18, 24, 29, 38, 54, 75, 98 y 150 milímetros. Se dispone de diferentes formulaciones de propulsor para generar distintos perfiles de empuje, así como efectos especiales como llamas de colores, estelas de humo o grandes cantidades de chispas (producidas mediante la adición de esponja de titanio a la mezcla).

• Formulaciones de combustible respetuosas con el medio ambiente, como el propulsor ALICE.
• Estatorreactores con combustible sólido
• Diseños de empuje variable basados ​​en geometría de boquilla variable
• Cohetes híbridos que utilizan combustible sólido y oxidante líquido o gaseoso regulable.

• A. Davenas, ed. (1992). Tecnología de propulsión de cohetes sólidos . Pergamon. ISBN 978-0080409993.

• Página de propulsión de cohetes de Robert A. Braeunig
• Propulsores sólidos compuestos Astronautix
• Ariane 5 SRB
• Asociación de Cohetería de Alta Potencia para Aficionados
• Nakka-Rocketry (Cálculos de diseño y formulaciones de propelentes)
• cohete de azúcar de 5 centavos
• Cohetería práctica archivada el 18 de junio de 2006 en Wayback Machine .
• Cohetería práctica de la NASA