Cohete de propulsante híbrido

Un cohete de propulsante híbrido es un cohete con un motor de cohete que utiliza propulsantes de cohete en dos fases diferentes: uno sólido y el otro gaseoso o líquido . El concepto de cohete híbrido se remonta a principios de la década de 1930.

Los cohetes híbridos evitan algunas de las desventajas de los cohetes sólidos , como los peligros del manejo del propulsante, al mismo tiempo que evitan algunas desventajas de los cohetes líquidos, como su complejidad mecánica. ^[1] Debido a que es difícil que el combustible y el oxidante se mezclen íntimamente (al ser diferentes estados de la materia), los cohetes híbridos tienden a fallar de manera más benigna que los líquidos o sólidos. Al igual que los motores de cohetes líquidos, los motores de cohetes híbridos se pueden apagar fácilmente y el empuje es regulable. El rendimiento teórico del impulso específico ( ) de los híbridos es generalmente mayor que el de los motores sólidos y menor que el de los motores líquidos. Se ha medido hasta 400 s en un cohete híbrido que usa combustibles metalizados. ^[2] Los sistemas híbridos son más complejos que los sólidos, pero evitan los peligros significativos de la fabricación, el envío y la manipulación de los motores de cohetes sólidos al almacenar el oxidante y el combustible por separado.${\displaystyle I_{sp}}$${\displaystyle I_{sp}}$

El primer trabajo sobre cohetes híbridos se realizó a principios de la década de 1930 en el Grupo Soviético para el Estudio del Movimiento Reactivo . Mikhail Klavdievich Tikhonravov , quien más tarde supervisaría el diseño del Sputnik I y el programa Luna , fue responsable del primer lanzamiento de cohete propulsado híbrido, el GIRD-9, el 17 de agosto de 1933, que alcanzó una altitud de 400 metros (1300 pies). ^{[3] [4]} A fines de la década de 1930 en IG Farben en Alemania y simultáneamente en la California Rocket Society en los Estados Unidos. Leonid Andrussow , trabajando en Alemania, teorizó sobre cohetes de propulsante híbrido. O. Lutz, W. Noeggerath y Andrussow probaron un motor de cohete híbrido de 10 kilonewton (2200 lbf) utilizando carbón y N ₂ O gaseoso como propulsores. Oberth también trabajó en un motor de cohete híbrido que utilizaba óxido nitroso como oxidante y grafito como combustible. El alto calor de sublimación del carbono impedía que estos motores de cohete funcionaran de manera eficiente, ya que daba como resultado una tasa de combustión insignificante. ^[5]

En la década de 1940, la California Pacific Rocket Society utilizó LOX en combinación con varios tipos de combustible diferentes, incluidos madera, cera y caucho. La prueba más exitosa de estas fue con el combustible de caucho, que sigue siendo el combustible dominante en uso hoy en día. En junio de 1951, un cohete de LOX / caucho voló a una altitud de 9 kilómetros (5,6 millas). ^[5]

En la década de 1950 se llevaron a cabo dos importantes esfuerzos. Uno de ellos fue el de G. Moore y K. Berman, de General Electric . El dúo utilizó peróxido de alto contenido en 90 % (HTP, o H2O2 ₎ y polietileno (PE) en un diseño de grano de varilla y tubo. De su trabajo sacaron varias conclusiones importantes. El grano de combustible se quemó _de manera uniforme. Las grietas en el grano no afectaron a la combustión, como ocurre con los motores de cohetes sólidos. No se observaron arranques duros (un arranque duro es un pico de presión que se observa cerca del momento de la ignición, típico de los motores de cohetes líquidos). La superficie del combustible actuó como un soporte de llama, lo que fomentó una combustión estable. El oxidante se podía regular con una válvula, y una alta relación oxidante-combustible ayudó a simplificar la combustión. Las observaciones negativas fueron las bajas tasas de combustión y que la inestabilidad térmica del peróxido era problemática por razones de seguridad. Otro esfuerzo que se produjo en la década de 1950 fue el desarrollo de un híbrido inverso. En un motor de cohete híbrido estándar, el material sólido es el combustible. En un motor de cohete híbrido inverso, el oxidante es sólido. William Avery, del Laboratorio de Física Aplicada, utilizó combustible para aviones y nitrato de amonio , seleccionados por su bajo costo. Su relación O/F fue de 0,035, que era 200 veces menor que la relación utilizada por Moore y Berman. ^[5]

En 1953, la Pacific Rocket Society (fundada en 1943) estaba desarrollando el XDF-23, un cohete híbrido de 10 x 183 centímetros (4 x 72 pulgadas), diseñado por Jim Nuding, que utilizaba oxígeno líquido y un polímero de caucho llamado " Tiokol ". Ya habían probado otros combustibles en iteraciones anteriores, incluidos algodón, parafina y madera. El nombre XDF en sí proviene de " abeto Douglas experimental " de una de las primeras unidades. ^[6]

En la década de 1960, las organizaciones europeas también comenzaron a trabajar en cohetes híbridos. ONERA , con sede en Francia, y Volvo Flygmotor , con sede en Suecia, desarrollaron cohetes de sondeo utilizando tecnología de motor de cohete híbrido. El grupo ONERA se centró en un motor de cohete hipergólico , utilizando ácido nítrico y un combustible de amina, desarrollando el cohete de sondeo LEX . ^{[7] [8] [9]} La compañía voló ocho cohetes: uno en abril de 1964, tres veces en junio de 1965 y cuatro veces en 1967. La altitud máxima que alcanzaron los vuelos fue de más de 100 kilómetros (62 mi). ^[5] El grupo Volvo Flygmotor también utilizó una combinación de propulsores hipergólicos. También utilizaron ácido nítrico para su oxidante, pero utilizaron Tagaform (polibutadieno con una amina aromática) como combustible. Su vuelo fue en 1969, elevando una carga útil de 20 kilogramos (44 lb) a 80 kilómetros (50 mi). ^[5]

Mientras tanto, en Estados Unidos, United Technologies Center (División de Sistemas Químicos) y Beech Aircraft estaban trabajando en un avión _no tripulado supersónico, conocido como Sandpiper. Utilizaba MON -25 (mezcla de 25% NO , 75% N2O4 ) como oxidante y polimetilmetacrilato ( PMM ) y Mg como combustible. El avión no _tripulado voló seis veces en 1968, durante más de 300 segundos y a una altitud superior a 160 kilómetros (100 millas). La segunda iteración del cohete, conocida como HAST, tenía IRFNA -PB/ PMM como propulsores y era regulable en un rango de 10/1. El HAST podía transportar una carga útil más pesada que el Sandpiper. Otra iteración, que utilizaba la misma combinación de propulsores que el HAST, fue desarrollada por Chemical Systems Division y Teledyne Aircraft. El desarrollo de este programa finalizó a mediados de la década de 1980. La División de Sistemas Químicos también trabajó en una combinación de propulsores de litio y FLOx (mezcla de F ₂ y O ₂ ). Se trataba de un cohete hipergólico eficiente que podía regularse. El impulso específico de vacío era de 380 segundos con una eficiencia de combustión del 93 %. ^[5]

La American Rocket Company (AMROC) desarrolló los cohetes híbridos más grandes jamás creados a finales de los años 1980 y principios de los años 1990. La primera versión de su motor, que se puso a funcionar en el Laboratorio Phillips de la Fuerza Aérea , produjo 312.000 newtons (70.000 lbf) de empuje durante 70 segundos con una combinación de propulsores de LOX y caucho de polibutadieno con terminación en hidroxilo (HTPB). La segunda versión del motor, conocida como H-250F, produjo más de 1.000.000 newtons (220.000 lbf) de empuje. ^[5]

Korey Kline de Environmental Aeroscience Corporation (eAc) disparó por primera vez un híbrido de oxígeno gaseoso y caucho en 1982 en Lucerne Dry Lake , California, después de discutir la tecnología con Bill Wood, ex empleado de Westinghouse . ^[10] Las primeras pruebas híbridas de SpaceShipOne fueron realizadas con éxito por Kline y eAc en Mojave, California. ^[11]

En 1994, la Academia de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos hizo volar un cohete sonda híbrido a una altitud de 5 kilómetros (3,1 millas). El cohete de 6,4 metros (21 pies) usaba HTPB y LOX como propulsor, y alcanzó un empuje máximo de 4400 newtons (990 lbf) y tuvo una duración de empuje de 16 segundos. ^[5]

En su forma más simple, un cohete híbrido consta de un recipiente a presión (tanque) que contiene el oxidante líquido , la cámara de combustión que contiene el propulsor sólido y un dispositivo mecánico que separa los dos. Cuando se desea empuje, se introduce una fuente de ignición adecuada en la cámara de combustión y se abre la válvula. El oxidante líquido (o gas) fluye hacia la cámara de combustión donde se vaporiza y luego reacciona con el propulsor sólido. La combustión ocurre en una llama de difusión de capa límite adyacente a la superficie del propulsor sólido.

En general, el propulsor líquido es el oxidante y el propulsor sólido es el combustible , ya que los oxidantes sólidos son extremadamente peligrosos y tienen un rendimiento inferior al de los oxidantes líquidos. Además, el uso de un combustible sólido, como el polibutadieno con terminación hidroxilo (HTPB) o la cera de parafina , permite la incorporación de aditivos de combustible de alta energía, como aluminio, litio o hidruros metálicos .

La ecuación que rige la combustión de cohetes híbridos muestra que la tasa de regresión depende de la tasa de flujo de masa del oxidante, lo que significa que la velocidad a la que se quemará el combustible es proporcional a la cantidad de oxidante que fluye a través del puerto. Esto difiere de un motor de cohete sólido, en el que la tasa de regresión es proporcional a la presión de la cámara del motor. ^[5]

${\displaystyle {\dot {r}}=a_{o}G_{o}^{n}}$

donde es la tasa de regresión, a _o es el coeficiente de tasa de regresión (que incorpora la longitud del grano), G _o es la tasa de flujo de masa del oxidante y n es el exponente de la tasa de regresión. ^[5]${\displaystyle {\punto {r}}}$

A medida que el motor se quema, el aumento del diámetro del puerto de combustible da como resultado un aumento del caudal másico de combustible. Este fenómeno hace que la relación oxidante-combustible (O/F) cambie durante la combustión. El aumento del caudal másico de combustible se puede compensar aumentando también el caudal másico de oxidante. Además de que la O/F varía en función del tiempo, también varía en función de la posición en el grano de combustible. Cuanto más cerca esté la posición de la parte superior del grano de combustible, mayor será la relación O/F. Dado que la O/F varía a lo largo del puerto, puede existir un punto llamado punto estequiométrico en algún punto en el grano. ^[5]

Los motores de cohetes híbridos presentan algunas ventajas obvias y otras sutiles con respecto a los cohetes de combustible líquido y los cohetes de combustible sólido . A continuación se ofrece un breve resumen de algunas de ellas:

• Mecánicamente más simple: requiere solo un único propulsor líquido, lo que da como resultado menos tuberías, menos válvulas y operaciones más simples.
• Combustible más denso: los combustibles en fase sólida generalmente tienen mayor densidad que aquellos en fase líquida, lo que reduce el volumen general del sistema.
• Aditivos metálicos: los metales reactivos como el aluminio, el magnesio , el litio o el berilio se pueden incluir fácilmente en el grano de combustible aumentando el impulso específico ( ), la densidad o ambos.${\displaystyle I_{sp}}$
• Inestabilidades de combustión: los cohetes híbridos generalmente no presentan inestabilidades de combustión de alta frecuencia que afectan a los cohetes líquidos debido a que el grano de combustible sólido rompe las ondas acústicas que de otro modo se reflejarían en una cámara de combustión de motor líquido abierta.
• Presurización del propulsor: una de las partes más difíciles de diseñar de un sistema de cohete líquido son las turbobombas . El diseño de las turbobombas es complejo, ya que deben bombear y mantener separados de manera precisa y eficiente dos fluidos de diferentes propiedades en proporciones precisas a caudales volumétricos muy altos, a menudo temperaturas criogénicas y productos químicos altamente volátiles mientras queman esos mismos fluidos para impulsarse. Los híbridos tienen mucho menos fluido para mover y a menudo se pueden presurizar mediante un sistema de purga (que sería prohibitivamente pesado en un cohete líquido) u oxidantes autopresurizados (como N ₂ O ).
• Refrigeración: los cohetes líquidos suelen depender de uno de los propulsores, normalmente el combustible, para enfriar la cámara de combustión y la tobera debido a los altísimos flujos de calor y la vulnerabilidad de las paredes metálicas a la oxidación y al agrietamiento por tensión. Los cohetes híbridos tienen cámaras de combustión revestidas con el propulsor sólido que las protege de los gases del producto. Sus toberas suelen estar revestidas de grafito o recubiertas de materiales ablativos, de forma similar a los motores de cohetes sólidos. El diseño, la construcción y las pruebas de los flujos de refrigeración líquida son complejos, lo que hace que el sistema sea más propenso a fallar.

• Superior teórico : Posible debido a los límites de los oxidantes sólidos conocidos en comparación con los oxidantes líquidos utilizados con frecuencia.${\displaystyle I_{sp}}$
• Menor riesgo de explosión: el grano propulsor es más tolerante a errores de procesamiento, como grietas, ya que la velocidad de combustión depende de la tasa de flujo de masa del oxidante. El grano propulsor no puede encenderse por cargas eléctricas dispersas y es muy insensible a la autoignición debido al calor. Los motores de cohetes híbridos se pueden transportar al sitio de lanzamiento con el oxidante y el combustible almacenados por separado, lo que mejora la seguridad.
• Menos problemas de manipulación y almacenamiento: los ingredientes de los cohetes sólidos suelen ser incompatibles química y térmicamente. Los cambios repetidos de temperatura pueden provocar la distorsión del grano. Se utilizan antioxidantes y recubrimientos para evitar que el grano se descomponga.
• Más controlable: la parada, el reinicio y la regulación se incorporan fácilmente en la mayoría de los diseños. Los cohetes sólidos rara vez se pueden apagar fácilmente y casi nunca tienen capacidades de regulación o reinicio.

Los cohetes híbridos también presentan algunas desventajas en comparación con los cohetes de combustible líquido y sólido, entre ellas:

• Cambio de la relación oxidante-combustible ("cambio O/F"): con un caudal de oxidante constante, la relación entre la tasa de producción de combustible y el caudal de oxidante cambiará a medida que retroceda un grano. Esto conduce a un funcionamiento fuera de horas pico desde el punto de vista del rendimiento químico. Sin embargo, para un híbrido bien diseñado, el cambio O/F tiene un impacto muy pequeño en el rendimiento porque es insensible al cambio O/F cerca del pico.${\displaystyle I_{sp}}$
• Las características de regresión deficientes suelen dar lugar a granos de combustible multipuerto. Estos granos tienen una eficiencia volumétrica deficiente y, a menudo, deficiencias estructurales. Los combustibles de licuefacción con una alta tasa de regresión desarrollados a fines de la década de 1990 ofrecen una posible solución a este problema. ^[12]
• En comparación con la propulsión basada en líquido, reabastecer un cohete híbrido parcialmente o totalmente agotado presentaría desafíos significativos, ya que el combustible sólido no puede simplemente bombearse a un tanque de combustible. Esto puede o no ser un problema, dependiendo de cómo se planee utilizar el cohete.

En general, se ha realizado mucho menos trabajo de desarrollo con híbridos que con líquidos o sólidos y es probable que algunas de estas desventajas puedan corregirse mediante una mayor inversión en investigación y desarrollo .

Un problema en el diseño de grandes cohetes orbitales híbridos es que se hacen necesarias turbobombas para lograr altos caudales y presurizar el oxidante. Esta turbobomba debe ser impulsada por algo. En un cohete tradicional de propulsante líquido, la turbobomba utiliza el mismo combustible y oxidante que el cohete, ya que ambos son líquidos y pueden alimentarse al prequemador. Pero en un híbrido, el combustible es sólido y no puede alimentarse al motor de una turbobomba. Algunos híbridos utilizan un oxidante que también puede usarse como monopropelente , como peróxido de hidrógeno , por lo que una turbobomba puede funcionar solo con él. Sin embargo, el peróxido de hidrógeno es significativamente menos eficiente que el oxígeno líquido , que no puede usarse solo para hacer funcionar una turbobomba . Se necesitaría otro combustible, lo que requeriría su propio tanque y disminuiría el rendimiento del cohete.

Un cohete híbrido inverso, que no es muy común, es uno en el que el motor utiliza un oxidante sólido y un combustible líquido. Algunas opciones de combustible líquido son el queroseno , la hidracina y _el LH2 . Los combustibles comunes para un motor de cohete híbrido típico incluyen polímeros como acrílicos , polietileno (PE), caucho reticulado , como HTPB , o combustibles licuantes como cera de parafina . El plexiglás era un combustible común, ya que la combustión podía ser visible a través de la cámara de combustión transparente. El caucho sintético de polibutadieno con terminación hidroxilo (HTPB) es actualmente el combustible más popular para los motores de cohetes híbridos, debido a su energía y a lo seguro que es de manipular. Se han realizado pruebas en las que el HTPB se empapó en oxígeno líquido y aún así no se volvió explosivo. Estos combustibles generalmente no son tan densos como los motores de cohetes sólidos, por lo que a menudo se dopan con aluminio para aumentar la densidad y, por lo tanto, el rendimiento del cohete. ^{[5] : 404}

Los granos de combustible para cohetes híbridos se pueden fabricar mediante técnicas de fundición, ya que normalmente son de plástico o de goma. Las geometrías complejas, que se deben a la necesidad de mayores caudales de combustible, hacen que la fundición de los granos de combustible para cohetes híbridos sea costosa y lleve mucho tiempo debido, en parte, a los costes del equipo. A mayor escala, los granos fundidos deben estar sujetos por una malla interna, de modo que los trozos grandes de combustible no impacten ni bloqueen la boquilla. Los defectos en los granos también son un problema en los granos más grandes. Los combustibles tradicionales que se funden son el polibutadieno con terminación en hidroxilo (HTPB) y las ceras de parafina. ^[13]

Actualmente, se está utilizando la fabricación aditiva para crear estructuras de grano que de otro modo no habrían sido posibles de fabricar. Se ha demostrado que los puertos helicoidales aumentan las tasas de regresión del combustible y, al mismo tiempo, aumentan la eficiencia volumétrica. ^[14] Un ejemplo de material utilizado para un combustible híbrido para cohetes es el acrilonitrilo butadieno estireno (ABS). El material impreso también suele mejorarse con aditivos para mejorar el rendimiento del cohete. ^[13] Un trabajo reciente en la Universidad de Tennessee Knoxville ha demostrado que, debido al aumento de la superficie, el uso de combustibles en polvo (es decir, grafito, carbón, aluminio) encapsulados en una matriz de ABS impresa en 3D puede aumentar significativamente la tasa de combustión del combustible y el nivel de empuje en comparación con los granos de polímero tradicionales. ^{[15] [16]}

Los oxidantes más comunes son el oxígeno gaseoso o líquido , el óxido nitroso y el peróxido de hidrógeno . Para un híbrido inverso, se utilizan oxidantes como el oxígeno congelado y el perclorato de amonio . ^{[5] : 405–406}

La vaporización adecuada del oxidante es importante para que el cohete funcione de manera eficiente. Una vaporización inadecuada puede provocar diferencias muy grandes en la tasa de regresión en el extremo delantero del motor en comparación con el extremo trasero. Un método consiste en utilizar un generador de gas caliente para calentar el oxidante en una cámara de precombustión. Otro método consiste en utilizar un oxidante que también se pueda utilizar como monopropelente. Un buen ejemplo es el peróxido de hidrógeno, que se puede descomponer catalíticamente sobre un lecho de plata en oxígeno caliente y vapor. Un tercer método consiste en inyectar un propelente que sea hipergólico con el oxidante en el flujo. Parte del oxidante se descompondrá, calentando el resto del oxidante en el flujo. ^{[5] : 406–407}

En general, los híbridos bien diseñados y construidos con cuidado son muy seguros. Los principales peligros asociados con los híbridos son:

• Fallas en los recipientes a presión : una falla en el aislamiento de la cámara puede permitir que los gases de combustión calientes se acerquen a las paredes de la cámara, lo que provoca una "quemadura" en la que el recipiente se rompe.
• Retroceso : en el caso de oxidantes que se descomponen de forma exotérmica, como el óxido nitroso o el peróxido de hidrógeno , las llamas o los gases calientes de la cámara de combustión pueden propagarse de regreso a través del inyector, vaporizando el oxidante y mezclándolo con gases calientes ricos en combustible, lo que provoca una explosión del tanque. El retroceso requiere que los gases fluyan de regreso a través del inyector debido a una caída de presión insuficiente que puede ocurrir durante períodos de combustión inestable. El retroceso es inherente a oxidantes específicos y no es posible con oxidantes como el oxígeno o el tetróxido de nitrógeno , a menos que haya combustible presente en el tanque del oxidante.
• Arranques difíciles : un exceso de oxidante en la cámara de combustión antes del encendido, en particular para monopropulsores como el óxido nitroso , puede provocar una sobrepresión temporal o un "pico" en el encendido.

Debido a que el combustible de un híbrido no contiene un oxidante, no se quemará de manera explosiva por sí solo. Por esta razón, los híbridos se clasifican como sin potencia explosiva equivalente al TNT . En contraste, los cohetes sólidos a menudo tienen equivalencias de TNT similares en magnitud a la masa del grano propulsor. Los cohetes de combustible líquido generalmente tienen una equivalencia de TNT calculada en función de la cantidad de combustible y oxidante que podrían combinarse íntimamente de manera realista antes de encenderse de manera explosiva; esto a menudo se considera que es del 10 al 20% de la masa total del propulsor. En el caso de los híbridos, incluso llenar la cámara de combustión con oxidante antes de la ignición generalmente no creará una explosión con el combustible sólido; la equivalencia explosiva a menudo se cita como 0%.

En 1998, SpaceDev adquirió toda la propiedad intelectual, los diseños y los resultados de las pruebas generados por más de 200 encendidos de motores de cohetes híbridos por parte de la American Rocket Company a lo largo de sus ocho años de vida. SpaceShipOne , la primera nave espacial tripulada privada, fue impulsada por el motor de cohete híbrido de SpaceDev que quemaba HTPB con óxido nitroso . Sin embargo, el óxido nitroso fue la principal sustancia responsable de la explosión que mató a tres en el desarrollo del sucesor de SpaceShipOne en Scaled Composites en 2007. ^{[17] [18]} El avión espacial suborbital comercial de seguimiento de Virgin Galactic SpaceShipTwo utiliza un motor híbrido a mayor escala.

SpaceDev estaba desarrollando el SpaceDev Streaker , un pequeño vehículo de lanzamiento desechable, y el SpaceDev Dream Chaser , capaz de realizar vuelos espaciales tripulados tanto suborbitales como orbitales. Tanto el Streaker como el Dream Chaser utilizan motores de cohetes híbridos que queman óxido nitroso y caucho sintético HTPB . SpaceDev fue adquirida por Sierra Nevada Corporation en 2009, convirtiéndose en su división de sistemas espaciales, que continúa desarrollando el Dream Chaser para el contrato de desarrollo de tripulación comercial de la NASA . Sierra Nevada también desarrolló RocketMotorTwo , el motor híbrido para SpaceShipTwo . El 31 de octubre de 2014, cuando se perdió SpaceShipTwo , la especulación inicial había sugerido que su motor híbrido había explotado y matado a un piloto de pruebas y herido gravemente al otro. Sin embargo, los datos de la investigación ahora indican que un despliegue temprano del sistema de plumas de SpaceShip-Two fue la causa de la ruptura aerodinámica del vehículo. ^[19]

US Rockets ^{[20] fabricó y desplegó híbridos utilizando} óxido nitroso autopresurizante (N2O ₎ y polibutadieno con terminación en hidroxilo (HTPB), así como peróxido de alto voltaje (HTP) y HTPB mixtos . Los híbridos de peróxido de alto voltaje ( _{H2O2 )} al 86% y (HTPB) y aluminio desarrollados por US Rockets produjeron un impulso específico (Isp ₎ entregado a nivel del mar de 240, muy por encima del típico 180 de los _híbridos de N2O - HTPB . Además de eso, eran autoiniciables, reiniciables, tenían una inestabilidad de combustión considerablemente menor, lo que los hacía adecuados para misiones frágiles o tripuladas como Bloodhound SSC, SpaceShipTwo o SpaceShipThree. La compañía había probado con éxito ^[21] y desplegado versiones alimentadas a presión y alimentadas por bomba del último estilo HTP - HTPB . Los productos que se han entregado hasta la fecha tienen un diámetro de entre 15 y 46 centímetros (6 y 18 pulgadas), y se han desarrollado unidades de hasta 140 centímetros (54 pulgadas) de diámetro. El proveedor afirmó que se podría escalar hasta más de 5 metros (200 pulgadas) de diámetro con tasas de regresión cercanas a las de los sólidos, según la literatura distribuida en la reunión de la Agencia de Proyectos de Investigación Avanzada de Defensa (DARPA) de noviembre de 2013 para XS-1. US Rockets ya no fabrica cohetes a gran escala. ^{[22] [ verificación fallida ]}

Gilmour Space Technologies comenzó a probar motores de cohetes híbridos en 2015 con N2O y HP con mezclas de HDPE y HDPE + cera. Para 2016, las pruebas incluyen un motor HP/ PE de 22 000 N (5000 lbf) . La empresa planea utilizar híbridos tanto para _cohetes de sondeo como para cohetes orbitales.

Orbital Technologies Corporation (Orbitec) ha participado en algunas investigaciones financiadas por el gobierno de EE. UU. sobre cohetes híbridos, incluido el concepto "Vortex Hybrid". ^[23]

Environmental Aeroscience Corporation (eAc) ^[24] se constituyó en 1994 para desarrollar sistemas de propulsión de cohetes híbridos. Fue incluida en el concurso de diseño para el motor SpaceShipOne, pero perdió el contrato ante SpaceDev. Environmental Aeroscience Corporation siguió suministrando piezas a SpaceDev para el sistema de llenado, ventilación y descarga de oxidante. ^[25]

Anteriormente, Rocket Lab vendía cohetes de sondeo híbridos y tecnología relacionada.

La Reaction Research Society (RRS), aunque conocida principalmente por su trabajo con propulsión de cohetes líquidos, tiene una larga historia de investigación y desarrollo con propulsión de cohetes híbridos.

Copenhagen Suborbitals , un grupo de cohetes danés, ha diseñado y probado varios híbridos utilizando N2O en un principio y actualmente LOX . Su combustible es epoxi, cera de parafina _o poliuretano . [ ^26] El grupo finalmente se alejó de los híbridos debido a las inestabilidades de empuje y ahora utiliza un motor similar al del cohete V-2 .

TiSPACE es una empresa taiwanesa que está desarrollando una familia de cohetes con propulsor híbrido. ^[27]

bluShift Aerospace en Brunswick, Maine , ganó una subvención SBIR de la NASA para desarrollar un motor de cohete híbrido modular para su combustible bioderivado patentado en junio de 2019. ^[28] Después de completar la subvención, bluShift ha lanzado su primer cohete de sondeo utilizando la tecnología. ^[29]

Se espera que Vaya Space, con sede en Cocoa, Florida, lance su cohete de combustible híbrido Dauntless en 2023. ^{[30] [31]}

Reaction Dynamics, con sede en Saint-Jean-sur-Richelieu (Quebec), comenzó a desarrollar un motor de cohete híbrido en 2017 capaz de producir 21,6 kN de empuje. Su cohete Aurora utilizará nueve motores en la primera etapa y un motor en la segunda etapa y será capaz de entregar una carga útil de 50 a 150 kg a LEO. ^[32] En mayo de 2022, Reaction Dynamics anunció que se asociaría con Maritime Launch Services para lanzar el cohete Aurora desde su sitio de lanzamiento actualmente en construcción en Canso (Nueva Escocia) , comenzando con vuelos de prueba suborbitales en el verano de 2023 con el objetivo de 2024 para el primer lanzamiento orbital. ^[33]

En 2017, DeltaV Uzay Teknolojileri A.Ş. fue fundada por Savunma Sanayi Teknolojileri A.Ş (SSTEK), una empresa estatal de Turquía, para la investigación de cohetes de propulsión híbrida. El director ejecutivo de la empresa, Arif Karabeyoglu, es un ex profesor consultor de la Universidad de Stanford en el área de propulsión y combustión de cohetes. Según el sitio web de la empresa, DeltaV logró muchos hitos en la tecnología de cohetes de propulsión híbrida, incluido el primer lanzamiento de un cohete de combustible dual de parafina/LOX, los impulsos específicos más altos para un cohete de propulsión híbrida, el primer cohete de sondeo en alcanzar una altitud de 100 km, el primer diseño orbital de cohete de propulsión híbrida y el primer lanzamiento orbital de un cohete de propulsión híbrida. ^{[ cita requerida ]}

El Space Propulsion Group fue fundado en 1999 por Arif Karabeyoglu, Brian Cantwell y otros de la Universidad de Stanford para desarrollar combustibles híbridos para cohetes que se licuan con una alta tasa de regresión. Han encendido con éxito motores de hasta 12,5 pulgadas (32 cm) de diámetro que producen 13.000 lbf (58.000 N) utilizando esta tecnología y actualmente están desarrollando un motor de 24 pulgadas (61 cm) de diámetro y 25.000 lbf (110.000 N) que se encenderá inicialmente en 2010. La Universidad de Stanford es la institución donde se desarrolló la teoría de combustión en capa líquida para cohetes híbridos. El grupo SPaSE de Stanford está trabajando actualmente con el Centro de Investigación Ames de la NASA en el desarrollo del cohete sonda Peregrine , que será capaz de alcanzar una altitud de 100 km. ^[34] Los desafíos de ingeniería incluyen varios tipos de inestabilidades de combustión. ^[35] Aunque el motor propuesto se probó en 2013, el programa Peregrine finalmente cambió a un cohete sólido estándar para su debut en 2016.

La Universidad de Tennessee Knoxville ha llevado a cabo investigaciones sobre cohetes híbridos desde 1999, trabajando en colaboración con el Centro Marshall de Vuelos Espaciales de la NASA y la industria privada. Este trabajo ha incluido la integración de una boquilla calorimétrica refrigerada por agua, uno de los primeros componentes de sección caliente impresos en 3D que se han utilizado con éxito en un motor de cohete. ^[36] Otros trabajos de la universidad se han centrado en el uso de inyección de oxidante helicoidal, combustibles derivados de fuentes biológicas ^{[37] y combustibles en polvo encapsulados en una matriz} ABS impresa en 3D , incluido el lanzamiento exitoso de un híbrido alimentado con carbón en la Spaceport America Cup de 2019. ^{[15] [16]}

En la Universidad Tecnológica de Delft , el equipo de estudiantes Delft Aerospace Rocket Engineering (DARE) es muy activo en el diseño y construcción de cohetes híbridos. En octubre de 2015, DARE rompió el récord europeo de altitud estudiantil con el cohete sonda Stratos II+ . Stratos II+ fue propulsado por el motor de cohete híbrido DHX-200, utilizando un oxidante de óxido nitroso y una mezcla de combustible de parafina, sorbitol y polvo de aluminio. El 26 de julio de 2018, DARE intentó lanzar el cohete híbrido Stratos III. Este cohete utilizó la misma combinación de combustible/oxidante que su predecesor, pero con un impulso aumentado de alrededor de 360 ​​kNs. ^[38] En el momento del desarrollo, este era el motor de cohete híbrido más poderoso jamás desarrollado por un equipo de estudiantes en términos de impulso total. El vehículo Stratos III se perdió a los 20 segundos de vuelo. ^[39]

El Instituto de Tecnología de Florida ha probado y evaluado con éxito tecnologías híbridas con su Proyecto Panther. El equipo de estudiantes WARR ^{[40] de la} Universidad Técnica de Munich ha estado desarrollando motores y cohetes híbridos desde principios de la década de 1970. Utilizando ácidos , oxígeno u óxido nitroso en combinación con polietileno o HTPB . El desarrollo incluye motores de banco de pruebas, así como versiones aerotransportadas, como el primer cohete híbrido alemán Barbarella . Actualmente están trabajando en un cohete híbrido con oxígeno líquido como oxidante, para romper el récord europeo de altura de cohetes amateur. También están trabajando con Rocket Crafters y probando sus cohetes híbridos.

El "Rocket Propulsion Group" dirigido por estudiantes de la Universidad de Boston , ^[41] que en el pasado ha lanzado sólo cohetes con motor sólido, está intentando diseñar y construir un cohete de sondeo híbrido de una sola etapa para lanzarlo al espacio suborbital en julio de 2015. ^[42]

En 1995, la Universidad Brigham Young (BYU), la Universidad de Utah y la Universidad Estatal de Utah lanzaron un cohete diseñado por estudiantes llamado Unity IV, que quemaba el combustible sólido polibutadieno con terminales hidroxilo (HTPB) con un oxidante de oxígeno gaseoso , y en 2003 lanzaron una versión más grande que quemaba HTPB con óxido nitroso .

El Equipo de Cohetes Híbridos de la Universidad de Brasilia (UnB) inició sus esfuerzos en 1999 dentro de la Facultad de Tecnología, marcando la institución pionera en el hemisferio sur en trabajar con cohetes híbridos. Con el tiempo, el equipo ha logrado hitos notables, que abarcan la creación de varios cohetes de sondeo y motores de cohetes híbridos. En la actualidad, el equipo se conoce como Laboratorio de Propulsión Química (CPL) y está situado en el Campus UnB Gama. CPL ha logrado avances significativos en el avance de tecnologías críticas de motores híbridos. Esto incluye el desarrollo de un motor de cohete híbrido modular de 1 kN para la plataforma SARA, un innovador sistema de encendido por antorcha de gas metano-oxígeno, un sistema de alimentación de oxidante eficiente, válvulas de control de flujo de precisión y mecanismos de control del vector de empuje diseñados para motores híbridos. Además, han logrado un gran avance con un motor de cohete híbrido enfriado activamente e impreso en 3D. Además, el Laboratorio participa activamente en diversas áreas de investigación y desarrollo, con proyectos actuales que abarcan la formulación de combustibles híbridos para motores utilizando cera de parafina y N2O, simulaciones numéricas, técnicas de optimización y diseño de cohetes. El CPL colabora ampliamente con agencias gubernamentales, inversores privados y otras instituciones educativas, incluidas la FAPDF, la FAPESP, el CNPq y la AEB. Un esfuerzo de colaboración notable incluye el Capital Rocket Team (CRT), un grupo de estudiantes de la UnB, que actualmente se asocia con el CPL para desarrollar cohetes de sondeo híbridos. En un logro notable, el CRT obtuvo el primer lugar en el Latin American Space Challenge (LASC) 2022.

El proyecto "Rocket Project at UCLA", dirigido por estudiantes de la Universidad de California en Los Ángeles, lanza cohetes de propulsión híbrida que utilizan óxido nitroso como oxidante y HTPB como combustible. Actualmente están en el proceso de desarrollo de su quinto motor de cohete híbrido construido por estudiantes. ^[43]

El equipo aeroespacial de la Universidad de Toronto , dirigido por estudiantes, diseña y construye cohetes propulsados ​​por motores híbridos. Actualmente están construyendo una nueva instalación de prueba de motores en el Instituto de Estudios Aeroespaciales de la Universidad de Toronto y están trabajando para batir el récord canadiense de altitud de cohetería amateur con su nuevo cohete, el Defiance MKIII, actualmente en rigurosas pruebas. El motor del Defiance MK III, QUASAR, es un motor híbrido de nitroso y parafina , capaz de producir 7 kN de empuje durante un período de 9 segundos. ^{[ cita requerida ]}

En 2016, la Universidad DHA Suffa de Pakistán desarrolló con éxito ^[44] Raheel-1, motores de cohetes híbridos en clase de 1 kN, utilizando cera de parafina y oxígeno líquido , convirtiéndose así en el primer programa de investigación de cohetes dirigido por una universidad en el país. ^[45] En India , el Instituto de Tecnología Birla, departamento de ingeniería espacial y cohetería de Mesra ha estado trabajando en proyectos híbridos con varios combustibles y oxidantes.

El Grupo de Cohetería Pars de la Universidad Técnica de Estambul ha diseñado y construido el primer motor de cohete híbrido de Turquía , que fue probado exhaustivamente en mayo de 2015. ^[46]

Un equipo con base en el Reino Unido (laffin-gas) está utilizando cuatro cohetes híbridos de _N2O en un coche de carreras de aceleración. Cada cohete tiene un diámetro exterior de 150 mm y una longitud de 1,4 m. Utilizan un grano de combustible de papel enrollado de alta densidad empapado en aceite de cocina. El suministro _de N2O se realiza mediante acumuladores de pistón presurizados con nitrógeno que proporcionan una mayor tasa de suministro que _el gas N2O solo y también amortiguan cualquier impacto inverso. ^{[ cita requerida ]}

En Italia, uno de los centros líderes en investigación de cohetes con propulsores híbridos es el CISAS (Centro de Estudios y Actividades para el Espacio) "G. Colombo", de la Universidad de Padua . Las actividades cubren todas las etapas del desarrollo: desde el análisis teórico del proceso de combustión hasta la simulación numérica mediante códigos CFD, pasando por la realización de pruebas en tierra de cohetes a pequeña y gran escala (hasta 20 kN, motores a base de cera de parafina N2O ) _. Uno de estos motores voló con éxito en 2009. Desde 2014, el grupo de investigación se centra en el uso de peróxido de alto contenido en testosterona como oxidante, en colaboración con "Tecnología para la Propulsión y la Innovación", una empresa derivada de la Universidad de Padua. ^[47]

En Taiwán , los desarrollos de sistemas de cohetes híbridos comenzaron en 2009 a través de proyectos de I+D de NSPO con dos equipos universitarios. Ambos equipos emplearon un sistema de propulsión de óxido nitroso / HTPB con diferentes esquemas de mejora. Hasta ahora, los equipos de NCKU y NCTU han lanzado con éxito varios cohetes híbridos, alcanzando altitudes de entre 10 y 20 km. Sus planes incluyen intentar un lanzamiento a una altitud de entre 100 y 200 km para probar nanosatélites y desarrollar capacidades de lanzamiento orbital para nanosatélites a largo plazo. Una prueba de encendido en caliente de motor híbrido de flujo vorticial dual (DVF) N2O/PE a subescala en 2014 ha arrojado _un Isp promedio de 280 s, lo que indica que el sistema ha alcanzado una eficiencia de combustión de alrededor del 97 %. ^{[ cita requerida ]}

En Alemania, el equipo de estudiantes HyEnd de la Universidad de Stuttgart es el actual poseedor del récord mundial del cohete híbrido construido por estudiantes que vuela más alto con sus cohetes HEROS. ^[48]

En Bangladesh , Amateur Experimental Rocketry Dhaka, apoyado por la American International University Bangladesh, también ha probado el primer motor de cohete híbrido del país y ahora está trabajando en prototipos más grandes basados ​​en parafina y óxido nitroso. ^[49]

El equipo aeroespacial de la TU Graz , Austria, también está desarrollando un cohete con propulsor híbrido. ^[50]

El equipo de estudiantes polacos PWr in Space de la Universidad de Ciencia y Tecnología de Wrocław ha desarrollado tres cohetes híbridos: R2 "Setka", R3 "Dziewięćdziesiątka dziewiątka" y el más potente de todos, R4 "Lynx", con una prueba exitosa en su banco de pruebas ^[51]

Muchas otras universidades, como la Universidad Aeronáutica Embry-Riddle , la Universidad de Washington , la Universidad de Purdue , la Universidad de Michigan en Ann Arbor, la Universidad de Arkansas en Little Rock , el Hendrix College , la Universidad de Illinois , la Universidad Estatal de Portland , la Universidad de KwaZulu-Natal , la Universidad Texas A&M , la Universidad de Aarhus , la Universidad Rice y la Universidad de Ciencia y Tecnología AGH tienen bancos de pruebas de motores híbridos que permiten a los estudiantes realizar investigaciones con cohetes híbridos. ^{[ cita requerida ]}

Hay varios sistemas de motores de cohetes híbridos disponibles para uso amateur/aficionado en cohetería modelo de alta potencia. Estos incluyen los populares sistemas HyperTek ^[52] y varios sistemas "Urbanski-Colburn Valved" (U/C) como RATTWorks ^[53] , Contrail Rockets ^[54] y Propulsion Polymers ^[55] . Todos estos sistemas utilizan óxido nitroso como oxidante y un combustible plástico (como cloruro de polivinilo (PVC), polipropileno ) o un combustible basado en polímero como HTPB . Esto reduce el costo por vuelo en comparación con los motores de cohetes sólidos, aunque generalmente se requiere más equipo de soporte terrestre con los híbridos.

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En un episodio del programa de televisión MythBusters del 26 de octubre de 2005 titulado " Confederate Rocket " ^[56] se presentó un motor de cohete híbrido que utilizaba óxido nitroso líquido y cera de parafina . El mito afirmaba que durante la Guerra Civil estadounidense , el Ejército Confederado pudo construir un cohete de este tipo. El mito fue retomado en un episodio posterior titulado Salami Rocket , en el que se utilizaba salami seco ahuecado como combustible sólido.

En el episodio del 18 de febrero de 2007 de Top Gear , Richard Hammond y James May utilizaron un Reliant Robin en un intento de modificar un Robin K-reg normal para convertirlo en un transbordador espacial reutilizable . Steve Holland, un piloto profesional de aviones radiocontrolados , ayudó a Hammond a descubrir cómo aterrizar un Robin de forma segura. La nave fue construida por miembros de alto rango de la Asociación de Cohetería del Reino Unido (UKRA) y logró un lanzamiento exitoso, voló durante varios segundos en el aire y logró deshacerse con éxito de los cohetes propulsores de combustible sólido a tiempo. Este fue el cohete más grande lanzado por una organización no gubernamental en Europa. Usó 6 motores NS O 40960 de Contrail Rockets que le dieron un empuje máximo de 8 toneladas. Sin embargo, el automóvil no se separó del gran tanque de combustible externo debido a pernos explosivos defectuosos entre el Robin y el tanque externo, y el Robin posteriormente se estrelló contra el suelo y pareció haber explotado poco después. Esta explosión se agregó para lograr un efecto dramático, ya que ni los Reliant Robin ni los motores de cohetes híbridos explotan de la manera representada.

• Propulsión de naves espaciales
• Tecnologías de propulsión de cohetes (desambiguación)

• Costa, Fernando de Souza; Vieira, Ricardo (2010). "Análisis preliminar de cohetes híbridos para el lanzamiento de nanosatélites en órbita terrestre baja". Revista de la Sociedad Brasileña de Ciencias Mecánicas e Ingeniería . 32 (4): 502–509. doi : 10.1590/S1678-58782010000400012 .

Wikimedia Commons tiene medios relacionados con Motores de cohetes híbridos .

• "Desarrollo y prueba de un motor cohete híbrido de 2 kN". hybrid-engine-development.de (en alemán).
• "Enlaces híbridos de parafina". Sociedad Aeroespacial del Estado de Portland. Archivado desde el original el 1 de septiembre de 2006.
• "Hybridrocket". c-turbines.ch (página web privada) (en alemán).