Propulsor líquido para cohetes
Los cohetes químicos de mayor impulso específico utilizan propulsores líquidos ( cohetes de propulsión líquida ). Pueden estar compuestos por un solo producto químico (un monopropulsor ) o por una mezcla de dos productos químicos, denominados bipropulsores . Los bipropulsores pueden dividirse además en dos categorías: propulsores hipergólicos , que se encienden cuando el combustible y el oxidante entran en contacto, y propulsores no hipergólicos, que requieren una fuente de ignición. [1]
Se han probado alrededor de 170 propulsores distintos fabricados a partir de combustible líquido , sin incluir cambios menores en un propulsor específico, como aditivos, inhibidores de corrosión o estabilizadores. Solo en los EE. UU. se han probado al menos 25 combinaciones de propulsores diferentes. [2]
Hay muchos factores que intervienen en la elección del combustible para un motor de cohete de combustible líquido. Los factores principales incluyen la facilidad de operación, el costo, los riesgos/el entorno y el rendimiento. [ cita requerida ]
Historia
Desarrollo a principios del siglo XX
Konstantin Tsiolkovsky propuso el uso de propulsores líquidos en 1903, en su artículo Exploración del espacio exterior por medio de dispositivos cohete. [3] [4]
El 16 de marzo de 1926, Robert H. Goddard utilizó oxígeno líquido ( LOX ) y gasolina como propulsores para su primer lanzamiento de cohete con propulsor líquido parcialmente exitoso. Ambos propulsores están fácilmente disponibles, son baratos y muy energéticos. El oxígeno es un criógeno moderado , ya que el aire no se licua contra un tanque de oxígeno líquido, por lo que es posible almacenar LOX brevemente en un cohete sin un aislamiento excesivo. [ aclaración necesaria ]
En Alemania, los ingenieros y científicos comenzaron a construir y probar cohetes de propulsión líquida a fines de la década de 1920. [5] Según Max Valier , dos cohetes Opel RAK de propulsión líquida se lanzaron en Rüsselsheim el 10 y el 12 de abril de 1929. [6]
Época de la Segunda Guerra Mundial
Alemania tuvo un desarrollo de cohetes muy activo antes y durante la Segunda Guerra Mundial , tanto para el cohete estratégico V-2 como para otros misiles. El V-2 usaba un motor de combustible líquido de alcohol/LOX, con peróxido de hidrógeno para impulsar las bombas de combustible. [7] : 9 El alcohol se mezclaba con agua para enfriar el motor. Tanto Alemania como los Estados Unidos desarrollaron motores de cohetes de combustible líquido reutilizables que usaban un oxidante líquido almacenable con una densidad mucho mayor que LOX y un combustible líquido que se encendía espontáneamente al contacto con el oxidante de alta densidad.
El principal fabricante de motores de cohetes alemanes para uso militar, la firma HWK , [8] fabricó la serie de sistemas de motores de cohetes con designación RLM numerada 109-500 , y utilizó peróxido de hidrógeno como monopropelente para las necesidades de despegue asistido por propulsión de cohetes Starthilfe ; [9] o como una forma de empuje para bombas planeadoras aire-mar guiadas MCLOS ; [10] y se utilizó en una combinación bipropelente del mismo oxidante con una mezcla de combustible de hidrato de hidracina y alcohol metílico para sistemas de motores de cohetes destinados a fines de propulsión de aeronaves de combate tripuladas. [11]
Los diseños de motores estadounidenses se alimentaban con la combinación bipropelente de ácido nítrico como oxidante y anilina como combustible. Ambos motores se utilizaron para propulsar aeronaves, el interceptor Me 163 Komet en el caso de los diseños de motores alemanes de la serie Walter 509, y unidades RATO de ambas naciones (como en el caso del sistema Starthilfe para la Luftwaffe) para ayudar al despegue de aeronaves, que comprendía el propósito principal del caso de la tecnología de motores de cohetes de combustible líquido de EE. UU., gran parte de la cual surgió de la mente del oficial de la Marina de EE. UU. Robert Truax . [12]
Década de 1950 y 1960
Durante los años 1950 y 1960 hubo un gran estallido de actividad por parte de los químicos de propulsores para encontrar propulsores líquidos y sólidos de alta energía más adecuados para el ejército. Los grandes misiles estratégicos deben permanecer en silos terrestres o submarinos durante muchos años, para poder lanzarse en cualquier momento. Los propulsores que requieren refrigeración continua, lo que hace que sus cohetes desarrollen capas de hielo cada vez más gruesas, no eran prácticos. Como el ejército estaba dispuesto a manipular y utilizar materiales peligrosos, se elaboraron una gran cantidad de productos químicos peligrosos en grandes lotes, la mayoría de los cuales terminaron siendo considerados inadecuados para los sistemas operativos. En el caso del ácido nítrico , el ácido en sí ( HNO
3) era inestable y corroía la mayoría de los metales, lo que dificultaba su almacenamiento. La adición de una cantidad moderada de tetróxido de nitrógeno , N
2Oh
4, tornó la mezcla roja y evitó que cambiara de composición, pero dejó el problema de que el ácido nítrico corroe los recipientes en los que se coloca, liberando gases que pueden generar presión en el proceso. El avance fue la adición de un poco de fluoruro de hidrógeno (HF), que forma un fluoruro metálico autosellante en el interior de las paredes del tanque que inhibe el ácido nítrico fumante rojo. Esto hizo que el "IRFNA" se pueda almacenar.
Combinaciones de propulsores basadas en IRFNA o N puro
2Oh
4como oxidante y queroseno o anilina hipergólica (autoinflamable) , hidracina o dimetilhidrazina asimétrica (UDMH) como combustible fueron adoptados entonces en los Estados Unidos y la Unión Soviética para su uso en misiles estratégicos y tácticos. Los bi-propulsores líquidos almacenables autoinflamables tienen un impulso específico algo menor que el LOX/queroseno pero tienen mayor densidad por lo que se puede colocar una mayor masa de propulsor en tanques del mismo tamaño. La gasolina fue reemplazada por diferentes combustibles de hidrocarburos , [7] por ejemplo RP-1 - un grado altamente refinado de queroseno . Esta combinación es bastante práctica para cohetes que no necesitan ser almacenados.
Queroseno
Los cohetes V-2 desarrollados por la Alemania nazi utilizaban oxígeno disuelto y alcohol etílico. Una de las principales ventajas del alcohol era su contenido de agua, que proporcionaba refrigeración a los motores de cohetes más grandes. Los combustibles derivados del petróleo ofrecían más potencia que el alcohol, pero la gasolina estándar y el queroseno dejaban demasiado hollín y subproductos de combustión que podían obstruir las tuberías del motor. Además, carecían de las propiedades refrigerantes del alcohol etílico.
A principios de la década de 1950, se le asignó a la industria química de los EE. UU. la tarea de formular un propulsor de cohetes mejorado a base de petróleo que no dejara residuos y también garantizara que los motores se mantuvieran fríos. El resultado fue el RP-1 , cuyas especificaciones se finalizaron en 1954. Una forma altamente refinada de combustible para aviones, el RP-1 se quemaba mucho más limpiamente que los combustibles de petróleo convencionales y también representaba un menor peligro para el personal de tierra debido a los vapores explosivos. Se convirtió en el propulsor de la mayoría de los primeros cohetes y misiles balísticos estadounidenses, como el Atlas, el Titan I y el Thor. Los soviéticos adoptaron rápidamente el RP-1 para su misil R-7, pero la mayoría de los vehículos de lanzamiento soviéticos finalmente usaron propulsores hipergólicos almacenables. A partir de 2017 [update], se utiliza en las primeras etapas de muchos lanzadores orbitales.
Hidrógeno
Muchos de los primeros teóricos de los cohetes creían que el hidrógeno sería un propulsor maravilloso, ya que proporciona el mayor impulso específico . También se considera el más limpio cuando se oxida con oxígeno porque el único subproducto es agua. El reformado con vapor de gas natural es el método más común para producir hidrógeno comercial a granel, aproximadamente el 95% de la producción mundial [13] [14] de 500 mil millones de m 3 en 1998. [15] A altas temperaturas (700–1100 °C) y en presencia de un catalizador a base de metal ( níquel ), el vapor reacciona con el metano para producir monóxido de carbono e hidrógeno.
El hidrógeno es muy voluminoso en comparación con otros combustibles; por lo general, se almacena como líquido criogénico, una técnica que se dominó a principios de la década de 1950 como parte del programa de desarrollo de la bomba de hidrógeno en Los Álamos . El hidrógeno líquido se puede almacenar y transportar sin evaporación, utilizando helio como refrigerante, ya que el helio tiene un punto de ebullición aún más bajo que el hidrógeno. El hidrógeno se pierde a través de la ventilación a la atmósfera solo después de que se carga en un vehículo de lanzamiento, donde no hay refrigeración. [16]
A finales de los años 1950 y principios de los 1960 se adoptó para las etapas alimentadas con hidrógeno, como las etapas superiores Centaur y Saturn . [ cita requerida ] El hidrógeno tiene baja densidad incluso en estado líquido, lo que requiere grandes tanques y bombas; mantener el frío extremo necesario requiere aislamiento del tanque. Este peso adicional reduce la fracción de masa de la etapa o requiere medidas extraordinarias, como la estabilización de la presión de los tanques para reducir el peso. (Los tanques estabilizados por presión soportan la mayoría de las cargas con presión interna en lugar de con estructuras sólidas, empleando principalmente la resistencia a la tracción del material del tanque. [ cita requerida ] )
El programa de cohetes soviético, en parte debido a la falta de capacidad técnica, no utilizó hidrógeno líquido como propulsor hasta la etapa central de Energia en la década de 1980. [ cita requerida ]
Uso de la etapa superior
El motor de cohete líquido bipropelente de oxígeno líquido e hidrógeno ofrece el mayor impulso específico para cohetes convencionales. Este rendimiento adicional compensa en gran medida la desventaja de la baja densidad, que requiere tanques de combustible más grandes. Sin embargo, un pequeño aumento en el impulso específico en una aplicación de etapa superior puede dar como resultado un aumento significativo en la masa de la carga útil en órbita. [17]
Comparación con el queroseno
Los incendios en plataformas de lanzamiento debidos al queroseno derramado son más dañinos que los incendios de hidrógeno, por dos razones principales:
- El queroseno arde aproximadamente un 20% más caliente en temperatura absoluta que el hidrógeno.
- La flotabilidad del hidrógeno. Como el hidrógeno es un gas criogénico profundo, hierve rápidamente y sube debido a su muy baja densidad como gas. Incluso cuando el hidrógeno se quema, el H gaseoso
2El O que se forma tiene un peso molecular de solo 18 UMA en comparación con las 29,9 UMA del aire, por lo que también asciende rápidamente. El combustible de queroseno derramado, por otro lado, cae al suelo y, si se enciende, puede arder durante horas si se derrama en grandes cantidades.
Los incendios de queroseno provocan inevitablemente daños importantes por calor que requieren reparaciones y reconstrucciones que requieren mucho tiempo. Esto es algo que experimentan con mayor frecuencia los equipos de pruebas que se encargan de encender motores de cohetes grandes y no probados.
Los motores alimentados con hidrógeno requieren un diseño especial, como por ejemplo, la disposición horizontal de las tuberías de combustible, de modo que no se formen "trampas" en ellas, que podrían provocar roturas de las tuberías debido a la ebullición en espacios reducidos. (La misma precaución se aplica a otros criógenos, como el oxígeno líquido y el gas natural licuado (GNL).) El combustible de hidrógeno líquido tiene un excelente historial de seguridad y un rendimiento que supera con creces al de todos los demás propulsores químicos prácticos para cohetes.
Litio y flúor
La química de impulso específico más alta jamás probada en un motor de cohete fue litio y flúor , con hidrógeno añadido para mejorar la termodinámica de escape (todos los propulsores tenían que mantenerse en sus propios tanques, lo que lo convertía en un tripropelente ). La combinación proporcionó un impulso específico de 542 s en vacío, equivalente a una velocidad de escape de 5320 m/s. La impracticabilidad de esta química resalta por qué en realidad no se utilizan propulsores exóticos: para hacer líquidos los tres componentes, el hidrógeno debe mantenerse por debajo de los −252 °C (solo 21 K) y el litio debe mantenerse por encima de los 180 °C (453 K). El litio y el flúor son extremadamente corrosivos. El litio se enciende al entrar en contacto con el aire, y el flúor enciende la mayoría de los combustibles al contacto, incluido el hidrógeno. El flúor y el fluoruro de hidrógeno (HF) en el escape son muy tóxicos, lo que dificulta el trabajo alrededor de la plataforma de lanzamiento, daña el medio ambiente y dificulta la obtención de una licencia de lanzamiento . Tanto el litio como el flúor son caros en comparación con la mayoría de los combustibles para cohetes, por lo que esta combinación nunca ha sido utilizada. [18]
Durante la década de 1950, el Departamento de Defensa propuso el litio y el flúor como propulsores para misiles balísticos. Un accidente ocurrido en 1954 en una fábrica de productos químicos que liberó una nube de flúor a la atmósfera los convenció de utilizar LOX/RP-1 en su lugar. [ cita requerida ]
Metano
El metano líquido tiene un impulso específico menor que el hidrógeno líquido, pero es más fácil de almacenar debido a su punto de ebullición y densidad más elevados, así como a su falta de fragilización por hidrógeno . También deja menos residuos en los motores en comparación con el queroseno, lo que es beneficioso para la reutilización. [19] [20] Además, se espera que su producción en Marte sea posible mediante la reacción de Sabatier . En los documentos de la Misión de Referencia de Diseño de Marte 5.0 de la NASA (entre 2009 y 2012), el metano líquido / LOX (methalox) fue la mezcla propulsora elegida para el módulo de aterrizaje.
Debido a las ventajas que ofrece el combustible de metano, algunos proveedores privados de lanzamiento espacial intentaron desarrollar sistemas de lanzamiento basados en metano durante las décadas de 2010 y 2020. La competencia entre países se denominó la Carrera Methalox hacia la órbita, y el cohete methalox Zhuque-2 de LandSpace fue el primero en alcanzar la órbita. [21] [22] [23]
En enero de 2024 [update], dos cohetes propulsados por metano alcanzaron la órbita. Hay varios más en desarrollo y dos intentos de lanzamiento orbital fracasaron:
- Zhuque-2 alcanzó con éxito la órbita en su segundo vuelo el 12 de julio de 2023, convirtiéndose en el primer cohete propulsado por metano en lograrlo. [24] No había logrado alcanzar la órbita en su vuelo inaugural el 14 de diciembre de 2022. El cohete, desarrollado por LandSpace , utiliza el motor TQ-12 .
- Vulcan Centaur alcanzó con éxito la órbita en su primer intento, llamado Cert-1, el 8 de enero de 2024. [25] El cohete, desarrollado por United Launch Alliance , utiliza el motor BE-4 de Blue Origin , aunque la segunda etapa utiliza el hidrolox RL10 .
- Terran 1 tuvo un intento fallido de lanzamiento orbital en su vuelo inaugural el 22 de marzo de 2023. El cohete, desarrollado por Relativity Space , utiliza el motor Aeon 1 .
- Starship alcanzó una órbita transatmosférica en su tercer vuelo el 14 de marzo de 2024, [26] después de dos intentos fallidos. El cohete, desarrollado por SpaceX , utiliza el motor Raptor .
SpaceX desarrolló el motor Raptor para su vehículo de lanzamiento superpesado Starship. [27] Se ha utilizado en vuelos de prueba desde 2019. SpaceX había utilizado anteriormente solo RP-1 /LOX en sus motores.
Blue Origin desarrolló el motor BE-4 LOX/LNG para su New Glenn y el Vulcan Centaur de United Launch Alliance. El BE-4 proporcionará 2400 kN (550 000 lbf) de empuje. A mediados de 2023, se habían entregado dos motores de vuelo a ULA.
En julio de 2014, Firefly Space Systems anunció planes para utilizar combustible de metano para su pequeño vehículo de lanzamiento de satélites, Firefly Alpha, con un diseño de motor aerospike . [28]
La ESA está desarrollando un motor de cohete Prometheus de metalox de 980 kN que se probará en 2023. [29]
Monopropulsores
- Peróxido de alto contenido en testosterona
- El peróxido de alta concentración es peróxido de hidrógeno , con alrededor de un 2% a un 30% de agua. Se descompone en vapor y oxígeno cuando pasa por un catalizador. Históricamente, se utilizaba para sistemas de control de reacción, debido a que se almacenaba fácilmente. A menudo se utiliza para impulsar turbobombas , como en el cohete V2 y en la moderna Soyuz .
- Hidracina
- Se descompone energéticamente en nitrógeno, hidrógeno y amoníaco (2N 2 H 4 → N 2 + H 2 + 2NH 3 ) y es el más utilizado en vehículos espaciales. (La descomposición del amoníaco no oxidado es endotérmica y disminuiría el rendimiento).
- Óxido nitroso
- se descompone en nitrógeno y oxígeno.
- Vapor
- Cuando se calienta externamente, proporciona una I sp razonablemente modesta de hasta 190 segundos, dependiendo de la corrosión del material y los límites térmicos.
Uso actual
A partir de junio de 2024 [update], las combinaciones de combustibles líquidos de uso común:
- Queroseno (RP-1) / oxígeno líquido (LOX)
- Se utiliza en las etapas inferiores de los cohetes Soyuz-2 , la primera etapa del Atlas V y las dos etapas del Electron , el Falcon 9 , el Falcon Heavy y el Firefly Alpha . Es muy similar al primer cohete de Robert Goddard.
- Hidrógeno líquido (LH) / LOX
- Utilizado en las etapas del Sistema de Lanzamiento Espacial , New Shepard , H-IIB , GSLV y Centaur .
- Metano líquido (GNL) / LOX
- Se utiliza en ambas etapas del Zhuque-2 , Starship ( realizando vuelos de prueba casi orbitales ) y en la primera etapa del Vulcan Centaur .
- Dimetilhidrazina asimétrica (UDMH) o monometilhidrazina (MMH) / tetróxido de dinitrógeno (NTO o N
2Oh
4) - Se utiliza en las tres primeras etapas del cohete ruso Proton , en el motor indio Vikas para los cohetes PSLV y GSLV , en la mayoría de los cohetes chinos y en numerosos cohetes militares, orbitales y de espacio profundo, ya que esta combinación de combustible es hipergólica y se puede almacenar durante largos períodos a temperaturas y presiones razonables.
- Hidrazina ( N
2yo
4) - Se utiliza en misiones de espacio profundo porque es almacenable e hipergólico y puede emplearse como monopropelente con un catalizador.
- Aerozine-50 (hidrazina y UDMH 50/50)
- Se utiliza en misiones de espacio profundo porque es almacenable e hipergólico y puede emplearse como monopropelente con un catalizador.
Mesa
| Presión absoluta kPa ; atm ( psi ) | Multiplicar por |
|---|---|
| 6,895 kPa; 68,05 atm (1,000 psi) | 1.00 |
| 6205 kPa; 61,24 atm (900 psi) | 0,99 |
| 5,516 kPa; 54,44 atm (800 psi) | 0,98 |
| 4.826 kPa; 47,63 atm (700 psi) | 0,97 |
| 4137 kPa; 40,83 atm (600 psi) | 0,95 |
| 3447 kPa; 34,02 atm (500 psi) | 0,93 |
| 2758 kPa; 27,22 atm (400 psi) | 0,91 |
| 2068 kPa; 20,41 atm (300 psi) | 0,88 |
La tabla utiliza datos de las tablas termoquímicas de JANNAF (Comité Interinstitucional de Propulsión Conjunto Ejército-Marina-NASA-Fuerza Aérea (JANNAF)) en su totalidad, con el mejor impulso específico posible calculado por Rocketdyne bajo los supuestos de combustión adiabática , expansión isentrópica , expansión unidimensional y equilibrio cambiante. [30] Algunas unidades se han convertido al sistema métrico, pero las presiones no.
Definiciones
- V y
- Velocidad media de escape, m/s. La misma medida que el impulso específico en diferentes unidades, numéricamente igual al impulso específico en N·s/kg.
- a
- Relación de la mezcla: masa de oxidante/masa de combustible
- T. C.
- Temperatura de la cámara, °C
- d
- Densidad aparente del combustible y oxidante, g/ cm3
- DO*
- Velocidad característica, m/s. Equivale a la presión de la cámara multiplicada por el área de la garganta, dividida por el caudal másico . Se utiliza para comprobar la eficiencia de combustión de un cohete experimental .
Bipropulsores
| Oxidante | Combustible | Comentario | Expansión óptima de 68,05 atm a [ cita requerida ] | |||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1 atm | 0 atm, vacío (relación de área de boquilla 40:1) | |||||||||||
| V y | a | T. C. | d | DO* | V y | a | T. C. | d | DO* | |||
| SALMÓN AHUMADO | yo 2 | Hidrolox. Común. | 3816 | 4.13 | 2740 | 0,29 | 2416 | 4462 | 4.83 | 2978 | 0,32 | 2386 |
| yo 2: Sé 49:51 | 4498 | 0,87 | 2558 | 0,23 | 2833 | 5295 | 0,91 | 2589 | 0,24 | 2850 | ||
| es 4(metano) | Methalox . Muchos motores en desarrollo en la década de 2010. | 3034 | 3.21 | 3260 | 0,82 | 1857 | 3615 | 3.45 | 3290 | 0,83 | 1838 | |
| C2H6 | 3006 | 2,89 | 3320 | 0,90 | 1840 | 3584 | 3.10 | 3351 | 0,91 | 1825 | ||
| C2H4 | 3053 | 2.38 | 3486 | 0,88 | 1875 | 3635 | 2,59 | 3521 | 0,89 | 1855 | ||
| RP-1 (queroseno) | Kerolox . Común. | 2941 | 2.58 | 3403 | 1.03 | 1799 | 3510 | 2,77 | 3428 | 1.03 | 1783 | |
| N2H4 | 3065 | 0,92 | 3132 | 1.07 | 1892 | 3460 | 0,98 | 3146 | 1.07 | 1878 | ||
| B5H9 | 3124 | 2.12 | 3834 | 0,92 | 1895 | 3758 | 2.16 | 3863 | 0,92 | 1894 | ||
| B2H6 | 3351 | 1,96 | 3489 | 0,74 | 2041 | 4016 | 2.06 | 3563 | 0,75 | 2039 | ||
| CH4 :H2 92,6 : 7,4 | 3126 | 3.36 | 3245 | 0,71 | 1920 | 3719 | 3.63 | 3287 | 0,72 | 1897 | ||
| Gobierno de los Estados Unidos | GH2 | Forma gaseosa | 3997 | 3.29 | 2576 | — | 2550 | 4485 | 3.92 | 2862 | — | 2519 |
| F2 | H2 | 4036 | 7,94 | 3689 | 0,46 | 2556 | 4697 | 9,74 | 3985 | 0,52 | 2530 | |
| H2 : Li65.2 : 34.0 | 4256 | 0,96 | 1830 | 0,19 | 2680 | |||||||
| H2 :Li 60.7: 39.3 | 5050 | 1.08 | 1974 | 0,21 | 2656 | |||||||
| Capítulo 4 | 3414 | 4.53 | 3918 | 1.03 | 2068 | 4075 | 4.74 | 3933 | 1.04 | 2064 | ||
| C2H6 | 3335 | 3.68 | 3914 | 1.09 | 2019 | 3987 | 3,78 | 3923 | 1.10 | 2014 | ||
| MMH | 3413 | 2.39 | 4074 | 1.24 | 2063 | 4071 | 2.47 | 4091 | 1.24 | 1987 | ||
| N2H4 | 3580 | 2.32 | 4461 | 1.31 | 2219 | 4215 | 2.37 | 4468 | 1.31 | 2122 | ||
| NH3 | 3531 | 3.32 | 4337 | 1.12 | 2194 | 4143 | 3.35 | 4341 | 1.12 | 2193 | ||
| B5H9 | 3502 | 5.14 | 5050 | 1.23 | 2147 | 4191 | 5.58 | 5083 | 1.25 | 2140 | ||
| DE 2 | H2 | 4014 | 5,92 | 3311 | 0,39 | 2542 | 4679 | 7.37 | 3587 | 0,44 | 2499 | |
| Capítulo 4 | 3485 | 4,94 | 4157 | 1.06 | 2160 | 4131 | 5.58 | 4207 | 1.09 | 2139 | ||
| C2H6 | 3511 | 3.87 | 4539 | 1.13 | 2176 | 4137 | 3.86 | 4538 | 1.13 | 2176 | ||
| RP-1 | 3424 | 3.87 | 4436 | 1.28 | 2132 | 4021 | 3,85 | 4432 | 1.28 | 2130 | ||
| MMH | 3427 | 2.28 | 4075 | 1.24 | 2119 | 4067 | 2.58 | 4133 | 1.26 | 2106 | ||
| N2H4 | 3381 | 1.51 | 3769 | 1.26 | 2087 | 4008 | 1,65 | 3814 | 1.27 | 2081 | ||
| MMH: N2H4 : H2O 50,5 : 29,8 : 19,7 | 3286 | 1,75 | 3726 | 1.24 | 2025 | 3908 | 1,92 | 3769 | 1.25 | 2018 | ||
| B2H6 | 3653 | 3,95 | 4479 | 1.01 | 2244 | 4367 | 3,98 | 4486 | 1.02 | 2167 | ||
| B5H9 | 3539 | 4.16 | 4825 | 1.20 | 2163 | 4239 | 4.30 | 4844 | 1.21 | 2161 | ||
| F2 : O2 30:70 | H2 | 3871 | 4.80 | 2954 | 0,32 | 2453 | 4520 | 5.70 | 3195 | 0,36 | 2417 | |
| RP-1 | 3103 | 3.01 | 3665 | 1.09 | 1908 | 3697 | 3.30 | 3692 | 1.10 | 1889 | ||
| F2 : O2 70:30 | RP-1 | 3377 | 3.84 | 4361 | 1.20 | 2106 | 3955 | 3.84 | 4361 | 1.20 | 2104 | |
| F2 : O2 87,8 :12,2 | MMH | 3525 | 2.82 | 4454 | 1.24 | 2191 | 4148 | 2.83 | 4453 | 1.23 | 2186 | |
| Oxidante | Combustible | Comentario | V y | a | T. C. | d | DO* | V y | a | T. C. | d | DO* |
| Número 2 F 4 | Capítulo 4 | 3127 | 6.44 | 3705 | 1.15 | 1917 | 3692 | 6.51 | 3707 | 1.15 | 1915 | |
| C2H4 | 3035 | 3.67 | 3741 | 1.13 | 1844 | 3612 | 3.71 | 3743 | 1.14 | 1843 | ||
| MMH | 3163 | 3.35 | 3819 | 1.32 | 1928 | 3730 | 3.39 | 3823 | 1.32 | 1926 | ||
| N2H4 | 3283 | 3.22 | 4214 | 1.38 | 2059 | 3827 | 3.25 | 4216 | 1.38 | 2058 | ||
| NH3 | 3204 | 4.58 | 4062 | 1.22 | 2020 | 3723 | 4.58 | 4062 | 1.22 | 2021 | ||
| B5H9 | 3259 | 7,76 | 4791 | 1.34 | 1997 | 3898 | 8.31 | 4803 | 1.35 | 1992 | ||
| ClF5 | MMH | 2962 | 2.82 | 3577 | 1.40 | 1837 | 3488 | 2.83 | 3579 | 1.40 | 1837 | |
| N2H4 | 3069 | 2.66 | 3894 | 1.47 | 1935 | 3580 | 2.71 | 3905 | 1.47 | 1934 | ||
| MMH:N 2 H 4 86:14 | 2971 | 2,78 | 3575 | 1.41 | 1844 | 3498 | 2.81 | 3579 | 1.41 | 1844 | ||
| MMH : N2H4 : N2H5NO3 55:26:19 | 2989 | 2.46 | 3717 | 1.46 | 1864 | 3500 | 2.49 | 3722 | 1.46 | 1863 | ||
| ClF3 | MMH : N2H4 : N2H5NO3 55:26:19 | Hipergólico | 2789 | 2,97 | 3407 | 1.42 | 1739 | 3274 | 3.01 | 3413 | 1.42 | 1739 |
| N2H4 | Hipergólico | 2885 | 2.81 | 3650 | 1.49 | 1824 | 3356 | 2,89 | 3666 | 1,50 | 1822 | |
| N2O4 | MMH | Hipergólico, común | 2827 | 2.17 | 3122 | 1.19 | 1745 | 3347 | 2.37 | 3125 | 1.20 | 1724 |
| MMH : Sé 76,6:29,4 | 3106 | 0,99 | 3193 | 1.17 | 1858 | 3720 | 1.10 | 3451 | 1.24 | 1849 | ||
| MMH: Al 63:27 | 2891 | 0,85 | 3294 | 1.27 | 1785 | |||||||
| MMH:Al 58:42 | 3460 | 0,87 | 3450 | 1.31 | 1771 | |||||||
| N2H4 | Hipergólico, común | 2862 | 1.36 | 2992 | 1.21 | 1781 | 3369 | 1.42 | 2993 | 1.22 | 1770 | |
| N 2 H 4 : UDMH 50:50 | Hipergólico, común | 2831 | 1,98 | 3095 | 1.12 | 1747 | 3349 | 2.15 | 3096 | 1.20 | 1731 | |
| N 2 H 4 :Sé 80:20 | 3209 | 0,51 | 3038 | 1.20 | 1918 | |||||||
| N2H4 :Sé 76.6 : 23.4 | 3849 | 0,60 | 3230 | 1.22 | 1913 | |||||||
| B5H9 | 2927 | 3.18 | 3678 | 1.11 | 1782 | 3513 | 3.26 | 3706 | 1.11 | 1781 | ||
| NO : N2O4 25:75 | MMH | 2839 | 2.28 | 3153 | 1.17 | 1753 | 3360 | 2,50 | 3158 | 1.18 | 1732 | |
| N 2 H 4 : Sé 76,6:23,4 | 2872 | 1.43 | 3023 | 1.19 | 1787 | 3381 | 1.51 | 3026 | 1.20 | 1775 | ||
| IRFNA IIIa | UDMH : DETALLE 60:40 | Hipergólico | 2638 | 3.26 | 2848 | 1.30 | 1627 | 3123 | 3.41 | 2839 | 1.31 | 1617 |
| MMH | Hipergólico | 2690 | 2,59 | 2849 | 1.27 | 1665 | 3178 | 2.71 | 2841 | 1.28 | 1655 | |
| Universidad de Maryland | Hipergólico | 2668 | 3.13 | 2874 | 1.26 | 1648 | 3157 | 3.31 | 2864 | 1.27 | 1634 | |
| IRFNA IV HDA | UDMH : DETALLE 60:40 | Hipergólico | 2689 | 3.06 | 2903 | 1.32 | 1656 | 3187 | 3.25 | 2951 | 1.33 | 1641 |
| MMH | Hipergólico | 2742 | 2.43 | 2953 | 1.29 | 1696 | 3242 | 2.58 | 2947 | 1.31 | 1680 | |
| Universidad de Maryland | Hipergólico | 2719 | 2,95 | 2983 | 1.28 | 1676 | 3220 | 3.12 | 2977 | 1.29 | 1662 | |
| H2O2 | MMH | 2790 | 3.46 | 2720 | 1.24 | 1726 | 3301 | 3.69 | 2707 | 1.24 | 1714 | |
| N2H4 | 2810 | 2.05 | 2651 | 1.24 | 1751 | 3308 | 2.12 | 2645 | 1.25 | 1744 | ||
| N2H4 : Sea 74,5 : 25,5 | 3289 | 0,48 | 2915 | 1.21 | 1943 | 3954 | 0,57 | 3098 | 1.24 | 1940 | ||
| B5H9 | 3016 | 2.20 | 2667 | 1.02 | 1828 | 3642 | 2.09 | 2597 | 1.01 | 1817 | ||
| Oxidante | Combustible | Comentario | V y | a | T. C. | d | DO* | V y | a | T. C. | d | DO* |
Definiciones de algunas de las mezclas:
- IRFNA IIIa
- 83,4% HNO3 , 14% NO2 , 2 % H2O , 0,6 % HF
- IRFNA IV HDA
- 54,3% HNO3 , 44% NO2 , 1% H2O , 0,7% HF
- RP-1
- Véase MIL-P-25576C, básicamente queroseno (aproximadamente C
10yo
18) - MMH monometilhidrazina
- es
3NNH ...
2
No se dispone de todos los datos sobre el CO/O 2 previstos por la NASA para los cohetes con base en Marte, sólo un impulso específico de unos 250 s.
- a
- Relación de la mezcla: masa de oxidante/masa de combustible
- V y
- Velocidad media de escape, m/s. La misma medida que el impulso específico en diferentes unidades, numéricamente igual al impulso específico en N·s/kg.
- DO*
- Velocidad característica, m/s. Equivale a la presión de la cámara multiplicada por el área de la garganta, dividida por el caudal másico . Se utiliza para comprobar la eficiencia de combustión de un cohete experimental.
- T. C.
- Temperatura de la cámara, °C
- d
- Densidad aparente del combustible y oxidante, g/ cm3
Monopropulsores
| Propulsor | Comentario | Expansión óptima de 68,05 atm a 1 atm [ cita requerida ] | Expansión desde 68,05 atm hasta vacío (0 atm) (área de boquilla = 40:1) [ cita requerida ] | ||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| V y | T. C. | d | DO* | V y | T. C. | d | DO* | ||
| Dinitramida de amonio (LMP-103S) [31] [32] | Misión PRISMA (2010-2015) Se lanzaron 5 S/C en 2016 [33] | 1608 | 1.24 | 1608 | 1.24 | ||||
| Hidracina [32] | Común | 883 | 1.01 | 883 | 1.01 | ||||
| Peróxido de hidrógeno | Común | 1610 | 1270 | 1.45 | 1040 | 1860 | 1270 | 1.45 | 1040 |
| Nitrato de hidroxilamonio (AF-M315E) [32] | 1893 | 1.46 | 1893 | 1.46 | |||||
| Nitrometano | |||||||||
| Propulsor | Comentario | V y | T. C. | d | DO* | V y | T. C. | d | DO* |
Referencias
- ^ Larson, WJ; Wertz, JR (1992). Análisis y diseño de misiones espaciales . Boston: Kluver Academic Publishers.
- ^ Sutton, GP (2003). "Historia de los motores de cohetes de propulsante líquido en los Estados Unidos". Journal of Propulsion and Power . 19 (6): 978–1007. doi :10.2514/2.6942.
- ^ Tsiolkovsky, Konstantin E. (1903), "La exploración del espacio cósmico mediante dispositivos de reacción (Исследование мировых пространств реактивными приборами)", The Science Review (en ruso) (5), archivado desde el original el 19 de octubre de 2008, recuperado el 22 de septiembre de 2008
- ^ Zumerchik, John, ed. (2001). Enciclopedia Macmillan de energía . Nueva York: Macmillan Reference USA. ISBN 0028650212.OCLC 44774933 .
- ^ MJ Neufeld. "La moda de los cohetes y los vuelos espaciales en Alemania, 1923-1933" (PDF) .
- ^ Valier, máx. Raketenfahrt (en alemán). págs. 209-232. doi :10.1515/9783486761955-006. ISBN 978-3-486-76195-5.
- ^ ab Clark, John Drury (23 de mayo de 2018). Ignition!: An Informal History of Liquid Rocket Propellants [¡Ignición!: Una historia informal de los propulsores líquidos para cohetes]. Rutgers University Press. pág. 302. ISBN 978-0-8135-9918-2.
- ^ Sitio británico sobre la empresa HWK
- ^ Página del sitio de Walter en el sistema Starthilfe
- ^ Página del sitio Wlater sobre la bomba planeadora aire-mar Henschel
- ^ Lista de motores de cohetes Walter de la serie 109-509
- ^ Braun, Wernher von (Estate of) ; Ordway III; Frederick I (1985) [1975]. Viajes espaciales: una historia . & David Dooling, Jr. Nueva York: Harper & Row. págs. 83, 101. ISBN 0-06-181898-4.
- ^ Ogden, JM (1999). "Perspectivas para la construcción de una infraestructura energética basada en hidrógeno". Revista anual de energía y medio ambiente . 24 : 227–279. doi :10.1146/annurev.energy.24.1.227.
- ^ Producción de hidrógeno: reformado de gas natural (informe). Departamento de Energía de Estados Unidos . Consultado el 6 de abril de 2017 .
- ^ Rostrup-Nielsen, Jens R.; Rostrup-Nielsen, Thomas (23 de marzo de 2007). Producción de hidrógeno a gran escala (PDF) (Reporte). Haldor Topsøe . pag. 3. Archivado desde el original (PDF) el 8 de febrero de 2016 . Consultado el 16 de julio de 2023 .
El mercado total del hidrógeno en 1998 era de 390×10
9 Nm³/año + 110×10 Coproducción de 9 Nm³/año.
- ^ Rhodes, Richard (1995). Dark Sun: The making of the hydrogen bomb (Sol oscuro: la fabricación de la bomba de hidrógeno) . Nueva York, NY: Simon & Schuster . Págs. 483-504. ISBN. 978-0-684-82414-7.
- ^ Sutton, EP; Biblarz, O. (2010). Elementos de propulsión de cohetes (8.ª ed.). Nueva York: Wiley. ISBN 9780470080245– vía Internet Archive.
- ^ Zurawski, Robert (junio de 1986). "Evaluación actual del concepto de tripropelente" (PDF) .
- ^ "El jefe de propulsión de SpaceX eleva a la multitud en Santa Bárbara". Pacific Business Times. 19 de febrero de 2014. Consultado el 22 de febrero de 2014 .
- ^ Belluscio, Alejandro G. (7 de marzo de 2014). "SpaceX avanza en el impulso de un cohete marciano mediante la energía del Raptor". NASAspaceflight.com . Consultado el 7 de marzo de 2014 .
- ^ Beil, Adrian (12 de julio de 2023). «LandSpace se adjudica la victoria en la carrera del metano hacia la órbita gracias al segundo lanzamiento del ZhuQue-2». NASASpaceFlight . Consultado el 16 de julio de 2023 .
- ^ "China supera a sus rivales y lanza con éxito el primer cohete de metano líquido". Reuters . 12 de julio de 2023.
- ^ I. Morales Volosín, Juan (12 de julio de 2023). «Segundo vuelo | ZhuQue-2». Astronauta cotidiano .
- ^ Bell, Adrian (12 de julio de 2023). «LandSpace se adjudica la victoria en la carrera del metano hacia la órbita gracias al segundo lanzamiento del ZhuQue-2». NASASpaceFlight.com . Consultado el 12 de julio de 2023 .
- ^ Josh Dinner (8 de enero de 2024). «El cohete Vulcan de la NASA lanza un módulo de aterrizaje lunar privado de EE. UU., el primero desde el programa Apolo, y restos humanos en su primer vuelo». Space.com . Consultado el 8 de enero de 2024 .
- ^ "Tercer vuelo de prueba de Starship". SpaceX . Consultado el 7 de mayo de 2024 .
- ^ Todd, David (20 de noviembre de 2012). "Musk apuesta por los cohetes reutilizables que queman metano como paso para colonizar Marte". FlightGlobal/Blogs Hyperbola . Archivado desde el original el 28 de noviembre de 2012. Consultado el 22 de noviembre de 2012 .
"Vamos a utilizar metano", anunció Musk mientras describía sus planes futuros para vehículos de lanzamiento reutilizables, incluidos aquellos diseñados para llevar astronautas a Marte dentro de 15 años.
- ^ "Firefly α". Firefly Space Systems . Archivado desde el original el 6 de octubre de 2014. Consultado el 5 de octubre de 2014 .
- ^ Themis y Prometeo completan las primeras pruebas de fuego en Francia
- ^ Huzel, DK; Huang, DH (1971), NASA SP-125, "Ingeniería moderna para el diseño de motores de cohetes de propulsor líquido", (2ª ed.), NASA
- ^ Anflo, K.; Moore, S.; King, P. Ampliación de la familia de propulsores monopropulsados basados en ADN. 23ª Conferencia Anual AIAA/USU sobre Satélites Pequeños. SSC09-II-4.
- ^ abc Shchetkovskiy, Anatoliy; McKechnie, Tim; Mustaikis, Steven (13 de agosto de 2012). Cámaras de combustión de monopropulsantes avanzados y catalizador monolítico para la propulsión de satélites pequeños (PDF) . 15.ª Conferencia anual sobre defensa espacial y de misiles. Huntsville, AL . Consultado el 14 de diciembre de 2017 .
- ^ Dingertz, Wilhelm (10 de octubre de 2017). HPGP® - High Performance Green Propulsion (PDF) . ECAPS: Reunión de la industria espacial entre Polonia y Suecia . Consultado el 14 de diciembre de 2017 .
Enlaces externos
- Cpropep-Web es un programa informático en línea para calcular el rendimiento del combustible en motores de cohetes.
- La herramienta de diseño para el análisis termodinámico de motores de cohetes líquidos es un programa informático para predecir el rendimiento de los motores de cohetes de combustible líquido.
