Los gases de los productos de la combustión ingresan a la boquilla a través de una garganta.
El escape sale del cohete.
Un cohete de combustible líquido o cohete líquido utiliza un motor de cohete que quema combustible líquido . (En otros enfoques se utilizan combustibles gaseosos o sólidos ). Los líquidos son combustibles deseables porque tienen una densidad razonablemente alta y sus productos de combustión tienen un impulso específico ( I sp ) alto . Esto permite que el volumen de los tanques de combustible sea relativamente bajo.
La mayoría de los diseños de motores de cohetes líquidos se pueden regular para que funcionen con empuje variable. Algunos permiten controlar la proporción de la mezcla de combustible y oxidante (proporción en la que se mezclan el oxidante y el combustible). Algunos se pueden apagar y, con un sistema de encendido adecuado o un combustible autoencendido, volver a ponerlos en marcha.
Los cohetes híbridos aplican un oxidante líquido o gaseoso a un combustible sólido. [1] : 354–356
Ventajas y desventajas
El uso de propulsores líquidos tiene una serie de ventajas:
Los sistemas líquidos permiten un impulso específico mayor que los sólidos y los motores de cohetes híbridos y pueden proporcionar una eficiencia de almacenamiento muy alta.
Un motor de cohete líquido generalmente también puede reutilizarse para varios vuelos, como en los cohetes de las series Space Shuttle y Falcon 9 , aunque la reutilización de motores de cohetes sólidos también se demostró de manera efectiva durante el programa Shuttle.
El flujo de combustible hacia la cámara de combustión se puede regular, lo que permite controlar la magnitud del empuje durante todo el vuelo, lo que permite corregir errores en tiempo real durante el vuelo y mejorar la eficiencia. [3]
Las capacidades de apagado y reinicio permiten múltiples ciclos de combustión a lo largo de un vuelo. [4]
En caso de emergencia, los cohetes propulsados por líquido pueden apagarse de manera controlada, lo que proporciona un nivel adicional de seguridad y capacidad de aborto de la misión. [4]
Los cohetes líquidos bipropulsados son simples en concepto, pero debido a las altas temperaturas y a la alta velocidad de las piezas móviles, son muy complejos en la práctica.
El uso de propulsores líquidos también puede estar asociado a una serie de problemas:
Debido a que el propulsor constituye una proporción muy grande de la masa del vehículo, el centro de masa se desplaza significativamente hacia atrás a medida que se usa el propulsor; uno normalmente perderá el control del vehículo si su masa central se acerca demasiado al centro de resistencia/presión.
Cuando se opera dentro de una atmósfera, la presurización de los tanques de propulsor, que normalmente tienen paredes muy delgadas, debe garantizar una presión manométrica positiva en todo momento para evitar un colapso catastrófico del tanque.
Los combustibles líquidos están sujetos a salpicaduras , lo que a menudo ha provocado la pérdida de control del vehículo. Esto se puede controlar con deflectores de salpicaduras en los tanques, así como con leyes de control sensatas en el sistema de guía .
Pueden sufrir oscilación pogo , donde el cohete sufre ciclos de aceleración no controlados.
Los propulsores líquidos suelen necesitar motores con espacio libre en gravedad cero o durante la etapa de encendido para evitar que los motores absorban gas al arrancar. También están sujetos a vórtices dentro del tanque, en particular hacia el final de la combustión, lo que también puede provocar que el motor o la bomba absorban gas.
Los propulsores líquidos pueden tener fugas, especialmente el hidrógeno , lo que puede provocar la formación de una mezcla explosiva.
Las turbobombas para bombear propelentes líquidos son complejas de diseñar y pueden sufrir fallas graves, como exceso de velocidad si funcionan en seco o desprendimiento de fragmentos a alta velocidad si partículas metálicas del proceso de fabricación ingresan a la bomba.
Los propulsores criogénicos , como el oxígeno líquido, congelan el vapor de agua atmosférico y lo convierten en hielo. Esto puede dañar o bloquear los sellos y las válvulas y puede causar fugas y otras fallas. Evitar este problema a menudo requiere largos procedimientos de enfriamiento que intentan eliminar la mayor cantidad posible de vapor del sistema. También se puede formar hielo en el exterior del tanque y luego caer y dañar el vehículo. El aislamiento de espuma externo puede causar problemas, como lo demostró el desastre del transbordador espacial Columbia . Los propulsores no criogénicos no causan tales problemas.
Los cohetes de combustible líquido no almacenable requieren una preparación considerable inmediatamente antes del lanzamiento, lo que los hace menos prácticos que los cohetes de combustible sólido para la mayoría de los sistemas de armas.
Principio de funcionamiento
Los motores de cohetes líquidos tienen tanques y tuberías para almacenar y transferir propulsor, un sistema de inyección y una o más cámaras de combustión con boquillas asociadas .
Los propelentes líquidos típicos tienen densidades similares a las del agua, aproximadamente de 0,7 a 1,4 g/cm3 ( 0,025 a 0,051 lb/cu in). Una excepción es el hidrógeno líquido , que tiene una densidad mucho menor y requiere solo una presión relativamente modesta para evitar la vaporización . La densidad y la baja presión de los propelentes líquidos permiten un tanque ligero: aproximadamente el 1 % del contenido para propelentes densos y alrededor del 10 % para hidrógeno líquido. La mayor masa del tanque se debe a la baja densidad del hidrógeno líquido y a la masa del aislamiento requerido.
Para la inyección en la cámara de combustión, la presión del propulsor en los inyectores debe ser mayor que la presión de la cámara. Esto se consigue a menudo con una bomba. Las bombas adecuadas suelen utilizar turbobombas centrífugas debido a su alta potencia y peso ligero, aunque en el pasado se han empleado bombas reciprocantes . Las turbobombas suelen ser ligeras y pueden ofrecer un rendimiento excelente; con un peso en la Tierra muy por debajo del 1% del empuje. De hecho, las relaciones empuje-peso generales incluyendo una turbobomba han sido tan altas como 155:1 con el motor de cohete SpaceX Merlin 1D y hasta 180:1 con la versión de vacío. [5] En lugar de una bomba, algunos diseños utilizan un tanque de un gas inerte de alta presión como el helio para presurizar los propulsores. Estos cohetes a menudo proporcionan un delta-v más bajo porque la masa del tanque de presurización reduce el rendimiento. En algunos diseños para uso a gran altitud o al vacío, la masa del tanque puede ser aceptable.
Los propulsores líquidos se bombean a menudo a la cámara de combustión con una turbobomba centrífuga ligera . Recientemente, algunas empresas aeroespaciales han utilizado bombas eléctricas con baterías. En motores más simples y pequeños, a veces se utiliza un gas inerte almacenado en un tanque a alta presión en lugar de bombas para forzar el paso de los propulsores a la cámara de combustión. Estos motores pueden tener una relación de masas más alta, pero suelen ser más confiables y, por lo tanto, se utilizan ampliamente en satélites para el mantenimiento de la órbita. [1]
Propulsores
A lo largo de los años se han probado miles de combinaciones de combustibles y oxidantes. Algunas de las más comunes y prácticas son:
Una de las mezclas más eficientes, la de oxígeno e hidrógeno , sufre las extremadamente bajas temperaturas requeridas para almacenar hidrógeno líquido (alrededor de 20 K o -253,2 °C o -423,7 °F) y la muy baja densidad del combustible (70 kg/m3 o 4,4 lb/pie cúbico, en comparación con los 820 kg/m3 o 51 lb/pie cúbico del RP-1), lo que requiere tanques grandes que también deben ser livianos y aislantes. El aislamiento de espuma liviana en el tanque externo del transbordador espacial provocó la destrucción del transbordador espacial Columbia , ya que una pieza se desprendió, dañó su ala y provocó que se rompiera en la reentrada atmosférica .
El metano líquido/GNL tiene varias ventajas sobre el LH 2 . Su rendimiento ( impulso específico máximo ) es menor que el del LH 2 pero mayor que el del RP1 (queroseno) y los propulsores sólidos, y su mayor densidad, de manera similar a otros combustibles de hidrocarburos, proporciona mayores relaciones de empuje a volumen que el LH 2 , aunque su densidad no es tan alta como la del RP1. [7] Esto lo hace especialmente atractivo para los sistemas de lanzamiento reutilizables porque una mayor densidad permite motores, tanques de propulsor y sistemas asociados más pequeños. [6] El GNL también se quema con menos o ningún hollín (menos o ninguna coquización) que el RP1, lo que facilita la reutilización en comparación con él, y el GNL y el RP1 se queman más fríos que el LH 2, por lo que el GNL y el RP1 no deforman tanto las estructuras interiores del motor. Esto significa que los motores que queman GNL se pueden reutilizar más que los que queman RP1 o LH 2 . A diferencia de los motores que queman LH 2 , tanto los motores RP1 como los de GNL pueden diseñarse con un eje compartido con una sola turbina y dos turbobombas, una para LOX y otra para GNL/RP1. [7] En el espacio, el GNL no necesita calentadores para mantenerse líquido, a diferencia del RP1. [8] El GNL es menos costoso, ya que se encuentra disponible en grandes cantidades. Se puede almacenar durante períodos de tiempo más prolongados y es menos explosivo que el LH 2 . [6]
Oxígeno líquido (LOX) y monóxido de carbono (CO): propuesto para un vehículo tolva de Marte (con un impulso específico de aproximadamente 250 s), principalmente porque el monóxido de carbono y el oxígeno se pueden producir directamente mediante electrólisis de zirconio a partir de la atmósfera marciana sin requerir el uso de ninguno de los recursos hídricos marcianos para obtener hidrógeno. [9]
Muchos bipropelentes no criogénicos son hipergólicos (autoinflamables).
T -Stoff (80% de peróxido de hidrógeno, H2O2 como oxidante ) y C-Stoff (metanol, CH3OH e hidrato de hidrazina, N2H4 · n ( H2O ) como combustible) – utilizados para la familia de motores Hellmuth-Walter-Werke HWK 109-509 A, -B y -C utilizados en el Messerschmitt Me 163 B Komet, un avión de combate cohete operativo de la Segunda Guerra Mundial , y en los prototipos de interceptor VTO tripulado Ba 349 Natter .
En el caso de los misiles balísticos intercontinentales almacenables y de la mayoría de las naves espaciales, incluidos los vehículos tripulados, las sondas planetarias y los satélites, el almacenamiento de combustible criogénico durante períodos prolongados no es viable. Por ello, para tales aplicaciones se suelen utilizar mezclas de hidracina o sus derivados en combinación con óxidos de nitrógeno, pero son tóxicas y cancerígenas . En consecuencia, para mejorar su manejo, algunos vehículos tripulados, como el Dream Chaser y el Space Ship Two, tienen previsto utilizar cohetes híbridos con combinaciones de combustible y oxidante no tóxicos.
Inyectores
La implementación del inyector en los cohetes de combustible líquido determina el porcentaje del rendimiento teórico de la tobera que se puede lograr. Un rendimiento deficiente del inyector hace que el combustible no quemado salga del motor, lo que genera una eficiencia deficiente.
Además, los inyectores también suelen ser clave para reducir las cargas térmicas en la boquilla; al aumentar la proporción de combustible alrededor del borde de la cámara, esto da como resultado temperaturas mucho más bajas en las paredes de la boquilla.
Tipos de inyectores
Los inyectores pueden ser tan simples como una serie de orificios de diámetro pequeño dispuestos en patrones cuidadosamente construidos a través de los cuales pasan el combustible y el oxidante. La velocidad del flujo está determinada por la raíz cuadrada de la caída de presión a través de los inyectores, la forma del orificio y otros detalles como la densidad del propulsor.
Los primeros inyectores utilizados en el V-2 generaban chorros paralelos de combustible y oxidante que luego se quemaban en la cámara, lo que generaba una eficiencia bastante baja.
Los inyectores actuales consisten tradicionalmente en una serie de pequeños orificios por los que se dirigen chorros de combustible y oxidante de forma que colisionen en un punto del espacio a poca distancia de la placa del inyector. Esto ayuda a dividir el flujo en pequeñas gotas que se queman con mayor facilidad.
El motor RS-25 diseñado para el transbordador espacial utiliza un sistema de postes estriados, que utilizan hidrógeno calentado del prequemador para vaporizar el oxígeno líquido que fluye a través del centro de los postes [10] y esto mejora la velocidad y la estabilidad del proceso de combustión; los motores anteriores, como el F-1 utilizado para el programa Apolo, tenían problemas importantes con las oscilaciones que llevaban a la destrucción de los motores, pero esto no fue un problema en el RS-25 debido a este detalle de diseño.
Valentin Glushko inventó el inyector centrípeto a principios de la década de 1930 y se ha utilizado casi universalmente en los motores rusos. Se aplica un movimiento de rotación al líquido (y a veces se mezclan los dos propulsores) y luego se expulsa a través de un pequeño orificio, donde forma una lámina cónica que se atomiza rápidamente. El primer motor líquido de Goddard utilizaba un solo inyector de impacto. Los científicos alemanes de la Segunda Guerra Mundial experimentaron con inyectores de impacto sobre placas planas, que se utilizaron con éxito en el misil Wasserfall .
Estabilidad de la combustión
Para evitar inestabilidades como el traqueteo, que es una oscilación de velocidad relativamente baja, el motor debe diseñarse con una caída de presión suficiente a través de los inyectores para que el flujo sea en gran medida independiente de la presión de la cámara. Esta caída de presión se logra normalmente utilizando al menos el 20% de la presión de la cámara a través de los inyectores.
Sin embargo, sobre todo en los motores de mayor tamaño, se desencadenan fácilmente oscilaciones de combustión a alta velocidad que no se comprenden bien. Estas oscilaciones a alta velocidad tienden a alterar la capa límite del lado del gas del motor, lo que puede provocar que el sistema de refrigeración falle rápidamente y destruya el motor. Este tipo de oscilaciones son mucho más comunes en los motores de mayor tamaño y afectaron al desarrollo del Saturno V , pero finalmente se superaron.
Algunas cámaras de combustión, como las del motor RS-25 , utilizan resonadores de Helmholtz como mecanismos de amortiguación para evitar que determinadas frecuencias de resonancia crezcan.
Para evitar estos problemas, el diseño del inyector RS-25 se centró en vaporizar el propulsor antes de inyectarlo en la cámara de combustión. Aunque se utilizaron muchas otras características para garantizar que no se produjeran inestabilidades, investigaciones posteriores demostraron que estas otras características eran innecesarias y que la combustión en fase gaseosa funcionaba de manera fiable.
Las pruebas de estabilidad suelen implicar el uso de pequeños explosivos, que se detonan dentro de la cámara durante el funcionamiento y provocan una excitación impulsiva. Al examinar el rastro de presión de la cámara para determinar con qué rapidez desaparecen los efectos de la perturbación, es posible estimar la estabilidad y rediseñar las características de la cámara, si es necesario.
Ciclos del motor
En el caso de los cohetes de propulsante líquido, se utilizan habitualmente cuatro formas diferentes de impulsar la inyección del propulsante en la cámara. [11]
El combustible y el oxidante deben bombearse a la cámara de combustión contra la presión de los gases calientes que se están quemando, y la potencia del motor está limitada por la velocidad a la que se puede bombear el propulsor a la cámara de combustión. Para uso atmosférico o en lanzaderas, es conveniente utilizar ciclos de motor de alta presión y, por lo tanto, de alta potencia para minimizar la resistencia gravitacional . Para uso orbital, suelen ser adecuados los ciclos de menor potencia.
Los propulsores se introducen a presión desde tanques presurizados (relativamente pesados). Los tanques pesados implican que una presión relativamente baja es óptima, lo que limita la potencia del motor, pero se quema todo el combustible, lo que permite una alta eficiencia. El presurizante utilizado es con frecuencia helio debido a su falta de reactividad y baja densidad. Ejemplos: AJ-10 , utilizado en el transbordador espacial OMS , Apollo SPS y la segunda etapa del Delta II .
Un pequeño porcentaje de los propulsores se quema en un prequemador para alimentar una turbobomba y luego se expulsa a través de una tobera separada, o en la parte baja de la principal. Esto da como resultado una reducción en la eficiencia ya que el escape contribuye poco o nada al empuje, pero las turbinas de la bomba pueden ser muy grandes, lo que permite motores de alta potencia. Ejemplos: F-1 y J-2 de Saturno V , RS-68 de Delta IV , HM7B de Ariane 5 , Merlin de Falcon 9 .
Toma gases calientes de la cámara de combustión principal del motor del cohete y los dirige a través de turbinas de turbobomba del motor para bombear el propulsor, y luego se agota. Dado que no todo el propulsor fluye a través de la cámara de combustión principal, el ciclo de derivación se considera un motor de ciclo abierto. Algunos ejemplos incluyen el J-2S y el BE-3 .
El combustible criogénico (hidrógeno o metano) se utiliza para enfriar las paredes de la cámara de combustión y la boquilla. El calor absorbido vaporiza y expande el combustible, que luego se utiliza para impulsar las turbobombas antes de que entre en la cámara de combustión, lo que permite una alta eficiencia, o se purga por la borda, lo que permite turbobombas de mayor potencia. El calor limitado disponible para vaporizar el combustible limita la potencia del motor. Ejemplos: RL10 para las segundas etapas de Atlas V y Delta IV (ciclo cerrado), LE-5 de H-II (ciclo de purga).
Una mezcla rica en combustible u oxidante se quema en un prequemador y luego acciona turbobombas, y este escape de alta presión se alimenta directamente a la cámara principal donde el resto del combustible u oxidante experimenta combustión, lo que permite presiones y eficiencias muy altas. Ejemplos: SSME , RD-191 , LE-7 .
Las mezclas ricas en combustible y oxidante se queman en prequemadores separados y accionan las turbobombas; luego, ambos gases de escape de alta presión, uno rico en oxígeno y el otro rico en combustible, se introducen directamente en la cámara principal, donde se combinan y se queman, lo que permite presiones muy altas y una alta eficiencia. Ejemplo: SpaceX Raptor .
Compensaciones del ciclo del motor
La selección de un ciclo de motor es uno de los primeros pasos en el diseño de un motor de cohete. De esta selección surgen una serie de ventajas y desventajas, algunas de las cuales incluyen:
Comparación de compensaciones entre los ciclos de motor más populares
Tipo de ciclo
Generador de gas
Ciclo de expansión
Combustión por etapas
Alimentación a presión
Ventajas
Simple; baja masa seca; permite turbobombas de alta potencia para un alto empuje
Impulso específico elevado; presiones elevadas en la cámara de combustión que permiten un gran empuje
Sencillo, sin turbobombas, baja masa seca, alto impulso específico
Desventajas
Impulso específico inferior
Se debe utilizar combustible criogénico; la transferencia de calor al combustible limita la potencia disponible para la turbina y, por lo tanto, el empuje del motor.
Mayor complejidad y, por lo tanto, masa (más aún para el flujo completo)
La presión del tanque limita la presión y el empuje de la cámara de combustión; tanques pesados y hardware de presurización asociado
Enfriamiento
Los inyectores se suelen disponer de forma que se cree una capa rica en combustible en la pared de la cámara de combustión. Esto reduce la temperatura allí, y aguas abajo hasta la garganta e incluso en la boquilla, y permite que la cámara de combustión funcione a mayor presión, lo que permite utilizar una boquilla con mayor relación de expansión, lo que da una mayor ISP y un mejor rendimiento del sistema. [12] Un motor de cohete líquido a menudo emplea refrigeración regenerativa , que utiliza el combustible o, con menos frecuencia, el oxidante para enfriar la cámara y la boquilla.
Encendido
El encendido se puede realizar de muchas maneras, pero quizás más con combustibles líquidos que con otros cohetes, ya que se requiere una fuente de ignición constante y significativa; un retraso en el encendido (en algunos casos tan pequeño como unas pocas decenas de milisegundos) puede causar una sobrepresión en la cámara debido al exceso de combustible. Un arranque brusco puede incluso provocar la explosión de un motor.
Generalmente, los sistemas de encendido intentan aplicar llamas a lo largo de la superficie del inyector, con un flujo másico de aproximadamente el 1% del flujo másico total de la cámara.
En ocasiones se utilizan enclavamientos de seguridad para garantizar la presencia de una fuente de ignición antes de que se abran las válvulas principales; sin embargo, la fiabilidad de los enclavamientos puede ser en algunos casos inferior a la del sistema de ignición. Por tanto, depende de si el sistema debe ser seguro en caso de fallo o de si es más importante el éxito general de la misión. Los enclavamientos rara vez se utilizan en las etapas superiores sin tripulación, en las que un fallo del enclavamiento provocaría la pérdida de la misión, pero están presentes en el motor RS-25 para apagar los motores antes del despegue del transbordador espacial. Además, la detección del encendido exitoso del encendedor es sorprendentemente difícil; algunos sistemas utilizan cables finos que son cortados por las llamas; también se han utilizado sensores de presión.
Los métodos de encendido incluyen pirotécnicos , eléctricos (chispa o alambre caliente) y químicos. Los propulsores hipergólicos tienen la ventaja de autoencenderse, de manera confiable y con menos posibilidades de arranques difíciles. En la década de 1940, los rusos comenzaron a encender motores con hipergoles, para luego cambiar a los propulsores primarios después del encendido. Esto también se utilizó en el motor del cohete estadounidense F-1 en el programa Apolo .
Ignición con un agente pirofórico : El trietilaluminio se enciende al entrar en contacto con el aire y se encenderá y/o descompondrá al entrar en contacto con el agua y con cualquier otro oxidante; es una de las pocas sustancias lo suficientemente pirofóricas como para encenderse al entrar en contacto con oxígeno líquido criogénico . La entalpía de combustión , Δ c H°, es -5.105,70 ± 2,90 kJ/mol (-1.220,29 ± 0,69 kcal/mol). Su fácil ignición lo hace particularmente deseable como encendedor de motores de cohetes . Puede utilizarse junto con el trietilborano para crear trietilaluminio-trietilborano, más conocido como TEA-TEB.
Historia
Rusia-Unión Soviética
Cohetes 09 (izquierda) y 10 (GIRD-09 y GIRD-X). Museo de Cosmonáutica y Tecnología de Cohetes, San Petersburgo.
La idea de un cohete propulsado por líquido tal como se entiende en el contexto moderno apareció por primera vez en 1903 en el libro Exploración del universo con vehículos propulsados por cohetes [13] del científico ruso Konstantin Tsiolkovsky . La magnitud de su contribución a la astronáutica es asombrosa, incluyendo la ecuación del cohete de Tsiolkovsky , los cohetes de múltiples etapas y el uso de oxígeno líquido e hidrógeno líquido en cohetes de propulsante líquido. [14] Tsiolkovsky influyó en científicos de cohetes posteriores en toda Europa, como Wernher von Braun . Los equipos de búsqueda soviéticos en Peenemünde encontraron una traducción alemana de un libro de Tsiolkovsky del cual "casi cada página... estaba embellecida con los comentarios y notas de von Braun". [15] El destacado diseñador de motores de cohetes soviéticos Valentin Glushko y el diseñador de cohetes Sergey Korolev estudiaron las obras de Tsiolkovsky cuando eran jóvenes [16] y ambos buscaron convertir las teorías de Tsiolkovsky en realidad. [17]
Entre 1929 y 1930, Glushko se dedicó a la investigación de cohetes en Leningrado en el Laboratorio de Dinámica de Gases (GDL), donde se creó una nueva sección de investigación para el estudio de los motores de cohetes eléctricos y de combustible líquido . Esto dio como resultado la creación de los motores ORM (de "Motor de cohete experimental" en ruso) ORM-1 [ru] a ORM-52 [ru] . [18] Se llevaron a cabo un total de 100 pruebas en banco de cohetes de combustible líquido utilizando varios tipos de combustible, tanto de bajo como de alto punto de ebullición, y se logró un empuje de hasta 300 kg. [19] [18]
Durante este período en Moscú , Fredrich Tsander , un científico e inventor, estaba diseñando y construyendo motores de cohetes líquidos que funcionaban con aire comprimido y gasolina. Tsander investigó combustibles de alta energía, incluidos metales en polvo mezclados con gasolina. En septiembre de 1931, Tsander formó el ' Grupo para el Estudio del Movimiento Reactivo ' con sede en Moscú, [20] más conocido por su acrónimo ruso "GIRD". [21] En mayo de 1932, Sergey Korolev reemplazó a Tsander como jefe del GIRD. El 17 de agosto de 1933, Mikhail Tikhonravov lanzó el primer cohete soviético propulsado por líquido (el GIRD-9), alimentado por oxígeno líquido y gasolina gelatinosa. Alcanzó una altitud de 400 metros (1.300 pies). [22] En enero de 1933, Tsander comenzó el desarrollo del cohete GIRD-X. Este diseño quemaba oxígeno líquido y gasolina y fue uno de los primeros motores en ser enfriados regenerativamente por el oxígeno líquido, que fluía alrededor de la pared interna de la cámara de combustión antes de entrar en ella. Los problemas con la combustión durante las pruebas provocaron un cambio de gasolina a alcohol menos energético. El misil final, de 2,2 metros (7,2 pies) de largo por 140 milímetros (5,5 pulgadas) de diámetro, tenía una masa de 30 kilogramos (66 libras), y se esperaba que pudiera llevar una carga útil de 2 kilogramos (4,4 libras) a una altitud de 5,5 kilómetros (3,4 millas). [23] El cohete GIRD X fue lanzado el 25 de noviembre de 1933 y voló a una altura de 80 metros. [24]
En 1933, GDL y GIRD se fusionaron y se convirtieron en el Instituto de Investigación Científica Reactiva (RNII). En el RNII, Gushko continuó el desarrollo de los motores de cohetes de propulsante líquido ОРМ-53 a ОРМ-102, con ORM-65 [ru] impulsando el avión propulsado por cohetes RP-318 . [18] En 1938, Leonid Dushkin reemplazó a Glushko y continuó el desarrollo de los motores ORM, incluido el motor para el interceptor propulsado por cohetes, el Bereznyak-Isayev BI-1 . [25] En el RNII, Tikhonravov trabajó en el desarrollo de motores de cohetes de propulsante líquido de oxígeno/alcohol. [26] En última instancia, los motores de cohetes de propulsante líquido recibieron una baja prioridad a fines de la década de 1930 en el RNII, sin embargo, la investigación fue productiva y muy importante para los logros posteriores del programa de cohetes soviético. [27]
El peruano Pedro Paulet , que había experimentado con cohetes durante toda su vida en Perú , escribió una carta a El Comercio en Lima en 1927, afirmando que había experimentado con un motor de cohete líquido mientras era estudiante en París tres décadas antes. [28] [29] Los historiadores de los primeros experimentos de cohetería, entre ellos Max Valier , Willy Ley y John D. Clark , han dado diferentes cantidades de crédito al informe de Paulet. Valier aplaudió el diseño del cohete propulsado por líquido de Paulet en la publicación Die Rakete del Verein für Raumschiffahrt , diciendo que el motor tenía "una potencia asombrosa" y que sus planes eran necesarios para el desarrollo futuro de cohetes. [30] Hermann Oberth nombraría a Paulet como pionero en cohetería en 1965. [31] Wernher von Braun también describiría a Paulet como "el pionero del motor de propulsión de combustible líquido" y afirmó que "Paulet ayudó al hombre a llegar a la Luna ". [28] [32] [33] [34] [35] Paulet fue contactado más tarde por la Alemania nazi , siendo invitado a unirse a la Astronomische Gesellschaft para ayudar a desarrollar tecnología de cohetes, aunque se negó a ayudar después de descubrir que el proyecto estaba destinado a la militarización y nunca compartió la fórmula de su propulsor. [36] [37] Según el cineasta e investigador Álvaro Mejía, Frederick I. Ordway III intentaría más tarde desacreditar los descubrimientos de Paulet en el contexto de la Guerra Fría y en un esfuerzo por alejar la imagen pública de von Braun de su historia con la Alemania nazi. [38]
Estados Unidos
Robert H. Goddard , abrigado contra el frío clima de Nueva Inglaterra del 16 de marzo de 1926, sostiene el marco de lanzamiento de su invento más notable: el primer cohete líquido.
El primer vuelo de un cohete propulsado por líquido tuvo lugar el 16 de marzo de 1926 en Auburn, Massachusetts , cuando el profesor estadounidense Dr. Robert H. Goddard lanzó un vehículo que utilizaba oxígeno líquido y gasolina como propulsores. [39] El cohete, que fue bautizado como "Nell", se elevó solo 41 pies durante un vuelo de 2,5 segundos que terminó en un campo de coles, pero fue una demostración importante de que los cohetes que utilizaban propulsión líquida eran posibles. Goddard propuso los propulsores líquidos unos quince años antes y comenzó a experimentar seriamente con ellos en 1921. El alemán-rumano Hermann Oberth publicó un libro en 1922 sugiriendo el uso de propulsores líquidos.
Alemania
En Alemania, los ingenieros y científicos se entusiasmaron con la propulsión líquida, construyéndola y probándola a finales de los años 1920 en el marco del Opel RAK , el primer programa de cohetes del mundo, en Rüsselsheim. Según el relato de Max Valier , [40] el diseñador del cohete Opel RAK, Friedrich Wilhelm Sander, lanzó dos cohetes de combustible líquido en la Opel Rennbahn de Rüsselsheim el 10 y el 12 de abril de 1929. Estos cohetes Opel RAK han sido los primeros cohetes de combustible líquido europeos y, después de Goddard, los segundos del mundo en la historia. En su libro "Raketenfahrt", Valier describe el tamaño de los cohetes como de 21 cm de diámetro y 74 cm de longitud, con un peso de 7 kg vacíos y 16 kg con combustible. El empuje máximo era de 45 a 50 kp, con un tiempo total de combustión de 132 segundos. Estas propiedades indican un bombeo a presión de gas. El objetivo principal de estas pruebas era desarrollar el sistema de propulsión de cohetes líquidos para un avión Gebrüder-Müller-Griessheim [41] en construcción para un vuelo planeado a través del canal de la Mancha. También el historiador de vuelos espaciales Frank H. Winter , conservador del Museo Nacional del Aire y el Espacio en Washington, DC, confirma que el grupo Opel estaba trabajando, además de sus cohetes de combustible sólido utilizados para récords de velocidad en tierra y los primeros vuelos tripulados del mundo con un avión cohete con el Opel RAK.1 , en cohetes de combustible líquido. [42] En mayo de 1929, el motor produjo un empuje de 200 kg (440 lb) "durante más de quince minutos y en julio de 1929, los colaboradores de Opel RAK pudieron alcanzar fases de potencia de más de treinta minutos para empujes de 300 kg (660 lb) en las obras de Opel en Rüsselsheim", nuevamente según el relato de Max Valier. La Gran Depresión puso fin a las actividades de Opel RAK. Después de trabajar para el ejército alemán a principios de la década de 1930, Sander fue arrestado por la Gestapo en 1935, cuando la ingeniería de cohetes privados quedó prohibida en Alemania. Fue condenado por traición a 5 años de prisión y obligado a vender su empresa, murió en 1938. [43] El trabajo de Max Valier (a través de Arthur Rudolph y Heylandt), quien murió mientras experimentaba en 1930, y Friedrich Sander sobre cohetes de combustible líquido fue confiscado por el ejército alemán, el Heereswaffenamt e integrado en las actividades del general Walter Dornberger a principios y mediados de la década de 1930 en un campo cerca de Berlín. [44] Max Valier fue cofundador de un grupo de investigación amateur, el VfR , que trabajó en cohetes líquidos a principios de la década de 1930, y muchos de cuyos miembros eventualmente se convirtieron en importantes pioneros de la tecnología de cohetes, incluido Wernher von Braun .Von Braun se desempeñó como jefe de la estación de investigación del ejército que diseñó elArma cohete V-2 para los nazis.
Dibujo del prototipo de avión cohete He 176 V1
A finales de la década de 1930, el uso de propulsión por cohetes para vuelos tripulados comenzó a experimentarse seriamente, cuando el Heinkel He 176 de Alemania realizó el primer vuelo tripulado propulsado por cohete utilizando un motor de cohete líquido, diseñado por el ingeniero aeronáutico alemán Hellmuth Walter el 20 de junio de 1939. [45] El único avión de combate de producción propulsado por cohetes que jamás vio servicio militar, el Me 163 Komet en 1944-45, también utilizó un motor de cohete líquido diseñado por Walter, el Walter HWK 109-509 , que producía hasta 1.700 kgf (16,7 kN) de empuje a plena potencia.
Después de la Segunda Guerra Mundial
Después de la Segunda Guerra Mundial, el gobierno y el ejército de Estados Unidos finalmente consideraron seriamente los cohetes de combustible líquido como armas y comenzaron a financiar trabajos relacionados con ellos. La Unión Soviética hizo lo mismo y así comenzó la carrera espacial .
^ ab Sutton, George P. (1963). Rocket Propulsion Elements, 3.ª edición . Nueva York: John Wiley & Sons. págs. 25, 186, 187.
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Enlaces externos
Un libro en línea titulado "Cómo diseñar, construir y probar pequeños motores de cohetes de combustible líquido"
El Heinkel He 176, el primer avión cohete de combustible líquido del mundo
