Motor de cohete criogénico
Un motor de cohete criogénico es un motor de cohete que utiliza un combustible criogénico y un oxidante ; es decir, tanto su combustible como su oxidante son gases que han sido licuados y se almacenan a temperaturas muy bajas . [1] Estos motores altamente eficientes volaron por primera vez en el Atlas-Centaur estadounidense y fueron uno de los principales factores del éxito de la NASA al llegar a la Luna con el cohete Saturno V. [1]
Los motores de cohetes que queman combustible criogénico siguen utilizándose hoy en día en etapas superiores y propulsores de alto rendimiento . Las etapas superiores son numerosas. Entre los propulsores se incluyen el Ariane 5 de la ESA , el H-II de la JAXA , el GSLV y el LVM3 de la ISRO , el Delta IV y el Space Launch System de los Estados Unidos . Estados Unidos , Rusia , Japón , India , Francia y China son los únicos países que tienen motores de cohetes criogénicos operativos.
Propulsores criogénicos
Los motores de cohetes necesitan caudales másicos elevados tanto de oxidante como de combustible para generar un empuje útil. El oxígeno, el oxidante más simple y más común, se encuentra en fase gaseosa a temperatura y presión estándar , al igual que el hidrógeno, el combustible más simple. Si bien es posible almacenar propulsores como gases presurizados, esto requeriría tanques grandes y pesados que dificultarían, si no imposibilitarían, el vuelo espacial orbital . Por otro lado, si los propulsores se enfrían lo suficiente, existen en fase líquida a mayor densidad y menor presión, lo que simplifica el almacenamiento en tanques. Estas temperaturas criogénicas varían según el propulsor, existiendo el oxígeno líquido por debajo de los -183 °C (-297,4 °F; 90,1 K) y el hidrógeno líquido por debajo de los -253 °C (-423,4 °F; 20,1 K). Dado que uno o más de los propulsores se encuentran en fase líquida, todos los motores de cohetes criogénicos son, por definición, motores de cohetes de propulsor líquido . [2]
Se han probado varias combinaciones de combustible criogénico y oxidante, pero la combinación de combustible de hidrógeno líquido ( LH2 ) y el oxidante de oxígeno líquido ( LOX ) es una de las más utilizadas. [1] [3] Ambos componentes están disponibles de forma fácil y económica, y cuando se queman tienen una de las liberaciones de entalpía más altas en la combustión , [4] produciendo un impulso específico de hasta 450 s a una velocidad de escape efectiva de 4,4 kilómetros por segundo (2,7 mi/s; Mach 13).
Componentes y ciclos de combustión
Los componentes principales de un motor de cohete criogénico son la cámara de combustión , el iniciador pirotécnico , el inyector de combustible, las turbobombas de combustible y oxidante , las válvulas criogénicas, los reguladores, los tanques de combustible y la tobera del motor de cohete . En términos de alimentación de propulsores a la cámara de combustión, los motores de cohete criogénicos se alimentan casi exclusivamente por bomba . Los motores alimentados por bomba funcionan en un ciclo de generador de gas , un ciclo de combustión por etapas o un ciclo de expansor . Los motores de generador de gas tienden a usarse en motores de refuerzo debido a su menor eficiencia, los motores de combustión por etapas pueden cumplir ambas funciones a costa de una mayor complejidad, y los motores de expansor se usan exclusivamente en etapas superiores debido a su bajo empuje. [ cita requerida ]
Motores de cohetes LOX+LH2 por país
Actualmente, seis países han desarrollado y desplegado con éxito motores de cohetes criogénicos:
Comparación de motores de cohetes criogénicos de primera etapa
| modelo | Normativa sobre seguridad y salud en el trabajo (SSME/RS-25) | LE-7A | RD-0120 | Vulcaína 2 | RS-68 | YF-77 |
|---|---|---|---|---|---|---|
| País natal | .png/1280px-Flag_of_the_United_States_(23px).png) Estados Unidos |  Japón |  Unión Soviética |  Francia | Estados Unidos |  Porcelana |
| Ciclo | Combustión por etapas | Combustión por etapas | Combustión por etapas | Generador de gas | Generador de gas | Generador de gas |
| Longitud | 4,24 metros | 3,7 metros | 4,55 metros | 3,00 metros | 5,20 metros | 2,6 metros |
| Diámetro | 1,63 metros | 1,82 metros | 2,42 metros | 1,76 metros | 2,43 metros | 1,5 metros |
| Peso seco | 3.177 kilogramos | 1.832 kilos | 3.449 kilos | 1.686 kilogramos | 6.696 kilos | 1.054 kilos |
| Propulsor | Oxígeno líquido / LH2 | Oxígeno líquido / LH2 | Oxígeno líquido / LH2 | Oxígeno líquido / LH2 | Oxígeno líquido / LH2 | Oxígeno líquido / LH2 |
| Presión de la cámara | 18,9 MPa | 12,0 MPa | 21,8 MPa | 11,7 MPa | 9,7 MPa | 10,1 MPa |
| Isp (vacío) | 453 segundos | 440 segundos | 454 segundos | 433 segundos | 409 segundos | 428 segundos |
| Empuje (vacío) | 2,278 millones de libras | 1.098 millones | 1,961 millones de libras | 1.120 millones de libras | 3,37 millones | 0,7 millones |
| Empuje (SL) | 1,817 millones de libras | 0,87 millones | 1,517 millones de libras | 0,800 millones | 2,949 millones de libras | 0,518 millones de millones |
| Utilizado en | Sistema de lanzamiento espacial del transbordador espacial | H-IIA H-IIB | Energía | Ariane 5 | Delta IV | Larga Marcha 5 |
Comparación de motores de cohetes criogénicos de etapa superior
| RL-10 | HM7B | Vinci | KVD-1 | CE-7.5 | CE-20 | YF-73 | YF-75 | YF-75D | RD-0146 | ES-702 | ES-1001 | LE-5 | LE-5A | LE-5B | |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| País natal | Estados Unidos | Francia | Francia | Unión Soviética |  India | India | Porcelana | Porcelana | Porcelana |  Rusia | Japón | Japón | Japón | Japón | Japón |
| Ciclo | Expansor | Generador de gas | Expansor | Combustión por etapas | Combustión por etapas | Generador de gas | Generador de gas | Generador de gas | Expansor | Expansor | Generador de gas | Generador de gas | Generador de gas | Ciclo de purga del expansor (expansor de boquilla) | Ciclo de purga del expansor (expansor de cámara) |
| Empuje (vacío) | 66,7 kN (15 000 lbf) | 62,7 kN | 180 kN | 69,6 kN | 73 kN | 186,36 kN | 44,15 kN | 83,585 kN | 88,36 kN | 98,1 kN (22.054 lbf) | 68,6 kN (7,0 tf) [8] | 98 kN (10,0 tf) [9] | 102,9 kN (10,5 tf) | r121,5 kN (12,4 tf) | 137,2 kN (14 tf) |
| Proporción de mezcla | 5,5:1 o 5,88:1 | 5.0 | 5.8 | 5.05 | 5.0 | 5.2 | 6.0 | 5.2 | 6.0 | 5.5 | 5 | 5 | |||
| Relación de boquillas | 40 | 83.1 | 100 | 40 | 80 | 80 | 40 | 40 | 140 | 130 | 110 | ||||
| Yo escribo (vac.) | 433 | 444.2 | 465 | 462 | 454 | 442 | 420 | 438 | 442.6 | 463 | 425 [10] | 425 [11] | 450 | 452 | 447 |
| Presión de la cámara: MPa | 2.35 | 3.5 | 6.1 | 5.6 | 5.8 | 6.0 | 2,59 | 3.68 | 4.1 | 5.9 | 2.45 | 3.51 | 3,65 | 3,98 | 3.58 |
| RPM del motor 2 TP del lado izquierdo | 90.000 | 42.000 | 65.000 | 125.000 | 41.000 | 46.310 | 50.000 | 51.000 | 52.000 | ||||||
| RPM de LOX TP | 18.000 | 16.680 | 21.080 | 16.000 | 17.000 | 18.000 | |||||||||
| Longitud m | 1,73 | 1.8 | 2.2 ~ 4.2 | 2.14 | 2.14 | 1.44 | 2.8 | 2.2 | 2.68 | 2.69 | 2,79 | ||||
| Peso seco kg | 135 | 165 | 550 | 282 | 435 | 558 | 236 | 245 | 265 | 242 | 255,8 | 259,4 | 255 | 248 | 285 |
Referencias
- ^ abc Bilstein, Roger E. (1995). Etapas de Saturno: Una historia tecnológica de los vehículos de lanzamiento Apolo/Saturno (NASA SP-4206) (Serie de Historia de la NASA). Oficina de Historia de la NASA. pp. 89–91. ISBN 0-7881-8186-6.
- ^ Biblarz, Óscar; Sutton, George H. (2009). Elementos de propulsión de cohetes. Nueva York: Wiley. pag. 597.ISBN 978-0-470-08024-5.
- ^ La temperatura de licuefacción del oxígeno es de 89 kelvins y a esta temperatura tiene una densidad de 1,14 kg/L. Para el hidrógeno es de 20 K, justo por encima del cero absoluto , y tiene una densidad de 0,07 kg/L.
- ^ Biswas, S. (2000). Perspectivas cósmicas en la física espacial. Bruselas: Kluwer. p. 23. ISBN 0-7923-5813-9."... [LH2+LOX] tiene casi el impulso específico más alto".
- ^ https://www.rocket.jaxa.jp/rocket/engine/le7/ [ URL básica ]
- ^ https://www.rocket.jaxa.jp/rocket/engine/le5b/ [ URL básica ]
- ^ https://www.rocket.jaxa.jp/rocket/engine/le9/ [ URL básica ]
- ^ sin boquilla 48,52 kN (4,9 tf)
- ^ sin boquilla 66,64 kN (6,8 tf)
- ^ sin boquilla 286,8
- ^ sin boquilla 291,6
Enlaces externos
- Motor de cohete criogénico RL10B-2 de EE.UU.
- Motores de cohetes criogénicos rusos
- [1]
