Cohete propulsor

Artículo principal: Cohete de propulsión líquida

Los principales tipos de propulsores líquidos son los propulsores almacenables, que suelen ser hipergólicos, y los propulsores criogénicos.

VentajasEditar

Los cohetes de combustible líquido tienen un mayor impulso específico que los cohetes sólidos y son capaces de ser acelerados, apagados y reiniciados. Sólo la cámara de combustión de un cohete de combustible líquido necesita soportar altas presiones y temperaturas de combustión. La refrigeración puede realizarse de forma regenerativa con el propulsor líquido. En los vehículos que emplean turbobombas, los tanques de propulsante están a una presión inferior a la de la cámara de combustión, lo que reduce la masa del tanque. Por estas razones, la mayoría de los vehículos de lanzamiento orbital utilizan propulsores líquidos.

La principal ventaja del impulso específico de los propulsores líquidos se debe a la disponibilidad de oxidantes de alto rendimiento. Existen varios oxidantes líquidos prácticos (oxígeno líquido, tetróxido de dinitrógeno y peróxido de hidrógeno) que tienen mejor impulso específico que el perclorato de amonio utilizado en la mayoría de los cohetes sólidos cuando se combinan con los combustibles adecuados.

Algunos gases, en particular el oxígeno y el nitrógeno, pueden ser recogidos en la atmósfera superior y transferidos a la órbita terrestre baja para su uso en depósitos de propulsores a un coste sustancialmente reducido.

DesventajasEditar

Las principales dificultades con los propulsores líquidos son también con los oxidantes. Los oxidantes almacenables, como el ácido nítrico y el tetróxido de nitrógeno, tienden a ser extremadamente tóxicos y altamente reactivos, mientras que los propulsores criogénicos, por definición, deben almacenarse a baja temperatura y también pueden tener problemas de reactividad/toxicidad. El oxígeno líquido (LOX) es el único oxidante criogénico que vuela; otros, como el FLOX, una mezcla de flúor y LOX, nunca han volado debido a su inestabilidad, toxicidad y explosividad. Se han propuesto otros oxidantes inestables, energéticos y tóxicos: ozono líquido (O3), ClF3 y ClF5.

Los cohetes alimentados con líquidos requieren válvulas, juntas y turbobombas potencialmente problemáticas, que aumentan el coste del cohete. Las turbobombas son especialmente problemáticas debido a los elevados requisitos de rendimiento.

Tipos criogénicos actualesEditar

  • Oxígeno líquido (LOX) y queroseno altamente refinado (RP-1). Utilizado para las primeras etapas de los cohetes Atlas V, Falcon 9, Falcon Heavy, Soyuz, Zenit y cohetes de desarrollo como el Angara y el Long March 6. Esta combinación se considera la más práctica para los cohetes que despegan a nivel del suelo y que, por tanto, deben funcionar a plena presión atmosférica.
  • LOX e hidrógeno líquido. Utilizado en la etapa superior del Centauro, el cohete Delta IV, el cohete H-IIA, la mayoría de las etapas del Ariane 5 europeo y las etapas centrales y superiores del Sistema de Lanzamiento Espacial.
  • El LOX y el metano líquido (a partir de gas natural licuado) están previstos para su uso en varios cohetes en desarrollo, como el Vulcan, el New Glenn y el SpaceX Starship.
    • Tipos almacenables actualesEditar

      • Tetróxido de dinitrógeno (N2O4) e hidracina (N2H4), MMH o UDMH. Se utilizan en cohetes militares, orbitales y del espacio profundo porque ambos líquidos son almacenables durante largos períodos a temperaturas y presiones razonables. El N2O4/UDMH es el principal combustible del cohete Protón, de los antiguos cohetes Long March (LM 1-4), del PSLV, del Fregat y de las etapas superiores Briz-M. Esta combinación es hipergólica, lo que hace que las secuencias de ignición sean atractivamente sencillas. El mayor inconveniente es que estos propulsores son muy tóxicos y requieren una manipulación cuidadosa.
      • Los monopropulsores como el peróxido de hidrógeno, la hidracina y el óxido nitroso se utilizan principalmente para el control de actitud y el mantenimiento de estaciones de naves espaciales, donde su capacidad de almacenamiento a largo plazo, su sencillez de uso y su capacidad para proporcionar los pequeños impulsos necesarios compensan su menor impulso específico en comparación con los bipropulsores. El peróxido de hidrógeno también se utiliza para impulsar las turbobombas de la primera etapa del vehículo de lanzamiento Soyuz.

      Relación de mezcla

      La velocidad teórica de escape de un determinado propulsor químico es proporcional a la energía liberada por unidad de masa de propulsor (energía específica). En los cohetes químicos, el combustible u oxidante no quemado representa la pérdida de energía potencial química, lo que reduce la energía específica. Sin embargo, la mayoría de los cohetes funcionan con mezclas ricas en combustible, que dan lugar a velocidades de escape teóricas más bajas.

      Sin embargo, las mezclas ricas en combustible también tienen especies de escape de menor peso molecular. La tobera del cohete convierte la energía térmica de los propulsores en energía cinética dirigida. Esta conversión se produce en el tiempo que tardan los propulsores en fluir desde la cámara de combustión a través de la garganta del motor y salir por la tobera, normalmente del orden de un milisegundo. Las moléculas almacenan energía térmica en rotación, vibración y traslación, de las cuales sólo la última puede utilizarse fácilmente para añadir energía a la etapa del cohete. Las moléculas con menos átomos (como el CO y el H2) tienen menos modos de vibración y rotación disponibles que las moléculas con más átomos (como el CO2 y el H2O). En consecuencia, las moléculas más pequeñas almacenan menos energía vibracional y rotacional para una cantidad dada de entrada de calor, lo que resulta en una mayor energía de traslación disponible para ser convertida en energía cinética. La mejora resultante en la eficiencia de la tobera es lo suficientemente grande como para que los motores de cohetes reales mejoren su velocidad de escape real haciendo funcionar mezclas ricas con velocidades de escape teóricas algo más bajas.

      El efecto del peso molecular de los gases de escape en la eficiencia de la tobera es más importante para las toberas que operan cerca del nivel del mar. Los cohetes de alta expansión que operan en el vacío tienen un efecto mucho menor y, por lo tanto, funcionan con mezclas menos ricas.

      Los cohetes de LOX/hidrocarburo funcionan con mezclas ligeramente ricas (relación de masa O/F de 3 en lugar de la estequiométrica de 3,4 a 4) porque la liberación de energía por unidad de masa disminuye rápidamente a medida que la relación de mezcla se desvía de la estequiométrica. Los cohetes de LOX/LH2 son muy ricos (relación de masa O/F de 4 en lugar de la estequiométrica de 8) porque el hidrógeno es tan ligero que la liberación de energía por unidad de masa de propulsor disminuye muy lentamente con el hidrógeno adicional. De hecho, los cohetes LOX/LH2 suelen estar limitados en cuanto a su riqueza por la penalización de rendimiento de la masa del depósito de hidrógeno adicional en lugar de la química subyacente.

      Otra razón para funcionar con riqueza es que las mezclas no estequiométricas arden más frías que las estequiométricas, lo que facilita la refrigeración del motor. Dado que los productos de la combustión ricos en combustible son menos reactivos químicamente (corrosivos) que los productos de la combustión ricos en oxidantes, la gran mayoría de los motores de cohetes están diseñados para funcionar ricos en combustible. Existe al menos una excepción: el prequemador ruso RD-180, que quema LOX y RP-1 en una proporción de 2,72.

      Además, las proporciones de mezcla pueden ser dinámicas durante el lanzamiento. Esto puede aprovecharse con diseños que ajusten la relación entre el oxidante y el combustible (junto con el empuje general) a lo largo de un vuelo para maximizar el rendimiento general del sistema. Por ejemplo, durante el despegue el empuje es más valioso que el impulso específico, y un ajuste cuidadoso de la relación O/F puede permitir niveles de empuje más altos. Una vez que el cohete se aleja de la plataforma de lanzamiento, la relación O/F del motor puede ajustarse para obtener una mayor eficiencia.

      Densidad del propulsorEditar

      Aunque el hidrógeno líquido proporciona un alto Isp, su baja densidad es una desventaja: el hidrógeno ocupa unas 7 veces más volumen por kilogramo que los combustibles densos como el queroseno. El depósito de combustible, las tuberías y la bomba deben ser proporcionalmente más grandes. Esto aumenta la masa seca del vehículo, reduciendo su rendimiento. El hidrógeno líquido también es relativamente caro de producir y almacenar, y provoca dificultades en el diseño, la fabricación y el funcionamiento del vehículo. Sin embargo, el hidrógeno líquido es extremadamente adecuado para el uso de la etapa superior, en la que el Isp es muy importante y la relación entre el empuje y el peso es menos relevante.

      Los vehículos de lanzamiento con propulsores densos tienen una masa de despegue más alta debido al menor Isp, pero pueden desarrollar más fácilmente empujes de despegue elevados debido al volumen reducido de los componentes del motor. Esto significa que los vehículos con etapas de refuerzo de combustible denso alcanzan la órbita antes, minimizando las pérdidas debidas a la resistencia a la gravedad y reduciendo el requisito efectivo de delta-v.

      El cohete tripropulsor propuesto utiliza principalmente combustible denso mientras está a baja altitud y cambia a hidrógeno a mayor altitud. Los estudios realizados en la década de 1960 propusieron vehículos de una sola etapa hasta la órbita utilizando esta técnica. El transbordador espacial se aproximó a esta técnica utilizando cohetes impulsores sólidos densos para la mayor parte del empuje durante los primeros 120 segundos. Los motores principales quemaban una mezcla de hidrógeno y oxígeno rica en combustible, operando continuamente durante todo el lanzamiento, pero proporcionando la mayor parte del empuje a altitudes más altas después de la quema del SRB.