Propulsor de foguete

Artigo principal: Propulsor líquido

Os principais tipos de propulsores líquidos são propulsores armazenáveis, que tendem a ser hipergólicos, e propulsores criogénicos.

VantagensEditar

Foguetes de combustível líquido têm maior impulso específico do que os foguetes sólidos e são capazes de ser acelerados, desligados, e reiniciados. Apenas a câmara de combustão de um foguetão alimentado a líquido precisa de resistir a pressões e temperaturas de combustão elevadas. O arrefecimento pode ser feito de forma regenerativa com o propulsor líquido. Nos veículos que utilizam turbo-bombas, os tanques de combustível estão a uma pressão inferior à da câmara de combustão, diminuindo a massa do tanque. Por estas razões, a maioria dos veículos de lançamento orbital utilizam propulsores líquidos.

A vantagem de impulso específico primário dos propulsores líquidos deve-se à disponibilidade de oxidantes de alto desempenho. Estão disponíveis vários oxidantes líquidos práticos (oxigénio líquido, tetróxido de dinitrogénio e peróxido de hidrogénio) que têm melhor impulso específico do que o perclorato de amónio utilizado na maioria dos foguetes sólidos quando emparelhados com combustíveis adequados.

alguns gases, nomeadamente oxigénio e azoto, podem ser recolhidos da atmosfera superior, e transferidos até à órbita terrestre baixa para utilização em depósitos de propulsores a um custo substancialmente reduzido.

DesvantagensEditar

As principais dificuldades com os propulsores líquidos são também com os oxidantes. Os oxidantes armazenáveis, tais como ácido nítrico e tetroxido de azoto, tendem a ser extremamente tóxicos e altamente reactivos, enquanto os propulsores criogénicos, por definição, devem ser armazenados a baixa temperatura e podem também ter problemas de reactividade/toxicidade. O oxigénio líquido (LOX) é o único oxidante criogénico voado – outros como o FLOX, uma mistura flúor/LOX, nunca foram voados devido à instabilidade, toxicidade e explosividade. Vários outros oxidantes instáveis, energéticos e tóxicos foram propostos: ozono líquido (O3), ClF3, e ClF5.

Foguetes alimentados por líquidos requerem válvulas, vedantes, e turbobombas potencialmente problemáticas, que aumentam o custo do foguetão. As turbobombas são particularmente problemáticas devido a requisitos de alto desempenho.

Tipos criogénicos actuaisEditar

  • Oxigénio líquido (LOX) e querosene altamente refinado (RP-1). Utilizado para as primeiras fases do Atlas V, Falcon 9, Falcon Heavy, Soyuz, Zenit, e foguetes de desenvolvimento como Angara e Long March 6. Esta combinação é amplamente considerada como a mais prática para os impulsionadores que se elevam ao nível do solo e, portanto, devem operar a plena pressão atmosférica.
  • li>LOX e hidrogénio líquido. Utilizado no palco superior do Centauro, o foguete Delta IV, o foguete H-IIA, a maioria dos estádios do Ariane 5 europeu, e o núcleo e os estádios superiores do Space Launch System.li>LOX e metano líquido (de gás natural liquefeito) estão planeados para utilização em vários foguetes em desenvolvimento, incluindo Vulcan, New Glenn, e SpaceX Starship.

Tipos de armazenamento de correnteEdit

  • Dinitrogen tetroxide (N2O4) e hidrazina (N2H4), MMH, ou UDMH. Utilizado em foguetes militares, orbitais, e de espaço profundo porque ambos os líquidos são armazenáveis por longos períodos a temperaturas e pressões razoáveis. N2O4/UDMH é o principal combustível para os foguetes Proton, foguetes Long March mais antigos (LM 1-4), PSLV, Fregat, e fases superiores Briz-M. Esta combinação é hipergólica, tornando as sequências de ignição atractivamente simples. O maior inconveniente é que estes propulsores são altamente tóxicos e requerem um manuseamento cuidadoso.
  • li> Monopropulsores como o peróxido de hidrogénio, hidrazina, e óxido nitroso são utilizados principalmente para controlo de atitude e manutenção de estações espaciais onde a sua capacidade de armazenamento a longo prazo, simplicidade de utilização, e capacidade de fornecer os pequenos impulsos necessários, compensam o seu menor impulso específico em comparação com os bipropulsores. O peróxido de hidrogénio é também utilizado para accionar as turbopombas na primeira fase do veículo lançador Soyuz.

Razão de misturaEditar

A velocidade teórica de escape de uma determinada química do propulsor é proporcional à energia libertada por unidade de massa do propulsor (energia específica). Nos foguetes químicos, o combustível não queimado ou oxidante representa a perda de energia potencial química, o que reduz a energia específica. Contudo, a maioria dos foguetes utilizam misturas ricas em combustível, o que resulta em menores velocidades teóricas de escape.

No entanto, as misturas ricas em combustível também têm espécies de escape de menor peso molecular. O bocal do foguetão converte a energia térmica dos propulsores em energia cinética dirigida. Esta conversão acontece no tempo que leva para que os propulsores fluam da câmara de combustão através da garganta do motor e do bocal, normalmente na ordem de um milissegundo. As moléculas armazenam energia térmica em rotação, vibração e translação, das quais apenas esta última pode ser facilmente utilizada para adicionar energia ao estágio de foguetão. As moléculas com menos átomos (como CO e H2) têm menos modos vibracionais e rotacionais disponíveis do que as moléculas com mais átomos (como CO2 e H2O). Consequentemente, moléculas mais pequenas armazenam menos energia vibracional e rotacional para uma dada quantidade de entrada de calor, resultando em mais energia de translação disponível para ser convertida em energia cinética. A melhoria resultante na eficiência dos bicos é suficientemente grande para que os verdadeiros motores de foguete melhorem a sua velocidade de escape real, fazendo funcionar misturas ricas com velocidades de escape teóricas um pouco menores.

O efeito do peso molecular do escape na eficiência dos bicos é mais importante para os bicos que operam perto do nível do mar. Os foguetes de alta expansão que operam em vácuo vêem um efeito muito menor, e assim funcionam menos ricos.

LOX/rockets de hidrocarbonetos funcionam ligeiramente ricos (relação massa O/F de 3 em vez de estequiométrica de 3,4 para 4) porque a libertação de energia por unidade de massa cai rapidamente à medida que a relação de mistura se desvia da estequiométrica. Os foguetes LOX/LH2 são executados muito ricos (relação massa O/F de 4 em vez de estequiométrica de 8) porque o hidrogénio é tão leve que a libertação de energia por unidade de massa do propulsor cai muito lentamente com hidrogénio extra. De facto, os foguetes LOX/LH2 são geralmente limitados na sua riqueza pela penalização do desempenho da massa do tanque de hidrogénio extra em vez da química subjacente.

Outra razão para serem ricos é que as misturas não estequiométricas queimam mais frio do que as misturas estequiométricas, o que torna o arrefecimento do motor mais fácil. Porque os produtos de combustão ricos em combustível são menos reactivos quimicamente (corrosivos) do que os produtos de combustão ricos em oxidantes, uma grande maioria dos motores de foguetes são concebidos para funcionar com combustível rico. Existe pelo menos uma excepção: o pré-combustível russo RD-180, que queima LOX e RP-1 a uma razão de 2,72,

Adicionalmente, os rácios de mistura podem ser dinâmicos durante o lançamento. Isto pode ser explorado com desenhos que ajustam a razão entre o oxidante e o combustível (juntamente com o impulso global) ao longo de um voo para maximizar o desempenho global do sistema. Por exemplo, durante o impulso de descolagem é mais valioso do que um impulso específico, e um ajustamento cuidadoso da relação O/F pode permitir níveis de impulso mais elevados. Uma vez afastado o foguete da plataforma de lançamento, a relação O/F do motor pode ser afinada para uma maior eficiência.

Densidade do propulsorEditar

Apesar de o hidrogénio líquido dar uma elevada Isp, a sua baixa densidade é uma desvantagem: o hidrogénio ocupa cerca de 7x mais volume por quilograma do que combustíveis densos como o querosene. O depósito de combustível, a canalização e a bomba devem ser correspondentemente maiores. Isto aumenta a massa seca do veículo, reduzindo o seu desempenho. O hidrogénio líquido é também relativamente caro de produzir e armazenar, e causa dificuldades na concepção, fabrico e funcionamento do veículo. No entanto, o hidrogénio líquido é extremamente adequado para utilização em fases superiores em que a Isp está numa fase premium e as relações entre o impulso e o peso são menos relevantes.

Os veículos de lançamento de propulsores densos têm uma massa de descolagem mais elevada devido a uma Isp mais baixa, mas podem mais facilmente desenvolver elevadas propulsões de descolagem devido ao volume reduzido dos componentes do motor. Isto significa que os veículos com fases de reforço de combustível denso atingem a órbita mais cedo, minimizando as perdas devido ao arrastamento por gravidade e reduzindo o requisito efectivo de delta-v.

O foguete tripropulsor proposto utiliza principalmente combustível denso enquanto a baixa altitude e muda para hidrogénio a maior altitude. Estudos realizados nos anos 60 propuseram uma única fase para orbitar veículos utilizando esta técnica. O Vaivém Espacial aproximou-se desta técnica, utilizando propulsores de foguete sólido denso para a maior parte do impulso durante os primeiros 120 segundos. Os motores principais queimaram uma mistura rica em combustível de hidrogénio e oxigénio, funcionando continuamente durante todo o lançamento, mas fornecendo a maior parte do impulso a altitudes mais elevadas após a queima de SRB.