Propulsor de combustible líquido

Un propulsor de combustible l�quido es un tipo de motor cohete que utiliza propelentes l�quidos. Los l�quidos presentan la ventaja de que su densidad razonablemente alta permite que el volumen de los tanques de almacenamiento de los propelentes sea relativamente bajo, y es posible utilizar turbobombas centr�fugas ligeras para impulsar el propelente desde los tanques a la c�mara de combusti�n, lo que significa que los propulsores pueden mantenerse a baja presi�n. Esto permite el uso de tanques de propulsor de poco peso, optimizando la relaci�n peso/potencia del cohete.

A veces se usa en motores peque�os m�s simples un gas inerte almacenado en un tanque a alta presi�n en lugar de bombas para forzar el paso de los propulsores a la c�mara de combusti�n. Estos motores pueden tener una relaci�n de masa m�s baja, pero generalmente son m�s fiables, y por lo tanto, se usan ampliamente para el mantenimiento de la �rbita en sat�lites.^[1]

Los propulsores de combustibles l�quidos pueden funcionar con un solo componente (tipo "monopropelente"), con dos (tipo "bipropelente") o m�s raramente con tres (tipo "tripropelente"). Algunos se dise�an para proporcionar empuje variable y otros pueden reiniciarse despu�s de un apagado anterior en el espacio. Los propulsores l�quidos tambi�n se usan en los cohetes h�bridos, en los que un oxidante l�quido generalmente se combina con un combustible s�lido.

Historia

Conjunto de turbobombas de un cohete V-2 en secci�n. El rotor de la turbina est� en el centro, y los rotores de las bombas a ambos lados

La idea del cohete de combustible l�quido tal como se entiende en el contexto moderno, aparece por primera vez en el libro "La exploraci�n del espacio c�smico mediante dispositivos de reacci�n",^[2] del maestro de escuela ruso Konstant�n Tsiolkovski. Este tratado seminal sobre astron�utica se public� en mayo de 1903, pero no se distribuy� fuera de Rusia hasta a�os despu�s, y los cient�ficos rusos le prestaron poca atenci�n.

Pedro Eleodoro Paulet Mostajo (2 de julio de 1874 - 30 de enero de 1945) fue un cient�fico e inventor peruano que en 1895, fue presuntamente la primera persona en construir un cohete de combustible l�quido y, en 1900, la primera persona en construir un moderno sistema de propulsi�n para un cohete.^[3] El Museo Nacional del Aire y el Espacio en Washington D. C., tiene una peque�a placa que honra la memoria de Paulet. Fue el �nico desarrollador conocido de experimentos con motores cohete de propulsor l�quido en el siglo XIX, siendo considerado uno de los "padres de la aeron�utica".^[4] Sin embargo, no public� su trabajo. En 1927 escribi� una carta a un peri�dico en Lima, afirmando que hab�a experimentado con un motor cohete de propelente l�quido cuando era estudiante en Par�s tres d�cadas antes. Los historiadores de los primeros experimentos de coheter�a, entre ellos Max Valier, Willy Ley y John D. Clark, han otorgado diferentes grados de credibilidad al informe de Paulet, que describi� sus pruebas de laboratorio, pero que no afirm� haber lanzado un cohete de este tipo. Wernher von Braun, en su libro Historia mundial de la aeron�utica, afirma: "Pedro Paulet estuvo en Par�s en esos a�os (1900), experiment� con su peque�o motor de dos kilos y medio y logr� 100 kg de empuje. Por este hecho, Paulet debe ser considerado el pionero del motor de propulsi�n de combustible l�quido". Adem�s, en su History of Rocketry and Space Travel, von Braun reconoce que "con sus esfuerzos, Paulet ayud� al hombre a llegar a la Luna".

El primer vuelo de un cohete propulsor de combustible l�quido tuvo lugar el 16 de marzo de 1926 en Auburn (Massachusetts), cuando el profesor estadounidense Robert Goddard lanz� un veh�culo utilizando ox�geno l�quido y gasolina como propelentes.^[5] El cohete, que recibi� el apodo de "Nell", subi� apenas 41 pies durante un vuelo de 2.5 segundos que termin� en un campo de coles, pero fue una demostraci�n importante de que los cohetes de combustible l�quido eran posibles. Goddard propuso estos propulsores unos quince a�os antes, y comenz� a experimentar seriamente con ellos en 1921.

En Alemania, ingenieros y cient�ficos se entusiasmaron con los cohetes de combustible l�quido, construy�ndolos y prob�ndolos a principios de la d�cada de 1930 en Kummersdorf, cerca de Berl�n.^[6] Este grupo de aficionados a los cohetes, el VfR, inclu�a a Wernher von Braun, que se convirti� en el jefe de la estaci�n de investigaci�n del ej�rcito que secretamente construy� el misil V-2 para los nazis. El cient�fico germano-rumano Hermann Julius Oberth public� un libro en 1922 sugiriendo el uso de propelentes l�quidos.

A finales de la d�cada de 1930, el uso de la propulsi�n con cohetes para el vuelo tripulado comenz� a experimentarse seriamente, y el avi�n alem�n Heinkel He 176 realiz� el primer vuelo tripulado, impulsado por un cohete de combustible l�quido dise�ado por el ingeniero aeron�utico alem�n Hellmuth Walter el 20 de junio de 1939.^[7] El �nico avi�n de combate propulsado por cohetes producido en serie que entr� en combate, el Me 163B Komet en 1944-45, tambi�n utilizaba un motor cohete de combustible l�quido dise�ado por Walter, el Walter HWK 109-509, que producía hasta 1.700 kgf (3.800 lbs/f) de empuje a máxima potencia.

Después de la Segunda Guerra Mundial, el gobierno y el ejército estadounidense finalmente consideraron seriamente los cohetes con propulsores líquidos como armas y comenzaron a financiar realizaciones en este campo. La Unión Soviética hizo lo mismo, y así comenzó la carrera espacial.

Tipos

Los cohetes de combustible líquido se han construido utilizando uno, dos o tres líquidos propelentes. Los "cohetes bipropelentes líquidos" generalmente usan un combustible líquido, como hidrógeno líquido o un combustible hidrocarburo como RP-1, y un líquido oxidante, como oxígeno líquido. El motor puede ser un motor cohete criogénico, donde el combustible y el oxidante, como el hidrógeno y el oxígeno, son gases que se han licuado a temperaturas muy bajas.

Los cohetes de propelente líquido pueden ser aceleradores (con empuje variable) en tiempo real, para lo que disponen de un control de la relación de mezcla (proporción en la que se mezclan el oxidante y el combustible); también pueden apagarse y, con un sistema de encendido adecuado o un propulsor de autoencendido, reiniciarse.

También se usan en ocasiones en los cohetes híbridos, en los que un oxidante líquido se combina con un combustible sólido.^[1] ^{: 354–356}

Principio de operación

Todos los motores cohete de combustibles líquidos utilizan tanques y tuberías para almacenar y transferir el propelente, un sistema de inyectores, una cámara de combustión que casi siempre es cilíndrica y una (a veces dos o más) toberas. Los sistemas líquidos permiten un impulso específico mayor que los motores de cohetes híbridos y sólidos; y pueden proporcionar una eficiencia de tanques muy alta.

A diferencia de los gases, un propelente l�quido t�pico tiene una densidad similar a la del agua, aproximadamente 0.7-1.4 g/cm� (excepto el hidr�geno l�quido, que tiene una densidad mucho menor), mientras que requieren solo una presi�n de vapor relativamente baja. Esta combinaci�n de adecuada densidad y baja presi�n permite utilizar tanques muy ligeros; que conllevan un peso de aproximadamente tan solo el 1% del contenido de propelentes densos y alrededor del 10% para el hidr�geno l�quido (debido a su baja densidad y a la masa del aislamiento requerido).

Para la inyecci�n en la c�mara de combusti�n, la presi�n del propelente en los inyectores debe ser mayor que la presi�n de la c�mara; esto se puede lograr con una bomba. Los sistemas de bombeo generalmente usan turbobombas centr�fugas debido a su alta potencia y peso ligero, aunque se han utilizado bombas de �mbolo en el pasado. Las turbobombas son generalmente extremadamente ligeras y pueden dar un excelente rendimiento, con un peso en la Tierra muy por debajo del 1% del empuje. De hecho, la relaci�n empuje a peso total de los motores cohete que utilizan una turbobomba alcanzan valores tan altos como 155:1, como en el motor cohete Merl�n de SpaceX; y hasta de 180:1 con la versi�n de vac�o.^[8]

Alternativamente, en lugar de bombas, se puede usar un tanque pesado de un gas inerte a alta presi�n, como el helio, y se puede renunciar a la bomba; pero la mejora de rendimiento que se puede alcanzar es a menudo muy baja, debido a la masa extra del tanque, reduciendo el rendimiento; pero para su uso a gran altitud o en el vac�o, la masa del tanque puede ser aceptable.

Los principales componentes de un motor cohete son la c�mara de combusti�n (c�mara de empuje), el sistema de alimentaci�n, el sistema de ignici�n pirot�cnico, los propelentes, las v�lvulas, los reguladores, los tanques de los propelentes y la tobera del motor cohete. En t�rminos de alimentaci�n de propelentes a la c�mara de combusti�n, estos motores pueden ser de ciclo de tanque presurizado o de alimentados por bombas, y los motores alimentados por bomba funcionan seg�n un ciclo de generaci�n de gas, un sistema de combusti�n escalonada o un ciclo de expansi�n.

Se pueden hacer pruebas de un motor de combustible l�quido antes de su uso, mientras que para los motores de combustible s�lido se debe aplicar una gesti�n de la calidad rigurosa durante su fabricaci�n para garantizar una alta fiabilidad.^[9] Estos propulsores de combustible l�quido tambi�n puede reutilizarse para varios vuelos, como en el Transbordador STS y en los cohetes de la serie Falcon 9.

El uso de propelentes l�quidos puede asociarse con una serie de problemas:

Debido a que el propelente es una proporci�n muy grande de la masa del veh�culo, el centro de masas se desplaza significativamente hacia atr�s a medida que se utiliza el propelente; se podr�a perder el control del veh�culo si su masa central se acerca demasiado al centro de arrastre.
Cuando se opera dentro de una atm�sfera, la presurizaci�n de los tanques de propelente de paredes muy finas debe garantizar un valor de la presi�n positivo en todo momento para evitar el colapso catastr�fico del tanque.
Los propulsores l�quidos est�n sujetos a agitaci�n mec�nica, lo que puede producir la p�rdida de control del veh�culo. Este efecto se puede evitar con deflectores de derrame en los tanques, as� como con el uso de trayectorias del cohete previamente estudiadas.
Pueden sufrir efecto pogo, de forma que el cohete experimenta ciclos de aceleraci�n no controlados.
Los propulsores l�quidos a menudo necesitan el drenado de los gases residuales en gravedad cero para evitar la aspiraci�n del gas hacia los motores al arrancar. Tambi�n est�n sujetos a agitaci�n vorticial dentro del tanque, particularmente cuando el dep�sito empieza a vaciarse, lo que tambi�n puede provocar que el gas sea aspirado hacia el motor o la bomba.
Los propulsores l�quidos pueden tener fugas, especialmente hidr�geno, lo que posiblemente conduzca a la formaci�n de una mezcla explosiva.
Los modelos de turbobomba para bombear propulsores l�quidos son complejos de dise�ar y pueden sufrir fallos graves, como exceso de velocidad si se secan o se producen fragmentos a alta velocidad si las part�culas met�licas del proceso de fabricaci�n entran en la bomba.
Los propelentes criog�nicos, como el ox�geno l�quido, congelan el vapor de agua atmosf�rico, formando hielo. Esto puede da�ar el sellado o bloquear las v�lvulas y puede causar fugas y otros fallos. Evitar este problema a menudo requiere largos procedimientos de "enfriamiento" que intentan eliminar la mayor cantidad posible de vapor del sistema. El hielo tambi�n puede formarse en el exterior del tanque y luego caer y da�ar el veh�culo. El aislamiento externo de espuma puede causar problemas, como en el caso del accidente del transbordador espacial Columbia. Los propelentes no criog�nicos no causan tales problemas.
Los cohetes l�quidos no almacenables requieren una preparaci�n considerable inmediatamente antes del lanzamiento. Esto los hace menos pr�cticos que los cohetes de combustible s�lido para la mayor�a de los sistemas de armas.

Propulsores

Art�culo principal: Propelente l�quido de cohetes

A lo largo de los a�os se han probado miles de combinaciones de combustibles y oxidantes. Algunos de los m�s comunes y pr�cticos son:

Criog�nicos

Ox�geno l�quido (O₂) e hidr�geno l�quido (H₂): Motores principales del Transbordador STS; etapa principal del Ariane 5 y la segunda etapa del Ariane 5 ECA; el motor del BE-3 del New Origin de Blue Origin; la primera y la segunda etapas del Delta IV; las etapas superiores del Ares I; diversas etapas de los cohetes Saturno V, Saturno IB y Saturno I; una etapa del cohete Centaur; la primera etapa y la segunda etapa de los H-II, H-IIA, H-IIB; y la etapa superior del Veh�culo de Lanzamiento de Sat�lites Geos�ncronos.
Ox�geno l�quido (LOX) y metano l�quido (CH₄): motores en desarrollo Raptor de (SpaceX) y BE-4 (Blue Origin).

Una de las mezclas más eficientes, oxígeno e hidrógeno, presenta el problema de las temperaturas extremadamente bajas requeridas para almacenar hidrógeno líquido (alrededor de 20 K o -253 °C) y muy baja densidad de combustible (70 kg/m³, en comparación con el RP-1, con 820 kg/m³), necesitando tanques grandes que también deben ser livianos y aislantes. El ligero aislamiento de espuma en su tanque externo condujo al Transbordador espacial Columbia a su destrucción, cuando una pieza se desprendió, dañó su ala y provocó que se rompiera durante la reentrada atmosférica.

Semicriogénicos

Oxígeno líquido (LOX) y queroseno o RP-1: Primera etapa del Saturno V; cohete Zenit; vehículos derivados del R-7, incluidas las primeras etapas del Soyuz; cohete Delta; Saturno I y Saturno IB; Titan I y Atlas; Falcon 1 y Falcon 9
Oxígeno líquido (LOX) y alcohol (etanol, C₂H₅OH): primeros cohetes de combustible líquido, como el A4 alemán de la Segunda Guerra Mundial, también conocido como Cohete V2; y los cohetes Redstone.
Oxígeno líquido (LOX) y gasolina: el primer cohete de combustible líquido de Robert Goddard.
Oxígeno líquido (LOX) y monóxido de carbono (CO): Propuesto para un vehículo saltador con destino a Marte (dotado con un impulso específico de aproximadamente 250 s), principalmente porque el monóxido de carbono y el oxígeno pueden ser producidos directamente por la electrólisis del dióxido de zirconio de la atmósfera marciana sin requerir el uso de ninguno de los recursos hídricos marcianos para obtener hudrógeno.^[10]

Hipergólicos

T-Stoff (peróxido de hidrógeno al 80%, H₂O₂ como oxidante) y C-Stoff (metanol, CH₃OH e hidrato de hidrazina, N₂H₄ • n (H₂O) como combustible): Utilizado por Hellmuth-Walter-Werke en el Walter HWK 109-509A; por la familia de motores B y C utilizados en el Messerschmitt Me 163B Komet, un avión de combate de cohetes operacional de la Segunda Guerra Mundial; y en los prototipos del interceptor Ba 349 Natter tripulados de despegue vertical.
Ácido nítrico (HNO₃) y queroseno: Cohete soviético BI-1; prototipos del cohete MiG I-270; y el misil balístico de corto alcance Scud-A.
Ácido nítrico fumante rojo inhibido (IRFNA, HNO₃ + N₂O₄) y dimetilhidrazina asimétrica (1,1-dimetilhidrazina, (CH₃) ₂N₂H₂X): Misil Scud-C soviético y sus variantes.
Ácido nítrico 73% con tetróxido de dinitrógeno 27% (AK27) y mezcla de queroseno/gasolina (TM-185): Varios misiles balísticos rusos (URSS) de la guerra fría (R-12, Misil Scud-B, -D); Irán: Shahab-5; y Corea del Norte: Taepodong-2.
Peróxido de alto grado (H₂O₂) y queroseno: Black Arrow británico (años 1970); y estudio del BA-3200 estadounidense.
Hidrazina (N₂H₄) y ácido nítrico fumante rojo: Cohete antiaéreo Nike Ajax.
Dimetillhidrazina asimétrica (1,1-dimetilhidrazina) y tetróxido de dinitrógeno (N₂O₄): Cohete Proton; Rokot; cohete chino Larga Marcha (utilizado para lanzar los vehículos tripulados Shenzhou).
Aerozina 50 (50% UDMH, 50% hidrazina) y tetróxido de dinitrógeno (N₂O₄): Cohetes Titan 2–4; módulo lunar Apolo; módulo de servicio del Apolo; y sondas interplanatarias (como los Voyager 1 y Voyager 2).
Metilhidrazina (MMH, (CH₃) HN₂H₂) y tetróxido de dinitrógeno (N₂O₄): Motores del orbitador del transbordador espacial, del sistema de maniobra orbital y de los propulsores del sistema de control de reacción (RCS); y los motores SpaceX y SuperDraco de Draco para el SpaceX Dragon.

Para los misiles balísticos intercontinentales y para la mayoría de las naves espaciales, incluidos los vehículos tripulados, las sondas planetarias y los satélites, el almacenamiento de propelentes criogénicos durante períodos prolongados es inviable. Debido a esto, las mezclas de hidrazina o sus derivados en combinación con óxidos de nitrógeno se usan generalmente para tales aplicaciones, pero son tóxicas y carcinógenas. En consecuencia, para mejorar la manipulación, algunos vehículos tripulados como el SpaceDev Dream Chaser y el SpaceShipTwo planean usar cohetes híbridos con combustible no tóxico y combinaciones de oxidante.

Ejemplos

[1] Titan I	[2] V-2	[3] Soyuz	[4] Saturno V
[1]-Diseño tubular de las toberas del cohete "Titan I" [2]-Motor del cohete V-2. El esquema de este motor se convirtió en un clásico durante m�s de medio siglo. Empuje: 25 tons (1942) [3]-Sistema de propulsi�n RD-107 del veh�culo espacial "Soyuz" en un hangar t�cnico en el cosm�dromo de Baikonur. Tales motores lanzaron los primeros sat�lites y los primeros astronautas al espacio. Empuje: 83,5 tons (1957) [4]-Instalaci�n del motor North American Rockwell, Rocketdyne F-1. Los 5 motores est�n instalados en la primera etapa de la nave espacial "Saturno V". Estos motores impulsaron el vuelo del hombre a la Luna. Empuje: 691 tons (1967)

Inyectores

El uso de inyectores en los cohetes de combustible l�quido determina el porcentaje del rendimiento te�rico que se puede obtener en las toberas del motor. Un mal rendimiento del inyector hace que el propelente no quemado salga del motor, dando una eficiencia extremadamente pobre.

Adem�s, los inyectores tambi�n suelen ser la clave para reducir las cargas t�rmicas en la boquilla; al aumentar la proporci�n de combustible alrededor del borde de la c�mara, se generan temperaturas mucho m�s bajas en las paredes de la boquilla.

Tipos de inyectores

Los inyectores pueden ser tan simples como una serie de agujeros de peque�o di�metro dispuestos en patrones cuidadosamente dise�ados, a trav�s de los que circulan el combustible y el oxidante. La velocidad del flujo est� determinada por la ra�z cuadrada de la ca�da de presi�n a trav�s de los inyectores, la forma del agujero y otros detalles, como la densidad del propulsor.

Los primeros inyectores usados en el V-2 crearon chorros paralelos de combustible y oxidante que luego se quemaban en la c�mara. Este procedimiento todav�a daba una eficiencia bastante pobre. Actualmente, los inyectores consisten de manera habitual en varios orificios peque�os que dirigen los chorros de combustible y de oxidante para que colisionen en un punto a una corta distancia de la placa del inyector. Esto ayuda a dividir el flujo en peque�as gotas que se queman m�s f�cilmente.

Los principales tipos de inyectores son:

Doblete autoincidente
Triplete incidente cruzado
Centr�peto o vorticial
Pivote conc�ntrico

El inyector de pivote conc�ntrico permite un buen control de la mezcla de combustible y oxidante en un amplio rango de caudales. Este inyector se us� en los motores del M�dulo lunar y en los motores cohete Merl�n y Kestrel, motores dise�ados por SpaceX y utilizados en el Falcon 9 y previstos para el Falcon Heavy.

Los motores principales del transbordador espacial usan un sistema de pivotes acanalados, que permite al hidr�geno calentado del precombinador vaporizar el ox�geno l�quido que fluye por el centro de los difusores,^[11] lo que mejora la velocidad y la eficiencia del proceso de combusti�n; los motores anteriores como el F-1 utilizado en el programa Apolo ten�an problemas con las oscilaciones que pod�an provocar la destrucci�n de los motores, pero esto no era un problema en el transbordador debido a este detalle de dise�o.

Valent�n Glushk� invent� el inyector centr�peto en la d�cada de 1930, y se ha utilizado casi universalmente en los motores rusos. El movimiento de rotaci�n se aplica al l�quido (y a veces los dos propulsores se mezclan), y a continuaci�n se expulsan a trav�s de un peque�o orificio, donde originan una l�mina en forma de cono que se atomiza r�pidamente. El primer motor de combustible l�quido de Goddard us� un �nico inyector. Cient�ficos alemanes experimentaron durante la Segunda Guerra Mundial con inyectores en placas planas, que se usaron con �xito en el misil Wasserfall.

Estabilidad de combusti�n

Para evitar inestabilidades debidas a oscilaciones a velocidades de flujo relativamente bajas, el motor debe tener suficiente diferencia de presi�n a trav�s de los inyectores para hacer el flujo independiente de la presi�n de la propia c�mara. Esta diferencia de presi�n debe ser al menos el 20% de la presi�n de la c�mara en los inyectores.

Sin embargo, particularmente en motores m�s grandes, las oscilaciones de combusti�n de alta velocidad se desencadenan f�cilmente, y este fen�meno todav�a no se entiende muy bien. Estas oscilaciones de alta velocidad tienden a interrumpir la capacidad del lado del gas del motor, y esto puede causar que el sistema de enfriamiento falle r�pidamente, destruyendo el motor. Este tipo de oscilaciones son mucho m�s comunes en los motores grandes, y tuvieron que ser superadas durante el desarrollo del Saturno V.

Algunas c�maras de combusti�n, como las de los motores principales transbordador espacial, usan un absorbente Helmholtz como mecanismo de amortiguaci�n para evitar que aumenten ciertas frecuencias de resonancia.

Para evitar estos problemas, el dise�o del inyector del transbordador espacial hizo un gran esfuerzo para vaporizar el propelente antes de la inyecci�n en la c�mara de combusti�n. Aunque se utilizaron muchas otras disposiciones para asegurar que no se produjeran inestabilidades, la investigaci�n posterior mostr� que estas otras medidas eran innecesarias, y la combusti�n en fase gaseosa funcion� de manera fiable.

Las pruebas de seguridad implican a menudo el uso de peque�os explosivos. Estos se detonan dentro de la c�mara durante el funcionamiento y provocan una excitaci�n impulsiva. Al examinar la huella de presi�n de la c�mara para determinar con qu� rapidez desaparecen los efectos de la perturbaci�n, es posible estimar la velocidad y redise�ar las caracter�sticas de la c�mara si es necesario.

Ciclos de motor

Para los cohetes de propulsores l�quidos, existen cuatro formas diferentes usuales de alimentar la inyecci�n del propelente en la c�mara de combusti�n.^[12]

El combustible y el oxidante deben bombearse a la c�mara de combusti�n contra la presi�n de los gases calientes que se est�n quemando, y la potencia del motor est� limitada por la velocidad a la que el propelente puede bombearse a la c�mara de combusti�n. Para un uso atmosf�rico o de iniciaci�n a alta presi�n, y por lo tanto, a alta potencia, es deseable utilizar el motor en ciclos sucesivos para minimizar el arrastre gravitatorio. Para un uso orbital, los ciclos de baja potencia generalmente son buenos.

Ciclo de tanque presurizado: Los propulsores se introducen desde tanques presurizados (relativamente pesados). Los tanques pesados significan que una presi�n relativamente baja es la �ptima, lo que limita la potencia del motor, pero todo el combustible se quema, lo que permite una alta eficiencia. El medio inerte impulsor utilizado es frecuentemente helio, debido a su falta de reactividad y baja densidad. Ejemplos: El AJ-10, utilizado en el sistema de maniobra orbital del Space Shuttle; el M�dulo de Mando y Servicio de Apolo; y la segunda etapa del Delta II.
Ciclo de alimentaci�n por bomba el�ctrica: Utiliza un motor el�ctrico, generalmente un motor de imanes permanentes, para controlar las bombas hidr�ulicas. El motor el�ctrico es alimentado por un conjunto de bater�as. Es relativamente simple de implementar y evita todas las complejidades del uso de turbom�quinas, pero a expensas de la masa seca adicional del paquete de bater�as. Un ejemplo de este motor es el Rutherford.
Ciclo con generador de gas: Un peque�o porcentaje de los propelentes se quema en un precalentador para alimentar una turbo bomba y luego se expulsa a trav�s de una boquilla separada o bajo la principal. Esto da como resultado una reducci�n de 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: Motores F-1 y J-2; RS-68 del Delta IV; HM-7 del Ariane 5; y Merl�n del Falcon 9.
Ciclo de corte: Toma los gases calientes de la c�mara de combusti�n principal del motor del cohete y los dirige a trav�s de las turbinas de la turbobomba para bombear combustible y luego se agota. Como no todo el combustible fluye a trav�s de la c�mara de combusti�n principal, el ciclo de derivaci�n se considera un motor de ciclo abierto. Los ejemplos incluyen los motores J-2 y BE-3 del New Glenn.
Ciclo expansor: Elcombustible criog�nico (hidr�geno o metano) se utiliza para enfriar las paredes de la c�mara de combusti�n 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 c�mara de combusti�n, lo que permite una alta eficiencia, o se evac�a al exterior, lo que permite turbobombas de mayor potencia. El calor limitado disponible para vaporizar el combustible limita la potencia del motor. Ejemplos: segundas etapas de los motores RL10 del Atlas V y Delta IV (ciclo cerrado); y LE-5 del H-II (ciclo de purga).
Combusti�n escalonada: Una mezcla rica en combustible u oxidante se quema en una turbina para alimentar las turbobombas, y este escape de alta presi�n se alimenta directamente a la c�mara principal donde el resto del combustible u oxidante se quema, lo que permite presiones muy altas y gran eficiencia. Ejemplos: Motores principales del transbordador espacial; Raptor; RD-191; y LE-7.

Comparaci�n de ciclos del motor

Seleccionar un ciclo del motor es uno de los primeros pasos para dise�ar el motor del cohete. Varias de las alternativas surgen de esta selecci�n, algunas de las cuales incluyen:

Comparaci�n entre los ciclos usuales del motor
	Tipo de Ciclo
	Generador de Gas	Ciclo de Expansi�n	Combusti�n por Etapas	Alimentaci�n a Presi�n
Ventajas	Sencillo; baja masa seca; permite turbobombas de alta potencia para alto empuje	Alto impulso espec�fico; bastante baja complejidad	Alto impulso espec�fico; altas presiones de la c�mara de combusti�n que permiten un alto empuje	Sencillo; sin turbobombas; baja masa seca; alto impulso específico
Inconvenientes	Menor impulso específico	Debe usar 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	La presión del tanque limita la presión y el empuje de la cámara de combustión; tanques pesados y mecanismos de presurización asociados

Enfriamiento

Artículo principal: Motor cohete. Refrigeración

Los inyectores comúnmente se disponen de modo que se crea una capa rica en combustible en la pared de la cámara de combustión. Esto reduce la temperatura de la superficie de la cámara y más abajo, hasta la garganta e incluso dentro de la boquilla y permite que la cámara de combustión funcione a mayor presión, lo que facilita usar una boquilla con mayor relación de expansión, lo que produce un mejor I_SP y un mejor rendimiento del sistema.^[13] Un motor cohete de propelente líquido a menudo emplea enfriamiento regenerativo, que usa el combustible o menos comúnmente el oxidante para enfriar la cámara y la boquilla.

Ignición

La ignición se puede realizar de muchas maneras, pero tal vez con propulsores líquidos más que con otros cohetes, se requiere una fuente de ignición consistente y significativa; un retraso en la ignición (en algunos casos tan pequeño como unas pocas decenas de milisegundos) puede causar una sobrepresión de la cámara debido al exceso de propelente. Un encendido brusco con exceso de combustible puede incluso causar la explosión de un motor.

Generalmente, los sistemas de ignición tratan de aplicar llamas a través de la superficie del inyector, con un flujo másico de aproximadamente el 1% del flujo total de la cámara.

A veces 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 en algunos casos ser menor que el sistema de encendido. Por lo tanto, depende de si el sistema puede fallar o no, o si el éxito global de la misión es más importante. Los enclavamientos rara vez se usan para etapas superiores no tripuladas, donde el fallo del enclavamiento podría causar la pérdida de la misión, pero están presentes en el transbordador, para apagar los motores antes del despegue. Además, la detección de ignición exitosa del encendedor es sorprendentemente difícil, algunos sistemas usan alambres delgados que son cortados por las llamas, los sensores de presión también han tenido algún uso.

Los métodos de ignición incluyen los sistemas pirotécnico, eléctrico (chispa o alambre caliente) y químico. Los propulsores Propergoles hipergólicos tienen la ventaja de autoencendido, de manera confiable y con menos posibilidades de arranques difíciles. En la década de 1940, los rusos comenzaron a encender motores con combustible hipergólico, que cambiaban por los propulsores primarios después de la ignición. Esto también se usó en el motor F-1 estadounidense en el Programa Apolo.

Véase también

Referencias

↑ ^a ^b Sutton, George P. (1963). Rocket Propulsion Elements, 3rd edition. New York: John Wiley & Sons. p. 25, 186, 187.
↑ Título en ruso Issledovaniye mirovykh prostranstv reaktivnymi priborami (Исследование мировых пространств реактивными приборами)
↑ El inventor alemán de los misiles V-2, Wernher von Braun, consideraba a Paulet como uno de los "padres de la aeronáutica".
↑ «The alleged contributions of Pedro E. Paulet to liquid-propellant rocketry». NASA.
↑ «Re-Creating History». NASA. Archivado desde el original el 1 de diciembre de 2007.
↑ "The World's First Rocket Airdrome", May 1931, Popular Mechanics
↑ Volker Koos, Heinkel He 176 – Dichtung und Wahrheit, Jet&Prop 1/94 p. 17–21
↑ SpaceX Merlin
↑ NASA:Liquid rocket engines, 1998, Purdue University
↑ Landis (2001). «Mars Rocket Vehicle Using In Situ Propellants». Journal of Spacecraft and Rockets 38 (5): 730-735. Bibcode:2001JSpRo..38..730L. doi:10.2514/2.3739.
↑ Sutton, George P. y Biblarz, Oscar, Rocket Propulsion Elements, 7ma ed., John Wiley & Sons, Inc., Nueva York, 2001.
↑ «Sometimes, Smaller is Better». Archivado desde el original el 14 de abril de 2012. Consultado el 3 de febrero de 2018.
↑ Rocket Propulsion elements - Sutton Biblarz, section 8.1

Enlaces externos

Datos: Q860308
Multimedia: Liquid-fuel rockets / Q860308

[Sutton-1] Sutton, George P. (1963). Rocket Propulsion Elements, 3rd edition. New York: John Wiley & Sons. p. 25, 186, 187.

[2] Título en ruso Issledovaniye mirovykh prostranstv reaktivnymi priborami (Исследование мировых пространств реактивными приборами)

[3] El inventor alemán de los misiles V-2, Wernher von Braun, consideraba a Paulet como uno de los "padres de la aeronáutica".

[4] «The alleged contributions of Pedro E. Paulet to liquid-propellant rocketry». NASA.

[5] «Re-Creating History». NASA. Archivado desde el original el 1 de diciembre de 2007.

[6] "The World's First Rocket Airdrome", May 1931, Popular Mechanics

[7] Volker Koos, Heinkel He 176 – Dichtung und Wahrheit, Jet&Prop 1/94 p. 17–21

[8] SpaceX Merlin

[9] NASA:Liquid rocket engines, 1998, Purdue University

[landis2001-10] Landis (2001). «Mars Rocket Vehicle Using In Situ Propellants». Journal of Spacecraft and Rockets 38 (5): 730-735. Bibcode:2001JSpRo..38..730L. doi:10.2514/2.3739.

[11] Sutton, George P. y Biblarz, Oscar, Rocket Propulsion Elements, 7ma ed., John Wiley & Sons, Inc., Nueva York, 2001.

[12] «Sometimes, Smaller is Better». Archivado desde el original el 14 de abril de 2012. Consultado el 3 de febrero de 2018.

[13] Rocket Propulsion elements - Sutton Biblarz, section 8.1

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