Propelente líquido de cohetes
Los cohetes químicos de impulsos específicos más altos (cohetes de propulsores líquido) utilizan propelentes de combustible líquido . Aproximadamente 170 propulsores líquidos diferentes han sido sometidos a pruebas de laboratorio. Esta estimación excluye cambios menores a un propulsor específico tales como aditivos propulsores, inhibidores de corrosión o estabilizantes. En los Estados Unidos solo se han hecho al menos 25 combinaciones de propulsantes diferentes.[1] Sin embargo, no ha habido un propulsor completamente nuevo usado en vuelo durante casi 30 años.[2] Muchos factores entran en la elección de un propelente para un motor de cohete de propulsor líquido. Los factores principales incluyen la facilidad de operación, costo, peligros / ambiente y funcionamiento. Los bipropelentes pueden ser propulsores hipergólicos o no hipergólicos. Una combinación hipergólica de oxidante y combustible comenzará a quemarse al contacto. Un no hipergólico necesita una fuente de ignición.[3]
Historia editar
Desarrollo inicial editar
El 16 de marzo de 1926, Robert H. Goddard utilizó oxígeno líquido (LOX) y gasolina como propulsores para su primer lanzamiento de cohete de combustible líquido parcialmente exitoso. Los dos líquidos son fácilmente obtenibles, baratos y altamente energéticos. El oxígeno es un criógeno moderado, por lo que el aire no se licuará en contacto con un tanque de oxígeno líquido. En consecuencia, es posible almacenar LOX brevemente en un cohete sin aislamiento excesivo. La gasolina ha sido reemplazada desde entonces por diferentes hidrocarburos combustibles, como por ejemplo el RP-1 -un tipo de queroseno de grado elevado altamente refinado. Esta combinación propelente es muy práctica para cohetes que no necesitan ser almacenados durante mucho tiempo, y hasta el día de hoy, se utiliza en las primeras etapas de muchos lanzadores orbitales.
Tabla editar
Definiciones editar
- Ve
- Velocidad media de escape, m/s. La misma medida que el impulso específico en diferentes unidades, numéricamente igual al impulso específico en N·s/kg.
- r
- Proporción de mezcla: masa oxidante / combustible de masa
- Tc
- Temperatura de la cámara, °C
- d
- La densidad a granel de combustible y oxidante, en g/cm³
- C*
- Velocidad característica, m/s. Igual a la presión de la cámara multiplicada por el área de la garganta, dividida por el caudal másico. Se utiliza para comprobar la eficiencia de la combustión del cohete experimental.
Bipropelentes editar
| Oxidante | Combustible | Comentario | Expansión óptima desde 68,05 atm a 1 atm [cita requerida] |
Expansión desde 68,05 atm hasta el vacío (0 atm) (Áreatobera = 40:1)[cita requerida] | ||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Ve | r | Tc | d | C* | Ve | r | Tc | d | C* | |||
| LOX | H2 | Hydrolox. Común. | 3816 | 4.13 | 2740 | 0.29 | 2416 | 4462 | 4.83 | 2978 | 0.32 | 2386 |
| H2:Be 49:51 | 4498 | 0.87 | 2558 | 0.23 | 2833 | 5295 | 0.91 | 2589 | 0.24 | 2850 | ||
| CH4 (metano) | Methalox. Muchos motores en desarrollo en el 2010. | 3034 | 3.21 | 3260 | 0.82 | 1857 | 3615 | 3.45 | 3290 | 0.83 | 1838 | |
| C2H6 | 3006 | 2.89 | 3320 | 0.90 | 1840 | 3584 | 3.10 | 3351 | 0.91 | 1825 | ||
| C2H4 | 3053 | 2.38 | 3486 | 0.88 | 1875 | 3635 | 2.59 | 3521 | 0.89 | 1855 | ||
| RP-1 (kerosene) | Kerolox. Común. | 2941 | 2.58 | 3403 | 1.03 | 1799 | 3510 | 2.77 | 3428 | 1.03 | 1783 | |
| N2H4 | 3065 | 0.92 | 3132 | 1.07 | 1892 | 3460 | 0.98 | 3146 | 1.07 | 1878 | ||
| B5H9 | 3124 | 2.12 | 3834 | 0.92 | 1895 | 3758 | 2.16 | 3863 | 0.92 | 1894 | ||
| B2H6 | 3351 | 1.96 | 3489 | 0.74 | 2041 | 4016 | 2.06 | 3563 | 0.75 | 2039 | ||
| CH4:H2 92.6:7.4 | 3126 | 3.36 | 3245 | 0.71 | 1920 | 3719 | 3.63 | 3287 | 0.72 | 1897 | ||
| GOX | GH2 | Forma gaseosa | 3997 | 3.29 | 2576 | - | 2550 | 4485 | 3.92 | 2862 | - | 2519 |
| F2 | H2 | 4036 | 7.94 | 3689 | 0.46 | 2556 | 4697 | 9.74 | 3985 | 0.52 | 2530 | |
| H2:Li 65.2:34.0 | 4256 | 0.96 | 1830 | 0.19 | 2680 | |||||||
| H2:Li 60.7:39.3 | 5050 | 1.08 | 1974 | 0.21 | 2656 | |||||||
| CH4 | 3414 | 4.53 | 3918 | 1.03 | 2068 | 4075 | 4.74 | 3933 | 1.04 | 2064 | ||
| C2H6 | 3335 | 3.68 | 3914 | 1.09 | 2019 | 3987 | 3.78 | 3923 | 1.10 | 2014 | ||
| MMH | 3413 | 2.39 | 4074 | 1.24 | 2063 | 4071 | 2.47 | 4091 | 1.24 | 1987 | ||
| N2H4 | 3580 | 2.32 | 4461 | 1.31 | 2219 | 4215 | 2.37 | 4468 | 1.31 | 2122 | ||
| NH3 | 3531 | 3.32 | 4337 | 1.12 | 2194 | 4143 | 3.35 | 4341 | 1.12 | 2193 | ||
| B5H9 | 3502 | 5.14 | 5050 | 1.23 | 2147 | 4191 | 5.58 | 5083 | 1.25 | 2140 | ||
| OF2 | H2 | 4014 | 5.92 | 3311 | 0.39 | 2542 | 4679 | 7.37 | 3587 | 0.44 | 2499 | |
| CH4 | 3485 | 4.94 | 4157 | 1.06 | 2160 | 4131 | 5.58 | 4207 | 1.09 | 2139 | ||
| C2H6 | 3511 | 3.87 | 4539 | 1.13 | 2176 | 4137 | 3.86 | 4538 | 1.13 | 2176 | ||
| RP-1 | 3424 | 3.87 | 4436 | 1.28 | 2132 | 4021 | 3.85 | 4432 | 1.28 | 2130 | ||
| MMH | 3427 | 2.28 | 4075 | 1.24 | 2119 | 4067 | 2.58 | 4133 | 1.26 | 2106 | ||
| N2H4 | 3381 | 1.51 | 3769 | 1.26 | 2087 | 4008 | 1.65 | 3814 | 1.27 | 2081 | ||
| MMH:N2H4:H2O 50.5:29.8:19.7 | 3286 | 1.75 | 3726 | 1.24 | 2025 | 3908 | 1.92 | 3769 | 1.25 | 2018 | ||
| B2H6 | 3653 | 3.95 | 4479 | 1.01 | 2244 | 4367 | 3.98 | 4486 | 1.02 | 2167 | ||
| B5H9 | 3539 | 4.16 | 4825 | 1.20 | 2163 | 4239 | 4.30 | 4844 | 1.21 | 2161 | ||
| F2:O2 30:70 | H2 | 3871 | 4.80 | 2954 | 0.32 | 2453 | 4520 | 5.70 | 3195 | 0.36 | 2417 | |
| RP-1 | 3103 | 3.01 | 3665 | 1.09 | 1908 | 3697 | 3.30 | 3692 | 1.10 | 1889 | ||
| F2:O2 70:30 | RP-1 | 3377 | 3.84 | 4361 | 1.20 | 2106 | 3955 | 3.84 | 4361 | 1.20 | 2104 | |
| F2:O2 87.8:12.2 | MMH | 3525 | 2.82 | 4454 | 1.24 | 2191 | 4148 | 2.83 | 4453 | 1.23 | 2186 | |
| Oxidante | Combustible | Comentario | Ve | r | Tc | d | C* | Ve | r | Tc | d | C* |
| N2F4 | CH4 | 3127 | 6.44 | 3705 | 1.15 | 1917 | 3692 | 6.51 | 3707 | 1.15 | 1915 | |
| C2H4 | 3035 | 3.67 | 3741 | 1.13 | 1844 | 3612 | 3.71 | 3743 | 1.14 | 1843 | ||
| MMH | 3163 | 3.35 | 3819 | 1.32 | 1928 | 3730 | 3.39 | 3823 | 1.32 | 1926 | ||
| N2H4 | 3283 | 3.22 | 4214 | 1.38 | 2059 | 3827 | 3.25 | 4216 | 1.38 | 2058 | ||
| NH3 | 3204 | 4.58 | 4062 | 1.22 | 2020 | 3723 | 4.58 | 4062 | 1.22 | 2021 | ||
| B5H9 | 3259 | 7.76 | 4791 | 1.34 | 1997 | 3898 | 8.31 | 4803 | 1.35 | 1992 | ||
| ClF5 | MMH | 2962 | 2.82 | 3577 | 1.40 | 1837 | 3488 | 2.83 | 3579 | 1.40 | 1837 | |
| N2H4 | 3069 | 2.66 | 3894 | 1.47 | 1935 | 3580 | 2.71 | 3905 | 1.47 | 1934 | ||
| MMH:N2H4 86:14 | 2971 | 2.78 | 3575 | 1.41 | 1844 | 3498 | 2.81 | 3579 | 1.41 | 1844 | ||
| MMH:N2H4:N2H5NO3 55:26:19 | 2989 | 2.46 | 3717 | 1.46 | 1864 | 3500 | 2.49 | 3722 | 1.46 | 1863 | ||
| ClF3 | MMH:N2H4:N2H5NO3 55:26:19 | Hipergólico | 2789 | 2.97 | 3407 | 1.42 | 1739 | 3274 | 3.01 | 3413 | 1.42 | 1739 |
| N2H4 | Hipergólico | 2885 | 2.81 | 3650 | 1.49 | 1824 | 3356 | 2.89 | 3666 | 1.50 | 1822 | |
| N2O4 | MMH | Hipergólico. Común. | 2827 | 2.17 | 3122 | 1.19 | 1745 | 3347 | 2.37 | 3125 | 1.20 | 1724 |
| MMH:Be 76.6:29.4 | 3106 | 0.99 | 3193 | 1.17 | 1858 | 3720 | 1.10 | 3451 | 1.24 | 1849 | ||
| MMH:Al 63:27 | 2891 | 0.85 | 3294 | 1.27 | 1785 | |||||||
| MMH:Al 58:42 | 3460 | 0.87 | 3450 | 1.31 | 1771 | |||||||
| N2H4 | Hipergólico. Común. | 2862 | 1.36 | 2992 | 1.21 | 1781 | 3369 | 1.42 | 2993 | 1.22 | 1770 | |
| N2H4:UDMH 50:50 | Hipergólico. Común. | 2831 | 1.98 | 3095 | 1.12 | 1747 | 3349 | 2.15 | 3096 | 1.20 | 1731 | |
| N2H4:Be 80:20 | 3209 | 0.51 | 3038 | 1.20 | 1918 | |||||||
| N2H4:Be 76.6:23.4 | 3849 | 0.60 | 3230 | 1.22 | 1913 | |||||||
| B5H9 | 2927 | 3.18 | 3678 | 1.11 | 1782 | 3513 | 3.26 | 3706 | 1.11 | 1781 | ||
| NO:N2O4 25:75 | MMH | 2839 | 2.28 | 3153 | 1.17 | 1753 | 3360 | 2.50 | 3158 | 1.18 | 1732 | |
| N2H4:Be 76.6:23.4 | 2872 | 1.43 | 3023 | 1.19 | 1787 | 3381 | 1.51 | 3026 | 1.20 | 1775 | ||
| IRFNA IIIa | UDMH:DETA 60:40 | Hipergólico | 2638 | 3.26 | 2848 | 1.30 | 1627 | 3123 | 3.41 | 2839 | 1.31 | 1617 |
| MMH | Hipergólico | 2690 | 2.59 | 2849 | 1.27 | 1665 | 3178 | 2.71 | 2841 | 1.28 | 1655 | |
| UDMH | Hipergólico | 2668 | 3.13 | 2874 | 1.26 | 1648 | 3157 | 3.31 | 2864 | 1.27 | 1634 | |
| IRFNA IV HDA | UDMH:DETA 60:40 | Hipergólico | 2689 | 3.06 | 2903 | 1.32 | 1656 | 3187 | 3.25 | 2951 | 1.33 | 1641 |
| MMH | Hipergólico | 2742 | 2.43 | 2953 | 1.29 | 1696 | 3242 | 2.58 | 2947 | 1.31 | 1680 | |
| UDMH | Hipergólico | 2719 | 2.95 | 2983 | 1.28 | 1676 | 3220 | 3.12 | 2977 | 1.29 | 1662 | |
| H2O2 | MMH | 2790 | 3.46 | 2720 | 1.24 | 1726 | 3301 | 3.69 | 2707 | 1.24 | 1714 | |
| N2H4 | 2810 | 2.05 | 2651 | 1.24 | 1751 | 3308 | 2.12 | 2645 | 1.25 | 1744 | ||
| N2H4:Be 74.5:25.5 | 3289 | 0.48 | 2915 | 1.21 | 1943 | 3954 | 0.57 | 3098 | 1.24 | 1940 | ||
| B5H9 | 3016 | 2.20 | 2667 | 1.02 | 1828 | 3642 | 2.09 | 2597 | 1.01 | 1817 | ||
| Oxidante | Combustible | Comentario | Ve | r | Tc | d | C* | Ve | r | Tc | d | C* |
Definiciones de algunas de las mezclas:
- IRFNA IIIa
- 83.4% HNO3, 14% NINGÚN2, 2% H2O, 0.6% HF
- IRFNA IV HDA
- 54.3% HNO3, 44% NINGÚN2, 1% H2O, 0.7% HF
- RP-1
- Ve MIL-P-25576C, básicamente queroseno (aproximadamente C10H18)
- MMH
- CH3NHNH2
No tiene todos los datos para CO / O2, destinados a la NASA para cohetes basados en Marte, solo un impulso específico de unos 250 s.
- r
- Proporción de mezcla: masa oxidante / combustible de masa
- Ve
- Velocidad media de escape, m/s. La misma medida que el impulso específico en diferentes unidades, numéricamente igual al impulso específico en N·s/kg.
- C*
- Velocidad característica, m/s. Igual a la presión de la cámara multiplicada por el área de la garganta, dividida por el caudal másico. Se utiliza para comprobar la eficiencia de la combustión del cohete experimental.
- Tc
- Temperatura de la cámara, °C
- d
- La densidad a granel de combustible y oxidante, en g/cm³
Monopropelentes editar
| Propulsor | Comentario | Expansión óptima desde 68.05 atm hasta 1 atm | Expansión desde 68.05 atm hasta el vacío (0 atm) (Áreatobera = 40:1) | ||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Ve | Tc | d | C* | Ve | Tc | d | C* | ||
| Dinitramida de amonio (LMP-103S)[4][5] | Misión PRISMA (2010–2015) 5 S/Cs lanzados 2016[6] |
1608 | 1.24 | 1608 | 1.24 | ||||
| Hidrazina[5] | Común | 883 | 1.01 | 883 | 1.01 | ||||
| Peróxido de hidrógeno | Común | 1610 | 1270 | 1.45 | 1040 | 1860 | 1270 | 1.45 | 1040 |
| Hidroxilamonio nitrato (AF-M315E)[5] | 1893 | 1.46 | 1893 | 1.46 | |||||
| Nitrometano | |||||||||
| Propulsor | Comentario | Ve | Tc | d | C* | Ve | Tc | d | C* |
Referencias editar
- ↑ «History of liquid propellant rocket engines in the united states». Journal of Propulsion and Power. 19(6), 978–1007. 2003.
- ↑ Rocket Propulsion Elements. New York: Wiley. 2010.
- ↑ Space Mission Analysis and Design. Boston: Kluver Academic Publishers. 1992.
- ↑ Anflo, K.; Moore, S.; King, P. Expanding the ADN-based Monopropellant Thruster Family. SSC09-II-4.
- ↑ a b c Shchetkovskiy, Anatoliy; McKechnie, Tim; Mustaikis, Steven (13 de agosto de 2012). Advanced Monopropellants Combustion Chambers and Monolithic Catalyst for Small Satellite Propulsion. Huntsville, AL. Consultado el 14 de diciembre de 2017.
- ↑ Dingertz, Wilhelm (10 de octubre de 2017). HPGP® - High Performance Green Propulsion. Consultado el 14 de diciembre de 2017.
Enlaces externos editar
- Cpropep-Web un programa de ordenador en línea para calcular rendimiento de propulsor en motores de cohete
- Herramienta de diseño para Motor de Cohete Líquido el análisis Termodinámico es un programa de ordenador para pronosticar el rendimiento de los motores de cohete de propulsor líquido.
- Clark, John D. (1972). Ignition! An Informal History of Liquid Rocket Propellants. Rutgers University Press. 1972. p. 214. ISBN 0-8135-0725-1. Para una historia de propulsores de cohete líquido en los EE. UU. por un desarrollador de propulsor de cohete pionero.
Datos: Q2397199
