Motor de cohete líquido

Cohete líquido Atlas V con carga útil a Marte

Los motores de cohetes líquidos son motores de reacción que se utilizan principalmente en los viajes espaciales en la actualidad.

A diferencia de los accionamientos sólidos , en los que en la cámara de combustión se quema un acabado, antes de que se queme en una mezcla de estado sólido de combustible y oxidante , estar en un cohete líquido a ( Monergol ) o varios ( Diergole , Triergole ) componentes químicos líquidos arrastrados en (separados) tanques y real en el motor promocionado. Allí se produce una reacción química continua (descomposición catalítica de un monergol, combustión de combustible y oxidante). Las masas de gas creadas por el aumento de volumen fluyen desde una boquilla como masa de soporte y, por tanto, generan empuje en la dirección opuesta. Dado que el oxidante se transporta en el cohete, la combustión del combustible puede tener lugar sin la presencia de oxígeno atmosférico, p. Ej. B. en la alta atmósfera o en el espacio. En los cohetes líquidos diergolen, el combustible y el oxidante se mezclan primero en la cámara de combustión ; la entrega a la cámara de combustión tiene lugar en sistemas de tuberías separados.

Los parámetros típicos de un motor de cohete de este tipo son el empuje (la fuerza de propulsión real, generalmente expresada en kilonewtons (kN) , a menudo diferenciada en empuje de tierra o de despegue y empuje de vacío ) y el impulso específico como una cifra clave para la eficiencia del motor . motor independientemente de su tamaño.

historia

Primera etapa del cohete Saturno V con un total de cinco motores líquidos F-1, en la imagen Wernher von Braun
Walter cohete motor del Me 163b

Los primeros enfoques teóricos sobre el uso de cohetes líquidos fueron publicados en 1903 por el pionero espacial ruso y líder intelectual Konstantin Eduardowitsch Ziolkowski bajo el título Explorando el espacio usando aparatos de reacción en la revista rusa Wissenschaftliche Rundschau . Independientemente de esto, Hermann Oberth publicó los fundamentos teóricos de los viajes espaciales utilizando cohetes líquidos en su trabajo The Rocket for Planetary Spaces en 1923 . El 16 de marzo de 1926, el investigador estadounidense Robert Goddard logró lanzar un cohete líquido por primera vez (duración de vuelo de 2,5 s, altura de 14 m, alcance de vuelo de 50 m). En octubre de 1930, un cohete Goddard ya había alcanzado los 800 km / hy 610 m de altitud. Casi al mismo tiempo en Alemania, desde 1930 en adelante, la Agencia Espacial llevó a cabo pruebas con cohetes líquidos en el aeródromo de Berlín . Los esfuerzos de investigación alemanes finalmente llevaron, después de que los militares se hicieron cargo del programa de misiles, a través de los modelos de prueba A1 , A2 y A3 al primer gran cohete con propulsión líquida, la unidad 4 (A4) , que se vendió principalmente bajo su nombre propagandístico. , "Arma de represalia 2", V2 corto, debería ser conocido. Con la combinación de combustible de etanol al 75% y oxígeno, esto cruzó la frontera con el espacio por primera vez. Al mismo tiempo, durante la Segunda Guerra Mundial, los motores de cohete de peróxido de hidrógeno más pequeños ("fríos") y diergoles ( H 2 O 2 / Petróleo o N 2 H 4 ) como ayuda de arranque para aviones, o directamente para el impulso de interceptores (B. z. Me 163 ) utilizado. Después del colapso del Reich alemán y la retirada de científicos y tecnologías, el desarrollo fue continuado principalmente por los victoriosos Estados Unidos y la Unión Soviética, quienes hicieron uso de documentos capturados y desarrolladores alemanes. Durante la Guerra Fría , la necesidad de misiles balísticos intercontinentales cada vez más potentes impulsó el desarrollo de motores, en ese momento principalmente con propulsión líquida. En última instancia, algunos de estos desarrollos también podrían usarse como vehículos de lanzamiento para viajes espaciales (por ejemplo, las variantes R-7 para los importantes vuelos Sputnik 1 y Vostok 1 con Yuri Gagarin , la primera persona en el espacio, o el Titan II Gemini estadounidense ). El desarrollo alcanzó un punto alto en la década de 1960 con el gigante motores F-1 de la cohete Saturno V luna . Los desarrollos recientes son z. B. el principal motor de la lanzadera espacial o la RD-170 de la Energija cohete, que puede ser reutilizado. Dado que los requisitos para los misiles militares han cambiado (movilidad, estacionamiento en submarinos como SLBM , preparación permanente e inmediata para el lanzamiento), los cohetes sólidos, que son más fáciles de usar, han reemplazado a los cohetes líquidos en esta área .

Como muestra la historia de la tecnología de los cohetes y el destino de algunos pioneros de los cohetes , el desarrollo de los cohetes líquidos se asoció inicialmente con mayores peligros y obstáculos técnicos que el de los cohetes sólidos. Los motivos son variados: riesgo de fugas, evaporación y explosiones , daños en bombas y otras unidades , burbujas de aire o mezcla insuficiente en la cámara de combustión , distribución variable del peso durante la combustión.

Componentes

Un motor de cohete líquido consiste esencialmente en una cámara de combustión, una boquilla, un dispositivo de bombeo para los propulsores (ver la sección sobre construcción ) y, si es necesario, un dispositivo de encendido. Los componentes adicionales son el bastidor de empuje, que transfiere el empuje a la estructura del cohete, tanques más pequeños para medios auxiliares (por ejemplo, gas comprimido, refrigerante, lubricante, bombas y combustibles de arranque), así como tuberías, válvulas y reguladores de flujo más o menos complejos para el medios operativos y auxiliares. También pueden formar parte del motor elementos de control como cilindros hidráulicos o servomotores para girar la cámara de combustión o la unidad de toberas (ver también control de vector de empuje ).

Cámara de combustión

Unidad de motor RD-107 cortada (centro), arriba: cámara de combustión cilíndrica, abajo: campana de boquilla cónica

La cámara de combustión es un recipiente de metal en el que el combustible se mezcla con el oxidante y se quema continuamente. Por regla general, las cámaras de combustión están diseñadas para ser cilíndricas por motivos de fabricación. El cabezal de inyección o una placa de inyección están dispuestos en el lado frontal de la cámara de combustión opuesto a la abertura de la boquilla. Éstos tienen la tarea de mezclar intensa y finamente los componentes del combustible traídos en tubos separados durante la inyección para asegurar una combustión completa y completa. El rendimiento puede ser de varios cientos de litros por segundo para motores grandes (hasta 155 toneladas por minuto para el F-1). La longitud de la cámara de combustión debe estar dimensionada de manera que los componentes inyectados puedan reaccionar completamente entre sí, por otro lado, la cámara de combustión debe ser lo más compacta posible para evitar una transferencia de calor indeseable a las paredes. La presión en la cámara de combustión resultante de la combustión puede llegar desde menos de 30 bar hasta bastante más de 100 bar (actualmente 205 bar para el SSME y más de 245 bar para el RD-170/171) , dependiendo del diseño del motor . En agosto de 2020, un prototipo del SpaceX Raptor alcanzó una presión de cámara de 330 bar, según Elon Musk .

Para evitar que la cámara de combustión se derrita y se queme o explote debido a las inmensas temperaturas y presiones de combustión en el interior, debe enfriarse. Los métodos habituales para ello son la refrigeración activa o regenerativa , en la que parte del combustible o del oxidante fluye en forma de refrigeración líquida entre las paredes de la cámara de combustión de doble pared antes de su inyección. Si el componente de combustible no se alimenta al proceso de combustión después de pasar a través de la camisa de enfriamiento, pero se libera al medio ambiente, esto se conoce como enfriamiento por descarga . Otras medidas son el enfriamiento por granalla y niebla , en el que específicamente se genera un exceso de combustible local en la zona de combustión cerca de la pared o directamente a las paredes mediante una disposición particular de los orificios de inyección a las temperaturas de combustión más bajas allí, y para utilizar el latente. calor de evaporación del combustible; además, la pared también está protegida de la reacción con el oxidante. También se utilizan revestimientos de las paredes interiores con materiales aislantes resistentes al calor (revestimientos cerámicos, fibras minerales como el amianto ) o materiales ablativos que, debido a su transición de fase al fundirse, crean una capa límite termoaislante en la pared. Estas medidas se utilizan para motores más pequeños con tiempos de combustión cortos, como es la fabricación de las cámaras de combustión a partir de aleaciones de niobio o tantalio resistentes a altas temperaturas , en estos casos se habla de refrigeración pasiva .

El diseño de la cámara de combustión, así como el cabezal de inyección o la placa del inyector es un desafío durante la construcción y las pruebas, ya que el mal funcionamiento puede provocar una combustión discontinua e incluso oscilaciones de combustión resonantes , que pueden poner en peligro a toda la nave espacial a través de la reacción a través de las columnas de líquido en las líneas de combustible y la estructura mecánica (ver efecto pogo ).

Boquilla de empuje

Boquilla cohete de un Pratt & Whitney RL-10 B de una etapa superior Delta IV, la parte naranja y la parte superior oscura son fijas, la parte inferior oscura se coloca en su posición de trabajo después de la separación de la etapa mediante los husillos roscados.
Boquillas cohete compuestas por tubos de enfriamiento individuales (XLR-87 de un Titan I)

La boquilla de escape en forma de boquilla Laval se conecta directamente a la cámara de combustión . Consiste en una constricción para aumentar la velocidad del gas, el llamado cuello de boquilla, que a su vez se fusiona en una parte acampanada o cónica en la que el empuje se genera por la expansión de los gases. Los motores aerospike en desarrollo deberían prescindir de una boquilla de empuje en el sentido convencional.

Al igual que la cámara de combustión, la boquilla está expuesta a altas cargas térmicas que requieren medidas de enfriamiento. Se utilizan procesos de enfriamiento tanto activos como pasivos. En el proceso activo, el componente de combustible derivado para enfriar no solo se alimenta a la doble pared de la cámara de combustión, sino también a través de la campana de boquilla de doble pared; Los procesos de enfriamiento pasivo se llevan a cabo de la misma manera que con la cámara de combustión. Una forma especial de enfriamiento de la boquilla es la introducción en forma de anillo del gas de trabajo relativamente frío de las turbobombas en el método de flujo de derivación en la campana de la boquilla aproximadamente a medio camino entre el cuello de la boquilla y la boca, que se utilizó en los motores F-1. del cohete Saturno 5. De vez en cuando, especialmente si un sistema de refrigeración cortina o película interna se utiliza al mismo tiempo, una refrigeración activa de la campana de la boquilla se dispensa con, como es el caso con el motor de Viking de la Ariane 4 . Aquí, el material se calentó al rojo vivo durante el funcionamiento .

A menudo, la cámara de combustión y la boquilla se fabrican en una sola pieza. Con el fin de obtener los canales de refrigerante necesarios para la refrigeración, la estructura básica de la cámara de combustión o las unidades de toberas de los motores más grandes a menudo consta de haces de tubos de acero al níquel (por ejemplo, fabricados con Inconel X-750), que se doblan en la forma del las piezas de trabajo estén soldadas . Luego, estas estructuras se refuerzan mediante anillos de refuerzo y camisas macizas, así como accesorios de montaje y conexión. Durante el funcionamiento, los tubos fluyen a través del medio refrigerante (combustible u oxidante), generalmente en la dirección desde la abertura de la boquilla hasta la cámara de combustión.

La relación de las áreas de la sección transversal del cuello de la boquilla y la boca de la boquilla se denomina relación de relajación . Dependiendo de las condiciones de presión ambiental y, por tanto, de la presión externa "contra" la que se supone que trabaja el motor (atmósfera densa en la superficie terrestre, presión decreciente al aumentar la altitud hasta el vacío en el espacio), la relación de expansión en la práctica es de alrededor de 10 a 100, uno especial El motor europeo de etapa superior proyectado Vinci tiene una relación alta con 240 para lograr un alto impulso específico a baja presión ambiental. Para motores puros de etapa inferior que solo funcionan en capas atmosféricas más densas, son suficientes relaciones de expansión más pequeñas, los motores de etapa superior y orbitales requieren relaciones de expansión más altas para un funcionamiento eficiente, pero la expansión máxima posible y permisible también es limitada, consulte el criterio de Summerfield . Para sortear estos problemas de diseño de la tobera de empuje, se están investigando los motores aerospike, que tienen una relación de expansión que se adapta a la presión ambiental.

Las relaciones de expansión más altas requieren campanas de boquilla más grandes y, por lo tanto, más pesadas, que, debido a su longitud total, también pueden tener un efecto desfavorable en el diseño general del cohete (se requieren adaptadores de etapa más largos para acomodar las boquillas), por lo que algunas etapas superiores Los motores tienen una boquilla extensible para la separación posterior a la etapa y antes del encendido la parte de extensión inferior de la campana de la boquilla se extiende telescópicamente sobre la parte de la campana que está firmemente conectada a la cámara de combustión (proyectada para el Vinci , implementada para el RL10B-2 en la etapa superior del Delta IV ).

Tipos de suministro de combustible

Cada motor de cohete líquido tiene una cámara de combustión con una boquilla de empuje contigua como componente central. Las principales diferencias entre los distintos diseños radican en la forma en que el combustible llega a la cámara de combustión desde los depósitos y en la forma en que, en el caso de los motores con turbobombas, el medio de trabajo de las turbinas (el gas caliente) así como se transportan los combustibles y oxidantes.

Entrega de gas presurizado

Esquema de la propulsión de gas presurizado de la nave espacial Apollo (CSM)

La alimentación de gas comprimido ( ciclo de alimentación a presión en inglés ) es la realización más sencilla, evita por completo las bombas mecánicas y promueve los combustibles por los tanques con un gas inerte (generalmente helio ), que en cilindros de presión separados se lleva presurizado y presurizado. Los líquidos se introducen en las cámaras de combustión mediante la presión del tanque a través de tuberías simples. Los límites de este diseño, que es simple y relativamente confiable debido al pequeño número de componentes, son que los tanques deben ser relativamente estables y pesados ​​como recipientes a presión para resistir la presión del gas de transporte y la cámara de combustión alcanzable. La presión también está limitada por la sobrepresión máxima permitida en los tanques. Por lo tanto, el uso está limitado a aplicaciones de empuje más pequeñas y débiles, por ejemplo, propulsores de control y maniobra para naves espaciales o motores de apogeo . Ejemplos prácticos son los motores de ascenso y descenso del módulo lunar Apollo o el motor principal del módulo de comando / servicio de la nave espacial Apollo . Mediante el uso de componentes hipergólicos , fue posible construir motores muy simples y confiables con muy pocos componentes mecánicos que pudieran encenderse de manera confiable incluso después de misiones que duraron varios días o que fueron diseñados para un reencendido repetido, como el motor principal del Apollo-CSM. .

Entrega de bomba

Corte la bomba turbo abierta de un cohete A4

Los motores más potentes, por otro lado, utilizan bombas mecánicas para transportar los combustibles de los tanques, que tienen muy poca sobrepresión, a la cámara de combustión ("suministro de combustible activo"). Dado que el requerimiento de potencia motriz para este trabajo de bombeo es muy alto (hasta varias docenas de megavatios por motor, con el Mark 10 bombea cada uno de los cinco F-1 del cohete lunar Saturno a más de 41 megavatios (55,000 caballos de fuerza), 190 megavatios con el ruso RD-170 ) solamente compacto bombas centrífugas impulsado por gas turbinas venir en consideración, el gas de trabajo de que se genera de forma independiente de la atmósfera ambiente, con los propulsores de cohetes llevaron a lo largo. Dicha turbobomba normalmente consta de un dispositivo para generar el gas de trabajo, la turbina de trabajo en sí y una o más bombas radiales de una o varias etapas (una para combustible y otro para oxidante) que son accionadas mecánicamente por la turbina. A menudo, al menos los conjuntos de turbina y bomba se combinan en una carcasa y se disponen en un eje común. Las turbobombas generalmente se montan en un bastidor de equipos en el motor en las inmediaciones de la cámara de combustión. También hay disposiciones en las que una turbobomba central alimenta varias cámaras de combustión individuales al mismo tiempo, como en el RD-170 con una bomba para cuatro cámaras de combustión.

Según el tipo de generación de gas caliente y el patrón de flujo de los diversos medios, gas caliente y combustibles, se han desarrollado diferentes variantes de suministro activo de combustible a lo largo del tiempo. Las variantes básicas mencionadas a menudo se pueden dividir en subvariantes.

Proceso secundario

En el proceso de flujo de derivación ( ciclo de generador de gas o ciclo abierto ), parte del combustible y oxidante bombeados a la cámara de combustión se desvía y se quema en una cámara de combustión separada. Se busca una combustión no estequiométrica (exceso de combustible u oxidante) para reducir las temperaturas del gas caliente a un nivel tolerable para los materiales de la turbina (400 a 700 K ). Una vez que el flujo de gas caliente en la turbina ha realizado su trabajo, el gas caliente relajado se usa para enfriar la boquilla o se libera al ambiente a través de un tubo de escape junto a la boquilla de empuje. En esta variante de motor existen al menos dos flujos (flujo principal a la cámara de combustión principal y el combustible a la cámara de combustión del generador de gas en el flujo secundario; posiblemente un tercer flujo para el enfriamiento de la tobera y la cámara de combustión). Alrededor del cinco por ciento del combustible total en una etapa se usa para impulsar la bomba debido a una combustión incompleta y ya no está disponible para la generación de empuje real del motor cohete; por otro lado, es una tecnología probada, comprobada y controlable. El proceso secundario es la variante más antigua y más extendida. Muchos motores de cohetes más grandes funcionan de acuerdo con este principio, incluido el F-1 de la sub-etapa S1C de Saturno . Una subvariante es el uso de un combustible separado para el generador de gas turbobomba como en el misil V2 / A4 o el RD-107 del misil soviético Soyuz / R7 , los cuales usan la descomposición catalítica del peróxido de hidrógeno para generar la bomba. gas de trabajo.

Proceso principal

Modelo RD-170, un motor de flujo principal con una bomba turbo central para cuatro cámaras de combustión

En el proceso de flujo principal ( combustión por etapas o ciclo cerrado ), que se desarrolló posteriormente , el principio del proceso de derivación se varía de tal manera que una parte mayor o la totalidad del flujo de un componente de combustible pasa por un generador de gas (aquí llamado pre- quemador ) y con una muy pequeña proporción de los demás componentes reacciona unstoichiometrically. El resultado es un flujo de gas caliente que todavía contiene grandes cantidades en exceso de combustible u oxidante sin reaccionar, que después de accionar la turbina de potencia de la turbobomba se alimenta directamente a la cámara de combustión principal y allí participa en la reacción de combustión regular para generar empuje con los componentes restantes inyectados allí. A diferencia del método de flujo de derivación, ningún componente de combustible no utilizado se va por la borda que no contribuya al impulso general del motor. Con el proceso de flujo principal se pueden lograr las mayores presiones de la cámara de combustión y altos impulsos específicos; por otro lado, este proceso impone las mayores exigencias en el desarrollo y producción debido a las altas presiones en las tuberías y el manejo del flujo de gas caliente. . Representantes bien conocidos del proceso de flujo principal son el SSME , el RD-0120 y nuevamente el RD-170 .

Proceso expansor

Una variación del proceso de flujo principal es el ciclo de expansión . Esto se diferencia del proceso de flujo principal en que no se utiliza ningún generador de gas ni prequemador . Más bien, uno de los dos componentes del combustible se bombea a través de su camisa de enfriamiento para enfriar la cámara de combustión. El líquido se evapora y la corriente en expansión de vapor sobrecalentado impulsa la turbina de trabajo de las bombas de alimentación. Después de pasar por la turbina, este flujo se dirige a la cámara de combustión principal, como en el proceso de flujo principal. Este proceso solo funciona con sustancias que no se descomponen durante la evaporación y que todavía están en fase gaseosa después de la expansión en la turbina, como p. Ej. B. oxígeno criogénico (LOX) o hidrógeno o hidrocarburos de bajo peso molecular como metano , etano y propano ; El queroseno, por ejemplo, volvería a condensarse demasiado rápido aquí. Ejemplos de motores de ciclo expansor son el RL-10 de la etapa superior Centaur o el Vinci europeo . El proceso se modificó en algunos lugares de tal manera que solo una pequeña cantidad de combustible se evaporó en la camisa de enfriamiento de la cámara de combustión y, después de usarse como medio de trabajo para la bomba turbo, se liberó al medio ambiente ( ciclo de purga del expansor ), p.ej B. el LE-5A del misil japonés HIIA .

Ventajas y desventajas

Ventajas:

  • A diferencia de los cohetes sólidos, algunos motores líquidos se pueden apagar y volver a encender. Esto es importante para los propulsores de dirección cuando solo se requieren impulsos cortos o para abandonar la órbita terrestre (por ejemplo, en la secuencia S-IVB de los vuelos lunares del Apolo).
  • El cohete puede ensamblarse sin combustible y transportarse al lugar de lanzamiento, lo que lo hace más liviano y no hay riesgo de explosión o incendio durante el ensamblaje y transporte. El repostaje se realiza poco antes del inicio. Sin embargo, las instalaciones especiales deben estar disponibles en la plataforma de lanzamiento .
  • Se puede comprobar el funcionamiento de los motores líquidos (empuje, velocidad de la bomba, presión de la cámara de combustión) entre el encendido y el despegue del cohete desde la plataforma de lanzamiento.
  • El empuje se puede regular durante el funcionamiento.
  • Los cohetes líquidos a menudo usan combustible de manera más eficiente que los cohetes sólidos y, por lo tanto, alcanzan velocidades máximas más altas con la misma cantidad de combustible.
  • La combinación de combustible LOX / LH2 de uso frecuente se quema para formar agua y, por lo tanto, es inofensiva para el medio ambiente a nivel local.

Desventaja:

  • Los cohetes y motores líquidos son más caros, más complejos y, por lo tanto, más propensos a errores que los cohetes sólidos.
  • El centro de gravedad del misil cambia a medida que se consume el combustible . El sistema de estabilización y control del misil debe poder compensar este desplazamiento.
  • El efecto pogo puede ocurrir (vibraciones en la potencia del motor debido a las resonancias de las columnas líquidas en las líneas de combustible y la estructura mecánica del cohete).
  • Los misiles líquidos son más peligrosos de explotar en caso de una fuga porque los líquidos son más fácilmente inflamables.
  • Algunos combustibles (incluidos los derivados de la hidracina) son tóxicos; si se liberan (arranques en falso, los escalones quemados caen al suelo), pueden producirse daños ambientales.
  • Los componentes del combustible criogénico solo se pueden repostar poco antes del despegue; de ​​lo contrario, se evaporarán prematuramente debido al calentamiento, lo que evita los arranques de reacción rápida o una preparación más duradera para el despegue. Algunos combustibles líquidos almacenables son altamente cáusticos o corrosivos y con el tiempo atacan los materiales de la estructura del cohete.

Combustibles

La mezcla de combustible más energética utilizada en los cohetes líquidos hoy en día es el oxígeno y el hidrógeno criogénicos (LOX / LH 2 ).

Dependiendo de la mezcla de combustible utilizada, pueden producirse temperaturas de hasta 4200 ° C y presiones superiores a 25 MPa en la cámara de combustión.

Fabricante (selección)

Ver también

literatura

Evidencia individual

  1. ↑ Kyrill von Gersdorff, Kurt Grasmann, Helmut Schubert (1995) motores de aviones y motores a reacción Bernard & Graefe Verlag. ISBN 3-7637-6107-1 , pág.268 y sigs.
  2. ^ Imagen y descripción del Walter 109-509C del Me 163
  3. ↑ a b c d e f Stages to Saturn - Fire, Smoke, and Thunder: The Engines Publication en el archivo histórico de la NASA sobre el motor F-1 (inglés)
  4. ↑ https://twitter.com/elonmusk/status/1295495834998513664. Consultado el 17 de agosto de 2020 .
  5. ↑ Representación del cono de salida extensible en el RL-10B2 en la Enciclopedia Astronautica (inglés)
  6. ↑ Power Cycles : descripción de los distintos procesos de suministro de bombas en braeunig.us (inglés)
  7. ↑ Artículo sobre la tecnología de motores de cohetes en el sitio web de Bernd Leitenberger
  8. ↑ Wiebke Plenkers, Martin B. Kalinowski: Escenarios de peligro de liberación de plutonio por un lanzamiento exitoso con un sistema de defensa antimisiles. (PDF; 1,2 MB) Centro Carl Friedrich von Weizsäcker para la Investigación sobre la Ciencia y la Paz, diciembre de 2008, p. 17 , consultado el 5 de diciembre de 2015 .

enlaces web