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. Sin embargo, no ha habido un propulsor completamente nuevo usado en vuelo durante casi 30 años. 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.

Historia

Desarrollo inicial miniaturadeimagen|246x246px|Robert H. Goddard el 16 de marzo de 1926, sosteniendo el bastidor de lanzamiento de su invención más notable. El primer cohete de combustible líquido. 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

Definiciones 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 Oxidante Combustible Comentario Expansión óptima desde 68,05 atm a 1 atm Expansión desde 68,05 atmhasta el vacío (0 atm) (Áreatobera = 40:1) Ve r Tc d C* Ve r Tc d C* LOX H2Hydrolox. 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 1655UDMH 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 1680UDMH Hipergólico 2719 2.95 2983 1.28 1676 3220 3.12 2977 1.29 1662H2O2 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 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) Misión PRISMA (2010–2015)5 S/Cs lanzados 2016 1608 1.24 1608 1.24 Hidrazina 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) 1893 1.46 1893 1.46 Nitrometano Propulsor Comentario Ve Tc d C* Ve Tc d C*

Referencias

Enlaces externos 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). Para una historia de propulsores de cohete líquido en los EE. UU. por un desarrollador de propulsor de cohete pionero.

Categoría:Propulsantes de cohetes