Motor de cohete criogénico

Motor Vulcain delcohete Ariane 5

Un motor de cohete criogénico es un motor de cohete que utiliza un combustible criogénico y un oxidante , es decir, tanto su combustible como el oxidante son gases licuados y almacenados a muy bajas temperaturas. ^[1] Estos motores altamente eficientes volaron por primera vez en el Atlas-Centaur de EE. UU. Y fueron uno de los principales factores del éxito de la NASA para llegar a la Luna con el cohete Saturno V. ^[1]

Los motores de cohetes que queman propulsores criogénicos siguen utilizándose hoy en día en etapas superiores y propulsores de alto rendimiento. Las etapas superiores son numerosas. Los impulsores incluyen el Ariane 5 de la ESA , el H-II de JAXA y el Delta IV y Space Launch System de los Estados Unidos . Estados Unidos , Rusia , Japón , India , Francia y China son los únicos países que tienen motores de cohetes criogénicos operativos.

Propelentes criogénicos [ editar ]

RL-10 es un ejemplo temprano de motor de cohete criogénico.

Los motores de cohete necesitan altas tasas de flujo másico tanto de oxidante como de combustible para generar un empuje útil. El oxígeno, el oxidante más simple y común, se encuentra en fase gaseosa a temperatura y presión estándar , al igual que el hidrógeno, el combustible más simple. Si bien es posible almacenar propulsores como gases presurizados, esto requeriría tanques grandes y pesados que harían difícil, si no imposible, lograr un vuelo espacial orbital . Por otro lado, si los propulsores se enfrían lo suficiente, existen en la fase líquida a mayor densidad y menor presión, lo que simplifica el depósito. Estas temperaturas criogénicas varían según el propulsor, con oxígeno líquidoexistente por debajo de −183 ° C (−297,4 ° F; 90,1 K) e hidrógeno líquido por debajo de −253 ° C (−423,4 ° F; 20,1 K). Dado que uno o más de los propulsores están en la fase líquida, todos los motores de cohetes criogénicos son por definición motores de cohetes de propulsante líquido o motores de cohetes híbridos . ^[2]

Se han probado varias combinaciones de combustible-oxidante criogénico, pero la combinación de combustible de hidrógeno líquido ( LH2 ) y oxidante de oxígeno líquido ( LOX ) es una de las más utilizadas. ^[1]^[3] Ambos componentes están disponibles de manera fácil y económica, y cuando se queman tienen una de las liberaciones de entalpía más altas en la combustión , ^[4] produciendo un impulso específico de hasta 450 sa una velocidad de escape efectiva de 4.4 kilómetros por segundo ( 2,7 mi / s).

Componentes y ciclos de combustión [ editar ]

Los componentes principales de un motor de cohete criogénico son la cámara de combustión , el iniciador pirotécnico , el inyector de combustible, las turbobombas de combustible y oxidante , las válvulas criogénicas, los reguladores, los tanques de combustible y la boquilla del motor de cohete . En cuanto a la alimentación de propulsores a la cámara de combustión, los motores de cohetes criogénicos se alimentan casi exclusivamente con bombas . Los motores alimentados por bomba funcionan en un ciclo de generador de gas , un ciclo de combustión por etapas o un ciclo de expansión. Los motores generadores de gas tienden a usarse en motores de refuerzo debido a su menor eficiencia, los motores de combustión por etapas pueden cumplir ambos roles a costa de una mayor complejidad, y los motores expansores se usan exclusivamente en etapas superiores debido a su bajo empuje. ^{[ cita requerida ]}

Motores de cohetes LOX + LH2 por país [ editar ]

Actualmente, seis países han desarrollado y desplegado con éxito motores de cohetes criogénicos:

País	Motor	Ciclo	Usar	Estado
Estados Unidos	RL-10	Expansor	Plataforma superior	Activo
	J-2	Generador de gas	etapa inferior	Retirado
	SSME	Combustión escalonada	Aumentador de presión	Activo
	RS-68	Generador de gas	Aumentador de presión	Activo
	BE-3	Derivación de combustión	New Shepard	Activo
	BE-7	Derivación de combustión	Blue Moon (nave espacial)	Activo
	J-2X	Generador de gas	Plataforma superior	De desarrollo
Rusia	RD-0120	Combustión escalonada	Aumentador de presión	Retirado
	KVD-1	Combustión escalonada	Plataforma superior	Retirado
	RD-0146	Expansor	Plataforma superior	De desarrollo
Francia	Vulcaína	Generador de gas	Aumentador de presión	Activo
	HM7B	Generador de gas	Plataforma superior	Activo
	Vinci	Expansor	Plataforma superior	De desarrollo
India	CE-7.5	Combustión escalonada	Plataforma superior	Activo
India	CE-20	Generador de gas	Plataforma superior	Activo
República Popular de China	YF-73	Generador de gas	Plataforma superior	Retirado
	YF-75	Generador de gas	Plataforma superior	Activo
	YF-75D	Ciclo expansor	Plataforma superior	Activo
	YF-77	Generador de gas	Aumentador de presión	Activo
Japón	LE-7 / 7A	Combustión escalonada	Aumentador de presión	Activo
Japón	LE-5 / 5A / 5B	Generador de gas (LE-5) Expansor (5A / 5B)	Plataforma superior	Activo

Comparación de motores de cohetes criogénicos de primera etapa [ editar ]

modelo	SSME / RS-25	LE-7A	RD-0120	Vulcaína 2	RS-68	YF-77
País de origen	Estados Unidos	Japón	Unión Soviética	Francia	Estados Unidos	República Popular de China
Ciclo	Combustión escalonada	Combustión escalonada	Combustión escalonada	Generador de gas	Generador de gas	Generador de gas
Largo	4,24 metros	3,7 m	4,55 metros	3,00 m	5,20 metros	4,20 m
Diámetro	1,63 m	1,82 metros	2,42 m	1,76 metros	2,43 metros	-
Peso en seco	3,177 kilogramos	1.832 kilogramos	3,449 kilogramos	1,686 kilogramos	6.696 kilogramos	1.054 kilogramos
Propulsor	LOX / LH2	LOX / LH2	LOX / LH2	LOX / LH2	LOX / LH2	LOX / LH2
Presión de la cámara	18,9 MPa	12.0MPa	21,8 MPa	11,7 MPa	9,7 MPa	10,2 MPa
Isp (vac.)	453 segundos	440 segundos	454 segundos	433 segundos	409 segundos	430 segundos
Empuje (vac.)	2.278MN	1.098MN	1.961MN	1.120MN	3.37MN	0,7MN
Empuje (SL)	1.817MN	0.87MN	1.517MN	0.800MN	2.949MN	0.518MN
Utilizado en	Sistema de lanzamiento espacial del transbordador espacial	H-IIA H-IIB	Energia	Ariane 5	Delta IV	5 de marzo largo

Comparación de motores de cohetes criogénicos de etapa superior [ editar ]

**Especificaciones**
	RL-10	HM7B	Vinci	KVD-1	CE-7.5	CE-20	YF-73	YF-75	YF-75D	RD-0146	ES-702	ES-1001	LE-5	LE-5A	LE-5B
País de origen	Estados Unidos	Francia	Francia	Unión Soviética	India	India	República Popular de China	República Popular de China	República Popular de China	Rusia	Japón	Japón	Japón	Japón	Japón
Ciclo	Expansor	Generador de gas	Expansor	Combustión escalonada	Combustión escalonada	Generador de gas	Generador de gas	Generador de gas	Expansor	Expansor	Generador de gas	Generador de gas	Generador de gas	Ciclo de purga del expansor （Expansor de boquilla）	Ciclo de purga del expansor （Expansor de cámara）
Empuje (vac.)	66,7 kN (15.000 libras)	62,7 kN	180 kN	69,6 kN	73 kN	200 kN	44,15 kN	83,585 kN	88,36 kN	98,1 kN (22.054 libras · pie)	68,6 kN (7,0 tf) ^[5]	98 kN (10,0 tf) ^[6]	102,9 kN (10,5 tf)	r121,5 kN (12,4 tf)	137,2 kN (14 tf)
Proporción de mezcla	5,5: 1 o 5,88: 1	5,0	5.8			5,05	5,0	5.2	6.0		5.2	6.0	5.5	5	5
Relación de boquilla	40	83,1				100	40	80	80		40	40	140	130	110
Yo sp (vac.)	433	444,2	465	462	454	443	420	438	442	463	425 ^[7]	425 ^[8]	450	452	447
Presión de la cámara: MPa	2,35	3,5	6.1	5,6	5.8	6.0	2,59	3,68	4.1	7.74	2,45	3,51	3,65	3,98	3,58
LH ₂ TP rpm			90.000					42.000	65.000	125 000	41.000	46,310	50.000	51.000	52 000
LOX TP rpm			18.000								16.680	21,080	16 000	17.000	18.000
Longitud m	1,73	1.8	2.2 ~ 4.2	2.14	2.14		1,44	2.8		2.2			2,68	2,69	2,79
Kg de peso seco	135	165	550	282	435	558	236	245	265	242	255,8	259,4	255	248	285

Referencias [ editar ]

↑ a b c Bilstein, Roger E. (1995). Stages to Saturno: Una historia tecnológica de los vehículos de lanzamiento Apolo / Saturno (NASA SP-4206) (Serie de historia de la NASA) . Oficina de Historia de la NASA. págs. 89 –91. ISBN 0-7881-8186-6.
^ Biblarz, Oscar; Sutton, George H. (2009). Elementos de propulsión de cohetes . Nueva York: Wiley. pag. 597 . ISBN 0-470-08024-8.
^ La temperatura de licuefacción del oxígeno es de 89 kelvin , y a esta temperatura tiene una densidad de 1,14 kg / l. Para el hidrógeno es de 20 K, justo por encima del cero absoluto , y tiene una densidad de 0,07 kg / l.
^ Biswas, S. (2000). Perspectivas cósmicas en física espacial . Bruselas: Kluwer. pag. 23. ISBN 0-7923-5813-9. "... [LH2 + LOX] tiene casi el impulso específico más alto".
^ sin boquilla 48,52 kN (4,9 tf)
^ sin boquilla 66,64 kN (6,8 tf)
^ sin boquilla 286.8
^ sin boquilla 291.6

Enlaces externos [ editar ]

Motor de cohete criogénico de EE. UU. RL10B-2
Motores de cohetes criogénicos rusos

[saturn-1] Bilstein, Roger E. (1995). Stages to Saturno: Una historia tecnológica de los vehículos de lanzamiento Apolo / Saturno (NASA SP-4206) (Serie de historia de la NASA) . Oficina de Historia de la NASA. págs. 89 –91. ISBN 0-7881-8186-6.

[isbn0-470-08024-8-2] Biblarz, Oscar; Sutton, George H. (2009). Elementos de propulsión de cohetes . Nueva York: Wiley. pag. 597 . ISBN 0-470-08024-8.

[3] La temperatura de licuefacción del oxígeno es de 89 kelvin , y a esta temperatura tiene una densidad de 1,14 kg / l. Para el hidrógeno es de 20 K, justo por encima del cero absoluto , y tiene una densidad de 0,07 kg / l.

[isbn0-7923-5813-9-4] Biswas, S. (2000). Perspectivas cósmicas en física espacial . Bruselas: Kluwer. pag. 23. ISBN 0-7923-5813-9. "... [LH2 + LOX] tiene casi el impulso específico más alto".

[5] sin boquilla 48,52 kN (4,9 tf)

[6] sin boquilla 66,64 kN (6,8 tf)

[7] sin boquilla 286.8

[8] sin boquilla 291.6

[1]