Propelente líquido para cohetes
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Artículo principal: cohete propulsor líquido

Los cohetes químicos de impulso específico más alto utilizan propulsores líquidos ( cohetes propulsores líquidos ). Pueden consistir en un solo químico (un monopropulsor ) o una mezcla de dos químicos, llamados bipropulsantes . Los bipropelentes se pueden dividir además en dos categorías; propulsores hipergólicos , que se encienden cuando el combustible y el oxidante hacen contacto, y propulsores no hipergólicos que requieren una fuente de ignición. [1]

Se han probado alrededor de 170 propulsores diferentes hechos de combustible líquido , excluyendo cambios menores a un propulsor específico como aditivos propulsores, inhibidores de corrosión o estabilizadores. Solo en los EE. UU. Se han volado al menos 25 combinaciones diferentes de propulsores. [2] A partir de 2020, no se ha utilizado ningún propulsor completamente nuevo desde mediados de la década de 1970. [3]

Son muchos los factores que intervienen en la elección de un propulsor para un motor de cohete de propulsante líquido. Los factores principales incluyen facilidad de operación, costo, peligros / ambiente y desempeño. [ cita requerida ]

Historia

Desarrollo a principios del siglo XX

Konstantin Tsiolkovsky propuso el uso de propulsores líquidos en 1903, en su artículo Exploration of Outer Space by Means of Rocket Devices. [4] [5]

Robert H. Goddard el 16 de marzo de 1926, sosteniendo el marco de lanzamiento de su invento más notable: el primer cohete de combustible líquido.

El 16 de marzo de 1926, Robert H. Goddard usó oxígeno líquido ( LOX ) y gasolina como combustibles para cohetes para su primer lanzamiento de cohete propulsor líquido parcialmente exitoso . Ambos propulsores están fácilmente disponibles, son baratos y muy energéticos. El oxígeno es un criógeno moderado ya que el aire no se licuará contra un tanque de oxígeno líquido, por lo que es posible almacenar LOX brevemente en un cohete sin un aislamiento excesivo.

Era de la Segunda Guerra Mundial

Alemania tuvo un desarrollo de cohetes muy activo antes y durante la Segunda Guerra Mundial , tanto para el cohete estratégico V-2 como para otros misiles. El V-2 utilizó un motor de propulsión líquida de alcohol / LOX , con peróxido de hidrógeno para impulsar las bombas de combustible. [6] El alcohol se mezcló con agua para enfriar el motor. Tanto Alemania como Estados Unidos desarrollaron motores de cohetes de propulsante líquido reutilizables que utilizaban un oxidante líquido almacenable con una densidad mucho mayor que el LOX y un combustible líquido que se encendía espontáneamente al entrar en contacto con el oxidante de alta densidad. El principal fabricante de motores de cohetes alemanes para uso militar, la firma HWK , [7] fabricó elRLM -numerado 109-500 -serie de designación de sistemas de motores de cohetes, y utilizaba peróxido de hidrógeno como monopropelente para las necesidades de despegue asistido con propulsión de cohetes de Starthilfe ; [8] o como una forma de empuje para bombas de deslizamiento aire-mar guiadas por MCLOS ; [9] y se utiliza en una combinación bipropelente del mismo oxidante con una mezcla de combustible de hidrato de hidracina y alcohol metílico para sistemas de motores de cohetes destinados a propulsión de aviones de combate tripulados . [10] Los diseños de motores de EE. UU. Se alimentaron con la combinación bipropelente de ácido nítrico.como oxidante; y anilina como combustible. Ambos motores se utilizaron para propulsar aviones, el interceptor Me 163 Komet en el caso de los diseños de motores alemanes de la serie Walter 509, y unidades RATO de ambas naciones (como con el sistema Starthilfe para la Luftwaffe) para ayudar al despegue de aviones. que comprendía el propósito principal para el caso de la tecnología de motores de cohetes de combustible líquido de EE. UU., gran parte de la cual proviene de la mente del oficial de la Marina de los EE. UU . Robert Truax . [11]

1950 y 1960

Durante las décadas de 1950 y 1960 hubo un gran estallido de actividad por parte de los químicos propulsores para encontrar propulsores líquidos y sólidos de alta energía más adecuados para las fuerzas armadas. Los grandes misiles estratégicos deben permanecer en silos terrestres o submarinos durante muchos años, capaces de lanzarse en cualquier momento. Los propulsores que requieren refrigeración continua, que hacen que sus cohetes crezcan mantos de hielo cada vez más gruesos, no eran prácticos. Como el ejército estaba dispuesto a manipular y utilizar materiales peligrosos, se preparó una gran cantidad de productos químicos peligrosos en grandes lotes, la mayoría de los cuales terminaron por considerarse inadecuados para los sistemas operativos. En el caso del ácido nítrico , el ácido en sí ( HNO
3) era inestable y corroía la mayoría de los metales, lo que dificultaba su almacenamiento. La adición de una modesta cantidad de tetróxido de nitrógeno , N
2O
4, enrojeció la mezcla y evitó que cambiara de composición, pero dejó el problema de que el ácido nítrico corroe los recipientes en los que se coloca, liberando gases que pueden acumular presión en el proceso. El gran avance fue la adición de un poco de fluoruro de hidrógeno (HF), que forma un fluoruro metálico autosellante en el interior de las paredes del tanque que inhibe el ácido nítrico fumante rojo. Esto hizo que "IRFNA" se pudiera almacenar. Combinaciones de propulsores a base de IRFNA o N puro
2O
4como oxidante y queroseno o anilina hipergólica (autoinflamable) , hidracina o dimetilhidracina asimétrica (UDMH) como combustible fueron adoptados en los Estados Unidos y la Unión Soviética para su uso en misiles estratégicos y tácticos. Los bi-propulsores líquidos almacenables y autoinflamables tienen un impulso específico algo menor que el LOX / queroseno, pero tienen una densidad más alta, por lo que se puede colocar una mayor masa de propulsor en tanques del mismo tamaño. La gasolina fue reemplazada por diferentes combustibles de hidrocarburos , [6] por ejemplo RP-1  - un grado de queroseno altamente refinado . Esta combinación es bastante práctica para cohetes que no necesitan almacenarse.

Queroseno

Los cohetes V-2 desarrollados por la Alemania nazi usaban LOX y alcohol etílico. Una de las principales ventajas del alcohol era su contenido de agua, que proporcionaba refrigeración en los motores de cohetes más grandes. Los combustibles a base de petróleo ofrecían más energía que el alcohol, pero la gasolina y el queroseno estándar dejaban demasiado sedimento y subproductos de la combustión que podían obstruir las tuberías del motor. Además, carecían de las propiedades refrescantes del alcohol etílico.

A principios de la década de 1950, a la industria química de EE. UU. Se le asignó la tarea de formular un propulsor de cohetes mejorado a base de petróleo que no dejara residuos y también asegurara que los motores permanecieran fríos. El resultado fue RP-1 , cuyas especificaciones se finalizaron en 1954. Una forma altamente refinada de combustible para aviones, el RP-1 se quemaba mucho más limpiamente que los combustibles de petróleo convencionales y también representaba menos peligro para el personal de tierra debido a los vapores explosivos. Se convirtió en el propulsor de la mayoría de los primeros cohetes y misiles balísticos estadounidenses, como el Atlas, Titán I y Thor. Los soviéticos adoptaron rápidamente el RP-1 para su misil R-7, pero la mayoría de los vehículos de lanzamiento soviéticos finalmente utilizaron propulsores hipergólicos almacenables. A partir de 2017 , se utiliza en las primeras etapas. de muchos lanzadores orbitales.

Hidrógeno

Muchos de los primeros teóricos de los cohetes creían que el hidrógeno sería un propelente maravilloso, ya que da el impulso específico más alto . También se considera el más limpio cuando se oxida con oxígeno porque el único subproducto es el agua. El reformado con vapor de gas natural es el método más común de producir hidrógeno comercial a granel en aproximadamente el 95% de la producción mundial [12] [13] de 500 mil millones de m 3 en 1998. [14] A altas temperaturas (700-1100 ° C) y en presencia de un catalizador a base de metal ( níquel ), el vapor reacciona con el metano para producir monóxido de carbono. e hidrógeno.

El hidrógeno en cualquier estado es muy voluminoso; por lo general, se almacena como un líquido profundamente criogénico, una técnica que se dominó a principios de la década de 1950 como parte del programa de desarrollo de bombas de hidrógeno en Los Alamos . El hidrógeno líquido se almacena y transporta sin evaporación, porque el helio , que tiene un punto de ebullición más bajo que el hidrógeno, actúa como refrigerante. Solo cuando se carga hidrógeno en un vehículo de lanzamiento, donde no existe refrigeración, se ventila a la atmósfera. [15]

A finales de la década de 1950 y principios de la de 1960 se adoptó para las etapas alimentadas con hidrógeno, como las etapas superiores de Centauro y Saturno . [ cita requerida ] Incluso como líquido, el hidrógeno tiene baja densidad, lo que requiere grandes tanques y bombas, y el frío extremo requiere aislamiento del tanque. Este peso extra reduce la fracción de masa del escenario o requiere medidas extraordinarias como la estabilización de la presión de los tanques para reducir el peso. Los tanques de presión estabilizada soportan la mayoría de las cargas con presión interna en lugar de con estructuras sólidas, empleando principalmente la resistencia a la tracción del material del tanque. [ cita requerida ]

El programa de cohetes soviéticos, en parte debido a la falta de capacidades técnicas, no usó LH
2como propulsor hasta la década de 1980 cuando se utilizó para la etapa central de Energia . [ cita requerida ]

Uso de etapa superior

La combinación de propulsante de motor de cohete líquido de oxígeno líquido e hidrógeno ofrece el impulso específico más alto de los cohetes convencionales utilizados actualmente. Este rendimiento adicional compensa en gran medida la desventaja de la baja densidad. La baja densidad de un propulsor conduce a depósitos de combustible más grandes. Sin embargo, un pequeño aumento en el impulso específico en una aplicación de etapa superior puede tener un aumento significativo en la carga útil para la capacidad en órbita. [3]

Comparación con el queroseno

Los incendios de la plataforma de lanzamiento debidos al queroseno derramado son más dañinos que los incendios de hidrógeno, principalmente por dos razones. Primero, el queroseno se quema aproximadamente un 20% más caliente en temperatura absoluta que el hidrógeno. La segunda razón es su flotabilidad. Dado que el hidrógeno es un criógeno profundo, hierve rápidamente y aumenta debido a su muy baja densidad como gas. Incluso cuando el hidrógeno se quema, el H gaseoso2El O que se forma tiene un peso molecular de solo 18 u en comparación con 29,9 u para el aire, por lo que también aumenta rápidamente. El queroseno, por otro lado, cae al suelo y se quema durante horas cuando se derrama en grandes cantidades, lo que inevitablemente causa grandes daños por calor que requieren reparaciones y reconstrucciones que requieren mucho tiempo. Esta es una lección que experimentan con más frecuencia los equipos de los bancos de pruebas involucrados con los disparos de motores de cohetes grandes y no probados. Los motores de hidrógeno tienen requisitos de diseño especiales, como hacer funcionar las líneas de propulsor horizontalmente, de modo que no se formen trampas en las líneas y provoquen roturas debido a la ebullición en espacios reducidos. Estas consideraciones se aplican a todos los criógenos, como el oxígeno líquido y el gas natural líquido.(GNL) también. El uso de combustible de hidrógeno líquido tiene un historial de seguridad excelente y un rendimiento excelente que está muy por encima de todos los demás propulsores químicos prácticos para cohetes.

Litio y flúor

La química de impulso específica más alta jamás probada en un motor de cohete fue el litio y el flúor , con hidrógeno agregado para mejorar la termodinámica del escape (todos los propulsores tenían que mantenerse en sus propios tanques, lo que lo convierte en un tripropelente). La combinación entregó un impulso específico de 542 s en el vacío, equivalente a una velocidad de escape de 5320 m / s. La impracticabilidad de esta química pone de relieve por qué no se utilizan propelentes exóticos: para hacer que los tres componentes sean líquidos, el hidrógeno debe mantenerse por debajo de –252 ° C (solo 21 K) y el litio debe mantenerse por encima de 180 ° C (453 K) . El litio y el flúor son ambos extremadamente corrosivos, el litio se enciende al entrar en contacto con el aire, el flúor se enciende al entrar en contacto con la mayoría de los combustibles, incluido el hidrógeno. El flúor y el fluoruro de hidrógeno (HF) en el escape son muy tóxicos, lo que dificulta el trabajo alrededor de la plataforma de lanzamiento, daña el medio ambiente y hace que obtener una licencia de lanzamiento.mucho más difícil. Tanto el litio como el flúor son caros en comparación con la mayoría de los propulsores de cohetes. Por lo tanto, esta combinación nunca ha volado. [dieciséis]

Durante la década de 1950, el Departamento de Defensa propuso inicialmente el litio / flúor como propulsores de misiles balísticos. Un accidente de 1954 en una fábrica de productos químicos donde se liberó una nube de flúor a la atmósfera los convenció de usar LOX / RP-1.

Metano

En noviembre de 2012, el CEO de SpaceX , Elon Musk, anunció planes para desarrollar motores de cohetes de metano líquido / LOX . [17] Anteriormente había utilizado solo RP-1 / LOX en los motores de cohetes SpaceX . En marzo de 2014 , SpaceX estaba desarrollando el motor cohete bipropelente metalox Raptor , que para 2016 se predijo que generaría 3.000 kN (670.000 lbf) de empuje. [18] Está previsto que el motor se utilice en un futuro cohete superpesado, el Starship . Aunque tiene un impulso específico más bajo que el hidrógeno líquido, el metano líquido se puede producir en Marte a través de la reacción de Sabatier.y es más fácil de almacenar que el hidrógeno líquido debido a su mayor densidad y punto de ebullición, así como a su falta de fragilidad por hidrógeno . También deja menos residuos en los motores en comparación con el queroseno, que es beneficioso para la reutilización. [19] [20]

En julio de 2014, Firefly Space Systems anunció sus planes de utilizar combustible de metano para su pequeño vehículo de lanzamiento de satélites, Firefly Alpha, con un diseño de motor aerospike . [21]

En septiembre de 2014, Blue Origin y United Launch Alliance anunciaron el desarrollo conjunto del motor BE-4 LOX / LNG . El BE-4 proporcionará 2.400 kN (550.000 lbf) de empuje. [22]

Monopropulsores

Peróxido de prueba alta
El peróxido de alta prueba es peróxido de hidrógeno concentrado , con alrededor de 2% a 30% de agua. Se descompone en vapor y oxígeno cuando se pasa sobre un catalizador. Esto se ha utilizado históricamente para los sistemas de control de reacción, debido a que se puede almacenar fácilmente. A menudo se usa para impulsar Turbopumps , que se usa en el cohete V2 y en la Soyuz moderna .
Hidracina
se descompone energéticamente en nitrógeno, hidrógeno y amoníaco (2N 2 H 4 → N 2 + H 2 + 2NH 3 ) y es el más utilizado en vehículos espaciales. (La descomposición del amoníaco no oxidado es endotérmica y disminuiría el rendimiento).
Óxido nitroso
se descompone en nitrógeno y oxígeno.
Vapor
cuando se calienta externamente da un I sp razonablemente modesto de hasta 190 segundos, dependiendo de la corrosión del material y los límites térmicos.

Uso actual

Me lanzo al vacío de varios cohetes
CohetePropulsoresYo sp , vacío (s)
Motores líquidos del transbordador espacialLOX / LH 2453 [23]
Motores sólidos del transbordador espacialAPCP268 [23]
Transbordador espacial OMSNTO / MMH313 [23]
Saturno V etapa 1LOX / RP-1304 [23]

A partir de 2018 , combinaciones de combustible líquido de uso común:

Queroseno (RP-1) / Oxígeno líquido (LOX)
Se utiliza para las etapas inferiores de los impulsores Soyuz , las primeras etapas de Saturno V y la familia Atlas , y ambas etapas de Electron y Falcon 9 . Muy similar al primer cohete de Robert Goddard.
Hidrógeno líquido (LH) / LOX
Utilizado en las etapas del Transbordador Espacial , Sistema de Lanzamiento Espacial , Ariane 5 , Delta IV , New Shepard , H-IIB , GSLV y Centaur .
Dimetilhidrazina asimétrica (UDMH) o monometilhidrazina (MMH) / tetróxido de dinitrógeno (NTO o N
2O
4)
Se utiliza en las tres primeras etapas del propulsor ruso Proton , el motor indio Vikas para cohetes PSLV y GSLV , la mayoría de los propulsores chinos, varios cohetes militares, orbitales y de espacio profundo, ya que esta combinación de combustible es hipergólica y se puede almacenar durante largos períodos a temperaturas razonables y presiones.
Hidracina ( N
2H
4)
Se usa en misiones en el espacio profundo porque es almacenable e hipergólico, y se puede usar como monopropelente con un catalizador.
Aerozine-50 (50/50 de hidracina y UDMH)
Se usa en misiones en el espacio profundo porque es almacenable e hipergólico, y se puede usar como monopropelente con un catalizador.

Mesa

Para aproximar I sp a otras presiones de la cámara [se necesita aclaración ]
Presión absoluta kPa ; atm ( psi )Multiplicar por
6.895 kPa; 68,05 atm (1.000 psi)1,00
6,205 kPa; 61,24 atm (900 psi)0,99
5.516 kPa; 54,44 atm (800 psi)0,98
4.826 kPa; 47,63 atm (700 psi)0,97
4.137 kPa; 40,83 atm (600 psi)0,95
3.447 kPa; 34,02 atm (500 psi)0,93
2.758 kPa; 27,22 atm (400 psi)0,91
2.068 kPa; 20,41 atm (300 psi)0,88

La tabla utiliza datos de las tablas termoquímicas JANNAF (Comité Conjunto de Propulsión Interagencial Ejército-Armada-NASA-Fuerza Aérea (JANNAF)), con el mejor impulso específico posible calculado por Rocketdyne bajo los supuestos de combustión adiabática , expansión isentrópica , unidimensional expansión y equilibrio cambiante [24] Algunas unidades se han convertido al sistema métrico, pero las presiones no.

Definiciones

V e
Velocidad de escape media, m / s. La misma medida que impulso específico en diferentes unidades, numéricamente igual al impulso específico en N · s / kg.
r
Relación de mezcla: oxidante en masa / combustible en masa
T c
Temperatura de la cámara, ° C
D
Densidad aparente de combustible y oxidante, 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 combustión del cohete experimental.

Bipropelantes

OxidanteCombustibleComentarioExpansión óptima de
68,05 atm a 1 atm [ cita requerida ]		Expansión de
68.05 Atm a vacío (0 atm)
( Boquilla de área = 40: 1) [ cita requerida ]
V erT cDC*V erT cDC*
SALMÓN AHUMADOH2Hydrolox. Común.38164.1327400,29241644624.8329780,322386
H
2: Ser 49:51		44980,8725580,23283352950,9125890,242850
CH4 (metano)Metalox . Muchos motores en desarrollo en la década de 2010.30343,2132600,82185736153,4532900,831838
C 2 H 630062,8933200,90184035843.1033510,911825
C 2 H 430532,3834860,88187536352,5935210,891855
RP-1 (queroseno)Kerolox . Común.29412,5834031.03179935102,7734281.031783
N 2 H 430650,9231321.07189234600,9831461.071878
B 5 H 931242.1238340,92189537582.1638630,921894
B 2 H 633511,9634890,74204140162,0635630,752039
CH 4 : H 2 92,6: 7,431263.3632450,71192037193,6332870,721897
GOXGH 2Forma gaseosa39973,292576-255044853,922862-2519
F 2H 240367,9436890,46255646979,7439850,522530
H 2 : Li 65,2: 34,042560,9618300,192680
H 2 : Li 60,7: 39,350501.0819740,212656
CH 434144.5339181.03206840754,7439331.042064
C 2 H 633353,6839141.09201939873,7839231,102014
MMH34132,3940741,24206340712,4740911,241987
N 2 H 435802,3244611,31221942152,3744681,312122
NH 335313.3243371.12219441433.3543411.122193
B 5 H 935025.1450501,23214741915.5850831,252140
DE 2H 240145,9233110,39254246797.3735870,442499
CH 434854,9441571.06216041315.5842071.092139
C 2 H 635113,8745391,13217641373,8645381,132176
RP-134243,8744361,28213240213,8544321,282130
MMH34272,2840751,24211940672,5841331,262106
N 2 H 433811,5137691,26208740081,6538141,272081
MMH: N 2 H 4 : H 2 O 50,5: 29,8: 19,732861,7537261,24202539081,9237691,252018
B 2 H 636533,9544791.01224443673,9844861.022167
B 5 H 935394.1648251,20216342394.3048441,212161
F 2 : O 2 30:70H 238714,8029540,32245345205.7031950,362417
RP-131033,0136651.09190836973.3036921,101889
F 2 : O 2 70:30RP-133773,8443611,20210639553,8443611,202104
F 2 : O 2 87,8: 12,2MMH35252,8244541,24219141482,8344531,232186
OxidanteCombustibleComentarioV erT cDC*V erT cDC*
N 2 F 4CH 431276.4437051,15191736926.5137071,151915
C 2 H 430353,6737411,13184436123,7137431,141843
MMH31633.3538191,32192837303.3938231,321926
N 2 H 432833,2242141,38205938273,2542161,382058
NH 332044.5840621,22202037234.5840621,222021
B 5 H 932597.7647911,34199738988.3148031,351992
ClF 5MMH29622,8235771,40183734882,8335791,401837
N 2 H 430692,6638941,47193535802,7139051,471934
MMH: N 2 H 4 86:1429712,7835751,41184434982,8135791,411844
MMH: N 2 H 4 : N 2 H 5 NO 3 55:26:1929892,4637171,46186435002,4937221,461863
ClF 3MMH : N 2 H 4 : N 2 H 5 NO 3 55:26:19Hipergólico27892,9734071,42173932743,0134131,421739
N 2 H 4Hipergólico28852,8136501,49182433562,8936661,501822
N 2 O 4MMHHipergólico, común28272.1731221,19174533472,3731251,201724
MMH : Ser 76,6: 29,431060,9931931,17185837201,1034511,241849
MMH: Al 63:2728910,8532941,271785
MMH: Al 58:4234600,8734501,311771
N 2 H 4Hipergólico, común28621,3629921,21178133691,4229931,221770
N 2 H 4 : UDMH 50:50Hipergólico, común28311,9830951.12174733492.1530961,201731
N 2 H 4 : Ser 80:2032090,5130381,201918
N 2 H 4 : Ser 76,6: 23,438490,6032301,221913
B 5 H 929273,1836781,11178235133,2637061,111781
NO : N 2 O 4 25:75MMH28392,2831531,17175333602,5031581,181732
N 2 H 4 : Ser 76,6: 23,428721,4330231,19178733811,5130261,201775
IRFNA IIIaUDMH : DETA 60:40Hipergólico26383,2628481,30162731233,4128391,311617
MMHHipergólico26902,5928491,27166531782,7128411,281655
UDMHHipergólico26683.1328741,26164831573.3128641,271634
IRFNA IV HDAUDMH : DETA 60:40Hipergólico26893,0629031,32165631873,2529511,331641
MMHHipergólico27422,4329531,29169632422,5829471,311680
UDMHHipergólico27192,9529831,28167632203.1229771,291662
H 2 O 2MMH27903,4627201,24172633013,6927071,241714
N 2 H 428102,0526511,24175133082.1226451,251744
N 2 H 4 : Ser 74,5: 25,532890,4829151,21194339540,5730981,241940
B 5 H 930162,2026671.02182836422,0925971.011817
OxidanteCombustibleComentarioV erT cDC*V erT cDC*

Definiciones de algunas de las mezclas:

IRFNA IIIa
83,4% HNO 3 , 14% NO 2 , 2% H 2 O , 0,6% HF
IRFNA IV HDA
54,3% HNO 3 , 44% NO 2 , 1% H 2 O, 0,7% HF
RP-1
Consulte MIL-P-25576C, básicamente queroseno (aproximadamente C
10H
18)
MMH monometilhidrazina
CH
3NHNH
2

No tiene todos los datos de CO / O 2 , propuestos para la NASA para cohetes con base en Marte, solo un impulso específico de unos 250 s.

r
Relación de mezcla: oxidante en masa / combustible en masa
V e
Velocidad de escape media, m / s. La misma medida que 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 combustión del cohete experimental.
T c
Temperatura de la cámara, ° C
D
Densidad aparente de combustible y oxidante, g / cm³

Monopropulsores

PropulsorComentarioExpansión óptima de
68,05 atm a 1 atm [ cita requerida ]		Expansión de
68.05 atm a vacío (0 atm)
( Boquilla de área = 40: 1) [ cita requerida ]
V eT cDC*V eT cDC*
Dinitramida de amonio (LMP-103S) [25] [26]Misión PRISMA (2010-2015)
5 S / C lanzados en 2016 [27]		16081,2416081,24
Hidrazina [26]Común8831.018831.01
Peróxido de hidrógenoComún161012701,451040186012701,451040
Nitrato de hidroxilamonio (AF-M315E) [26]18931,4618931,46
Nitrometano
PropulsorComentarioV eT cDC*V eT cDC*

Referencias

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enlaces externos

  • Cpropep-Web, un programa informático en línea para calcular el rendimiento del propulsor en motores de cohetes
  • La herramienta de diseño para el análisis termodinámico de motores de cohetes líquidos es un programa informático para predecir el rendimiento de los motores de cohetes de propulsión líquida.
  • Clark, John D. (1972). ¡Encendido! Una historia informal de los propulsores de cohetes líquidos (PDF) . Prensa de la Universidad de Rutgers . pag. 214. ISBN 0-8135-0725-1. para una historia de los propulsores de cohetes líquidos en los EE. UU. por un desarrollador pionero de propulsores de cohetes.
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