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

Desarrollo inicial

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

V_e: 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
T_c: 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 ^{[cita requerida]}					Expansión desde 68,05 atm hasta el vacío (0 atm) (Área_tobera = 40:1)^{[cita requerida]}
Oxidante	Combustible	Comentario	V_e	r	T_c	d	C*	V_e	r	T_c	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
F₂:O₂ 30:70	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	V_e	r	T_c	d	C*	V_e	r	T_c	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
ClF₃	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
NO:N₂O₄ 25:75	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	V_e	r	T_c	d	C*	V_e	r	T_c	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 ^{[cita requerida]}				Expansión desde 68.05 atm hasta el vacío (0 atm) (Área_tobera = 40:1) ^{[cita requerida]}
Propulsor	Comentario	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

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). 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

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