Motor cohete

Motor cohete
Instalaciones
Formáu por	Tobera del motor cohete (es) , cámara de combustión (es) , turbobomba (es) y cardán (es)

Un motor cohete ye un motor de reacción que xenera emburrie por aciu la espulsión a l'atmósfera de gases que provienen de la cámara de combustión. Los motores cohete incorporen tanto'l combustible, que suel ser querosenu o hidróxenu líquido, como'l comburente (osíxenu n'estáu gaseosu o xeneralmente líquidu).

El motor cohete ye'l motor más potente conocíu y la so rellación pesu/potencia convertir nel motor ideal pa ser usáu en naves espaciales.

Tipos

Esisten delles clasificaciones de cohetes. La inmensa mayoría son cohetes químicos que llogren la propulsión por aciu reacciones químiques exotérmicas del propelente. Estos de la mesma estrémense en:

Motores de propergol sólidu. Referir a los motores qu'empleguen sustancies sólides, polo xeneral un amiestu que s'encender.
Motores de propergol líquidu. Emplega unu o más propergoles líquidos que se caltienen en tanques antes del encendíu. Según la téunica emplegada pa llevalos a la cámara de combustión esisten dellos ciclos: presurizáu los tanque, por aciu un xenerador de gas, ciclu expansor y combustión gradiada. Esiste una clase de propergoles qu'amburen cuando entren en contautu, los propergoles hipergólicos, qu'esanicien la necesidá d'un sistema d'encendíu. Otra variante son los cohetes monopropelentes qu'utilicen un solu propulsor, descompuestu por aciu un catalizador. Los compuestos más emplegaos pa monopropelentes son la hidrazina y peróxidu d'hidróxenu.
Motores de propergol híbridu tienen un propulsor sólidu na cámara de combustión y un segundu propelente líquidu o gas añader pa realizar la combustión.

Los cohetes térmicos son cohetes onde'l propelente ye inerte, pero calecer por una fonte d'enerxía, xeneralmente non química, tal como solar, nuclear o radiante. Esiste un motor qu'emplega un métodu bien similar, el motor iónicu, qu'emplega una fonte d'enerxía esterna p'acelerar iones. Anque ye un motor a reacción nun ye puramente un cohete yá que nun emplega una tobera.

Principiu de funcionamientu

La presión dientro de la cámara de combustión impulsa a los gases escontra la tobera.

Los motores cohete producen l'emburrie pola espulsión a alta velocidá d'un fluyíu. Esti fluyíu ye, casi siempres,,^[1] un gas xeneráu pola combustión dientro d'una cámara de combustión a alta presión (10-200 bar) de propergoles sólidos o líquidos, que consta de dos componentes: combustible y oxidante.

L'escape de fluyíu faise pasar al traviés d'una tobera de propulsión supersónica qu'utiliza la enerxía calorífica del gas p'acelerar l'escape a una velocidá bien alta, y la fuercia de reacción a esta emburria'l motor na direición opuesta.

Nos motores cohete les altes temperatures y presiones favorecen el bon rendimientu, pos dexa montar toberas más llargues nel motor, lo qu'apurre mayores velocidaes d'escape, según un meyor rendimientu termodinámicu.

Introducción de los propergoles na cámara de combustión

El propulsor del cohete ye una masa que s'almacena, polo xeneral en dalguna forma de depósitu de carburante, antes de ser espulsáu pol motor cohete en forma d'un remexu de fluyíu pa producir emburrie.

Los cohetes con propulsores químicos son los más comúnmente utilizaos, tienen reacciones químiques exotérmicas que producen gas caliente que s'utiliza pa impulsalos. Alternativamente, una masa químicamente inerte puede calecer por aciu una fonte d'alta enerxía al traviés d'un intercambiador de calor, y entós nun s'emplega cámara de combustión.

Un motor cohete sólidu.

Los cohetes de propelentes sólidos prepárense como un amiestu de combustible y comburente llamáu 'granu' y la carcasa d'almacenamientu de propelente conviértese efeutivamente na cámara de combustión. Nos cohetes de combustible líquidu de normal una bomba impulsa, por separáu, el combustible y el comburente a la cámara de combustión, onde s'entemecen y quemen. Los motores cohete híbridos utilicen una combinación de propulsores sólidos y líquidos o gaseosos. Los cohetes tanto líquidos como híbridos utilizar inyectores pa introducir el propulsor na cámara. Estos son de cutiu una serie de simples remexos - furacos polos que'l propelente escapar so presión, pero dacuando pueden ser boquillas de pulverización más complexes. Cuando dos o más propulsores inyecten los remexos de los propulsores suelen topetar deliberadamente una y bones esto ruempe'l fluxu en gotes más pequeñes que se quemar más fácilmente.

Cámara de combustión

Nos cohetes químicos, la cámara de combustión ye xeneralmente solo un cilindru y bien poques vegaes utilicen estabilizadores de llapada. Les dimensiones del cilindru son tales que los propergoles son capaces de reaccionar dafechu; distintos propergoles riquen distintos tamaños de cámara de combustión por que esto asoceda. Esto conduz a un númberu llamáu L^*:

L^{*}={\frac {V_{c}}{A_{t}}}

onde:

- V_c ye'l volume de la cámara :

- A_t ye l'área del gargüelu de la tobera.

L^*:de normal asítiase nel intervalu de 0,64 a 1,5 m.

La combinación de temperatures y presiones que de normal s'algamar nuna cámara de combustión suel ser estrema en tolos sentíos. A diferencia de los motores a reacción que peracaben aire, nun ta presente'l nitróxenu atmosféricu pa esleir y esfrecer la combustión, y la temperatura puede algamar valores casi estequiométricos. Esto, en combinación coles altes presiones, significa que la velocidá de conducción de calor al traviés de les parés ye bien alta.

Toberas

Distribución típica de la temperatura (T) y presión (p) y velocidá (v) nuna tobera Laval

L'emburrie del cohete ye causáu poles presiones qu'actúen na cámara de combustión y na tobera. Pola tercer llei de Newton, presiones iguales y opuestes actúen sobre'l tubu d'escape, y esti acelerar a altes velocidaes.

La tobera col so conu d'espansión en forma de gran campana o boquilla da al motor cohete la so forma carauterística.

Nos cohetes, el gas caliente producíu na cámara de combustión déxase escapar de la cámara de combustión al traviés d'una abertura (la "boca"), dientro d'una boquilla d'alta espansión rellación 'de Laval'.

Cuando s'apurre abonda presión a la tobera (aproximao 2,5 a 3 vegaes percima de la presión ambiente) de la boquilla reactancias y un remexu supersónicu fórmase, acelerando dramáticamente el gas, convirtiendo la mayor parte de la enerxía térmica n'enerxía cinética.

Les velocidaes d'escape varien dependiendo de la rellación d'espansión que la boquilla ta diseñada pa dar. Nun ye raru que la velocidá d'escape sía tan alta como diez veces la velocidá del soníu nel aire al nivel del mar.

Aproximao la metá del emburrie del motor del cohete provién de les presiones desequilibraes dientro de la cámara de combustión y el restu provién de les presiones qu'actúen contra l'interior de la boquilla (vease la diagrama). A midida que el gas espándese (adiabáticamente), la presión contra les parés de la boquilla fai que'l motor del cohete acelerar nuna direición mientres el gas failo na otra.

Eficacia del propelente

Pa la eficacia como propulsor d'un motor cohete ye importante crear les presiones máximes posibles nes parés de la cámara y la boquilla pa una cantidá específica d'axente propulsor, yá que este ye l'orixe del emburrie. Esto puede llograse polos siguiente métodos:

calecer el propelente a una temperatura tan alto como sía posible (utilizando un combustible d'alta enerxía, que contién hidróxenu o carbonu y, eventualmente metales como'l aluminiu, o inclusive, teóricamente, con enerxía nuclear)
utilizar un gas de baxa densidá específica (tan ricu n'hidróxenu como sía posible)
utilizar propulsores que son, o se descomponen en, molécules sencielles con pocos graos de llibertá pa maximizar la velocidá de traslación.

Yá que toes estes coses embriven la masa del propelente utilizáu, y yá que la presión ye proporcional a la masa de propelente presente a acelerase a midida que emburrien nel motor, y yá que a partir de la tercer llei de Newton, la presión qu'actúa sobre'l motor tamién actúa recíprocamente nel propelente, resulta que pa cualquier motor dau la velocidá del propulsor que sale de la cámara nun se ve afeutada pola presión de la cámara (anque l'emburrie ye proporcional). Sicasí, la velocidá vese afeutada significativamente polos trés de los factores anteriores y la velocidá d'escape ye una escelente midida de la eficiencia del motor propulsor. Esto denominar velocidá d'escape, y dempués tómense en cuenta factores que pueden amenorgar, la velocidá eficaz del estractor ye unu de los parámetros más importantes d'un motor cohete (anque'l pesu, costu, facilidá de fabricación y otros suelen ser tamién bien importantes).

Por razones aerodinámiques del fluxu va sónica (" chokes ") na parte más estrecha de la boquilla, la 'gargüelu'. Yá que la velocidá del soníu en gases aumenta col raigañu cuadráu de la temperatura, l'usu de gas d'escape caliente meyora considerablemente'l rendimientu. En comparanza, a temperatura ambiente, la velocidá del soníu nel aire ye aproximao 340 m/s ente que la velocidá del soníu nel gas caliente d'un motor cohete puede ser más de 1700 m/s; gran parte d'esti rendimientu deber a una temperatura más alto, pero adicionalmente propulsores de cohetes escoyer pa ser de baxa masa molecular, y esto tamién da una velocidá mayor en comparanza col aire.

La espansión na tobera del cohete depués multiplica entá más la velocidá, típicamente ente 1,5 y 2 vegaes, dando un remexu d'escape hipersónico bien colimado. L'aumentu de velocidá d'una tobera del cohete ye determinada principalmente pola so espansión rellación área-la rellación ente l'área del gargüelu pa l'área na salida, pero les propiedaes detallaes del gas tamién son importantes. Aumentar la rellación de boquillas son más masives pero son capaces d'estrayer más calor de los gases de combustión, aumentando la velocidá d'escape.

La eficiencia de la tobera ta afeutada na atmósfera polos cambeos de la presión atmosférica cola altitú, pero por cuenta de les velocidaes supersóniques del gas que sale d'un motor cohete, la presión del remexu puede ser o bien per debaxo o percima de l'ambiente, y l'equilibriu ente los dos nun s'algamó en toles altitúes (Ver diagrama ).

Contrapresión y espansión óptima

Pa un rendimientu óptimo de la presión del gas nel estremu de la boquilla solo tien de ser igual a la presión ambiental: si la presión de los gases d'escape ye menor que la presión ambiente, de siguío, el vehículu va ser frenáu pola diferencia de presión ente la parte cimera del motor y la salida, pel otru llau, si la presión de los gases d'escape ye más alta, entós la presión d'escape que podría ser convertida n'emburrie nun se convierte, y la enerxía se desperdicia.

Efeutu de la presión esterior sobre'l rendimientu de la tobera

Tobera subexpandida. El gas del remexu a la fin de la tobera tien una presión mayor a la del ambiente polo que la espansión continua fuera. Se desperdicia presión que podría convertise n'emburrie.	Tobera crítica. La presión a la fin de la espansión na tobera coincide cola ambiente.	Tobera sobreexpandida. La presión del remexu de gas ye menor que la presión ambiente antes d'acabar el percorríu pola tobera. El rendimientu tamién cai. Sicasí, les toberas llixeramente sobreexpandidas producen más emburrie que les toberas críticamente espandíes si nun se produz la separación de la capa llende.	Nes toberas con un gran sobreexpandido piérdese menos eficiencia, pero pueden causar problemes mecánicos cola tobera, y si el desprendimientu nun ye uniforme, producir fuercies llaterales.
El remexu vuélvese progresivamente más infraexpandido al ganar altor. Casi tolos motores cohete va ser un momentu por demás crecíu por demás mientres l'entamu d'una atmósfera.^[2]

Pa caltener esti ideal de la igualdá ente la presión de salida de los gases d'escape y la presión ambiente, el diámetru de la boquilla tendría qu'aumentar cola altitú, dando a la presión d'una boquilla más tiempu p'actuar sobre (y l'amenorgamientu de la presión de salida y temperatura). Esti aumentu ye malo de consiguir d'una manera llixera, anque se fai rutinariamente con otres formes de motores a reacción. En rocketry una boquilla compromisu llixeru y utilízase xeneralmente una ciertu amenorgamientu nel rendimientu atmosférica produzse cuando s'utiliza con criteriu distintu del "diseño altitú" o cuando esgañáu. P'ameyorar esto hanse propuestu dellos diseños de boquillas exóticos tales como la boquilla d'enchufe , un pasu boquillas , la boquilla d'espansión y l'aerospike, caúna apurriendo dalguna forma p'afaese a los cambeos na presión del aire ambiente y dexando que'l gas espándase más en contra de la boquilla , dando emburrie adicional a altes altitúes.

Al escosar nun ambiente lo suficientemente baxo presión (vacíu) delles cuestiones surden. Unu ye l'enorme pesu de la tobera, más allá d'un ciertu puntu, pa un vehículu en particular, l'aumentu de pesu adicional de la tobera al aumentar el so tamañu ye mayor que l'aumentu de rendimientu llográu. De segundes, como los gases d'escape espándense adiabáticamente dientro de la boquilla esfrécense, y, finalmente, dalgunos de los productos químicos pueden conxelar, la producción de 'nieve' nel remexu. Esto provoca inestabilidaes nel remexu y débese evitar.

Nuna tobera Laval, el desprendimientu de fluxu de gas d'escape producir nuna boquilla groseramente-espandida. Como'l puntu de separación nun va ser uniforme alredor de la exa del motor, puede producise una fuercia llateral nel motor. Esta fuercia llateral puede camudar col tiempu y dar llugar a problemes de control col vehículu de llanzamientu.

Orientación del emburrie

Los vehículos riquen típicamente la orientación xeneral de camudar de direición sobre'l llargor de la quemadura. Un númberu de distintes maneres pa llograr esto fueron voláu:

Tol motor ta montáu nuna gonciu o un cardán y cualesquier propelente alimenta llegar al motor al traviés de tuberíes de baxa presión flexibles o acoplamientos xiratoriu.
Solo la cámara de combustión y la tobera se gimbled, les bombes son fixos, y aliméntase a alta presión axuntar al motor.
Dellos motores (de cutiu inclinaes n'ángulos llixeramente) espléguense pero esgañáu pa dar el vector xeneral de lo que se riquir, dando solo una penalización bien pequeña.
Paletes, que soporten alta temperatura, enfusen nos gases d'escape y puede inclinase pa esviar el remexu.
Los motores son fixos, y propulsores vernier utilizar pa dirixir el vehículu.
Inyeición d'agua dientro de la tobera.

Rendimientu xeneral de los motores cohete

La teunoloxía de los cohetes puede combinar emburrie bien altos (meganewtons), velocidaes d'escape bien altes (alredor de 10 vegaes la velocidá del soníu nel aire a nivel del mar) y bien alta rellación emburrie / pesu (> 100), amás de ser capaz d'operar fora de l'atmósfera, y dexando l'usu de baxa presión y poro, los tanques llixeros y estructura.

Los cohetes puede optimizase entá más pa un rendimientu entá más estremu a lo llargo d'unu o más d'estes exes por cuenta de los otros.

Impulsu específicu

El parámetru más importante pa la eficiencia d'un motor cohete ye l'impulsu por unidá de propulsor, lo que se denomina impulsu específicu. Esto mídese yá sía como una velocidá (la velocidá eficaz del estractor en metros segundu o pies / s) o como un tiempu (segundos). Un motor que da un gran impulsu específicu ye de normal bien deseable.

L'impulsu específicu que puede llograse ye principalmente una función del amiestu de propelente (n'última instancia, ye'l factor que llinda l'impulsu específicu), pero les llendes práutiques sobre primas de la cámara y los coeficientes d'espansión de tobera amenorguen el rendimientu que puede llograse.

Rendimientos típicos de propelentes comunes

amiestu	Vacíu I_sp (segundos)	velocidá eficaz d'escape (m/s)
osixeno líquidu/ hidróxenu líquido	455	4462
osixeno líquidu/ querosenu (RP-1)	358	3510
tetróxidu de dinitrógeno/ hidrazina	344	3369

Nota: toles actuaciones nuna rellación toberas d'espansión de 40

Emburrie netu

De siguío amuésase una ecuación averada pa calcular l'emburrie netu d'un motor cohete:^[3]

F_{n}={\dot {m}}\;v_{y}={\dot {m}}\;v_{y-act}+A_{y}(p_{y}-p_{amb})

onde:
${\dot {m}}$	= Caudal másico del gas d'escape
$v_{y}$	= Velocidá eficaz d'escape
$v_{y-act}$	= Velocidá del remexu real nel planu de salida de la tobera
$A_{y}$	= Área de fluxu nel planu de salida de la tobera (o'l planu nel que'l remexu saliente dixebrar de la tobera)
$p_{y}$	= Presión estática nel planu de salida de la tobera
$p_{amb}$	= presión ambiente (o atmosférica)

Yá que, a diferencia d'un motor a reacción, un motor cohete convencional escarez de toma d'aire, nun hai "abasnar frontal" a deducir del emburrie brutu. Arriendes d'ello, l'emburrie netu d'un motor cohete ye igual al emburrie brutu (amás de la contrapresión estática).

El términu ${\dot {m}}\;v_{y-act}\,$ representa l'emburrie impulsu, que se caltién constante nuna posición determinada del acelerador, ente que'l términu $A_{y}(p_{y}-p_{amb})\,$ representa'l términu emburrie de la presión. A toa velocidá, l'emburrie netu d'un motor cohete ameyora llixeramente al aumentar l'altitú, yá que como la presión atmosférica mengua cola altitú, la presión d'emburrie aumenta plazu. Na superficie de la Tierra l'emburrie de la presión puede amenorgase hasta nun 30%, dependiendo del diseñu del motor. Esti amenorgamientu mengua aproximao exponencialmente a cero al aumentar l'altitú.

L'emburrie máximu pa un motor cohete consíguese maximizar la contribución dinámica de la ecuación, ensin incurrir en sanciones de más espansión de los gases d'escape. Esto asocede cuando $p_{y}=p_{amb}$ . Yá que los cambeos de presión atmosférica cola altitú, los motores cohete de pasen bien pocu tiempu de funcionamientu a la máxima eficiencia.

Emburrie específicu nel vacíu

Por cuenta de que l'impulsu específicu variable cola presión, ye útil una cantidá fácil de comparar y calcular. Debíu cohetes estrangulador nel gargüelu, y porque l'escape supersónicu evita influencies esternes presión viaxen agües enriba, resulta que la presión a la salida ye idealmente esautamente proporcional al fluxu de propelente, siempres que les proporciones d'amiestu y eficiencia de la combustión calténganse. Por tanto, ye abondo avezáu reordenar llixeramente la ecuación anterior:^[4]

F_{vac}=C_{f}\,{\dot {m}}\,c^{*}

y asina definir Isp vacíu como:

v_{evac}=C_{f}\,c^{*}\,

onde:

c^{*}

= La velocidá del soníu constante nel gargüelu the speed of sound constant at the throat

C_{f}

= El coeficiente constante d'emburrie de la boquilla (de normal alredor de 2)

Y por lo tanto:

F_{n}={\dot {m}}\,v_{evac}-A_{y}\,p_{amb}

Regulación de la potencia

La potencia pueden regulase por aciu el control de la tasa de combustión de los propelentes (usualmente midida en kg/s o llibres/s). Nos cohetes líquidos ya híbridos, el fluxu de propergol qu'entra na cámara controlar por mediu de válvules, nos cohetes sólidos contrólase camudando l'área de propelente que se ta quemando y esto realízase col diseñáu del granu propulsor (y polo tanto nun puede controlase en tiempu real, sinón que ye daqué preestablecido).

Xeneralmente pueden regulase escontra baxo hasta una presión de salida d'alredor d'un terciu de la presión ambiente (de cutiu la separación del fluxu llinde nes toberas) y hasta una llende máxima determináu namái pola resistencia mecánica del motor.

Na práutica, el grau en que los cohetes pueden regulase varia grandemente, pero la mayoría de los cohetes pueden regulase por un factor de 2, ensin gran dificultá. La llimitación típica ye la estabilidá de la combustión, como por casu, los inyectores precisa una presión mínima pa evitar l'activación d'oscilaciones perxudiciales (chugging o inestabilidaes de combustión); pero los inyectores de cutiu puede ser optimizaos y probaos pa games más amplies. Los cohetes de combustible sólidos pueden regulase por aciu l'usu de granos de forma que van variar la so área de superficie a lo llargo de la combustión.

Eficiencia enerxética

Eficiencia enerxética de la propulsión a reacción en función de la velocidá del vehículu estremada pola velocidá d'escape eficaz

Pa estudiar la eficiencia enerxética d'un motor cohete tenemos d'estudiar dos aspeutos unu termodinámicu, la conversión de la enerxía térmica de los gases dientro de la cámara de combustión en cinética nel remexu. Y per otru llau esta la tresferencia de la enerxía cinética del remexu al vehículu.

Les toberas de los motores cohete son sorprendentemente eficaces máquines térmiques pa xenerar un remexu d'alta velocidá, de resultes de la combustión d'alta temperatura y alta rellación de compresión. Les toberas de los cohetes dan un escelente aproximamientu a la espansión adiabática que ye un procesu reversible, y polo tanto dan eficiencies que tán mui cerca a la del ciclu de Carnot. Teniendo en cuenta les temperatures alcanzaes, puede llograse más del 60% d'eficiencia colos cohetes químicos. Pero nos motores con propergoles líquidos hai que descontar el trabayu necesariu pa impulsalos y aumentar la so presión. Esisten dellos esquemes, dalgunos utilicen sustancies distintes y otros quema parte de los propergoles pa impulsar la turbobomba. Lo cual penaliza'l rendimientu térmicu global y el mecánicu yá que hai que llevar mas pesu, combustible ya infraestructura.

Pero'l rendimientu total ye más baxu yá que pa un vehículu qu'emplega un motor cohete de la eficiencia enerxética óptima asocede cuando la velocidá del vehículu coincide cola velocidá d'escape de los gases. La eficiencia enerxética ye casi nula a velocidá cero, como pa cualquier tipu de propulsión a esquita. Va aumentáu hasta llegar al óptimo y depués vuelve menguar de forma más lenta. Vease la eficiencia enerxética de los cohetes pa más detalles.

Rellación emburrie-pesu

Los motores cohete, de tolos motores a reacción, ello ye que d'esencialmente tolos motores, tienen el mayor emburrie en rellación al pesu. Esto ye especialmente ciertu pa los motores cohete de propulsante líquidu.

Esti altu rendimientu deber al pequeñu volume de los recipientes a presión que componen el motor-les bombes, tuberíes y cámares de combustión implicaos. La falta de conductu d'entrada y l'usu d'un propelente líquidu mestu dexa que'l sistema de presurización ser pequeñu y llixeru, ente que los motores de conductu tien que tratar con aire que tien una densidá d'alredor de mil veces menor.

Motor Jet o cohete	Masa, kg (lbs)	Emburrie, kN (lbs)	Rellación emburrie a pesu
motor cohete nuclear RD-0410^[5]^[6]	2000	35.2	1.8
Pratt & Whitney J58 (motor del SR-71 Blackbird)^[7]^[8]	2722	150	5.2
Motor del Concorde: Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 turbojet with reheat^[9]^[10]	3175	169.2	5.4
Pratt & Whitney F119	1800^[11]	91^[11]	7.95^[11]
motor cohete RD-0750, de trés-propergoles^[12]	4621	1413	31.2
motor cohete RD-0146^[13]	260	98	38.5
SSME motor cohete del Tresbordador Espacial^[14]	3177	2278	73.2
motor cohete RD-180^[15]	5393	4152	78.6
F-1 (Saturn V first stage)^[16]	8391	7740.5	94.1
motor cohete NK-33^[17]	1222	1638	136.8
motor cohete Merlin 1D^[18]	440	690	160

**Especificaciones**
	RL-10	HM7B	Vinci	KVD-1	CE-7.5	CE-20	YF-75	YF-75D	RD-0146	YE-702	YE-1001	-Y-5	-Y-5A	-Y-5B
Estaos Xuníos d'América	Francia	Francia	Xunión Soviética	India	India	China	China	Rusia	Xapón	Xapón	Xapón	Xapón	Xapón
[[Ciclu expansor (cohete)]]	Ciclu con xenerador de gas (cohete)	Ciclu expansor (cohete)	Combustión gradiada	Combustión gradiada	Ciclu con xenerador de gas (cohete)	Ciclu con xenerador de gas (cohete)	Ciclu expansor (cohete)	Ciclu expansor (cohete)	Ciclu con xenerador de gas (cohete)	Ciclu con xenerador de gas (cohete)	Ciclu con xenerador de gas (cohete)	Ciclu expansor con purga (o ciclu expansor abiertu) （Expansor de boquillas）	Ciclu expansor con purga (o ciclu expansor abiertu) （Expansor de cámara）
Emburrie (vac.)	66,7 kN (15.000 lbf)	62,7 kN	180 kN	69.6 kN	73 kN	200 kN	78,45 kN	88,26 kN	98,1 kN (22.054 lbf)	68,6kN (7,0 tf)^[19]	98kN (10,0 tf)^[20]	102,9kN (10.5 tf)	r121,5kN (12,4 tf)	137,2kN (14 tf)
						5,2	6,0		5,2	6,0	5,5	5	5
Ratio col piquín	40					100	80	80		40	40	140	130	110
I_sp (vac.)	433	444,2	465	462	454	443	438	442	463	425^[21]	425^[22]	450	452	447
Presión de la cámara:MPa	2,35	3,5	6,1	5,6	5,8	6,0	3,68		7,74	2,45	3,51	3.65	3,98	3,58
LH₂ TP rpm									125.000	41.000	46.310	50.000	51.000	52.000
LOX TP rpm										16.680	21.080	16.000	17.000	18.000
Llargor m	1,73	1,8	2,2~4,2	2,14	2,14		2,8		2,2			2,68	2,69	2,79
Pesu secu en kg	135	165	280	282	435	558	550		242	255.8	259.4	255	248	285

Emburriar de los cohetes son nel vacíu nun siendo que se indique lo contrario

D'los propulsores líquidos utilizaos el de peor densidá, más baxa, ye l'hidróxenu líquido. Anque esti propulsor tien grandes virtúes en munchos sentíos, tien una densidá bien baxa, aproximao un catorceavu de la de l'agua. Esto fai que les turbobombas y tuberíes más grandes y pesaes, y esto refléxase na rellación del emburrie al pesu de los motores que s'utilicen (por casu el SSME) en comparanza con aquellos que nun lo faen (NK-33).

Refrigeración

Por razones d'eficiencia, y por cuenta de que físicamente puédese, los motores cohetes funcionen con temperatures de combustión que pueden algamar ~ 3500 K (~ 3227 ° C).

La mayoría de los motores a reacción tien una turbina de gas nel conductu d'escape de los gases calientes. Por cuenta de la so gran superficie, son difíciles d'esfrecer y polo tanto hai una necesidá de realizar la combustión a temperatures enforma menores, cola consecuente perda d'eficiencia. Amás los motores con conductu empleguen aire como oxidante, que contién cerca d'un 80% nitróxenu en gran parte non reactivu, lo qu'eslee la reacción y mengua la temperatura. Los motores cohete nun tienen nenguna d'estes desventaxes inherentes.

Polo tanto nos motores cohete les temperatures llograes son bien de cutiu muncho más alzaes que'l puntu de fusión de los materiales de cámara de combustión y la tobera (~ 1200 K pal cobre). Dellos materiales como'l grafitu y el wolframiu tien puntos de fusión cimeres, sicasí, dambos sufren oxidación si nun ta protexíos. De fechu munchos materiales estructurales pueden faer de propelentes perfectamente aceptables nel so propiu derechu. Ye importante qu'estos materiales torga la combustión, fusión o vaporización hasta'l puntu de fallu. Cuando esto produzse dacuando llámase, un tanto a chancia, como un "escape del motor arriquecíu". La teunoloxía de materiales potencialmente pon la llende máxima a la temperatura d'escape de los cohetes químicos.

Alternativamente, los cohetes pueden utilizar materiales estructurales más comunes, tales como l'aluminiu, l'aceru, el níquel o les aleaciones de cobre y empleguen sistemes de refrigeración que torguen que'l material de construcción en sí se caliente demasiáu. enfriamientu rexenerativu , onde se pasa'l propelente al traviés de tubos alredor de la cámara de combustión o la tobera, y otres téuniques, tales como la refrigeración o enfriamiento cortina de película, emplegar pa dar más tiempu de vida a la tobera y la cámara. Estes téuniques asegurar que la capa llende térmica gaseosa axacente al material caltener por debaxo de la temperatura que lo fadría fallar catastróficamente.

Nos cohetes, los fluxos de calor que pueden pasar al traviés de la paré atopar ente los más altos d'inxeniería, xeneralmente, atopar nel intervalu de 1 hasta 200 MW / m². Los fluxos de calor más fuerte atopar nel gargüelu, que de cutiu ye dos veces cimeru al que s'atopa na cámara de combustión o na tobera. Anque la temperatura ye más baxa que na cámara, esto ye por cuenta de la combinación con altes velocidaes (que da una capa llende bien fina). (Ver toberas de cohetes percima de les temperatures na tobera).

Nos cohetes los métodos de refrigerante inclúin:

ensin refrigeración (utilizáu principalmente pa encendíos curtios d'ensayu)
parés ablativas (parés tán revistíes con un material que se evapora de cutio y llevóse).
enfriamientu por radiación térmica (la cámara calezse casi en candia blancu ya irradia el calor escontra fuera)
entornar enfriamientu (un propelente, xeneralmente hidróxenu , faise pasar alredor de la cámara y de dumping)
refrigeración rexenerativa ( los cohetes de propergoles líquidos utilicen el combustible, o de xemes en cuando l'oxidante, pa esfrecer la cámara al traviés d'una camisa de refrigeración antes de ser inyectáu)
cortina de refrigeración (la inyeición de carburante ta dispuestu de manera que la temperatura de los gases ye menor nes parés)
película de refrigeración (superficies amugar con propergol líquidu, que s'esfrez a midida que esti se evapora)

En tolos casos l'efeutu d'enfriamientu que torga que la paré de la destrucción ye por cuenta de una delgada capa de fluyíu aislante (capa llende) que ta en contautu coles parés muncho más fría que la temperatura de combustión. Mientres esta capa llende ta intacta la paré nun va ser estropiáu. La interrupción de la capa llende puede producise mientres fallos de refrigeración o por inestabilidaes de la combustión, y la destrucción de la paré xeneralmente tien llugar pocu dempués.

Con enfriamientu rexenerativu una segunda capa llende atopar nos conductos de refrigerante alredor de la cámara. La espesura d'esta capa llende tien que ser lo más pequeño posible, una y bones la capa llende actúa como un aislante ente la paré a esfrecer y el refrigerante. Esto puédese consiguir faciendo la velocidá del refrigerante nos conductos lo más alto posible.

Na práutica, la refrigeración rexenerativa utilízase casi siempres en conxunción cola cortina de refrigeración o la película de refrigeración.

Nos motores con propergoles líquidos de cutiu fáense una alimentación rico en combustible, lo que fai una temperatura combustión más baxa. L'esfrecíu del escape amenorga les cargues de calor nel motor lo que dexen materiales de menor costu, un sistema de refrigeración simplificáu, pero un motor de menor rendimientu.

Condicionantes mecánicos

Les cámares de combustión de normal operen a presión relativamente alta, de normal 10 a 200 bar (1 a 20 MPa) dalgunes percima de los 400 bar. Cuando s'opera dientro de la presión atmosférica significativa, mayores presiones de la cámara de combustión dan un meyor rendimientu al dexar una boquilla más grande y más eficiente pa montase ensin que'l remexu se sobreexpanda por demás.

Sicasí, estes presiones altes causen que la parte más esterna de la cámara d'esti baxu tensiones circunferenciales bien alzaes - los motores cohete son recipientes a presión.

Amás, por cuenta de les altes temperatures reinantes nos motores cohete los materiales utilizaos tienden a sufrir un amenorgamientu significativamente de la so resistencia a la tracción.

Amás, los gradientes de temperatura significativu configurar nes parés de la cámara y la boquilla, estes espansión diferencial causa de la camisa interior que crean tensiones internes.

Vibraciones

Amás, la vibración estrema y l'ambiente acústico nel interior d'un motor cohete comúnmente destaca dellos picos bien percima de los valores medios, especialmente pola presencia de resonancies similares a la de los tubo d'órganu y les turbulencias del gas.

Inestabilidaes de la combustión

La combustión puede presentar inestabilidaes ensin deseyar, de naturaleza repentina o periódica. La presión na cámara d'inyeición puede aumentar hasta que'l fluxu de propelente al traviés de la placa del inyector mengua; un momentu dempués la presión mengua y aumenta el fluxu, la inyeición de más propelente na cámara de combustión quema un momentu más tarde, y aumenta de nuevu la presión de la cámara, repitiendo'l ciclu. Esto puede conducir oscilaciones de presión de gran amplitú, de cutiu nel rangu ultrasónicu, que puede estropiar el motor. Oscilaciones de ± 0,1 bar a 25 kHz fueron la causa del fallu de los motores de la segunda etapa de les primeres versiones de los misiles Titan II. Otra forma fallo ye la transición d'españida a detonación; la onda de presión supersónica formada na cámara de combustión puede destruyir el motor.^[23]

Les inestabilidaes de la combustión puede ser provocada por restos de disolventes de llimpieza nel motor, una onda de choque reflexada, la inestabilidá inicial dempués de la ignición, una esplosión cerca de la boquilla que se reflexa na cámara de combustión, y munchos más factores. Nos diseños de motores estables les oscilaciones se amortiguan rápido, en diseños inestables persisten mientres periodos enllargaos. Comúnmente utilícense supresores d'oscilación.

Variaciones periódiques d'emburrie, causaos pola inestabilidá de combustión o vibraciones llonxitudinales d'estructures ente los tanques y los motores que modulan el fluxu propulsor, que se conoz como "oscilaciones pogo" o "pogo", llamáu asina pol saltador.

Esisten tres tipos d'inestabilidaes de la combustión prodúcense:

Chugging

Esta ye una oscilación de baxa frecuencia en dellos hercios na cámara de presión xeneralmente causada por variaciones de presión nes tuberíes d'alimentación por cuenta de les variaciones na aceleración del vehículu. Esto puede causar una variación cíclica nel emburrie, y los efeutos pueden variar dende la mera molestia a estropiar realmente la carga útil o'l vehículu. El chugging puede embrivise por aciu l'usu de tubos llenos de gas d'amortiguación nes llinies d'alimentación de los propulsores d'alta densidá.

Runfíu Esti pue ser

causáu por cuenta de la cayida de presión insuficiente al traviés de los inyectores. Polo xeneral ye sobremanera cafiante, en llugar de ser perxudicial. Sicasí, en casos estremos, la combustión puede aportar a forzada escontra tras al traviés de los inyectores - esto puede causar esplosiones con monopropelentes.

Screeching

Esti ye'l más inmediatu perxudicial, y la más malo de controlar. Ye por cuenta de la acústica dientro de la cámara de combustión, que de cutiu s'acopla a los procesos químicos de la combustión, que son los principales impulsores de la lliberación d'enerxía, y puede conducir a la inestabilidá resonante "chirrido" que frecuentemente lleva a una falla catastrófica debíu al amenorgamientu de la capa llende aislante térmica. Les oscilaciones acústiques pueden ser escitaos polos procesos térmicos, tales como'l fluxu d'aire caliente al traviés d'un tubu o nuna cámara de combustión. Específicamente, les ondes acústiques dientro d'una cámara puede intensificase si la combustión producir con mayor intensidá nes rexones onde la presión de la onda acústica ye máxima.^[24]^[25]^[26]^[27] Estos efeutos son bien difíciles de predicir analíticamente mientres el procesu de diseñu, y polo xeneral han d'estudiase por aciu pruebes costosa, consume tiempu y estensiva, combinada midíes de correición por aciu ensayu y error. El Screeching de cutiu rica cambeos detallaos nos inyectores, o cambeos na química del propelente, o la vaporización del propelente antes de la inyeición, o l'usu d'amortiguadores de Helmholtz dientro de les cámares de combustión pa camudar les maneres resonantes de la cámara.

Pruebes pa la posibilidá de chirrido faise dacuando pola esplosión de pequeñes cargues esplosives fuera de la cámara de combustión con un tubu fitu tangencialmente a la cámara de combustión cerca de los inyectores pa determinar la respuesta impulsiva del motor y depués evaluar el tiempu de respuesta de la cámara de presión, una recuperación rápida indica un sistema estable.

Ruiu del escape

Pa tolos tamaños más pequeños pero bien, escape cohete en comparanza con otros motores polo xeneral ye bien ruidosu. Cuando l'escape hipersónico entemecer col aire ambiente fórmense ondes de choque. El tresbordador espacial xenera más de 200 dB (A) de ruiu alredor de la so base.

El llanzamientu Saturn V foi detectable en sismómetros a una distancia considerable del llugar de llanzamientu. La intensidá de soníu de les ondes de choque xeneraes depende del tamañu del cohete y de la velocidá d'escape. Estes ondes de choque paecen esplicar el gruñíu carauterísticu y soníos de chasquíos producíos polos grandes motores de cohete cuando s'escucha en vivu. Estos picos de ruiu suelen sobrecargar micrófonos y aparatos electrónicos d'audiu, polo que xeneralmente se debiliten o totalmente ausente en grabaos o emitíos reproducciones d'audiu. Pa los grandes cohetes a curtia distancia, los efeutos acústicos en realidá podría matar.^[28]

Más esmolecedor pa les axencies espaciales, tales niveles de soníu tamién puede estropiar la estructura de llanzamientu, o peor entá, pueden reflexase escontra riba de vuelta al cohete relativamente delicáu. Esta ye la razón pola que de normal nos llanzamientos úsase gran cantidá d'agua. La pulverización d'agua camuda les cualidaes acústiques del aire y amenorga o esvia la enerxía del soníu fuera del cohete.

Polo xeneral el ruiu ye más intensa cuando un cohete ta cerca de la tierra, una y bones el ruiu de los motores irradiar hasta lloñe del chorru, según refléxase nel suelu. Amás, cuando'l vehículu ta moviéndose amodo, bien poco de la enerxía de cinética de los gases tresferir p'aumentar la enerxía cinética del vehículu (la potencia útil P tresmitida al vehículu ye P = F·V pal emburrie F y la velocidá V ). Por esto, la mayor parte de la enerxía estenar na interacción de los gases d'escape col aire ambiente, produciendo ruiu. Esti ruiu puede amenorgase llixeramente por aciu trincheres de llapada con techos, inyeición d'agua alredor del chorru o esviando del chorru nun ángulu.

Química

Los propulsores de los cohetes riquen una alta enerxía específica (enerxía per unidá de masa), porque idealmente tola enerxía de reacción apaez como enerxía cinética de los gases d'escape, y la velocidá d'escape ye'l parámetru más importante'l rendimientu d'un motor, del que depende'l rendimientu del vehículu.

Amás de les inevitables perdes y les imperfecciones nel motor por combustión incompleta y por otros factores, dempués de la enerxía de reacción específica, la principal llende teórica que llinda la velocidá d'escape llograda ye que, acordies coles lleis de la termodinámica, una fracción de la enerxía química puede producir la rotación de les molécules d'escape, onde nun ta disponible pa la producción d'emburrie. Gases monoatómicos como l'heliu tienen solu trés graos de llibertá, que correspuende a los trés dimensiones del espaciu, {x,y,z}, y solo tales molécules con simetría esférica escapen d'esti tipu de perda. Una molécula diatómica como H₂ puede xirar alredor d'unu de los dos exes perpendiculares a la unión de los dos átomos, y como la llei de la equipartición de la mecánica estadística esixe que la enerxía térmica disponible estremar por igual ente los graos de llibertá, nun gas n'equilibriu térmicu 3/5 de la enerxía puede entrar en movimientu unidireccional, y 2/5 en rotación. Una molécula triatómica como l'agua tien seis graos de llibertá, polo que la enerxía estremar por igual ente los graos de rotación y de llibertá de traslación. Pa la mayoría de les reacciones químiques esta última situación ye l'habitual. Esti problema ye tradicionalmente descritu en términos de la rellación gamma, que rellaciona'l calor específico del gas a volume constante cuando pasa a presión constante. La perda d'enerxía rotacional ye recuperada en gran midida na práutica si la boquilla d'espansión ye lo suficientemente grande como pa dexar que los gases espándanse y esfrézanse lo suficiente. La función de la boquilla ye la de convertir los movimientos aleatorios térmicos de les molécules na cámara de combustión nun movimientu unidireccional que produza l'emburrie deseyáu. Mientres el gas d'escape permanez n'equilibriu mientres s'espande, la enerxía de rotación inicial va ser devuelta en gran parte al movimientu de traslación de la boquilla.

Anque la enerxía de reacción específica por unidá de masa de los reactantes ye clave, el baxu pesu molecular mediu nos productos de reacción ye tamién importante na práutica pa determinar la velocidá d'escape. Esto debe a les altes temperatures de los gases nos motores cohete, lo que plantega serios problemes d'inxeniería pa garantizar una mínima durabilidá d'estos motores. Yá que la temperatura ye proporcional a la media d'enerxía per molécula, una determinada cantidá d'enerxía distribuyida ente más molécules de menor masa dexa una velocidá d'escape cimeru a una temperatura dao. Esto significa que los elementos de baxa masa atómico vense favorecíos. L'hidróxenu líquido (LH2) y l'osíxenu líquido (LOX, o LO2), son los propulsores más efeutivos en términos de velocidá d'escape llargamente utilizaos hasta la fecha, anque delles combinaciones exótiques qu'impliquen boru o ozonu líquidu son potencialmente daqué meyores en teoría, y pa ser utilizaos primero tienen de resolver dellos problemes práuticos importantes.^[29]

Ye importante tener en cuenta nel cálculu de la enerxía de reacción específicu, que la masa entero de los propelentes, incluyendo tanto'l combustible y l'oxidante , ten de ser incluyíu. El fechu de que los motores d'aspiración d'aire suelen ser capaces de llograr osíxenu "de baldre" ensin tener que llevar consigo, representa un factor de por qué alienden aire motor son muncho más eficiente propulsor de la masa, y la razón que los motores de cohete son muncho menos afechu p'aplicaciones terrestres más comunes. Combustibles p'automóviles o los motores de turborreactor , utilizar l'osíxenu atmosférico y polo tanto tienen una salida d'enerxía muncho meyor eficaz por unidá de masa de propelente que tien de realizase, pero que son similares por unidá de masa de combustible.

Los programes d'ordenador que predicen el rendimientu de los motores de los cohetes propulsores en disponibles.^[30]^[31]^[32]

Ignición

Nos cohetes líquidos ya híbridos, l'encendíu inmediatu del propelgol, yá que primero entra na cámara de combustión ye esencial.

Con propulsores líquidos (pero non gaseosu), si nun s'encender en milisegundos suel causar qu'esista demasiáu propelgol líquidu dientro de la cámara, y cuando se produz la ignición la cantidá de gas caliente creáu de cutiu entepasa la presión máxima de diseñu de la cámara. El recipiente a presión de cutiu fallen catastróficamente. Esto denominar dacuando un empiezu duru.

La ignición puede llograse por aciu un abanicu de distintos métodos; puede utilizase una carga pirotéunica, una antorcha de plasma, o descargues llétriques d'encendíu. Delles combinaciones de combustible/comburente engafar al entrar en contautu (hipergólicos), y los propergoles non hipergólicos pueden "encender químicamente" cebando les llinies de combustible con propergoles hipergólicos (popular nos motores rusos).

Los propregoles gaseosos xeneralmente nun causen dificultaes nel arranque, la superficie total de inyector ye menor que'l gargüelu polo tanto la presión de la cámara tiende a temperatura ambiente antes de la ignición y nun pueden formar altes presiones inclusive si tou la cámara ta llena de gas inflamable na ignición.

Los propelentes sólidos xeneralmente enciéndense con un solu disparu d'artificios pirotéunicos.

Una vegada encendíu, cámares de cohetes son autosuficientes y nun son necesarios encendedores. N'efeutu cámares de cutiu bonalmente alicar si reiníciase dempués de ser apagáu mientres unos segundos. Sicasí, cuando s'esfrez, munchos cohetes nun puede reiniciase ensin a lo menos un caltenimientu menor, tales como'l reemplazu del iniciador pirotéunicu.

Física del cohete

Vehículu aeroespacial Armadillo quad amuesa visible bandes (diamantes de choque) nel chorru d'escape

La forma del chorru varía dependiendo del motor cohete da l'altitú de diseñu, l'altitú, l'emburrie y otros factores.

Los escape de quemar querosenu son ricos en carbonu lo que de cutiu-yos da un color naranxa por cuenta de la radiación del cuerpu negru de les partícules ensin quemar, amás de les azules bandes de Swan. Los cohetes con oxidante a base de peróxidu d'hidróxenu los chorros contienen gran proporción de vapor y son casi invisibles a güeyu, pero rellumen intensamente nel ultravioleta y rayos infrarroxos. Los chorros de los cohetes sólidos pueden ser altamente visible pos el propelente frecuentemente contién metales como l'aluminiu qu'ambura con una llapada de color blancu-naranxa y añade enerxía al procesu de combustión.

Dellos tubos d'escape, cuantimás si empleguen alcohol, pueden amosar visibles diamantes de choque. Estos deben a les variaciones cícliques de la presión del chorru respeuto l'ambiental que forma ondes de choque que crean los "discos de Mach".

La forma de la pluma varia dende l'altitú de diseñu, a gran altor l'escape de tolos cohetes ta bien insuficientemente espandíu, y un porcentaxe bastante pequeñu de gases d'escape realmente terminen palantre n'espansión.

Pruebes

Prueba del motor B-1 del tresbordador espacial

Motores de los cohetes suélense probar estáticamente nuna instalación especialmente diseñada antes de la so puesta en producción. Pa los motores de gran altitú, o bien s'emplega una tobera más curtia, o ye probáu nuna gran cámara de vacíu.

Fiabilidá

Los motores cohete tienen una reputación de baxa fiabilidá y peligrosos, especialmente fallos catastróficos. En contra d'esta reputación, los cohetes curioso diseñaos pueden faese arbitrariamente fiable. N'usu militar, los cohetes nun son fiables. Sicasí, unu de los principales usos non militares de cohetes ye pal so llanzamientu orbital. Nesta aplicación, l'acentu de normal asitióse nel pesu mínimu, y ye difícil llograr una alta fiabilidá y baxu pesu coles mesmes. Amás, si'l númberu de vuelos llanzaos ye baxu, hai poques posibilidá d'un diseñu, les operaciones de fabricación o error causando la destrucción del vehículu. Esencialmente, tolos vehículos de llanzamientu son vehículos de prueba pa los estándares aeroespaciales normales (a partir de 2006 ).

L'avión cohete X-15 algamó una tasa de fallu del 0,5%, con un fallu catastróficu mientres la prueba de suelu, y el SSME llogró evitar falles catastrófiques en más de 350 motor·vuelu.

Historia de los motores cohete

Eolípila

Acordies colos escritos del romanu Aulo Gelio, en c. 400 aC, un griegu pitagóricu llamáu Arquitas, impulsó un páxaru de madera a lo llargo de cables con vapor d'agua.^[33] Sicasí, nun paez ser lo suficientemente potente como pa desapegar sol so propiu impulsu.

La Eolípila descritu nel sieglu I aC (de cutiu conocíu como motor de Herón) consiste esencialmente un cohete de vapor nun rodamientu. Foi creáu casi dos milenios antes de la Revolución Industrial, pero los principios detrás d'él nun s'entendíen bien, y el so potencial nun s'aplicó mientres un mileniu.

La disponibilidad de pólvora negra pa llanzar proyeutiles foi un precursor del desenvolvimientu del primer motor cohete de combustible sólidu. Nel sieglu IX los alquimistes taoístes chinos afayaron la pólvora negra mientres buscaben el mestranzu de la vida, esti descubrimientu accidental condució a disparar fleches que fueron los primeros motores cohete pa dexar el suelu.

Los motores cohete fueron tamién usaos pol Sultán Fateh Ali Tipu, el rei de Mysore. Estos cohetes podría ser de dellos tamaños, pero xeneralmente consistíen nun tubu de fierro duce esmartelláu d'aproximao 20 cm (8 pulgaes) de llargu y un diámetru d'ente 3,8 a 7,6 cm (1,5 a 3 pulgaes), cerráu nun estremu y atáu a una caña de bambú de cerca de 120 cm (4 pies) de llargu. El tubu de fierro actúa como una cámara de combustión y contenía como propelente pólvora negra bien apertada. Un cohete con alredor d'una llibra de pólvora podría percorrer 910 m (casi 1.000 yardes). Estos "cohetes", forníos con fueyes cortantes, solíen viaxar a llarga distancia dellos metros nel aire, antes de cayer coles puntes afilaes frente al enemigu. Fueron utilizaos contra l'imperiu británicu con gran eficacia.

El lentu desenvolvimientu d'esta teunoloxía caltener hasta finales del sieglu XIX, cuando los escritos de Konstantin Tsiolkovsky faló per primer vegada alrodiu de motores cohete alimentaos con líquidos .

Estos de forma independientemente convertir nuna realidá gracies a Robert Goddard. Goddard tamién utilizó una tobera Laval per primer vegada nun cohete, doblando l'emburrie y l'aumentu de la eficiencia en delles vegaes.

Mientres la década de 1930, los científicos alemanes, como Wernher von Braun y Hellmuth Walter, investigaron la instalación de motores cohetes de combustible líquidu n'aviones militares (Heinkel He 112, He 111, He 176 y el Messerschmitt Me 163).^[34]

La turbobomba emplegar por primer vegada por científicos alemanes na Segunda Guerra Mundial. Hasta entós esfrecer la tobera yera problemáticu, y el misil balísticu A4, más conocíu como V-2, utilizaba alcohol esleíu como combustible, lo qu'amenorga abondo la temperatura de combustión.

La combustión gradiada (Замкнутая схема) foi propuesta per primer vegada por Alexey Isaev en 1949. El primer motor de combustión gradiada foi'l S1.5400 utilizáu nel cohete soviéticu planetariu, diseñáu por Melnikov, un ex asistente Isaev.^[35] Pola mesma dómina (1959), Nikolai Kuznetsov empezó a trabayar nel motor de ciclu zarráu NK-9 pal MBIC orbital de Korolev, GR-1. Kuznetsov desenvolvió más palantre el diseñu los motores NK-15 y NK-33 pal fracasáu cohete Llunar N1.

N'Occidente, un desenvolvimientu similar foi construyíu n'Alemaña en 1963 por Ludwig Boelkow.

Motores alimentaos con peróxidu d'hidróxenu/querosenu como'l británicu Gamma de la década de 1950 utilizó un procesu de ciclu zarráu (posiblemente non combustión per etapes, pero eso ye sobremanera una cuestión de semántica) descomponiendo catalíticamente el peróxidu en vapor d'agua y osixeno pa impulsar les turbinas antes de la combustión col querosenu na cámara de combustión fayadiza. Esto dio-y la ventaya d'eficiencia de combustión per etapes, evitando coles mesmes los problemes d'inxeniería más importantes.

Los primeros motores d'hidróxenu líquido esitosos fueron desenvueltos n'Estaos Xuníos, el motor RL-10 voló per primer vegada en 1962. Los motores d'hidróxenu emplegar como parte del proyeutu Apollo, emplegar hidróxenu líquido como combustible da una masa fase bastante menor, amenorgando asina'l tamañu global y el costu del vehículu pero per otru llau la teunoloxía criogénica necesaria pa manipoliar l'hidróxenu líquido ye complexa y la so baxa densidá rica de bombes avolumaes.

El motor cohete SSME del tresbordador espacial ye'l de mayor impulsu específicu de vuelu en tierra.

Ventayes de los motores cohete

Ye'l motor más potente en rellación al so pesu.
Nun tien partes móviles, lo que lo fai bien resistente.
Nun riquir lubricación nin enfriamientu.
Ye'l motor más fiable tocantes a fallos mecánicos.
La so reacción ye instantánea.
Nun pierde potencia col usu.
Nun utiliza osíxenu atmosférico, polo que ye susceptible de ser utilizáu n'aplicaciones espaciales.
Ye'l más senciellu de los motores nel so funcionamientu.

Desventaxes de los motores cohete

Ye'l motor que más propulsante consume.
Ye'l motor que más ruiu produz, una y bones el fluxu de salida ye supersónicu.
Nos motores de propergol sólidu, una vegada empezada la reacción, ésta nun puede detenese.

Referencies

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↑ Tool for Rocket Propulsion Analysis, RPA
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Leofranc Holford-Strevens (2005). Aulus Gellius: An Antonine Author and his Achievement , Revised paperback. ISBN 0-19-928980-8.
- Esti artículu ye una obra derivada de la edición de 1911 de la Encyclopædia Britannica, disponible sin torgues conocíes de derechu de autor. Esta obra derivada alcuéntrase disponible baxo les llicencies GNU Free Documentation License y Creative Commons Atribución-CompartirIgual 3.0 Unported.
↑ Lutz Warsitz (2009). The First Jet Pilot - The Story of German Test Pilot Erich Warsitz. Pen and Sword Ltd.. Inclúi los esperimentos de von Braun y Hellmuth Walter con aviones cohete. English edition.
↑ George P. Sutton (2005). History of Liquid Propellant Rocket Engines. American Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA).

Enllaces esternos

Motores cohete Archiváu 2018-02-19 en Wayback Machine
Motores cohete fechos por aficionaos

[1] te d'agua

[2] Dexter K Huzel and David H. Huang (1971), NASA SP-125, Design of Liquid Propellant Rocket Engines Second edition of a technical report obtained from the website of the National Aeronautics and Space Administration (NASA).

[3] George P. Sutton and Oscar Biblarz (2001). Rocket Propulsion Elements. See Equation 2-14.

[4] George P. Sutton and Oscar Biblarz (2001). Rocket Propulsion Elements. ver ecuación 3-33.

[astronautix1-5] Wade, Mark. «RD-0410». Encyclopedia Astronautica. Archiváu dende l'orixinal, el 8 d'abril de 2009. Consultáu'l 25 de setiembre de 2009.

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[9] «ROLLS-ROYCE SNECMA OLYMPUS - Jane's Transport News». Consultáu'l 25 de setiembre de 2009. «With afterburner, reverser and nozzle ... 3,175 kg ... Afterburner ... 169.2 kN»

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[KBKhA-RD0750-12] ««Konstruktorskoe Buro Khimavtomatiky» - Scientific-Research Complex / RD0750.». KBKhA - Chemical Automatics Design Bureau. Consultáu'l 25 de setiembre de 2009.

[astronautix_RD-0146]-13] Wade, Mark. «RD-0146». Encyclopedia Astronautica. Archiváu dende l'orixinal, el 8 d'agostu de 2007. Consultáu'l 25 de setiembre de 2009.

[14] SSME

[15] «RD-180». Consultáu'l 25 de setiembre de 2009.

[16] «Encyclopedia Astronautica: F-1». Archiváu dende l'orixinal, el 2012-07-28.

[NK33-17] Astronautix NK-33 entry

[Merlin_1D-18] [2] Archiváu 2014-03-28 en Wayback Machine «Archived copy» (20140112170459). Archiváu dende l'orixinal, el 2014-03-28.

[19] without nozzle 48.52kN (4.9 tf)

[20] without nozzle 66.64kN (6.8 tf)

[21] without nozzle 286.8

[22] without nozzle 291.6

[titan2-23] (2000) Titian II: A History of a Cold War Missile Program.

[24] (1896) The Theory of Sound – Volume 2, páx. 226. According to Lord Rayleigh's criterion for thermoacoustic processes, "If heat be given to the air at the moment of greatest condensation, or be taken from it at the moment of greatest rarefaction, the vibration is encouraged. On the other hand, if heat be given at the moment of greatest rarefaction, or abstracted at the moment of greatest condensation, the vibration is discouraged."

[25] Lord Rayleigh (1878) "The explanation of certain acoustical phenomena" (namely, the Rijke tube) Nature, vol. 18, pages 319–321.

[26] Y. C. Fernandes and M. V. Heitor, "Unsteady flames and the Rayleigh criterion" in (1996) Unsteady Combustion, páx. 4. Available on-line here at Google Books

[27] (1975) Rocket Propulsion Elements: An Introduction to the Engineering of Rockets. See Chapter 8, Section 6 and especially Section 7, re combustion instability.

[CR566-28] R.C. Potter and M.J. Crocker (1966). NASA CR-566, Acoustic Prediction Methods For Rocket Engines, Including The Effects Of Clustered Engines And Deflected Flow From website of the National Aeronautics and Space Administration – Langley (NASA – Langley)

[29] Newsgroup correspondence, 1998-99

[30] Complex chemical equilibrium and rocket performance calculations Archiváu 2018-05-07 en Wayback Machine, Cpropep-Web

[31] Tool for Rocket Propulsion Analysis, RPA

[32] NASA Computer program Chemical Equilibrium with Applications Archiváu 2020-02-05 en Wayback Machine, CEA

[33] Leofranc Holford-Strevens (2005). Aulus Gellius: An Antonine Author and his Achievement , Revised paperback. ISBN 0-19-928980-8.

Esti artículu ye una obra derivada de la edición de 1911 de la Encyclopædia Britannica, disponible sin torgues conocíes de derechu de autor. Esta obra derivada alcuéntrase disponible baxo les llicencies GNU Free Documentation License y Creative Commons Atribución-CompartirIgual 3.0 Unported.

[34] Esti artículu ye una obra derivada de la edición de 1911 de la Encyclopædia Britannica, disponible sin torgues conocíes de derechu de autor. Esta obra derivada alcuéntrase disponible baxo les llicencies GNU Free Documentation License y Creative Commons Atribución-CompartirIgual 3.0 Unported.

[34] Lutz Warsitz (2009). The First Jet Pilot - The Story of German Test Pilot Erich Warsitz. Pen and Sword Ltd.. Inclúi los esperimentos de von Braun y Hellmuth Walter con aviones cohete. English edition.

[35] George P. Sutton (2005). History of Liquid Propellant Rocket Engines. American Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA).

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Motor cohete

Instalaciones
Formáu por	Tobera del motor cohete ^(es) , cámara de combustión ^(es) , turbobomba ^(es) y cardán ^(es)