En busca de un impulso específico. Conversaciones sobre motores de cohetes Cómo convertir un impulso específico en normal

El desarrollo de un proyecto para un modelo de trabajo de un cohete está estrechamente relacionado con la cuestión del motor. ¿Qué motor es mejor poner en el modelo? ¿Cuáles de sus características son las principales? ¿Cuál es su esencia? Es necesario que el modelador comprenda estos problemas.

En este capítulo, lo más elemental posible, se habla de las características del motor, es decir, de aquellos factores que determinan sus prestaciones. Una comprensión clara del valor del empuje del motor, su tiempo de operación, impulso total y específico y su influencia en la calidad de vuelo del modelo de cohete ayudará al diseñador del modelo a elegir el motor adecuado para el modelo de cohete y, por lo tanto, asegurar el éxito en las competiciones.

Las principales características de un motor cohete son:

• 1. Empuje del motor P (kg)
• 2. Tiempo de funcionamiento t (seg)
• 3. Empuje específico Р ud (kg s/kg)
• 4. Momento total (total) J ∑ (10 n s ≈ 1 kg s)
• 5. Peso del combustible G T (kg)
• 6. Consumo de combustible secundario ω (kg)
• 7. Velocidad de salida de gases W (m/s)
• 8. Peso del motor G dv (kg)
• 9. Dimensiones del motor l, d (mm)

1. Empuje del motor

En el caso de una boquilla abierta (Fig. 11, b), los gases en la cámara de combustión bajo presión se precipitan a través de la boquilla a alta velocidad. En este caso, la parte de la cámara opuesta a la boquilla está desequilibrada. Las fuerzas de presión que actúan sobre la parte de la zona del fondo de la cámara, que está opuesta a la abertura de la tobera, también están desequilibradas, como resultado de lo cual surge el empuje.

Si consideramos solo el movimiento de traslación de los gases a lo largo de la cámara de combustión y la boquilla, entonces la distribución de la velocidad del gas a lo largo de este camino se puede caracterizar por una curva (Fig. 12, a). La presión sobre los elementos superficiales de la cámara y la boquilla se distribuye como se muestra en la Fig. 12b.

El valor del área no compensada del fondo de la cámara de combustión es igual al área de la sección más pequeña de la boquilla. Obviamente, cuanto mayor sea el área de esta sección, más gases pueden salir de la cámara de combustión por unidad de tiempo.

Por lo tanto, podemos concluir que el empuje del motor depende de la cantidad de gases que salen de la cámara de combustión por unidad de tiempo como resultado del área no compensada y de la tasa de salida de gases debido al desequilibrio de presión.

Para obtener una dependencia cuantitativa, considere el cambio en la cantidad de movimiento de los gases a medida que salen de la cámara de combustión. Supongamos que durante el tiempo t, una cierta cantidad de gas sale de la cámara de combustión del motor, cuya masa se denota por m. Si suponemos que la velocidad de traslación de los gases en la cámara de combustión es cero, y en el salida de la boquilla alcanza el valor W m/s, entonces el cambio en la velocidad del gas será igual a W m/seg. En este caso, el cambio en el momento de la mencionada masa de gas se escribirá como una ecuación:

Sin embargo, un cambio en la cantidad de movimiento de los gases solo puede ocurrir si una determinada fuerza P actúa sobre el gas durante algún tiempo t, entonces

Reemplazando el valor de ΔQ en la fórmula (1) por J ∑ =P t, obtenemos:

De acuerdo con las leyes de la mecánica, la fuerza con la que las paredes de la cámara y la tobera actúan sobre el gas es igual en magnitud a la fuerza P, con la que el gas actúa a su vez sobre las paredes de la cámara y la tobera. Esta fuerza P es el empuje del motor.

Sustituyendo en la fórmula (5) en lugar de la masa de gas metro su valor análogo de la fórmula (6), obtenemos:

Por lo tanto, la fórmula final de empuje del motor de cohete es:

Para calcular el empuje, puede usar una fórmula que tiene un significado similar a la fórmula (5), con P=const:

Con un valor constante de empuje, la fórmula se usa a menudo

En casos de empuje no constante, por ejemplo, al determinar el empuje inicial, máximo, promedio y empuje en cualquier momento durante la operación del motor, es necesario ingresar los verdaderos valores U y F del motor dado en esta fórmula.

Entonces, el empuje es el producto de la velocidad efectiva de salida del gas W y el consumo de combustible de masa por segundo ω/g.

Tarea 1. Determinar el empuje de un motor cohete tipo DB-Z-SM-10, teniendo los siguientes datos: R pulsaciones =45.5 kg·s/kg; G T = 0,022 kg; t=4 seg.

Solución. La velocidad efectiva de la salida de gases de la boquilla:

Tarea 2. Determinar el empuje del motor cohete tipo DB-Z-SM-10, teniendo los siguientes datos: 1 kg s; G T = 0,022 kg; t=4 seg.

Solución. Usamos la fórmula (11):

2. Velocidad de salida de gases

La velocidad de salida de los gases depende de varios factores. El parámetro más importante que caracteriza el estado de los gases en la cámara de combustión es la temperatura (T°K). La tasa de flujo de salida es directamente proporcional a la raíz cuadrada de la temperatura de los gases en la cámara. La temperatura, a su vez, depende de la cantidad de calor liberado durante la combustión del combustible. Por lo tanto, la tasa de salida depende principalmente de la calidad del combustible, su recurso energético.

3. Empuje específico e impulso específico

Los modelos modernos de motores de cohetes de propulsante sólido tienen valores bajos de empuje específico: de 28 a 50 kg s/kg. También hay motores nuevos con un empuje específico de 160 kg·s/kg y superior, con un límite inferior de presión de no más de 3 kg/cm 2 y una gravedad específica del combustible relativamente alta - más de 2 g/cm 3 .

El empuje específico muestra la eficiencia de usar un kilogramo de combustible en un motor dado. Cuanto mayor sea el empuje específico del motor, menos combustible se gastará para obtener el mismo impulso total del motor. Esto significa que con el mismo peso de combustible y tamaño de motor, será preferible el de mayor empuje específico.

Tarea 3. Determine el peso del combustible en cada uno de los cuatro motores con un impulso total de 1 kg s, pero con diferentes empujes específicos: a) Р pulsaciones = 28 kg-s/kg; b) R late =45,5 kg·s/kg; c) R late =70 kg·s/kg; d) R late = 160 kg s/kg.

Solución. El peso del combustible se determina a partir de la fórmula:

Se entiende por impulso específico J latidos la relación entre el impulso de empuje total durante el tiempo t de funcionamiento del motor y el peso del combustible consumido durante este tiempo G T .

A empuje constante, es decir, a presión constante en la cámara de combustión y funcionamiento del motor en tierra, J pulsa = P pulsa.

4. Cálculo de las características del motor DB-1-SM-6

Tarea 4. Calcula las características principales del motor DB-1-SM-6, en el que el cuerpo es una manga de caza de papel calibre 12. El combustible es la mezcla No. 1 (nitrato de potasio - 75, azufre - 12 y carbón vegetal - 26 partes). Densidad de compactación (gravedad específica del combustible) γ=1,3-1,35 g/cm2, Rbeats =30 kg·seg/kg, K=100. Fijamos la presión máxima en la cámara de combustión dentro de los 8 kg/cm 2 . La velocidad de combustión de este combustible en función de la presión a temperatura ambiente normal se muestra en el gráfico de la fig. trece.

Solución. En primer lugar, es necesario dibujar la carcasa del motor, es decir, un manguito de calibre 12 (Zhevelot), que permite seguir visualmente el progreso de los cálculos (Fig. 14). La carcasa del motor (manga) tiene una boquilla prefabricada (agujero para el pistón Zhevelo). Diámetro del orificio 5,5 mm, longitud del manguito 70 mm, diámetro interior 18,5 mm, diámetro exterior 20,5 mm, longitud de la boquilla 9 mm. El bloque de combustible del motor debe tener espacio libre, un canal longitudinal, gracias al cual es posible llevar el área de combustión de combustible en el motor a un valor máximo. La forma del canal es un cono truncado, cuya base inferior corresponde al tamaño del orificio en el manguito (5,5 mm), y durante la calibración puede ser igual a 6 mm. El diámetro de la base superior - 4 mm. La base superior se hace algo más pequeña debido a consideraciones tecnológicas y precauciones de seguridad al retirar el cono de metal de la masa de polvo. Para determinar la longitud del cono (varilla), se requieren los datos iniciales, que se obtienen en el siguiente orden.

Utilizando la fórmula (15), se determina el área de combustión máxima posible:

Longitud del canal l \u003d h 1 -r \u003d 4.27-0.7 \u003d 3.57 cm Pondremos inmediatamente las dimensiones resultantes en el dibujo (Fig. 15). La longitud de la varilla para presionar: 3,57 + 0,7 \u003d 4,27 cm (0,7 cm - la altura de la base de la manga).

Pasemos a determinar la altura de la parte de marcha del verificador de combustible. Esta parte del cartucho de combustible no tiene canal, es decir, está prensada en forma sólida. Su objetivo es obtener una sección de marcha, preferiblemente con empuje constante, después de alcanzar el valor máximo de empuje. La altura de la parte de marcha de la ficha debe estar estrictamente definida. La combustión de la parte principal del propulsor se produce en el motor con una ligera presión de 0,07-0,02 kg/cm2. En base a esto, de acuerdo con el gráfico de la Fig. 13 determinamos la velocidad de combustión de la parte principal del combustible: U = 0,9 cm / s.

La altura de la parte de marcha h 2 para el tiempo de combustión t = 1,58 seg. hará las paces

El contenido del artículo

COHETE, un avión que se mueve debido al rechazo de gases calientes a alta velocidad creados por un motor a reacción (cohete). En la mayoría de los casos, la energía para propulsar un cohete proviene de la combustión de dos o más componentes químicos (combustible y oxidante, que juntos forman el combustible para cohetes) o de la descomposición de un solo químico de alta energía. La mayoría de los misiles son de dos tipos: propulsor sólido o líquido. Estos términos se refieren a cómo se almacena el propulsor antes de que se queme en la cámara del motor del cohete. El cohete consta de un sistema de propulsión (motor y compartimiento de combustible), sistemas de control y guía, carga útil y algunos sistemas auxiliares.

TEORIA DEL MOVIMIENTO

Dos ejemplos familiares explican el principio del movimiento de cohetes. Cuando se dispara un arma, los gases de la pólvora, al expandirse en el cañón, empujan la bala hacia adelante y el arma hacia atrás. La bala vuela hacia el objetivo y el tirador (o el carro de armas) absorbe la energía de retroceso debido a la fuerza de fricción con la superficie de la tierra. Si el tirador patinara sobre hielo, el retroceso haría que el tirador rodara hacia atrás (y se detuviera solo debido a la fricción con el aire y el hielo).

Otro ejemplo es un globo inflado. Mientras el orificio de la bola está cerrado, la presión de aire interna se equilibra con las fuerzas elásticas de la cubierta de la bola. Si se abre el agujero, el aire se escapará de la pelota y su presión desequilibrada sobre la cubierta empujará la pelota hacia adelante. Tenga en cuenta que la bola se pone en movimiento por una fuerza que actúa solo en el área del hoyo. Todas las demás fuerzas que actúan sobre la cubierta están equilibradas y no afectan el movimiento de la pelota, que es caótico debido al cambio continuo en la forma de la pelota y la flexibilidad de su cuello.

Un motor de cohete funciona de manera similar, excepto que las reacciones de combustión o descomposición química proporcionan un flujo constante de gases calientes que se expulsan a través de una boquilla. Existen otros métodos para obtener un chorro de gas reactivo ( vea abajo), pero ninguno de ellos está tan extendido como el químico.

Todos los ejemplos anteriores del movimiento de una flecha y una bala, un globo inflado y un cohete están descritos por la tercera ley del movimiento de Newton, que establece que cada acción tiene una reacción opuesta e igual. Matemáticamente, esta ley se expresa como la igualdad de las cantidades de movimiento MV=mv. Es importante notar que el cambio total en el impulso (momentum) en el sistema es cero. Si dos masas METRO y metro son iguales, entonces sus velocidades V y v también son iguales. Si la masa de uno de los cuerpos que interactúan es mayor que la masa del otro, entonces su velocidad será correspondientemente menor. En el ejemplo del tirador, el impulso m.v. dado a la bala es exactamente el mismo que el impulso MV, informó al tirador, sin embargo, debido a la pequeña masa de la bala, su velocidad es mucho mayor que la velocidad del tirador. En el caso de un cohete, la eyección de gases en una dirección (acción) hace que el cohete se mueva en la dirección opuesta (reacción).

MOTOR COHETE

Dentro de un motor de cohete en funcionamiento, tiene lugar un intenso proceso de combustión rápida y controlada. Para llevar a cabo una reacción de combustión (la liberación de energía durante la reacción de dos productos químicos, como resultado de lo cual se forman productos con menos energía latente), es necesaria la presencia de un agente oxidante (oxidante) y un agente reductor (combustible). . Durante la combustión, la energía se libera en forma de calor, es decir, movimiento interno de átomos y moléculas como resultado del aumento de temperatura.

Diseño.

Un motor de cohete consta de dos partes principales: una cámara de combustión y una tobera. La cámara debe tener un volumen suficiente para la mezcla, evaporación y combustión completas de los componentes del combustible. La cámara en sí y el sistema de suministro de combustible deben diseñarse de tal manera que la velocidad del gas en la cámara esté por debajo de la velocidad del sonido; de lo contrario, la combustión será ineficiente. Como en el caso de un globo inflable, las moléculas de gas chocan con las paredes de la cámara y salen por una abertura estrecha (cuello de la boquilla). Cuando el flujo de gas se restringe en la parte convergente de la boquilla, su velocidad aumenta hasta la velocidad del sonido en la garganta, y en la parte de expansión de la boquilla, el flujo de gas se vuelve supersónico. Una tobera de este diseño fue propuesta por Carl de Laval, un ingeniero sueco que trabajaba en el campo de las turbinas de vapor, en la década de 1890.

El contorno de la parte expansiva de la boquilla y el grado de su expansión (la relación de las áreas en la salida y en el cuello) se seleccionan en función de la velocidad de salida del chorro de gas y la presión ambiental, de modo que la presión de los gases de escape en las paredes de la parte supersónica de la tobera aumentan la fuerza de empuje creada por la presión del gas en las cámaras de combustión de la parte delantera. Dado que la presión exterior (atmosférica) disminuye con la altitud, y el perfil de la boquilla ensanchada solo se puede optimizar para una altitud, la relación de expansión se elige para proporcionar una eficiencia aceptable en todas las altitudes. El motor para altitudes bajas debe tener una boquilla corta con una pequeña relación de expansión. Las boquillas se han desarrollado para un grado ajustable de expansión. Sin embargo, en la práctica son demasiado complejos y costosos y, por lo tanto, rara vez se utilizan.

Empuje e impulso específico.

empuje del motor F es igual al producto de la presión creada por los gases de escape y el área de la sección de salida de la boquilla, menos la fuerza de presión del ambiente sobre la misma área. La eficiencia de un motor se mide por su impulso específico. proveedor de servicios de Internet, que tiene varias unidades diferentes. El empuje de una de las unidades se divide por el consumo total de combustible del segundo ( w), es decir. Yo sp = F/w. El otro es la tasa de escape efectiva. C dividido por la aceleración de la gravedad gramo, en este caso Yo sp = C/gramo. El impulso específico generalmente se expresa en segundos (en el sistema SI proveedor de servicios de Internet medido en LF s/kg o m/s), en cuyo caso su valor es igual al número de kilogramos de empuje obtenidos de la combustión de un kilogramo de combustible. Valor proveedor de servicios de Internet depende de una serie de factores, principalmente de la energía liberada durante la combustión del combustible y la eficiencia del uso de esta energía en el motor (por ejemplo, una boquilla cónica corta en el vacío será menos eficiente que una larga y cuidadosamente formada). ).

Masa inicial relativa y velocidad característica del cohete.

Estos valores son las principales características del cohete como avión. La masa inicial relativa es la relación entre la masa inicial del cohete W a su masa final después de la quema de combustible w. Valor proveedor de servicios de Internet depende de la perfección estructural del cohete y de la eficiencia de su motor; estos parámetros determinan la velocidad final que desarrolla el cohete. La velocidad final característica del cohete está determinada por la fórmula de Tsiolkovsky.

Vb 0 = (GI sp en[ W/w]) – (VLg + VLD + Vlt),

donde VLg, VLD y Vlt– pérdidas de velocidad (determinadas a partir de ecuaciones adicionales) asociadas con la gravedad, la resistencia atmosférica y el menor empuje atmosférico.

Como se puede ver en esta fórmula, para aumentar la velocidad final del cohete, es necesario: 1) aumentar la masa inicial relativa ( w/w) debido a la simplificación del diseño; 2) aumentar el impulso específico mediante el uso de combustibles de mayor energía; 3) reducir la resistencia mejorando el flujo y reduciendo el tamaño del cohete. Sin embargo, debido al hecho de que la tarea de vuelo de un cohete (especialmente uno espacial) cambia de un vuelo a otro, y las condiciones externas cambian constantemente durante el vuelo, se deben hacer concesiones al diseñar un cohete.

La geometría de carga puede ser neutra, progresiva o regresiva dependiendo de cómo se cambie el empuje del motor. La carga de geometría neutra es una varilla cilíndrica fundida sólida que se quema desde un extremo (carga de combustión final). Los revestimientos protectores especiales evitan que se queme combustible en los bordes. Una carga de geometría progresiva generalmente se moldea como un tubo; la combustión tiene lugar en el interior (canal de carga de combustión). A medida que se quema tal carga, la superficie de combustión y, en consecuencia, aumenta el empuje. Al darle al canal una forma de estrella, es posible garantizar que la tasa de agotamiento y el empuje disminuyan con el tiempo; el canal cónico permite un ajuste suave del empuje.

Dando a la carga una forma especial o combinando varias formas simples, se puede obtener la ley de cambio deseada en el empuje del cohete en vuelo. Para un proyectil aire-aire, por ejemplo, se puede utilizar una carga de geometría progresiva para obtener las altas aceleraciones necesarias para interceptar el objetivo. En los vehículos de lanzamiento espacial, por otro lado, una combinación de geometrías de carga progresiva y regresiva es más útil para obtener más empuje en el lanzamiento cuando el cohete tiene la masa máxima y la resistencia atmosférica alta, y menos empuje en la atmósfera superior cuando el cohete la masa es pequeña y la aceleración es grande.

Composición y tecnología de producción.

La mezcla de propelente sólido que se usa más comúnmente en los Estados Unidos es el perclorato de amonio como oxidante y el polvo de aluminio como combustible con un aglutinante polimérico, caucho de nitrilo (designación rusa SKN - caucho sintético de nitrilo). Se agrega polvo de óxido de hierro para controlar la velocidad de combustión. Las mezclas de estos componentes en diversas proporciones se utilizan para vehículos de lanzamiento espacial, misiles balísticos y tácticos. Estos combustibles tienen un impulso específico de 280 a 300 s dependiendo de la composición de la mezcla. Los productos de combustión de tales motores de propulsante sólido contienen cloruro de hidrógeno y partículas de óxido de aluminio.

El combustible descrito anteriormente se obtiene triturando los componentes individuales en un polvo fino y luego mezclándolos con un SKN elástico en mezcladores especiales de diseño similar a los mezcladores industriales convencionales. Después de que la mezcla esté lo suficientemente mezclada, se vierte en la carcasa del motor. Se inserta un molde especial en el motor para obtener la configuración de carga deseada (este proceso se asemeja a la preparación de un bizcocho). Luego, la carga se polimeriza a una temperatura cuidadosamente controlada. Después del final del proceso de polimerización, se retira el inserto y se unen al cuerpo una boquilla, un dispositivo de encendido y otros elementos necesarios para arrancar el motor y el vuelo del cohete.

La fabricación del motor de combustible sólido, incluso el más simple, es muy peligrosa y requiere un control cuidadoso, en particular, protección contra la electricidad estática, el uso de materiales que no produzcan chispas y una buena ventilación de los humos y el polvo para garantizar la seguridad de los trabajadores. Las salas de producción de motores de cohetes de propulsante sólido suelen estar separadas por paredes gruesas y tienen techos débiles para que la onda expansiva en caso de accidente suba y no cause mucho daño.

El cuerpo de un motor de propulsor sólido generalmente se fabrica soldando aleaciones de metal de alta calidad o materiales compuestos enrollados alrededor de un mandril que repite los contornos exteriores de la carga de combustible. El casco debe ser de muy alta resistencia para soportar la presión de combustión interna, especialmente al final del vuelo. Cuando el cuerpo está listo, se limpia y se aísla para evitar que se queme. Para un mejor contacto entre el aislamiento y la carga, a menudo se usa un aglutinante.

Uno de los últimos pasos en la fabricación de un motor de combustible sólido es comprobar si tiene defectos e inclusiones extrañas. Las grietas en la carga sirven como superficies de combustión adicionales, lo que puede provocar un aumento del empuje y un cambio en la trayectoria de vuelo. En el peor de los casos, la presión en la cámara de combustión puede llegar a ser tan grande que el motor colapsará. El proceso de equipamiento del motor se completa instalando un encendedor de arranque en la parte inferior delantera y una boquilla en la parte trasera. El encendedor suele ser un pequeño motor de cohete que contiene propulsor de combustión rápida que expulsa una columna de llamas y enciende la carga de propulsor.

Algunas aplicaciones militares requieren tales aceleraciones que los motores basados ​​en SKN no pueden proporcionar; luego se utilizan combustibles mixtos metalizados a base de nitroglicerina u otros explosivos potentes. En estos casos, en el motor tiene lugar un proceso explosivo controlado. Para controlar el proceso de explosión, se agregan retardadores de reacción química especiales. Otras necesidades militares requerían el desarrollo de misiles tácticos sin humo para que no fuera posible rastrear desde dónde se lanzó el misil.

Pruebas.

Los motores cohete de propulsante sólido se suelen probar en puestos de tiro, donde se fija el motor en posición horizontal o vertical y se comprueba el funcionamiento de todos sus sistemas. Durante el funcionamiento del motor, los sensores instalados en él miden el empuje, la presión y la temperatura de los productos de combustión, las cargas del cuerpo, etc. Durante las pruebas de fuego, se comprueban todos los posibles modos de operación, incluidos los fuera de diseño, que no deberían ser durante el vuelo normal.

Ventajas y desventajas.

Los motores de combustible sólido se utilizan cuando los requisitos principales son la simplicidad, la facilidad de mantenimiento, la puesta en marcha rápida y una gran potencia en un volumen pequeño. Los primeros misiles balísticos estadounidenses usaban combustible líquido, pero desde la década de 1960 hubo una transición a combustible sólido, lo que estuvo asociado con una mejora en su tecnología de producción. Los motores de cohetes de propulsante sólido siempre se han utilizado en ojivas y cohetes pequeños, dispositivos de eyección en aviones a reacción y para separar las etapas de los cohetes.

La principal desventaja de los motores de combustible sólido es la imposibilidad práctica de controlar el empuje durante el vuelo, así como la dificultad de apagar el motor. En algunos motores de cohetes de propulsante sólido, el empuje se interrumpe abriendo orificios en la parte delantera del motor. Cuando se abren los orificios (generalmente esto sucede con la ayuda de detonadores especiales), la presión dentro del motor cae y la intensidad de la combustión disminuye en consecuencia. Además, se produce un empuje inverso, opuesto al empuje normal de la tobera principal, y se detiene la aceleración del cohete. Dado que el empuje de un motor de cohete de propulsante sólido está determinado por la geometría y la composición química de la carga, cambiar los parámetros del motor para obtener una dependencia diferente del tiempo de empuje puede requerir un ciclo de prueba completo de un motor nuevo.

ETAPAS DE COHETE LÍQUIDO

Los cohetes más eficientes funcionan con propulsores líquidos, porque la energía química de los componentes líquidos es mayor que la de los sólidos y sus productos de combustión tienen un peso molecular más bajo.

Combustibles criogénicos y autoinflamables.

Los combustibles líquidos con un alto poder calorífico incluyen algunas sustancias criogénicas, gases que se vuelven líquidos a temperaturas muy bajas, como el oxígeno líquido (a temperaturas por debajo de -183 °C) y el hidrógeno líquido (por debajo de -253 °C). Por otro lado, el uso de componentes criogénicos tiene una serie de desventajas, que incluyen la necesidad de mantener grandes instalaciones industriales para licuar gases, un largo tiempo de reabastecimiento de cohetes (varias horas) y la necesidad de aislamiento térmico de los tanques de combustible. Por lo tanto, los primeros misiles balísticos intercontinentales alimentados con combustible criogénico de Estados Unidos, el Atlas y el Titán I, eran vulnerables a un ataque sorpresa con solo unos minutos para tomar represalias.

Los motores de cohetes de propulsante líquido (LRE), que utilizan propulsores líquidos de encendido automático que se pueden almacenar a temperaturas normales durante largos períodos de tiempo y se encienden cuando los componentes entran en contacto entre sí, se desarrollaron en la década de 1950 para satisfacer las necesidades de las fuerzas armadas. para simplificar la operación y reducir el tiempo de preparación para lanzar misiles balísticos. En tales motores, se usó tetróxido de nitrógeno (N 2 O 4) como oxidante, e hidracina (N 2 H 4) o dimetilhidracina asimétrica (NH 2 - N 2) como combustible, una combinación que da un impulso específico de unos 340 s. Los componentes de un combustible autoinflamable son extremadamente tóxicos y bastante corrosivos, por lo que requieren sumo cuidado en el manejo y reposición periódica de los elementos estructurales que los contienen o están en contacto con ellos. Y aunque los misiles balísticos de propulsión líquida con combustible de autoignición fueron sustituidos posteriormente por propulsores sólidos, este combustible sigue siendo indispensable en los motores de orientación y corrección.

Motores cohete de dos componentes.

En los LRE descritos anteriormente, el combustible y el oxidante se almacenan en tanques separados y, por desplazamiento o por bombas, se alimentan a la cámara de combustión, donde se encienden y queman, creando un chorro de gas de alta velocidad. El oxígeno líquido se usa a menudo como agente oxidante, debido a la facilidad de obtenerlo del aire atmosférico. Aunque el oxígeno líquido es relativamente seguro en comparación con muchos otros productos químicos, solo se deben utilizar recipientes muy limpios para su almacenamiento, ya que el oxígeno reacciona químicamente incluso con las manchas de grasa que dejan las huellas dactilares, lo que puede provocar un incendio.

Los hidrocarburos pesados ​​o el hidrógeno líquido se utilizan con mayor frecuencia como combustible junto con el oxígeno. El calor de combustión de un combustible de hidrocarburo por unidad de volumen, como el queroseno refinado o el alcohol, es mayor que el del hidrógeno. El combustible de hidrocarburo se quema con una llama naranja brillante. Los principales productos de combustión de la mezcla de oxígeno e hidrocarburos son el dióxido de carbono y el vapor de agua. El impulso específico de dicho combustible puede alcanzar los 350 s.

El hidrógeno líquido requiere un enfriamiento más profundo que el oxígeno líquido, pero su calor de combustión por unidad de masa es mayor que el de los combustibles de hidrocarburo. El hidrógeno arde con una llama azul casi invisible. El principal producto de combustión de una mezcla de oxígeno e hidrógeno es el vapor de agua sobrecalentado. El impulso específico de los motores que utilizan este combustible puede alcanzar de 450 a 480 s, dependiendo del diseño del motor. (Los motores que usan hidrógeno líquido generalmente funcionan en modo de exceso de combustible, lo que reduce el consumo de masa de combustible y mejora la economía).

A lo largo de los años, se han probado muchas otras combinaciones de combustible y oxidante, pero la mayoría tuvo que abandonarse debido a su toxicidad. Por ejemplo, el flúor es un agente oxidante más efectivo que el oxígeno, pero es extremadamente tóxico y agresivo tanto en su estado original como en los productos de combustión. Anteriormente se usaban varias mezclas de ácido nítrico con óxidos de nitrógeno como agente oxidante, pero sus ventajas se veían superadas por los peligros de almacenar y operar dichos motores y cohetes.

No siempre es fácil elegir entre combustible de hidrocarburo e hidrógeno líquido. Por lo general, para las primeras etapas de los cohetes, se utiliza combustible de hidrocarburo líquido (o sólido mixto) para atravesar las capas densas de la atmósfera en los primeros minutos de vuelo. Por supuesto, el hidrógeno líquido es un combustible muy eficiente, pero debido a su baja densidad, la primera etapa requeriría grandes tanques de combustible, lo que aumentaría el peso de la estructura y la resistencia del cohete. En altitudes elevadas y en el espacio, los motores de hidrógeno se utilizan con mayor frecuencia, donde sus ventajas se manifiestan por completo.

Motores cohete de tres componentes.

Desde principios de la década de 1970, el concepto de motores de tres componentes se ha estudiado en Rusia y Estados Unidos, lo que combinaría las ventajas de un volumen mínimo y un peso mínimo en un solo motor. Al arrancar, dicho motor funcionaría con oxígeno y queroseno, y en altitudes elevadas cambiaría a oxígeno líquido e hidrógeno. Tal enfoque probablemente haría posible crear un cohete de una sola etapa, pero el diseño del motor es mucho más complicado.

Motores cohete de un solo componente.

Dichos motores utilizan un combustible líquido de un solo componente que, al interactuar con un catalizador, se descompone para formar gas caliente. Aunque los motores de cohetes de un solo componente desarrollan un pequeño impulso específico (en el rango de 150 a 255 s) y son muy inferiores en eficiencia a los de dos componentes, su ventaja es la simplicidad del diseño. El combustible, como la hidracina o el peróxido de hidrógeno, se almacena en un solo contenedor. Bajo la acción de desplazar la presión, el líquido ingresa a la cámara de combustión a través de la válvula, en la que un catalizador, por ejemplo, el óxido de hierro, provoca su descomposición (la hidracina en amoníaco e hidrógeno, y el peróxido de hidrógeno en vapor de agua y oxígeno). Los motores de cohetes de propulsante líquido de un solo componente se utilizan generalmente como motores de bajo empuje (a veces su empuje es de solo unos pocos newtons) en sistemas de estabilización y control de actitud para naves espaciales y misiles tácticos, para los cuales la simplicidad y confiabilidad del diseño y el bajo peso son los criterios de definición. Se puede dar un ejemplo notable del uso de un propulsor de hidracina a bordo del primer satélite de comunicaciones estadounidense, TDRS-1; este motor funcionó durante varias semanas para poner el satélite en órbita geoestacionaria después de que el impulsor tuvo un accidente y el satélite terminó en una órbita mucho más baja.

El motor de un componente más simple funciona con un cilindro de gas frío comprimido (como nitrógeno) que se libera a través de una válvula. Dichos motores a reacción se utilizan cuando los efectos térmicos y químicos del chorro de gas de escape o los productos de combustión son inaceptables y donde el requisito principal es la simplicidad del diseño. Estos requisitos se cumplen, por ejemplo, mediante dispositivos de maniobra de cosmonautas individuales (UMD) ubicados en una mochila detrás de sus espaldas y diseñados para moverse durante el trabajo fuera de la nave espacial. El UMK opera a partir de dos cilindros con nitrógeno comprimido, que se suministra a través de válvulas solenoides al sistema de propulsión, que consta de 16 motores.

Sistema de propulsión.

La alta potencia, la capacidad de control y el alto impulso específico de los motores de cohetes de propulsante líquido tienen un costo de complejidad de diseño. Los sistemas especiales deben garantizar el suministro de combustible y comburente en cantidades estrictamente definidas desde los tanques de combustible hasta la cámara de combustión. El suministro de componentes de combustible se realiza mediante bombas o desplazándolos con presión de gas. Los sistemas de desplazamiento, comúnmente utilizados en pequeños sistemas de propulsión, suministran combustible presurizando los tanques; la presión en el tanque debe ser mayor que en la cámara de combustión.

El sistema de bombeo utiliza bombas mecánicas para suministrar combustible, aunque también se utiliza cierta presurización de los tanques (para evitar la cavitación de las bombas). Las unidades de turbobomba (TPU) más utilizadas, y la turbina, se alimentan con gas de su propio sistema de propulsión. A veces se utiliza un gas para impulsar la turbina, resultante de la evaporación del oxígeno líquido a su paso por el circuito de refrigeración del motor. En otros casos, se usa un generador de gas especial, que quema una pequeña cantidad del combustible principal o un combustible especial de un solo componente.

El motor de propulsión del transbordador con un sistema de suministro de combustible bombeado es uno de los motores más avanzados que jamás se hayan lanzado al espacio. Cada motor tiene dos HP: refuerzo (baja presión) y principal (alta presión). El combustible y el comburente tienen los mismos sistemas de suministro. El booster HP, impulsado por el gas en expansión, aumenta la presión del fluido de trabajo antes de que ingrese al HP principal, en el que la presión aumenta aún más. La mayor parte del oxígeno líquido pasa a través de la ruta de enfriamiento y las boquillas de la cámara de combustión (y en algunos diseños, los HPA) antes de ingresar a la cámara de combustión. Parte del oxígeno líquido se suministra a los generadores de gas de la HP principal, donde reacciona con el hidrógeno; esto produce vapor rico en hidrógeno que, al expandirse en la turbina, acciona las bombas y luego se alimenta a la cámara de combustión, donde se quema con el resto del oxígeno. Aunque se consumen pequeñas cantidades de oxígeno e hidrógeno para impulsar los propulsores HP y presurizar los tanques de oxígeno e hidrógeno, eventualmente también pasan a través de la cámara de combustión principal y contribuyen a la creación de empuje. Este proceso proporciona una eficiencia total del motor de hasta el 98%.

Producción.

La producción de motores cohete es más compleja y requiere mayor precisión que la producción de motores de propulsante sólido, ya que contienen piezas que giran a alta velocidad (hasta 38.000 rpm en el THA principal del motor de propulsión Shuttle). La más mínima imprecisión en la fabricación de piezas giratorias puede provocar vibraciones y destrucción.

Incluso cuando las palas, las ruedas y los ejes de las turbinas y las bombas del motor están correctamente equilibrados, pueden ocurrir otros problemas. La experiencia en el funcionamiento del motor de oxígeno-hidrógeno J-2 utilizado en la segunda y tercera etapas del cohete Saturno-5 demostró que en tales motores a menudo se produce inestabilidad de alta frecuencia. Incluso si el motor está correctamente equilibrado, la interacción de la HP con el proceso de combustión puede causar vibraciones a una frecuencia cercana a la de la bomba de hidrógeno. Las vibraciones del motor ocurren en ciertas direcciones, no al azar. Con tal inestabilidad, el nivel de vibraciones puede llegar a ser tan alto que es necesario apagar el motor para evitar dañarlo. Las cámaras de combustión suelen ser una estructura metálica de paredes delgadas soldada o estampada con un camino de enfriamiento y un cabezal de mezcla para el suministro de combustible.

Pruebas.

Una etapa necesaria en el desarrollo de un motor de cohete de propulsante líquido y sus unidades es su prueba en soportes hidráulicos y de tiro. Durante las pruebas de fuego, el motor opera a presiones y velocidades de rotación de HP, que exceden los valores normales de operación, de manera que es posible evaluar las cargas límite permisibles en unidades individuales y la estructura como un todo. Los modelos de vuelo de los motores deben pasar las pruebas de aceptación, que incluyen pruebas de fuego selectivo y de corto plazo que simulan las principales etapas del vuelo. El tiempo total de prueba y operación del motor en vuelo no debe exceder su recurso total.

Apagado, reinicio y control de tracción.

La principal ventaja de LRE es la capacidad de apagar, reiniciar y controlar el empuje. El motor de propulsión del transbordador, por ejemplo, puede funcionar de manera estable en el rango del 65 al 104 % del empuje nominal. La tripulación del módulo lunar de la nave espacial Apolo, maniobrando durante el aterrizaje, pudo regular el empuje de los motores hasta en un 10% del valor nominal. Por el contrario, no se reguló el empuje de los motores que proporcionaban el lanzamiento del módulo desde la Luna, lo que permitió aumentar su eficiencia y fiabilidad.

La posibilidad de relanzar un LRE en el espacio es un problema, ya que el combustible, como cualquier objeto en gravedad cero, se ubica aleatoriamente dentro de los tanques y no ingresará al sistema de potencia del motor en ausencia de aceleración. La forma más fácil de resolver el problema es usar motores especiales de bajo empuje, que crean una pequeña aceleración, suficiente para que el combustible comience a fluir hacia las tuberías. Estos motores se ponen en marcha mediante pequeñas bolsas elásticas de combustible unidas a tuberías o mediante mallas especiales que, debido a las fuerzas de tensión superficial, retienen suficiente combustible para arrancar el motor. Los tanques de combustible elásticos y los dispositivos de recolección de líquidos también se utilizan para el lanzamiento directo de motores de cohetes espaciales.

SISTEMAS DE CONTROL Y GUIADO

Un componente importante del cohete son los sistemas de control y guía. El sistema de guía determina la posición y rumbo del misil y proporciona al sistema de control los datos necesarios para controlar su vuelo. El vuelo del cohete se controla mediante pequeños motores de dirección o cambiando la dirección del vector de empuje del motor principal.

En los grandes motores de cohetes de propulsante sólido, la conexión entre el cuerpo y la tobera se puede hacer con muchas capas delgadas de acero y caucho resistente al calor, lo que permite que la tobera gire varios grados en cualquier dirección. Con la ayuda de uno o dos actuadores hidráulicos, la boquilla se desvía, cambiando la dirección del vector de empuje. Los accionamientos utilizan la energía de una pequeña unidad de turbobomba, que funciona con los productos de descomposición de la hidracina. En algunos motores de cohetes de propulsante sólido, el gas caliente (desde un pequeño motor auxiliar) se suministra a través de varias válvulas ubicadas en un círculo en la parte expansiva de la tobera. Cuando una o más válvulas están cerradas, la dirección del chorro principal y, en consecuencia, el vector de empuje cambia. LRE se instala en pasadores de pivote o en suspensión de cardán, lo que le permite girar todo el motor.

REFERENCIA HISTORIAL

La Antigüedad y la Edad Media.

Aunque la tecnología de los cohetes se ha desarrollado en relación con las necesidades militares modernas y la investigación espacial, la historia de los cohetes tiene sus raíces en la antigua Grecia. En la máquina de vapor que lleva su nombre, Heron demostró el principio de la propulsión a chorro. Una pequeña vasija de metal con forma de pájaro y llena de agua colgaba sobre el fuego. Cuando el agua hirvió, un chorro de vapor salió de la cola del pájaro, empujando el recipiente hacia adelante. Este dispositivo no encontró una aplicación práctica, y el principio en sí se olvidó posteriormente.

En China alrededor del año 960 d.C. La pólvora negra se utilizó por primera vez, una mezcla de salitre (oxidante) y carbón con azufre (combustible), para lanzar proyectiles, y en el siglo XI. Se logró un rango de lanzamiento de aproximadamente 300 m para tales proyectiles.Estos "cohetes" eran tubos de bambú llenos de pólvora y no diferían en particular en la precisión del vuelo. Su objetivo principal en la batalla era inducir el pánico en las personas y los caballos. En el siglo XIII Junto con los conquistadores mongoles, los cohetes llegaron a Europa, y en 1248 el filósofo y naturalista inglés Roger Bacon publicó un trabajo sobre su aplicación. El período de uso de tales cohetes no guiados con fines militares fue corto, ya que pronto fueron reemplazados por piezas de artillería.

Tsiolkovsky, Oberth y Goddard.

La cohetería moderna debe su desarrollo principalmente al trabajo y la investigación de tres eminentes científicos: Konstantin Tsiolkovsky (1857–1935) de Rusia, Herman Oberth (1894–1989) de Rumania y Robert Goddard (1882–1945) de los Estados Unidos. Aunque estos devotos trabajaron independientemente unos de otros y sus ideas a menudo fueron ignoradas en ese momento, sentaron las bases teóricas y prácticas de la tecnología de cohetes y la astronáutica. Su trabajo ha inspirado a generaciones de soñadores y, lo más importante, a varios entusiastas que han dado vida a su obra. ver también GODDARD, ROBERT HUCHINGS; OBERTO, HERMANN; TSIOLKOVSKY, KONSTANTIN EDUARDOVICH.

Tsiolkovsky, maestro de escuela, escribió por primera vez sobre cohetes líquidos y satélites artificiales en 1883 y 1885. En su trabajo Investigación de espacios mundiales por dispositivos de chorro.(1903) esbozó los principios del vuelo interplanetario. Tsiolkovsky argumentó que el combustible más eficiente para los cohetes sería una combinación de oxígeno líquido e hidrógeno (aunque incluso las cantidades de laboratorio de estas sustancias eran muy costosas en ese momento), y sugirió usar varios motores pequeños en lugar de uno solo grande. También sugirió usar cohetes de varias etapas en lugar de uno solo grande para facilitar el viaje interplanetario. Tsiolkovsky desarrolló las ideas básicas para los sistemas de soporte vital de la tripulación y algunos otros aspectos de los viajes espaciales.

en mis libros Cohete al espacio interplanetario (Die Rakete zu den Planetenraumen,1923) y Formas de implementación de vuelos espaciales. (Wege zur Raumschiffahrt, 1929) G.Obert esbozó los principios del vuelo interplanetario y realizó cálculos preliminares de la masa y la energía necesarias para los vuelos a los planetas. La teoría matemática era su fuerte, pero en la práctica no avanzó más allá de las pruebas de banco de motores de cohetes.

La brecha entre la teoría y la práctica fue llenada por R. Goddard. De joven le fascinaba la idea del vuelo interplanetario. Su primera investigación fue en el campo de los cohetes de propulsante sólido, en el que recibió su primera patente en 1914. Al final de la Primera Guerra Mundial, Goddard estaba muy avanzado en los cohetes lanzados con barril, que no fueron utilizados por el ejército de los EE. al advenimiento de la paz; Sin embargo, durante la Segunda Guerra Mundial, sus desarrollos llevaron a la creación de la legendaria bazuca, el primer misil antitanque eficaz. La Institución Smithsonian otorgó a Goddard una beca de investigación en 1917, lo que resultó en su monografía clásica. Método para alcanzar alturas extremas (Un método para alcanzar altitudes extremas, 1919). Goddard comenzó a trabajar en un motor de cohete de propulsante líquido en 1923, y a fines de 1925 se construyó un prototipo funcional. El 16 de marzo de 1926, lanzó el primer cohete de propulsor líquido, alimentado con gasolina y oxígeno líquido, en Auburn, Massachusetts. Durante la Segunda Guerra Mundial, Goddard trabajó en propulsores para la aviación naval.

El trabajo de Tsiolkovsky, Oberth y Goddard fue continuado por grupos de entusiastas de los cohetes en los EE. UU., la URSS, Alemania y Gran Bretaña. En la URSS, el trabajo de investigación fue realizado por el Grupo de Estudio de Propulsión a Chorro (Moscú) y el Laboratorio de Dinámica de Gases (Leningrado). Los miembros de la Sociedad Interplanetaria Británica BIS, limitados en sus pruebas por la ley británica de fuegos artificiales derivada del Complot de la pólvora (1605) para hacer estallar el Parlamento, concentraron sus esfuerzos en desarrollar una "nave espacial lunar tripulada" basada en la tecnología disponible en ese momento.

La Sociedad Alemana de Comunicaciones Interplanetarias VfR en 1930 logró crear una instalación primitiva en Berlín, y el 14 de marzo de 1931 un miembro de la VfR, Johannes Winkler, llevó a cabo el primer lanzamiento exitoso de un cohete líquido en Europa.

Alemania nazi.

El ejército alemán vio los cohetes como un arma que podía usar sin temor a sanciones internacionales, ya que el Tratado de Versalles (que resumió la Primera Guerra Mundial) y los tratados militares posteriores no mencionaron los cohetes. Después de que Hitler llegó al poder, se asignaron fondos adicionales al departamento militar alemán para el desarrollo de armas de cohetes, y en la primavera de 1936 se aprobó un programa para construir un centro de misiles en Peenemünde (von Braun fue nombrado su director técnico) en el extremo norte de la isla de Usedom frente a la costa báltica de Alemania.

El siguiente cohete, el A-3, disponía de un motor de 15 kN con sistema de presurización de nitrógeno líquido y generador de vapor, sistema de control y guiado giroscópico, sistema de control de parámetros de vuelo, servoválvulas electromagnéticas para el suministro de componentes de combustible y timones de gas. Aunque los cuatro cohetes A-3 explotaron durante o poco después del lanzamiento desde el campo de tiro de Peenemünde en diciembre de 1937, la experiencia técnica obtenida de estos lanzamientos se utilizó para desarrollar el motor de empuje de 250 kN para el cohete A-4, cuyo primer lanzamiento exitoso Era el 3 de octubre de 1942.

Después de dos años de pruebas de diseño, preparación para la producción y entrenamiento de tropas, el cohete A-4, rebautizado como V-2 (Arma de Retribución-2) por Hitler, se desplegó a partir de septiembre de 1944 contra objetivos en Inglaterra, Francia y Bélgica.

período de posguerra.

El cohete A-4 mostró el tremendo potencial de la tecnología de cohetes, y las potencias más poderosas de la posguerra, Estados Unidos y la Unión Soviética, pronto se involucraron en el desarrollo de misiles guiados balísticos capaces de transportar armas nucleares. Los avances en la tecnología de cohetes también hicieron posible la creación de misiles tácticos que cambiaron radicalmente la naturaleza de la guerra.

Mientras los departamentos militares de ambos países estaban mejorando los misiles de combate, muchos científicos (S.P. Korolev en la URSS, W. von Braun en los EE. UU.) intentaron utilizar las capacidades de la tecnología de cohetes para llevar instrumentos científicos y, en última instancia, una persona al espacio. Desde el lanzamiento del primer satélite en 1957 y el primer cosmonauta Yuri Gagarin en 1961, la tecnología espacial y de cohetes ha recorrido un largo camino.

SISTEMAS DE COHETES PROMETEDORES

Hasta finales del siglo XX la combustión de combustible siguió siendo la principal fuente de energía para la propulsión a chorro. Aunque se han propuesto muchos conceptos técnicos prometedores desde la década de 1920, la mayoría de ellos no se han puesto en práctica.

motores híbridos.

Una alternativa tentadora a los motores cohete de propulsante sólido y los motores cohete es la idea de un motor híbrido, que combina las mejores cualidades de ambos. Un motor híbrido utiliza un combustible sólido y un oxidante líquido, como oxígeno líquido o tetróxido de nitrógeno. Este enfoque hace posible simplificar a la mitad el sistema de suministro de combustible manteniendo la compacidad inherente de los motores de cohetes de propulsante sólido. Dado que el comburente y el combustible se almacenan por separado, las grietas en la carga de combustible sólido son menos peligrosas que en un motor de cohete de propulsor sólido tradicional, lo que facilita su fabricación. Sin embargo, a pesar de los importantes esfuerzos de investigación, especialmente en la década de 1980, esta idea no ha encontrado una amplia aplicación. El principal problema era el proceso de combustión insuficientemente estable y eficiente.

Motor de cohete eléctrico.

La electricidad se puede utilizar para calentar el fluido de trabajo. Un ejemplo de un motor de este tipo es un motor de iones, que utiliza un arco de alto voltaje para ionizar el fluido de trabajo, como argón o vapor de mercurio, y un campo eléctrico para acelerar el flujo de iones. La ventaja fundamental de un motor de este tipo es un impulso específico muy alto (hasta 5000 s, según el diseño del motor y el fluido de trabajo utilizado). El empuje de los propulsores iónicos es muy pequeño y suele estar en el rango de 0,02 a 0,03 N. Los propulsores iónicos están destinados a vuelos espaciales a largo plazo, cuando meses de funcionamiento en condiciones de ingravidez dan como resultado un aumento total significativo de la velocidad. Los propulsores de iones también han encontrado uso en satélites geoestacionarios, donde proporcionan una pequeña cantidad de impulso constante, suficiente para controlar la posición y mantener la órbita. Otros esquemas EJE utilizan plasma de alta energía y el efecto magnetohidrodinámico.

Motores de cohetes nucleares.

Otro sistema reactivo que casi se ha puesto en práctica es el nuclear. En los Estados Unidos, como parte del programa de motores de cohetes nucleares (NRE) de NERVA, se desarrolló un reactor de grafito enfriado por hidrógeno líquido, que se evaporó, calentó y expulsó a través de una tobera de cohete. Se eligió el grafito por su resistencia a altas temperaturas. Según el proyecto NERVA, el YARD debía desarrollar un empuje de 1100 kN durante una hora y tener un impulso específico de 800 s, que es casi el doble de la cifra correspondiente a los motores químicos. El programa NERVA fue cancelado en 1972 debido al aplazamiento indefinido de la misión tripulada a Marte para la que había sido diseñado.

Una variante basada en la fisión del NRE es un motor nuclear de fase gaseosa en el que un chorro de gas de plutonio fisionable de movimiento lento está rodeado por una corriente más rápida de hidrógeno refrigerante. Esta idea, sin embargo, no abandonó la etapa de investigación preliminar.

Una idea interesante de crear un motor usando la reacción de aniquilación de materia y antimateria fue estudiada como parte del programa Iniciativa de Defensa Estratégica (SDI) de EE. UU. La antimateria en forma de átomos se almacena en una trampa electromagnética y se alimenta a la cámara del motor por medio de un campo magnético, donde interactúa con la materia ordinaria, convirtiéndose en radiación gamma, que calienta el fluido de trabajo y crea una corriente en chorro. Aunque las trampas magnéticas se utilizan en la física de alta energía, se necesita una gran cantidad de energía para producir los pocos gramos de antimateria necesarios para el vuelo.

Fuentes externas de energía.

Los programas SDI y la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio (NASA) también estudiaron un sistema reactivo con un potente láser que calienta el fluido de trabajo a bordo del cohete. El cohete en sí tiene una masa pequeña, ya que la mayor parte del sistema cae sobre el láser, que se puede ubicar en la Tierra. Tal sistema requiere una orientación excepcionalmente precisa del rayo láser hacia el objetivo para no quemar el cohete en lugar de calentar el fluido de trabajo. También se consideró la idea de usar grandes espejos para enfocar los rayos del sol en el motor.

Utilizando la energía de una explosión atómica.

En la década de 1960, la NASA y la Comisión de Energía Atómica de EE. UU. exploraron un método bastante exótico para impulsar el proyecto Orión. En este método, se suponía que la aceleración del cohete a la alta velocidad necesaria para el vuelo a otros planetas se realizaba mediante explosiones sucesivas de pequeñas cargas atómicas expulsadas detrás del cohete. Se suponía que unos amortiguadores especiales suavizarían el impacto de las explosiones. Sin embargo, el proyecto Orion fue cancelado de conformidad con los tratados internacionales sobre el uso del espacio exterior y la limitación de armas nucleares.

Motores fotónicos.

También se estudió la posibilidad de utilizar la luz para obtener empuje en el espacio. Las partículas de luz, los fotones, crean un impulso reactivo muy pequeño cuando se exponen a una superficie. El motor más simple de este tipo es un enorme espejo de plástico que refleja los rayos del sol y aleja la nave espacial del Sol (el viento solar crea un impulso adicional). En un motor de fotones real, debido a la aniquilación de la materia ordinaria y la antimateria, debe crearse un flujo de radiación gamma que proporcione el empuje del chorro para el movimiento de la nave espacial.

Probablemente todo el mundo sabe que el cosmos se compone principalmente de vacío. Y en este vacío, no hay prácticamente nada de lo que empujarse, de la forma en que nos empujamos del suelo para caminar. Y si es así, entonces para cambiar nuestro movimiento de la manera que necesitamos, necesitamos sacar algo de nosotros mismos. Y finalmente, todos saben que un vehículo que puede hacer esto se llama cohete.
Los cohetes se inventaron hace mucho, mucho tiempo, hace más de mil quinientos años. Pero pudieron comprender teóricamente seriamente la teoría de la propulsión a chorro solo a fines del siglo XIX. En particular, fue entonces cuando el gran científico ruso Konstantin Eduardovich Tsiolkovsky derivó su famosa fórmula:

donde V es la velocidad final del cohete, I es el impulso específico, M es la masa del cohete alimentado y m es la masa del cohete sin combustible (u otro propulsor).

El impulso específico es la relación entre el empuje del motor y el consumo de combustible u otro fluido de trabajo. En el sistema SI, medimos la velocidad de flujo en kg / sy el empuje, en Newtons. Newton, a su vez, es igual a kg * m / s 2. Como resultado, encontramos que el impulso específico se mide, como la velocidad, en metros por segundo. De hecho, es la velocidad: la velocidad efectiva del chorro del fluido de trabajo que escapa de la boquilla del motor.
Hay otra definición de impulso específico: el tiempo durante el cual, con la ayuda de 1 kg de combustible (u otro fluido de trabajo), el motor podrá crear un empuje de 1 kgf (kilogramo-fuerza). Luego se mide en segundos.
El impulso específico de la primera definición debe sustituirse en la fórmula de Tsiolkovsky, pero la segunda definición suele ser más conveniente en los cálculos. Si queremos convertir una versión del impulso específico en otra, podemos usar una fórmula simple: 1 m / s \u003d 9.81 s. Aunque la mayoría de las veces se simplifica aún más a: 1 m / s \u003d 10 s. Usaré este último aquí. Por supuesto, ambas fórmulas son aplicables solo para el impulso específico, no vale la pena traducir el tiempo de "desboque" de la leche en la velocidad de funcionamiento del cocinero necesaria para salvar la estufa :-)

¿Qué tiene de interesante esta fórmula? Cosas bastante obvias: cuanto más rápido sea el chorro de gas y más combustible haya en el cohete, más rápido volará.
E interesante en ello es el logaritmo. Esta función aumenta muy lentamente a medida que aumenta la relación de masa debajo de ella. Para que el logaritmo sea igual a 1, debe ser 2,72. Aquellos. para que un cohete con una masa "seca" de 10 toneladas acelere a la velocidad del fluido de trabajo expulsado por él, necesita más de 17 toneladas de este mismo fluido de trabajo. Para acelerar este cohete a dos velocidades del fluido de trabajo, ya se necesitan 64 toneladas de combustible, para tres - 191 toneladas Finalmente, para cuatro velocidades del fluido de trabajo, se requerirán 534 toneladas del fluido de trabajo. Obviamente, colocar 534 toneladas de fluido de trabajo en un cohete con una masa de 10 toneladas, es decir más de cincuenta veces su propia masa: esta es una tarea muy difícil. Cuatro velocidades de chorro es el límite técnico estimado para la velocidad del cohete.

Por supuesto, la gravedad no se tiene en cuenta aquí. Disminuye fuertemente la velocidad del cohete cuando se aleja de la Tierra o del Sol, pero lo acelera cuando se acerca a la Tierra y al Sol, así como cuando pasa junto a planetas a lo largo de ciertas trayectorias (volar a lo largo de otras trayectorias puede ralentizarse). Como resultado, después de que se apagan los motores de los vehículos de lanzamiento, su velocidad es menor que la que se puede calcular a partir de esta fórmula, pero la velocidad máxima jamás alcanzada por una nave espacial es varias veces mayor que la que puede proporcionarle un cohete moderno. Pero ahora ya no nos importa.

Bueno, ¿por qué estoy haciendo todo esto? Qué importante es el impulso específico.
Digamos que necesitamos desarrollar una velocidad de 18 km/s. Aproximadamente cuánto se necesita para volar fuera del sistema solar (la velocidad exacta requerida para dicho vuelo depende de la dirección desde la que comencemos).
Sea el impulso específico de nuestro motor cohete de 450 so 4500 m/s. Esto está en línea con los mejores motores de cohetes de propulsante líquido y está cerca del límite teórico para los motores químicos (a menos que se utilicen componentes demasiado tóxicos como el flúor).
En este caso, para acelerar un cohete que pesa 10 toneladas, se requerirán exactamente las mismas 534 toneladas de combustible y comburente (en este caso, oxígeno líquido e hidrógeno). Un cohete alimentado pesará 544 toneladas en el lanzamiento y solo 10 acelerará a la velocidad que necesitamos...
¿Y si haces que el impulso específico sea solo el doble de grande: 900 s o 9000 m/s? Entonces, para acelerar un cohete que pesa 10 toneladas, ¡solo se requerirán 64 toneladas de fluido de trabajo! Aquellos. ¡el cohete en el lanzamiento pesará solo 74 toneladas! Si, al principio, el cohete pesa las mismas 544 toneladas, ¡entonces más de 73 toneladas acelerarán a 18 km / s!
Por lo tanto, un aumento del doble en el impulso específico le permite dispersar más de siete veces más carga, gastando menos fluido de trabajo.
¿Qué pasa si tenemos un impulso específico de 1350 s o 13 500 m/s? Obtenemos 28 toneladas de fluido de trabajo por cada 10 toneladas de masa del cohete, es decir 38 toneladas de peso inicial. O la capacidad de acelerar a 18 km/s 143 toneladas de 544 toneladas de masa inicial.
Finalmente, soñemos con 3600 s o 36 000 m/s... 6,5 toneladas de fluido de trabajo para una aceleración de 10 toneladas, es decir 16,5 toneladas de peso inicial. O aceleración de 330 toneladas de 544 de partida.
Un aumento en el impulso específico por 2 veces mejora nuestro cohete (reduce la masa de lanzamiento o aumenta la acelerada) por 7.3 veces, un aumento por 3 veces - por 14.3 veces, y un aumento por 8 veces - ¡una mejora por 33 veces!

Pero, ¿cómo podemos lograr un impulso tan específico?..
Seguro que muchos han oído hablar de los motores de plasma e iones, y quizás de los motores cohete eléctricos en general. En tales motores, para acelerar el fluido de trabajo, no es la energía contenida en el propio fluido de trabajo la que se utiliza, sino la energía suministrada desde el exterior. Debido a esto, dichos motores fundamentalmente no tienen una limitación de impulso específica. ¡Al menos 1.000.000 m/s! Solo hay uno PERO...
Con un impulso específico de 450 s, gastaremos aproximadamente 541 MJ de energía para acelerar 1 kg a esos mismos 18 km/s. A 900 s - 259 MJ. A 1350 s - 255 MJ. Hasta ahora tan bueno. Pero luego las cosas empeoran... A los 3600 s - 421 MJ. Un aumento adicional en el impulso específico conducirá a un aumento aún mayor en los costos de energía, porque. la masa del cuerpo de trabajo ya no disminuirá tan rápido como aumentará el cuadrado de su velocidad. Esta energía será mínima en un impulso específico igual a aproximadamente 0,63 de la velocidad final. En nuestro caso, esto es 1130 s o 11 300 m/s.
"¿Y qué? - preguntará con razón el lector - ¡Después de todo, ahora estamos gastando 541 MJ, y en 3600 s gastaremos solo 421!"
Y el hecho de que ahora todos estos 541 MJ están contenidos en el propio cuerpo de trabajo y, en el caso de los motores de cohetes eléctricos, debemos suministrarlos desde el exterior ...
Las fuentes químicas de corriente, obviamente, no tienen sentido aquí: cómo convertir hidrógeno y oxígeno en agua en una celda de combustible (que de ninguna manera es liviana) para alimentar un motor de iones que acelerará algún tipo de xenón. , es mucho más fácil y eficiente quemar inmediatamente hidrógeno en la cámara de combustión de un motor de cohete convencional. Los paneles solares tienen un suministro de energía potencialmente ilimitado, pero su potencia es muy pequeña, por lo que el empuje del motor será pequeño. Además, estas baterías pesan mucho. Por lo tanto, solo son adecuados para alimentar motores de corrección de órbitas de satélites. Si queremos enviar a un hombre a otros planetas, necesitamos algo más...
Un reactor nuclear es una gran solución. Contiene mucha energía, puede tener mucha potencia y al mismo tiempo una masa relativamente pequeña. Ahora ya existe un proyecto para un potente motor de plasma alimentado por un reactor nuclear, que está previsto que se utilice para un vuelo a Marte (VASIMR). Pero, por desgracia, este sistema está lejos de ser ideal... Después de todo, incluso un reactor nuclear no tiene una relación potencia-peso tan grande que sería recomendable hacer un motor de iones con un impulso específico muy alto. Si aumentamos el impulso, reduciremos ligeramente la masa del fluido de trabajo, pero aumentaremos mucho la masa del reactor... Y de todos modos, dicho sistema proporcionará una aceleración de no más de 0,1 m/s 2 . La aceleración será larga, y no se trata de comenzar desde la superficie de la Tierra.

Entonces, ¿qué hacer?.. Es simple: ¡debe deshacerse de los eslabones adicionales en la cadena de transferencia de energía desde el reactor hasta el fluido de trabajo! Idealmente - a cero. El fluido de trabajo debe recibir energía directamente del reactor. Y tales sistemas fueron creados. ¡Los motores de cohetes nucleares soviéticos y estadounidenses realmente creados "en metal" en las pruebas alcanzaron por completo un impulso específico en la región de 900 segundos! En ellos, el hidrógeno líquido pasaba por el núcleo del reactor calentado a miles de grados (pero aún sólido), donde se evaporaba y calentaba, tras lo cual era expulsado por una tobera.
Los cálculos muestran que si hacemos un reactor diseñado para la fusión del núcleo, entonces 1350 segundos de ninguna manera es el límite del impulso específico. Y tales reactores son muy posibles de crear con el nivel actual de tecnología.
Finalmente, hay proyectos para motores de cohetes nucleares de fase gaseosa... En ellos, el uranio se evaporará y el impulso específico será de los mismos 3600 segundos o incluso más, hasta 4500 segundos.
Al mismo tiempo, los motores de cohetes nucleares no solo pueden funcionar hipotéticamente, sino que realmente funcionan en la atmósfera, y su empuje puede ser muchas veces mayor que su peso, lo que hace posible que comiencen directamente desde la Tierra.
Es una pena que el trabajo en tales motores no haya recibido la financiación adecuada durante mucho tiempo ... Creo que ya es bastante obvio las enormes ventajas que brinda incluso un aumento de 2-3 veces en el impulso específico, sin mencionar su aumento en 8 o incluso 10 veces.

¿Pero 4500 segundos es el límite para el impulso específico de motores suficientemente potentes (capaces de proporcionar una aceleración de cohete de más de 0,1 m / s 2) o no? ... Teóricamente, no.
En las reacciones termonucleares, los productos de la reacción se dispersan hacia los lados a una velocidad de más de 10 000 000 m/s, es decir, el impulso específico de un hipotético motor de cohete termonuclear podría ser de 1.000.000 o incluso de 1.500.000 segundos. Y, lo que es más agradable, ¡la energía para acelerar el fluido de trabajo en él está nuevamente contenida en el mismo fluido de trabajo! Por cierto, el límite técnico de velocidad para un cohete con un motor de este tipo puede alcanzar el 20% de la velocidad de la luz...
Por desgracia, hasta que la investigación termonuclear haya ido lo suficientemente lejos como para crear un motor de cohete termonuclear. Por otro lado, hay muchas razones para creer que será aún más fácil crearlo que una planta de energía termonuclear. Al arrancar desde la órbita (y, por desgracia, tales motores no funcionarán en la atmósfera), no tendremos problemas para crear y mantener un vacío, el motor no necesita trabajar continuamente durante meses, como los reactores de las centrales eléctricas, y finalmente, nosotros ¡No lo necesitamos para darnos electricidad! Para alimentar la nave en sí, puede usar un reactor nuclear separado y dejar que el termonuclear se alimente solo a sí mismo.
Con un impulso específico de tan solo 450.000 segundos, un cohete con una masa de lanzamiento de 11 toneladas, de las cuales solo 1 tonelada será combustible de fusión, acelerará hasta casi 430 km/s. Si queremos acelerar la nave, desacelerar, luego acelerar nuevamente y desacelerar nuevamente sin repostar, entonces la misma proporción (11 toneladas en el lanzamiento, de las cuales 1 tonelada es combustible) es suficiente para volar a una velocidad de más de 100 km / s . Si tomamos una masa inicial de 12 toneladas, de las cuales 2 toneladas son combustible termonuclear, entonces la velocidad de dicho vuelo (ida y vuelta) ya será de 200 km / s. Entonces, en un mes, puede volar a Marte, trabajar allí durante un par de semanas y regresar a casa ...

Entonces, queridos lectores, el desarrollo del sistema solar ya está más cerca que en el horizonte :-)

Este artículo trata sobre las características de los motores a reacción. Para conocer un concepto de explosivos, consulte Impulso de una explosión.

Impulso específico- un indicador de la eficiencia de un motor a reacción. A veces se usa un sinónimo para motores a reacción "empuje específico" (el término tiene otros significados), mientras que empuje específico generalmente en balística interna, mientras que impulso especifico- en balística exterior. La dimensión del impulso específico es la dimensión de la velocidad, en el sistema SI es un metro por segundo.

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✪ RDM-60-5 N° 36 (NN-Fructosa-Sorbitol-S-Fe2O3 61,4% -25% -8% -5% -0,6%)

✪ RDM-60-10 N° 54 (NN-Sorbitol-S-Fe2O3 64,35% -32% -3% -0,65%)

✪ RDM-60-10 N° 51 (NN-Sorbitol-S-Fe2O3 64,35% -32% -3% -0,65%)

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Definiciones

Impulso específico- característica de un motor a reacción, igual a la relación entre el impulso (momento) creado por él y el consumo de combustible (generalmente masa, pero también se puede correlacionar, por ejemplo, con el peso o el volumen de combustible). Cuanto mayor sea el impulso específico, menos combustible necesitará gastar para obtener una cierta cantidad de movimiento. Teóricamente, el impulso específico es tasa de flujo los productos de combustión, de hecho, pueden diferir de él. Por lo tanto, el impulso específico también se llama velocidad de escape efectiva (o equivalente) productos de combustion.

Empuje específico- característica de un motor a reacción, igual a la relación entre el empuje que genera y el consumo masivo de combustible. Se mide en metros por segundo (m / s \u003d N s / kg \u003d kgf s / t. e. m.) y significa, en esta dimensión, cuántos segundos este motor puede crear un empuje de 1 N, mientras gasta 1 kg de combustible (o empuje de 1 kgf, gastando 1 t. e. m. de combustible). Según otra interpretación, el empuje específico es igual a la relación entre el empuje y el peso el consumo de combustible; en este caso se mide en segundos (s = N s / N = kgf s / kgf) - este valor se puede considerar como el tiempo durante el cual el motor puede desarrollar un empuje de 1 kg c utilizando una masa de combustible de 1 kg ( es decir, con un peso de 1 kgf). Para traducir el empuje específico del peso en masa, se debe multiplicar por la aceleración de caída libre (tomada igual a 9,80665 m/s²) .

La fórmula para un cálculo aproximado del impulso específico (velocidad de escape) para los motores a reacción de combustible químico se parece a [ aclarar (sin comentarios especificados) ]

donde T k - temperatura del gas en la cámara de combustión (descomposición); pags k y pags a - presión de gas, respectivamente, en la cámara de combustión y en la salida de la boquilla; METRO- masa molecular del gas en la cámara de combustión; tu- coeficiente que caracteriza las propiedades termofísicas del gas en la cámara (generalmente tu≈ 15 ). Como puede verse en la fórmula en primera aproximación, cuanto mayor sea la temperatura del gas, menor será su peso molecular y cuanto mayor sea la relación de presiones en la cámara RD con respecto al espacio circundante, mayor será el impulso específico.

Comparación de la eficiencia de diferentes tipos de motores.

El impulso específico es un parámetro importante del motor que caracteriza su eficiencia. Este valor no está directamente relacionado con la eficiencia energética del combustible y el empuje del motor, por ejemplo, los propulsores iónicos tienen un empuje muy bajo, pero debido a su alto impulso específico se utilizan como propulsores de maniobra en tecnología espacial.

Opera en el modo de inclusiones periódicas a corto plazo (pulsos), cuyo número total suele ser de muchos miles. Es característico el modo de modulación de pulsos con pulsos de empuje de amplitud constante y duración (anchura) y frecuencia variables (desde varias decenas de pulsos por segundo hasta 1 por varios días). De acuerdo con el valor del impulso de empuje total desarrollado durante un cierto tiempo, motor de cohete de impulso equivalente a una calle de rodaje operando continuamente a menor empuje. Sin embargo, la ventaja es la capacidad de obtener rápidamente y con gran precisión diferentes valores del impulso de empuje total cambiando el modo de funcionamiento del motor, lo que no es factible cuando se utiliza un RD de funcionamiento continuo. A motor de cohete de impulso se imponen requisitos de velocidad, estabilidad de las características, salida del valor mínimo de un solo impulso de empuje, bajo consumo de energía por válvulas de control. Ideal motor de cohete de impulso debe producir pulsos de empuje rectangulares que coincidan en el tiempo con los comandos eléctricos. Verdadero motor de cohete de impulso los impulsos de empuje son trapezoidales o en forma de campana; son más amplios que los impulsos de mando y van a la zaga de ellos. El consumo antieconómico de combustible para cohetes durante múltiples modos de lanzamiento y apagado reduce el impulso específico resultante del RD. desarrollan bajo empuje, la mayoría de ellos pertenecen a cohetes micromotores. aplicado en sistemas de propulsión de cohetes individuales y son el tipo principal de RD para sistemas de control reactivo de naves espaciales. La velocidad proporciona control de vuelo con un bajo consumo del fluido de trabajo. Al realizar maniobras asociadas con costos de energía relativamente altos, motores de cohetes de impulso operar continuamente (al cambiar la ubicación de los satélites síncronos, hasta varias horas).

Motores de cohetes de pulso trabajar tanto con combustible autoinflamable de dos componentes como con combustible de un componente. Un ejemplo motor de cohete de impulso en combustible de dos componentes, el R-4D, creado para sistemas de control reactivo la nave espacial Apolo. La hidracina se usa ampliamente como combustible de un solo componente. En particular, un sistema de control reactivo típico de un satélite conectado, estabilizado por rotación (generalmente a una frecuencia de ~ 1 s -1), contiene varios pares de hidracina motores de cohetes de impulso empuje ~ 20 N cada uno. Las desventajas de la hidracina. motores de cohetes de impulso son la destrucción y pérdida de calidad del catalizador con un gran número de inclusiones "frías". Aumento de recursos motores de cohetes de impulso se logra manteniendo el catalizador a una temperatura elevada (por ejemplo, 600 K) mediante calentamiento eléctrico del PS. hidracina motores de cohetes de impulso con más de 1 millón de inclusiones.

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