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MOTORES COHETE
Espacialidad PA
Juan Manuel Tizón Pulido
jm.tizon@upm.es
Departamento de Motopropulsión y Termofluidodinámica
Lección 2a: Funcionamiento y descripción de motores cohete
• Propulsión química
– Propulsante sólido
– Propulsante líquido
– Propulsante hibrido
• Motores cohete termonucleares
• Propulsión eléctrica
– Motores cohete electrotérmicos
– Motores cohete electroestáticos
– Motores cohete electromagnéticos
© J. M. Tizón
QUÍMICOS
NUCLEARES
TÉRMICOS
SOLAR/NUCLEAR
ELÉCTRICOS
PROPULSIÓN FLUIDODINÁMICA
Empuje
(N)
Impulso
Empuje/peso
(s)
Fluido de
trabajo
Tmáx (K)
Estado y Aplicaciones
Prod. de comb.
Utilización: JATO, misiles y
de prop. sólidos
misiones espaciales en general
3000
Prod. de comb.
Utilización: JATO, misiles y
de prop. sólidos
< 100
 500
Líquidos
0-107
misiones espaciales en general
4400
Prod. de comb.
Utilización e I+D: JATO, misiles
de prop. sólidos
< 100
 350
Híbridos
0-106
y misiones espaciales en general
y líquidos
Investigación y Desarrollo:
5
H2
<
10
misiones de superficie e
<
30
 1000
Fisión
3000
(no pequeños)
interplanetarias
Investigación Básica: misiones de
-1
superficie, interplanetarias e
----3000
Fusión
10
interestelares
H2, N2H4, NH3
Utilización: misiones de satélites
0-.5
150-800
Resisto-jet
10-2
3000
N2H4, H2, NH3
Utilización: misiones de satélites
0-1.0
280-1500
Arco eléctrico
10-4 - 10-2
5800
Utilización e I+D: misiones de
Hg, Xe, Kr, Ar,
0-20
Electrostáticos1
510-4 - 210-3 1500-21500
Cs, Bi
satélites e interplanetarias
Utilización e I+D: misiones de
Ar, H2, Li,
0-50
300-6000
Electromagnéticos
Teflón
satélites e interplanetarias
Sólidos
0-107
< 100
 280
Vela Solar
10-5 N/m2
210-4

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Desarrollo: Cosmos 12
Motor Cohete Químico
Motor cohete de propulsante sólido
El motor cohete de propulsante solido es el sistema de propulsión más sencillo que se puede imaginar. Consiste en
una vasija de presión rellena de una mezcla de componentes sólidos energéticos, que reaccionan químicamente a
ritmo rápido produciendo gases a alta temperatura y presión que son expelidos por una tobera que los acelera y
produce la consiguiente fuerza de empuje.
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Motor Cohete Químico
Motor cohete de propulsante líquido
El motor cohete de propulsante líquido consiste en la utilización de sustancias (una, dos o, incluso, tres) en estado
líquido, almacenadas en depósitos independientes, que usualmente sufren una reacción exotérmica (combustión)
que libera gran cantidad de energía en una cámara de combustión. El proceso produce gases a alta presión y
temperatura que se expansionan en una tobera convergente-divergente que produce altas velocidades de salida.
Las posibilidades de suministro de los propulsantes son muy amplias, así como, los líquidos a emplear.
Presurización activa
(turboalimentado)
Presurización pasiva
(gas inerte)
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Motor Cohete Químico
Motor cohete de propulsante hibrido
El motor cohete de propulsante híbrido consiste en la utilización de propulsantes sólidos y líquidos simultáneamente
(usualmente reductor sólido con oxidante líquido) compartiendo las ventajas e inconvenientes de cada unos de los
sistemas.
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Shuttle
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Motor SSME
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NK‐33 y NK‐34
Tecnología de los años 70’s
El NK-33 y NK-43 son motores de
cohete diseñado y construido en la
década de 1960 y principios de
1970 por la Oficina de Diseño
Kuznetsov. Estaban destinados al
malogrado cohete lunar soviético N1. El motor NK-33 alcanza la más
alta relación de empuje-a-peso de
cualquier motor de cohete lanzable
desde la Tierra, logrando al mismo
tiempo un impulso específico muy
alto. NK-33 posee las más altas
prestaciones de cualquier motor
cohete alimentado por LOX / RP-1
jamás creado.
El NK-43 es similar al NK-33, pero
está diseñado para etapas
superiores. Cuenta con una tobera
más larga, optimizada para un
funcionamiento a gran altitud, donde
la presión del aire ambiente es baja
o nula. Esto le da un mayor empuje
e impulso específico, pero lo hace
más largo y más pesado.
En 2010 se probaron con éxito
motores NK-33 para su uso en el
cohete Antares de la Orbital
Sciences.
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IUS
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Motor cohete Híbrido
Proyecto SpaceShipOne
En octubre de 2004, el SpaceShipOne consiguió alcanzar el espacio y ganar el
premio Ansari X-Prize, dotado con 10 millones de dólares, al proclamarse el
primer vehículo espacial tripulado de capital privado.
Para poder volar, la nave es primero transportada hasta una altitud de 15 km por
el avión White Knight. Al llegar a la altura designada, la SpaceShipOne se suelta
del White Knight; unos segundos después enciende su motor, ascendiendo en
pocos minutos hasta los 100 km.
Antes de iniciar el descenso, la nave pliega sus alas de forma que presenta un
perfil aerodinámico estable hasta que llega a cotas bajas, donde devuelve las alas
a su forma original y planea hasta aterrizar en un aeropuerto convencional.
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Motor cohete del SpaceShipOne
Motor Cohete Híbrido
La nave SpaceShipOne es una nave espacial suborbital
con espacio para un tripulante con dos pasajeros.
Posee un motor de cohete que consume una mezcla de
combustible sólido (HTPB) y óxido nitroso (N2O).
El sistema combina la ventaja de poder modular el
empuje (incluso articulando paradas y arranques) con
la simplicidad y compacidad del sistema, ya que, no es
necesario sistema de presurización al tener el oxido
nitroso una presión de vapor a temperatura ambiente
de 70 bares. A cambio las actuaciones propulsivas de
este reductor y oxidante son relativamente modestas.
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Propulsión Química
PROPULSANTE SÓLIDO
PROPULSANTE LÍQUIDO
•
•
•
•
•
•
Concepto simple (diseño, precio, etc..).
Alta fiabilidad.
Fácil operación.
Fácil almacenaje.
Fácilmente escalable a altos empujes.
Densidad de energía muy alta.
•
•
•
•
•
•
Sistema complejo (diseño, precio, etc..).
Buena fiabilidad (aunque alta complejidad).
Difícil operación (sobre todo los criogénicos).
Almacenaje comprometido.
Difícilmente escalable a altos empujes (empaquetamiento).
Alta disponibilidad de propulsantes de alta energía.
•
•
•
•
Tiempo de combustión limitado (2 min.).
Flexibilidad operacional limitada (curva de empuje fija).
Imposibilidad de realizar pruebas funcionales.
Imposibilidad de parada por seguridad.
•
•
•
•
Tiempo de combustión alto.
Flexibilidad operacional alta (arranques y paradas).
Posibilidad de realizar pruebas funcionales pre-vuelo.
Posibilidad de parada por seguridad.
IUS
Ares
Patriot
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J-2
SSME
Motores cohete termonucleares
Descripción
Los motores cohete termonucleares funcionan utilizando el núcleo del reactor nuclear como fuente de energía
térmica para calentar el propulsante (hidrogeno) que posteriormente se expansiona en una tobera convergentedivergente obteniendo altas velocidades de salida que proporcionan impulsos específicos de hasta 925 s.
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Motores cohete termonucleares
Evolución histórica
El proyecto NERVA comenzó en 1955 cuando la Comisión de la Energía Atómica americana y los Laboratorios de
Los Álamos querían desarrollar un misil militar propulsado por energía nuclear. La creación de la NASA en 1958
propicio que el desarrollo se trasladara a Aerojet y Westinghouse. Durante finales de lo 60´s y principios de los
70´s se trabajó en muchos proyectos (KIWI-A, KIWI-B, Phoebus, …) pero la administración americana recortó
presupuestos en este área.
Desde entonces se han sucedido diversos proyectos que no han llegado a realizaciones practicas. En la
actualidad el uso de la energía nuclear se contempla como fuente de potencia eléctrica para alimentar
aceleradores de iones.
Proyecto NERVA
Proyecto BNTR (Bimodal Nuclear Thermal Rocket)
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Propulsión Eléctrica
Electrotérmicos
Electroestáticos
Electromagnéticos
Electromagnéticos
Resistojet
Sistemas en los que por medio
de una resistencia eléctrica se
calienta el fluido de trabajo que
luego es expandido en una tobera
convencional
Acelerador iónico
Después de producir la ionización
del propulsantes esta es
acelerado mediante campos
eléctricos producidos entre rejillas
a diferentes potenciales.
VASIRM
Este motor produce plasma por
medio de una antena de radio
frecuencia que luego se acelera
en una novedosa tobera
magnética
Motor de efecto Hall
Este acelerador de iones emplea
la corriente de Hall para el
proceso de ionización
Field Emision Electric
Propulsion (Feed)
Estos sistemas funcionan
mediante electro-atomización de
fluidos coloidales y aceleración
electroestática
MPD
Los aceleradores magnetoplasma-dinámicos producen un
chorro de plasma mediante
fuertes diferencias de potencial
que luego se acelera por medio
campos magnéticos externos y/o
autoinducidos.
Pulse Plasma Thruster (PPT)
Este tipo de propulsores sublima
teflón mediante una descarga
eléctrica y el plasma formado es
acelerado en un campo
magnético
Arc-jet
El fluido de trabajo se calienta
mediante un arco eléctrico y
posteriormente es acelerado en
una tobera fluidodinámica
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Sistemas de Propulsión (TRL>4)
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Motor Cohete Electrotérmico
Resistojet (TRL = 8)
Arcjet (TRL = 7,8)
Estos propulsores calientan el fluido de trabajo
mediante resistencias eléctricas
Los motores cohete de arco eléctrico utilizan
este sistema para producir un intenso
calentamiento del propulsante (usualmente
hidrogeno).
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Motor Cohete Electroestático
Acelerador de iones (TRL = 9)
Los motores cohete electroestáticos funcionan acelerando
ipropulsante ionizado mediante la intervención de campos
electroestáticos. Resulta imprescindible contar con un
sistema de producción de iones y un sistema de
neutralización del chorro de salida que impida la atracción
de estos por el vehículo así como la adquisición de carga
eléctrica neta.
Harold R. Kaufman fue un físico norteamericano que
durante los años 60’s desarrolló el sistema de
generación de iones por bombardeo en NACA que
desembocó en las primeras pruebas de una acelerador
electrostático de iones en el espacio en las misione
SERT I y SERT II. Posteriormente, Kaufman continuó
sus investigaciones en la generación de iones en el
ámbito privado.
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Motor Cohete Electrostático (9)
Acelerador de iones (TRL = 9)
En los últimos años se a prestado especial interés en el desarrollo de
motores electrostáticos debido a las altas prestaciones que presentan
(alto impulso específico).
Existen una gran cantidad de proyectos recientes, realizados o en
curso, que implican el desarrollo de aceleradores de iones:
• (NASA) Solar electric propulsion Technology Application
Readiness (NSTAR, sonda DeepSpace, 1998)
• NASA’s Evolutionary Xenon Thruster (NEXT, 2003)
• Nuclear Electric Xenon Ion System (NEXIS)
• (NASA) High Power Electric Propulsion (HiPEP)
• (EADS) Radio-Frequency Ion Thruster (RIT)
• (ESA-ANU) Dual-Stage 4-Grid (DS4G, 2006)
Estos proyectos abordan el desarrollo de aceleradores de iones
mejorando la vida, aumentando la potencia o ensayando
configuraciones avanzadas.
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DS4G
Motor Cohete Electroestático
Field Emission Electric Propulsion (FEEP) (TRL = 8)
El funcionamiento se basa en la atomización electrostática de aceites dieléctricos de muy baja presión de vapor, cesio y
glicerina. La diferencia de potencial entre la aguja y la rejilla de aceleración es de 3 a 15 kV, produciéndose la ionización
cuando el campo eléctrico local alcanza un valor umbral típico. Motores muy eficientes (rendimientos altos de hasta
95%) con alto impulso especifico (entre 4000 s a 6000s) y muy bajo empuje (inferior al milinewton por cada centímetro
de profundidad del motor).
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Motor Cohete Electromagnético
STP: Stationary Plasma Thruster (TRL = 8-9)
El motor del efecto de Hall es un tipo de acelerador de iones en el cual el propulsante es acelerado por un campo
eléctrico en una descarga del plasma con un campo magnético radial. También conocido simplemente como
propulsores de plasma, se utiliza el efecto Hall para atrapar electrones que son utilizados para ionizar el propulsante,
y neutraliza los iones en el penacho de salida.
Se estudiaron independientemente en los E.E.U.U. y la Unión Soviética en los años 50 y los años 60, aunque su
desarrollo tecnológico como motor tubo lugar solo en la URSS (unos 200 motores han volado en los satélites
soviéticos/rusos en los últimos treinta años). Utilizados, principalmente para tareas de mantenimiento de orbita y
orientación de satélites, en la actualidad se trabaja en su escalado para desarrollar sistemas de propulsión principal.
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Motor Cohete Electromagnético
VSIMR: Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket (TRL = 5)
El motor VASIMR fue ideado por el costarricense y ex-astronauta de la NASA Franking Chang Díaz en 1979. Se
treta de un motor de gran potencia (hasta 10 MW) que tiene la posibilidad de modular el impulso especifico (entre
3000 s. y 30000s). El funcionamiento se basa en la ionización del hidrogeno mediante radiofrecuencia (antena
helicon) su recalentamiento mediante el uso de microondas a temperaturas extremas y, finalmente, el plasma es
acelerado en una tobera magnética cuyo funcionamiento es análogo al de una tobera convencional.
La tobera magnética conduce el plasma mediante una configuración de líneas de campo magnético a través de una
sección convergente-divergente que produce su aceleración.
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Motor Cohete Electromagnético
Pulse Plasma Thruster (TRL = 7-8 ?)
En la figura aparece uno de los motores PPT para el satélite de observación terrestre EO-1 (año 2000) con empujes en el
rango del 0.75-1,20 mN dedicados a tareas de posicionamiento. El impulso específico es de 1150 segundos y aunque la
relación empuje/peso es deficiente (0,1 mN/kg) la precisión alcanzada en los pulsos (del orden del micronewton cada uno)
es muy alta, permitiendo maniobras muy precisas.
Los Motores PPT empezaron a concebirse a finales de los años 50´s entrando en servicio muy tempranamente y utilizados
en la actualidad bajo condiciones de alta fiabilidad.
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Motor Cohete Electromagnético
MPD: Magneto Plasma Dynamics (TRL = 6)
El esquema de funcionamiento de un motor MPD es similar al motor
de arco eléctrico pero con tensiones de funcionamiento mucho
mayores que producen corrientes tan intensas que, incluso, el
campo magnético autoinducido puede jugar un papel importante en
el proceso de aceleración del plasma impulsado por un campo
magnético exterior.
© J. M. Tizón