00_Leccion-13a_MCPL_Introduccion

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MOTORES COHETE
Grado en Ingeniería Aeroespacial (Curso 4º)
Juan Manuel Tizón Pulido 
jm.tizon@upm.es
Departamento de Motopropulsión y Termofluidodinámica
Lección 13a: Motores cohete de 
propulsante líquido  
• Introducción. Aplicaciones.
• Clasificación. Ciclos.
• Propulsantes líquidos.
• Funcionamiento básico
• Elementos. Turbobombas, 
depósitos, etc.
• Análisis de utilización.
J. M. Tizón
Motores Cohete Propulsante Líquido
J. M. Tizón
Goddard lanzó el primer cohete de combustible líquido
(Goddard 1) el 16 de marzo de 1926, en Auburn. En la
entrada de su diario recogió: "El primer vuelo con un cohete
usando propulsantes líquidos se realizó ayer en la granja de
la Tía Effie." El cohete, que se denominaba "Nell" y tenía el
tamaño de un brazo humano, se elevó apenas 12 metros
durante un vuelo de dos segundos y medio que terminó en un
campo de coles, aunque sería una importante demostración
de que los propulsores de combustible líquido eran posibles.
Fuente: Wikipedia
El motor cohete de propulsante líquido es el sistema de
propulsión autónomo más versátil que se ha ideado. Con las
más altas prestaciones de los sistemas termoquímicos se
utilizan en todo el abanico de misiones en las que son
apropiados los motores cohete, con potencias que van desde
unos pocos vatios a decenas de gigavatios. Consiste en un
complejo sistema de suministro de sustancias en estado líquido
a una cámara de combustión en la que, después de una
reacción química, los productos son expelidos por una tobera
que los acelera y produce la consiguiente fuerza de reacción, es
decir, empuje.
Los componentes clave de estos motores constituyen el sistema
de suministro de los propulsantes en la cámara de combustión,
normalmente con muchos componentes muy especializados, de
complejo control y difícil diseño. La complejidad del sistema es
inherente a la calidad de sus prestaciones. Son sistemas que
pueden permanecer a la espera de su uso durante largos
periodos de tiempo, capaces de actuar siguiendo complejas
leyes de control (empuje variable, arranques y paradas,
funcionamiento por pulsos, etc.) intercambiar el ciclo de
funcionamiento dependiendo de las necesidades., funcionar en
un amplio rango de condiciones ambiente, susceptibles de
recarga o reutilización, …
Aplicaciones
J. M. Tizón
Primeras etapas en lanzadores.
Motores de impulso alto agrupados en grupos de pocas unidades
con niveles de empuje elevados (104-107 N), ciclo presurizado por
turbobombas, relaciones de áreas pequeñas y altas presiones de
cámara.
Transferencia orbital (upper-stage).
Motores de impulso elevado, usualmente actuando en solitario,
alta relación de áreas, moderadas presiones de cámara y niveles
de empuje moderadamente alto. Se emplean tanto ciclos con
turbomaquinaria como presurización pasiva.
Inserción, corrección, deorbit, … (OMS/RCS)
Impulso total moderado o bajo, ciclo presurizado por regulador con
propulsantes almacenables hipergólicos o no, con presiones de
cámara bajas (los valores mas altos alrededor de 20 bar)
Propulsión principal de naves espaciales.
Ciclos mixtos complejos y redundantes de tipo presurizado con
propulsantes almacenables, usualmente combinados con
conjuntos de propulsores para maniobras y correcciones.
Permanencia durante elevados intervalos de tiempo en el espacio
Maniobras en satélites (spin, deorbit, etc.).
Ciclos sencillos, tipo “blowndown” o integrados en sistemas mas
amplios. Gas frio, con calentamiento o catalizadores. Actuaciones
modestas.
OMS: Orbital Maneuvering System
RCS: Reaction Control System
Ejemplo de Aplicaciones
Vehículos lanzadores
J. M. Tizón
Lanzador Escalón Motores Propulsantes Impulso específico
Atlas/Centaur (1962)
0
1
2
Rocketdyne, YLR89-NA7 (x2)
Rocketdyne, YLR105-NA7
P&W, RL-10A-3-3 (x2)
LOX/RP-1
LOX/RP-1
LOX/LH2
259s sl / 292s vac
220s sl / 309s vac
444s vac
Titan II (1964) 12
Aerojet, LR-87-AJ-5 (x2)
Aerojet, LR-91-AJ-5
NTO/Aerozine 50
NTO/Aerozine 50
259s sl / 285s vac
312s vac
Soyuz (1966)
0
1
2
RD-107
RD-108
RD-0110
LOX/RP-1
LOX/RP-1
LOX/RP-1
310s vac
315s vac
330s vac
Saturn V (1967)
1
2
3
Rocketdyne, F-1 (x5)
Rocketdyne, J-2 (x5)
Rocketdyne, J-2
LOX/RP-1
LOX/LH2
LOX/LH2
265s sl / 304s vac
424s vac
424s vac
Space Shuttle (1981)
0
1
OMS
RCS
Thiokol, SRB (x2) 
Rocketdyne, SSME (x3)
Aerojet, OMS (x2)
Kaiser Marquardt, R-40 & R-1E
PBAN Solid
LOX/LH2
NTO/MMH
NTO/MMH
242s sl / 268s vac 
363s sl / 453s vac
313s vac
280s vac
Delta II (1990)
0
1
2
Castor, 4A (x9)
Rocketdyne, RS-27
Aerojet, AJ10-118K
HTPB Solid
LOX/RP-1
NTO/Aerozine 50
238s sl / 266s vac
264s sl / 295s vac
320s vac
Falcon 9 (2012) 12
Space X, Merlin 1D (x9)
Space X, Merlin
LOX/RP-1
LOX/RP-1
282s sl /311s vac.
282s sl /311s vac.
Clasificación
(por el sistema de alimentación)
J. M. Tizón
• Presurizados (presurización pasiva)
 Descarga simple (Blown down)
• Gas frio y/o calentamiento
• Con combustión
 Presión regulada (pressure feed)
 Combinaciones y variaciones sobre los anteriores
• Turboalimentados (presurización activa)
 Ciclo abierto
 Ciclo cerrado
 Combinaciones y variaciones sobre los anteriores
Clasificación
J. M. Tizón
• Número
 Mono‐propulsantes
 Bi‐propulsantes
 Tri‐propulsantes
• Combinaciones
 Hipergólicas
 No hipergólicas
• Almacenamiento
 Criogénicos
 Almacenables
 Geles
(por el/los propulsantes)
• Operativos/costo
 Reusables/Desechables
 Uno/varios arranques
• Misión
 Booster/upper stage
 OMS/RCS
 Control y/o corrección
 Otros
(otros)
Clasificación
J. M. Tizón
Presurización activa
(turboalimentado)
Presurización pasiva
(gas inerte)
Principales ciclos (turbo)
J. M. Tizón
Expansor
(EC)  ciclo cerrado
Generador de gas
(GG)  ciclo abierto
Combustión escalonada 
(SC)  ciclo cerrado
Ejemplo SC: SSME
J. M. Tizón
Ejemplo GG: Vulcano
J. M. Tizón
Ejemplo EC: RL‐10
J. M. Tizón
Principales ciclos (presurizado)
J. M. Tizón
Descarga simple (Blowdown)
Monopropulsante
Simple. 
Asistido. Calentamiento
Asistido. Represurización
Presión regulada (Pressure feed)
Bipropulsante
Convencional (con regulador)
Mixto (+blowdown)
Mixto (+represurización)
Otros?
Ejemplo presurizado: SP Galileo
J. M. Tizón
Elementos de los MCPL
J. M. Tizón
• Alimentación por turbo‐bombas
 Bombas y turbinas
 Transmisión
 Generadores de gas
 Válvulas, venturis, etc.
 Intercambiadores de calor
 Sistema de control (hidráulico)
 Otros (lubricación, etc.)
• Alimentación por presurización
 Reguladores de presión
 Calentadores, catalizadores
 Filtros, válvulas anti‐retorno.
 Captadores (presión, etc.)
 Depósitos a presión.
• Cámara de combustión principal
 Sistema de inyección
 Plato de inyectores
 Sistema de refrigeración
• Toberas
 Sistema de refrigeración
 Sistemas mecánicos (TVC)
• Tanques y depósitos
 Llenado/drenado
 Ventilación/presurización
 Control del propulsante
Cámaras de combustión
J. M. Tizón
MOTOR VULCANO
Toberas
J. M. Tizón
Turbo‐alimentado
J. M. Tizón
Oxidizer
Preburner
High-Pressure
Oxidizer Turbopump
Low-Pressure
Fuel Turbopump
Controller
Propellant
Valves
Hydraulic
Actuators
Nozzle Main Combustion
Chamber
Hot Gas
Manifold
Fuel Preburner
Low-Pressure
Oxidizer Turbopump
High-Pressure
Fuel Turbopump
SSME Main Injector
Assembly
Componentes de potencia (SSME)
J. M. Tizón
Depósitos (lazadores)
J. M. Tizón
Depósitos espaciales
J. M. Tizón
Primer escalón (Presión de cámara)
La optimización de la relación de áreas del motor entre dos alturas
de funcionamiento conduce a la adaptación de la tobera a una
altura intermedia
A la vista de la ecuación, trabajar con presiones de cámara grandes
permite reducir el tamaño del sistema al incrementar el coeficiente
de empuje. Este tipo de sistemas se diseñaran a máxima presión
de cámara, siempre y cuando consideraciones estructurales o de
peso no se tornen importantes.
(El lector puede comprobar que estas consideraciones no se ven modificadas
por los problemas de desprendimiento que se deben evitar)
Upper stage (Presión de cámara)
Eneste caso, el funcionamiento en vacio desactiva el razonamiento
anterior, ya que, el coeficiente de empuje depende exclusivamente
de la relación de áreas. Diversas consideraciones conducen a la
utilización de presiones de cámara moderadas o bajas.
Los motores cohete de propulsante líquido se utilizan en una amplísima variedad de misiones en el ámbito espacial. Cada
caso deberá ser motivo de especial estudio, obteniéndose resultados diferentes dependiendo de los detalles. A
continuación, se muestra un ejemplo de los casos que se pueden presentar y de la metodología a seguir.
Análisis de misión
J. M. Tizón
     
12 1
1T c g b a coptimo
I p A t p p



     
Inventario de masa
El peso de los depósitos puede ser importante si la densidad de los propulsantes es muy diferente, ya que el de menor
densidad ocupa mas espacio y, posiblemente, la presión del deposito necesaria (cavitación) es parecida en ambos
propulsantes. Enumerando la masa de cada elemento
Definiendo
Se llega (despreciando la masa del motor en sí) a :
1 k
r k



Análisis de misión, V
J. M. Tizón
1
O Fk O F kk
O F



 1p O F FM M M M O F   
 d dO dF O O F F F O F pM M M k M k M M k O F k kM      
i cp m d pM M M M M   
 1
1
1
i cp p
p
i
M M k M
M r
M k
  



Fk
k
Ok
O F diseñoO F
    
1
lnsp
k O F
V I O F
r k O F

 

Carga de pago / masa seca
Puede ser interesante evaluar la fracción de carga de pago respecto a la masa seca, es decir, la masa al final de la
fase propulsada.
En consecuencia la ecuación del cohete queda
Y las relaciones de interés
Análisis de misión, V
J. M. Tizón
 cp i pq M M M   1 p i pq k M M M  
    
1
lnsp
k O F q
V I O F
k O F
 
 
 
 
1
1 1
sp
sp
V I
V I
r k e k
q k e


  
   Análisis funcional
Ambas relaciones se anulan para el mismo valor del
incremento de velocidad como era de esperar
spV I
q
0.1k 
r
Optimización
Asumiendo que tanto el factor estructural de los depósitos como
el impulso especifico dependen de una variable genérica se
obtiene
 
'
0 ' '
'
0 ' 1
sp sp
sp sp
V I V I sp
sp sp
V I V I sp
sp sp
Idr Vk e k e
d I I
Idq Vk e ke
d I I


 
 

   

   
Análisis de misión: Ejemplo
J. M. Tizón
Optimización
Desde un punto de vista global es posible que la optimización
del sistema lleve a valores de la relación de propulsantes (O/F)
diferentes de las que proporciona impulso especifico máximo.
En el caso de la utilización de LO2/LH2 las densidades son muy
diferentes lo que lleva a depósitos de diferente tamaño y por lo
tanto diferente peso
(Este ejemplo da un valor significativo de mejora que debe tenerse en cuenta
con ciertas reservas. No obstante, a este efecto debe sumarse el hecho de
que la resistencia aerodinámica presenta un efecto en la misma dirección)
Ejemplo
Combustión completa de hidrógeno y oxígeno gaseosos, con un coeficiente
de empuje CE = 1.7, y depósitos de peso determinado por kH = 0.2 y, kO =
0.02. Para el cálculo del incremento de velocidad se ha tomado una fracción
de carga de pago r = Mcp/Mi del 20%.
    
1
lnsp
k O F
V I O F
r k O F

 

Impulso volumétrico
La densidad media del propulsante analizado es
Que puede utilizarse a la hora de comparar el impulso 
especifico multiplicado por la densidad 
 1 1 1
O Fp
O F O F
 
 
   
 
ŝp p spI I
Para saber más:
Colasurdo, et al., “Mixure-Ratio Control to Improve Hydrogen-Fuel Rocket Performance”, J.
Spacecraft and Rockets, Vol. 34, No. 2, 1997
Martin and Manski, “Variable-Mixture-Ratio and Other Engines for Advanced Shuttles”, J.
Propulsion and Power, Vol. 7, No. 4, 1991.