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SISTEMAS DE PROPULSIÓNCurso 2º - Plan 2005Curso 2 Plan 2005

Juan Manuel Tizón [email protected]

SISTEMAS DE PROPULSIÓNSISTEMAS DE PROPULSIÓN

TEMA IV: Motores Cohete

IntroducciónIntroducciónClasificaciónDescripción Aplicaciones y DesarrolloDescripción, Aplicaciones y DesarrolloEstudio propulsivo

EmpujeBalance energético

Requerimientos del sistema de propulsiónAnálisis de utilización

Breve historia del desarrollo de los motores cohete

KonstantinTsiolkovsky

Rusia 1903 Teorías pioneras sobre el vuelo de los cohetes

Robert Goddard EEUU 1917 Primeros desarrollos teóricos y experimentales

Hermann Oberth Alemania 1923 Fundamentos teóricos

Werner von Braun

Alemania 1939 Primer motor operativo (V‐2)

EEUU 1961 F1/J2/Saturn/Programa Apollo

Sergey Korolyov Rusia 1957 R‐7/Vostok/Soyuz

Krafft Ehricke EEUU 1961 RL‐10/Centaur Upper Stage

Paul Castenholz EEUU 1971 SSME/Space Shuttle Main Engine

Sistemas de Propulsión 3

CLASIFICACIÓNCLASIFICACIÓNEmpuje (N) Empuje/peso

Impulso(s)

PropulsanteTmáx (K) Estado y Aplicaciones( ) máx ( )

CA MIC

OS

Sólidos 0-107 < 100 280Prod. de comb.de prop. sólidos

3000

Utilización: JATO, misiles y misiones espaciales en general

Líquidos 0-107 < 100 500Prod. de comb.de prop. sólidos

Utilización: JATO, misiles y misiones espaciales en general

OPU

LSIÓ

N

DO

DIN

ÁM

IC

QU

ÍM q4400 misiones espaciales en general

Híbridos 0-106 < 100 350Prod. de comb.de prop. sólidos

y líquidos

Utilización e I+D: JATO, misiles y misiones espaciales en general

AR Fisión < 105 < 30 1000 H2 Investigación y Desarrollo:

PRO

FLU

ID

NU

CLE

A Fisión < 105 < 30 1000 3000 (superficie e interplanetarias)

Fusión ----- 10-1 3000 Investigación Básica

H N H NH

R/N

UC

LEA

RC

TRIC

OS

Resisto-jet 0-.5 10-2 150-800 H2, N2H4, NH3 3000 Utilización: misiones de satélites

Arco eléctrico 0-1.0 10-4 - 10-2 280-1500 N2H4, H2, NH35800 Utilización: misiones de satélites

Hg X Kr Ar Utilización e I+D: misiones de

SOLA

REL

ÉC Electrostáticos 0-20 10-4 - 10-3 103-104 Hg, Xe, Kr, Ar, Cs, Bi

Utilización e I+D: misiones de satélites e interplanetarias

Electromagnéticos 0-50 300-6000 Ar, H2, Li, Teflón

Utilización e I+D: misiones de satélites e interplanetarias


Vela Solar 10-5 N/m2 10-4 ∞ Desarrollo: Cosmos 1

MOTOR COHETE DE COMBUSTIBLE SÓLIDOMOTOR COHETE DE COMBUSTIBLE SÓLIDO


MOTOR COHETE DE PROPULSANTE LÍQUIDOMOTOR COHETE DE PROPULSANTE LÍQUIDO

Presurización activa Presurización pasivaPresurización activa(turboalimentado)

Presurización pasiva(gas inerte)

P l t lí id Ci lPropulsante líquido: Ciclos

ExpansorGenerador de gas(ciclo abierto)

Combustión escalonada(ciclo cerrado)

F-1A

Peso: 8,098 kgPresión de cámara: 70.00 barRelación de áreas: 16.00

Empresa: Rocketdyne (1967)Propulsantes: Lox/QuerosenoEmpuje (vac): 9,189.600 NIsp: 310 sec

Empuje/Peso: 115.71 Tiempo: 158 segundos

VULCANO Ci l d d dEmpresa: SEP (Francia, 1996)Propulsantes: LOx/LH2Empuje (vac): 1 075 000 N

Diámetro: 2.00 mLongitud: 3.00 mPresión de cámara: 102 bar

VULCANO: Ciclo de generador de gasEmpuje (vac): 1,075.000 NIsp: 431 sec.Tiempo: 605 sec.Peso: 1,300 kg

Presión de cámara: 102 barRelación de áreas: 45O/F: 6.2Empuje/peso: 84

MOTORES COHETE MONOPROPULSANTEMOTORES COHETE: MONOPROPULSANTE


Was

hing

ton

1995

Edu

catio

n S

erie

s, W

Sonda GALILEO

El sistema de propulsión dela sonda Galileo (utilizadaPr

opul

sion

, AIA

A E

la sonda Galileo (utilizada ,fundamentalmente, para laexploración de Júpiter) es unsistema con una muy altaredundancia compuesto porC

. D.,

Spac

ecra

ft P

redundancia compuesto porun motor principal paratareas de inserción orbital yuna batería de 10 motorespara tareas de control y

Bro

wn,

C

para tareas de control yajustes orbitales y en viaje.

MOTOR COHETE HÍBRIDOMOTOR COHETE HÍBRIDO

GAS INERTE DEREGULADOR DE PRESIÓN

PRESURIZACIÓN

PROP. SÓLIDOOXIDANTE

LÍQUIDO


VALVULA

MOTOR COHETE HÍBRIDO (SPACE SHIP ONE)MOTOR COHETE HÍBRIDO (SPACE SHIP ONE)


S Shi OSpaceShipOne


MOTOR COHETE TERMO NUCLEARMOTOR COHETE TERMO‐NUCLEAR


SISTEMAS DE PROPULSIÓN ELÉCTRICASISTEMAS DE PROPULSIÓN ELÉCTRICA

Nombre Propulsante Potencia Impulso Rendimiento EmpujeNombre Propulsante Potencia p(segundos)

Rendimiento Empuje

ElectrotérmicosResistojet Hidracina,

amoniaco 0.5-1.5 kW 300 80% 0.1-0.5N

HidracinaArcjet Hidracina, hidrogeno 0.3-100 kW 500-2,000 35% 0.2-2N

Ión Xenón 0.5-2.5 kW 3,000 60%-80% 10-200mN

Hall Xenón 1 5 5kW 1 500 2 000 50% 80 200mN

Electroestáticos

Hall Xenón 1.5-5kW 1,500-2,000 50% 80-200mN

FEED Indio, cesio 10-150W 6,000-10,000 30%-90% 0.001-2mN

Coloidal Glicerol 5-50 W 500-1,500 (-) 0.001-1mNColoidal Glicerol 5 50 W 500 1,500 ( ) 0.001 1mN

Laser (-) 1MW 107 (-) 0-100mN

PPT Teflón 1-200 W 1,000 5% 1-100mN

Electromagnéticos MPD Amoniaco, hidrógeno, litio 1-4000kW 2,000-5,000 25% 1-200N

VASIMR Hidrógeno 1-10 MW 3,000-30 000 20%-60% 1-2kNg 30,000

10000 s

SIM

R

FEEDMPD VA

S

HallColoidalIon

Propulsión

Arc-jet1000 s

Resito-jet

PPT

PropulsiónQuímica

1 W 10 W 100 W 1 kW 10 kW 100 kW 1 MW 10 MW100 s

j

1 W 10 W 100 W 1 kW 10 kW 100 kW 1 MW 10 MW

MOTORES COHETE ELECTROTÉRMICOSMOTORES COHETE ELECTROTÉRMICOS

ResistojetArcjet ResistojetArcjet

ELECTROESTÁTICO I i ióELECTROESTÁTICO: Ionización por contacto

ELECTROESTÁTICO I i ió b b dELECTROESTÁTICO: Ionización por bombardeo

DEEP SPACE 1La sonda experimental Deep Space fue lanzada el 24 Oct de 1998 y estaba configurada para demostrar 12 tecnologías avanzadas de navegación espacial y de instrumentación que se pueden utilizar en las misiones interplanetarias futuras. El DS1estuvo propulsada por el motor NSTAR un acelerador de iones electrostático con xenón Sistemas similares han sido utilizados

DEEP SPACE 1estuvo propulsada por el motor NSTAR, un acelerador de iones electrostático con xenón. Sistemas similares han sido utilizadospara el misiones de mantenimiento de algunos satélites por prolongados periodos de tiempo, pero en este caso ha sido utilizado por primera vez como sistema de propulsión principal. De hecho, el motor del DS1 ha acumulado más tiempo de funcionamiento en espacio que cualquier otro sistema de la propulsión en la historia de los vuelos espaciales. El motor NSTAR tiene un diámetro de 30 cm, consumía a plena carga 2,3 W, produciendo 90 mN de empuje. Estaba alimentado por un deposito de Xenón de 85,1 Kg que le permitía funcionar durante 20 meses seguidos, alcanzando un incremento de velocidad de 4,2 km/s

FEED Fi ld E i i El i P l iFEED: Field Emission Electric Propulsion

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.

M t d f t H llMotores de efecto Hall

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 y después de utilizarlos para ionizar el propulsante, acelera eficientemente los iones para producir empuje, y neutraliza los iones en el penacho de salidapenacho 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. Alrededor de 200 motores han volado en los satélites soviéticos/rusos en los últimos treinta años. Los utilizaron principalmente para el

STP: Stationary Plasma Thrusterlos últimos treinta años. Los utilizaron principalmente para el mantenimiento de orientación y correcciones orbitales pequeñas.

P l l t éti PPTPropulsores electromagnéticos: PPT

Pulse Plasma ThrusterEn la figura aparece el motor PPT para el satélite de observación terrestre EO-1 (año 2000) con empujes en g p p ( ) p jel 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 mala (0,1 mN/kg) la precisión alcanzada en los pulsos (del orden del micronewton cada uno) es su mayor virtud, permitiendo maniobras muy precisas.

Los Motores PPT empezaron a concebirse a finales de los años 50´s entrando en servicio muyLos 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.

MPD M Pl D iMPD: Magneto Plasma Dynamics

VASIMR V i bl S ifi I l M l R kVASIMR: Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket

ECUACIÓN DEL MOVIMIENTOECUACIÓN DEL MOVIMIENTOM = masa instantánea del

hí lvehículo.MF = masa fija (no consumible).MP = masa de propulsante.V = velocidad del vehículo.VR = velocidad del propulsante

relativa al vehículo.VS = velocidad relativa del

propulsante en la sección de salidade salida.

ϑP = volumen del dominio que contiene propulsante.

A = área de salida de laAs = área de salida de la superficie permeable.

ps = presión en la sección de lidsalida.

ESTUDIO PROPULSIVO EMPUJEESTUDIO PROPULSIVO: EMPUJE( ) ( ) ( ) ( )

d M V dF ∫ ∫ ∑( ) ( ) ( ) ( )d V

dtddt

V V d V V V n d FF

R SA

S ex

p S

+ + + + ⋅ =∫ ∫ ∑ρ ϑ ρ σϑ

( ) ( ) ( )p p p s s

FR s s s exA A

d M V d V d dd V d V d V V n d V V n d Fdt dt dt dtϑ ϑ ϑ

ρ ϑ ρ ϑ ρ ϑ ρ σ ρ σ+ + + + ⋅ + ⋅ = ∑∫ ∫ ∫ ∫ ∫

pdVMdt

..

regimen estaco cuasiestac

,suma nula segunecuacion de continuidad

( )s

s s exA

d VM V V n d Fdt

ρ σ+ ⋅ =∑∫ ( )S

a g s aAF F F p p n dσ= + + − −∫

ESTUDIO PROPULSIVO: EMPUJE

0 a a ap n d p n d p n dσ σ σ= = +∫ ∫ ∫S S

a a aA A A Ap p p

−∫ ∫ ∫

( )S

ex a g s aAF F F F p p n dσ= + + − −∑ ∫

( ) ( )s S

s s a g s aA A

d VM V V n d F F F p p n ddt

ρ σ σ+ ⋅ = + + − −∫ ∫

( ) ( )Md Vdt

V V n d p p n d F F FA

s s s aA

a g

s S

= − ⋅ + −⎡

⎣⎢⎢

⎤

⎦⎥⎥+ + +∫ ∫ρ σ σ

s S⎣ ⎦

ESTUDIO PROPULSIVO EMPUJE

( )d V ⎡ ⎤

∫ ∫

ESTUDIO PROPULSIVO: EMPUJE

( ) ( )Md Vdt

V V n d p p n d F F FA

s s s aA

a g

s S

= − ⋅ + −⎡

⎣⎢⎢

⎤

⎦⎥⎥+ + +∫ ∫ρ σ σ

dV/dt = 0

FxE

Fg = Mg( )E mV A p ps s s a= + −Fa = 0

E

Fy

I Em

Vsp s= ≅

( ) ( )s s

s s s aA AE V V n d p p ndρ σ σ⎡ ⎤=− ⋅ + −⎢ ⎥⎣ ⎦∫ ∫

y

s s⎣ ⎦

BALANCE ENERGÉTICOBALANCE ENERGÉTICO

ECUACIÓN DEL COHETEECUACIÓN DEL COHETE- - cosα=

dVM E D Mgdt

/ cosα=−⎯⎯⎯⎯→ + + = −m dM dtsp

D dMdV dt g dt IM Mdt

( ) 00 cos lnα− + + =∫ ∫f sp

MDV V dt g dt IM M

spM M

( )0 ∫ ∫b b

f spt tf

gM M

ΔV IMMsp

f

= ln 0

f

( )V V V⎧Δ = −Konstantin Tsiolkovsky (1857-1935)Reconocido como el padre de la astronáutica, era un maestro de escuela autodidacta que publicó varios trabajos pioneros, demostrando la necesidad de los motores cohete para los

( )0O f

O D g D

V V V

DV V V V V dtM

⎧Δ =⎪⎪Δ = Δ + Δ + Δ → Δ =⎨⎪⎪

∫∫ viajes espaciales y afirmando que, probablemente, el sistema

mas conveniente serian los cohetes multietapa alimentados mediante propulsantes líquidos.

GV g dt⎪ Δ =⎩ ∫

ESTUDIO PROPULSIVO MISIONESESTUDIO PROPULSIVO: MISIONES•Misiones terrestres

(Misiles JATO etc )Voyager

(Misiles, JATO, etc.)

•Vehículos lanzadores(Gran potencia (GW), E/W>1, ΔV ∼ 5km/s)

•Satélites y plataformas espaciales•Satélites y plataformas espacialesCompensación de resistenciaControl de orientación

•Transferencia orbital

SST

•Transferencia orbital•Sondas y naves interplanetarias

(Voyager ΔV ∼ 0.15 km/s, Galileo ΔV ∼ 1.7 km/s)

•Nave interestelar

GalileoGalileo

M t tMeteosatDS1

ESTUDIO PROPULSIVO MISIONESESTUDIO PROPULSIVO: MISIONES

ESTUDIO PROPULSIVO MISIONESESTUDIO PROPULSIVO: MISIONESΔ Δ Δ ΔV V V VD g= + +0

7,0 0,1 1,4LEOVΔ = + +3 0 0 1 10 3VΔ

MISIÓN COMENTARIO Δv (km/s)

D g0 3,0 0,1 10,3GEOVΔ = + +

Superficie a LEO Lanzamiento típico (Ariane, SST, …) 7,6

LEO a GEO Transferencia orbital, satélites geoestacionarios etc 4,2geoestacionarios, etc..

Escape de la Tierra Sin resistencia aerodinámica 11,2LEO a orbita de lunar (7 días)

Los viajes de visita a los planetas3,9

Los viajes de visita a los planetas de nuestro sistema solar duran de uno a 30 años con transferencias elípticas de Hohmann

LEO a orbita de Venus y vuelta 16

LEO a orbita de Júpiter y vuelta 64

LEO a Saturno y vuelta 110LEO a Saturno y vuelta 110

LEO a α-Centauro (50 años)Viaje a las estrellas

30,000

Interestelar (4,5 años luz en 10 años) 120,000( ) ,

SISTEMAS DE PROPULSIÓNSISTEMAS DE PROPULSIÓN

ln inicialMV IΔ ln inicialsp

final

V IM

Δ =

Sistema de propulsión Isp( d )

Max. Δv(km/s)

Max. E(N)

E/W( )(segundos) (km/s) (N) (-)

QuímicaSólidoHíbridoLi id

150-300200-400300 500

6-77-107 12

107 102

Liquido 300-500 7-12

Nuclear FisiónFusión

500-8001,000-10,000

10-2020-100

106

1053x101

10-1

EléctricaElectro-térmicoElectroestáticoElectromagnético

150-1,2001,200-10,000

700-5,000

3.5-3030-25015-100

101

3x10-1

102

10-4-10-2

10-6-10-4

10-6-10-4

ANÁLISIS DE UTILIZACIÓNANÁLISIS DE UTILIZACIÓN

0 PL PP M T PM M M M M M= + + + +

MASA DEL MOTORMASA DE

PROPULSANTEMASA DE LA

MASA INICIAL

M M PPM Pα=MASA DE LOS

TANQUES0PLM R M=

MASA DE LA CARGA DE PAGO

( )212PP S lossP mV Q≈ +

MASA DE LA PLANTA DE POTENCIA

T PM k M=0PLM R M

Alta densidad (Ej. Xe) k=0.01

( )2PP S lossQ

PP PP PPM Pα= Baja densidad (Ej LH) k=0.2

ANÁLISIS DE UTILIZACIÓNANÁLISIS DE UTILIZACIÓNM

( ) ( )0 0 1PP M PP PM RM P k Mα α= + + + +0

0

lnspP

MV IM M

Δ =−

2 21 12 2

PM PP sp sp

MP mI It

η = =M btZ η= p p

btM PP

Zα α+

2I

( )2

( )0 0 12

spP P

IM RM M k M

Z= + + +

1k⎡ ⎤

( ) 01 1 PR k M Mε− = + +

( )2 2spI Zε = 1lnspkV Ik R

εε+ +⎡ ⎤Δ = ⎢ ⎥+ +⎣ ⎦( ) 0P


1ln2V k

k RZεεε

Δ + +⎡ ⎤= ⎢ ⎥+ +⎣ ⎦

1lnspkV Ik R

εε+ +⎡ ⎤Δ = ⎢ ⎥+ +⎣ ⎦ 2 k RZ ε + +⎣ ⎦

212 spI Zε =

( ) 1ΔV0

1ln2 ε

ε→

Δ +⎛ ⎞≈ ⎜ ⎟+⎝ ⎠V k

k RZ2VZ

Δ

M b PP M bt P tZ η η= =

ENERGÍA ESPECÍFICA: ( ) 112 ε ε→∞

Δ≈ −

V RZR,k

M PP M PPM Mα α+ +

optimo0 maximo

0.255 0.82

ε= =

Δ≈ ⇒ ≈

k R

VZ[ ] 2 2Z m s J kg= =

ε

0 maximo0

2= =

kk R

Z

Á S S ÓANÁLISIS DE UTILIZACIÓN

1ln2V k

k RZεεε

Δ + +⎡ ⎤= ⎢ ⎥+ +⎣ ⎦2 k RZ ε + +⎣ ⎦

0 255 1VΔ⎛ ⎞≤ ≤⎜ ⎟0.255 12 optimoZ

≤ ≤⎜ ⎟⎝ ⎠


TIPO DE MOTOR Isp(seg.)

Isp opt.(seg.)

R k Z (J/Kg)

ΔV (km/s)

QUÍMICO 500 - 0.1 0.05 - 10

Nuclear (SRNE) 900 3900 0.2 0.2 109 10

Nuclear (NEP, 1988) 4200 6500 0.1 0.01 5 109 60

Nuclear (NEP, 1992) 5800 11000 0.1 0.01 2 1010 100

Fusión - ~3 106 0.2 0.01 ~ 3 1014 7000

Á S S Ó

10 /k

ANÁLISIS DE UTILIZACIÓN

( )/ .Z J kg5 /V km sΔ =

10 /km s30 /km s

100 /km s

0.10.02

Rk==( )g

300 /km s

NEP

SRNE

I ( )SP segundosI

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