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SISTEMAS DE PROPULSIÓNCurso 2º - Plan 2005Curso 2 Plan 2005
Juan Manuel Tizón Pulidojm.tizon@upm.es
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
Sistemas de Propulsión 4
Vela Solar 10-5 N/m2 10-4 ∞ Desarrollo: Cosmos 1
MOTOR COHETE DE COMBUSTIBLE SÓLIDOMOTOR COHETE DE COMBUSTIBLE SÓLIDO
Sistemas de Propulsión 5
MOTOR COHETE DE COMBUSTIBLE SÓLIDOMOTOR COHETE DE COMBUSTIBLE SÓLIDO
Sistemas de Propulsión 6
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
Sistemas de Propulsión 11
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
Sistemas de Propulsión 13
VALVULA
MOTOR COHETE HÍBRIDO (SPACE SHIP ONE)MOTOR COHETE HÍBRIDO (SPACE SHIP ONE)
Sistemas de Propulsión 14
S Shi OSpaceShipOne
Sistemas de Propulsión 15
MOTOR COHETE TERMO NUCLEARMOTOR COHETE TERMO‐NUCLEAR
Sistemas de Propulsión 16
MOTOR COHETE TERMO NUCLEARMOTOR COHETE TERMO‐NUCLEAR
Sistemas de Propulsión 17
MOTOR COHETE TERMO NUCLEARMOTOR COHETE TERMO‐NUCLEAR
Sistemas de Propulsión 19
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
ANÁLISIS DE UTILIZACIÓNANÁLISIS DE UTILIZACIÓN
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
≤ ≤⎜ ⎟⎝ ⎠
ANÁLISIS DE UTILIZACIÓNANÁLISIS DE UTILIZACIÓN
ANÁLISIS DE UTILIZACIÓNANÁLISIS DE UTILIZACIÓN
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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