Juan Manuel Tizón Pulido

Transcripción

1 SISTEMAS DE PROPULSIÓN Curso 2º -Plan 2005 Juan Manuel Tizón Pulido

2 SISTEMAS DE PROPULSIÓN TEMA IV: Motores Cohete Introducción Clasificación Descripción, Aplicaciones y Desarrollo Estudio propulsivo Empuje Balance energético Requerimientos del sistema de propulsión Análisis de utilización

3 Breve historia del desarrollo de los motores cohete Konstantin Tsiolkovsky 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/CentaurUpperStage Paul Castenholz EEUU 1971 SSME/Space Shuttle Main Engine Sistemas de Propulsión 3

4 PRO OPULSIÓN FLUID DODINÁMIC CA QUÍM MICOS NUCLEA AR CLASIFICACIÓN Empuje (N) Empuje/peso Sólidos < Líquidos < Híbridos < Fisión <10 5 < Impulso Propulsante (s) T máx (K) Prod. de comb. de prop. sólidos 3000 Prod. de comb. de prop. sólidos 4400 Prod. de comb. de prop. sólidos y líquidos Estado y Aplicaciones Utilización: JATO, misiles y misiones espaciales en general Utilización: JATO, misiles y misiones espaciales en general Utilización e I+D: JATO, misiles y misiones espaciales en general H 2 Investigación y Desarrollo: 3000 (superficie e interplanetarias) Fusión Investigación Básica SOLAR R/NUCLEAR ELÉC CTRICOS Resisto-jet Arco eléctrico Electrostáticos Electromagnéticos H 2, N 2 H 4, NH N 2 H 4, H 2, NH Utilización: misiones de satélites Utilización: misiones de satélites Hg, X e, Kr, Ar, Utilización e I+D: misiones de Cs, Bi satélites e interplanetarias Ar, H 2, Li, Teflón Utilización e I+D: misiones de satélites e interplanetarias Vela Solar 10-5 N/m Desarrollo: Cosmos 1 Sistemas de Propulsión 4

5 MOTORCOHETE DECOMBUSTIBLE SÓLIDO Sistemas de Propulsión 5

6 MOTORCOHETE DECOMBUSTIBLE SÓLIDO Sistemas de Propulsión 6

7 MOTORCOHETE DEPROPULSANTE LÍQUIDO Presurización activa (turboalimentado) Presurización pasiva (gas inerte)

8 Propulsante líquido: Ciclos Combustión escalonada (ciclo cerrado) Generador de gas (ciclo abierto) Expansor

9 F-1A Empresa: Rocketdyne (1967) Propulsantes: Lox/Queroseno Empuje (vac): 9, N Isp: 310 sec Tiempo: 158 segundos Peso: 8,098 kg Presión de cámara: bar Relación de áreas: Empuje/Peso:

10 VULCANO: Ciclo de generador de gas Empresa: SEP (Francia, 1996) Propulsantes: LOx/LH2 Empuje (vac): 1, N Isp: 431 sec. Tiempo: 605 sec. Peso: 1,300 kg Diámetro: 2.00 m Longitud: 3.00 m Presión de cámara: 102 bar Relación de áreas: 45 O/F: 6.2 Empuje/peso: 84

11 MOTORES COHETE: MONOPROPULSANTE Sistemas de Propulsión 11

12 Washington 1995 Education Series, W Brown, C. D., Spacecraft Propulsion, AIAA E Sonda GALILEO El sistema de propulsión de la sonda Galileo (utilizada, fundamentalmente, para la exploración de Júpiter) es un sistema con una muy alta redundancia compuesto por un motor principal para tareas de inserción orbital y una batería de 10 motores para tareas de control y ajustes orbitales y en viaje.

13 MOTOR COHETE HÍBRIDO REGULADOR DE PRESIÓN GAS INERTE DE PRESURIZACIÓN OXIDANTE LÍQUIDO PROP. SÓLIDO VALVULA Sistemas de Propulsión 13

14 MOTORCOHETE HÍBRIDO (SPACE SHIP ONE) Sistemas de Propulsión 14

15 SpaceShipOneShi Sistemas de Propulsión 15

16 MOTORCOHETE TERMO NUCLEAR Sistemas de Propulsión 16

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20 SISTEMAS DE PROPULSIÓN ELÉCTRICA Electrotérmicos Nombre Propulsante Potencia Resistojet Arcjet Hidracina, amoniaco Hidracina, hidrogeno Impulso (segundos) Rendimiento Empuje kw % N kw 500-2,000 35% 0.2-2N Ión Xenón kw 3,000 60%-80% mN Hall Xenón 1.5-5kW 5kW 1,500-2, % mN Electroestáticos FEED Indio, cesio W 6,000-10,000 30%-90% mN Coloidal Glicerol W 500-1,500 (-) mN 1mN Laser (-) 1MW 10 7 (-) 0-100mN PPT Teflón W 1,000 5% 1-100mN Electromagnéticos MPD Amoniaco, hidrógeno, litio VASIMR Hidrógeno 1-10 MW kW 2,000-5,000 25% 1-200N 3,000-30, %-60% 1-2kN

21 10000 s Coloidal FEED Ion Hall MPD VAS SIMR 1000 s PPT Arc-jet Resito-jet 100 s Propulsión Química 1W 10 W 100 W 1kW 10 kw 100 kw 1MW 10 MW

22 MOTORES COHETE ELECTROTÉRMICOS Arcjet Resistojet

23 ELECTROESTÁTICO: Ionización ió por contacto

24 ELECTROESTÁTICO: Ionización ió por bombardeob

25 DEEP SPACE 1 La 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 DS1 estuvo propulsada por el motor NSTAR, un acelerador de iones electrostático con xenón. Sistemas similares han sido utilizados para 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

26 FEED: Field Emission i 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.

27 Motores de efecto Hall Hll STP: Stationary Plasma Thruster 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 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 mantenimiento de orientación y correcciones orbitales pequeñas.

28 Propulsores electromagnéticos: PPT Pulse Plasma Thruster En la figura aparece el motor PPT para el satélite de observación terrestre EO-1 (año 2000) con empujes en el rango del ,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 muy 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.

29 MPD: Magneto Plasma Dynamics

30 VASIMR: Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket

31 ECUACIÓN DEL MOVIMIENTO M = masa instantánea del vehículo. M F = masa fija (no consumible). M P = masa de propulsante. V = velocidad del vehículo. V R = velocidad del propulsante relativa al vehículo. V S = velocidad relativa del propulsante en la sección de salida. ϑ P = volumen del dominio que contiene propulsante. A s =áreadesalidadela la superficie permeable. p s = presión en la sección de salida.

32 ESTUDIO PROPULSIVO: EMPUJE d ( M ) F V d ( V V) d ( V V )( + ρ V n) R + ϑ + ρ + S S dσ = F dt dt ϑ p A S ex d( MFV) dv d d + ρdϑ+ ρv dϑ+ V ρdϑ+ V ρ( V n) dσ + ρv ( V n) dσ = F dt dt p dt p dt p s s dv regimen estac. M suma nula, segun p dt o cuasiestac. ecuacion de continuidad ϑ ϑ R ϑ A s A s s ex dv M V ( + ρ V n) dσ = F dt As s s ex = F + F + F p p ndσ S ( ) a g A s a

33 ESTUDIO PROPULSIVO: EMPUJE p ndσ p ndσ p ndσ 0 = p a = p a + p a A A A A S S F = F + F + F p p ndσ S ( ) ex a g s a A dv ( ) M + V V n d F F F ( p p ) nd dt ρ σ = + + σ A s s a g s a s AS M dv V ( V n) = ρ s s dσ + ( ps pa) ndσ + Fa + Fg + F dt A s A S

34 ESTUDIO PROPULSIVO: EMPUJE M d V ( V V n) = ρ s s dσ + ( ps pa) ndσ + Fa + Fg + F dt As AS ( ) E = mv + A p p I sp s s s a E = m V s F x dv/dt = 0 F g = Mg F a = 0 E F y E V ( V n ) d ( p p ) nd = ρ σ+ σ A s s s a s A s

35 BALANCE ENERGÉTICO

36 M dv dt = E-D-Mgcosα ECUACIÓN DEL COHETE D dv dt g dt I M m = dm/ dt + + cosα = sp dm M D M M M 0 ( V f V 0 ) + dt+ g cosα dt = I spln t b t b f ΔV = I ln sp M M 0 f ( f 0 ) Δ VO = V V D Δ V =Δ VO +Δ VD +ΔVg Δ VD = dt M Δ VG = gdt Konstantin Tsiolkovsky ( ) 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 viajes espaciales y afirmando que, probablemente, el sistema mas conveniente serian los cohetes multietapa alimentados mediante propulsantes líquidos.

37 Misiones terrestres (Misiles, JATO, etc.) ESTUDIO PROPULSIVO: MISIONES Vehículos lanzadores (Gran potencia (GW), E/W>1, ΔV 5km/s) Satélites y plataformas espaciales Compensación de resistencia Control de orientación Transferencia orbital Sondas y naves interplanetarias (Voyager ΔV 0.15 km/s, Galileo ΔV 1.7 km/s) Nave interestelar SST Voyager Galileo DS1 Meteosat t

38 ESTUDIO PROPULSIVO: MISIONES

39 ESTUDIO PROPULSIVO: MISIONES Δ V 7,0 0,1 1, 4 ΔV = ΔV + ΔV + ΔV LEO = D g ΔV = 30 3, , ,3 V GEO MISIÓN COMENTARIO Δv (km/s) Superficie a LEO Lanzamiento típico (Ariane, SST, ) 7,6 LEO a GEO Transferencia orbital, satélites geoestacionarios, etc.. 4,2 Escape de la Tierra Sin resistencia aerodinámica 11,2 LEO a orbita de lunar (7 días) 3,9 Los viajes de visita a los planetas LEO a orbita de Venus y vuelta de nuestro sistema solar duran de 16 LEO a orbita de Júpiter y vuelta uno a 30 años con transferencias 64 LEO a Saturno y vuelta elípticas de Hohmann 110 LEO a α-centauro (50 años) 30,000 Viaje a las estrellas Interestelar (4,5 años luz en 10 años) 120,000

40 SISTEMAS DE PROPULSIÓN M inicial Δ V = Isp ln M final Sistema de propulsión Química Sólido Nuclear I sp Max. Δv Max. E E/W (segundos) (km/s) (N) (-) Híbrido Liquidoid Fisión Fusión Eléctrica Electro-térmico Electroestático Electromagnético ,000-10, ,200 1,200-10, , x x

41 ANÁLISIS DE UTILIZACIÓN M 0 = MPL + MPP + MM + MT + MP MASA INICIAL MASA DE LA CARGA DE PAGO M PL = R M 0 MASA DE LA PLANTA DE POTENCIA M = α P PP PP PP MASA DEL MOTOR M = α P M M PP 1 2 ( P mv + PP 2 S Q loss ) MASA DE PROPULSANTE MASA DE LOS TANQUES M = km T P Alta densidad (Ej. Xe) k=0.01 Baja densidad (Ej LH) k=0.2

42 ANÁLISIS DE UTILIZACIÓN ( α α ) ( ) M RM P k M 0 = 0 + PP + M PP + 1+ P Δ V = I sp ln M 0 M M 0 P Z η t M η P = mi = I P 2 M b = M PP 2 sp 2 sp α t b M + α PP 2 Isp M 0 = RM 0 + M P + ( 1+ k ) M 2Z 2 ( Isp 2Z) ε = ε + k + 1 Δ V = Isp ln ε + k+ R 1 R = ( ε + 1+ k ) MP M 0 P P

43 ANÁLISIS DE UTILIZACIÓN Δ V = I sp ln ε + k + 1 Δ V ε k 1 ε ln + + = ε + k+ R 2 Z ε + k + R Z ε = I sp Z η t P η t = = α + α M + M M b PP M b ΔV 2Z Δ V 1+ k ε ln Z k+ R 2 ε 0 ΔV V 1 1 R 2Z ε ε ENERGÍA ESPECÍFICA: ( ) M PP M PP [ ] 2 2 Z = m s = J kg ε R,k ΔV optimo k = R= 0 2 Z maximo k= R= 0 ε

44 ANÁLISIS SDE UTILIZACIÓN Δ V ε k 1 ε ln + + = 2 Z ε + k + R ΔV 1 Z 2 optimo

45 ANÁLISIS DE UTILIZACIÓN

46 ANÁLISIS DE UTILIZACIÓN TIPO DE MOTOR I sp (seg.) I sp opt. (seg.) R k Z (J/Kg) ΔV (km/s) QUÍMICO Nuclear (SRNE) Nuclear (NEP, 1988) Nuclear (NEP, 1992) Fusión - ~ ~

47 ANÁLISIS SDE UTILIZACIÓN Z J / kg. ( ) 10 km / s Δ V = 5 km/ s 30 km / s 100 km / s R k = = km / s NEP SRNE I SP ( segundos)