Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos Capítulo 5: Motores Cohete CONTENIDOS • • • • • Descripción, Aplicaciones y Desarrollo Clasificación Estudio propulsivo: Empuje Requerimientos del sistema de propulsión Análisis de utilización Sistemas de Propulsión 1 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos CLASIFICACIÓN Sistemas de Propulsión 2 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos DESCRIPCIÓN MOTOR COHETE DE COMBUSTIBLE SÓLIDO Ó Sistemas de Propulsión 3 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos DESCRIPCIÓN MOTOR COHETE DE COMBUSTIBLE SÓLIDO Ó Sistemas de Propulsión 4 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos DESCRIPCIÓN MOTOR COHETE DE COMBUSTIBLE LÍQUIDO Sistemas de Propulsión 5 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos DESCRIPCIÓN MOTOR COHETE DE COMBUSTIBLE LÍQUIDO M t F1 Motor Sistemas de Propulsión 6 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos DESCRIPCIÓN MOTOR COHETE DE COMBUSTIBLE LÍQUIDO Sistemas de Propulsión 7 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos DESCRIPCIÓN MOTOR COHETE HÍBRIDO Sistemas de Propulsión 8 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos DESCRIPCIÓN MOTOR COHETE HÍBRIDO (SPACE SHIP ONE) Sistemas de Propulsión 9 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos SpaceShipOne Sistemas de Propulsión 10 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos DESCRIPCIÓN (N l (Nucleares) ) Sistemas de Propulsión 11 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos DESCRIPCIÓN (N l (Nucleares) ) Sistemas de Propulsión 12 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos DESCRIPCIÓN (Nucleares) Sistemas de Propulsión 13 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos DESCRIPCIÓN (T (Termoeléctricos) lé t i ) Sistemas de Propulsión 14 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos DESCRIPCIÓN (Ió i (Iónicos) ) Sistemas de Propulsión 15 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos DESCRIPCIÓN (Ió i (Iónicos) ) Sistemas de Propulsión 16 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos Sistemas de Propulsión 17 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos DESCRIPCIÓN ( l t (electromagnéticos) éti ) Sistemas de Propulsión 18 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos ESTUDIO PROPULSIVO: EMPUJE M = masa instantánea del vehículo MF = masa fija (no consumible) MP = masa de propulsante V = velocidad del vehículo ejes tierra VR = velocidad del propulsante relativa al vehículo VS = velocidad relativa del propulsante en la sección de salida ϑP = volumen del dominio que contiene propulsante As = área de salida de propulsante ps = presión en la sección de salida Sistemas de Propulsión 19 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos ESTUDIO PROPULSIVO: EMPUJE G d MF V ( dt G d M FV ( dt ) + d VG )+ d dt ∫ ∫ G G ρ V R + V dϑ + ( ϑp ) ∫ ∫ ∫ G G G G ρ V + V S V S ⋅ n dσ = ( )( ) AS ∫ G dV M + dt ∫ G G G ρ Vs V s ⋅ n dσ = ( As ) ∑ ) G G G G Fex = Fa + Fg + F − Sistemas de Propulsión ∑ ∫ G G G ρ Vs Vs ⋅ n dσ = ∫ G ( p s − p a ) n dσ G G d G G G d ρ dϑ + ρ VR dϑ + V ρ dϑ + V ρ Vs ⋅ n dσ + dt ϑ p dt ϑ p dt ϑ p As G dV regimen estac . suma nula l , segun Mp dt o cuasiestac. ecuacion de continuidad ( ∑ G Fex ( As ) AS 20 G Fex Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos ESTUDIO PROPULSIVO: EMPUJE G ⎡ G G G dV M = − ⎢ ρ V s V s ⋅ n dσ + dt ⎢⎣ As ∫ ( ) ∫ G G G ⎤ G ( p s − p a ) n dσ ⎥ + Fa + Fg + F ⎥⎦ AS s + As ( p s − p a ) E = mV I sp = Fg = Mg E Fx E ≅ Vs m Fy G G G G G ⎡ E = − ∫ ρ Vs Vs ⋅ n dσ + ∫ ( ps − pa ) n dσ ⎤ ⎢⎣ As ⎥⎦ As ( ) Sistemas de Propulsión 21 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos ESTUDIO PROPULSIVO B l Balance energético éti Sistemas de Propulsión 22 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos ESTUDIO PROPULSIVO E Ecuación ió d de C Cohete h t dV D dM =− dM / dt M = E − D − Mg cosθ ⎯m⎯⎯⎯ → dV + dt + g cosθ dt = − I sp dt M M ΔV = Δ V 0 + Δ V D + Δ V g ( ΔV0 = V f − V0 ΔV D = ΔV g = ∫ ∫ tb (V f ) − V0 + ∫ tb D dt + M ∫ tb M0 g cos θ dt = I sp ln Mf ) D dt M g cos θ dt M0 ΔV = I sp ln Mf tb Sistemas de Propulsión 23 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos ESTUDIO PROPULSIVO R Requerimientos i i t d dell sistema i t d de propulsión l ió MISIONES •Vehículos lanzadores (Gran potencia (GW), E/W>1, ΔV ∼ 5km/s) •Satélites y plataformas espaciales •Compensación 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 estelar Sistemas de Propulsión 24 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos ESTUDIO PROPULSIVO MISIONES GEO LEO Marte Tierra Luna Sistemas de Propulsión 25 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos ESTUDIO PROPULSIVO R Requerimientos i i t d dell sistema i t d de propulsión l ió Mision Superficie terrestre a OTB OTB a OGE Escape de la Tierra desde OTB Escape desde la superficie de la Tierra OTB a órbita lunar (7 días) OTB a órbita de Marte* (0.7 años) OTB a órbita de Marte (40 días) Superficie terrestre a la de Marte y vuelta* OTB a órbita de Venus y vuelta* (0.8 años) OTB a órbita ó bi de d Mercurio M i y vuelta* l * OTB a órbita de Júpiter y vuelta* (5.46 años) OTB a órbita de Saturno y vuelta (12.1 años) OTB a órbita de Neptuno (29.9 años) OTB a órbita de Neptuno p ((5 años)) OTB a órbita de Plutón* (45.5 años) Escape del Sistema Solar desde OTB OTB a 1000 UA (50 años) OTB a α-Centauro (50 años) ΔV (km/s) 7.6 4.2 3.2 11.2 39 3.9 5.7 85.0 34 16 31 64 110 13.4 70 -8.7 142 30.000 * Con transferencia elíptica de Hohmann OTB Órbita terrestre baja de 270 km OGE Órbita geoestacionaria, 42,227 km de radio. UA Unidad Astronómica = 149.558.000 km (distancia tierra-sol). Sistemas de Propulsión 26 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos ESTUDIO PROPULSIVO A áli i d Análisis de utilización tili ió ΔV = I sp ln M0 M0 − M P α M = M M / PPP α PP = M PP / PPP M 0 = M PL + M PP + M M + M T + M P M P = m t b 1 PPP η M = m I sp2 2 k = MT / M P R = M PL / M 0 ⎡ ε + k +1⎤ ΔV = I sp ln ⎢ ⎣ ε + k + R ⎥⎦ 2 M PP + M M (α M + α PP ) 2 I sp I sp = ε= = MP 2η M t b 2Z Sistemas de Propulsión 27 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos ESTUDIO PROPULSIVO A áli i d Análisis de utilización tili ió ΔV ⎡ ε + k +1 ⎤ = ln ⎢ 2Z ⎣ ε + k + R ⎥⎦ 2 M PP + M M (α M + α PP ) 2 I sp ε= = I sp = 2η M t b 2Z MP Z= η M tb P η t = PP M b α M + α PP M PP + M M Sistemas de Propulsión 28 Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM E. T. S. I. Aeronáuticos ESTUDIO PROPULSIVO A áli i d Análisis de utilización tili ió Sistemas de Propulsión 29