motores cohete clases prácticasclases...

MOTORES COHETEClases PrácticasClases Prácticas

Curso 5º A2 y BJuan Manuel Tizón Pulido

jmtizon@aero.upm.es

http://webserver.dmt.upm.es/zope/DMT/Members/jmtizon/motores-cohete-1

CAPITULO 18CAPITULO 18Motores cohete de propulsante liquido:p p q

Sistemas de alimentación• ClasificaciónClasificación• Modelos simplificados de análisis• Almacenables: Elementos y esquemas • Rango de aplicación

Selección. Peso de los sistemasComparación con sistemas turboalimentadosComparación con sistemas turboalimentados

• Sistemas de alimentación con regulador.Modelo de análisis de actuaciones.Operación óptima. Diseño para mínimo peso.

• Sustancias de presurización

Capítulo 3: Motor Cohete Ideal

CLASIFICACIÓN P l lí idCLASIFICACIÓN: Propulsante líquido

Presurización activa(t b li t d )

Presurización pasiva( i t )(turboalimentado) (gas inerte)

TURBOBOMBAS A áli i i lifi dTURBOBOMBAS: Análisis simplificadobomba turbina

Ecuación de acoplamiento:eje

b m tW Wη=Ecuación de acoplamiento:

bmtm

b b t tm mτ η τ= b

( )1 bb m t p te ts

pm m C T TηΔ= −

b b m t tm mτ η τ

( )b m t p te tsb

ηη ρ

( )( )( )11 1bpm m C T p p γ γη η −Δ ( )( )1bb m t p te t ts te

b

m m C T p pη ηη ρ

= −

TURBOBOMBAS A áli i i lifi dTURBOBOMBAS: Análisis simplificado

( )( )( )11 1bp C T γ γ−ΔEcuación de l i t

21⎧⎪

( )( )( )11bb m t p te t ts te

b

pm m C T p p γ γη ηη ρ

= −acoplamiento:

212i c i

i i D i

p p Vm V C A

ρρ

⎧ = +⎪⎨

=⎪⎩

Inyección en la cámara:

( ), ,...i j b tm f m m=Ecuaciones de

continuidad:

( ), ,...kp f m geomΔ =Perdidas de

carga:

*c gm p A c=

Gasto total del motor: g

PRESURIZACIÓN PASIVA A áli i i lifi dPRESURIZACIÓN PASIVA: Análisis simplificado

Evolución del gas de

21 V⎧ +⎪

( ), , , 0T D T Df p p V V =Evolución del gas de

presurización:

212i c i

i i D i

p p Vm VC A

ρρ

⎧ = +⎪⎨

=⎪⎩

Inyección en la cámara:

( ), ,...i j b tm f m m=Ecuaciones de

continuidad:

( ), ,...kp f m geomΔ =Perdidas de

carga:

*c gm p A c=

Gasto total del motor:

Cl ifi ió Bl dClasificación y esquemas : Blowdown

Clasificación y esquemas : Blowdown19

95

HEAOHigh Energy Astrophysics Observatory

Ser

ies,

Was

hing

ton

n, A

IAA

Edu

catio

n S

Landsat 3

cecr

aft P

ropu

lsio

nB

row

n, C

. D.,

Spac

Cl ifi ió Bl dEmpresa: JPL

Clasificación y esquemas: Blowdown

El sistema de propulsiónde la sonda Voyager(lanzada en 1979 para elestudio de los planetasexteriores) consiste en unW

ashi

ngto

n 19

95

exteriores) consiste en unmotor de propulsantesólido para ayuda en ellanzamiento inicial y unabatería de motores dehidracina para maniobrasE

duca

tion

Ser

ies,

W

hidracina para maniobrasde ajuste orbital, controldel vector empuje en elfuncionamiento del motorcohete sólido y control deactitud. La presión inicialPr

opul

sion

, AIA

A E

pes de 30 bares con tipo“blowndown” y utilizacalentadores para elsistema de catalizadores

C. D

., Sp

acec

raft

PB

row

n, C

Cl ifi ió Bl dEmpresa: Lockheed Martin

Sistema de propulsión de la

Clasificación y esquemas: Blowdown+recarga

Sistema de propulsión de lamisión MAGELLAN

Se utiliza hidracina superpuraen tanques de titanioseparada del gas depresurización medianteW

ashi

ngto

n 19

95

presurización mediantediafragma. El sistemafunciona en modo dedescarga (“blowdown”)dando capacidad de controlla maniobra de separacion,

tili ió d l t d dEdu

catio

n S

erie

s, W

utilización del motor de depropulsante solido, etc…

La presión inicial es de unas30 bares y la relación dedescarga 4, mientras que elsistema se recarga mediantePr

opul

sion

, AIA

A E

sistema se recarga medianteun deposito auxiliar, tambiénde helio, inicialmente a 225bares de presión. Todo elsistema de alimentación estamanufacturado con aceroC

. D.,

Spac

ecra

ft P

inoxidable soldado de talmanera que no hay juntasmecánicas.B

row

n, C

Cl ifi ió P f d

Empresa: MBB

Clasificación y esquemas: Pressure fed

Empresa: MBB

El sistema de propulsión de lasonda Galileo (utilizada para laexploración fundamentalmentede Júpiter,) es un sistema conW

ashi

ngto

n 19

95

de Júpiter,) es un sistema conuna muy alta redundanciacompuesto por un motorprincipal para tareas deinserción orbital y una batería de10 motores para tareas deE

duca

tion

Ser

ies,

W

10 motores para tareas decontrol y ajuste orbitales y enviaje.

Prop

ulsi

on, A

IAA

EC

. D.,

Spac

ecra

ft P

Bro

wn,

C

Cl ifi ió MiEmpresa: Hughes Space ComunicationsCompany

El sistema de Propulsión del INTELSAT

Clasificación y esquemas: Mixto

El sistema de Propulsión del INTELSATVI se encarga de la inserción en orbitageosíncrona, sustituyendo a los motoresindependientes tipo “kick” y los ajustesorbitales durante la vida operacional.

El sistema consiste en dos bateríasredundantes de motores alimentadosW

ashi

ngto

n 19

95

redundantes de motores alimentadospor un único sistema de alimentación.Dos motores de apogeo (LAMs)proporcionan el impulso de inserción ycontrol de orientación en orbitageosíncrona, mientras que dos bateríasde motores se encargan de los ajustesE

duca

tion

Ser

ies,

W

de oto es se e ca ga de os ajustesaxiales (1+1) y de spin (2+2), además, detareas menores de ajuste orbital(precesión, control N-S/E-O, nutación yrecuperación). El vehículo estáestabilizado por spin que ademásproporciona el sistema de control dePr

opul

sion

, AIA

A E

propulsantes en los tanques.

En la operación inicial el sistema seutiliza para controlar la posición enmodo de “blowdown” hasta que elsistema de presurización es abierto en elmomento de la inserción orbitalC

. D.,

Spac

ecra

ft P

momento de la inserción orbitalmediante los motores LAMs que sonposteriormente aislados para prevenirperdidas por escapes. Existe laposibilidad de sellar el sistema depresurización después de la operaciónde los LAMs para evitar que los vapores

Bro

wn,

C

de oxidante y reductor entren encontacto, operando el sistema entoncesen modo “blowdown”

Cl ifi ió P f dClasificación y esquemas: Pressure fed

Sistema dual de propulsión delMARS GLOBAL SURVEYOR

Brown, C. D., Spacecraft Propulsion, AIAA Education Series, Washington 1995

Cl ifi ió MiLa misión MESSENGER (Mercury Surface Space

Clasificación y esquemas: Mixto + recarga

(Mercury Surface Space Environment, Geochemistry and Ranging) esta pensada para orbitar el planeta Mercurio durante un año terrestre Lanzado por unterrestre. Lanzado por un Delta II en 2004, el sistema, capaz de dar un incremento de velocidad de 2,3 km/s, esta compuesto por 16 propulsores de mono-propulsores de monopropulsante y un motor bipropulsante (LVA) que operan bajo tres modos diferentes. Un modo de “blowndown” para losblowndown para los propulsores alimentados por el tanque auxiliar, un segundo operacional para ellos alimentados por los tanques principales y un tercer modo p p yde operación del motor LVA. Bajo los dos últimos también se rellena de combustible el tanque auxiliar.

S l ió d l i d li ióSelección del sistema de alimentación100000

Gas frio10000

ión

(kg)

Gas frioMonopropulsantePresurizadoT b li t d

1000

e pr

opul

si TurboalimentadoEnergia NuclearProp. criogénicos

10

100

sist

ema

d

1Peso

del

s

0.110 100 1000 10000 100000 1000000 10000000

Impulso total (kN-s)

COMPARACIÓNCOMPARACIÓN 

CARACTERISTICA PRESSURE-FED PUMP-FEDComplejidad Simple ComplejoImpulso específico Bueno Ligeramente mejorImpulso específico Bueno Ligeramente mejorCosto de desarrollo Bajo AltoRiesgo de desarrollo Bajo ModeradoTiempo de desarrollo Corto LargoTiempo de desarrollo Corto LargoFiabilidad Alta BajaNumero de elementos Algunos AltoTolerancias Moderadas AltasTolerancias Moderadas AltasArracques/Paradas Cortos y Fáciles Largos y difícilesRigidez del tanque Alto BajoArea frontal Alta ModeradaArea frontal Alta ModeradaTipo de fallo Benignos CatastróficoPeso Alto Bajo

MODELO SISTEMA CON REGULADORMODELO: SISTEMA CON REGULADOR

DATOS DEL MOTOR (MISIÓN)

PT: Presión del tanque de

DEPOSITO

T qpropulsante

VT: Volumen del tanque de propulsante

REGULADOR

DE PRESIÓNVg

propulsante

SISTEMA DE ALIMENTACIÓNTANQUE

SISTEMA DE ALIMENTACIÓN

PD0: Presión inicial del gas de presurizaciónINYECTORES

VD: Volumen del gas de presurizaciónVÁLVULA

MODELO SISTEMA CON REGULADORMODELO: SISTEMA CON REGULADOR

DEPOSITOPD0

VT

REGULADOR

DE PRESIÓNVg PD

TANQUE

INYECTORES

VgT

PVÁLVULA

PD min

TIEMPO

MODELO SISTEMA CON REGULADOR

D

MODELO: SISTEMA CON REGULADOR

D

T

PRIMER PRINCIPIO

( ) 0 0gD v gD gT v gT gD gT v D t T gTm C T m C T m m C T q P V+ − + = −( ) ( ) 0 00 t tU t U q τ− = +

001 1 1

T gT D DD Dt T gT

P V P VP V q P Vγ γ γ

+ − = −− − −

( )Gas ideal:

( ) ( )0 01 1D D T gT D D t T gTP V P V P V q P Vγ γ+ − = − − −( )1vPV m RT m C Tγ• • • • • •= = −

( ) ( )0 01T gT D D D tP V P P V qγ γ+ − = −

MODELO Si i id l iMODELO: Sistema asistido por calentamiento

( ) ( )0 01T gT D D D tP V P P V qγ γ+ − = −D 0tW

0;;

D D T

b gT T

t P P Pt t V V∀ = == =

( )( )( )

01

1T T tP V q

W

γ γ

δ

= −

( )( )01 t wallW qγ δ= − −

0 min. 1t T TW P Vγγ

=− T TP VW γδ +1

opt

γγ →∞

0 1T T

t wallW q γδγ

= +−

MODELO SISTEMA CON REGULADOR

( ) ( )1P V P P V qγ γ+ − = −

MODELO: SISTEMA CON REGULADOR

PD0VT

( ) ( )0 01T gT D D D tP V P P V qγ γ+ − = −

( ) 00

1 t T gTD D

q P VP P

Vγ γ− −

= +

PD

DV

PD

q0t

D

(1+α)PTVgT

TIEMPOTIEMPO (V ) TIEMPOTIEMPO (VgT)

PROCESO ISOTERMOPROCESO ISOTERMO

DD

T

PROCESO ISOTERMO

( )gD gT gD gTm m m m+ = +

Conservación de la masa:

PD

0D D T gT D DP V P V P V+ =PD

TD,gT=cte.

0gT

D D TD

VP P P

V= −

0q0t=0

TIEMPO (V )TIEMPO (VgT)

PROCESO ISOTERMOPROCESO ISOTERMO

D

Conservación de la masa:

D

T

PROCESO ISOTERMO

( )gD gT gD gTm m m m+ = +

P V P V P V+ PD0D D T gT D DP V P V P V+ =

TV

PD

Optimista0

gTD D Tisotermo

D

VP P P

V= −

V

TIEMPO (V )

Pesimista0gT

D D TadiabáticoD

VP P P

Vγ= −

TIEMPO (VgT)

MODELO SISTEMA CON REGULADOR

D

MODELO: SISTEMA CON REGULADOR

PROCESO ADIABÁTICO D

T( )0 0T gT D D DP V P P Vγ + − =

;b gT Tt t V V= =

PD0

VT

(P )( )( )01 0T T T D DP V P P Vγ α+ + − =

( )1Df TP Pα≥ +

PD

(PD0)min

1 TVP P α γ⎛ ⎞

= + +⎜ ⎟VgT

(1+α)PT0 .

1

1

D ToptD

D T

P PV

V V P

α γ

γ

= + +⎜ ⎟⎝ ⎠

=TIEMPO

.0 (1 )

D ToptD

T

V V PP

γα− +

opt lo más pequeño posibleγ →opt p q pγ

MODELO ANÁLISIS DE PESOSMODELO: ANÁLISIS DE PESOS

343D DV Rπ= 24D DS Rπ=Deposito esférico:

24m D mW R eπ ρ=de pared de espesor e (delgado):

22 R e R Pπ σ π=sometido a presión interna PD0:

032

mm D D

u

W P V ρσ

=

3 2 1⎧ ⎫

02 D u D DR e R Pπ σ π=sometido a presión interna PD0:

0

0

D Dg

D

P VWRT

=0

0

3 2 1D m g D D

u m D

W W W P VRTσ ρ

⎧ ⎫= + = +⎨ ⎬

⎩ ⎭

0min D TD P PW f( )

0min

0

0

1

3 2 1

D TDgm

T T D T

gmD

fP V P P

fRT

α

γσ ρ

=− +

⎧ ⎫= +⎨ ⎬

⎩ ⎭

0 .1 T

D ToptD

VP PV

α γ⎛ ⎞

= + +⎜ ⎟⎝ ⎠

0u m DRTσ ρ⎩ ⎭

MODELO OPTIMIZACIÓN DE PESO

P PW

MODELO: OPTIMIZACIÓN DE PESO

( )0min

0 1

3 2 1

D TDgm

T T D T

P PW fP V P P α

=− +

⎧ ⎫

0

3 2 1gm

u m D

fRT

γσ ρ⎧ ⎫

= +⎨ ⎬⎩ ⎭

minD

T T

WP V

gmfToma relevancia determinante el peso molecular !!!

gm

fgm H2 He Aire CO2 A

Aluminio 1.1 1.4 2.6 3.1 4.0

P P( )1

Acero 1.8 2.4 6.4 4.0 5.0

M. Comp. 0.9 1.1 2.4 3.0 3.7

0D TP P( )1 α+

SELECCIÓN DE SUSTANCIASELECCIÓN DE SUSTANCIA

í b l Μ λSímbolo Μ γ Cp ρ μ λ

[kg/kmol] [‐] [kJ/(kg.K)] [kg/m3] (x10‐6 Pa.s)(x10‐3)W/(m‐K)/( )

H2 2.016 1.41 14.3 0.090 8.4 174

He 4.0026 1.66 5.1 0.179 18.6 144

NH 17 031 1 32 2 06 0 77 9 2 22NH3 17.031 1.32 2.06 0.77 9.2 22

N2 28.0134 1.42 1.04 1.25 17.0 24.0

CO2 44.009 1.31 0.82 1.986 13.9 14.02

Ar 39.948 1.66 0.52 1.78 21 16

Xe 131.5 1.66 0.16 5.90 21.0 5.2