Capítulo 5: Motores Cohete

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
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E. T. S. I. Aeronáuticos
DESCRIPCIÓN
MOTOR COHETE DE COMBUSTIBLE SÓLIDO
Ó
Sistemas de Propulsión
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E. T. S. I. Aeronáuticos
DESCRIPCIÓN
MOTOR COHETE DE COMBUSTIBLE SÓLIDO
Ó
Sistemas de Propulsión
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Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM
E. T. S. I. Aeronáuticos
DESCRIPCIÓN
MOTOR COHETE DE COMBUSTIBLE LÍQUIDO
Sistemas de Propulsión
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Laboratorio de Propulsión, DMT-UPM
E. T. S. I. Aeronáuticos
DESCRIPCIÓN
MOTOR COHETE DE COMBUSTIBLE LÍQUIDO
M t F1
Motor
Sistemas de Propulsión
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DESCRIPCIÓN
MOTOR COHETE DE COMBUSTIBLE LÍQUIDO
Sistemas de Propulsión
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DESCRIPCIÓN
MOTOR COHETE HÍBRIDO
Sistemas de Propulsión
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DESCRIPCIÓN
MOTOR COHETE HÍBRIDO (SPACE SHIP ONE)
Sistemas de Propulsión
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SpaceShipOne
Sistemas de Propulsión
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DESCRIPCIÓN
(N l
(Nucleares)
)
Sistemas de Propulsión
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DESCRIPCIÓN
(N l
(Nucleares)
)
Sistemas de Propulsión
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E. T. S. I. Aeronáuticos
DESCRIPCIÓN
(Nucleares)
Sistemas de Propulsión
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DESCRIPCIÓN
(T
(Termoeléctricos)
lé t i
)
Sistemas de Propulsión
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DESCRIPCIÓN
(Ió i
(Iónicos)
)
Sistemas de Propulsión
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E. T. S. I. Aeronáuticos
DESCRIPCIÓN
(Ió i
(Iónicos)
)
Sistemas de Propulsión
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E. T. S. I. Aeronáuticos
Sistemas de Propulsión
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E. T. S. I. Aeronáuticos
DESCRIPCIÓN
( l t
(electromagnéticos)
éti
)
Sistemas de Propulsión
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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
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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
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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
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ESTUDIO PROPULSIVO
B l
Balance
energético
éti
Sistemas de Propulsión
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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
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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
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ESTUDIO PROPULSIVO
MISIONES
GEO
LEO
Marte
Tierra
Luna
Sistemas de Propulsión
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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
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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
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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
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ESTUDIO PROPULSIVO
A áli i d
Análisis
de utilización
tili
ió
Sistemas de Propulsión
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