Los motores cohete son los mas antiguos dispositivos de propulsión fabricados por el hombre, ya que fueron empleados por los chinos para propulsar armas incendiarias desde el año 1232 de la era cristiana.Se cree que el propelente empleado en aquellos chohetes primitivos era algún tipo de pólvora negra de combustible lenta.

El desarrollo de los cohetes durante los siglos siguientes estuvo dedicado casi exclusivamente a las aplicaciones puramente militares, exceptuando su empleo para lanzar cabos a los buques con problemas.Todos los motores de cohetes de este periodo empleaban pólvora de combustión lenta.

Hacia fines del siglo XIX, la posibilidad de emplear la potencia de los motores cohete para propulsar aviones animo a un gran numero de investigadores de todo el mundo a proponer varios tipos de motores cohete.En los EE.UU el Dr Rober H. Goddard realizo estudios intensivos sobre el desarrollo de los motores cohete desde 1909 hasta su muerte en 1946. Los primeros experimentos hicieron que Goddard se diera cuenta que las velocidades y autonomías deseadas no se podían conseguir mediante los propulsores sólidos empleados en los motores anteriores. Por ello dedico la mayor parte de sus esfuerzos al desarrollo de los motores de propulsadores líquidos y conseguio que un cohete propulsado por liquido volara con éxito en 1926. El combustible que empleo en su cohete era una mezcla de gasolina y oxigeno. La sociedad Americana de Cohetes, fundada en 1932 por un grupo de aficionados interesados en los trabajos de Goddard, perfecciono varios tipos nuevos de motores e hizo volar varios modelos.

En otros piases se llevaban a cabo experimentos similares con motores de combustible liquido, muchos de ellos inspirados en los escritos de Goddard. Basándose en los trabajos de Goddard, Alemania desarrollo la V-2, bomba volante propulsada por un cohete y empleada contra Inglaterra a finales de la II Guerra Mundial. Esta bomba tenia un peso total de 13000 kg, de los cuales 4900 eran de oxigeno liquido y 3800 de combustible (alcohol). Se consumía el combustible en 1 minuto, aproximadamente, lo que aceleraba el cohete a velocidad supersónica en una trayectoria a gran altitud. El alcance de la V-2 era de 240 a 290 km. Los detalles del diseño de la V-2 constituyen una información muy importante para el desarrollo posterior de los motores cohetes de combustible liquido en los EE.UU.

Principio de funcionamiento

Los motores cohete empuje eyectando una masa de gases caliente a gran velocidad por una tobera, de una manera similar a los motores a reacción descritos anteriormente. La diferencia principal es que los motores a reacción solo llevan el combustible, obteniendo el oxigeno para la combustión del aire que ingieren. EL motor a reacción alcanza así una relación aire-combustible de 70 a 1.

Esto significa que solo 1/70 de la masa total de flujo debe ser transportada por el avión. En los motores cohete la masa de materias gaseosas que sale por la tobera esta compuesta enteramente por los productos de la combustión del agente oxidante y del combustible, ambos transportados por la aeronave. El aumento de peso extra que representa tener que transportar toda la masa del chorro de gases limita el tiempo de duración de la combustión de los motores cohetes a un periodo relativamente corto. Como el empuje es el producto de la masa del chorro por su velocidad, es esencial conseguir velocidades del chorro muy altas. Por lo tanto, los combustible empleados en cohetes deben arder a temperaturas extremadamente elevadas para producir el empuje requerido.

Los motores cohetes se clasifican en general de acuerdo con el tipo de combustible que se emplean: propulsores sólidos y propulsores líquidos.

Motores cohete de propulsores sólidos: Los propulsores sólidos contienen una mezcla de oxidaste y combustible en sola sustancia. Habitualmente los componentes son comprimidos en una masa sólida, siendo la forma un factor que influye en la velocidad de combustión de la carga. Para formar cargas propulsoras sólidas se suelen emplear frecuentemente varios tipos de pólvora de nitrocelulosa sin humo. También se usan combinaciones de otros cuerpos químicos.

Las cargas de combustible sólido se clasifican en dos tipos: de combustión no restringida y de combustión restringida. La carga de combustión no restringida arderá por todas sus superficies expuesta, la forma geométrica de la carga determina la velocidad de combustión. Habitualmente el tiempo de combustión es muy limitado. La carga de propulsión restringida tiene parte de las superficies recubiertas con algún   inhibidor de la combustión para limitar la superficie de combustión y proporcionar un periodo de combustión mas largo.

En los motores de combustión sólido la combustión de la carga se inicia por un incitador pirotécnico que se inflama por la corriente eléctrica.

El lugar donde se guarda la carga forma la cámara de combustión y los gases resultantes de la combustión se eyectan por la tobera situada en el extremo posterior. Las velocidades del chorro de gases alcanzan los 2100 m/seg. Este tipo de motor cohete se usa en misiles militares.

Motores cohete de combustible liquido: Los combustible líquidos se llevan en tanques separados de la cámara de combustión y son introducidos en ella a un flujo controlado durante el proceso de combustión. Un monoporpelente contiene un agente oxidante y un combustible en un solo liquido. Un sistema bipropelente lleva el combustible y el agente oxidante en tanques separados y realiza la mezcla controlada dentro de la cámara de combustión.

Este ultimo tipo es el que mas se emplea actualmente. En el sistema bipropelente el combustible y el agente oxidante son enviados a presión a través de conductos de alimentación por medio de bombas, de la presión interna del tanque o de ambos métodos, a las boquillas de inyección adecuadas de la cámara de combustión . A causa de las temperaturas de combustión extremadamente alta el combustible circula normalmente por una camisa o un forro que rodea la cámara de combustión, para refrigerar las superficies de la cámara y calentar el combustible antes de que entre en las boquillas de inyección. Se usan normalmente diversas combinaciones de prepotentes líquidos. Lo normal es que se emplee oxigeno liquido con queroseno o hidrogeno. La presión en las cámaras de combustión varia de 300 a 3000 psi, las velocidades del chorro de 2100 a 3000 m/seg., y la temperatura de la cámara de combustión de 2200 C a 3000 C. Algunos propulsantes como el ácido nítrico y la analiza (combustible) son extremadamente tóxicos y requieren precauciones especiales en su manejo, lo que reduce su empleo practico. En los hipergoles la ignición puede ser espontanea, como en el ácido nítrico y la gasolina , la analina o los combustibles de reactores, con otras combinaciones puede ser necesario el uso de bujías u otras formas de ignición para empezar la combustión. Este tipo de motor   cohete se emplea principalmente para lanzamientos espaciales.

Impulso: Para comparar los tamaños y prestaciones relativas de los motores cohete, se clasifican con arreglo al impulso. El impulso especifico (Is) se define como el empuje producido por lb de propelente quemado por segundo. También se puede calcular en Kg de empuje por kg combustible consumido.

Is= lb de empuje / lb de masa de propelente consumido / seg=

Is= lb de empuje x seg / lb de masa de propelente consumido

El impulso total It se define como el producto del empuje por el tiempo total de combustión.

Los motores de combustible sólido se han empleado con éxito por los aviones militares para producir empuje adicional en el despegue. Los motores cohetes se adosan al fuselaje, se activan para el despegue y se lanzan después cuando se han consumido. Esto se denomina despegue asistido de los reactores (JATO) y, a veces despegue asistido por cohetes (RATO).

Características del Aeromovil equipado con el motor cohete

Esta unidad motriz ha sido proyectada para propulsar un aeromovil experimental, lanzado desde el avión.

El objetivo que se perseguía con estos lanzamientos, era efectuar estudios de carácter aerodinámico a altas velocidades, en 1947, simultáneamente con los problemas relativos a tele-dirección y propulsión a cohete.

Características del Aeromovil

ALA Y FUSELAJE COMO MODELO DE LANZAMIENTO

Envergadura= 0,640 m

Cuerda cota= 0,300 m

Cuerda cota= 320 0,180 m

Superficie= 0,154 m cuadrados

Alargamiento= 2,66 m

Perfil N.A.C.A.= 0,006M

Timón de profundidad, cuerda= 0,06m

Empenaje vertical

Dimensiones como en el modelo sin motor

Perfil G.E.I.A “T1” , 7,8% al 50% c.

Pesos estimados

Ala= 25,5 kg.

Fuselaje= 20,0 kg.

Empenaje= 5,0 kg.

Motor: 15,0 Kg.

Tanques= 63,0 Kg.

Combustible= 96,0 Kg.

Tubos y uniones= 5,0 kg.

Piloto automático= 10,0 Kg.

Radio e instrumentos= 10,0 Kg.

Baterías y acumuladores= 15,0 Kg.

Total estructura y combustible= 264,0 Kg.

Carga Util= 36,0 Kg.

Peso total en vuelo = 300 Kg.

Carga/Alar 240 Kg./m (cuadrado)

Numero de Mach critico 0,7 (Cz=0,1)

Perfomaces con empuje de 320 Kg, y tiempo de 40 segundos

Velocidad máxima en vuelo horizontal a 0 m, de altura 0,7340=238 m/seg.=856km/h.

Alcance aproximado para lanzamiento de 5000 m.

L= 60 km. ( 10 km. Vuelo horizontal y 50 km. de planeo)

Selección del Propulsante

Al considerar el proyecto de un motor-cohete la selección del propulsaste es la primera decisión y tal vez la mas importante, ya que su naturaleza determina el diseño de los principales elementos integrantes del motor-cohete, es decir, las propiedades físicas del oxidaste y combustible fijan, tanto la configuración como el material de construcción.

En la opción por un cierto propulsaste, se encuentran implicadas un sin numero de consideraciones. La elección en general depende de la finalidad de aplicación del motor y de otras consideraciones como la disponibilidad, costo, dificultades de manejo y otras.

En un sistema bi-propulsante existe el problema de la selección del oxidaste y del combustible. El oxidaste representa un factor casi constante mostrando solamente una capacidad del variación mínima. Por esto su selección es mucho mas limitada que la del combustible.

La selección del primero se ha hecho entre una reducida variedad, y pueden citarse por su mayor importancia en grado de aceptación: el oxigeno liquido, ácido nítrico y peróxido de hidrogeno.

De estos tres se eligió el ácido nítrico, sobre todo por su disponibilidad, su propiedad de auto-encendido en combinación con amigas y por ocupar esta combinación el segundo lugar entre las mencionadas en cuanto el empuje especifico (220 kg/kg seg). Un rasgo característico importante en su aplicación practica es la gran estabilidad del ácido nítrico que permite su fácil manejo y almacenamiento.

Presenta además las siguientes ventajas de orden físico, tiene la mas alta densidad que puede variar desde 1,5 hasta 1,6 según sea el contenido de NO2, comparada con 1,14 para el oxigeno liquido y 1,34 para el peróxido de hidrogeno. Su punto de ebullición es de 62 grados centígrados, el de congelación de -46 grados centígrados y tiene una presión de vaporización de 129 mm/Hg.

Su densidad, superior en un 40 % a la del oxigeno liquido le da una ventaja en el alcance de un aeromovil, sobre este ultimo, de 24 %. Desde el punto de vista económico es ventajoso por su bajo costo y su disponibilidad es grande empleándoselo extensivamente en la industria.

Una de las desventajas que ofrece es su alto grado de poder corrosivo, que hace necesario el empleo de aceros inoxidables y aluminio en el sistema de alimentación. En contacto con la piel produce quemaduras graves y sus vapores son tóxicos, razones por las cuales se hace necesario el empleo de medios especiales de protección para el personal encargado de su manejo.

Como combustible se eligió la anilina, por su propiedad de autoencendido con el ácido nítrico. Tiene una densidad de 1,03 y un punto de ebullición de 180 C que la hace ventajosa como agente refrigerante en el motor con refrigeración degenerativa. Su mayor desventaja reside en su alto punto de congelación que es de -6 grados centígrados que no permite emplearla, en ambiente frío (alturas). Sin embargo esto puede subsanarse fácilmente con el agregado de alcohol furfurolico, que rebaja el punto de congelación hasta -40 centígrados.

Otra desventaja es la toxicidad de sus vapores y la proveniente del contacto con la piel.

Como su disponible y costo no son tan satisfactorios como los del ácido nítrico, podrían emplearse en su reemplazo mezclas de amigas experimentadas y aplicadas en el extranjero en gran escala.

El empleo de anilina y mezcla de aminas fue previsto solamente en la primera etapa del desarrollo del motor-cohete. En su etapa final se ha determinado el empleo de kerosene o naftas que ofrecen la ventaja de mejores performances, además de su gran disponibilidad y bajo costo. Estas permiten la combinación del motor-cohete con el turbo-reactor, el emplear el combustible de este ultimo, con lo cual se simplificaría la insolación conjunta en los aviones. En consecuencia, se presenta la necesidad de un dispositivo para el encendido, ya sea un encendedor pirotécnico o una pequeña cantidad de mezcla de amigas inyectada en el momento de arranque.

Variacion de la densidad del propulsante

Como ya se estableciera anteriormente, la variación de la densidad, tiene una marcada influencia en las performances. Así una variación del 1 % en el concentración del ácido nítrico reducida en una reducción del 10 % en la velocidad de los gases de escape.

Siendo la densidad una función directa de la temperatura y esta a su vez, función del clima y altura de operación, se puede determinar la variación de la temperatura para distintas zonas climáticas y alturas en las mismas.

Conocido así la temperatura a la cual se va a operar, con este valor se debe investigar la densidad del propulsaste. A fin se ha calculado la variación de la densidad del ácido nítrico tomando como base la correspondiente a 15 grados C.

También las curvas que dan la densidad del acido se emplean en la determinacion, previa a los ensayos, de su densidad referida a la temperatura base de 15 grados Centigrados con fines comparativos.

UNIDAD MOTRIZ Y SUS CARACTERISTICAS

En primera instancia, aun en las mejores condiciones, la mayoría de los motores-cohetes funcionan con un margen muy pequeño entre el éxito y el fracaso. Así la cámara de combustión trabaja continuamente a muy altas temperaturas y la transferencia de calor a través de las peredes, comparadas con otras experiencias, es poco menos que fantástica. Por ello la cámara y el resto de motor están sometidos a esfuerzos máximos.

Con los conocimientos que se tienen actualmente, especialmente en lo que se refiere a la transferencia de calor altas velocidades en las mejores condiciones de calculo y diseño, se puede llegar a una legera aproximación y probablemente a una idea de los efectos relativos a la variación del espesor de las peredes de la cámara, material etc. Para conseguir datos mas exactos sobre el diseño, este deberá ser ensayado. Las aproximaciones mas avanzadas deben efectuarse en el Banco de ensayos, lo que significa una colaboración mucho mas estrecha entre el proyectista, técnico y experimentador que en cualquier otra rama de la ingeniería.

Un proyectista competente de motor a pistón o turbina tiene a su alcance suficientes datos como para crear un proyecto que inmediatamente puede llevarse a la practica. En cambio, la experiencia muestra que los primeros diseños de motores-cohete, generalmente explotan o se queman.

Características de la unidad motriz AN-1

Especificación

Empuje (en nivel del mar)

Medido= 335 kg

Razón de mezcla ácido nítrico analina= 2,75:1(peso)

Presión de combustión= 15-18 (atmósferas)

Performances generales

Empùje especifico= 174 seg

Caudal del propulsante= 1,9kg/seg

Consumo especifico= 5,75 gr/kg,seg

Performances internas

Temperatura de combustión en la cámara = Tc= 2753 K

Temperatura de combustión en la gargante de tobera= Tt= 2447 k

Temperatura de combustión en la salida= Te= 1599 K

Dimensiones principales

Longitud características de la cámara de combustión = Lx= 1,62 m

Razón longitud/diámetro = L/D= 28,5/11,0=2,59

Diámetro de la cámara de combustión = 11,0 cm

Longitud de la cámara =28,5 cm

Volumen de la cámara= 2,99 litros

Diámetro de la garganta de la tobera = 9,33 cm

En el proyecto original se estableció un impulso total de= 320 kg x 40 seg-12800 kg/seg

En los últimos ensayos documentados, se han obtenido los siguientes resultados de los impulsos totales

1)     335 X 42= 14000 KG/SEG

2)     345 X 33= 11385 KG/SEG

3)     360 X 33= 11880 KG/SEG

El promedios es de 12445 kg/seg que se acerca mucho a la magnitud proyectada.

Peso total vacío con estructura= 107 kg

Peso total con propulsante= 197 kg

Impulso total= 335 x 40= 13400 kg/seg

     Peso especifico vacío= 107/13400= 8 gr/kg/seg

     Peso especifico lleno= 197/13400=14,7 gr/kg/seg

Los diversos ensayos efectuados dieron como resultado:

Un motor-cohete con un empuje de 335 kg y un consumo de 1,9-2,0 kg/seg (promedio)

Resumen de los parámetros del motor

Datos

M= 0,19596 kg.seg/m

K=1,25

?= 0,736

Lx= 1,617 m

Ctx= 1,207

r= 3

fe/ft =3,69 , =5,135

Consumo=m=1,923

Fc= 95 cm cuadrados

Dc= 11 cm

Vc= 2992 cm cuadrados

F1=18,5 cm cuadrados

dt=4,85 cm

fe= 68,36 cm cuadrados

de=9,33 cm

Presión kg/cm2, Temperatura (K), Dencidad kg.seg2/m4, Velocidad sonido (m/seg), Velocidad flujo (m/seg), Numero de Mach (M), Velocidad efectiva de salida (m/seg) (vmax) Velocidad efectiva de salida (m/seg), velocidad caracteristicas, m/seg (Cx), Empuje (Ex), Empuje especifico seg (i), Tiempo de combustion segundos Tc= 0,0026357

Constante del gas m/K, Rs= 32,1 o bien Rs= 314,9 m2/K.seg2

Calor especifico Cp= 1574, 5 m2/seg2 K

Calor especifico Cv= 1259, 6 m2/seg2K

Peso molecular= m= 26,42 kg/mol

Longitud de la llama 1m= 2,62 m

Distancia entre las ondas de choque D= 39,8 cm

Este motor se diferencia de los extranjeros por las siguientes características

a-     Inyectores de tipo torbellino, que garantizan una buena atomización y mezcla, de las cuales resultan un arranque suave y un relativo bajo consumo especifico del propulsante (3,7 hasta 6 gr/kg/seg).

b-    Capa aisalante de fibrocemento, que constituye una solucion altamente efectiva (resiste 3 pruebas consecutivas) simple y barata.

c-     El conocimiento y experiencia personal necesarios para poder desarrollar motores cohetes de acuerdo a las posibilidades técnicas y a la disponibilidad de propulsante en el país.

d-    Familiarizaron del personal en el manipuleo de propulsantes peligrosos, con un cierto grado de confianza y seguridad.

e-     En investigación adicionales se ha adquirido la suficiente experiencia para otros proyectos mas avanzados, tales como serian la aplicación del motor-cohete en los aviones.