Propelente líquit d'eixides

Es proposa que este artícul o secció siga fusionat en Propergol líquit.
Per favor, discutix este tema en la pàgina de discussió abans de procedir.

Les eixides químiques d'impulsos específics més alts (eixides de propulsors líquit) utilisen propelentes de combustible líquit . Aproximadament 170 propulsors líquits diferents han segut somesos a proves de laboratori. Esta estimació exclou canvis menors a un propulsor específic tals com a aditius propulsors, inhibidors de corrosió o estabilizantes. En els Estats Units solament s'han fet a lo manco 25 combinacions de propulsantes diferents.^[1] No obstant, no hi ha hagut un propulsor completament nou usat en vol durant casi 30 anys.^[2] Molts factors entren en l'elecció d'un propelente per a un motor d'eixida de propulsor líquit. Els factors principals inclouen la facilitat d'operació, cost, perills / ambiente i funcionament. Els bipropelentes poden ser propulsors hipergólicos o no hipergólicos. Una combinació hipergólica d'oxidant i combustible començarà a cremar-se al contacte. Un no hipergólico necessita una font d'ignició.^[3]

Història

Desenroll inicial

Robert H. Goddard el 16 de març de 1926, sostenint el bastidor de llançament de la seua invenció més notable. La primera eixida de combustible líquit.

El 16 de març de 1926, Robert H. Goddard va utilisar oxigen líquit (LOX) i gasolina com a propulsors per al seu primer llançament d'eixida de combustible líquit parcialment exitós. Els dos líquits són fàcilment obtenibles, barats i altament energètics. L'oxigen és un criógeno moderat, per lo que l'aire no es licuará en contacte en un tanc d'oxigen líquit. En conseqüència, és possible almagasenar LOX breument en una eixida sense aïllament excessiu. La gasolina ha segut reemplaçada des de llavors per diferents hidrocarburs combustibles, com per eixemple el RP-1 -un tipo de querosén de grau elevat altament refinat. Esta combinació propelente és molt pràctica per a eixides que no necessiten ser almagasenats durant molt temps, i fins al dia de hui, s'utilisa en les primeres etapes de molts llançadors orbitales.

Taula

Definicions

V_i: Velocitat mija d'escape, m/s. La mateixa mida que l'impuls específic en diferents unitats, numèricament igual a l'impuls específic en N·s/kg.
r: Proporció de mescla: massa oxidant / combustible de massa
T_c: Temperatura de la cambra, °C
d: La densitat a granel de combustible i oxidant, en g/cm³
C: Velocitat característica, m/s. Igual a la pressió de la cambra multiplicada per l'àrea de la gola, dividida pel cabal másico. S'utilisa per a comprovar l'eficiència de la combustió de l'eixida experimental.

Bipropelentes

Oxidant	Combustible	Comentari	Expansió òptima des de 68,05 atm a 1 atm ^{cita requerida}					Expansió des de 68,05 atm fins al buit (0 atm) (Àrea_tovera = 40:1)^{cita requerida}
Oxidant	Combustible	Comentari	V_i	r	T_c	d	C	V_i	r	T_c	d	C
LOX	H₂	Hydrolox. Comú.	3816	4.13	2740	0.29	2416	4462	4.83	2978	0.32	2386
	H₂:Be 49:51		4498	0.87	2558	0.23	2833	5295	0.91	2589	0.24	2850
	CH₄ (metà)	Methalox. Molts motors en desenroll en el 2010.	3034	3.21	3260	0.82	1857	3615	3.45	3290	0.83	1838
	C₂H₆		3006	2.89	3320	0.90	1840	3584	3.10	3351	0.91	1825
	C₂H₄		3053	2.38	3486	0.88	1875	3635	2.59	3521	0.89	1855
	RP-1 (kerosene)	Kerolox. Comú.	2941	2.58	3403	1.03	1799	3510	2.77	3428	1.03	1783
	N₂H₄		3065	0.92	3132	1.07	1892	3460	0.98	3146	1.07	1878
	B₅H₉		3124	2.12	3834	0.92	1895	3758	2.16	3863	0.92	1894
	B₂H₆		3351	1.96	3489	0.74	2041	4016	2.06	3563	0.75	2039
	CH₄:H₂ 92.6:7.4		3126	3.36	3245	0.71	1920	3719	3.63	3287	0.72	1897
GOX	GH₂	Forma gaseosa	3997	3.29	2576	-	2550	4485	3.92	2862	-	2519
F₂	H₂		4036	7.94	3689	0.46	2556	4697	9.74	3985	0.52	2530
	H₂:Li 65.2:34.0		4256	0.96	1830	0.19	2680
	H₂:Li 60.7:39.3							5050	1.08	1974	0.21	2656
	CH₄		3414	4.53	3918	1.03	2068	4075	4.74	3933	1.04	2064
	C₂H₆		3335	3.68	3914	1.09	2019	3987	3.78	3923	1.10	2014
	MMH		3413	2.39	4074	1.24	2063	4071	2.47	4091	1.24	1987
	N₂H₄		3580	2.32	4461	1.31	2219	4215	2.37	4468	1.31	2122
	NH₃		3531	3.32	4337	1.12	2194	4143	3.35	4341	1.12	2193
	B₅H₉		3502	5.14	5050	1.23	2147	4191	5.58	5083	1.25	2140
OF₂	H₂		4014	5.92	3311	0.39	2542	4679	7.37	3587	0.44	2499
	CH₄		3485	4.94	4157	1.06	2160	4131	5.58	4207	1.09	2139
	C₂H₆		3511	3.87	4539	1.13	2176	4137	3.86	4538	1.13	2176
	RP-1		3424	3.87	4436	1.28	2132	4021	3.85	4432	1.28	2130
	MMH		3427	2.28	4075	1.24	2119	4067	2.58	4133	1.26	2106
	N₂H₄		3381	1.51	3769	1.26	2087	4008	1.65	3814	1.27	2081
	MMH:N₂H₄:H₂O 50.5:29.8:19.7		3286	1.75	3726	1.24	2025	3908	1.92	3769	1.25	2018
	B₂H₆		3653	3.95	4479	1.01	2244	4367	3.98	4486	1.02	2167
	B₅H₉		3539	4.16	4825	1.20	2163	4239	4.30	4844	1.21	2161
F₂:O₂ 30:70	H₂		3871	4.80	2954	0.32	2453	4520	5.70	3195	0.36	2417
F₂:O₂ 30:70	RP-1		3103	3.01	3665	1.09	1908	3697	3.30	3692	1.10	1889
F₂:O₂ 70:30	RP-1		3377	3.84	4361	1.20	2106	3955	3.84	4361	1.20	2104
F₂:O₂ 87.8:12.2	MMH		3525	2.82	4454	1.24	2191	4148	2.83	4453	1.23	2186
Oxidant	Combustible	Comentari	V_i	r	T_c	d	C	V_i	r	T_c	d	C
N₂F₄	CH₄		3127	6.44	3705	1.15	1917	3692	6.51	3707	1.15	1915
	C₂H₄		3035	3.67	3741	1.13	1844	3612	3.71	3743	1.14	1843
	MMH		3163	3.35	3819	1.32	1928	3730	3.39	3823	1.32	1926
	N₂H₄		3283	3.22	4214	1.38	2059	3827	3.25	4216	1.38	2058
	NH₃		3204	4.58	4062	1.22	2020	3723	4.58	4062	1.22	2021
	B₅H₉		3259	7.76	4791	1.34	1997	3898	8.31	4803	1.35	1992
ClF₅	MMH		2962	2.82	3577	1.40	1837	3488	2.83	3579	1.40	1837
	N₂H₄		3069	2.66	3894	1.47	1935	3580	2.71	3905	1.47	1934
	MMH:N₂H₄ 86:14		2971	2.78	3575	1.41	1844	3498	2.81	3579	1.41	1844
	MMH:N₂H₄:N₂H₅NO₃ 55:26:19		2989	2.46	3717	1.46	1864	3500	2.49	3722	1.46	1863
ClF₃	MMH:N₂H₄:N₂H₅NO₃ 55:26:19	Hipergólico	2789	2.97	3407	1.42	1739	3274	3.01	3413	1.42	1739
ClF₃	N₂H₄	Hipergólico	2885	2.81	3650	1.49	1824	3356	2.89	3666	1.50	1822
N₂O₄	MMH	Hipergólico. Comú.	2827	2.17	3122	1.19	1745	3347	2.37	3125	1.20	1724
	MMH:Be 76.6:29.4		3106	0.99	3193	1.17	1858	3720	1.10	3451	1.24	1849
	MMH:Al 63:27		2891	0.85	3294	1.27	1785
	MMH:Al 58:42							3460	0.87	3450	1.31	1771
	N₂H₄	Hipergólico. Comú.	2862	1.36	2992	1.21	1781	3369	1.42	2993	1.22	1770
	N₂H₄:UDMH 50:50	Hipergólico. Comú.	2831	1.98	3095	1.12	1747	3349	2.15	3096	1.20	1731
	N₂H₄:Be 80:20		3209	0.51	3038	1.20	1918
	N₂H₄:Be 76.6:23.4							3849	0.60	3230	1.22	1913
	B₅H₉		2927	3.18	3678	1.11	1782	3513	3.26	3706	1.11	1781
NO:N₂O₄ 25:75	MMH		2839	2.28	3153	1.17	1753	3360	2.50	3158	1.18	1732
NO:N₂O₄ 25:75	N₂H₄:Be 76.6:23.4		2872	1.43	3023	1.19	1787	3381	1.51	3026	1.20	1775
IRFNA IIIa	UDMH:DETA 60:40	Hipergólico	2638	3.26	2848	1.30	1627	3123	3.41	2839	1.31	1617
	MMH	Hipergólico	2690	2.59	2849	1.27	1665	3178	2.71	2841	1.28	1655
	UDMH	Hipergólico	2668	3.13	2874	1.26	1648	3157	3.31	2864	1.27	1634
IRFNA IV HDA	UDMH:DETA 60:40	Hipergólico	2689	3.06	2903	1.32	1656	3187	3.25	2951	1.33	1641
	MMH	Hipergólico	2742	2.43	2953	1.29	1696	3242	2.58	2947	1.31	1680
	UDMH	Hipergólico	2719	2.95	2983	1.28	1676	3220	3.12	2977	1.29	1662
H₂O₂	MMH		2790	3.46	2720	1.24	1726	3301	3.69	2707	1.24	1714
	N₂H₄		2810	2.05	2651	1.24	1751	3308	2.12	2645	1.25	1744
	N₂H₄:Be 74.5:25.5		3289	0.48	2915	1.21	1943	3954	0.57	3098	1.24	1940
	B₅H₉		3016	2.20	2667	1.02	1828	3642	2.09	2597	1.01	1817
Oxidant	Combustible	Comentari	V_i	r	T_c	d	C	V_i	r	T_c	d	C

Definicions d'algunes de les mescles:

IRFNA IIIa: 83.4% HNO3, 14% NINGÚN₂, 2% H2O, 0.6% HF
IRFNA IV HDA: 54.3% HNO3, 44% NINGÚN2, 1% H2O, 0.7% HF
RP-1: Veu MIL-P-25576C, bàsicament querosén (aproximadament C10H18)
MMH: CH3NHNH2

No té totes les senyes per a CO / O2, destinats a la NASA per a eixides basades en Mart, solament un impuls específic d'uns 250 s.

r: Proporció de mescla: massa oxidant / combustible de massa
Veu: Velocitat mija d'escape, m/s. La mateixa mida que l'impuls específic en diferents unitats, numèricament igual a l'impuls específic en N·s/kg.
C: Velocitat característica, m/s. Igual a la pressió de la cambra multiplicada per l'àrea de la gola, dividida pel cabal másico. S'utilisa per a comprovar l'eficiència de la combustió de l'eixida experimental.
Tc: Temperatura de la cambra, °C
d: La densitat a granel de combustible i oxidant, en g/cm³

Monopropelentes

Propulsor	Comentari	Expansió òptima des de 68.05 atm fins a 1 atm ^{cita requerida}				Expansió des de 68.05 atm fins al buit (0 atm) (Àrea_tovera = 40:1) ^{cita requerida}
Propulsor	Comentari	Veu	Tc	d	C	Veu	Tc	d	C
Dinitramida d'amoni (LMP-103S)^[4]^[5]	Missió PRISMA (2010–2015) 5 S/Cs llançats 2016^[6]		1608	1.24			1608	1.24
Hidrazina^[5]	Comú		883	1.01			883	1.01
Peròxit de hidrogen	Comú	1610	1270	1.45	1040	1860	1270	1.45	1040
Hidroxilamonio nitrat (AF-M315E)^[5]			1893	1.46			1893	1.46
Nitrometano
Propulsor	Comentari	Veu	Tc	d	C	Veu	Tc	d	C

Referències

↑ «History of liquid propellant rocket engines in the united states».Journal of Propulsion and Power.19(6), 978–1007
↑ (2010) Rocket Propulsion Elements, New York: Wiley.
↑ (1992) Space Mission Analysis and Design, Boston: Kluver Academic Publishers.
↑ «Expanding the ADN-based Monopropellant Thruster Family».
↑ ^5,0 ^5,1 ^5,2 «Advanced Monopropellants Combustion Chambers and Monolithic Catalyst for Small Satellite Propulsion».Huntsville, AL:
↑ «HPGP® - High Performance Green Propulsion».

Enllaços externs

Cpropep-Web un programa d'ordenador en llínea per a calcular rendiment de propulsor en motors d'eixida
Ferramenta de disseny per a Motor d'Eixida Líquida l'anàlisis Termodinàmic és un programa d'ordenador per a pronosticar el rendiment dels motors d'eixida de propulsor líquit.
Clark, John D. (1972).  (1972) Ignition! An Informal History of Liquid Rocket Propellants,  Rutgers University Press, pp. 214. ISBN 0-8135-0725-1.  Per a una història de propulsors d'eixida líquida en els EE. UU. per un desenrollador de propulsor d'eixida pionera.

Referències

Este artícul conté una traducció derivada de «Propelente líquido de cohetes» de Wikipedia en castellà publicada baix la Llicència de documentació lliure de GNU i la Llicència Creative Commons Reconeiximent-CompartirIgual 4.0 Internacional.

[1] «History of liquid propellant rocket engines in the united states».Journal of Propulsion and Power.19(6), 978–1007

[Sutton_2010-2] (2010) Rocket Propulsion Elements, New York: Wiley.

[3] (1992) Space Mission Analysis and Design, Boston: Kluver Academic Publishers.

[4] «Expanding the ADN-based Monopropellant Thruster Family».

[15ASMD-5] 5,0 ^5,1 ^5,2 «Advanced Monopropellants Combustion Chambers and Monolithic Catalyst for Small Satellite Propulsion».Huntsville, AL:

[6] «HPGP® - High Performance Green Propulsion».

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]