Una vez que hayas realizado la fusión de artículos, pide la fusión de historiales aquí. Este aviso fue puesto el 25 de octubre de 2019.
Los cohetes químicos de impulsos específicos más altos (cohetes de propulsores líquido) utilizan propelentes de combustible líquido . Aproximadamente 170 propulsores líquidos diferentes han sido sometidos a pruebas de laboratorio. Esta estimación excluye cambios menores a un propulsor específico tales como aditivos propulsores, inhibidores de corrosión o estabilizantes. En los Estados Unidos solo se han hecho al menos 25 combinaciones de propulsantes diferentes.[1] Sin embargo, no ha habido un propulsor completamente nuevo usado en vuelo durante casi 30 años.[2] Muchos factores entran en la elección de un propelente para un motor de cohete de propulsor líquido. Los factores principales incluyen la facilidad de operación, costo, peligros / ambiente y funcionamiento. Los bipropelentes pueden ser propulsores hipergólicos o no hipergólicos. Una combinación hipergólica de oxidante y combustible comenzará a quemarse al contacto. Un no hipergólico necesita una fuente de ignición.[3]
Historiaeditar
Desarrollo inicialeditar
Robert H. Goddard el 16 de marzo de 1926, sosteniendo el bastidor de lanzamiento de su invención más notable. El primer cohete de combustible líquido.
El 16 de marzo de 1926, Robert H. Goddard utilizó oxígeno líquido (LOX) y gasolina como propulsores para su primer lanzamiento de cohete de combustible líquido parcialmente exitoso. Los dos líquidos son fácilmente obtenibles, baratos y altamente energéticos. El oxígeno es un criógeno moderado, por lo que el aire no se licuará en contacto con un tanque de oxígeno líquido. En consecuencia, es posible almacenar LOX brevemente en un cohete sin aislamiento excesivo. La gasolina ha sido reemplazada desde entonces por diferentes hidrocarburos combustibles, como por ejemplo el RP-1 -un tipo de queroseno de grado elevado altamente refinado. Esta combinación propelente es muy práctica para cohetes que no necesitan ser almacenados durante mucho tiempo, y hasta el día de hoy, se utiliza en las primeras etapas de muchos lanzadores orbitales.
Tablaeditar
Definicioneseditar
Ve
Velocidad media de escape, m/s. La misma medida que el impulso específico en diferentes unidades, numéricamente igual al impulso específico en N·s/kg.
r
Proporción de mezcla: masa oxidante / combustible de masa
Tc
Temperatura de la cámara, °C
d
La densidad a granel de combustible y oxidante, en g/cm³
C*
Velocidad característica, m/s. Igual a la presión de la cámara multiplicada por el área de la garganta, dividida por el caudal másico. Se utiliza para comprobar la eficiencia de la combustión del cohete experimental.
No tiene todos los datos para CO / O2, destinados a la NASA para cohetes basados en Marte, solo un impulso específico de unos 250 s.
r
Proporción de mezcla: masa oxidante / combustible de masa
Ve
Velocidad media de escape, m/s. La misma medida que el impulso específico en diferentes unidades, numéricamente igual al impulso específico en N·s/kg.
C*
Velocidad característica, m/s. Igual a la presión de la cámara multiplicada por el área de la garganta, dividida por el caudal másico. Se utiliza para comprobar la eficiencia de la combustión del cohete experimental.
Tc
Temperatura de la cámara, °C
d
La densidad a granel de combustible y oxidante, en g/cm³
«History of liquid propellant rocket engines in the united states». Journal of Propulsion and Power. 19(6), 978–1007. 2003.
Rocket Propulsion Elements. New York: Wiley. 2010.
Space Mission Analysis and Design. Boston: Kluver Academic Publishers. 1992.
Anflo, K.; Moore, S.; King, P. Expanding the ADN-based Monopropellant Thruster Family. SSC09-II-4.
↑ Shchetkovskiy, Anatoliy; McKechnie, Tim; Mustaikis, Steven (13 de agosto de 2012). Advanced Monopropellants Combustion Chambers and Monolithic Catalyst for Small Satellite Propulsion. Huntsville, AL. Consultado el 14 de diciembre de 2017.
Dingertz, Wilhelm (10 de octubre de 2017). HPGP® - High Performance Green Propulsion. Consultado el 14 de diciembre de 2017.
Enlaces externoseditar
un programa de ordenador en línea para calcular rendimiento de propulsor en motores de cohete
el análisis Termodinámico es un programa de ordenador para pronosticar el rendimiento de los motores de cohete de propulsor líquido.
Clark, John D. (1972). Ignition! An Informal History of Liquid Rocket Propellants. Rutgers University Press. 1972. p. 214. ISBN0-8135-0725-1. Para una historia de propulsores de cohete líquido en los EE. UU. por un desarrollador de propulsor de cohete pionero.
Datos:Q2397199
Noviembre 16, 2023
propelente, líquido, cohetes, sugerido, propergol, líquido, fusionado, este, artículo, sección, motivo, argumentos, están, expuestos, página, discusión, hayas, realizado, fusión, artículos, pide, fusión, historiales, aquí, este, aviso, puesto, octubre, 2019, c. Se ha sugerido que Propergol liquido sea fusionado en este articulo o seccion Motivo los argumentos estan expuestos en la pagina de discusion Una vez que hayas realizado la fusion de articulos pide la fusion de historiales aqui Este aviso fue puesto el 25 de octubre de 2019 Los cohetes quimicos de impulsos especificos mas altos cohetes de propulsores liquido utilizan propelentes de combustible liquido Aproximadamente 170 propulsores liquidos diferentes han sido sometidos a pruebas de laboratorio Esta estimacion excluye cambios menores a un propulsor especifico tales como aditivos propulsores inhibidores de corrosion o estabilizantes En los Estados Unidos solo se han hecho al menos 25 combinaciones de propulsantes diferentes 1 Sin embargo no ha habido un propulsor completamente nuevo usado en vuelo durante casi 30 anos 2 Muchos factores entran en la eleccion de un propelente para un motor de cohete de propulsor liquido Los factores principales incluyen la facilidad de operacion costo peligros ambiente y funcionamiento Los bipropelentes pueden ser propulsores hipergolicos o no hipergolicos Una combinacion hipergolica de oxidante y combustible comenzara a quemarse al contacto Un no hipergolico necesita una fuente de ignicion 3 Indice 1 Historia 1 1 Desarrollo inicial 2 Tabla 2 1 Definiciones 2 2 Bipropelentes 2 3 Monopropelentes 3 Referencias 4 Enlaces externosHistoria editarDesarrollo inicial editar nbsp Robert H Goddard el 16 de marzo de 1926 sosteniendo el bastidor de lanzamiento de su invencion mas notable El primer cohete de combustible liquido El 16 de marzo de 1926 Robert H Goddard utilizo oxigeno liquido LOX y gasolina como propulsores para su primer lanzamiento de cohete de combustible liquido parcialmente exitoso Los dos liquidos son facilmente obtenibles baratos y altamente energeticos El oxigeno es un criogeno moderado por lo que el aire no se licuara en contacto con un tanque de oxigeno liquido En consecuencia es posible almacenar LOX brevemente en un cohete sin aislamiento excesivo La gasolina ha sido reemplazada desde entonces por diferentes hidrocarburos combustibles como por ejemplo el RP 1 un tipo de queroseno de grado elevado altamente refinado Esta combinacion propelente es muy practica para cohetes que no necesitan ser almacenados durante mucho tiempo y hasta el dia de hoy se utiliza en las primeras etapas de muchos lanzadores orbitales Tabla editarDefiniciones editar Ve Velocidad media de escape m s La misma medida que el impulso especifico en diferentes unidades numericamente igual al impulso especifico en N s kg r Proporcion de mezcla masa oxidante combustible de masa Tc Temperatura de la camara C d La densidad a granel de combustible y oxidante en g cm C Velocidad caracteristica m s Igual a la presion de la camara multiplicada por el area de la garganta dividida por el caudal masico Se utiliza para comprobar la eficiencia de la combustion del cohete experimental Bipropelentes editar Oxidante Combustible Comentario Expansion optima desde68 05 atm a 1 atm cita requerida Expansion desde 68 05 atmhasta el vacio 0 atm Areatobera 40 1 cita requerida Ve r Tc d C Ve r Tc d C LOX H2 Hydrolox Comun 3816 4 13 2740 0 29 2416 4462 4 83 2978 0 32 2386H2 Be 49 51 4498 0 87 2558 0 23 2833 5295 0 91 2589 0 24 2850CH4 metano Methalox Muchos motores en desarrollo en el 2010 3034 3 21 3260 0 82 1857 3615 3 45 3290 0 83 1838C2H6 3006 2 89 3320 0 90 1840 3584 3 10 3351 0 91 1825C2H4 3053 2 38 3486 0 88 1875 3635 2 59 3521 0 89 1855RP 1 kerosene Kerolox Comun 2941 2 58 3403 1 03 1799 3510 2 77 3428 1 03 1783N2H4 3065 0 92 3132 1 07 1892 3460 0 98 3146 1 07 1878B5H9 3124 2 12 3834 0 92 1895 3758 2 16 3863 0 92 1894B2H6 3351 1 96 3489 0 74 2041 4016 2 06 3563 0 75 2039CH4 H2 92 6 7 4 3126 3 36 3245 0 71 1920 3719 3 63 3287 0 72 1897GOX GH2 Forma gaseosa 3997 3 29 2576 2550 4485 3 92 2862 2519F2 H2 4036 7 94 3689 0 46 2556 4697 9 74 3985 0 52 2530H2 Li 65 2 34 0 4256 0 96 1830 0 19 2680H2 Li 60 7 39 3 5050 1 08 1974 0 21 2656CH4 3414 4 53 3918 1 03 2068 4075 4 74 3933 1 04 2064C2H6 3335 3 68 3914 1 09 2019 3987 3 78 3923 1 10 2014MMH 3413 2 39 4074 1 24 2063 4071 2 47 4091 1 24 1987N2H4 3580 2 32 4461 1 31 2219 4215 2 37 4468 1 31 2122NH3 3531 3 32 4337 1 12 2194 4143 3 35 4341 1 12 2193B5H9 3502 5 14 5050 1 23 2147 4191 5 58 5083 1 25 2140OF2 H2 4014 5 92 3311 0 39 2542 4679 7 37 3587 0 44 2499CH4 3485 4 94 4157 1 06 2160 4131 5 58 4207 1 09 2139C2H6 3511 3 87 4539 1 13 2176 4137 3 86 4538 1 13 2176RP 1 3424 3 87 4436 1 28 2132 4021 3 85 4432 1 28 2130MMH 3427 2 28 4075 1 24 2119 4067 2 58 4133 1 26 2106N2H4 3381 1 51 3769 1 26 2087 4008 1 65 3814 1 27 2081MMH N2H4 H2O 50 5 29 8 19 7 3286 1 75 3726 1 24 2025 3908 1 92 3769 1 25 2018B2H6 3653 3 95 4479 1 01 2244 4367 3 98 4486 1 02 2167B5H9 3539 4 16 4825 1 20 2163 4239 4 30 4844 1 21 2161F2 O2 30 70 H2 3871 4 80 2954 0 32 2453 4520 5 70 3195 0 36 2417RP 1 3103 3 01 3665 1 09 1908 3697 3 30 3692 1 10 1889F2 O2 70 30 RP 1 3377 3 84 4361 1 20 2106 3955 3 84 4361 1 20 2104F2 O2 87 8 12 2 MMH 3525 2 82 4454 1 24 2191 4148 2 83 4453 1 23 2186Oxidante Combustible Comentario Ve r Tc d C Ve r Tc d C N2F4 CH4 3127 6 44 3705 1 15 1917 3692 6 51 3707 1 15 1915C2H4 3035 3 67 3741 1 13 1844 3612 3 71 3743 1 14 1843MMH 3163 3 35 3819 1 32 1928 3730 3 39 3823 1 32 1926N2H4 3283 3 22 4214 1 38 2059 3827 3 25 4216 1 38 2058NH3 3204 4 58 4062 1 22 2020 3723 4 58 4062 1 22 2021B5H9 3259 7 76 4791 1 34 1997 3898 8 31 4803 1 35 1992ClF5 MMH 2962 2 82 3577 1 40 1837 3488 2 83 3579 1 40 1837N2H4 3069 2 66 3894 1 47 1935 3580 2 71 3905 1 47 1934MMH N2H4 86 14 2971 2 78 3575 1 41 1844 3498 2 81 3579 1 41 1844MMH N2H4 N2H5NO3 55 26 19 2989 2 46 3717 1 46 1864 3500 2 49 3722 1 46 1863ClF3 MMH N2H4 N2H5NO3 55 26 19 Hipergolico 2789 2 97 3407 1 42 1739 3274 3 01 3413 1 42 1739N2H4 Hipergolico 2885 2 81 3650 1 49 1824 3356 2 89 3666 1 50 1822N2O4 MMH Hipergolico Comun 2827 2 17 3122 1 19 1745 3347 2 37 3125 1 20 1724MMH Be 76 6 29 4 3106 0 99 3193 1 17 1858 3720 1 10 3451 1 24 1849MMH Al 63 27 2891 0 85 3294 1 27 1785MMH Al 58 42 3460 0 87 3450 1 31 1771N2H4 Hipergolico Comun 2862 1 36 2992 1 21 1781 3369 1 42 2993 1 22 1770N2H4 UDMH 50 50 Hipergolico Comun 2831 1 98 3095 1 12 1747 3349 2 15 3096 1 20 1731N2H4 Be 80 20 3209 0 51 3038 1 20 1918N2H4 Be 76 6 23 4 3849 0 60 3230 1 22 1913B5H9 2927 3 18 3678 1 11 1782 3513 3 26 3706 1 11 1781NO N2O4 25 75 MMH 2839 2 28 3153 1 17 1753 3360 2 50 3158 1 18 1732N2H4 Be 76 6 23 4 2872 1 43 3023 1 19 1787 3381 1 51 3026 1 20 1775IRFNA IIIa UDMH DETA 60 40 Hipergolico 2638 3 26 2848 1 30 1627 3123 3 41 2839 1 31 1617MMH Hipergolico 2690 2 59 2849 1 27 1665 3178 2 71 2841 1 28 1655UDMH Hipergolico 2668 3 13 2874 1 26 1648 3157 3 31 2864 1 27 1634IRFNA IV HDA UDMH DETA 60 40 Hipergolico 2689 3 06 2903 1 32 1656 3187 3 25 2951 1 33 1641MMH Hipergolico 2742 2 43 2953 1 29 1696 3242 2 58 2947 1 31 1680UDMH Hipergolico 2719 2 95 2983 1 28 1676 3220 3 12 2977 1 29 1662H2O2 MMH 2790 3 46 2720 1 24 1726 3301 3 69 2707 1 24 1714N2H4 2810 2 05 2651 1 24 1751 3308 2 12 2645 1 25 1744N2H4 Be 74 5 25 5 3289 0 48 2915 1 21 1943 3954 0 57 3098 1 24 1940B5H9 3016 2 20 2667 1 02 1828 3642 2 09 2597 1 01 1817Oxidante Combustible Comentario Ve r Tc d C Ve r Tc d C Definiciones de algunas de las mezclas IRFNA IIIa 83 4 HNO3 14 NINGUN2 2 H2O 0 6 HF IRFNA IV HDA 54 3 HNO3 44 NINGUN2 1 H2O 0 7 HF RP 1 Ve MIL P 25576C basicamente queroseno aproximadamente C10H18 MMH CH3NHNH2No tiene todos los datos para CO O2 destinados a la NASA para cohetes basados en Marte solo un impulso especifico de unos 250 s r Proporcion de mezcla masa oxidante combustible de masa Ve Velocidad media de escape m s La misma medida que el impulso especifico en diferentes unidades numericamente igual al impulso especifico en N s kg C Velocidad caracteristica m s Igual a la presion de la camara multiplicada por el area de la garganta dividida por el caudal masico Se utiliza para comprobar la eficiencia de la combustion del cohete experimental Tc Temperatura de la camara C d La densidad a granel de combustible y oxidante en g cm Monopropelentes editar Propulsor Comentario Expansion optima desde 68 05 atm hasta 1 atm cita requerida Expansion desde 68 05 atm hasta el vacio 0 atm Areatobera 40 1 cita requerida Ve Tc d C Ve Tc d C Dinitramida de amonio LMP 103S 4 5 Mision PRISMA 2010 2015 5 S Cs lanzados 2016 6 1608 1 24 1608 1 24Hidrazina 5 Comun 883 1 01 883 1 01Peroxido de hidrogeno Comun 1610 1270 1 45 1040 1860 1270 1 45 1040Hidroxilamonio nitrato AF M315E 5 1893 1 46 1893 1 46NitrometanoPropulsor Comentario Ve Tc d C Ve Tc d C Referencias editar History of liquid propellant rocket engines in the united states Journal of Propulsion and Power 19 6 978 1007 2003 Rocket Propulsion Elements New York Wiley 2010 Space Mission Analysis and Design Boston Kluver Academic Publishers 1992 Anflo K Moore S King P Expanding the ADN based Monopropellant Thruster Family SSC09 II 4 a b c Shchetkovskiy Anatoliy McKechnie Tim Mustaikis Steven 13 de agosto de 2012 Advanced Monopropellants Combustion Chambers and Monolithic Catalyst for Small Satellite Propulsion Huntsville AL Consultado el 14 de diciembre de 2017 Dingertz Wilhelm 10 de octubre de 2017 HPGP High Performance Green Propulsion Consultado el 14 de diciembre de 2017 Enlaces externos editarCpropep Web un programa de ordenador en linea para calcular rendimiento de propulsor en motores de cohete Herramienta de diseno para Motor de Cohete Liquido el analisis Termodinamico es un programa de ordenador para pronosticar el rendimiento de los motores de cohete de propulsor liquido Clark John D 1972 Ignition An Informal History of Liquid Rocket Propellants Rutgers University Press 1972 p 214 ISBN 0 8135 0725 1 Para una historia de propulsores de cohete liquido en los EE UU por un desarrollador de propulsor de cohete pionero nbsp Datos Q2397199 Obtenido de https es wikipedia org w index php title Propelente liquido de cohetes amp oldid 132926242, wikipedia, wiki, leyendo, leer, libro, biblioteca,
