Foguete de propelente líquido - Liquid-propellant rocket

Um diagrama simplificado de um foguete de propelente líquido.
  1. Combustível líquido para foguetes .
  2. Oxidizer .
  3. As bombas carregam o combustível e o oxidante.
  4. A câmara de combustão mistura e queima os dois líquidos.
  5. O gás liberado pela reação passa pela "garganta", que alinha todos os gases produzidos na direção certa.
  6. A exaustão sai do foguete.

Um foguete de propelente líquido ou foguete de líquido utiliza um motor de foguete que usa propelentes líquidos . Os líquidos são desejáveis ​​porque têm uma densidade razoavelmente alta e um alto impulso específico ( I sp ) . Isso permite que o volume dos tanques de propelente seja relativamente baixo. Também é possível usar turbobombas centrífugas leves para bombear o propelente do foguete dos tanques para a câmara de combustão, o que significa que os propelentes podem ser mantidos sob baixa pressão. Isso permite o uso de tanques de propelente de baixa massa que não precisam resistir às altas pressões necessárias para armazenar quantidades significativas de gases, resultando em uma baixa proporção de massa para o foguete.

Um gás inerte armazenado em um tanque em alta pressão às vezes é usado em vez de bombas em pequenos motores mais simples para forçar os propelentes para a câmara de combustão. Esses motores podem ter uma razão de massa mais alta, mas geralmente são mais confiáveis ​​e, portanto, são amplamente usados ​​em satélites para manutenção de órbita.

Foguetes líquidos podem ser foguetes monopropelentes usando um único tipo de propelente ou foguetes bipropelentes usando dois tipos de propelente. Foguetes tripropelentes usando três tipos de propelentes são raros. Alguns projetos são throttleable para a operação de impulso variável e alguns podem ser reiniciado após um desligamento anterior no espaço. Os propelentes líquidos também são usados ​​em foguetes híbridos , com algumas das vantagens de um foguete sólido .

História

Robert H. Goddard , empacotado contra o clima frio da Nova Inglaterra de 16 de março de 1926, detém a estrutura de lançamento de sua invenção mais notável - o primeiro foguete líquido.

A ideia do foguete líquido tal como entendida no contexto moderno aparece pela primeira vez no livro A Exploração do Espaço Cósmico por Meios de Dispositivos de Reação , do professor russo Konstantin Tsiolkovsky . Este tratado seminal sobre astronáutica foi publicado em maio de 1903, mas só foi distribuído fora da Rússia anos depois, e os cientistas russos deram pouca atenção a ele.

Pedro Paulet escreveu uma carta a um jornal de Lima em 1927, alegando que havia experimentado um motor de foguete líquido enquanto era estudante em Paris, três décadas antes. Historiadores dos primeiros experimentos com foguetes, entre eles Max Valier , Willy Ley e John D. Clark , deram diferentes quantidades de crédito ao relatório de Paulet. Paulet descreveu testes de laboratório, mas não afirmou ter lançado um foguete líquido.

O primeiro vôo de um foguete de propelente líquido ocorreu em 16 de março de 1926 em Auburn, Massachusetts , quando o professor americano Dr. Robert H. Goddard lançou um veículo usando oxigênio líquido e gasolina como propelentes. O foguete, que foi apelidado de "Nell", subiu apenas 41 pés durante um vôo de 2,5 segundos que terminou em um campo de repolho, mas foi uma demonstração importante de que foguetes utilizando propulsão líquida eram possíveis. Goddard propôs propelentes líquidos cerca de quinze anos antes e começou a experimentá-los seriamente em 1921. O alemão-romeno Hermann Oberth publicou um livro em 1922 sugerindo o uso de propelentes líquidos.

Na Alemanha, engenheiros e cientistas ficaram fascinados com a propulsão líquida, construindo e testando-os no início dos anos 1930 em um campo perto de Berlim. Este grupo de foguetes amador, o VfR , incluía Wernher von Braun , que se tornou o chefe da estação de pesquisa do exército que projetou a arma de foguete V-2 para os nazistas.

Desenho do protótipo de foguete He 176 V1

No final dos anos 1930, o uso de propulsão de foguete para vôo tripulado começou a ser seriamente experimentado, quando o alemão Heinkel He 176 fez o primeiro voo tripulado por foguete usando um motor de foguete líquido, projetado pelo engenheiro aeronáutico alemão Hellmuth Walter em 20 de junho de 1939 . A única aeronave de combate movida a foguete de produção a ver o serviço militar, o Me 163 Komet em 1944-45, também usava um motor de foguete líquido projetado por Walter , o Walter HWK 109-509 , que produzia até 1.700 kgf (16,7 kN ) impulsionado com força total.

Após a Segunda Guerra Mundial, o governo e os militares americanos finalmente consideraram seriamente os foguetes de propelente líquido como armas e começaram a financiar o trabalho neles. A União Soviética fez o mesmo e, assim, deu início à corrida espacial .

Na década de 2010, motores impressos em 3D começaram a ser usados ​​para voos espaciais. Exemplos de tais motores incluem SuperDraco usado no sistema de escape de lançamento do SpaceX Dragon 2 e também motores usados ​​para o primeiro ou segundo estágios em veículos de lançamento da Astra , Orbex , Relativity Space , Skyrora ou Launcher.

Tipos

Foguetes líquidos foram construídos como foguetes monopropelentes usando um único tipo de propelente, foguetes bipropelentes usando dois tipos de propelente ou foguetes tripropelentes mais exóticos usando três tipos de propelente. Foguetes líquidos bipropelentes geralmente usam um combustível líquido , como hidrogênio líquido ou um combustível de hidrocarboneto, como RP-1 , e um oxidante líquido , como oxigênio líquido . O motor pode ser um motor de foguete criogênico , onde o combustível e o oxidante, como o hidrogênio e o oxigênio, são gases que foram liquefeitos a temperaturas muito baixas.

Foguetes de propelente líquido podem ser estrangulados (empuxo variado) em tempo real e têm controle da proporção da mistura (proporção na qual o oxidante e o combustível são misturados); eles também podem ser desligados e, com um sistema de ignição adequado ou propelente de auto-ignição, reiniciados.

Foguetes híbridos aplicam um oxidante líquido ou gasoso a um combustível sólido.

Princípio da Operação

Todos os motores de foguetes líquidos têm tanques e tubos para armazenar e transferir o propelente, um sistema injetor, uma câmara de combustão que é tipicamente cilíndrica e um (às vezes dois ou mais) bocais de foguete . Os sistemas líquidos permitem um impulso específico mais alto do que os motores de foguetes híbridos e sólidos e podem fornecer uma eficiência de tanque muito alta.

Ao contrário dos gases, um propelente líquido típico tem uma densidade semelhante à da água, aproximadamente 0,7-1,4g / cm³ (exceto o hidrogênio líquido que tem uma densidade muito mais baixa), enquanto requer apenas uma pressão relativamente modesta para evitar a vaporização . Esta combinação de densidade e baixa pressão permite um tanque muito leve; aproximadamente 1% do conteúdo para propelentes densos e cerca de 10% para hidrogênio líquido (devido à sua baixa densidade e à massa do isolamento necessário).

Para injeção na câmara de combustão, a pressão do propelente nos injetores precisa ser maior do que a pressão na câmara; isso pode ser conseguido com uma bomba. As bombas adequadas geralmente usam turbobombas centrífugas devido à sua alta potência e peso leve, embora as bombas alternativas tenham sido empregadas no passado. As bombas turbo geralmente são extremamente leves e podem ter um desempenho excelente; com um peso na Terra bem abaixo de 1% do empuxo. De fato, as relações gerais entre peso e empuxo do motor de foguete , incluindo uma bomba turbo, foram tão altas quanto 155: 1 com o motor de foguete SpaceX Merlin 1D e até 180: 1 com a versão a vácuo

Alternativamente, em vez de bombas, um tanque pesado de um gás inerte de alta pressão, como o hélio, pode ser usado e a bomba abandonada; mas o delta-v que o estágio pode atingir é frequentemente muito menor devido à massa extra da tancagem, reduzindo o desempenho; mas para alta altitude ou uso de vácuo, a massa de tanque pode ser aceitável.

Os principais componentes de um motor de foguete são, portanto, a câmara de combustão ( câmara de empuxo), ignitor pirotécnico , sistema de alimentação de propelente , válvulas, reguladores, os tanques de propelente e o bico do motor de foguete . Em termos de alimentação de propelentes para a câmara de combustão, os motores de propelente líquido são alimentados por pressão ou por bomba , e os motores alimentados por bomba funcionam em um ciclo de gerador de gás , um ciclo de combustão em estágios ou um ciclo de expansão .

Um motor de foguete líquido pode ser testado antes do uso, enquanto para um motor de foguete sólido um gerenciamento de qualidade rigoroso deve ser aplicado durante a fabricação para garantir alta confiabilidade. Um motor de foguete líquido também pode ser reutilizado em vários voos, como nos foguetes da série Space Shuttle e Falcon 9 , embora a reutilização de motores de foguete sólidos também tenha sido efetivamente demonstrada durante o programa do ônibus espacial.

Os foguetes líquidos bipropelentes são simples no conceito, mas devido às altas temperaturas e às partes móveis de alta velocidade, são muito complexos na prática.

O uso de propelentes líquidos pode estar associado a uma série de problemas:

  • Como o propulsor é uma proporção muito grande da massa do veículo, o centro de massa se desloca significativamente para trás à medida que o propulsor é usado; alguém normalmente perderá o controle do veículo se sua massa central ficar muito próxima do centro de arrasto / pressão.
  • Quando operado dentro de uma atmosfera, a pressurização dos tanques propelentes de paredes tipicamente muito finas deve garantir pressão manométrica positiva em todos os momentos para evitar o colapso catastrófico do tanque.
  • Os propelentes líquidos estão sujeitos a respingos , o que freqüentemente leva à perda de controle do veículo. Isso pode ser controlado com defletores de respingo nos tanques, bem como leis de controle judiciosas no sistema de orientação .
  • Eles podem sofrer oscilação do pogo, onde o foguete sofre ciclos de aceleração não comandados.
  • Os propelentes líquidos geralmente precisam de motores para expansão em gravidade zero ou durante o preparo para evitar sugar o gás para os motores na partida. Eles também estão sujeitos a vórtice dentro do tanque, especialmente no final da queima, o que também pode resultar na sucção de gás no motor ou na bomba.
  • Os propelentes líquidos podem vazar, especialmente hidrogênio , possivelmente levando à formação de uma mistura explosiva.
  • As turbobombas para bombear propelentes líquidos são complexas para projetar e podem sofrer modos de falha graves, como velocidade excessiva se secarem ou derramamento de fragmentos em alta velocidade se partículas de metal do processo de fabricação entrarem na bomba.
  • Propelentes criogênicos , como oxigênio líquido, congelam o vapor d'água atmosférico em gelo. Isso pode danificar ou bloquear vedações e válvulas e pode causar vazamentos e outras falhas. Evitar esse problema geralmente requer procedimentos demorados de resfriamento , que tentam remover o máximo possível do vapor do sistema. O gelo também pode se formar na parte externa do tanque e, posteriormente, cair e danificar o veículo. O isolamento de espuma externa pode causar problemas, conforme mostrado pelo desastre do ônibus espacial Columbia . Os propelentes não criogênicos não causam esses problemas.
  • Foguetes líquidos não armazenáveis ​​requerem uma preparação considerável imediatamente antes do lançamento. Isso os torna menos práticos do que foguetes sólidos para a maioria dos sistemas de armas.

Propelentes

Milhares de combinações de combustíveis e oxidantes foram experimentadas ao longo dos anos. Alguns dos mais comuns e práticos são:

Criogênico

Uma das misturas mais eficientes, oxigênio e hidrogênio , sofre de temperaturas extremamente baixas necessárias para armazenar hidrogênio líquido (cerca de 20 K ou −253,2 ° C ou −423,7 ° F) e densidade de combustível muito baixa (70 kg / m 3 ou 4,4 lb / pés cúbicos, em comparação com RP-1 a 820 kg / m 3 ou 51 lb / pés cúbicos), exigindo tanques grandes que também devem ser leves e isolantes. Espuma de isolamento leve no tanque externo do vaivém espacial levou à Space Shuttle Columbia 's destruição , como uma peça se soltou, danificado sua asa e que causou a dissolução em reentrada atmosférica .

O metano / GNL líquido tem várias vantagens sobre o LH 2 . Seu desempenho ( impulso específico máximo ) é inferior ao de LH 2, mas superior ao de RP1 (querosene) e propelentes sólidos, e sua densidade mais alta, semelhante a outros combustíveis de hidrocarbonetos, fornece maior empuxo para razões de volume do que LH 2 , embora sua densidade não é tão alta quanto a de RP1. Isso o torna especialmente atraente para sistemas de lançamento reutilizáveis porque a densidade mais alta permite motores menores, tanques de propelente e sistemas associados. O LNG também queima com menos ou nenhuma fuligem (menos ou sem coqueificação) do que RP1, o que facilita a reutilização quando comparado com ele, e LNG e RP1 queimam mais resfriado do que LH 2, de modo que LNG e RP1 não deformam tanto as estruturas internas do motor. Isso significa que os motores que queimam GNL podem ser reutilizados mais do que aqueles que queimam RP1 ou LH 2 . Ao contrário dos motores que queimam LH 2 , os motores RP1 e LNG podem ser projetados com um eixo compartilhado com uma única turbina e duas turbinas, uma para LOX e LNG / RP1. No espaço, o GNL não precisa de aquecedores para mantê-lo líquido, ao contrário do RP1. O GNL é menos caro, estando prontamente disponível em grandes quantidades. Pode ser armazenado por períodos de tempo mais prolongados e é menos explosivo que o LH 2 .

Semi-criogênico

Não criogênico / armazenável / hipergólico

O NMUSAF Me 163B 's Komet plano foguete

Muitos bipropelentes não criogênicos são hipergólicos (autoinflamados).

Para ICBMs armazenáveis e a maioria das espaçonaves, incluindo veículos tripulados, sondas planetárias e satélites, o armazenamento de propelentes criogênicos por longos períodos é inviável. Por causa disso, as misturas de hidrazina ou seus derivados em combinação com óxidos de nitrogênio são geralmente usadas para tais aplicações, mas são tóxicas e cancerígenas . Consequentemente, para melhorar o manuseio, alguns veículos da tripulação, como Dream Chaser e Space Ship Two planejam usar foguetes híbridos com combustível não tóxico e combinações de oxidante.

Injetores

A implementação do injetor em foguetes de líquido determina o percentual de desempenho teórico do bico que pode ser alcançado. Um mau desempenho do injetor faz com que o propelente não queimado deixe o motor, dando baixa eficiência.

Além disso, os injetores geralmente também são essenciais para reduzir as cargas térmicas no bico; aumentando a proporção de combustível em torno da borda da câmara, isso resulta em temperaturas muito mais baixas nas paredes do bico.

Tipos de injetores

Os injetores podem ser tão simples quanto uma série de orifícios de pequeno diâmetro dispostos em padrões cuidadosamente construídos através dos quais o combustível e o oxidante viajam. A velocidade do fluxo é determinada pela raiz quadrada da queda de pressão nos injetores, a forma do orifício e outros detalhes, como a densidade do propelente.

Os primeiros injetores usados ​​no V-2 criaram jatos paralelos de combustível e oxidante que queimaram na câmara. Isso deu uma eficiência muito baixa.

Os injetores hoje classicamente consistem em uma série de pequenos orifícios que direcionam os jatos de combustível e oxidante para que eles colidam em um ponto no espaço a uma curta distância da placa injetora. Isso ajuda a quebrar o fluxo em pequenas gotas que queimam mais facilmente.

Os principais tipos de injetores são

  • Lavar a cabeça
  • Dupleto auto-impingente
  • Tripleto de interferência cruzada
  • Centrípeto ou giratório
  • Pintle

O injetor de pino permite um bom controle da mistura de combustível e oxidante em uma ampla faixa de taxas de fluxo. O injetor de pino foi usado nos motores do Módulo Lunar Apollo ( Sistema de Propulsão de Descida ) e no motor Kestrel , atualmente é usado no motor Merlin nos foguetes Falcon 9 e Falcon Heavy .

O motor RS-25 projetado para o ônibus espacial usa um sistema de postes canelados, que usam hidrogênio aquecido do pré-queimador para vaporizar o oxigênio líquido que flui pelo centro dos postes e isso melhora a taxa e a estabilidade do processo de combustão; motores anteriores, como o F-1 usado para o programa Apollo, tinham problemas significativos com oscilações que levavam à destruição dos motores, mas isso não era um problema no RS-25 devido a este detalhe de design.

Valentin Glushko inventou o injetor centrípeto no início dos anos 1930 e ele foi usado quase que universalmente nos motores russos. O movimento de rotação é aplicado ao líquido (e às vezes os dois propelentes são misturados), então é expelido por um pequeno orifício, onde forma uma folha em forma de cone que se atomiza rapidamente. O primeiro motor líquido de Goddard usou um único injetor de impacto. Cientistas alemães na Segunda Guerra Mundial fizeram experiências com injetores de choque em placas planas, usados ​​com sucesso no míssil Wasserfall.

Estabilidade de combustão

Para evitar instabilidades como chugging, que é uma oscilação de velocidade relativamente baixa, o motor deve ser projetado com queda de pressão suficiente nos injetores para tornar o fluxo amplamente independente da pressão da câmara. Essa queda de pressão é normalmente alcançada usando pelo menos 20% da pressão da câmara nos injetores.

No entanto, particularmente em motores maiores, uma oscilação de combustão de alta velocidade é facilmente acionada, e isso não é bem compreendido. Essas oscilações de alta velocidade tendem a perturbar a camada limite do lado do gás do motor, e isso pode fazer com que o sistema de arrefecimento falhe rapidamente, destruindo o motor. Esses tipos de oscilações são muito mais comuns em grandes motores e prejudicaram o desenvolvimento do Saturno V , mas foram finalmente superados.

Algumas câmaras de combustão, como as do motor RS-25 , usam ressonadores Helmholtz como mecanismos de amortecimento para impedir o crescimento de frequências ressonantes específicas.

Para evitar esses problemas, o projeto do injetor RS-25 fez um grande esforço para vaporizar o propelente antes da injeção na câmara de combustão. Embora muitos outros recursos tenham sido usados ​​para garantir que não ocorressem instabilidades, pesquisas posteriores mostraram que esses outros recursos eram desnecessários e que a combustão em fase gasosa funcionava de maneira confiável.

Os testes de estabilidade geralmente envolvem o uso de pequenos explosivos. Eles são detonados dentro da câmara durante a operação e causam uma excitação impulsiva. Ao examinar o traço de pressão da câmara para determinar a rapidez com que os efeitos da perturbação morrem, é possível estimar a estabilidade e redesenhar as características da câmara, se necessário.

Ciclos de motor

Para foguetes de propelente líquido, quatro maneiras diferentes de alimentar a injeção do propelente na câmara são de uso comum.

Combustível e oxidante devem ser bombeados para a câmara de combustão contra a pressão dos gases quentes sendo queimados, e a potência do motor é limitada pela taxa na qual o propelente pode ser bombeado para a câmara de combustão. Para uso atmosférico ou de lançador, alta pressão e, portanto, alta potência, os ciclos do motor são desejáveis ​​para minimizar o arrasto da gravidade . Para uso orbital, ciclos de energia mais baixos geralmente são adequados.

Ciclo alimentado por pressão
Os propelentes são forçados a entrar em tanques pressurizados (relativamente pesados). Os tanques pesados ​​significam que uma pressão relativamente baixa é ótima, limitando a potência do motor, mas todo o combustível é queimado, permitindo alta eficiência. O pressurante usado frequentemente é o hélio devido à sua falta de reatividade e baixa densidade. Exemplos: AJ-10 , usado no ônibus espacial OMS , Apollo SPS e o segundo estágio do Delta II .
Alimentado por bomba elétrica
Um motor elétrico , geralmente um motor elétrico CC sem escovas , aciona as bombas . O motor elétrico é alimentado por uma bateria. É relativamente simples de implementar e reduz a complexidade do projeto da turbomáquina , mas às custas da massa seca extra da bateria. Um exemplo de motor é o Rutherford projetado e usado pelo Rocket Lab .
Ciclo gerador de gás
Uma pequena porcentagem dos propelentes é queimada em um pré-queimador para alimentar uma turbobomba e, em seguida, exaurida por um bico separado, ou abaixo do bico principal. Isso resulta em uma redução na eficiência, uma vez que o escapamento contribui com pouco ou nenhum empuxo, mas as turbinas da bomba podem ser muito grandes, permitindo motores de alta potência. Exemplos: Saturn V 's F-1 e J-2 , Delta IV 's RS-68 , Ariane 5 's HM7B , Falcon 9 's Merlin .
Ciclo de derivação
Pega gases quentes da câmara de combustão principal do motor do foguete e os direciona através das turbinas do motor turbo para bombear o propelente e, em seguida, é exaurido. Uma vez que nem todo o propelente flui através da câmara de combustão principal, o ciclo de derivação é considerado um motor de ciclo aberto. Os exemplos incluem o J-2S e o BE-3 .
Ciclo de expansão
Combustível criogênico (hidrogênio ou metano) é usado para resfriar as paredes da câmara de combustão e do bico. O calor absorvido vaporiza e expande o combustível que é então usado para acionar as bombas turbo antes de entrar na câmara de combustão, permitindo alta eficiência, ou é sangrado ao mar, permitindo bombas turbo de maior potência. O calor limitado disponível para vaporizar o combustível restringe a potência do motor. Exemplos: RL10 para os segundos estágios Atlas V e Delta IV (ciclo fechado), H-II 's LE-5 (ciclo de sangramento).
Ciclo de combustão em estágios
Uma mistura rica em combustível ou oxidante é queimada em um pré-queimador e, em seguida, aciona as bombas turbo, e esse escapamento de alta pressão é alimentado diretamente na câmara principal, onde o restante do combustível ou oxidante sofre combustão, permitindo pressões e eficiência muito altas. Exemplos: SSME , RD-191 , LE-7 .
Ciclo de combustão em estágio de fluxo total
Misturas ricas em combustível e oxidante são queimadas em pré-queimadores separados e acionando as bombas turbo, então ambos os escapamentos de alta pressão, um rico em oxigênio e o outro rico em combustível, são alimentados diretamente na câmara principal onde se combinam e queimam, permitindo pressões muito altas e uma eficiência incrível. Exemplo: SpaceX Raptor .

Compromissos do ciclo do motor

A seleção de um ciclo de motor é uma das etapas anteriores para o projeto de um motor de foguete. Uma série de compensações surgem dessa seleção, algumas das quais incluem:

Comparação de tradeoff entre os ciclos de motor populares
Tipo de ciclo
Gerador de gás Ciclo de expansão Combustão escalonada Alimentado por pressão
Vantagens Simples; baixa massa seca; permite bombas turbo de alta potência para alto empuxo Impulso específico alto; complexidade bastante baixa Impulso específico alto; altas pressões da câmara de combustão, permitindo alto empuxo Simples; sem bombas turbo; baixa massa seca; alto impulso específico
Desvantagens Impulso específico inferior Deve usar combustível criogênico; a transferência de calor para o combustível limita a potência disponível para a turbina e, portanto, o empuxo do motor Complexidade muito aumentada e, portanto, massa (mais ainda para fluxo total) A pressão do tanque limita a pressão e o impulso da câmara de combustão; tanques pesados ​​e hardware de pressurização associado

Resfriamento

Os injetores são comumente dispostos de forma que uma camada rica em combustível seja criada na parede da câmara de combustão. Isso reduz a temperatura lá, e a jusante para a garganta e até mesmo para o bocal e permite que a câmara de combustão funcione a uma pressão mais alta, o que permite que um bocal de taxa de expansão mais alta seja usado, o que dá uma I SP mais alta e melhor desempenho do sistema. Um motor de foguete líquido geralmente emprega resfriamento regenerativo , que usa o combustível ou, menos comumente, o oxidante para resfriar a câmara e o bico.

Ignição

A ignição pode ser realizada de várias maneiras, mas talvez mais com propelentes líquidos do que com outros foguetes, uma fonte de ignição consistente e significativa é necessária; um atraso de ignição (em alguns casos tão pequeno quanto algumas dezenas de milissegundos) pode causar sobrepressão da câmara devido ao excesso de propelente. Uma partida difícil pode até mesmo causar a explosão de um motor.

Geralmente, os sistemas de ignição tentam aplicar chamas em toda a superfície do injetor, com um fluxo de massa de aproximadamente 1% do fluxo de massa total da câmara.

Bloqueios de segurança às vezes são usados ​​para garantir a presença de uma fonte de ignição antes que as válvulas principais abram; no entanto, a confiabilidade dos intertravamentos pode, em alguns casos, ser inferior à do sistema de ignição. Portanto, depende se o sistema deve ser protegido contra falhas ou se o sucesso geral da missão é mais importante. Os intertravamentos raramente são usados ​​para estágios superiores não tripulados, onde a falha do intertravamento causaria a perda da missão, mas estão presentes no motor RS-25, para desligar os motores antes da decolagem do ônibus espacial. Além disso, a detecção da ignição bem-sucedida do dispositivo de ignição é surpreendentemente difícil, alguns sistemas usam fios finos que são cortados pelas chamas, os sensores de pressão também foram usados.

Os métodos de ignição incluem pirotécnico , elétrico (faísca ou fio quente) e químico. Os propelentes hipergólicos têm a vantagem de se auto-inflamar, de forma confiável e com menos chance de arranques bruscos . Na década de 1940, os russos começaram a dar partida nos motores com hipergóis, para depois passar para os propelentes primários após a ignição. Isso também foi usado no motor de foguete americano F-1 no programa Apollo .

Ignição com um agente pirofórico - o trietilalumínio se inflama em contato com o ar e se inflama e / ou se decompõe em contato com a água e com qualquer outro oxidante - é uma das poucas substâncias suficientemente pirofóricas para inflamar em contato com o oxigênio líquido criogênico . A entalpia de combustão , Δ c H °, é −5,105,70 ± 2,90 kJ / mol (−1,220,29 ± 0,69 kcal / mol). Sua fácil ignição o torna particularmente desejável como um ignitor de motor de foguete . Pode ser usado em conjunto com Trietilborano para criar trietilalumínio-trietilborano, mais conhecido como TEA-TEB.

Veja também

Referências

links externos