TREBALL DE FI DE CARRERA

TTOL DEL TFC: Estudi del comportament dendoreactors hbrids per simulaci numrica TITULACI: Enginyeria Tcnica Aeronutica, especialitat Aeronavegaci AUTORS: Carlos Mara Espinosa Garca Jasone Garriga Echanojauregui DIRECTORS: Daniel Crespo Artiaga Roger Jov Casulleras DATA: 20 de juliol de 2010

Ttulo: Estudio del comportamiento de endorreactores hbridos por simulacin numrica Autores: Carlos Mara Espinosa Garca Jasone Garriga Echanojauregui Directores: Daniel Crespo Artiaga Roger Jov Casulleras Fecha: 20 de julio de 2010

Resumen Este trabajo de investigacin tiene la finalidad de hacer un anlisis sobre el comportamiento y el rendimiento de endorreactores de tipo hbrido, cuyo desarrollo avanza lentamente debido, en mayor parte, a la supremaca de los de tipo lquido y slido durante los inicios de la propulsin para cohetes en los aos 30. Las cmaras de combustin de estos tipos de propulsores, presentan un frente de llama muy estable, una estabilidad que garantiza una seguridad intrnseca en el funcionamiento del cohete, pero que al mismo tiempo, impide la obtencin de prestaciones ms competitivas respecto a los lquidos y slidos. Partiendo de esta idea, este trabajo de investigacin desglosa conocimientos en seis captulos. Los primeros, tratan de iniciar al lector en los parmetros bsicos de la propulsin, con el fin de que la lectura no se reduzca a expertos en propulsin cohete. En captulos posteriores, se expone la problemtica bsica de este tipo de motores y el contexto en el que situamos nuestras simulaciones. Para realizarlas, se ha utilizado el software de mallaje Gambit, adems del software de dinmica de fluidos computacional Fluent, con los que se ha diseado la geometra de la cmara de combustin y se ha simulado el comportamiento fluidodinmico y la cintica qumica. Finalmente, el objectivo final es proponer mejoras en la cmara de combustin y sobretodo, sugerir el mtodo idneo para iniciar la combustin.

Title:

Performance Analysis of hybrid rocket propellers by numerical

simulation Authors: Carlos Mara Espinosa Garca Jasone Garriga Echanojauregui Directors: Daniel Crespo Artiaga Roger Jov Casulleras Date: July, 20th 2010

Overview

This research paper has as its goal, the study of the performance of hybrid rocket propellers. The development of this kind of propellers has been advancing slowly due to the supremacy of liquid and solid propellers ever since 1930, when the science of rocket propulsion was invented. Combustion chambers of hybrid propellers offer a very steady flame front, which provide an intrinsic stability related to the rocket performance. However, this advantage keeps us from getting more competitive features with regard to solid and liquid propellers. Given these statements, this research work breaks down the knowledge into six chapters. The first ones deal with basic features of rocket propulsion in order to avoid heading our paper to expert readers. The next chapters state the basic disadvantages of hybrid propellers and the context of our simulations. The tools needed for them were the meshing software Gambit and the computational fluids dynamic Fluent. Both of them were used to design the chambers geometry and to simulate both fluid dynamic performance and chemical kinetics involved in this kind of combustion. Finally, the goals have been to search for improvements in the combustion chamber and suggest the most suitable methods to ignite the combustion.

"Dejamos de temer aquello que se ha aprendido a entender."

A nuestros familiares y compaeros, por su apoyo y confianza. A Roger, por su paciencia infinita y su gentileza. A Daniel Crespo, por brindarnos la oportunidad de realizar este proyecto.

NDICE

INTRODUCCIN ............................................................................................... 1 CAPTULO 1. LA PROPULSIN DE UN COHETE ........................................... 41.1. 1.2 La propulsin ..................................................................................................................... 4 Definicin de conceptos ................................................................................................... 5 1.2.1 Empuje o Thrust (T)................................................................................................ 6 1.2.2 Flujo msico ( ) ..................................................................................................... 7 1.2.3 Impulso total (It) ...................................................................................................... 7 1.2.4 Impulso especfico (Is) ............................................................................................ 8 1.2.5 Consumo especfico (TSFC o SFC) ....................................................................... 9 1.2.6 Velocidad equivalente de salida (c) ...................................................................... 10 1.2.7 Velocidad caracterstica (c*) ................................................................................. 12 1.2.8 Relacin Empuje / Peso (T/W) ............................................................................. 13

CAPITULO 2. TIPOS DE MOTORES COHETE PARA LANZADERAS .......... 152.1 Motor de Propelente Slido ............................................................................................ 15

2.1.1 Definicin ......................................................................................................................... 15 2.1.2 Clasificacin de los Motores de Cohete de Propelente Slido ............................ 16 2.1.3 Ratio de Combustin del Propelente .................................................................... 18 2.1.4 El Grano de Propelente ........................................................................................ 19 2.1.5 Ventajas y Desventajas del Motor de cohete de Propelente Slido .................... 21 2.2 Motor de Propelente Lquido .......................................................................................... 22 2.2.1 Introduccin .......................................................................................................... 22 2.2.2 Tipos de Cohetes de Propelente Liquido ............................................................. 23 2.2.3 Tipos de propelentes lquidos............................................................................... 24 2.2.4 Ventajas e inconvenientes de los Motores de cohete de Propelente Lquido .... 25 Motores de Cohete Hbridos........................................................................................... 26 2.3.1 Aplicaciones de los Motores de cohete Hbrido ................................................... 27

2.3

CAPTULO 3. LA PROBLEMTICA DE LOS MOTORES HBRIDOS ............ 333.1 3.2 3.3 Contexto ........................................................................................................................... 33 Ventajas y desventajas ................................................................................................... 35 Anlisis de la llama, estabilidad y funcionamiento...................................................... 36 3.3.1 Estructura de la llama ........................................................................................... 37 3.3.2 Estabilidad de la combustin ................................................................................ 38

3.4. Ineficiencias en la combustin ......................................................................................... 40

CAPTULO 4. ESTUDIO DE LA CASSTICA POR SIMULACIN NUMRICA ......................................................................................................................... 43

4.1

Modelo geomtrico de la cmara de combustin ........................................................ 43 4.1.1 Cmara de Combustin ........................................................................................ 43 4.1.2 Pre-Cmara .......................................................................................................... 46 4.1.3 Post-cmara ......................................................................................................... 46 Solver en estado estacionario........................................................................................ 46 4.2.1 Por qu este mtodo no es vlido? .................................................................... 47 Solver en estado transitorio ........................................................................................... 50 4.3.1 Por qu este mtodo es vlido? ..................................................................... 50 Mtodos de ignicin ........................................................................................................ 50 4.4.1 Auto-ignicin ......................................................................................................... 50 4.4.2 Ignicin por Chispa/Arco Elctrico........................................................................ 51 4.4.3 Llama pre-mezclada ............................................................................................. 54 4.4.4 Punto Caliente ...................................................................................................... 55

4.2

4.3

4.4

CAPTULO 5. ANLISIS DE RESULTADOS .................................................. 595.1 Diagrama de Temperatura / Altura ................................................................................. 59 5.1.1 Auto-ignicin ......................................................................................................... 59 5.1.2 Arco elctrico / Chispa .......................................................................................... 60 5.1.3 Llama pre-mezclada ............................................................................................. 61 5.1.4 Punto Caliente ...................................................................................................... 62 Perfil de Velocidades ...................................................................................................... 64 Concentracin de Especies............................................................................................ 68 5.3.2 Arco elctrico ........................................................................................................ 69 5.3.3 Llama Pre-mezclada ............................................................................................. 69 5.3.4 Punto Caliente ...................................................................................................... 71

5.2 5.3

CAPTULO 6. PROPUESTAS DE MEJORA ................................................... 736.1 6.2 6.3 Modificacin de las Condiciones de Contorno del Comburente............................ 73

Optimizacin de la Geometra de la Cmara de combustin...................................... 73 Limitacin en la Temperatura......................................................................................... 74

CONCLUSIONES ............................................................................................ 77 BIBLIOGRAFA ............................................................................................... 79

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INTRODUCCINDesde los aos 30 se disean sistemas propulsivos para competir contra la supremaca de los propulsores slidos y lquidos. El trmino competir se define en un marco sin nimo de lucro, de beneficio a la tecnologa y la ingeniera aeroespacial, y es que, la propulsin hbrida presenta ventajas intrnsecas a la combustin hbrida, pero que a la vez, impide la obtencin de prestaciones ms competitivas en relacin a los de tipo slido y lquido. Aunque muchos de los proyectos de investigacin aeroespacial de varias potencias mundiales son para cohetes y misiones espaciales, poca parte del presupuesto se dedica a la investigacin de motores hbridos. Sin embargo, hay un elenco de empresas investigadoras detrs de los avances de este tipo de propulsin. Una de las compaas pioneras en este tipo de propulsin es SpaceDev, que en 1998 adquiri los derechos intelectuales, los diseos y los resultados de las pruebas generadas por 200 pruebas con propulsores hbridos de AMROC (Compaa Americana de Cohetes). Adems, SpaceDev desarrolla y produce todos los motores de las misiones del SpaceShipOne, cuyos vuelos y proyectos estan totalmente subvencionados por capital privado. Space Propulsion Group se fund en 1999 por profesores de la universidad de Stanford. Han tenido xito lanzando cohetes de 320mm de longitud, generando 58 kN. Actualmente, trabajan con motores de 610 mm con 110kN de empuje. Orbital Technologies Corporation (Orbitec) es otra empresa que ha desarrollado proyectos a travs de subvenciones del gobierno estadounidense. Adems, tambin hay empresas desarrolladoras como la Environmental Aerospace Corporation (eAc), Reaction Research Society (RRS) o Copenhagen Suborbitals. Por otra parte, las universidades de Utah, Stanford Brasilia, Michigan, Portlan, Boston y Florida tambin tienen proyectos con cohetes hbridos. Como ancdota, si el lector resulta realmente interesado por este tipo de propulsin despus de su lectura, hay numerosos sistemas de propulsin hbrida para cohetes de modelismo. Por otra parte, el inters por este trabajo surge de una primera focalizacin en la ciencia de trabajo, es decir, la termodinmica y la ingeniera aeroespacial. Adems, se busc un trabajo de rea analtica, con retos y conclusiones decisivas, en oposicin a los trabajos meramente explicativos. A partir de aqu surgi una bsqueda, cuya solucin idnea fue la presente propuesta convertida en trabajo de fin de carrera. Finalmente, el principal objetivo es analizar la combustin que se realiza en las cmaras de combustin de cohetes hbridos, y en detalle, el frente de llama y parmetros de rendimiento asociados. El caso, es estudiar como la llama

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difusiva se estabiliza y se propaga a lo largo de la cmara de combustin, como se quema la mezcla y como se propagan los productos de la combustin. Adems de la fluidodinmica asociada a nuestras simulaciones, hay una cintica qumica que trata las reacciones que se dan dentro de la cmara de combustin. De hecho, es crucial tener presente que la principal caracterstica de los hbridos es que son hiperglicos. Es decir, que el oxidante y el combustible al reaccionar, entran en ignicin. Sin embargo, debido a la qumica tan limitada que incorpora el software Fluent, se ha trabajado con oxgeno puro, que es ms explosivo que otros oxidantes ms utilizados. Por lo tanto, la autoignicin es un resultado que resulta precoz y poco real debido a su gran carcter explosivo. Por ello, en este trabajo de fin de carrera se investigan diferentes mtodos de ignicin. Obtenidos los resultados de las simulaciones, se ha podido extraer conclusiones y mejoras, a partir de las cuales, se ha podido sugerir el mejor mtodo para la ignicin de la mezcla.

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CAPTULO 1. LA PROPULSIN DE UN COHETEEn este primer captulo se echa un vistazo a los conceptos bsicos con el fin de que el lector pueda entender diferentes conclusiones que se sacan a partir de comparaciones entre motores, anlisis de rendimiento propulsivo y las aplicaciones y propuestas de mejora que se presentan en captulos posteriores.

1.1.

La propulsin

La propulsin es, en su sentido ms general, la ciencia aplicada que estudia los dispositivos que cambian el estado de movimiento de un cuerpo. El mecanismo de propulsin, a grandes rasgos, lo que proporciona es una fuerza que: mueve un cuerpo en reposo, cambia su velocidad y direccin o permite superar fuerzas en direccin opuesta al movimiento. La propulsin a chorro o jet propulsion es aquella producida por una fuerza de reaccin ejercida a un cuerpo por el momento de la eyeccin de otro cuerpo. O en otras palabras, el movimiento resultante por el que se impulsa en direccin al movimiento como reaccin a la expulsin en direccin contraria de una corriente de gas a gran velocidad. Un ejemplo sencillo y grfico, es el movimiento de un globo hinchado cuando se deja salir el aire de su interior. Por otra parte, la propulsin de un cohete, es un tipo de sta ltima propulsin que produce un empuje por la eyeccin de combustible o propiamente dicho, propelente. La propulsin por conducto es un tipo de propulsin a chorro e incluye a los turborreactores y estatorreactores. Los turborreactores utilizan el medio que tienen alrededor, es decir, el aire, para funcionar junto con combustible de los tanques. Los principios bsicos son una mezcla de varias ciencias ya que ella misma no forma una ciencia fundamental, si no que es una mezcla de termodinmica, mecnica y qumica. Y como se puede apreciar en las definiciones anteriores, la fuerza de propulsin se obtiene a travs de las definiciones de velocidad de escape, de la eficiencia en los intercambios de energa y otros parmetros bsicos de las ciencias que ya hemos comentado con anterioridad. La fuente de energa de estos mtodos de propulsin se puede obtener de varias maneras. El mtodo ms til para la propulsin de un cohete es el de la combustin qumica, aunque existen motores que utilizan la energa nuclear y solar. La energa nuclear parte (a grandes rasgos) de la transformacin de partculas atmicas de los ncleos atmicos. Sin embargo, ninguna de stas dos ltimas es muy eficiente. La siguiente tabla 1-1 resume la comparacin de estas fuentes de energa, exponiendo su fuente de energa, el tipo de propelente y otros parmetros importantes para la combustin. No obstante, se puede observar que muchos no estn desarrollados o no son viables.

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Tabla 1.1 D/P, significa desarrollado y/o considerado prctico. V/ND, significa viable pero no desarrollado. NV, significa no viable (ver [3]). Fuente de energa Tipo de propulsor Energa Energa Qumica Nuclear Turboreactor D/P V/ND Turboestatorreactor V/ND Estatorreactor D/P V/ND (Hidrocarbono) Cohete (Qumica) D/P V/ND Cohete por propulsin por V/ND conducto Cohete elctrico D/P V/ND Cohete Nuclear V/ND - NV Cohete Solar Cohete fotnico NV Vela Solar

Energa Solar

Propelente/Fluido Combustible y aire Combustible y aire Combustible y aire Propelente Propelente y aire

D/P V/ND V/ND

Propelente Hidrgeno (H2) Hidrgeno (H2) Eyeccin fotnica Reflexin fotnica

As pues, encontramos que la energa de salida de un cohete es en mayor parte, la energa cintica del cuerpo en eyeccin. Esta masa, puede estar en estado slido, lquido o gas, y la mayor parte de los casos es una combinacin de uno de estos dos, e incluso, a muy altas temperaturas, podemos encontrar plasma, que es un gas con partculas ionizadas.

1.2

Definicin de conceptos

Para poder entender mejor el modelo matemtico de la propulsin cohete hay que definir ciertos parmetros propulsivos implicados y su consiguiente expresin matemtica. Este captulo, trata de desglosar trminos bsicos y necesarios para poder entender las conclusiones obtenidas en prximos captulos. En una primera instancia, se debe definir lo que es el Thrust o empuje (T) y su relacin con el peso. Posteriormente, conceptos tales como el impulso total It y especfico Is y la velocidad c, explicando con ms detalle sus contribuciones al rendimiento y prestaciones de los propulsores. Adems, se explicar parmetros que ayudan a calificar una cmara de combustin.

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1.2.1 Empuje o Thrust (T)Este es el parmetro que nos da la fuerza frontal del motor, tambin es el la fuerza de reaccin que responde a la tercera ley de Isaac Newton, que expone que cuando un sistema eyecta o acelera masa (en nuestro caso gases) en una direccin (accin), la masa ejerce una fuerza de la misma magnitud en sentido opuesto (reaccin). En nuestro caso, es la reaccin del cohete a la expulsin de los gases a una gran velocidad. Un ejemplo cotidiano seria el de una manguera al abrir el grifo o el retroceso de una pistola al disparar. Su expresin matemtica se define en la ecuacin 1.1. (1.1) El thrust y el flujo msico en la expresin 1.1 son constantes. Adems, la velocidad de salida de los gases es uniforme y axial, como se explica ms adelante. Sin embargo, sta expresa la fuerza total cuando la presin a la salida de la tobera es la misma que la presin atmosfrica. La presin alrededor del fluido da lugar a una segunda contribucin en el empuje (ver figura 1.1)

Fig 1.1 Esquema de las fuerzas y presiones de un cohete donde se aprecia una presin uniforme en la superficie del cohete. Se puede apreciar que la presin en la cmara de combustin es diferente a la de la tobera.

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(1.2)

La expresin 1.2 se refiere al estado no ideal y es ms precisa en casos reales. sta, incluye el trmino que contempla las diferencias de presin que se crean en la salida del motor. En la parte frontal del motor se crea una regin de baja presin porque esta absorbe el aire que tiene delante, mientras que detrs, se genera totalmente lo contrario, es decir, una zona de alta presin. Es por ello, que debido a esta diferencia de presin tambin se ejerce un empuje hacia delante. La diferencia con la expresin 1.1, es que sta ltima se rige por un estado estacionario, isentrpico (reversible sin prdidas) y por lo tanto adiabtico (no transmite calor al exterior). Adems, debe ser supersnico (M>1) y divergente, es decir, en estado ideal. es relativa y efectiva al cohete y es aquella que Cabe aclarar que esta pasa por la seccin correspondiente a . Por otra parte, se ve que la expresin 1.2 es el caso real y demuestra que es, como ya se ha dicho, la suma de dos contribuciones: un trmino esttico y un trmino dinmico (accin). La ecuacin 1.2 muestra que se anula el trmino esttico en condiciones de psalida=pentrada. Cuando la contribucin es positiva o negativa se debe al signo de esta relacin, sin embargo, se busca que la psalida sea mayor que pentrada y, por lo tanto, la mayor contribucin es cuando pentrada=0. Sin embargo, esta contribucin esttica no supera nunca el 25% del empuje total.

1.2.2 Flujo msico ( )Es aquella magnitud que nos indica la cantidad de aire que pasa por el motor por unidad de tiempo. En SI se mide en kg/s y se puede obtener a travs de la densidad del aire, la velocidad de salida del motor y el rea de sta. Su expresin se define en 1.3. (1.3)

1.2.3 Impulso total (It)Partiendo de la mecnica, se dice del Impulso como aquella magnitud fsica generalmente representada como y definida como la variacin en la cantidad

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de movimiento () que experimenta un objeto en un sistema cerrado. El impulso total (It) es la fuerza de empuje T integrada respecto al tiempo de combustin.

(1.4)

Este tiempo t es el tiempo total de funcionamiento del propulsor. Adems, para empuje constante y para momentos instantneos, la expresin se reduce a la 1.5. (1.5)

Donde It es proporcional a la energa total dada por el propelente en un sistema de propulsin.

1.2.4 Impulso especfico (Is)El impulso especfico Is, por su parte, es el impulso total por unidad de peso de propelente. ste, es muy importante a la hora de cuantificar el rendimiento de un sistema de propulsin cohete y a modo de comparacin, podra asemejarse al alcance mximo de los automviles dado en kilmetros/litro, que se interpreta de manera que cunto ms grande es el nmero, mejor rendimiento posee. As pues, sabiendo que la aceleracin de la gravedad (en su valor normalizado gn) 9,80665 m/s2, el impulso especfico queda definido como,

(1.6)

Esta ecuacin, nos da una expresin temporal del impulso especfico para cualquier valor y para cualquier sistema de propulsin cohete. Para condiciones de estado transitorio (ver cap. 4.3), los valores de impulso especfico pueden obtenerse por integracin en el tiempo (vista en la ecuacin 1.6) o a travs de valores medios de y para un periodo de tiempo muy pequeo. Adems, para casos con empuje y flujo de propelente constantes, la ecuacin se simplifica todava ms, donde es la masa de propelente efectivo total.

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(1.7)

De hecho, intervalos de tiempo diferenciales la expresin acaba resultando como la ecuacin 1.8.

(1.8)

Y en la ecuacin 1.9, vemos la misma expresin pero con independencia del tiempo, en el que debe aparecer el impulso total.

(1.9)

Tabla 1.2 Mximos valores de impulsos especficos para diversos propulsores. LP significa propelente lquido, HP propelente hbrido y SP propelente slido. Endorreactor Qumico Nuclear Elctrico Energa Solar Mximo Is [s] 250 (mono LP) 300 (SP) 350 (HP) 400 (bi LP) 1500 (ncleo slido) 3000 (ncleo lquido 6000 (ncleo gaseoso) 300 (resistores) 1500 (arco) 700

1.2.5 Consumo especfico (TSFC o SFC)Una vez definido el impulso especfico, hay otro concepto muy relacionado con el impulso especfico pero que sin embargo no es significativo para establecer las caractersticas de un cohete. ste es, el consumo especfico. Ambos estn muy relacionados pero sin embargo el consumo especfico est ms relacionado con la automocin y la propulsin por conducto.

(1.10)

Se obtiene dividiendo el flujo msico entre el empuje y por la gravedad. Sin embargo, se hace hincapi en que este consumo especfico no es imprescindible para establecer el rendimiento de un endorreactor pero s para establecer puntos de vista econmicos. Con esta magnitud, podemos saber

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cunto cuesta producir un kN de fuerza durante un segundo y por lo tanto, se mide en [gr/kNs]. Valores tpicos de consumos especficos se resumen en la Tabla 1.1.

Tabla 1.1 Valores tpicos de consumos especficos (SFC), Is y c. Impulso SFC especfico (gr/kNs) (s) 309 225 127 53,8 33,8 8,6-17,1 330 453 800 1.900 3.012 5.95011.700 Velocidad de escape efectiva c (m/s) 3.240 4.423 7877 18.587 29.553 58.400-115.000

Tipo de Motor NK-33 (motor cohete) (ver figura 1.2) Motor principal de una lanzadera (SSME) Estatorreactor Turborreactor Motor RR Concorde Turbofan GE-CF6

Fig 1.2 Motor NK-33. Fue un motor de los aos 70 creado para un cohete sovitico. Es el motor con la relacin empuje a peso ms alto creado jams, con un alto impulso especfico.

1.2.6 Velocidad equivalente de salida (c)En la tobera de un cohete, la velocidad de escape de los gases no es la misma en todos los puntos de la superficie que atraviesa, y aunque en simulaciones es significativamente fcil obtener estos resultados, en la realidad es

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extremadamente complicado (ver captulo 5.2). Por ello y por simplificacin, se utiliza un parmetro c, actuando como una velocidad axial que reduce el problema a una sola dimensin.

Fig. 1.1 Illustraci que representa la desigualtat de les velocitats de sortida.

Esta velocidad axial, es una media equivalente a la velocidad de eyeccin del propelente por el cohete, es decir, equivalente a la magnitud con la que la mezcla es eyectada. Generalmente se define como la ecuacin 1.11.

(1.11)

Y con lo que las expresiones de Is, It y T pueden reescribirse como la expresin 1.12.

(1.12)

Un detalle que hay que destacar, es Vsalida (velocidad efectiva) y c son relativas al propulsor, se miden en [m/s] y slo en las condiciones que se dan cuando psalida = pentrada, se cumple la expresin 1.13. (1.13)

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Ambos parmetros, tanto c, It e Is caracterizan el rendimiento de un cohete. Sin embargo, en la vida real dar con exactitud el ratio de propelente que se quema en cohetes slidos es muy difcil, y por eso se utilizan expresiones de Is partiendo de la de la ecuacin 1.8 (en la que es ms fcil saber la variacin de pesos de combustible) y con el impulso total (ver ecuacin 1.4). En cambio, en cohetes de propelente lquido es ms fcil. En los slidos, el combustible almacenado en tanques, se va quemando de una manera no controlada y menos lineal que en los lquidos. De la misma manera que en los coches es fcil saber su consumo, en los cohetes sucede lo mismo. En stos, es posible medir el empuje y el ratio de combustible que le aplicamos. Y por consiguiente, el clculo del impulso especfico (ver ecuacin 1.1).

1.2.7 Velocidad caracterstica (c*)La velocidad caracterstica es un parmetro que mide el comportamiento del propulsor y define relaciones en las propiedades de los gases en la cmara de combustin. Se define como la expresion 1.14.

(1.14)

En la expresin anterior intervienen parmetros no definidos anteriormente, como es la constante universal de los gases (R), la temperatura de combustin (Tc), la masa molar del gas o de la mezcla (M) y la relacin de calores especficos ( ). La velocidad caracterstica (c*) es una caracterstica particular de cada sistema propulsivo y puede indicar la eficiencia de la combustin. Otra expresin ms simplificada y comn en las referencias bibliogrficas es la expresin siguiente. (1.15)

Donde estn implicadas la presin absoluta de la cmara de combustin ( ), el rea de salida (A) y el flujo msico ( ). Los valores tpicos de este parmetro c* estn entre los 1.500 y los 3.000 m/s, adems, es un factor de mrito de las cmaras de combustin en las que, cuanto ms alto es c* ms eficientes son.

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1.2.8 Relacin Empuje / Peso (T/W)La relacin de empuje sobre peso T/W, es un parmetro adimensional til para definir con mayor precisin el tipo de misin adecuada para un propulsor. En la siguiente tabla se exponen valores tpicos de la relacin T/W para misiones tpicas de cohetes como son los lanzamientos, rbitas de transferencia y propulsin secundaria.

Tabla 1.2 Valores tpicos de T/W para cohetes en diferentes misiones. Misin Lanzadera Espacial rbita de transferencia Propulsin secundaria T/W 1,2 1,7 (Prop. Qumicos 1-10 y 1-5 en Prop. nucleares) 0,2 (Prop. Qumicos) 0,1

Actualmente, slo los propulsores qumicos son capaces de asegurar una relacin de T/W > 1, necesario para los lanzamientos espaciales y de hecho, slo propulsores de altas prestaciones y con condiciones ptimas, la relacin alcanza a 30. Aunque en la tabla figuran valores de propulsores nucleares, en ellos, la desventaja principal es el peso, y es que el reactor nuclear y sus protecciones contra la radiacin son elementos muy pesados. Una relacin de T/W de un propulsor nuclear NERVA es de 3,4 sin proteccin contra la radiacin nuclear. Por otra parte, los propulsores elctricos muestran valores mucho menores a 0,1, y que gracias a sus altos valores de Is, son buenos para mantenimiento de rbitas y pequeas correcciones. La misin de transferencia de rbitas permite elegir entre propulsores qumicos y/o elctricos, dependiendo de la potencia necesaria y el tiempo de transferencia.

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CAPITULO 2. TIPOS DE MOTORES COHETE PARA LANZADERAS2.1 Motor de Propelente Slido

2.1.1 DefinicinUn motor de propelente slido es un tipo de motor de cohete para una lanzadera o un transbordador que utiliza un grano de combustible slido para la combustin. En los motores de propelente solido, el propelente esta contenido y almacenado directamente en la cmara de combustin, algunas se sellan hermticamente en la cmara, para almacenarlos en largos periodos de tiempo (5 a 20 aos). Hay varios tipos de motores de combustible slido en tamaos y tipos, que varan desde un empuje de 2N a uno que supera los 4 millones Newtons. Histricamente, el motor cohete de propelente slido se diseaba sin partes mviles. Actualmente an existen este tipo de motores, pero algunos diseos nuevos incluyen toberas mviles y actuadores para modificar el vector de linea de empuje relativa al eje del motor. En comparacin con los motores de combustible lquido, los motores de combustible slido suelen ser bastante simples y fciles de utilizar (constituyen prcticamente la mayor parte de la estructura del vehculo), y requieren pequeas revisiones (no pueden ser revisados completamente para su uso inmediato, y el empuje no puede ser modificado de forma aleatoria en vuelo). La figura 2.1 muestra los principales componentes de los que consta un motor de combustin de propelente slido simple. El grano de propelente es el que ocupa la mayor parte del motor, y normalmente oscila entre el 82 y el 94% del peso total del motor. El encendedor (se activa elctricamente) proporciona la energa para empezar la combustin. La carcasa o la parte exterior de la cmara, esta hecha de metal (como hierro, aluminio o titanio) o de un material compuesto de fibra reforzado de plstico. La tobera acelera el gas caliente y est hecha de materiales que soportan las altas temperaturas (como grafito o algn material refractante para absorber el calor) , para poder soportar tanto las altas temperaturas, como la erosin. La mayora de los cohetes que utilizan propelente slido tienen una tobera fija simple, como se muestra en la figura 2.1, pero algunas toberas pueden orientar ligeramente la salida para controlar la direccin del empuje para poder permitir la direccin y el control del vehculo.

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Fig 2.1 Principales componentes de un cohete slido (ver[3])

Prcticamente todos los motores de cohete de combustible slido, son de un nico uso. El hardware que permanece cuando se ha quemado todo el propelente, y la misin se ha completado son: la carcasa, la tobera, y el dispositivo de control de empuje. En raras ocasiones, como el propulsor solido de una lanzadera, una vez utilizado el motor se recupera, se usa y se recarga de propelente. El hecho de que sea reusable hace el diseo ms complicado, pero si se re-usa lo suficiente, se puede ahorrar econmicamente. A diferencia de algunos motores de propelente lquido, el motor de cohete de propelente slido no puede ser probado antes de la operacin. Y por lo tante, la fiabilidad de ste tiene debe depender de la integridad estructural y de una verificacin en la calidad de la manufacturacin en todos los motores.

2.1.2 Clasificacin de los Motores de Cohete de Propelente SlidoComo se puede observar en la tabla 2.1 existen diferentes tipos de motores de cohete slido que se pueden clasificar segn: el dimetro, el tipo de combustible, el diseo de la carcasa, etc. Se puede observar en la tabla 2.1 que existen muchos tipos de motores de combustible slido. Para poder comprender cmo funcionan hay que explicar algunos parmetros que los engloban a todos.

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Tabla 2.1 Clasificacin de los motores slidos (ver [3]). Base de la Clasificacin Dimetro/Longitud Propelente Ejemplos de Clasificacin 0.005 - 6,6 m ; 0.025 - 45 m Compuesto: Heterogneo(fsico), mezcla de metal en polvo (fuel), oxidante cristalino y polmeros Doble-Base: Mezcla homognea de 2 explosivos(normalmente nitroglicerina y nitrocelulosa) Compuestos Modificados de Doble-Base: Combina compuestos e ingredientes de doble base Diseo Carcasa Metal monoltico: Una carcasa de metal de una pieza Fibra monoltica: Matriz de plstico con una red de fibras de alta resistencia Segmentado: Carcasa y grano estn en segmentos que se transportan por separado y se ensamblan a la vez en el lugar de lanzamiento Instalaciones de grano Case-Bonded Cartridge-Loaded Peligro Explosin Clase 1.3: Fallo catastrfico muestra evidencias de quemado y explosin, no detonacin. Clase 1.1: Fallo catastrfico muestra evidencias de detonacin Accin de Empuje Grano Neutro: El empuje se mantiene constante durante el periodo de combustin Grano Progresivo: El empuje aumenta con el tiempo Grano Regresivo: El empuje disminuye con el tiempo Cohete de Pulso: Dos o ms pulsos de empuje o tiempos de combustin independientes Step-Thrust rocket: Normalmente dos niveles distintos de empuje Gases Txicos y Monotnicos

Toxicidad

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2.1.3 Ratio de Combustin del PropelenteLa operacin del motor de cohete y su diseo, depende de las caractersticas de combustin del propelente, su ratio de combustin, su superficie de combustin y la geometra del grano. La superficie de combustin de un grano de propelente, retrocede en la direccin perpendicular a la superficie. El ratio de regresin (expresado normalmente en cm/s, mm/s, o en in/s) es lo que llamamos al ratio de combustin del propelente. La figura 2.2 muestra el cambio del grano de propelente dibujando sucesivas superficies de combustin con un tiempo constante entre las superficies adyacentes. Para poder disear y desarrollar con xito un motor de cohete de propelente solido, es importante conocer el comportamiento del ratio de combustin del combustible seleccionado en todas las condiciones operativas, en las que se disea para condiciones lmite. Por otra parte, el ratio de combustin depende de la composicin del propelente.

Fig 2.2 Seccin transversal de la cmara. Representa los quemados sucesivos del combustible. La distancia entre ellos representa un tiempo constante.

Este ratio de combustin se puede incrementar en los propelentes compuestos, mediante el cambio de alguna de las propiedades del propelente, como por ejemplo, incrementando el porcentaje de oxidante o aadiendo un catalizador. No obstante, adems de cambiar las propiedades del propelente tambin podemos aumentar este ratio cambiando alguna de estas propiedades: Presin de la cmara de combustin. Temperatura inicial del propelente solido antes de empezar. Temperatura de combustin del gas Velocidad del flujo de gas paralelo a la superficie de combustin Movimiento del motor(Aceleracin)

El ratio de combustin del propelente en un motor es funcin de algunos parmetros y sigue la formula 2.1. Donde Ab es el rea de combustin del grano de propelente, r es el ratio de combustin y b es la densidad del motor

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antes de empezar. Si queremos saber la masa total del propelente efectivo que se ha quemado, se puede obtener integrando la Ecuacin 2.1 donde la Ab y r varan con el tiempo y la presin.

(2.1) Este parmetro, tambin determina el impulso especifico del cohete ya que influye directamente en el tiempo de combustin tb en la ecuacin 1.4.

2.1.4 El Grano de PropelenteEl grano comienza a quemar en las partes interiores expuestas al encendedor. Muchos granos tienen ranuras, surcos, agujeros, o otras formas geometras como se puede observar en las figuras 2.2 y 2.3, que alteran la superficie de quemado. Esta superfcie determina en gran medida el flujo msico de salida y el empuje inicial.

Fig 2.3

Fig 2.4

El grano de propelente es un material extruido, moldeado o vaciado, cuya apariencia es similar a la de la goma dura o el plstico. Una vez encendido, se quemar por todas sus partes expuestas a la llama, formando gases a alta temperatura que son expulsados a travs de la tobera. Algunos motores tienen ms de un grano dentro de una cmara o un solo grano hecho de diferentes propelentes en diferentes direcciones. Sin embargo, la mayora de los motores de cohete suelen tener un nico grano. Existen dos mtodos para sostener el grano dentro de una cmara de combustin, como se puede apreciar en las figuras 2.5 y 2.6.

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Fig 2.5

Fig 2.6

El primero es el mtodo de cartridge-loaded grain o free-standing que consiste en tener dos granos hechos de manera separada por extrusin o mediante un molde cilndrico que se ensamblan en la cmara (Figura 2.5). Este tipo de grano se utiliza sobretodo para misiles tcticos y algunos motores de tamao medio. El segundo mtodo se llama case-bonded grain y como se aprecia en la figura 2.6, consiste en usar la cmara como molde para el grano y se le extrae la parte cilndrica central. Los granos de este tipo, se pueden sustituir fcilmente si el propelente ha estado demasiado tiempo sin usarse. Este tipo de grano, proporciona un rendimiento mayor que el explicado anteriormente puesto que tiene menor masa inerte (no requiere dispositivo de soporte para el grano superior, relleno de soporte, y necesita menos aislamiento). Hoy en da prcticamente todos los grandes motores y muchos de los misiles tcticos usan este tipo de grano. Como podemos observar en la figura 2.7 el empuje del motor de cohete slido depende del tipo de grano que tenemos y su comportamiento esta relacionado con la geometra interior del grano. Como podemos comprobar hay diferentes tipos de empuje en funcin de la forma del grano de propelente. Esta tambin corresponde a una clasificacin de los cohetes en funcin del empuje como hemos visto en el apartado 2.1.1.

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Fig 2.7 Relacin de empuje con la geometra del grano

2.1.5 Ventajas y Desventajas del Motor de cohete de Propelente SlidoLas ventajas se pueden resumir en varias. Primero, que presentan un diseo simple sin partes mviles o muy pocas. Que es fcil de operar y puede estar listo de manera rpida. Adems, no derrama combustible y el peso total de la estructura puede ser ms bajo que los dems tipos. Por otra parte, puede ser acelerado y parado cuando se quiera (aunque pocas veces y de manera preprogramada). Puede almacenarse de 5 a 25 aos sin graves desperfectos. Por otra parte, proporciona un control de empuje vectorial, muy til para las maniobras ms complejas. Adems, normalmente poseen una densidad total ms alta que permite un diseo ms compacto (menos resistencia aerodinmica). Los gases de escape, por su parte, algunos no son txicos. Y en cuanto a su diseo, debido a su gran uso, pueden construirse en cadena y pueden reutilizarse (en el caso de motores para el trasbordador espacial). Las desventajas pueden resumirse en varias y muy diferenciadas. El potencial de explosin que poseen es muy grande. Un fallo puede ser catastrfico: muchos no pueden tolerar el impacto de una bala o golpes contra superficies duras. Algunos, necesitan permisos medioambientales y medidas de seguridad para transportar la carga en ciertas ciudades. Adems, la vida til se rige por ciclos de temperatura, lo que puede limitar el re-uso de este tipo de motores. Adems, necesitan de un sistema de ignicin y un aislamiento adicional. Por otra parte, cuando los gases son txicos, lo son en una medida muy radical, y si contienen alguna partcula de carbn o aluminio, se llegan a producir nubes

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de humo muy intensas. En los encendidos de motores muy grandes, es necesario disponer de unos primeros segundos. Finalmente, una desventaja clara es que no pueden hacerse pruebas antes de su uso, lo que requiere un coste adicional en el desarrollo y prevencin de fallos por igniciones no deseadas.

2.2

Motor de Propelente Lquido

2.2.1 IntroduccinUn motor cohete de combustible lquido emplea propelentes lquidos (que se inyectan a travs de los tanques a presin) en una cmara de combustin. Los propelentes normalmente consisten en un oxidante lquido y un combustible lquido. En la cmara de combustin, los propelentes reaccionan qumicamente (combustin) para formar gases calientes que luego se aceleran y son arrojados a alta velocidad a travs de una tobera, provocando un momento en el cohete. El momento es el producto de la masa y la velocidad. La fuerza del empuje de un motor cohete es la reaccin experimentada por la estructura del motor debida a la eyeccin de materia de alta velocidad. ste es el mismo fenmeno que empuja una manguera de jardn hacia atrs con el chorro de agua del pico o hace retroceder un arma cuando se dispara. Un motor cohete tpico consiste en la cmara de combustin, la tobera, y el inyector; como se muestra en la Figura 2.8. La cmara de combustin es donde se realiza el quemado del propelente a alta presin.

Fig 2.8 Motor Cohete de tipo lquido

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La cmara debe ser lo bastante resistente para contener las altas presiones y las temperaturas generadas por el proceso de combustin. Debido a la temperatura alta y a la transferencia de calor, normalmente se refrigeran la cmara y la tobera. Tambin la cmara debe ser de longitud suficiente para asegurar la combustin completa de los gases antes de que estos entren en la tobera. La funcin de la tobera es convertir la energa qumica generada en la cmara de combustin en energa cintica. La tobera convierte la baja velocidad, alta presin y alta temperatura del gas en la cmara de combustin, a gas a alta velocidad y baja temperatura y presin. Como el empuje es el producto de masa (la cantidad de gas que fluye a travs de la tobera) y velocidad, necesitamos en consecuencia, una velocidad de gas muy alta. Velocidades del gas de uno a tres quilmetros por segundo pueden obtenerse en las toberas de un cohete. La tobera utilizada es del tipo convergente-divergente como muestra la figura 2.8. El rea de flujo al final de la seccin divergente, se denomina rea de salida de la tobera. La tobera normalmente esta hecha lo suficientemente larga (rea de salida suficientemente grande), de manera que la presin en la cmara de combustin se ve reducida a la presin que existe fuera de la misma a la salida. Si el motor del cohete es disparado al nivel del mar esta presin es de 1013,25 HPa. Si el motor se disea para el funcionamiento a alta altitud, la presin de la salida ser menor a 1013,25 HPa. El descenso de la temperatura de los gases de combustin que fluyen a travs de la tobera es alto y puede ser desde los 1300 K a los 1900 K. Esto es debido a que los gases en la cmara de la combustin pueden estar a 3000K 3600K, y la temperatura del gas a la salida de la tobera puede ser aproximadamente de 1900 K. 2.2.2 Tipos de Cohetes de Propelente Liquido Una manera de clasificar los cohetes de propelente lquido es la descrita en la tabla 2.2. Hay 2 categoras, los que se usan para impulsar una carga, aplicando un incremento significativo en la velocidad para una carga determinada, y los de propulsin auxiliar para ajustes de trayectoria y control de altitud. Los sistemas de los motores de cohete de propelente slido se pueden clasificar de muchas otras maneras. Pueden ser re-utilizables (como el motor principal de una lanzadera espacial) o aptos para un solo vuelo (como los motores de lanzamiento como el Titan o el Atlas) y pueden ser tambin reiniciables, como un motor de reaccin controlada, o de un solo encendi como los de un vehculo de lanzamiento

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espacial. Tambin puede ser categorizados por su propelente, aplicacin, o fase, por su nivel de empuje y por su sistema de alimentacin (presurizado o turbo-bomba). Tabla 2.2 Caractersticas de dos categoras de motor de cohete de propelente lquido. Ver [3]

Combinacin propelente Oxidante / Combustible Oxgeno lquido / gasolina Oxgeno gaseoso / gasolina Oxgeno gaseoso / gasolina Oxgeno lquido / JP4 Oxgeno Lquido / Alcohol metlico Oxgeno gaseoso / Alcohol metlico Oxgeno Lquido / Hidrgeno cido Ntrico Rojo Fumante /JP4

Presin de Proporcin Temperatura de Combustin (Pa) de mezcla la llama (K) 2 Mpa 2,5 3294 2 Mpa 2,5 3295 3,5 Mpa 2,5 3512 3,5 Mpa 2,2 3522 2 Mpa 1,25 3133 2 Mpa 1,2 3155 2 Mpa 3,5 2755 2 Mpa 4,1 3116

Isp (seg) 242 261 279 255 238 248 363 238

Hay dos tipos de sistemas de alimentacin utilizados para los motores de propelente liquido: los que usan bombas para mover el propelente desde el tanque del vehculo hasta la cmara de empuje, y los que utilizan gas a alta presin para expulsar o desplazar el propelente de su tanque.

2.2.3 Tipos de propelentes lquidosLos propelentes que constituyen la sustancia bsica de los motores de cohete son los fluidos que sufren cambios qumicos y termodinmicos. El trmino propelente lquido engloba todos los lquidos usados y puede ser uno de los siguientes: Oxidante (Oxigeno lquido, cido ntrico,etc) Fuel (Gasolina, alcohol, hidrgeno liquido,etc) Compuesto qumico o mezcla de oxidante e ingredientes de fuel. Alguno de los anteriores, con algn agente gelificante.

Una unidad de cohete con bipropelente tiene dos propelentes lquidos separados, un oxidante y un combustible. Se almacenan de forma separada y no se mezclan fuera de la cmara de combustin. La mayora de los cohetes de propelente solido se han construido para aplicaciones de bipropelente. Un monopropelente contiene un agente oxidante y un combustible en una nica

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sustancia. Puede ser una mezcla de varios compuestos o puede ser un material homogneo, como el perxido de hidrgeno o la hidracina. Los monopropelentes son estables en condiciones de atmsfera estndar pero se descomponen y generan gases de combustin de alta temperatura cuando se calientan o catalizan. Un propelente de gas fro (nitrgeno) se almacena a alta presin, proporciona bajo rendimiento, y permite un sistema simple y normalmente bastante fiable. Se suele usar para control de altitud. Un propelente criognico es un gas licuado a baja temperatura, tal como el oxigeno lquido (-183C) o el hidrgeno lquido (-253C). Se requieren previsiones para ventilar el tanque y minimizar las perdidas de vaporizacin para este tipo de propelente. Propelentes almacenables (cido ntrico o gasolina) son lquidos a temperatura ambiente y pueden almacenarse largos periodos de tiempos en tanques sellados. Los propelentes lquidos almacenables en el espacio son lquidos en el entorno espacial; su almacenado depende del diseo del tanque, las condiciones trmicas, y la presin del tanque. Un propelente en gel es un lquido thixotropico con un aditivo gelificante. Su comportamiento es similar al de la gelatina o una pintura fina. No salpica ni gotea, y puede fluir bajo presin, es seguro en algunos aspectos. 2.2.4 Ventajas e inconvenientes de los Motores de cohete de Propelente Lquido Por una parte las ventajas de este motor de cohete son varias: Estos motores suelen tener el impulso especfico ms alto para una masa fija de propelente, lo que incrementa la velocidad del vehculo, adems se puede controlar su aceleracin, parada y reinicio lo que permite que el vuelo sea reproducible. El corte del impulso se pude controlar con el dispositivo de interrupcion del empuje. Otra de las facilidades que presenta es que puede ser revisado con facilidad antes de una misin y se puede testear su empuje mximo previo al despegue. Gracias a que la cmara de empuje puede refrigerarse podemos reducir el peso de esta, y si adems el sistema de alimentacin se hace mediante una bomba, la masa inerte del sistema de propulsin puede ser muy baja, permitiendo ms capacidad para transportar combustible. Otra de las ventajas de este sistema es que colocando los tanques de propelente en el lugar adecuado se puede minimizar el movimiento del centro de gravedad aumentando as la estabilidad del vehiculo. Los sistemas alimentacin de propelente pueden dar soporte a ms de una cmara de combustin en el vehiculo, lo que reduce el peso total de la aeronave en el caso de que posea ms de una cmara de empuje. Por ltimo en cuanto al aspecto

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medioambiental, muchos de los propelentes producen escapes de gas no txicos. Por otra parte esos sistemas presentan algunos inconvenientes: El primero de ellos es que el diseo de estos motores es significativamente ms complejo, puesto que el nmero de partes es mayor y se pueden dar fallos en ms lugares. En caso de que existiera una pequea fuga o una gotera se podra formar una mezcla entre el oxidante y el combustible que podra llegar a ser explosiva. Si existiera alguna gotera esta podra ser peligrosa, corrosiva, o txicas aunque estos efectos pueden minimizarse con un propelente en gel. Un problema de almacenamiento es el que hace referencia a los propelentes criognicos, puesto que estos no pueden almacenarse por largos periodos de tiempo exceptuando el caso que los tanques estn muy bien aislados y los gases que se escapen queden recondensados. Otro de los inconvenientes que encontramos es que el peso para las aplicaciones de corta duracin y empuje bajo es muy alto lo que reduce mucho su rendimiento. Estos sistemas tambin muestran ms dificultad a la hora de controlar la inestabilidad de la combustin. Adems estos sistemas requieren tanques presurizados por lo que se tiene que incluir un subsistema separado de presurizacin. En el aspecto medioambiental, algunos de los propelentes como el acido ntrico fumante rojo genera vapores txicos por lo que hay que tener cuidado.

2.3

Motores de Cohete Hbridos

Los motores de propulsin de cohete en los que uno de los componentes del propelente esta almacenado en fase liquida mientras que el otro esta almacenado en fase slida son llamados motores de cohete Hbridos. Estos sistemas utilizan normalmente un oxidante lquido y un combustible solido. Varias combinaciones de combustibles solidos y oxidantes lquidos, as como oxidantes slidos y combustibles lquidos se han evaluado a la hora de utilizar motores de cohete hbridos. Los ms comunes son sin duda los de oxidante lquido y combustible slido como se muestra en la figura.

Fig 2.9 Motor hbrido ms tpico

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En este concepto de motor hbrido, el oxidante se inyecta en una cmara de pre-combustin o de vaporizacin encima del grano del combustible. El grano de combustible contiene diversos puertos axiales de combustin que generan vapor de fuel para reaccionar con el oxidante inyectado.

2.3.1 Aplicaciones de los Motores de cohete HbridoLas actividades de estudio y desarrollo estn especialmente concentradas en Estados Unidos y Francia, pero no faltan contribuciones por parte de Alemania, Rusia y Suecia. En Italia sigue activo el grupo de investigacin universidad de Npoles, que desde hace tiempo se comprometi con este sector de la propulsin. Algunas pruebas de laboratorio y el banco sobre los hbridos invertidos fueron realizados por algn tiempo, a principios de los aos setenta, en el Politcnica de Miln. Entre las diversas aplicaciones en las que la propulsin hbrida podra ser ventajosa en relacin a los sistemas corrientes, despuntan los para motores de cohete para lanzaderas espaciales, para lanzaderas suborbitales y maniobras orbitales de microsatelites. Motores para cohetes de lanzadores espaciales La NASA ha evaluado la posibilidad de sustituir los cohetes de propelente slido del Space Shuttle por motores de cohete hbridos, aumentando la seguridad y disminuyendo el coste de los actuales lanzadores espaciales. En esta perspectiva, un consorcio de empresas americanas ha efectuado pruebas en vuelo de propulsores hbridos y se han centrado en motores de hasta 1.1 MN de empuje.

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Fig 2.10 Motor hbrido de una lanzadera En particular, la AMROC en Estados Unidos han realizado varias pruebas con dos motores de 1.1 MN de empuje en el vaco. Algunas pruebas se pueden observar en la figura 2.. El modelo considera la relacin oxidante/combustible resultante de la descripcin del flujo y de la combustin en canal, y asumir luego que se alcance el equilibrio en la cmara de post-combustin (de acuerdo con el elevado rendimiento de combustin observado experimentalmente). La expansin en la tobera esta considerada qumicamente inactiva. El modelo produce predicciones lo suficientemente precisas respecto a los resultados experimentales. Motores para lanzadores suborbitales SpaceDev es una empresa privada ubicada en California y fundada en 1997 de las cenizas de la American Rocket Company (AMROC), lder en el campo de la propulsin de cohetes hbridos. AMROC haba planeado una gran variedad de motores hbridos de todos los tamaos, especializndose en el uso de propelentes solidos y no txicos (que se considera tecnologa crtica para vuelos espaciales suborbitales tripulados). AMROC haba realizado cerca de 300 ensayos de motores hbridos a partir de 450 hasta 110.000 N de empuje. Invirtiendo en las tcnicas heredadas de AMROC, Hacedero vuelto a proponer la propulsin de cohetes hbridos para lanzaderas espaciales no reutilizables, una familia de vehculos para la maniobra y la transferencia orbital (MoTVsTM) de los micro-satlites, un mdulo de propulsin compatible con el transbordador espacial para la insercin e inspeccin de la carga espacial en orbita y sobretodo ha obtenido un reconocimiento mundial con el vuelo de la SpaceShipOne (ver Figura 6).

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Los motores hbridos pueden ser optimizados en funcin de la propulsin requerida para la misin. Para los cohetes de lanzaderas espaciales se buscar el impulso mximo especfico por fraccin de masa de carburante, aceptando el relativo incremento de coste y dimensin. Por el contrario, un vehculo pequeo de transferencia orbital necesita el mximo v para minimizar los costes y la dimensin. En el caso del vuelo suborbital con tripulacin humana, los valores relativamente bajos de impulso especfico y fraccin de masa de propelente se compensan con el bajo coste y la alta fiabilidad del motor dentro de los lmites aceptables requeridos para la misin, para la misin SpaceShipOne despegue tuvo lugar con la ayuda de una aeronave madre con un motor normal de propulsin atmosfrica. Como combustible se pueden utilizar muchas sustancias orgnicas; por motivos de manufactura suele preferirse el HTPB (un caucho muy usado en la propulsin de cohetes slidos) o el PMMA(Plexigls). Como oxidante se han estado probando el Oxigeno Lquido LOX, agua oxigenada H2O2 y el xido de nitrgeno N2O (Conocido como el gas de la risa), todas las sustancias son no txicas pero tienen diversos requisitos de uso. La opcin principal es N2O por que, a temperatura ambiente, se mantiene presurizado asta los 4 MPa. SpaceDev ha realizado una serie de frmulas, no contaminantes ni txicas, de HTPB y PMMA con N2O para una variedad de misiones de propulsin, simplemente cambiando la proporcin de la mezcla pero conservando la misma tecnologa de base.

Fig 2.11 Lanzadera SpaceShipOne

La propulsin hbrida actual, a causa de las limitaciones de su impulso especifico medio y su relacin de masa, no resulta competitiva para los motores de lanzaderas espaciales ni para las etapas superiores de alto rendimiento, pero obtiene bastantes ventajas en aplicaciones especificas respecto a los sistemas lquido y solido. Para vuelos suborbitales con tripulacin humana, la propulsin humana ofrece las prestaciones adecuadas en unas condiciones de seguridad inigualables. En general, la propulsin hbrida se utiliza en misiones en las que sea un requisito imprescindible la fiabilidad y la simplicidad operativa.

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Motores de alta energa para misiones en el espacio

A mediados de los aos 60 la Nasa propuso una serie de estudios dedicados a los motores de alta energa para el espacio. Una primera solucin se basaba en un reaccin espontnea y fuertemente energtica de litio y flor, unos elementos en lados opuestos en la tabla peridica. Utilizando la notable versatilidad de la propulsin hbrida, una mezcla de litio e hidruro de litio fueron incorporados en un grano combustible de HTPB y el flor fue mezclado con el oxigeno para formar el lquido FLOX. El motor tenia un dimetro de 1 m y el grano tenia una configuracin de rueda de carro con 11 entradas. Las elevadas prestaciones fueron probadas y resultaron en un rendimiento del 93% en el Impulso especifico, correspondiente a un impulso especifico medido en 380 s y la relacin era de 40/1. Una foto de la prueba es la correspondiente a la figura 2.

Motores de Gran Empuje Por ltimo una de las aplicaciones del motor hbrido es el motor de gran empuje, aunque los motores de propulsin hbrida no cuentan con un gran empuje a causa de su baja velocidad de combustin. En 1968, la empresa UTC-CSD emprendi el proyecto de un motor hbrido de 1 m de dimetro cuyas prestaciones eran de un empuje de 180 kN. El proyecto se realiz con un grano de combustible slido de tipo rueda de carro de 12 entradas usando un combustible aluminizado (45%) a base de polibutadieno con N2O4 como oxidante lquido. El grano de slido es el mostrado en la figura 2.12. Aparte de este proyecto, AMROC construy tambin entre los aos 80 y 90 un motor hbrido llamado H-500 que generaba un empuje de 312 kN en 70 s usando un propelente LOX / HTPB. Y en una prueba de una versin posterior, H-250F, se hicieron pruebas de empuje con resultados de 1MN. Por lo tanto podemos asegurar que aunque ahora mismo no es competitivo al mismo nivel que los cohetes de propelente slido o lquido en cuanto a la generacin de grandes empujes, se puede observar que se est avanzando bastante en este mbito. Se prevn largos periodos de desarrollo para alcanzar valores de empuje que compitan al mismo nivel que los utilizados hoy en da.

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Fig 2.12 Motor de gran empuje

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CAPTULO 3. LA PROBLEMTICA DE LOS MOTORES HBRIDOSEste captulo tiene la intencin de explicar especficamente la problemtica especfica que poseen los endorreactores hbridos. Como ya se ha dicho anteriormente (ver captulo 2), los propulsores hbridos utilizan un reactante en estado slido y un componente lquido. En la configuracin ms comn el oxidante es el componente lquido y el combustible es el estado slido. Sin embargo pueden estar en configuracin inversa.

3.1

Contexto

Aunque histricamente, los experimentos con la propulsin hbrida se remontan aproximadamente a los aos 30 y al mismo periodo en que la propulsin slida o lquida, la gran mayora de aplicaciones (debido a condiciones histricas y de hbitos establecidos) son slo para propulsores slidos o lquidos. Los msiles balsticos, por la poca, eran la supremaca del momento, en los que se utilizaba propelente lquido debido a que se podan aplicar todos los conceptos de hidrulica que se tenan. Sin embargo, con la salida de slidos polimricos, se cuestion esta aplicacin exclusivamente lquida, y adems, se eliminaba el complejo sistema de tuberas, vlvulas, inyectores, etc. Adems, los desarrolladores de los propulsores slidos tenan experiencia con cargas explosivas y esto, ayud a superar problemas asociados con el uso de grandes cargas de propelente. Finalmente, los slidos tuvieron mucho xito, sobretodo en los EE.UU. donde se iniciaron cadenas paralelas de produccin de propulsin hbrida y slida. Una vez expuesto el contexto, resulta difcil que un pas pueda invertir en una tercera cadena de desarrollo e investigacin exclusiva para la propulsin hbrida. Tabla 3.1 Distintos experimentos desarrollados entre 1937 y 1960. Investigador Noegerrath (1937) Smith (1940) Bartel y Rannie (1946) Ordhal (1959) Moutet e Barrre (1960) Combustible Carbono Carbono Carbono Metales Plstico Orgnico Oxidante N2O (gas de la risa) O2 Aire Compuestos halgenos HNO3 (cido ntrico)

No obstante, sugerir que las nicas razones para explicar porque la propulsin hibrida no es pionera son razones polticas y ideolgica sera un error. De hecho, hay muchos problemas cuando se habla de propulsin hbrida a gran escala, y que no se han llegado a resolver claramente, y aunque hay xitos a pequea escala, hay ventajas y desventajas cruciales que se deben aclarar (ver captulo 3.2).

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La Compaa Americana de Cohetes (AMROC) en los aos noventa, intent desarrollo de motores con LOX (oxigeno lquido) y HTPB (Polibutadieno Hidrxi-Terminado, ver captulo 3.2) en el que pas de 4kN de empuje a 1100 MN con un propulsor de 10 metros de longitud. (McFarlane, Kniffen, & Lichatowich, 1993). Recientemente, este desarrollo lo lleva actualmente SpaceDev, otra empresa privada responsable del motor hbrido de la misin del SpaceShipOne.

Fig 3.1 Prueba de ignicin del cohete hbrido del SpaceShipOne.

Por otra parte, en el Programa de Demostracin de Propulsin Hbrida (HPDP) subvencionado por la NASA, un consorcio liderado por Lockheed Martin intent probar motores de dos categoras diferentes: Motores de 280mm de dimetro, 3m de longitud alimentado por oxgeno gaseoso (GOX) y otro lquido (LOX). Motores de 610mm de dimetro, 9m de largo y con LOX.

De hecho, muchos estudios de comprensin y modelizacin se llevan a cabo a experimentalmente con motores de GOX de 600mm y numricamente, a travs de modelos completos de ecuaciones de Navier-Stokes y diferentes modelos de turbulencia. En este presente estudio, la investigacin se redujo a una cmara de 240mm de largo (ver captulo 4.1). Su relativa simplicidad hace que los costes de operacin de estos motores sean ms bien bajos en comparacin con los slidos y los lquidos. Este es el motivo por el que actualmente est en fase de validacin el motor hbrido que propulsar el SpaceShip2, la primera lanzadera privada que permitir llevar turistas espaciales. En Europa, bajo el liderazgo de Francia se est desarrollando un nuevo lanzador ligero llamado PERSEUS (Programme Etudiant de Recherche Spatial Europen Universitaire et Scientifique), que

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estar propulsado por dos motores hbridos. Este cohete est siendo diseado por estudiantes de universidades europeas (principalmente francesas).

3.2

Ventajas y desventajas

Este subcaptulo trata de exponer las ventajas y desventajas tericas que presenta la propulsin hbrida. Las ventajas que ofrecen estos motores son muy variadas. Por una parte, es la seguridad caracterstica de estos motores, y es que un encendido accidental debido a descargas electroestticas, choques o vibraciones no se da durante la fabricacin, ensamblaje, transporte y operaciones en plataforma. Para conseguir estas condiciones es necesaria la utilizacin de materiales no explosivos (inertes). Adems, el propelente slo se inserta una vez en plataforma y en caso de emergencia o de aborto de misin, siempre se manda apagar el motor interrumpiendo el flujo de propelente lquido. Debido a esto, ningn accidente catastrfico conocido hasta la fecha est relacionado con motores hbridos. Por otra parte, la idiosincrasia de los propulsores hbridos permite una gran flexibilidad en la configuracin operativa, y es que se pueden regular parmetros tales como: Presin, mltiples encendidos y apagados y encendido hiperglico (es decir que oxidante y reactante entran en ignicin cuando entran en contacto, sin fuente de ignicin). Este ltimo sistema de encendido, son tiles en sistemas de maniobra ya que no necesitan temperaturas extremadamente bajas. Sin ir ms lejos, estos motores son muy robustos debido a su construccin simple (en comparacin con los lquidos, ver captulo 2.2), a la reduccin de las temperaturas de trabajo, y adems, el combustible slido (grano), permite imperfecciones en su construccin sin problemas graves (ya que en los propulsores slidos es un fallo grave). La siguiente ventaja que presentan es que hay una gran flexibilidad a la hora de elegir el tipo de propelente: La NASA plante la idea de quemar residuos orgnicos en el desarrollo de la Estacin Espacial, y as, generar energa auxiliar y disminucin de peso. Sin embargo, debido a la gran variedad de elementos en la basura, no pudo realizarse un propelente slido con las propiedades adecuadas y la idea tuvo que ser rechazada. Sin embargo, el propulsor hbrido exige unas propiedades menos exigentes, y por ello la NASA empez a financiar un programa de investigacin en la que se usaba propelente slido y un contenido mnimo de polmero. El polmero que daba mejor rendimiento y un gran impulso especfico fue el HTPB (Polibutadieno Hidrxi-Terminado), que con un contenido en el grano del 4%, daba unos resultados muy buenos y un impulso especfico excelente con O2 o N2O4.

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Por ltimo, tambin es una ventaja el coste del proyecto y de operacin que es bajo, y adems, tienen un bajo impacto ambiental en la zona de plataforma y vuelo y tienen un buen rendimiento propulsivo (el mejor en termoqumica). Sin embargo, hay inconvenientes que siguen sin poder solucionarse desde el inicio de los experimentos con motores hbridos y que impiden el pleno desarrollo de stos. La primera desventaja inmediata es que tiene una baja velocidad de regresin y adems, es poco sensible a las condiciones de funcionamiento, justamente dado a la estabilidad de la llama (ver prximo apartado). Adems, aunque algunos parmetros de impulso son mejores, el rendimiento de la combustin del grano es muy baja e ineficiente en comparacin con los otros tipos de motores. Por otra parte, tiene una inestabilidad longitudinal significativa lo que resulta complicado operar con ellos a gran escala. Esta inestabilidad, muy comn en los boosters slidos, provoca fuertes vibraciones verticales que deben ser amortiguadas para que no sean propagadas al resto de la estructura del cohete.

Fig 3.1 Tabla que relaciona el ratio de oxidante/fuel con el impulso especfico por orden decreciente, el GOX, H2O2, N2O4, IRFNA.

3.3

Anlisis de la llama, estabilidad y funcionamiento

Los estudios bsicos se iniciaron en los aos 60, especialmente en EE.UU. como hemos comentado anteriormente en los antecedentes, y en menor medida, en Francia, Alemania y Suiza.

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3.3.1 Estructura de la llamaEl flujo de combustin se concentra en la capa lmite que se forma siguiendo la trayectoria del flujo de combustible slido gasificado y el flujo del combustible lquido inyectado (ver figura 3.2). Esta llama es difusiva y insensible a las condiciones de funcionamiento y la mezcla, se quema posteriormente a su mixtura. Las leyes que se rigen en este fenmeno son las de la dinmica de fluidos, la transmisin de calor y la cintica qumica: el proceso de combustin hbrida se alimenta por el intercambio de energa trmica por conveccin y radiacin que va de la llama difusiva a la superfcie del grano slido (ver figura 3.3). Este fenmeno de intercambio de energa permite un proceso retroalimentado que gasifica el combustible solido a la vez que se alimenta la llama, todo esto mientras se inyecta combustible lquido. Esto permite que sea un proceso muy estable. El caso ideal, es cuando la llama difusiva es una especie de velo que se mantiene a lo largo de la frontera entre el combustible gasificado y el oxidante inyectado, all donde se alcanza la proporcin estequiomtrica. Sin embargo, en el caso real, la gran reactividad y la velocidad de la reaccin amplian este velo a una banda, cuyo espesor queda delimitado por las propiedades de los propelentes usados.

Fig 3.2 Fotografa de una combustin hbrida (ver [1])

Fig 3.3 Dibujo que ilustra la estructura de la llama.

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Fig 3.4 Parmetros implicados en la llama.

Los productos de la combustin quedan arrastrados por el flujo convectivo, a los que se suman el combustible por debajo de la llama y el oxidante por encima que no han llegado a reaccionar. Adems, los valores de velocidad y temperatura augmentan progresivamente desde sus correspondientes valores en las paredes hasta los de corriente libre, alcanzando mximos justo en la llama.

3.3.2 Estabilidad de la combustinA da de hoy, todava no se han encontrado casos de inestabilidad destructiva que a menudo aparecen en los propulsores slidos y lquidos. Esto es debido a que transversalmente, el cohete hbrido no tiene inestabilidad, sin embargo, lo nico que debe preocupar al ingeniero, es de la inestabilidad longitudinal. Adems debido a la estabilidad intrnseca de la llama en propulsores hbridos (ver captulo 3.3.1) sta, es ms robusta que los dems sistemas. La estabilidad intrnseca se debe al sistema que retroalimenta la combustin: si el frente de llama se acerca a la superficie del grano slido, ste recibir ms calor y por tanto aumentar su gasificacin. La gasificacin implica un mayor flujo msico de comburente hacia el frente de llama, fenmeno que provocar que el frente se aleje de la superficie para ir a encontrar el oxidante que an no haya reaccionado ms all del frente. Finalmente, una vez el frente se haya alejado de la superficie, dejar de enviar tanto calor hacia ella as que la velocidad de gasificacin disminuir haciendo que de nuevo el frente se acerque a la superficie. Para muchos cientficos este fenmeno es considerado al mismo tiempo la cara y la cruz de los propulsores hbridos. Por otra parte, los endoreactores hbridos tambin poseen inestabilidades longitudinales. stas son debidas a las fluctuaciones de presin que hay debido a los complejos fenmenos fluidodinmicos que tiene cualquier combustin a gran escala; vienen parcialmente eliminadas cuando las ondas de presin llegan a la tobera pero an as hay que tomar medidas para que estas

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inestabilidades no afecten ni la estructura del cohete ni la carga de pago. Con el paso de los aos y a base de estudios, estas inestabilidades longitudinales se han podido reducir gracias a la disminucin de las fluctuaciones de presin en la cmara de combustin (ver figura 3.5).

Fig 3.5 Grfica de fluctuaciones de la presin. La b) respresenta una reduccin del 1,3% respecto a la media (Sutton, 2001).

Estas fluctuaciones de la presin pueden producir oscilaciones que pueden daar a pequea escala la estructura del cohete. Por otra parte, el Programa de Demostracin de Propulsin Hbrida (HTPD) ha reducido en gran medida inestabilidades en las primeras etapas (cuando se inyecta el oxidante lquido y cuando se inicia la combustin) mediante dispositivos que hagan recircular el oxidante encima del grano slido (ver figura 3.6), como podran ser aletas, una llama dirigida o una inyeccin de oxidante muy fuerte, etc). Este mtodo permite aumentar suficientemente la temperatura de la mezcla para anclar la llama difusiva y hacerla estable antes de la perforacin del combustible.

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Fig 3.6 Inyeccin del oxidante en el motor. La figura a) representa una inyeccin estabilizante, al contrario que la b).

3.4. Ineficiencias en la combustinPara reducir la ineficiencia relativa a la combustin de los propulsores hbridos (normalmente del 95%) en relacin a los lquidos o slidos (97-98%) se idearon unas cmaras de combustin con pre-cmara (para estabilizar la llama) y una post-cmara (para la mezcla de los productos de combustin y completar el proceso de combustin), (ver figura 3.7). La configuracin ms simple que evita que la mezcla se escape y no sea eficiente, es la combinacin de toberas con una entrada caracterstica. sta, tiene un cilindro que rodea la entrada hecho de grano slido con perforaciones que hace que haya unas ltimas reacciones con el aporte correspondiente de empuje, y por lo tanto, que ese aporte de oxidante no sea desperdiciado. Eventualmente, se pueden recurrir a la inyeccin de parte del oxidante directamente en la postcmara de combustin o a efectos prcticos, cualquier otro tipo de mecanismo que estimule la mezcla turbulenta de los productos de la combustin y as, completar la eficiencia de la combustin a un 100%.

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Fig 3.7 Imagen que representa la cmara de combustin de cohetes hbridos.

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CAPTULO 4. ESTUDIO DE LA CASSTICA POR SIMULACIN NUMRICAEn este capitulo se presentaran, la cmara de combustin utilizada en el estudio, los casos de las simulaciones y los resultados de estas. As como los problemas y soluciones propuestos para cada una de ellas.

4.1

Modelo geomtrico de la cmara de combustin

4.1.1 Cmara de CombustinEl estudio del motor de cohete hbrido se ha basado en una cmara de combustin cilndrica y simtrica a lo largo del eje horizontal. Debido a que la cmara es cilndrica, para hacer la simulacin utilizaremos una proyeccin de la seccin de la cmara para facilitar los clculos, ya que es mucho ms sencillo hacer un estudio en Fluent en 2D. Como se ha dicho, es una cmara simtrica a lo largo del eje horizontal, por lo que el modelo final de la cmara ser justo la mitad inferior de la seccin mencionada anteriormente.

Fig 4.1 Dibujo de la cmara de combustin.

Fig 4.2 Seccin de la cmara

La geometra final de la cmara que se ha utilizado para la simulacin, tiene una longitud de 240 mm, y una altura de 9 mm. Se han escogido estas

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longitudes debido a que son las dimensiones de una cmara de combustin real, situada en el Laboratorio de Propulsin Espacial del Politcnico di Milano (SPLab), con la cual eventualmente se podran hacer comparaciones de los resultados de las simulaciones con los resultados experimentales que se han obtenido. En la cmara se han utilizado bsicamente dos especies, oxigeno puro (O2) y algn tipo de hidrocarburo. Al principio se utilizaron hidrocarburos bien conocidos en el mundo de la automocin, como el heptano o el octano pero como veremos ms tarde, los resultados de estos no han sido muy satisfactorios as que decidimos usar para las dems simulaciones el pentano (C5H12). El pentano tiene la caracterstica que es el primer hidrocarburo de la cadena de los alcanos lquidos a temperatura ambiente, y por lo tanto, permite una fcil manipulacin. El comburente en un caso real, tendra que ser algn hidrocarburo en estado slido o parafina, pero Fluent dispone de pocos modelos de cintica qumica y por lo tanto las simulaciones se han de limitar a los hidrocarburos, concretamente al pentano. La entrada de comburente se hace con una entrada de flujo a lo largo de 50 mm, considerndose el flujo constante, e independiente del flujo de calor que este recibe. Hay que recordar que en realidad la entrada de comburente es en funcin del flujo de calor que se recibe des de el frente de llama, pues es este flujo de calor el que provoca el proceso de evaporacin de el comburente. Para modelar este fenmeno se deberan utilizar las User Defined Functions de Fluent, pero esto queda mucho ms all del nivel exigible para este TFC.

Fig 4.3 Cmara de combustin en Fluent.

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Las longitudes finales de la geometra son por lo tanto de 9 mm de altura y 340 mm de longitud. La longitud esta dividida en 3 partes: 90 mm de distancia entre la entrada de oxidante y la entrada de combustible, 50 mm que es la entrada de combustible y por ultimo 100 mm desde el combustible hasta el final de la cmara. Para introducir estas especies en la cmara, se consider en un principio que se especificara la velocidad de entrada tanto del oxidante como del combustible. De hecho, para conseguir una llama ms o menos estable y con una altura no muy alta, la velocidad idnea de entrada es de unos 10 m/s para el oxidante y 0,1 m/s para el combustible. Esta configuracin no es ptima para una simulacin en la cual existe cintica qumica (como lo es este caso) pues dificulta el ajuste de las proporciones estequiomtricas. As pues, para conseguir una combustin correcta, se decidi cambiar la manera de introducir las especies dentro de la cmara, introducindolas a travs de un flujo de masa, en vez de partir de definiciones de velocidad de entrada. La razn por la cual se cambi a una entrada definida por el flujo de masa es que, con esta configuracin, se puede conseguir una proporcin entre el comburente y el oxidante estequiomtrica. En qumica, la estequiometra es el clculo de las relaciones cuantitativas entre reactivos y productos en el transcurso de una reaccin qumica. Por tanto, una proporcin estequiomtrica es aquella que cumple la teora de la qumica para la cual se puede producir una combustin entre el oxidante y el combustible, en nuestro caso entre el pentano y el oxgeno. (4.1) (4.2)

,

,

(4.3)

Utilizando las condiciones de frontera, en las que se impone el flujo msico, se obtiene una entrada de oxidante de 0,064 kg/s en una superficie de 9 mm (altura de la cmara de combustin) y una entrada de comburente de 0,014 kg/s a lo largo de una post-cmara de 50 mm. Estos resultados se obtienen directamente de los resultados de las ecuaciones 4.2 y 4.3, escogiendo un 20% de estos valores con tal de obtener unas velocidades lo suficientemente reducidas, que permitan una combustin estable. Finalmente, se tiene que destacar que la mezcla global no ser estequiomtrica, sino un 20% ms rica en oxigeno, dada la dificultad que tiene el comburente de llegar al oxigeno en una llama de tipo difusivo.

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En la cmara, una vez definidas la superficie de estudio hay que hacer hincapi en las zonas que no se observan directamente en el modelo geomtrico de estudio pero que tendrn influencia en los resultados, estas zonas son: La precmara y la post-cmara.

4.1.2 Pre-CmaraEsta parte esta definida entre las condiciones de contorno de la simulacin y el inicio de la entrada del comburente, y se debe a que se quiere obtener un flujo de oxidante bastante turbulento que pueda llegar a todas las partes del comburente. Para conseguir este flujo turbulento, se supone que se hace pasar el oxidante por algn sistema de espiral (swirl) o similar, antes de hacerlo entrar en la cmara de combustin. Esta turbulencia como se ha dicho ayudara a que la difusin entre las especies sea mejor, aumentando as la eficiencia de la combustin y por tanto la del motor en si. Para conseguir este efecto swirl modificaremos las condiciones de contorno aadiendo un cierto % de turbulencia no mayor al 10%, al oxidante de la entrada. Con esta medida pretendemos mejorar la mezcla del comburente y el oxidante y en definitiva la combustin.

4.1.3 Post-cmaraLa post-cmara es un elemento esencial en la cmara de combustin, y abarca desde el final de la salida del comburente hasta el escape de los gases. Debido a que la llama del estudio es una llama difusiva, cuando termina la salida del comburente las dos especies aun no se han podido mezclar del todo por lo que tenemos mucha concentracin tanto de oxidante por encima de la llama como de comburente por debajo. Esto hace que el rendimiento de la cmara sea muy bajo, puesto que si la cmara acabara justo cuando termina la salida del comburente estaramos desaprovechando una gran cantidad de comburente, que suele ser el componente de la combustin de ms coste econmico. En la cmara del estudio se ha colocado una post-cmara de 100 mm lo que proporciona el espacio suficiente para que las especies puedan mezclarse bien. Con esta medida se consigue una combustin ms eficiente y por lo tanto unas mejores prestaciones de la llama y de la cmara de combustin.

4.2

Solver en estado estacionario

En este punto explicaremos cuales fueron los problemas para encontrar una solucin estacionaria con el solver de Fluent. Hay que decir que estas fueron las primeras simulaciones del proyecto, y que sirvieron tanto para determinar la validez del mtodo estacionario como para determinar cuales serian al final las

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especies reactivas que se utilizaran.

4.2.1 Por qu este mtodo no es vlido?En un principio, se podra suponer que es posible obtener una solucin estacionaria, ya que teniendo en cuenta que eliminamos la dependencia en el tiempo de la masa del combustible y del oxidante, toda la solucin no depende especficamente en el tiempo. Si un proceso no depende del punto de inicio en el tiempo (ver captulo 4.3), se puede suponer que tiene una solucin estacionaria, y aunque el proceso tiene una parte transitoria al principio de la combustin, se puede suponer que la llama obtenida es estable y estacionaria. (4.4) Si bien es cierto que es una suposicin correcta en cuanto a la aerodinmica, ms adelante se ver que no es factible si seguimos las leyes de la cintica qumica. Aun as se obtuvieron unos resultados de los que se pudieron sacar conclusiones interesantes para el proyecto. En una primera instancia se definieron como especies para la combustin, el heptano y el oxgeno pero, aunque obtuvimos una llama similar a la que se esperaba, descartamos los clculos debido a que se produjo un comportamiento extrao e inesperado: una detonacin. No hay manera de que el programa nos seale el hecho de que aquello era una detonacin, pero sin embargo, los resultados alcanzaban los 5000 K en una zona bastante amplia. Esta temperatura es la temperatura mxima que puede aceptar Fluent por lo que una vez que se alcanza esta temperatura, se arrastra a los siguientes clculos de manera que se pueden considerar errneos a partir de ah. An si no considerramos errneos estos clculos debido a limitaciones del fluent, 5000 K es una temperatura que esta fuera de la realidad, ya no estaramos hablando de una combustin normal de oxgeno y heptano, si no que los productos de la combustin empezaran a variar. Un ejemplo de la solucin estacionaria de heptano y oxgeno es la mostrada en la figura 4.4.

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Fig 4.4 Resultados errneos en Fluent

Se puede observar claramente que hay toda una zona que llega hasta los 5000K en la que se deduce una detonacin en la cmara. Adems, seguramente eso acarreara inestabilidades y esfuerzos crticos en la estructura del motor. Una simulacin similar seria la que se realiz cambiando el heptano por octano. Dado que los resultados fueron bastante similares a los del heptano, en los que se obtuvo tambin una detonacin con temperaturas de 5000 K, decidimos descartar el octano como una especie idnea. El ltimo de los casos que se analizaron en rgimen estacionario, fue el caso del pentano y el oxgeno. Con este caso, se obtuvieron unos resultados muy prometedores, ya que no se observa ninguna detonacin como en los dos casos anteriores. Aun as, no se podan considerar los casos correctos de ninguna manera ya que las temperaturas que alcanzaban estas simulaciones superaban con creces las siquiera permitidas por la qumica. Aunque no se pudieron considerar estos casos como buenos, los resultados fueron muy tiles ya que a partir de ellos se pudo definir el pentano como el hidrocarburo para continuar las simulaciones. El resultado para el pentano se muestra en la figura 4.5.

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Fig 4.5 Resultados obtenidos con el pentano.

Como se puede observar, en este caso la llama queda mucho mejor definida y las temperaturas ya no se bloquean a 5000 K, pero en cualquier caso 4900 K no es una temperatura que se pueda utilizar como resultado aceptable. Por lo tanto, en ninguno de los casos, los resultados anteriores fueron los esperados y mucho menos realistas. La causa de que ningn calculo fuera correcto es que Fluent utiliza un solver para la cintica qumica junto con el solver aerodinmico y no consigue unir los dos de manera satisfactoria para obtener unos resultados estacionarios. Este problema de acoplamiento de solvers se debe a que los tiempos caractersticos de ambas disciplinas son muy distintos. La qumica tiene unos tiempos caractersticos muy pequeos mientras que la aerodinmica, en comparacin, est 2 o 3 ordenes de magnitud por encima. Debido a la diferencia entre estos tiempos caractersticos Fluent no es capaz de analizar una solucin estacionaria aplicando la cintica qumica en la combustin.

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4.3

Solver en estado transitorio

4.3.1 Por qu este mtodo es vlido? Como se ha comentado en el apartado anterior, existe un problema en el solver estacionario de Fluent cuando se intenta acoplar la cintica qumica. Para solucionar esto, se cambia el rgimen de estacionario a transitorio. Puede parecer que esta medida fuera mas un paso hacia atrs ms que un paso hacia delante, pero esto no es del todo cierto, ya que debido a que la solucin final no depende del tiempo, el transitorio siempre llegar a un estado oscilatorio constante en el que se podr considerar que no depende ya del tiempo y se dar esta solucin como estacionaria. Sin embargo, ste ltimo motivo, no es la razn principal para utilizar el rgimen transitorio. Si se utiliza este mtodo de solucin, se pueden escoger los tiempos de paso para el cual se tiene que calcular la solucin y con esto, se pueden ajustar los dos tiempos caractersticos: el de la qumica y el de la aerodinmica; consiguiendo as, una solucin correcta para el problema. Con esta nueva premisa, se consiguieron una serie de soluciones al problema que ahora se presentan. Debido a la dificultad que presentaba el hecho de conseguir una combustin completamente satisfactoria (ver captulo 3), se proponen unos cuantos mtodos de ignicin para conseguir una propulsin lo mas eficiente posible.

4.4

Mtodos de ignicin

4.4.1 Auto-ignicinLa auto-ignicin es la continuacin de las simulaciones anteriores, modificando el mtodo de calculo y colocndolo en rgimen transitorio, como se ha comentado antes. Es importante aclarar que sta, es la idea inicial de la que se parti para hacer las simulaciones y consiste bsicamente en ingresar una cierta cantidad de O2 (la especificada en apartados anteriores para que se cumpla la proporcin estequiomtrica), a una temperatura los suficientemente alta para se genere la combustin de forma espontnea cuando ste entre en contacto con el combustible. Para conseguirlo, se supuso que el oxigeno deba estar a unos 900 K y el combustible a 400 K. Estas temperaturas son las que proporcionan una autoignicin. Adems 400 K es la temperatura de evaporacin del pentano, y de esta manera, se asegura que ambas especies estn en estado gaseoso, lo que facilita en gran medida la combustin (ver figura 4.6).

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Fig 4.6 Captura de Fluent en la que se observa un resultado obtenido por autoignicin. Como se puede comprobar, en esta solucin se obtienen unas temperaturas muy aceptables como solucin para el problema. La llama esta a una temperatura de unos 2700 K debido a que el oxidante esta a una temperatura bastante alta en la entrada. sta, se podra considerar que es una solucin posible al problema. An y as no parece muy fiable y anima a buscar ms soluciones. De hecho, la razn de que no se pueda considerar esta solucin como la mejor, es que para la combustin, es bastante difcil manipular el oxigeno a 900 K ya que es bastante inestable y explosivo. Esto supondra un coste excesivo en la manipulacin y envo hasta una temperatura tan alta. An as, es muy probable que puedan aparecer incidencias no deseadas por alguna detonacin espontnea del oxigeno antes de entrar en contacto con el combustible. Por ello, se plantearon una serie de medidas alternativas para encender el combustible, de manera que se pudiera tener una temperatura del oxidante ms viable a la hora de ceirse en mayor medida a la realidad.

4.4.2 Ignicin por Chispa/Arco ElctricoCmo se ha podido ver antes, no se ha conseguido hacer una combustin realista con una auto-ignicin. Por ello, se tuvo que pensar algn otro mtodo para encender el combustible y el oxidante, a temperaturas ms bajas y ms estables para poder tener un frente de llama estable. La primera opcin que se escogi, fue la ms sencilla: utilizar una pequea chispa de unos 0,1J para empezar la ignicin del comburente y conseguir as el frente de llama deseado, pero con unas temperaturas ms bajas, (oxidante a 600 K).

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Fig 4.7 Muestra los resultados con chispa o arco elctrico

En la figura 4.7, se puede observar que con una chispa no se puede encender la mezcla. Al final de la geometra de la cmara, nada ms se obtiene una me