Tipos de motor cohete

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Índice

Combustibles usados en motores cohete

Propergoles

Agua oxigenada

Hidracina

Motores iónicos

Un precursor: el misil alemán V2

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Combustibles usados en motores cohete

Las naves espaciales se desplazan, dentro de la atmósfera y fuera de ella, gracias a motores cohete basados en el principio de acción y reacción. Según esto, si lanzamos lejos de nosotros un objeto con una masa y una velocidad determinados, nos veremos afectados por un esfuerzo, llamado reacción, de un valor directamente proporcional a la masa y velocidad del objeto lanzado y en sentido opuesto a su movimiento, dicho de otra manera, nos veremos impulsados hacia atrás. Podemos conseguir un gran empuje lanzando objetos de mucha masa, muy pesados, y a la vez, o por otra parte, lanzándolos a gran velocidad. Esto es lo que se produce en los motores cohete.

Cámara de combustión del motor cohete RD - 107

La inmensa mayoría de los motores cohete utilizan substancias químicas que se hacen reaccionar en un recinto cerrado, que conocemos como cámara de combustión, dejando escapar los gases calientes producto de esa reacción a través de una tobera de diseño especial. Es la masa de esos gases de escape y su velocidad la que impulsa los vehículos movidos por motores cohete. A los productos químicos que reaccionan dentro de la cámara de combustión se les conoce con el nombre de propergoles.

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Los propergoles pueden ser sólidos o líquidos y tanto unos como otros son mezclas de combustibles y oxidantes, también llamados comburentes, de forma que el motor cohete puede funcionar en ausencia del oxígeno atmosférico, que no necesita, en absoluto, para quemar su combustible.

Propergoles

En los cohetes de propergol sólido, el combustible y el oxidante se mezclan íntimamente bajo la forma de un material granulado y compacto. Con esta mezcla se rellena el cuerpo del cohete, adhiriéndose perfectamente a las paredes, dejando un agujero cilíndrico central que forma la cámara de combustión. Del tamaño de los granos y el grado de compactación entre ellos depende la velocidad de combustión del propergol. Dado que a medida que se consume éste el volumen de la cámara de combustión aumenta, para intentar mantener en un valor constante el empuje del motor cohete, se varía de dentro hacia fuera el tamaño del granulado del propergol. El encendido de los motores cohete de propergoles sólidos se lleva a cabo por medio de mecanismos eléctricos o pirotécnicos y una vez puestos en marcha ya no se pueden apagar hasta que no se consume todo el propergol. Una de las combinaciones más utilizadas en los cohetes de propergoles sólidos es la mezcla de poliuretano, un combustible plástico, con perclorato de amonio como oxidante, aunque también se emplean otras mezclas.

Uno de los cuatro motores RD – 107 del cohete Soyuz

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Los cohetes de propergoles líquidos, por lo general, llevan el combustible y el oxidante en dos depósitos separados. Los dos líquidos son enviados por medio de una bomba a la cámara de combustión donde, al entrar en contacto, el oxidante permite que se queme el combustible proporcionando a la mezcla de gases resultantes una gran temperatura y presión. Una de las combinaciones empleadas para los cohetes de propergoles líquidos es la de hidrógeno líquido usado como combustible y oxígeno líquido usado como oxidante. Esta combinación ha sido la empleada para alimentar algunos de los motores del Saturno V, que llevó a los astronautas americanos a la Luna. Naturalmente, substancias como el hidrógeno y el oxígeno están en estado líquido a temperaturas criogénicas, es decir, a algunas decenas de grados por encima del cero absoluto, por lo que las operaciones para cargar los depósitos son sumamente complejas, tal como se observa cuando se cargan los depósitos de un cohete de propergol líquido mientras se encuentra en la rampa de lanzamiento. Los motores RD-107 del cohete ruso Soyuz utilizan queroseno como combustible y oxígeno líquido como comburente.

Motor principal del trasbordador Shuttle

Otra combinación de propergoles líquidos es la de la hidracina utilizada como combustible y el peróxido de nitrógeno utilizado como oxidante, combinación que se utilizó en los motores principales del trasbordador Shuttle. Como oxidantes también se pueden utilizar el ácido nítrico y el peróxido de hidrógeno. Estos propergoles no criogénicos se utilizaron ampliamente en el desarrollo de misiles que tenían que estar en disposición para el despegue en

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cualquier momento durante un periodo de varios años, lo que representaba tener sus depósitos de combustible y comburente cargados durante esos periodos de tiempo. En el caso del oxígeno e hidrógeno líquidos se han de introducir en los depósitos del vehículo cohete unas pocas horas antes del lanzamiento.

También existen cohetes de propulsión líquida que recurren al llamado monopropulsor, es decir, a un único compuesto químico en estado líquido que se hace pasar a través de un catalizador, situado en el interior de la cámara de combustión, que tiene el poder de descomponerlo en una mezcla gaseosa. Tal es el caso del peróxido de hidrógeno, más conocido como agua oxigenada, que, en contacto con un catalizador de platino, se descompone en oxígeno y vapor de agua sobrecalentado.

Conjunto de los cinco motores F1 de la primera etapa del saturno V

Los cohetes que funcionan con propergoles líquidos proporcionan por lo general un impulso específico mayor que los que lo hacen con propergoles sólidos. Los mejores cohetes de propergoles líquidos alcanzan habitualmente un impulso específico del orden de 380 segundos, mientras que los mejores cohetes de propergoles sólidos sólo llegan a 250 segundos. Es por esta razón que se acostumbra a utilizar cohetes de propergoles líquidos en las primeras etapas de los lanzadores multietapa.

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Agua oxigenada

Los cohetes de peróxido de hidrógeno, que es como se conoce en términos científicos el agua oxigenada, denominada HTP en nomenclatura inglesa, no proporcionan un gran empuje, pero tienen la ventaja de que el agua oxigenada es fácil de manejar. Para que actúe en el motor cohete se ha de descomponer, mediante un catalizador, en agua y oxígeno. Esta reacción eleva la temperatura hasta 500 o 700 grados, lo que convierte a su vez el agua en vapor de agua, lo que proporciona una gran presión en la cámara del motor cohete. Como catalizadores se emplean el permanganato de calcio, ya utilizado en las turbinas de las bombas de combustible del cohete V-2 alemán, que tiene el inconveniente de ensuciar considerablemente las toberas de salida de los motores cohete. Esto se puede subsanar utilizando una esponja de platino como catalizador.

Motor cohete inglés Gamma de 1953 que utilizaba agua oxigenada

Para aumentar el empuje del motor cohete se puede inyectar en la cámara un combustible que se encenderá espontáneamente y arderá gracias al oxígeno procedente de la descomposición del agua oxigenada.

Hidracina

Otra combinación de propergoles líquidos es la de hidracina como combustible y el peróxido de nitrógeno como oxidante. La hidracina, N2H4, un hidruro de nitrógeno, resulta ser un combustible más cómodo de usar que los hidrocarburos. Se trata de una sustancia muy utilizada en el lanzamiento de cohetes y misiles y también colaboró en la tarea de hacer llegar al hombre a la

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Luna. Su combustión, además de calor, sólo produce agua y nitrógeno gaseoso siendo por tanto un combustible no contaminante.

N2H4 + N2O4 = N2 + H2O + Calor

La nave Mars Global Surveyor, de una tonelada de peso, la construyó para la NASA la empresa Lockheed Martin. Tenía forma cúbica y 1,17 metros de lado. El motor principal de hidracina y tetróxido de nitrógeno proporcionaba 596 N de empuje. Los 12 motores de maniobra proporcionaban un empuje individual de 4,45 N. La carga inicial de combustible era de 216 kg de hidracina y 144 kg de N2O4. Para suplir sus necesidades de electricidad los paneles fotovoltaicos, de 6 metros cuadrados cada uno, generaban una potencia eléctrica de 667 W en el afelio. La Mars Global Surveyor despegó hacia Marte en noviembre de 1996 a bordo de un lanzador Delta 7925 de tres etapas fabricado por McDonnell Douglas Aerospace.

Treinta y cuatro años antes, las sondas Mariner 1 y 2 enviadas por la NASA hacia Venus el 27 de agosto de 1962 disponían también de motores de hidracina. La propulsión para las maniobras en ruta las proporcionaba el motor principal con un empuje de 225 Newtons. La hidracina era encendida usando tetróxido de nitrógeno y bolas de óxido de aluminio. El control de orientación era mantenido por un sistema de expulsores de gas nitrógeno con un margen de error en la maniobra de 1º. Como referencias en la orientación se usaban el Sol y la Tierra.

Cohete Scud

Desde el otro lado del telón de acero el misil balístico de corto alcance Scud, construido por los soviéticos, estaba impulsado por propergoles líquidos. El diseño inicial del Scud fue realizado en Rusia por la oficina de Makeyev a mediados de 1961 utilizando, en parte, la experiencia del cohete V-2 alemán. El

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primero de la familia de los misiles Scud, el tipo SS-1B, tenía 10,7metros de largo, un diámetro de 88 centímetros y un peso de 4.400 kg. Utilizaba keroseno y ácido nítrico, presurizado por aire, alcanzando una distancia máxima de 180 kilómetros. El Scud B era una versión mejorada del anterior, tenía una longitud de 11,5 metros y un diámetro de 88 centímetros, con un peso total de 5.900 kilogramos. El combustible era dimetil hidracina no simétrica, UDMH, y el oxidante ácido nítrico inhibido rojo, que eran inyectados en la cámara de combustión mediante bombas. Estas modificaciones permitían conseguir un alcance del misil de hasta 300 kilómetros.

Motores iónicos

El proyecto Prometheus y con él la futura misión a Júpiter y sus lunas, JIMO, recibieron un considerable impulso con el exitoso ensayo de un poderoso motor electro-iónico. Este motor, que funciona mediante la emisión de microondas, es el más potente motor iónico construido hasta el momento. El uso de microondas para ionizar el xenón puede hacer posible propulsores iónicos muy fiables y con una larga vida para explorar el universo.

El HiPEP, motor de propulsión eléctrica de alta potencia, fue probado en las instalaciones del Glenn Research Center de la NASA durante el año 2003, se trata de un motor rectangular cuya forma alargada permite que la tobera de salida de iones pueda incrementar la potencia y el rendimiento del motor. El uso de microondas para ionizar el xenón debería proporcionar una vida del motor más prolongada. En su parte posterior tiene acoplada una fuente de alimentación que le proporciona una tensión de 6.000 voltios, lo que permite crear un fuerte campo magnético y a su vez una fuerte repulsión electrostática de los iones de xenón.

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El ensayo realizado en la cámara de vacío del Glenn Research Center se ha hecho con potencias de hasta 12.000 vatios y un margen de velocidades de escape de los iones de entre 60 y 80 km/s. El propulsor está diseñado para funcionar entre 7 y 10 años con impulsos específicos de más de 6.000 segundos.

El impulso específico es un parámetro que nos indica la eficiencia del motor cohete con respecto a su masa. Los motores principales del trasbordador espacial americano eran mucho más potentes que este motor iónico, pero sin embargo funcionaban únicamente por espacio de unos pocos minutos, con un impulso específico de 460 segundos, 14 veces menor que el del motor iónico.

Satélite Deep Space 1

El motor iónico proporciona empujes muy pequeños pero que se mantienen durante meses o años, como demostró sobradamente la experiencia de la Deep Space 1 y posteriormente la japonesa Hayabusha y la europea Smart entre otras. De esta forma la nave una vez lanzada al espacio exterior mediante cohetes de combustible sólido o líquido, es capaz de acelerar e incrementar significativamente su velocidad a medida que se adentra en el espacio y puede efectuar correcciones de trayectoria de una forma más fina y mucho menos violenta que lo que se podría conseguir utilizando el encendido de los cohetes químicos de hidracina o de agua oxigenada convencionales. En un futuro, el sistema de propulsión para vehículos extraterrestres podría ser mixto o únicamente iónico con lo que el peso se reduciría de forma muy notable.

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Es muy difícil suministrar una potencia eléctrica importante a base de paneles fotovoltaicos, además su rendimiento baja considerablemente al alejarse del Sol, por lo que la fuente de electricidad en el programa Prometheus y en la futura JIMO será de origen nuclear. Existen dos opciones: un pequeño reactor nuclear o generadores termoeléctricos de radioisótopos, RTG, utilizados en todas las misiones pasadas o presentes a Júpiter o más allá. Los RTG incorporan termopares que convierten el calor de la desintegración de elementos radiactivos como el plutonio en electricidad. Hasta ahora ni uno ni otro sistema se han utilizado en vehículos que precisen de una potencia eléctrica tan grande.

Las características de este nuevo motor en relación al del Deep Space 1 son impresionantes, en las pruebas realizadas en noviembre de 2003 se consiguió un empuje diez veces mayor, algo más del doble de la eficiencia del combustible (Xenón), una vida útil del motor siete veces mayor y un promedio de un 30% de mejora de la eficiencia total del motor. Los ensayos no han terminado y se pretende hacerlo funcionar a una potencia de 25.000 vatios (25 Kw) y la mejora del rendimiento global podría incluso incrementarse.

Motor iónico del Deep Space 1

El satélite Deep Space 1 de la NASA incorporaba 11 equipos científicos movidos por el motor de propulsión iónica NSTAR. El vehículo fue lanzado en el otoño de 1998 y tenía previsto realizar una misión de 11 meses de

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duración, pero el desarrollo de ésta fue tan eficiente que se decidió su prolongación durante unos años más para proseguir con el estudio del funcionamiento del motor iónico y realizar estudios del asteroide Braille y del cometa Borrelly.

 El combustible empleado por el motor iónico de la Deep Space 1 era xenón, un gas químicamente inerte, incoloro, inodoro e insípido, cuatro veces más ligero que el aire y que suele ser empleado en los flashes de las cámaras fotográficas y en muchos sistemas de iluminación. Además, no es explosivo ni corrosivo, por lo que no supone un riesgo añadido a la vida del satélite o al personal que lo almacena en tierra. Cuando el motor estaba trabajando un cañón de electrones impulsaba a éstos hacia el interior de una cámara, rodeada de anillos magnéticos, en donde se encontraba el xenón. Los átomos de xenón eran golpeados por este flujo que lograba arrancarles uno de sus 54 electrones, por lo que estos átomos de xenón adquirían carga positiva, se ionizaban.

Motor iónico del satélite Smart - 1

En la parte trasera de la cámara, un par de redes de metal se cargaban positiva y negativamente, generando una diferencia de potencial que ejercía un empuje electrostático en los átomos de xenón ionizados, siendo estos expulsados del motor a unos 100.000 Km/h. Una vez expulsado el flujo de iones fuera del motor, a gran velocidad, unos cañones de electrones exteriores se encargaban de restituirles los electrones perdidos. Si no se procediese de esta manera el satélite se iría cargando negativamente y atrayendo hacia sí el flujo de xenón cargado positivamente. En resumen, a una cierta distancia del motor el xenón que escapa a gran velocidad vuelve a disponer de sus 54 electrones y ya no está ionizado. A su máxima potencia, el motor iónico consumía 2.500 vatios de electricidad y proporcionaba un empuje muy bajo, comparable al peso de una hoja de papel en la palma de la mano. La ventaja del motor iónico es que podía funcionar durante meses o años y ser hasta 10 veces más eficiente que un motor cohete convencional.

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El consumo diario de xenón era de sólo unos pocos cientos de gramos y la electricidad necesaria para acelerar los iones mediante campos magnéticos se conseguía empleando paneles fotovoltaicos de una eficiencia del 93% y un peso de unos 15 Kg. Un mes después de su lanzamiento al espacio, el 24 de noviembre de 1998, los controladores pusieron en marcha el motor iónico de la sonda, cuando ésta se hallaba a 4,8 millones de kilómetros de la Tierra. Este motor funcionó durante 14 días, llevando al vehículo a las cercanías del asteroide Braille el 29 de julio de 1999. Después de esta primera misión los operadores de la sonda decidieron el acercamiento al cometa Wilson-Harrington para enero de 2001 y al Borrelly para septiembre de ese mismo año. El motor de la Deep Space 1 se había convertido en el sistema de propulsión de más largo uso continuado hasta el momento, pues había estado ocho meses trabajando. La misión finalizó el 18 de diciembre de 2001.

Algunos satélites comerciales ya han empleado este sistema de propulsión iónica, como por ejemplo el Astra-2A, el Artemis y el Astra-1K. 

Estructura del satélite Smart - 1

Otro satélite que ha utilizado un motor de propulsión iónica es el SMART-1, de la Agencia Espacial Europea, ESA. SMART son las siglas correspondientes a "Small Missions for Advanced Research in Technology", que traducido vendría a ser algo así como Pequeñas Misiones para la Investigación Avanzada en Tecnología. El SMART-1 tenía como objetivo principal probar un motor de propulsión solar-eléctrica, de cuyo éxito dependerá la misión Bepi-Colombo, una futura misión de la ESA a Mercurio. El objetivo de la nave SMART-1 era

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situarse en la orbita lunar y permanecer allí durante seis meses. Este vehículo fue impulsado por un lanzador Ariane-5 a principios de 2003 e inicialmente se insertó en una orbita terrestre. Su motor iónico fue impulsando el vehículo hacia órbitas de mayor altura, alejándose de la Tierra, hasta ser capturado por el campo gravitatorio lunar, tardando 16 meses en completar su viaje. Además, como medida para ahorrar combustible, la SMART-1 también hizo uso de la mecánica celeste, realizando sobrevuelos lunares y aprovechando órbitas resonantes, estudiando además las regiones inestables en las cuales compiten la gravedad de la Tierra y la Luna y que generalmente son evitadas por las sondas espaciales.

Sonda japonesa Hayabusa, MUSES - C

El instrumental científico de este vehículo, con una masa total de sólo 15 kg, incluyó también instrumentos innovadores de tecnología avanzada: cámaras miniaturizadas de alta resolución para tomar imágenes de la Luna, diversos espectrómetros para estudiar la composición química y mineralógica lunar y otros sistemas que trabajaron incluso durante el viaje de la sonda para estudiar fuentes de rayos X en cometas o fulguraciones solares. Entre la carga útil se dispuso además de varios instrumentos que controlaron e informaron sobre la posición, la velocidad y el estado de los sistemas de comunicaciones con la nave.

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Otra sonda que hará uso de esta tecnología es la MUSES-C, japonesa, que tiene el objetivo de viajar hacia el asteroide 1998SF36, estudiarlo, recoger muestras del mismo y retornarlas a la Tierra. Aunque será un propulsor químico el que pondrá a la sonda en ruta hacia el asteroide, las maniobras orbitales en torno a éste serán llevadas a cabo por un sistema de propulsión eléctrica alimentado por xenón. La Agencia Espacial Japonesa (ISAS) ya ha realizado tests de más de 18.000 horas con motores de este tipo para comprobar su correcto funcionamiento.

Otro interesante proyecto es Dawn, una misión de la NASA diseñada para estudiar la estructura y composición de los asteroides Ceres y Vesta, dos grandes cuerpos que han permanecido relativamente inalterados desde la formación del Sistema Solar. Esta sonda, equipada también con un motor iónico, será lanzada en 2006.

Los motores de propulsión iónica también son candidatos para ser empleados en futuras misiones a Europa (Europa Orbiter), Plutón (New Horizons) y otros cuerpos menores de nuestro Sistema Solar.

 

Un precursor: el misil alemán V2

Lanzador de V - 2

Durante la Segunda Guerra Mundial la Alemania nazi desarrolló el primer cohete de combustible líquido de uso práctico de la historia. ¡Valiente hazaña! Es cierto, no sabemos si se puede calificar de uso práctico la destrucción de una ciudad en el contexto de una guerra que dejo atrás más de 50 millones de muertos. Por otra parte, el desarrollo de los motores cohete y de los programas espaciales tanto de los Estados Unidos de Norteamérica como de la URSS o Inglaterra se basaron en buena medida en la experiencia de estas bombas

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volantes. Doble motivo para no dejarlas en el olvido, aunque en lo que ahora nos fijaremos es en su aspecto técnico.

El A-4 / V-2 era un misil balístico, con un alcance de hasta 362 kilómetros y una carga explosiva de 738 kilogramos de una sustancia denominada Amatol Fp60/40. Como que no era muy preciso disparándose a tanta distancia se utilizó contra las grandes ciudades, y por tanto, contra población civil. El primero se lanzó contra un objetivo el 8 de septiembre de 1944 y continuaron lanzándose hasta marzo de 1945. Sobre Londres cayeron unos 500 y varios cientos más en condados cercanos. Otra de las ciudades más castigadas por los V-2 fue Amberes, aunque fueron bastantes más los objetivos y un total de unos 3.000 los misiles lanzados durante la guerra.

El cohete medía 14,3 metros de largo y 1,65 metros de diámetro en la parte central más gruesa. El peso en el momento del lanzamiento, totalmente cargado de combustible, era de 12.800 kilogramos.

Desde arriba hacia abajo los componentes del misil eran los siguientes: en el cono de ataque estaba situada la carga explosiva, a continuación se encontraba el equipo de control formado por dos giroscopios, un

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acelerómetro y el equipo de control por radio, debajo se situaban los depósitos de alcohol y el de oxígeno líquido e inmediatamente después los depósitos de agua oxigenada y permanganato, la turbo-bomba, los depósitos de aire comprimido y el motor cohete y en la cola las cuatro aletas para el control de la dirección con sus cuatro paletas móviles y los cuatro timones de grafito. Sobre las aletas de dirección se situaban las antenas del control por radio.

Conjunto del motor cohete

El motor cohete estaba alimentado por una mezcla de 75% de alcohol etílico y 25% de agua como combustible y oxígeno líquido como oxidante. Para introducir el combustible y el oxígeno en la cámara de combustión se utilizaba una turbo-bomba accionada con agua oxigenada al 80%. Para accionar la turbina se mezclaba el agua oxigenada con un catalizador, en este caso una disolución de 33% de permanganato de sodio en 66% de agua, de forma que

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se disociaba el agua oxigenada en agua y oxígeno, produciéndose a la vez una gran cantidad de calor que transformaba el agua en vapor de agua. De esta forma era el vapor de agua el que movía la turbina que accionaba las bombas centrífugas. Esta turbina de vapor proporcionaba una potencia de 580 caballos a una velocidad de giro de 3.800 r.p.m. El tubo de salida del vapor de escape de la turbina conducía a un intercambiador de calor que aprovechaba parte del calor residual para vaporizar una pequeña cantidad de oxígeno líquido utilizado en la presurización de los depósitos de oxígeno.

Vista de la cámara de combustión mostrando los inyectores de alcohol y oxígeno

Antes del lanzamiento, el V-2 vacío pesaba 4.539 kilogramos, se llenaba entonces de 3.710 kilogramos de una mezcla de alcohol y agua, 4.900 kilogramos de oxígeno líquido a una temperatura de 183 grados bajo cero, 175 kilogramos de agua oxigenada y 22 kilogramos de la disolución de permanganato de sodio. Los depósitos de aire comprimido y de nitrógeno se llenaban a una presión de 200 atmósferas, acabándose de esta forma la fase de llenado del cohete. A continuación se conectaban los cables de alimentación eléctrica exterior que comenzaban a hacer girar los giroscopios con corriente continua de 28 voltios y 60 amperios. Estos cables se mantenían conectados hasta el despegue para mantener totalmente cargadas las baterías de a bordo.

En el momento del encendido del motor se introducía aire a presión a 32 atmósferas para presurizar los depósitos de agua oxigenada y permanganato y enviar estos dos componentes hacia la turbina que comenzaba a girar a 3.800 r.p.m. bajo los efectos del vapor de agua a 385 grados de temperatura. Las bombas comenzaban a inyectar en la cámara de combustión alcohol a una

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presión de 23 atmósferas, a través de 1.224 inyectores y en una cantidad de 58 kilogramos por segundo. Este alcohol circulaba previamente por la cámara formada por la doble pared de la cámara de combustión con el fin de refrigerarla. Al mismo tiempo se inyectaba oxígeno líquido a una presión de 17 atmósferas a través de 2.160 inyectores situados en 18 cabezas inyectoras situadas en la parte superior de la cámara de combustión y en una cantidad de 72 kilogramos por segundo.

Fotografía de la zona de inyectores y de la turbobomba

Una vez encendida la mezcla de forma espontánea la temperatura alcanzada dentro de la cámara de combustión era de 2.700 grados a una presión de 15 atmósferas, expulsando los gases quemados por la tobera del motor a una velocidad de 2.000 metros por segundo. Antes del despegue se hacía funcionar el motor a baja potencia con un empuje de 2.947 kilogramos, que una vez comprobado el buen funcionamiento del propulsor se aumentaba hasta 24.574 kilogramos y se procedía al lanzamiento. En este momento se desconectaban los cables auxiliares mediante un sistema electromagnético.

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Durante cuatro segundos después del despegue el cohete subía verticalmente. A partir de ese momento comenzaba a inclinarse siguiendo un programa preestablecido controlado por un temporizador. Durante 43 segundos se iba inclinando hasta alcanzar una trayectoria con una inclinación de 47 grados respecto de la vertical. A partir de aquí mantenía su trayectoria hasta el momento en que se apagaba el motor, cosa que ocurría a los 65 segundos, más o menos, después del despegue, en función de lo lejos que se quisiera hacer llegar. A partir de aquí, y desde una altura de 80 a 90 kilómetros, el cohete seguía una trayectoria parabólica de caída libre hacia su objetivo.

Giroscopio

La aceleración inicial del cohete era de 0,9g y se elevaba hasta 5g en el momento del apagado del motor. La velocidad máxima alcanzada era de 1.600 metros por segundo, que se reducía, debido al rozamiento con el aire, a 800 metros por segundo en el momento del impacto.

Mientras el motor cohete estaba encendido se dirigía su trayectoria utilizando cuatro timones de grafito situados dentro del flujo de los gases de escape del motor, y también cuatro paletas móviles situadas en la parte exterior de sus aletas, todos ellos de accionamiento hidráulico. Las cuatro paletas de grafito estaban controladas por uno de los giroscopios y se encargaban de mantener la verticalidad durante los cuatro primeros segundos, corrigiendo las desviaciones que se pudiesen producir. Otro giroscopio controlaba el movimiento de las dos paletas situadas perpendicularmente al plano de la trayectoria y que iban llevando ésta hasta los 47 grados de inclinación con

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respecto a la vertical. El equipo de control se completaba con un acelerómetro que se encargaba de generar la señal para apagar los motores, según unos valores establecidos al iniciarse el lanzamiento.

Fotografía del conjunto de giroscopios

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