Combinación de hidrógeno líquido y oxígeno líquido

Los motores de cohetes de hidrógeno y oxígeno son los cohetes químicos más eficientes que son razonablemente seguros y prácticos de usar, por masa propulsora. La métrica que normalmente se usa para esta comparación se llama impulso específico o Isp (normalmente dado en unidades de segundos por razones históricas) y para las etapas superiores del Saturno V es de aproximadamente 421 segundos. A modo de comparación, el impulso específico de queroseno-oxígeno generalmente dura alrededor de 300 segundos (para los motores de primera etapa de esa época).

Para las etapas superiores, la eficiencia de la masa es increíblemente importante, porque las etapas inferiores tienen que levantar esa masa. Por lo tanto, el hidrógeno-oxígeno es una opción extremadamente común para ese papel.

Sin embargo, para la primera etapa, la eficiencia de la masa es mucho menos importante que el costo. Los motores de queroseno-oxígeno producen mucho más empuje por dólar por varias razones: el queroseno es mucho más denso que el hidrógeno, por lo que se construye una etapa físicamente mucho más pequeña, lo que reduce los costos de ensamblaje y transporte; las tuberías de hidrógeno son mucho más complicadas; la densidad de energía del queroseno significa que el motor es físicamente más pequeño y, por lo tanto, más fácil de construir, transportar, instalar, etc.; el hidrógeno líquido debe mantenerse mucho más frío que el oxígeno líquido, etc.

(Las preguntas y respuestas vinculadas por @uhoh en los comentarios ilustran las implicaciones de estas compensaciones para Saturno V).

Las mismas presiones que hicieron que el queroseno fuera atractivo para la primera etapa del Saturno V se aplican aún más a los motores de cohetes sólidos: Isp aún más bajos, pero mucho más compactos, simples y rentables, razón por la cual los ve como propulsores en muchos motores modernos. lanzadores

Mi fuente favorita personal de información de Saturno V, SP-4206 "Stages to Saturn", pesa sobre las opciones de RP-1.

Del capítulo 7 :

Cuando el contrato para construir la etapa más grande del Saturn V, la primera etapa S-IC, se adjudicó a Boeing el 15 de diciembre de 1961, las líneas generales del propulsor de la primera etapa ya estaban bastante bien delineadas. MSFC ya había establecido la configuración principal del S-IC, incluida la decisión de utilizar RP-1, en lugar del combustible LH2 utilizado en las etapas superiores. Aunque LH2 prometía mayor potencia, algunos cálculos rápidos indicaron que no funcionaría para el amplificador de primera etapa.

El hidrógeno líquido era solo la mitad de denso que el queroseno. Esta relación de densidad indicó que, para el propulsor necesario, un diseño de tanque LH2 requeriría un volumen de tanque mucho mayor que el requerido para RP-1. El tamaño crearía penalizaciones inaceptables en el peso del tanque y el diseño aerodinámico. Entonces, RP-1 se convirtió en el combustible. Además, debido a que tanto el combustible como el oxidante eran relativamente densos, los ingenieros eligieron una configuración de contenedor separada, en lugar de integral, con un mamparo común. El tema principal antes de la adjudicación del contrato se relacionaba con la cantidad de motores que montaría la primera etapa.

Ese capítulo entra en muchos detalles sobre el diseño de los tanques de la primera etapa, que son enormes tal como están. Creo que es justo decir que incluso los tanques LH2 más grandes habrían agravado algunos de los problemas de construcción que se tuvieron (aunque podrían haberse superado).

El Capítulo 4 trata más sobre los motores e implica que la preparación tecnológica es un factor:

La adjudicación del contrato de la NASA a Rocketdyne en 1959, que requería un motor con un empuje de 6,7 millones de newtons (1,5 millones de libras), fue un salto significativo más allá de cualquier otra cosa en funcionamiento en ese momento. Los ejecutivos dentro del programa espacial consideraron el gran motor como una apuesta calculada para superar a los rusos y hacer realidad las esperanzas estadounidenses de misiones lunares tripuladas. Parecía dentro del ámbito de la posibilidad también, al usar conceptos de diseño de motores ya probados en empujes más bajos y al confiar en oxígeno líquido convencional y propulsores RP-1.

Es un conservadurismo común en la ingeniería aeroespacial dar pasos graduales hacia adelante, por lo que para los motores F-1 de alto empuje recientemente desarrollados para la primera etapa, se mantuvieron con combustibles de hidrocarburo probados de otra manera.

No estoy encontrando de inmediato una fuente limpia para esta última afirmación, por lo que podría merecer ser editada, pero creo que también hay una ventaja de empuje específica debido a la densidad del combustible, y así para una primera etapa con un relativamente corto tiempo de combustión puede ser más eficiente para el sistema en general pagar la penalización de impulso específica para que el pájaro despegue del suelo y salga de la atmósfera densa con el empuje adicional, luego baje el escenario y cambie los propulsores a algo de mayor impulso. Se aplican argumentos similares para los propulsores sólidos con correa que se usan comúnmente con varios sistemas de lanzamiento en la actualidad.

Probablemente tenga que ver con la velocidad de combustión, el segundo combustible se quema más rápido para dar un impulso más rápido. Una vez que se acerca a la velocidad de combustión del primer combustible, es menos efectivo para acelerarlo. Un cohete es acelerado por la explosión que golpea el techo de la cámara. Resumen: es como la primera y la segunda marcha de tu coche.