El RS-84 o cuando los EEUU copian a Rusia

Por Daniel Marín, el 28 febrero, 2010. Categoría(s): Cohetes • Historias de la Cosmonáutica • NASA • Rusia ✎ 32

Si preguntas a muchos aficionados a temas espaciales sobre cuál ha sido el motor cohete más potente de la historia, la mayoría contestarán sin dudarlo que este honor le corresponde al F-1 del Saturno V. Sin embargo, mis queridos y sabios lectores saben que esto no es cierto. El motor cohete más potente jamás construido es el RD-170/171, diseñado por Valentín Glushkó y todavía hoy en servicio.

Efectivamente, en su momento el F-1 fue el motor más potente del mundo (de 6750-7740 kN, o lo que es lo mismo, 756-867 toneladas de empuje) y una de las piezas claves del éxito del Saturno V, el cohete que puso la Luna al alcance de la NASA. Entonces, ¿cómo fue posible que los EEUU perdieran este liderazgo en motores potentes?



F-1 del Saturno V (NASA).

Un motor cohete se clasifica por varios parámetros, pero -simplificando- los más importantes son el empuje y el impulso específico. El primero es el más fácil de entender, pero hay que tener en cuenta que no siempre el motor con mayor empuje es el mejor. De hecho, un alto empuje es sólo imprescindible en los motores de las primeras etapas de los lanzadores, pues al fin y al cabo hay que vencer primero la aceleración del campo gravitatorio terrestre si queremos alcanzar la órbita. El impulso específico (Isp) -que es directamente proporcional a la velocidad de salida de los gases de combustión- nos da una idea de la eficiencia del motor, es decir, que Delta V se puede conseguir con una masa determinada de propergoles. En general, este parámetro es el más importante a la hora de clasificar un motor, salvo en los motores de primera etapa, donde, como hemos dicho, el empuje es también primordial. El Isp viene determinado principalmente por los propergoles usados, siendo los más eficientes y prácticos los criogénicos (hidrógeno y oxígeno líquidos). Pero el empleo de hidrógeno líquido (LH2) acarrea importantes problemas técnicos. Las bajísimas temperaturas del LH2 (-253 ºC) implican complejas instalaciones terrestres y sistemas aislantes para evitar su evaporación. La baja densidad del LH2 obliga a la construcción de grandes tanques de combustible, algo que complica el diseño de la primera etapa de un lanzador, de por sí la más grande. Por si fuera poco, el hidrógeno líquido tiene la desagradable tendencia a filtrarse por juntas y aislantes. Es por esto que en muchos casos se prefiere emplear queroseno y oxígeno líquido para los motores de las primeras etapas, como era el caso del F-1.

Sin embargo, el diseño del motor también influye en el impulso específico. El F-1 era un motor de ciclo abierto (o de ciclo de generador de gas), como la mayoría de motores de combustible líquido. Y es en este punto donde debemos analizar muy por encima las características de un motor cohete para entender bien esta historia. En los motores de ciclo abierto parte del combustible y del oxidante se desvían hasta un generador de gas -básicamente, una pequeña cámara de combustión-, que, como su nombre indica, genera gas a alta temperatura que se usa para mover las turbinas y turbobombas del motor. Posteriormente, este gas es expulsado al exterior tras cumplir su función.


Motor cohete de ciclo abierto (Wikipedia).

El problema es que el gas expulsado implica una merma en la eficiencia del motor, es decir, en el impulso específico. Lo ideal sería que estos gases fueran inyectados en la cámara de combustión, evitando la citada pérdida. Y eso es precisamente lo que hacen los motores de ciclo cerrado (o de ciclo de combustión por etapas), donde todo el combustible (fuel-rich) o todo el oxidante (oxidizer-rich) pasa primero por el generador de gas antes de entrar en la cámara. No obstante, es más fácil plantear este sistema sobre el papel que llevarlo a la práctica. La diferencia de presiones entre el gas del generador de gas y el de la cámara de combustión demanda el uso de turbinas muy eficientes, aunque a cambio se pueden conseguir presiones mayores en la cámara de combustión. Por eso, el diseño de un motor de ciclo cerrado es mucho más complejo que el de uno abierto. Además, en el caso de los motores de ciclo cerrado ricos en oxidante en el que éste es oxígeno líquido, el gas a alta presión es tan corrosivo que dificulta sobremanera el diseño de las conducciones.


Motor de ciclo cerrado (rico en combustible) (Wikipedia).

Por estos motivos, en los Estados Unidos se aparcó en un primer momento el diseño de motores de ciclo cerrado -y, especialmente, los ricos en oxidante-, ya que se consideró que la pequeña ventaja en el incremento del impulso específico no compensaba la complejidad tecnológica requerida. Si se quería obtener un mayor Isp, mejor usar combustibles criogénicos y no complicarse la vida.

En la URSS el desarrollo de motores cohete tomó un camino distinto y se investigaron ambos tipos al mismo tiempo. En 1949 Alekséi Isayev fue el primero en diseñar detalladamente un motor de ciclo cerrado. El primer motor de este tipo en ser construido fue el 11D33 (S1.5400), diseñado a finales de los años cincuenta por la OKB-1 de Serguéi Korolyov y fabricado en serie por la OKB de Isayev. Fue empleado en las etapas superiores del misil GR-1 y del cohete Mólniya, quemando queroseno y oxígeno líquido. En 1959 Nikolái Kuznetsov (OKB-256) diseñó el primer motor de ciclo cerrado de primera etapa, el NK-9, para los misiles R-9 y GR-1 de Korolyov. Lo más sorprendente de este motor es que usaba un ciclo cerrado rico en oxígeno, algo que los ingenieros norteamericanos habían considerado imposible de llevar a cabo debido a lo corrosivo de los gases del generador de gas. Fue por esta época cuando floreció el mítico enfrentamiento entre Serguéi Korolyov y Valentín Glushkó (OKB-456) por la elección de los propergoles de los lanzadores. Aunque el mito suele situar esta “batalla” durante el diseño del cohete lunar N1, la realidad es que comenzó antes con los programas de ICBM de la OKB-1. Glushkó prefería usar propergoles hipergólicos porque la mayor parte de sus motores propulsaban misiles que empleaban esta combinación y consideraba una pérdida de tiempo y recursos generar una línea paralela de diseño únicamente para satisfacer a Korolyov, quien se decantaba por el uso de queroseno y oxígeno líquido debido a su eficiencia. De hecho, sería Glushkó el que en 1963 crearía el primer motor de ciclo cerrado hipergólico (rico en combustible), el RD-253, para el cohete Protón de Vladímir Cheloméi. El RD-253 serviría como base para el RD-270, la respuesta soviética al F-1 y también de ciclo cerrado -aunque de tipo gas-gas-, y que debía usarse en el cohete gigante UR-700. Con 6713 kN, el RD-270 sigue ostentando el récord de ser el motor hipergólico más potente jamás construido, además de tener un impulso específico que no tenía nada que envidiar al proporcionado por los motores de queroseno y oxígeno líquido.


El RD-253, el primer motor hipergólico de ciclo cerrado (lpre.de).


Diagrama del ciclo cerrado del RD-153 (rico en combustible) (lpre.de).

Por su parte, Kuznetsov continuó colaborando con Korolyov y el NK-9 evolucionaría a mediados de los sesenta hasta convertirse en los NK-15 y NK-33 del cohete lunar N1, que en su momento fueron los mayores motores de ciclo cerrado rico en oxígeno del mundo, aunque su potencia distaba mucho de la del RD-270 o el F-1. Esta poca potencia obligó a agrupar hasta treinta NK-15/33 en la primera etapa del N1, siendo ésta una de las causas del pobre rendimiento de este lanzador. Pero no debemos culpar a Kuznetsov: con el escaso presupuesto y el poco tiempo disponible era prácticamente imposible desarrollar un motor mucho más potente. ¿Habría podido Glushkó desarrollar un motor equivalente al RD-270 de queroseno y oxígeno líquido? Probablemente no, al menos, no en el periodo previsto.


El RD-270, la respuesta hipergólica al F-1 (www.astronautix.com).


El NK-33 de Kuznetsov.


Esquema de ciclo cerrado rico en oxígeno del NK-33-1 (lpre.de).


Un NK-33 de Aerojet a punto de comenzar las pruebas de ignición en Estados Unidos de cara al primer lanzamiento del Taurus II (NASA).

Mientras, en los Estados Unidos el programa Apolo llegaba a su fin y su consecuencia directa fue la desaparición del Saturno V y el F-1. Ante todo pronóstico, la tecnología de esta formidable máquina fue olvidada mientras el país se concentraba en el futuro motor del transbordador (SSME), que sería el primer motor criogénico de ciclo cerrado estadounidense (aunque rico en combustible, no en oxígeno). Curiosamente, no surgió la necesidad de mantener la base tecnológica de motores potentes de queroseno y oxígeno líquido (kerolox) debido a la fe en la tecnología criogénica y en los motores de combustible sólido (SRB). La URSS también diseñaría un motor de ciclo cerrado criogénico, el RD-0120 de KBKhA, aunque no sería reutilizable como el SSME.


Prueba de un SSME (NASA).

Tras el fracasado programa lunar soviético, a principios de los setenta Glushkó -quien, paradójicamente, se encontraba ahora al frente de NPO Energía, la antigua oficina de Korolyov- decidió construir un motor equivalente al F-1 para propulsar a su nuevo cohete gigante. Esta vez, Glushkó se mostraría partidario de usar queroseno y oxígeno líquido en vez de propergoles hipergólicos, pero el nuevo motor -finalmente denominado RD-170 (11D520)– debía ser aún más eficiente que el F-1, razón por la que se optó por el complejo diseño de ciclo cerrado rico en oxígeno. Todo un desafío, especialmente si tenemos en cuenta que el RD-170 era cinco veces más potente que el NK-33. Sin embargo, Glushkó decidió prescindir de la experiencia de Kuznetsov con el NK-33 y ordenó la destrucción de todas las unidades fabricadas para evitar que las autoridades políticas cambiasen de opinión y no le permitiesen seguir adelante con su costoso motor nuevo. Por suerte, los empleados desobedecieron las órdenes y escondieron los motores en un hangar de Baikonur. No sería hasta después del final de la Guerra Fría cuando se descubriría su existencia. Un afortunado descubrimiento, pues hoy en día varios lanzadores (Soyuz 2-3, Taurus II, etc.) dependen de este motor. Cuando las especificaciones del NK-33 salieron a la luz, los ingenieros estadounidenses dudaron de la veracidad de las cifras, hasta que finalmente un NK-33 fue enviado a los EEUU para realizar diversas pruebas, las cuales corroboraron los informes iniciales. Como consecuencia, la empresa Aerojet obtuvo el permiso del gobierno ruso para fabricar y comercializar bajo licencia el NK-33, con el nombre de AJ-26-62, aunque no ha sido capaz de producirlos en territorio norteamericano.

Por su parte, el programa del RD-170 comenzó en 1976 y, tras diversas vicisitudes que narraremos en otra entrada, Glushkó logró construir el motor más potente del mundo para la primera etapa del cohete Energía, aunque primero volaría la versión RD-171, adaptada para el cohete Zenit. Para satisfacción de Glushkó, el RD-170/171 terminó siendo más potente y eficiente que el F-1, pero a diferencia de éste empleaba cuatro cámaras de combustión en vez de una, un diseño en principio más complejo y costoso, pero que se reveló mucho más flexible. Efectivamente, al tener cuatro cámaras se podían diseñar fácilmente versiones de dos y una cámara -con aproximadamente la mitad y la cuarta parte del empuje respectivamente-, versiones que serían conocidas como RD-180 y RD-191, permitiendo su uso en diferentes lanzadores El cohete Energía tuvo una breve existencia, pero el RD-171 pudo seguir volando con el Zenit.


RD-170 (NPO Energomash).


La familia del RD-170 (ВЕСТНИК РОССИЙСКОЙ АКАДЕМИИ НАУК).


Motores RD-180 para ser usados en el Atlas V (NPO Energomash).


Esquema de ciclo cerrado rico en oxígeno del RD-180 (lpre.de).

Tras la caída de la URSS, Lockheed-Martin buscaba un nuevo motor para el Atlas III que sustituyese a los MA-5 del Atlas II y, sorprendentemente, en 1996 decidió utilizar los RD-180 de Glushkó -actualmente fabricados por NPO Energomash- debido a la ausencia de un motor de similares prestaciones en Estados Unidos. El desarrollo del RD-180 fue financiado con dinero de EEUU, pero el asunto puso en evidencia la falta de un motor potente de kerolox norteamericano, una debilidad estratégica que había que solucionar a toda costa. La NASA y el Departamento de Defensa crearon en el año 2000 la Space Launch Initiative para solucionar este problema y diseñar un motor estadounidense similar al RD-180. Ya a finales de los noventa se había propuesto el RS-76, un motor de 4000 kN basado en el RD-180, para propulsar un cohete de combustible líquido como alternativa a los SRB del shuttle, aunque el proyecto no salió adelante.

El nuevo motor se denominaría RS-84 y emplearía la codiciada tecnología rusa de ciclo cerrado rico en oxígeno del RD-171/180 y el NK-33. El RS-84 (4665-5159 kN) tendría una sola cámara y sería más potente que el RD-180, aunque menos que el RD-171 o el F-1. Su diseño fue un esfuerzo conjunto de la NASA (Marshall Space Flight Center) y Pratt & Whitney Rocketdyne. La característica más sobresaliente del RS-84 es que debía ser reutilizable -hasta 100 vuelos-, lo que implicaba reducir la temperatura del queroseno al enfriar la cámara de combustión para evitar la formación de hollín en las turbinas, entre otros desafíos técnicos. El primer motor debía comenzar las pruebas de encendido en 2007, pero tras gastar una suma ingente de dinero y construir un pequeño modelo de pruebas, el programa RS-84 fue cancelado en marzo de 2004.



El RS-84 (NASA/Rocketdyne).

El RS-84 parecía haber caído en el olvido, pero recientemente la NASA ha sugerido que podría resucitar el proyecto usando parte de los 3100 millones de dólares para investigar tecnologías de lanzadores pesados, dinero que la agencia tiene previsto invertir en los próximos cinco años. El RS-84 -o un motor similar- serán claves para el desarrollo de un futuro lanzador pesado ahora que el Ares V ha sido cancelado.

Los Estados Unidos ya cuentan con el motor criogénico más potente (RS-68), pero, ¿lograrán construir algún día un motor más potente que el RD-171?


Tabla comparativa de varios motores de primera etapa.



32 Comentarios

  1. Excelente nota felicitaciones!

    Lo que sigo sin entender es cómo hace unos años se diseñaban desde cero motores, cohetes y capsulas y ahora hubo tantos dolores de cabeza con el ares I y ares V siendo que eran supuestamente meros rejuntes de motores y SRB´s ya existentes…

  2. El desarrollo del RS-64 supone que en un futuro lanzador pesado de EEUU se abandonaría el uso del RS-68 en la primera etapa? o en todo caso cambiaría a una configuración tipo Energia con aceleradores kerolox y un núcleo central criogénico?
    Motivado por esta entrada me puse a ver cifras sobre motores y caigo en la cuenta que el RD-0120 tiene más impulso especifico que el J-2 del Saturn V. Hubiese sido posible utilizar este motor para una etapa TLI como la del fallecido Ares V? su gran potencia (10 veces la del J-2)ó su diseño no previsto para reencendidos significan barreras insuperables? Cada vez que se quiere hacer algo nuevo (sobretodo en USA) pareciera que hay que hacer borrón y cuenta nueva salvo contados programas como los que hacen uso del RD-180 ó el NK-33.
    Saludos!

  3. Que pena que el pasado tenga que ser recordado como el futuro que nunca fue.

    Me encanta deberas este blog.

    ¡Saludos desde Colombia!

  4. Gracias a todos/as.

    @Javier: ya somos dos ;-), aunque reconozco que resumir el tema es medianamente fácil, los entresijos son tan complicados que a veces no sabe uno por dónde abordar el asunto de los motores.

    @Nikolay: el desarrollo del RS-84 es imprescindible si los EEUU quieren desarrollar un lanzador pesado después de dejar morir la tecnología del SRB, pero la existencia de un programa de este tipo no es suficiente para garantizar que se construya un HLV. En cuanto al J-2, éste es un motor de segunda etapa (o tercera), así que no es justo compararlo con el SSME o el RD-0120, diseñados para funcionar durante todo el lanzamiento (de ahí que tengan más empuje). En cuanto a la tendencia que tiene EEUU de abandonar tecnologías pasadas, tienes toda la razón. El Ares V fue la última oportunidad de usar tecnologías del shuttle y Apolo (J-2X), pero ya vemos cómo ha terminado. Una pena.

    Saludos.

  5. El Ares V fue la última oportunidad de usar tecnologías del shuttle y Apolo (J-2X), pero ya vemos cómo ha terminado. Una pena.

    Daniel, muchas gracias por la fastántica entrada. Opino como vosotros, encima la “nueva politica” (si se puede llamar así) hace referencia a tecnologías ya desechadas (habitas hinchables) o arquitecturas presentadas por empresas fuera de la NASA ( a mi lo del repostaje orbital me suena mucho al plan de ULA para volver a la Luna con sus cohetes). ¿Servirá esta tecnología para consolidar la exploración humana más alla de LEO? supongo que dependerá de la política y la inversión que se haga en ellas, pero no creo que necesariamente estas tecnologías sean más o menos efectivas que las usadas hasta ahora.

    Saludos
    Luis RJ

  6. Sería tambien interesante hacer alguna mención a la estructura que impide que el empuje del motor se concentre en un solo punto y es capaz de transmitirlo a la masa del cohete sin que el motor se retuerza y aplaste contra el primero.

  7. Hola.

    Muy buen artículo como siempre…

    No es el SRB de los transbordadores el motor más potente (bueno ahora sería, con un solo lanzamiento, el del Ares1-X) ???

    Además reutilizable.

    Saludos.

  8. El SRB es un “motor” de combustible sólido, pero aquí hablábamos de motores de combustible líquido, algo totalmente distinto. Efectivamente, el SRB tiene un empuje bestial, pero su Isp, como el de todos los cohetes de combustible sólido, es muy pobre.

    Saludos.

  9. Mae Daniel, una pregunta algo estúpida: En los motores de la Oficina Kuznetzov, qué significaba el número en la designación de los motores? Se puede sacar por obviedad que “NK” es “Nikolai Kuznetzov”, peroooo… que significaban el 9, 15, 15V o 33?

  10. Buena pregunta. Las designaciones internas de las oficinas de diseño suelen ser un misterio. Yo siempre he pensado que el NK-9 hacía referencia al misil R-9, pero en el caso del NK-15 y NK-33 no tengo ni idea de que significan los sufijos, aunque sé que no tienen que ver con el número de motores.

    El sufijo “V” suele hacer referencia a motores de segunda o tercera etapa.

    Un saludo.

Deja un comentario

Por Daniel Marín, publicado el 28 febrero, 2010
Categoría(s): Cohetes • Historias de la Cosmonáutica • NASA • Rusia