Propelente compuesto de perclorato de amonio

El propulsor compuesto de perclorato de amonio (AP) es un propulsor compuesto, lo que significa que tiene tanto combustible como oxidante combinados en una mezcla homogénea, en este caso con un aglutinante elastomérico como parte del combustible. El propulsor generalmente se compone de perclorato de amonio, un aglutinante elastomérico como el polibutadieno con terminación hidroxilo (HTPB) o el prepolímero de acrilonitrilo de ácido acrílico de polibutadieno (PBAN), metal en polvo (típicamente aluminio ) y varios catalizadores de velocidad de combustión . Además, los aditivos de curado inducen la reticulación del aglutinante elastomérico para solidificar el propulsor antes de su uso. El perclorato actúa como oxidante , mientras que el aglutinante y el aluminio actúan como combustible . Los catalizadores de velocidad de combustión determinan la rapidez con la que arde la mezcla. El propulsor curado resultante es bastante elástico (gomoso), lo que también ayuda a limitar la fractura durante daños acumulados (como transporte, instalación, corte) y aplicaciones de alta aceleración como la cohetería. Esto incluye las misiones del transbordador espacial , en las que se utilizó APCP para los dos cohetes propulsores sólidos.

La composición del APCP puede variar significativamente según la aplicación, las características de combustión previstas y las limitaciones, como las limitaciones térmicas de la boquilla o el impulso específico (I _sp ). Las proporciones de masa aproximadas (en configuraciones de alto rendimiento) tienden a ser de aproximadamente 70/15/15 AP/HTPB/Al, aunque las configuraciones de "bajo humo" de rendimiento bastante alto pueden tener composiciones de aproximadamente 80/18/2 AP/HTPB/Al. Si bien el combustible metálico no es necesario en el APCP, la mayoría de las formulaciones incluyen al menos un pequeño porcentaje como estabilizador de la combustión, opacificante del propulsor (para limitar el precalentamiento infrarrojo excesivo del propulsor) y para aumentar la temperatura de los gases de combustión (aumentando I _sp ).

Oxidantes

• Perclorato de amonio como oxidante primario
• Catalizadores de óxido metálico como oxidantes termita

Catalizadores

• Carborano ^{[ 1 ]}
• Cromita de cobre ^{[ 2 ] [ 3 ]}
• Óxidos de hierro ^{[ 2 ] [ 4 ]}
• Ferroceno y derivados (catoceno, butaceno, etc.) ^{[ 1 ]}

combustibles de alta energía

• Aluminio (alto rendimiento, el más común)
• Magnesio (rendimiento medio)
• Zinc (bajo rendimiento)

Combustibles de baja energía que actúan como aglutinantes

• Polibutadieno con terminación hidroxilo (HTPB)
• Polibutadieno con terminación carboxilo (CTPB)
• Polibutadieno acrilonitrilo (PBAN)

Aunque aumentar la proporción de combustible metálico respecto al oxidante hasta el punto estequiométrico incrementa la temperatura de combustión, la presencia de una fracción molar creciente de óxidos metálicos, en particular _óxido de aluminio ( _Al₂O₃ ) que precipita de la solución gaseosa , crea glóbulos de sólidos o líquidos que disminuyen la velocidad de flujo a medida que aumenta la masa molecular media del flujo. Además, la composición química de los gases cambia, modificando la capacidad calorífica efectiva del gas. Debido a estos fenómenos, existe una composición no estequiométrica óptima para maximizar el Isp de aproximadamente el 16 % en masa, suponiendo que la reacción de combustión se complete dentro de la cámara de combustión .

El tiempo de combustión de las partículas de aluminio en el gas de combustión caliente varía según el tamaño y la forma de dichas partículas. En motores APCP pequeños con alto contenido de aluminio, el tiempo de residencia de los gases de combustión no permite la combustión completa del aluminio, lo que provoca que una fracción sustancial se queme fuera de la cámara de combustión y reduzca el rendimiento. Este efecto suele mitigarse reduciendo el tamaño de las partículas de aluminio, induciendo turbulencia (aumentando la longitud de trayectoria característica y el tiempo de residencia) y/o reduciendo el contenido de aluminio para incrementar el potencial oxidante neto, asegurando así una combustión más completa del aluminio. La combustión del aluminio dentro del motor es la vía limitante de la velocidad, ya que las gotas de aluminio líquido (incluso aún líquidas a temperaturas de 3000 K (2730 °C; 4940 °F) ) limitan la reacción a una interfaz de glóbulos heterogénea, lo que convierte la relación superficie-volumen en un factor importante para determinar el tiempo de residencia de la combustión y el tamaño/longitud requeridos de la cámara de combustión.   

La distribución del tamaño de las partículas del propulsor tiene un profundo impacto en el rendimiento del motor de cohete APCP. Las partículas de AP y Al más pequeñas conducen a una mayor eficiencia de combustión , pero también a una mayor velocidad de combustión lineal. La velocidad de combustión depende en gran medida del tamaño medio de las partículas de AP, ya que el AP absorbe calor para descomponerse en gas antes de poder oxidar los componentes del combustible. Este proceso puede ser un paso limitante en la velocidad de combustión global del APCP. El fenómeno se puede explicar considerando la relación entre el flujo de calor y la masa: a medida que aumenta el radio de la partícula, el volumen (y, por lo tanto, la masa y la capacidad calorífica) aumenta con el cubo del radio. Sin embargo, el área superficial aumenta con el cuadrado del radio, que es aproximadamente proporcional al flujo de calor hacia la partícula. Por lo tanto, la velocidad de aumento de temperatura de una partícula se maximiza cuando el tamaño de la partícula se minimiza.

Las formulaciones comunes de APCP requieren  partículas de AP de 30 a 400 μm (a menudo esféricas), así como  partículas de Al de 2 a 50 μm (a menudo esféricas). Debido a la diferencia de tamaño entre el AP y el Al, este último suele ocupar una posición intersticial en una pseudored de partículas de AP.

El APCP deflagra desde la superficie del propulsor expuesto en la cámara de combustión. De esta manera, la geometría del propulsor dentro del motor del cohete juega un papel importante en el rendimiento general del motor. A medida que la superficie del propulsor se quema, la forma evoluciona (un tema de estudio en balística interna), cambiando con mayor frecuencia el área de la superficie del propulsor expuesta a los gases de combustión. El flujo másico (kg/s) [y por lo tanto la presión] de los gases de combustión generados es una función del área de la superficie instantánea .${\displaystyle A_{\text{s}}}$(m² ⁾ , densidad del propulsor${\displaystyle \rho }$(kg/m³ ⁾ y velocidad de combustión lineal${\displaystyle b_{r}}$(EM):

${\displaystyle {\dot {m}}=\rho A_{\text{s}}b_{r}}$

En función de la aplicación y la curva de empuje deseada, se suelen utilizar diversas configuraciones geométricas :

• 
  Simulación de perforación circular
• 
  Simulación de ranura C
• 
  simulación de quemador lunar
• 
  Simulación finocyl de 5 puntos

• Orificio circular: si está en configuración BATES , produce una curva de empuje progresiva-regresiva.
• Quemador final: el propulsor se quema de un extremo axial al otro, produciendo una combustión prolongada y constante, aunque presenta dificultades térmicas y desplazamiento del centro de gravedad.
• Propulsor de ranura en C: propulsor con una gran cuña recortada en el lateral (en dirección axial), que produce un empuje regresivo bastante prolongado, aunque presenta dificultades térmicas y características de centro de gravedad asimétricas.
• Quemador lunar: el orificio circular descentrado produce una combustión prolongada progresiva-regresiva, aunque presenta características de centro de gravedad ligeramente asimétricas.
• Finocilo: generalmente tiene forma de estrella de 5 o 6 patas y puede producir un empuje muy nivelado, con una combustión un poco más rápida que la de un cañón circular debido a su mayor superficie.

Si bien la superficie se puede ajustar fácilmente mediante un diseño geométrico cuidadoso del propulsor, la velocidad de combustión depende de varios factores sutiles:

• Composición química del propelente.
• AP, Al, tamaños de partículas aditivas.
• Presión de combustión.
• Características de transferencia de calor .
• Combustión erosiva (flujo de alta velocidad que pasa junto al propulsor).
• Temperatura inicial del propulsor.

En resumen, la mayoría de las formulaciones presentan una velocidad de combustión de entre 1 y 3  mm/s en condiciones estándar de temperatura y presión (STP ) y de entre 6 y 12  mm/s a 68 atm. Las características de combustión (como la velocidad de combustión lineal) suelen determinarse antes del encendido del motor del cohete mediante una prueba de combustión con filamento . Esta prueba permite al fabricante de APCP caracterizar la velocidad de combustión en función de la presión. Empíricamente, el APCP se ajusta bastante bien al siguiente modelo de función potencial:

${\displaystyle b_{r}=ap^{n}}$

Cabe destacar que, típicamente, para el APCP, n es de 0,3 a 0,5, lo que indica que el APCP es sensible a la presión subcrítica. Es decir, si el área superficial se mantuviera constante durante la combustión, la reacción no se propagaría hasta (teóricamente) el infinito, ya que la presión alcanzaría un equilibrio interno. Esto no significa que el APCP no pueda provocar una explosión , sino que no detonará. Por lo tanto, cualquier explosión se produciría si la presión superara la presión de ruptura del contenedor (motor del cohete).