El inyector de pivote es un tipo de inyector de propulsor para un motor de cohete bipropulsor . Como cualquier otro inyector, su propósito es asegurar un caudal adecuado y la mezcla de los propulsores a medida que se inyectan a la fuerza bajo alta presión en la cámara de combustión , de modo que pueda ocurrir un proceso de combustión eficiente y controlado. [1]
Un motor de cohete basado en pivote puede tener un rango de estrangulamiento mayor que uno basado en inyectores regulares, y muy raramente presentará inestabilidades de combustión acústica, porque un inyector de pivote tiende a crear un patrón de flujo autoestabilizador. [2] [3] Por lo tanto, los motores basados en pivote son especialmente adecuados para aplicaciones que requieren un estrangulamiento profundo, rápido y seguro, como los módulos de aterrizaje . [4]
Los inyectores de pivote comenzaron como aparatos experimentales de laboratorio, utilizados por el Laboratorio de Propulsión a Chorro de Caltech a mediados de la década de 1950, para estudiar los tiempos de reacción de mezcla y combustión de los propelentes líquidos hipergólicos . El inyector de pivote se redujo a la práctica y fue desarrollado por Space Technology Laboratories (STL), entonces una división de Ramo-Wooldridge Corp., más tarde TRW , a partir de 1960. [2]
Se han construido motores basados en pivotes que van desde unos pocos newtons de empuje hasta varios millones, y el diseño de pivote se ha probado con todas las combinaciones de propulsores comunes y muchas exóticas, incluidos los propulsores gelificados. [2] Los motores basados en pivotes se utilizaron por primera vez en una nave espacial tripulada durante el Programa Apolo en el Sistema de Propulsión de Descenso del Módulo de Excursión Lunar , [4] [2] [5] sin embargo, no fue hasta octubre de 1972 que el diseño se hizo público. [2] [3] y la patente estadounidense 3.699.772 fue otorgada a su inventor Gerard W. Elverum Jr. [6]
Un inyector de pivote es un tipo de inyector coaxial . Consta de dos tubos concéntricos y una protuberancia central. El propulsor A (normalmente el oxidante, representado en azul en la imagen) fluye a través de un tubo exterior, saliendo como una corriente cilíndrica, mientras que el propulsor B (normalmente el combustible, representado en rojo en la imagen) fluye dentro de un tubo interior e incide en una protuberancia central en forma de pivote (similar en forma a una válvula de asiento como las que se encuentran en los motores de cuatro tiempos ), saliendo en un cono ancho o una lámina plana que intersecta la corriente cilíndrica del propulsor A. [2] [3]
En el diseño típico de motor basado en pivote, solo se utiliza un único inyector central, a diferencia de las placas de inyectores de "cabezal de ducha" que utilizan múltiples puertos de inyector paralelos. [2]
La capacidad de aceleración se puede obtener colocando válvulas antes del inyector, moviendo el pivote interior o el manguito exterior, o ambos. [2]
Muchas personas han experimentado con pulverizadores de pivote regulables en forma de pulverizadores de extremo de manguera de jardín estándar. [5]
En los motores de pivote que no requieren estrangulamiento, el pivote está fijo en su lugar y las válvulas de propulsión para el arranque y el apagado se colocan en otro lugar. [2]
Un pivote móvil permite la aceleración y, si la parte móvil es el manguito, el propio pivote puede actuar como válvula de propulsión. Esto se denomina pivote de cierre frontal. Un manguito de movimiento rápido permite que el motor funcione en pulsos, y esto suele hacerse en propulsores RCS basados en pivote y propulsores de desvío de misiles. [2]
En una variante del pivote de cierre frontal, el propio pivote es accionado hidráulicamente por el combustible a través de una válvula piloto, y no se requieren válvulas adicionales entre el motor y los tanques. Esto se denomina pivote FSO (Face Shutoff Only). [2]
En algunas variantes, el pivote tiene ranuras u orificios cortados para producir chorros radiales en el flujo de propulsor B, esto permite que el combustible adicional no quemado impacte en las paredes de la cámara de combustión y proporcione enfriamiento de la película de combustible. [2] [7] El pivote que se muestra aquí es de este tipo.
En comparación con algunos diseños de inyectores, los inyectores de pivote permiten una mayor regulación de los caudales de bipropelente, aunque la regulación de los motores de cohetes en general sigue siendo muy difícil. Si se utiliza un solo inyector central, el flujo de masa dentro de la cámara de combustión tendrá dos zonas de recirculación principales que reducen la inestabilidad acústica sin requerir necesariamente cavidades o deflectores acústicos. [2] [3]
El diseño del inyector de pivote puede ofrecer una alta eficiencia de combustión (normalmente del 96 al 99 %). [2] [3]
Si se elige combustible para el flujo interno (que es el caso en la mayoría de los motores basados en pivote), el inyector se puede ajustar para que cualquier exceso de combustible que no reaccione inmediatamente a medida que pasa a través de la corriente de oxidante se proyecte sobre las paredes de la cámara de combustión y las enfríe a través de la evaporación, proporcionando así un enfriamiento de la película de combustible a las paredes de la cámara de combustión, sin incurrir en la penalización de masa de un subsistema de refrigerante dedicado. [2] [7]
Si bien los inyectores de pivote se han desarrollado para aplicaciones en propulsión de cohetes, debido a su relativa simplicidad, podrían adaptarse fácilmente para procesos de manipulación de fluidos industriales que requieren un alto caudal y una mezcla completa. [8]
El rendimiento de un inyector determinado se puede optimizar fácilmente variando las geometrías del espacio anular del propulsor externo y las ranuras del propulsor central (y/o el espacio continuo, si se utiliza). Como esto requiere que se fabriquen solo dos piezas nuevas, probar variaciones suele ser más económico y requiere menos tiempo que con los inyectores normales. [2] [3]
Debido a que la combustión tiende a ocurrir en la superficie de un tronco truncado , las tensiones térmicas máximas se localizan en la pared de la cámara de combustión en lugar de una combustión distribuida de manera más uniforme en toda la sección de la cámara y un calentamiento más uniforme. Esto debe contemplarse al diseñar el sistema de enfriamiento, o podría causar quemaduras. [5] [7] [9]
Se sabe que el inyector de pivote causó problemas de erosión de garganta en los primeros motores Merlin enfriados por ablación debido a una mezcla desigual que causaba rayas calientes en el flujo; sin embargo, a partir de 2021, no está claro si este es un problema que se aplica a todos los motores basados en pivote, o si fue un problema de diseño del Merlin. [7] [10]
Los inyectores de pivote funcionan muy bien con propulsores líquidos y pueden configurarse para que funcionen con propulsores gelificados, pero para aplicaciones gas-líquido o gas-gas, los inyectores convencionales siguen teniendo un rendimiento superior. [9]
El inyector de pivote es conveniente para motores que deben ser acelerados o reiniciados repetidamente, pero no ofrece una eficiencia óptima para la mezcla de combustible y oxidante a cualquier velocidad de aceleración determinada. [9]
En 1957, Gerard W. Elverum Jr. fue contratado por el Laboratorio de Propulsión a Chorro y trabajó bajo la supervisión de Art Grant para caracterizar las velocidades de reacción de nuevos propulsores para cohetes utilizando un dispositivo que constaba de dos tubos concéntricos, a través de los cuales se introducían los propulsores a un caudal conocido, y un conjunto de termopares para medir sus velocidades de reacción. El dispositivo tuvo problemas, porque como los propulsores fluían en paralelo entre sí, no se producía mucha mezcla. Entonces Elverum colocó una punta en el extremo del tubo más interno, unida a un soporte interno, que obligaba al propulsor interno a fluir hacia afuera y mezclarse con el propulsor externo. Este dispositivo funcionó bien para propulsores de baja energía, pero cuando comenzaron a probarse combinaciones de alta energía, resultó poco práctico debido a los tiempos de reacción casi instantáneos en el punto de mezcla. Para evitar que el dispositivo explotara durante las pruebas de alta energía, se retrajo el tubo exterior, constituyendo así un inyector de pivote primitivo. [2]
Peter Staudhammer, bajo la supervisión del director de programa Elverum, hizo que un técnico cortara múltiples ranuras en el extremo de un tubo interior disponible y las pruebas posteriores de esta nueva configuración mostraron una mejora sustancial en la eficiencia de la mezcla. [2] [3]
En 1960, Elverum, Grant y Staudhammer se habían trasladado a la recién formada Space Technology Laboratories, Inc. (posteriormente TRW, Inc. ) para dedicarse al desarrollo de motores de cohetes mono y bipropulsantes . En 1961, el inyector de pivote se había desarrollado hasta convertirse en un diseño utilizable en motores de cohetes y, posteriormente, varios empleados de TRW maduraron y desarrollaron el diseño del inyector de pivote, añadiéndole características como estrangulamiento, capacidad de pulsación rápida y cierre frontal. [2]
La aceleración se probó en el MIRA 500 de 1961, entre 25 y 500 lbf (111 y 2224 N ) y en su sucesor de 1962, el MIRA 5000, entre 250 y 5000 lbf (1112 y 22 241 N). [2]
En 1963, TRW introdujo el MIRA 150A como respaldo del propulsor vernier Thiokol TD-339 que se utilizaría en las sondas Surveyor y comenzó el desarrollo del sistema de propulsión de descenso del módulo de excursión lunar Apollo . Cerca de esa época, se consideró un inyector de pivote por simplicidad y menor costo en el Sea Dragon . [2]
Paralelamente a esos proyectos, TRW continuó desarrollando otros motores de pivote, incluida la serie URSA (Universal Rocket for Space Applications) en 1966. Se trataba de motores bipropulsantes que se ofrecían con empujes fijos de 25, 100 o 200 lbf (111, 445 u 890 N) con opciones para cámaras de combustión enfriadas por radiación o por ablación. Estos motores eran capaces de pulsar a 35 Hz , con anchos de pulso tan pequeños como 0,02 segundos, pero también tenían una vida útil de encendido en estado estacionario de diseño de más de 10 000 segundos (con cámaras enfriadas por radiación). [2]
En 1967, el sistema de propulsión de descenso Apolo fue calificado para volar. [2]
Entre 1968 y 1970 se probó un motor de 250.000 lbf (1.112.055 N). [2]
En 1972, el Sistema de Propulsión de Descenso Apolo finalizó su producción, pero a partir de 1974 y hasta 1988, el TR-201 , un derivado simplificado y de bajo costo del mismo, con enfriamiento ablativo y empuje fijo, se utilizó en la segunda etapa de los vehículos de lanzamiento Delta 2914 y 3914. [2]
En octubre de 1972, el diseño del inyector de pivote fue patentado y se hizo público. [2]
A principios de los años 1980, se aplicaron una serie de mejoras de diseño al inyector de pivote, obteniendo pulsos excepcionalmente rápidos y repetibles a pedido y una capacidad de estrangulamiento lineal. Al permitir el cierre de los propulsores en su punto de inyección en la cámara de combustión, el inyector de pivote proporcionó una excelente respuesta de pulso al eliminar los efectos de "volumen de goteo" del inyector. [2]
A partir de 1981, se desarrolló un motor N2O4/MMH muy compacto de 8200 lbf que empleaba esta característica como propulsor de cabeceo y guiñada para el programa de misiles SENTRY del ejército . Este motor podía acelerar en un rango de empuje de 19:1 y entregar pulsos de "encendido" repetibles de tan solo 8 milisegundos en cualquier nivel de empuje. [2]
Un refinamiento adicional del inyector de cierre frontal se utilizó en el Subsistema de Interceptor de Vehículos de Reingreso Exoatmosférico (ERIS) del Comando de Defensa Estratégica del Ejército. En sus motores de desvío lateral de 900 lbf, el elemento de cierre del inyector proporcionaba el único control del flujo de propulsor. La gran válvula de bipropelente normalmente requerida en tales motores fue reemplazada por una pequeña válvula piloto que usaba combustible de alta presión ( MMH ) para accionar hidráulicamente el manguito móvil del inyector. Esta característica, llamada FSO (Face Shutoff Only) mejoró enormemente la respuesta general del propulsor y redujo significativamente el tamaño y la masa del motor. [2]
Otro desafío de diseño de mediados de los años 1980 y principios de los años 1990 fue el de obtener la miniaturización de los motores de cohetes. Como parte del programa Brilliant Pebbles de la Fuerza Aérea , TRW desarrolló un propulsor muy pequeño de 5 lbf (22 N) N 2 O 4 / hidracina utilizando un inyector de pivote. Este motor enfriado por radiación pesaba 0,3 lb (135 gramos) y fue probado con éxito en agosto de 1993, entregando más de 300 segundos de I sp con una relación de expansión de la boquilla de 150:1. El diámetro del pivote era (1,6764 mm) y se necesitó un microscopio electrónico de barrido para verificar las dimensiones en los orificios de medición radiales de ± (0,0762 mm ±0,00762 mm). [2]
Las innovaciones tecnológicas anteriores permitieron la primera destrucción cinética exoatmosférica de una ojiva de reentrada simulada frente al atolón de Kwajalein el 28 de enero de 1991 en el primer vuelo de ERIS . [2]
A finales de los años 90, los inyectores de pivote FSO se utilizaban con propelentes gelificados, que tienen una consistencia normal como la de la mantequilla de maní suave . Los propelentes gelificados suelen utilizar polvo de aluminio o polvo de carbono para aumentar la densidad energética de la base de combustible líquido (normalmente MMH ) y utilizan aditivos para que coincida reológicamente el oxidante (normalmente basado en IRFNA ) con el combustible. Para que se utilicen propelentes gelificados en un cohete, el cierre frontal es obligatorio para evitar que el líquido base se seque durante los tiempos de inactividad entre pulsos, lo que de lo contrario daría lugar a que los sólidos dentro de los geles obstruyan los conductos del inyector. Los inyectores de pivote FSO se utilizaron en una variedad de programas, el programa McDonnell Douglas Advanced Crew Escape Seat – Experimental (ACES-X) y su sucesor, el programa Gel Escape System Propulsion (GESP). [2]
Otra importante adaptación del diseño en este período fue el uso de inyectores de pivote con combustible de hidrógeno líquido criogénico . A partir de 1991, TRW se asoció con McDonnell Douglas y el Centro de Investigación Lewis (ahora Glenn) de la NASA para demostrar que el motor de pivote de TRW podía utilizar la inyección directa de hidrógeno líquido para simplificar el diseño de motores de refuerzo de alto rendimiento. Hasta entonces, los intentos de utilizar la inyección directa de hidrógeno criogénico en otros tipos de inyectores habían dado lugar sistemáticamente a la aparición de inestabilidades en la combustión. [2]
A finales de 1991 y principios de 1992, se puso en funcionamiento con éxito un motor de prueba LOX / LH2 de 16.000 lbf (71.172 N) con inyección directa de propulsores de hidrógeno líquido y oxígeno líquido . Se realizaron un total de 67 encendidos y el motor demostró un rendimiento excelente y una ausencia total de inestabilidades en la combustión. Posteriormente, este mismo motor de prueba se adaptó y se probó con éxito con LOX / LH2 a 40.000 lbf (177.929 N) y con LOX / RP-1 a 13.000 y 40.000 lbf (57.827 y 177.929 N). [2]
Al mismo tiempo, se utilizaron motores de apogeo líquido TR-306 en las naves espaciales Anik E-1/E-2 e Intelsat K. [2]
En agosto de 1999, el TR-308 de modo dual se utilizó para colocar la nave espacial Chandra de la NASA en su órbita final. [2]
Los primeros trabajos de desarrollo de inyectores FSO y propulsores en gel de finales de los años 1980 y principios de los años 1990 condujeron a los primeros vuelos de misiles del mundo que utilizaron oxidantes gelificados y propulsores de combustible gelificado en el programa de Integración de Tecnología de Misiles Futuros (FMTI) del Ejército/AMCOM, con el primer vuelo en marzo de 1999 y el segundo vuelo en mayo de 2000. [2]
A principios de la década de 2000, TRW continuó con el desarrollo de grandes motores de pivote LOX / LH2 y probó el TR-106 en el Centro Espacial John C. Stennis de la NASA . Se trataba de un motor de 650.000 lbf (2.892.000 N), una ampliación de escala de 16:1 respecto del motor de pivote LOX / LH2 anterior de mayor tamaño y de aproximadamente 3:1 respecto del motor de pivote anterior de mayor tamaño jamás probado. El diámetro del pivote de este inyector era de 22 pulgadas (56 cm), con diferencia el más grande construido hasta la fecha. [5]
En 2002 se diseñó el TR-107, de mayor tamaño. [11]
Tom Mueller , que había trabajado en el TR-106 y el TR-107, fue contratado por SpaceX y comenzó el desarrollo de los motores Merlin y Kestrel. [12] [13]
El motor Merlin fue el único motor de inyector de pivote en funcionamiento, utilizado para todos los vuelos Falcon 9 y Falcon Heavy de SpaceX. [14]
A principios de la década de 2020, el motor Merlin siguió utilizándose en el Falcon 9 y el Falcon Heavy. El inyector de pivote también se utilizó en el motor Reaver 1 de Firefly Aerospace . [15]
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