El motor de cohete líquido LE-5 y sus modelos derivados fueron desarrollados en Japón para satisfacer la necesidad de un sistema de propulsión de etapa superior para las series HI y H-II de vehículos de lanzamiento. Es un diseño bipropelente , que utiliza LH 2 y LOX . El trabajo principal de diseño y producción fue realizado por Mitsubishi Heavy Industries . [1] En términos de cohetes líquidos, es un motor bastante pequeño, tanto en tamaño como en potencia de empuje, estando en la clase de empuje de 89 kN (20.000 lbf) y los modelos más recientes en la de 130 kN (30.000 lbf). El motor es capaz de múltiples reinicios, debido a un sistema de encendido por chispa en lugar de los encendedores pirotécnicos o hipergólicos de un solo uso que se usan comúnmente en algunos motores contemporáneos. Aunque está clasificado para hasta 16 arranques y más de 40 minutos de tiempo de encendido, en el H-II el motor se considera prescindible, ya que se usa para un vuelo y se desecha. A veces se enciende solo una vez para una combustión de nueve minutos, pero en misiones a GTO el motor a menudo se enciende una segunda vez para inyectar la carga útil en la órbita más alta después de que se haya establecido una órbita terrestre baja temporal.
El LE-5 original se construyó como motor de segunda etapa para el vehículo de lanzamiento HI. Utilizaba un ciclo de generador de gas bastante convencional .
El LE-5A fue una versión rediseñada del LE-5, pensada para su uso en la segunda etapa del nuevo vehículo de lanzamiento H-II. La principal diferencia es que el funcionamiento del motor se cambió del generador de gas al ciclo de purga del expansor . El LE-5A fue el primer motor de ciclo de purga del expansor del mundo que se puso en servicio operativo. [2] El combustible de hidrógeno líquido criogénico para el ciclo se extrae a través de tubos y pasajes tanto en la boquilla del motor como en la cámara de combustión, donde el hidrógeno se calienta increíblemente mientras que al mismo tiempo enfría esos componentes. El calentamiento del combustible inicialmente frío hace que se expanda y se utiliza para impulsar la turbina de las bombas de propulsión. [3]
El LE-5B (en japonés) fue una versión modificada del LE-5A. Los cambios se centraron en reducir el coste unitario del motor y, al mismo tiempo, seguir aumentando la fiabilidad. Las modificaciones apuntaron a la simplificación y a una producción más barata siempre que fuera posible, a costa de reducir el impulso específico a 447 segundos, el más bajo de los tres modelos. Sin embargo, producía el mayor empuje de los tres y era significativamente más barato. El principal cambio con respecto al modelo 5A fue que el sistema de purga del expansor del 5B hacía circular el combustible solo alrededor de la cámara de combustión, en lugar de hacerlo tanto por la cámara como por la tobera en el 5A. [4] Se realizaron modificaciones en los conductos de refrigeración de la cámara de combustión y en los materiales que la componen, con especial énfasis en la transferencia de calor eficaz para permitir que este método fuera exitoso. [5]
Después de que el vuelo F5 del H-IIA el 28 de marzo de 2003 resultara en una vibración severa (aunque no dañina) de la etapa superior durante el encendido del LE-5B, se inició el trabajo en una versión mejorada del LE-5B. El motor mejorado, llamado LE-5B-2, voló por primera vez en un H-IIB el 10 de septiembre de 2009. Las principales correcciones fueron agregar placas de laminación de flujo en el colector de expansión, un nuevo mezclador de hidrógeno gaseoso y líquido en la línea de alimentación de hidrógeno y una nueva placa de inyector con 306 inyectores coaxiales más pequeños (en comparación con 180 en el LE-5B). Ver resumen de desarrollo del LE-5B-2 (japonés) Archivado el 7 de noviembre de 2013 en Wayback Machine . La actualización redujo las vibraciones producidas por la etapa superior a la mitad.
Para el nuevo vehículo de lanzamiento H3 , se revisó una vez más el diseño veterano del LE-5B. Para cumplir con los requisitos del H3 y garantizar un suministro estable de piezas durante la vida útil del H3, se debía mejorar el rendimiento y reducir los costos, todo ello manteniendo el riesgo de desarrollo lo más bajo posible. Las piezas obsoletas que se estaban volviendo difíciles de adquirir, como la electrónica del controlador del motor, se debían reemplazar por componentes modernos que se pudieran obtener de manera confiable durante años, y el método de fabricación de la cámara de combustión también se debía actualizar por razones similares. La turbobomba de hidrógeno líquido y la tobera de la turbina se debían actualizar para los tiempos de misión más largos del H3, y se debía mejorar el rendimiento de la turbobomba de oxígeno líquido y el mezclador de combustible.
El primer ejemplar del diseño actualizado se probó en marzo de 2017.
En el primer vuelo del vehículo de lanzamiento H3, el 7 de marzo de 2023, la primera etapa, compuesta por dos motores SRB-3 y dos LE-9 , funcionó de manera normal hasta la separación de las etapas. Después de la separación, no se pudo confirmar la ignición del LE-5B-3 y la velocidad comenzó a disminuir significativamente. En L+ 00:14:50, se envió una orden de autodestrucción al H3. [6] Actualmente se está llevando a cabo una investigación. [7] [8] [9]
