El LR87 era un motor de cohete de propulsión líquida estadounidense utilizado en las primeras etapas de los vehículos de lanzamiento y misiles balísticos intercontinentales Titán . [1] Compuesto por motores gemelos con cámaras de combustión separadas y maquinaria de turbobomba , [2] se considera una sola unidad y nunca fue volado como un motor de cámara de combustión única ni diseñado para ello. El LR87 voló por primera vez en 1959. [1]
El LR87 fue desarrollado a finales de la década de 1950 por Aerojet . [3] : 82,319 Fue el primer motor de cohete de producción capaz (en sus distintos modelos) de quemar las tres combinaciones de propulsores líquidos más comunes para cohetes: oxígeno líquido / RP-1 , tetróxido de nitrógeno (NTO) / Aerozine 50 (a 50:50 mezcla en masa de hidracina y UDMH ), y oxígeno líquido/ hidrógeno líquido . [4] El motor funcionaba en un ciclo abierto de generador de gas y utilizaba una cámara de combustión enfriada regenerativamente. Para cada conjunto de cámara de empuje, una sola turbina de alta velocidad impulsaba las bombas centrífugas de combustible y oxidante de menor velocidad a través de engranajes, una configuración diseñada para una alta eficiencia de la turbobomba. Esto redujo el uso de combustible en el generador de gas y mejoró el impulso específico. [3] : 380-385 El LR87 sirvió como modelo para el LR-91 , que se utilizó en la segunda etapa del misil Titan. [5]
El LR87 era un motor de empuje fijo, que no podía acelerarse ni reiniciarse en vuelo. El LR87 entregó aproximadamente 1.900 kilonewtons (430.000 libras) de empuje en su configuración hipergólica . [1] Los primeros motores LR87 utilizados en el Titan I quemaban RP-1 y oxígeno líquido. [6] [1] Debido a que el oxígeno líquido es criogénico , no se podía almacenar en el misil durante largos períodos de tiempo y tenía que cargarse antes de que se pudiera lanzar el misil. Para el Titan II , el motor se convirtió para utilizar Aerozine 50 y tetróxido de nitrógeno, que son hipergólicos y se pueden almacenar a temperatura ambiente. Esto permitió que los misiles Titan II se mantuvieran llenos de combustible y listos para lanzarse en poco tiempo. [1]
Para los Titan III y IV , que eran vehículos de lanzamiento espacial más grandes y más capaces, el LR87 se modificó aún más. La relación de empuje y área de la boquilla aumentó progresivamente, lo que requirió turbobombas, tuberías y otras piezas más pesadas. [3] : 384
Utilizado en el Titan I , el LR87-3 quemaba oxígeno líquido y RP-1. [4] Tras el retiro del programa de misiles Titan, estos motores dejaron de utilizarse. [ cita necesaria ] El LR87-3 también se operó con NTO/Aerozine 50 y se probó en tierra con LOX/H2 (con una nueva bomba de combustible), lo que lo convierte en uno de los pocos motores que ha funcionado con tres combinaciones de propulsor diferentes. [3] : 383
En lugar de oxígeno líquido y RP-1, el Titan II utilizó tetróxido de nitrógeno y Aerozine 50 . Este cambio se realizó por razones de almacenamiento a pedido de la Fuerza Aérea de EE. UU. [3] : 381 El motor era en general más ligero y sencillo que su predecesor, en parte debido al uso de propulsores hipergólicos , que no necesitan un sistema de encendido independiente. Los motores también contaban con controles más sencillos, cartuchos de propulsor sólido para arrancar las turbobombas, inyectores simplificados y presurización autógena , sustituyendo a los pesados tanques de gas helio frío. En cambio, el tanque de combustible se presurizó con gases de escape del generador de gas rico en combustible y el tanque de oxidante con NTO se evaporó en un intercambiador de calor utilizando gases de escape de turbina. [3] : 383
A partir de 1984, los misiles Titan II fueron dados de baja y estuvieron disponibles como vehículos de lanzamiento. Sus motores fueron modificados para este uso. [3] : 383
El LR87-5 fue adaptado a las necesidades del programa Gemini . El LR87-7 había agregado redundancias y características de seguridad para la certificación de calificación humana . [3] : 381 El rendimiento fue similar al de la versión anterior, solo reduciendo la presión de la cámara y el empuje de la boquilla para cumplir con los requisitos de calificación humana. Esta versión sólo se utilizó en la Titan II GLV .
Utilizado en Titan IIIA , IIIB y IIIC . [7]
Utilizado en Titan 24B, 34B, IIIBS, IIID, 34D , 34D7, IIIE . El LR-87-11A se utilizó en la Titan IV A/B. [ cita necesaria ]
Modificado para quemar oxígeno líquido e hidrógeno líquido. El desarrollo coincidió con otras variantes de finales de los años cincuenta. En comparación con el -3, tuvo una serie de cambios asociados con el uso de hidrógeno líquido más ligero y frío. [3] : 383 Los inyectores de combustible se modificaron enormemente y la bomba RP-1 se reemplazó por una bomba de hidrógeno de una sola etapa diseñada específicamente. Desarrollado entre 1958 y 1961, se realizaron un total de 52 pruebas estáticas sin problemas graves. Aerojet participó en el proceso de selección de un nuevo motor para la segunda etapa de los Saturn IB y Saturn V. Aunque el LR87 LH2 fue el mejor en 10 de 11 criterios, la NASA seleccionó el J-2 de Rocketdyne . Las lecciones aprendidas se utilizaron durante el desarrollo del Aerojet M-1 . [8] Solo fue construido con 1 cámara. [ cita necesaria ]
El LR87 también se probó con un combustible gelificado de tetróxido de dinitrógeno/aluminizina. [9] [10] Aunque las pruebas anteriores con el LR87 fueron canceladas debido a inestabilidades de combustión y restricciones de financiación, el desarrollo de combustible gelificado y oxidantes continuó produciendo combustibles para motores que se utilizan actualmente en el espacio. [11]
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