Ciclo de combustión por etapas rico en combustible. Aquí, todo el combustible y una porción del oxidante pasan a través del prequemador, generando gas rico en combustible. Después de pasar por una turbina para alimentar las bombas, el gas se inyecta en la cámara de combustión y se quema con el oxidante restante.
Normalmente, el propulsor fluye a través de dos tipos de cámaras de combustión; el primero llamado prequemador y el segundo llamado cámara de combustión principal . En el prequemador, una pequeña porción de propulsor, normalmente rico en combustible, se quema parcialmente en condiciones no estequiométricas , y el flujo volumétrico creciente se utiliza para accionar las turbobombas que alimentan el motor con propulsor. Luego, el gas se inyecta en la cámara de combustión principal y se quema completamente con el otro propulsor para producir empuje .
Compensaciones
La principal ventaja es la eficiencia del combustible debido a que todo el propulsor fluye hacia la cámara de combustión principal, lo que también permite un mayor empuje. El ciclo de combustión por etapas a veces se denomina ciclo cerrado , a diferencia del generador de gas, o ciclo abierto donde una porción del propulsor nunca llega a la cámara de combustión principal. La desventaja es la complejidad de la ingeniería, en parte como resultado del escape de gas caliente y altamente presurizado antes del quemador que, particularmente cuando es rico en oxidantes, produce condiciones extremadamente duras para las turbinas y las tuberías.
Historia
La combustión por etapas ( Замкнутая схема ) fue propuesta por primera vez por Alexey Isaev en 1949. El primer motor de combustión por etapas fue el S1.5400 (11D33) utilizado en el cohete soviético Molniya , diseñado por Melnikov, un ex asistente de Isaev. [1] Casi al mismo tiempo (1959), Nikolai Kuznetsov comenzó a trabajar en el motor de ciclo cerrado NK-9 para el misil balístico intercontinental orbital de Korolev, GR-1 . Más tarde, Kuznetsov desarrolló ese diseño en los motores NK-15 y NK-33 para el fallido cohete Lunar N1 . El motor RD-253 no criogénico de N 2 O 4 / UDMH que utiliza combustión por etapas fue desarrollado por Valentin Glushko alrededor de 1963 para el cohete Proton .
Después del abandono del N1 , a Kuznetsov se le ordenó destruir la tecnología NK-33, pero en su lugar almacenó docenas de motores. En la década de 1990, se contactó con Aerojet y finalmente visitó la planta de Kuznetsov. Al encontrarse con el escepticismo inicial sobre el alto impulso específico y otras especificaciones, Kuznetsov envió un motor a los EE. UU. para realizar pruebas. Los ingenieros estadounidenses habían considerado la combustión por etapas rica en oxidantes, pero no se consideró una dirección factible debido a los recursos que asumieron que requeriría el diseño para funcionar. [2]
El motor ruso RD-180 también emplea un ciclo de motor de cohete de combustión por etapas. Lockheed Martin comenzó a comprar el RD-180 alrededor del año 2000 para los cohetes Atlas III y, más tarde, V. Posteriormente, el contrato de compra fue asumido por United Launch Alliance (ULA, la empresa conjunta Boeing/Lockheed-Martin) después de 2006, y ULA continúa volando el Atlas V con motores RD-180 a partir de 2022.
El primer motor de pruebas de combustión por etapas en laboratorio en Occidente fue construido en Alemania en 1963 por Ludwig Boelkow . [ cita necesaria ]
Los motores propulsados por peróxido de hidrógeno / queroseno pueden utilizar un proceso de ciclo cerrado descomponiendo catalíticamente el peróxido para impulsar turbinas antes de la combustión con el queroseno en la cámara de combustión propiamente dicha. Esto proporciona las ventajas de eficiencia de la combustión por etapas, evitando al mismo tiempo importantes problemas de ingeniería.
El motor principal del transbordador espacial RS-25 es otro ejemplo de motor de combustión por etapas y el primero en utilizar oxígeno líquido e hidrógeno líquido. [3] Su contraparte en el transbordador soviético era el RD-0120 , que tenía un impulso , empuje y presión de cámara específicos similares, pero con algunas diferencias que reducían la complejidad y el costo a expensas del mayor peso del motor.
Variantes
Escape de turbina rico en oxidantes de un prequemador SpaceX Raptor mostrado durante una prueba de subsistema de 2015 en un banco de pruebas en el Centro Espacial Stennis . En el motor cohete de flujo total, el escape del prequemador se alimenta a una turbina y luego a la cámara de combustión principal.
Existen varias variantes del ciclo de combustión por etapas. Los prequemadores que queman una pequeña porción de comburente con un flujo completo de combustible se denominan ricos en combustible , mientras que los prequemadores que queman una pequeña porción de combustible con un flujo total de comburente se denominan ricos en comburente . El RD-180 tiene un prequemador rico en oxidante, mientras que el RS-25 tiene dos prequemadores ricos en combustible. El SpaceX Raptor tiene prequemadores ricos en oxidantes y ricos en combustible, un diseño llamado combustión por etapas de flujo total .
Los diseños de combustión por etapas pueden ser de un solo eje o de dos ejes . En el diseño de un solo eje, un conjunto de prequemador y turbina impulsa ambas turbobombas propulsoras. Los ejemplos incluyen el Energomash RD-180 y el Blue Origin BE-4 . En el diseño de doble eje, las dos turbobombas propulsoras son accionadas por turbinas separadas, que a su vez son impulsadas por el flujo de salida de uno o de prequemadores separados. Ejemplos de diseños de doble eje incluyen el Rocketdyne RS-25 , el JAXA LE-7 y el Raptor . En comparación con el diseño de un solo eje, el diseño de doble eje requiere una turbina adicional (y posiblemente otro prequemador), pero permite el control individual de las dos turbobombas. Los motores Hydrolox suelen tener diseños de doble eje debido a densidades de propulsor muy diferentes.
Además de las turbobombas de propulsor, los motores de combustión por etapas a menudo requieren bombas de refuerzo más pequeñas para evitar tanto el reflujo del prequemador como la cavitación de la turbobomba . Por ejemplo, el RD-180 y el RS-25 utilizan bombas de refuerzo impulsadas por ciclos de derivación y expansor , así como tanques presurizados , para aumentar gradualmente la presión del propulsor antes de ingresar al prequemador.
Ciclo de combustión por etapas de flujo completo
Ciclo de cohete de combustión por etapas de flujo total
La combustión por etapas de flujo total (FFSC) es un ciclo de combustión por etapas de doble eje que utiliza prequemadores ricos en oxidantes y ricos en combustible. El ciclo permite el flujo total de ambos propulsores a través de las turbinas; de ahí el nombre. [4] La turbobomba de combustible es impulsada por el prequemador rico en combustible y la turbobomba de oxidante es impulsada por el prequemador rico en oxidante. [5] [4]
Los beneficios del ciclo de combustión por etapas de flujo total incluyen turbinas que funcionan más frías y a menor presión, debido al mayor flujo másico, lo que lleva a una vida útil más larga del motor y una mayor confiabilidad. Por ejemplo, se esperaban hasta 25 vuelos para un diseño de motor estudiado por el DLR (Centro Aeroespacial Alemán) en el marco del proyecto SpaceLiner , [4] para el Raptor de SpaceX se esperan hasta 1.000 vuelos. [6] Además, el ciclo de flujo completo elimina la necesidad de un sello de turbina interpropulsor que normalmente se requiere para separar el gas rico en oxidante de la turbobomba de combustible o el gas rico en combustible de la turbobomba de oxidante, [7] mejorando así la confiabilidad.
Dado que el uso de prequemadores de combustible y oxidante da como resultado la gasificación completa de cada propulsor antes de ingresar a la cámara de combustión, los motores FFSC pertenecen a una clase más amplia de motores de cohetes llamados motores de gas-gas . [7] La gasificación completa de los componentes conduce a reacciones químicas más rápidas en la cámara de combustión, lo que permite una cámara de combustión más pequeña. Esto a su vez hace posible aumentar la presión de la cámara, lo que aumenta la eficiencia.
Las posibles desventajas del ciclo de combustión por etapas de flujo total incluyen una mayor complejidad de ingeniería de dos prequemadores, en relación con un ciclo de combustión por etapas de un solo eje, así como un mayor número de piezas.
S1.5400 : primer motor cohete de combustión por etapas utilizado en la etapa superior del Blok L. [1]
NK-33 : motor soviético desarrollado para la versión mejorada nunca volada del vehículo de lanzamiento N-1 . Posteriormente vendido a Aerojet Rocketdyne y reacondicionado/recomercializado como AJ-26 (utilizado en los vehículos de lanzamiento del bloque 1 de Antares en 2013-2014). En uso en la Soyuz-2-1v .
P111: motor de demostración de oxígeno líquido/queroseno desarrollado entre 1956 y 1967 en Bolkow GmbH (más tarde Astrium ). [11]
RD-170 , RD-171 , RD-180 y RD-191 : una serie de motores soviéticos y rusos utilizados en los vehículos de lanzamiento Energia , Zenit , Atlas V , Angara y anteriormente en los vehículos de lanzamiento Atlas III . RD-171 (y su sucesor RD-171M), -180 y -191 son derivados del RD-170.
RD-0124 : una serie de motores de oxígeno/queroseno utilizados en la segunda etapa del cohete Soyuz-2.1b , así como en las etapas superiores de los cohetes de la serie Angara .
AR1 : un proyecto de Aerojet Rocketdyne parcialmente financiado por la Fuerza Aérea de los Estados Unidos como posible reemplazo del motor ruso RD-180. [13]
BE-4 : motor Blue Origin LCH4 / LOX , que utiliza el ciclo de combustión por etapas rico en oxígeno (ORSC), utilizado en el vehículo de lanzamiento ULA Vulcan , que reemplazará al Atlas V y Delta IV , lanzado por primera vez en 2024 [14] [15 ] y también está previsto que se utilice en el vehículo de lanzamiento New Glenn de Blue Origin , cuya primera prueba de vuelo no se realizará antes de 2024. [16]
RD-253 : motor soviético desarrollado en la década de 1960 y utilizado en la primera etapa del vehículo de lanzamiento Proton . Las variantes posteriores incluyen el RD-275 y el RD-275M.
RD-0120 — Motor LH2 / LOX utilizado en el cohete Energia.
LE-7 : motor LH2 / LOX utilizado en la familia de cohetes H-II.
KVD-1 (RD-56): motor de etapa superior LH2 / LOX soviético desarrollado para la versión mejorada nunca volada del vehículo de lanzamiento N-1 . Utilizado en el GSLV Mk1 .
Motor de cohete SpaceX Raptor FFSC, esquema de flujo de propulsor de muestra, 2019
RD-270 : motor de la URSS en desarrollo entre 1962 y 1970 para el proyecto UR-700; nunca volado. [7]
Demostrador de cabezal de potencia integrado : proyecto de demostración para la parte delantera de un motor de flujo completo, sin cámara de combustión ni otros subsistemas traseros. [7] Proyecto estadounidense para desarrollar una parte de una nueva tecnología de motor de cohete a principios de la década de 2000; nunca se construyó un motor completo; nunca volado.
Raptor : motor SpaceX LCH4 /LOX en desarrollo, volado por primera vez en 2019 [23] [24]
T1E: motor Stoke LCH4/LOX en desarrollo. A junio de 2024, no ha volado. [25]
Mjölnir: nuevo motor Frontier Aerospace LCH4/LOX [26] en desarrollo. [27] En julio de 2024, no ha volado.
Aplicaciones pasadas y presentes de los motores de combustión por etapas.
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enlaces externos
Ciclos de energía de cohetes
Demostrador del ciclo de combustión de etapas de flujo completo de la NASA
Herramienta de diseño para análisis termodinámico de motores de cohetes líquidos