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Ciclo de combustión por etapas

Ciclo de combustión por etapas con alto contenido de combustible. En este caso, todo el combustible y una parte del oxidante pasan por el prequemador, lo que genera un gas rico en combustible. Después de pasar por una turbina para accionar las bombas, el gas se inyecta en la cámara de combustión y se quema con el oxidante restante.

El ciclo de combustión por etapas (a veces conocido como ciclo de topping , ciclo de precombustión o ciclo cerrado ) es un ciclo de potencia de un motor de cohete bipropelente . En el ciclo de combustión por etapas, el propelente fluye a través de múltiples cámaras de combustión y, por lo tanto, se quema en etapas. La principal ventaja en relación con otros ciclos de potencia de motores de cohetes es la alta eficiencia de combustible , medida a través del impulso específico , mientras que su principal desventaja es la complejidad de ingeniería .

Por lo general, el combustible circula por dos tipos de cámaras de combustión: la primera, llamada prequemador , y la segunda, llamada cámara de combustión principal . En el prequemador, una pequeña porción del combustible, generalmente rico en combustible, se quema parcialmente en condiciones no estequiométricas , lo que aumenta el volumen de flujo que impulsa las turbobombas que alimentan el motor con combustible. Luego, el gas se inyecta en la cámara de combustión principal y se quema completamente con el otro combustible 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 parte del propulsor nunca llega a la cámara de combustión principal. La desventaja es la complejidad de ingeniería, en parte como resultado del escape del prequemador de gas caliente y altamente presurizado 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 GR-1 de Korolev . Kuznetsov luego desarrolló ese diseño en los motores NK-15 y NK-33 para el fallido cohete Lunar N1 . El motor no criogénico N 2 O 4 / UDMH RD-253 que usa combustión por etapas fue desarrollado por Valentin Glushko alrededor de 1963 para el cohete Proton .

Tras el abandono del N1, se ordenó a Kuznetsov que destruyera 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 supusieron 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. El contrato de compra fue posteriormente 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 de laboratorio en Occidente fue construido en Alemania en 1963 por Ludwig Boelkow . [ cita requerida ]

Los motores propulsados ​​por peróxido de hidrógeno o queroseno pueden utilizar un proceso de ciclo cerrado mediante la descomposición catalítica del peróxido para impulsar las turbinas antes de la combustión con queroseno en la cámara de combustión propiamente dicha. Esto ofrece las ventajas de eficiencia de la combustión por etapas, al tiempo que evita problemas de ingeniería importantes.

El motor principal del transbordador espacial RS-25 es otro ejemplo de un motor de combustión por etapas, y el primero en utilizar oxígeno líquido e hidrógeno líquido. [3] Su homólogo en el transbordador soviético fue el RD-0120 , que tenía un impulso específico , empuje y presión de cámara similares, pero con algunas diferencias que reducían la complejidad y el costo a expensas de un mayor peso del motor.

Variantes

El escape de la turbina rica en oxidantes de un prequemador de SpaceX Raptor se muestra durante una prueba de subsistema de 2015 en un banco de pruebas en el Centro Espacial Stennis . En el motor de cohete de flujo completo, el escape del prequemador se introduce en una turbina y luego en la cámara de combustión principal.

Existen varias variantes del ciclo de combustión por etapas. Los prequemadores que queman una pequeña porción de oxidante 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 completo de oxidante se denominan ricos en oxidante . 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 oxidante y ricos en combustible, un diseño llamado combustión por etapas de flujo completo .

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 de propulsante. Los ejemplos incluyen el Energomash RD-180 y el Blue Origin BE-4 . En el diseño de dos ejes, las dos turbobombas de propulsante son impulsadas por turbinas separadas, que a su vez son impulsadas por la salida de uno o dos prequemadores separados. Los ejemplos de diseños de dos ejes incluyen el Rocketdyne RS-25 , el JAXA LE-7 y el Raptor . En relación con un diseño de un solo eje, el diseño de dos ejes requiere una turbina adicional (y posiblemente otro prequemador), pero permite el control individual de las dos turbobombas. Los motores Hydrolox suelen ser diseños de dos ejes debido a las grandes diferencias de densidades de propulsante.

Además de las turbobombas de propulsante, los motores de combustión por etapas suelen requerir 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 expansión y de derivación , así como tanques presurizados , para aumentar gradualmente la presión del propulsante antes de ingresar al prequemador.

Ciclo de combustión por etapas de flujo completo

Ciclo de cohete de combustión por etapas de flujo completo

La combustión por etapas de flujo completo (FFSC) es un diseño de ciclo de combustible de combustión por etapas de dos ejes que utiliza prequemadores ricos en oxidante y ricos en combustible, donde todo el suministro de ambos propulsores pasa a través de las turbinas. [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]

Las ventajas del ciclo de combustión por etapas de flujo completo incluyen turbinas que funcionan a menor temperatura y a menor presión, debido al mayor flujo de masa, lo que conduce a una mayor vida útil del motor y una mayor confiabilidad. A modo de ejemplo, se anticiparon hasta 25 vuelos para un diseño de motor estudiado por el DLR (Centro Aeroespacial Alemán) en el marco del proyecto SpaceLiner , [4] se esperan hasta 1000 vuelos para Raptor de SpaceX. [6] Además, el ciclo de flujo completo elimina la necesidad de un sello de turbina entre propulsores 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 tanto de combustible como de 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 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 completo incluyen requisitos de materiales más estrictos y una mayor complejidad de ingeniería y cantidad de piezas de los dos prequemadores, en relación con un ciclo de combustión por etapas de un solo eje.

A partir de 2024, se han probado cuatro motores de cohetes de combustión por etapas de flujo completo en bancos de pruebas: el proyecto soviético de propulsante almacenable RD-270 en Energomash en la década de 1960, el proyecto Hydrolox Integrated Powerhead Demonstrator financiado por el gobierno de EE. UU. en Aerojet Rocketdyne a mediados de la década de 2000, [7] el motor Raptor de metanox con capacidad de vuelo de SpaceX, probado por primera vez en febrero de 2019, [8] y el motor de metanox desarrollado para la primera etapa del vehículo Stoke Space Nova en 2024. [9]

La primera prueba de vuelo de un motor de combustión por etapas de flujo completo ocurrió el 25 de julio de 2019 cuando SpaceX voló su motor Raptor methalox FFSC en el cohete de prueba Starhopper , en su sitio de lanzamiento del sur de Texas . [10] A partir de 2024, el Raptor es el único motor FFSC que ha volado en un vehículo de lanzamiento.

Aplicaciones

Combustión por etapas rica en oxidantes

Combustión por etapas rica en combustible

Combustión por etapas de flujo completo

Motor de cohete SpaceX Raptor FFSC, esquema de flujo de combustible de muestra, 2019

Aplicaciones pasadas y presentes de los motores de combustión por etapas

Futuras aplicaciones de los motores de combustión por etapas

Véase también

Referencias

  1. ^ ab Sutton, George (2006). Historia de los motores de cohetes de propulsante líquido. AIAA. doi :10.2514/4.868870. ISBN 978-1-56347-649-5. Recuperado el 5 de noviembre de 2022 .
  2. ^ Cosmodrome History Channel, entrevistas con ingenieros de Aerojet y Kuznetsov sobre la historia de la combustión por etapas
  3. ^ "Motor RS-25 | L3Harris® Fast. Forward". www.l3harris.com . Consultado el 23 de mayo de 2024 .
  4. ^ abc Sippel, Martin; Yamashiro, Ryoma; Cremaschi, Francesco (10 de mayo de 2012). Compensaciones en el diseño de motores de cohetes con ciclo de combustión por etapas para el futuro transporte avanzado de pasajeros (PDF) . Space Propulsion 2012. ST28-5. Burdeos: DLR-SART. Archivado (PDF) del original el 19 de marzo de 2014 . Consultado el 19 de marzo de 2014 .
  5. ^ Emdee, Jeff (2004). «Launch Vehicle Propulsion» (PDF) . Crosslink . Vol. 5, núm. 1 (edición de invierno de 2004). Aerospace Corp. págs. 12–19. Archivado desde el original el 8 de marzo de 2016. Consultado el 30 de septiembre de 2016 .
  6. ^ O'Callaghan, Jonathan (31 de julio de 2019). «La física salvaje del supercohete devorador de metano de Elon Musk». Wired UK . ISSN  1357-0978. Archivado desde el original el 22 de febrero de 2021. Consultado el 1 de enero de 2021 .
  7. ^ abcde Belluscio, Alejandro G. (7 de marzo de 2014). «SpaceX avanza en el impulso de un cohete marciano mediante la potencia del Raptor». NASAspaceflight.com . Archivado desde el original el 11 de septiembre de 2015. Consultado el 9 de marzo de 2014 .
  8. ^ Wall, Mike (4 de febrero de 2019). «Elon Musk presenta la primera prueba de motor de cohete de SpaceX para el cohete Starship (vídeo)». Space.com . Archivado desde el original el 27 de julio de 2019. Consultado el 27 de julio de 2019 .
  9. ^ Kuna, Erik (11 de junio de 2024). «Stoke Space completa con éxito la primera prueba de combustión en caliente de un motor de combustión por etapas de flujo completo». Stoke Space / Cohetes 100 % reutilizables / EE. UU . . Consultado el 11 de junio de 2024 .
  10. ^ Burghardt, Thomas (25 de julio de 2019). «Starhopper realiza con éxito su debut en Boca Chica Hop». NASASpaceFlight.com . Archivado desde el original el 26 de julio de 2019. Consultado el 26 de julio de 2019 .
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  13. ^ "AR1 Booster Engine | Aerojet Rocketdyne". Rocket.com . Archivado desde el original el 4 de marzo de 2016. Consultado el 28 de septiembre de 2016 .
  14. ^ "ULA ahora planea el primer lanzamiento de Vulcan en 2021". SpaceNews.com . 25 de octubre de 2018 . Consultado el 5 de noviembre de 2022 .
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  16. ^ Berger, Eric (9 de marzo de 2016). «Detrás de escena: Ars se adentra en la secreta fábrica de cohetes de Blue Origin». Ars Technica . Archivado desde el original el 9 de marzo de 2016. Consultado el 12 de marzo de 2016 .
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  20. ^ "RFA probó su motor de combustión por etapas". SpaceWatch Global . 26 de julio de 2021. Archivado desde el original el 9 de mayo de 2017 . Consultado el 22 de junio de 2022 .
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  24. ^ Grush, Loren (26 de julio de 2019). «El nuevo cohete de prueba de SpaceX se mantiene en el aire brevemente durante el primer vuelo libre». The Verge . Archivado desde el original el 26 de julio de 2019. Consultado el 27 de julio de 2019 .
  25. ^ Berger, Eric (11 de junio de 2024). «Stoke Space enciende su ambicioso motor principal por primera vez». Ars Technica . Consultado el 11 de junio de 2024 .
  26. ^ Foust, Jeff (25 de julio de 2024). «New Frontier Aerospace prueba un motor de cohete para viajes de punto a punto». SpaceNews . Consultado el 26 de julio de 2024 .
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