El ciclo de combustión por etapas (a veces conocido como ciclo de cobertura , ciclo de prequemador o ciclo cerrado ) es un ciclo de potencia de un motor de cohete bipropulsor . En el ciclo de combustión por etapas, el propulsor 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 del combustible , medida a través de un impulso específico , mientras que su principal desventaja es la complejidad de la ingeniería .
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 .
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.
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 no criogénico N 2 O 4 / UDMH RD-253 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 prueba 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. [ cita necesaria ] 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 redujeron la complejidad y el costo a expensas del mayor peso del motor.
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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 un diseño de eje único, el diseño de eje doble 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 las densidades muy diferentes de los propulsores.
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.
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. [3] 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. [4] [3]
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 conduce 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 , [3] para el Raptor de SpaceX se esperan hasta 1.000 vuelos. [5] 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, [6] 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 . [6] 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.
En 2019, solo tres motores de cohetes de combustión por etapas de flujo total habían progresado lo suficiente como para ser probados en bancos de pruebas; el proyecto soviético Energomash RD-270 en la década de 1960, el proyecto de demostración del cabezal de potencia integrado Aerojet Rocketdyne, financiado por el gobierno de EE. UU. , a mediados de la década de 2000, [6] y el motor Raptor con capacidad de vuelo de SpaceX que se probó por primera vez en febrero de 2019. [7]
La primera prueba de vuelo de un motor de combustión por etapas de flujo total se produjo el 25 de julio de 2019 cuando SpaceX voló su motor Raptor metalox FFSC en el cohete de prueba Starhopper , en su sitio de lanzamiento del sur de Texas . [8] Al 22 de agosto de 2023, el Raptor es el único motor FFSC que ha volado en un vehículo de lanzamiento.
Musk dijo que Lox y el metano serían los propulsores elegidos por SpaceX en una misión a Marte, que ha sido durante mucho tiempo su objetivo declarado. El trabajo inicial de SpaceX será construir un cohete Lox/metano para una futura etapa superior, cuyo nombre en código es Raptor. El diseño de este motor sería una desviación del sistema generador de gas de "ciclo abierto" que utiliza la actual serie de motores Merlin 1. En cambio, el nuevo motor de cohete utilizaría un ciclo de "combustión por etapas" mucho más eficiente que el que utilizan muchos motores de cohetes rusos.