Combustión escalonada

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Etapas del ciclo de combustión escalonada de un cohete. Por lo general, todo el combustible y una parte del oxidante (mezcla rica en combustible) pasan a través del prequemador para alimentar la turbina. Un circuito rico en oxídante es posible también, pero menos común debido a los problemas de corrosión.

La esquema ciclo de combustión , también llamado ciclo de completo o ciclo de pre-quemador, [1] es un ciclo termodinámico del motores cohete bipropelentes. Parte de los propulsores se queman en un pre-quemador y el gas caliente resultante se utiliza para alimentar la turbinas de la turbobomba. Los gases emitidos se inyecta en la cámara principal de combustión, junto con el resto del propulsor, y la combustión se completa.

La ventaja del ciclo de combustión escalonada es que todos los gases de los ciclos de motor y el calor pasan por la cámara de combustión, y la eficiencia general en esencia no sufre pérdidas de bombeo en absoluto. Así, este ciclo de combustión se conoce como ciclo cerrado ya que el ciclo se cierra como todos los productos propulsor pasando por la cámara, en lugar de abrir el ciclo que se vuelca la turbobomba de conducción de gases, lo que representa un pequeño porcentaje de pérdida.

Otra ventaja muy importante que la combustión por etapas ofrece una abundancia de energía que permite que la cámara de combustión una presión muy elevada. Muy altas presiones en cámara de alta promedio boquillas relación de expansión se puede utilizar, sin dejar de dar las presiones del ambiente en el despegue. Estas boquillas dar mucho mejor eficiencia a baja altura.

Las desventajas de este ciclo son las duras condiciones de la turbina, que tuberías más exóticas se requiere para llevar a los gases calientes, y que una respuesta muy complicada y es necesario diseño de control. En particular, la ejecución del flujo de oxidante completo tanto a través de una cámara de pre-cámara de combustión y cámara de combustión principal (oxidante rica en combustión por etapas) produce gases muy corrosivos. Así, la mayoría realizaron los motores de combustión son ricas en combustible, como en el esquema.

Realizaron los motores de combustión son los tipos más difíciles de motores de cohetes de diseño. Una versión simplificada se denomina el ciclo de gas-generador .

Historia[editar]

La combustión escalona ( Замкнутая схема ) fue propuesto por primera vez por Alexey Isaev en 1949. La primera escena de motor de combustión fue el S1.5400 (11D33) utilizado en el cohete planetaria soviético, diseñado por Melnikov, un antiguo asistente de Isaev. [2] En la misma época (1959), Nikolai Kuznetsov comenzó a trabajar en el motor de ciclo cerrado NK-9 para el orbital de Korolev ICBM, GR-1. Kuznetsov se desarrolló más adelante que el diseño en el NK-15 y NK de 33 motores para el éxito Lunar cohete N1. Valentin Glushko desarrolló alrededor de 1963 el motor no criogénica N2O4/UDMH RD-253 con combustión por etapas para el cohete Protón.

Tras el fracaso de la N-1, se ordenó a Kuznetsov destruir la tecnología NK-33, pero en lugar de eso almacenó secretamente decenas de los motores. En la década de 1990, Aerojet se puso en contacto y, finalmente, visitó la planta de Kuznetsov. Al encontrarse con escepticismo inicial sobre el alto impulso específico y otras especificaciones, Kuznetsov enviado un motor a los EE.UU. para su análisis. La combustión por etapas rica en oxidante se habían considerado por los ingenieros estadounidenses, pero creía imposible.[3] El motor ruso RD-180, comprado por Lockheed Martin (posteriormente por United Launch Alliance ) para el Atlas III y V cohetes, también emplea esta técnica.

En Occidente, el primer laboratorio de combustión por etapas de prueba de motores fue construido en Alemania en 1963, por Ludwig Boelkow .

Los motores británicos Gamma alimentados como Peróxido de hidrógeno / kerosene de la década de 1950 utilizaban un proceso de ciclo cerrado (posiblemente no combustión por etapas , pero eso es sobre todo una cuestión de semántica). Descomponían catalíticamente el peróxido para impulsar las turbinas antes de la combustión queroseno en el cámara de combustión adecuada. Esto le da las ventajas de eficiencia de la combustión por etapas, al tiempo que evita los problemas de ingeniería.

El motor principal del transbordador espacial es otro ejemplo de un motor de combustión por etapas, y el primero en utilizar el oxígeno líquido e hidrógeno líquido. Su contraparte en el transbordador soviético fue el RD-0120 , similar en impulso específico, el empuje, y la especificación de la cámara de presión a la SSME, pero con algunas diferencias que reduce la complejidad y el costo a expensas de mayor peso del motor.

Ciclo de combustión de flujo total por etapas[editar]

La combustión por etapas del flujo total

La combustión por etapas del flujo total (FFSCC) es una variación en el ciclo de combustión escalonada. Se emplean dos prequemadores y dos turbobombas. En un prequemador se quema una mezcla rica en combustible y el otra una rica en comburente. Para lo cual cada flujo, de combustible y de comburente, se divide en dos: uno grande y otro pequeño. En cada prequemador se mezcla un flujo grande con otro pequeño. Así todo el propergol pasa a través de las turbinas.

Las turbinas funcionan a menor temperatura en este diseño, ya que más masa pasa a través de ellos, llevando a una vida del motor y una mayor fiabilidad. El diseño puede proporcionar una mayor presión de la cámara y por lo tanto mayor eficiencia. También se elimina el sello de la turbina para evitar la mezcla de combustible y comburente. La gasificación completa de los componentes conduce a reacciones químicas más rápidas en la cámara de combustión y, en comparación con el ciclo de combustión parcial, con lo que resulta un aumento de impulso específico de hasta 10-20 segundos (por ejemplo, RD-270 y RD-0244).

Una versión actual en desarrollo es la demostración cabezal integrado . Este esquema se aplicó en el experimental ruso RD-270 motor a finales de la década de 1960, que fue diseñado para varios cohetes lunares soviéticos.

Empleo[editar]

Motores de combustión por etapas son las siguientes:

  • RD-170
  • RD-180
  • SSME
  • LE-7/7A

Realizaron los motores de combustión se han utilizado en:

  • Transbordador espacial
  • Atlas III
  • Atlas V
  • H-II
  • H-IIA
  • H-IIB
  • GSLV

Temas relacionados[editar]

Referencias[editar]

  1. Aerospace Plane Technologies: R&D in Japan & Australia. DIANE Publishing. 1994. p. 145. ISBN 1568060599. 
  2. George Sutton, "History of Liquid Propellant Rocket Engines", 2006
  3. Cosmodrome History Channel, interviews with Aerojet and Kuznetsov engineers about the history of staged combustion

Enlaces externos[editar]