Combustión escalonada

De Wikipedia, la enciclopedia libre
Saltar a: navegación, búsqueda
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 oxidante es posible también, pero menos común debido a los problemas de corrosión.

La esquema ciclo de combustión escalonada, también llamado ciclo de completo o ciclo de pre-quemador, [1] es un ciclo termodinámico de motores cohete bipropelentes. Parte de los propergoles se queman en un pre-quemador y el gas caliente resultante se utiliza para alimentar la turbinas de la turbobomba. Los gases emitidos se inyectan en la cámara principal de combustión, junto con el resto del propergol, 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 cuando toda la masa de propergol pasando por la cámara, en lugar de ciclo abierto donde parte del propergol se quema aparte para alimentar con gases la turbobomba, lo que representa un pequeño porcentaje de pérdida.

Otra ventaja muy importante que la combustión escalonada ofrece una abundancia de energía que permite que la cámara de combustión tenga una presión muy elevada. Muy altas presiones en cámara periten elevadas relaciones de expansión de la tobera, sin importar las presiones del ambiente en el despegue. Estas toberas dan mucha mejor eficiencia a baja altura.

Las desventajas de este ciclo son las duras condiciones de la turbina, con tuberías más exóticas se requiere conducir gases calientes, y que una respuesta muy complicada de control. En particular, la conducción de flujo de oxidante completo tanto a través del prequemador y la cámara de combustión principal (combustion escalonada rica en oxidante) produce gases muy corrosivos. Así, la mayoría utilizan los motores de combustión ricos en combustible, como en el esquema.

Historia[editar]

La combustión escalona ( Замкнутая схема ) fue propuesta por primera vez por Alexey Isaev en 1949. El primer motor de combustión escalonada fue el S1.5400 (11D33) usado en el cohete planetario 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 ICBM GR-1 de Serguéi Koroliov. Kuznetsov desarrolló más adelante el diseño en los motores NK-15 y NK-33 motores para el cohete lunar N-1. Valentin Glushko desarrolló alrededor de 1963 el motor RD-253 no criogénico de combustion escalonada utilizando N2O4/UDMH para el cohete Protón.

Tras el fracaso de la N-1, se ordenó a Kuznetsov destruir la tecnología del 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 escalonada rica en oxidante se había considerado por los ingenieros estadounidenses como 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 motor de combustion escalonada de pruebas de laboratorio fue construido en Alemania en 1963, por Ludwig Boelkow.

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

El motor principal del transbordador espacial es otro ejemplo de un motor de combustión escalonada, 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, empuje, y especificaciones de la cámara de presión al 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 escalonada de 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 oxidante. Para lo cual cada flujo, de combustible y de oxidante, 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 ellas, llevando a una mayor duración 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 oxidante. 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 con cabezal integrado. Este esquema se aplicó en el motor experimental ruso RD-270 a finales de la década de 1960, que fue diseñado para varios cohetes lunares soviéticos.

Empleo[editar]

Motores de combustión escalonada son las siguientes:

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

Motores de combustión escalonada 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]