Ciclo de combustión por etapas
El ciclo de combustión por etapas (a veces conocido como ciclo de cobertura o ciclo de precombustión ) es un ciclo de potencia de un motor de cohete bipropelente . 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 con respecto a otros ciclos de potencia de motores cohete es la alta eficiencia de 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, generalmente rico en combustible, se quema parcialmente y el flujo volumétrico creciente se utiliza para impulsar 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 se denomina a veces ciclo cerrado , a diferencia del generador de gas, o ciclo abierto en el que una parte del propulsor nunca llega a la cámara de combustión principal. La desventaja es la complejidad de la 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.
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 planetario soviético, diseñado por Melnikov, un ex asistente de Isaev. [1] Aproximadamente 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. Kuznetsov luego desarrolló ese diseño en los motores NK-15 y NK-33 para el fallido cohete Lunar N1 . El motor RD-253 de N 2 O 4 / UDMH no criogénicoEl uso de combustión por etapas fue desarrollado por Valentin Glushko alrededor de 1963 para el cohete Proton .
Después del abandono del N-1 , 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 su prueba. Los ingenieros estadounidenses habían considerado la combustión por etapas rica en oxidantes, pero considerada imposible. [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 el Atlas III y más tarde, el V, cohetes. El contrato de compra fue asumido posteriormente 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 2021.
El primer motor de prueba de combustión por etapas de laboratorio en Occidente fue construido en Alemania en 1963 por Ludwig Boelkow . [ cita requerida ]
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