LR-87
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LR87
Titan I XLR87 Rocket Engine.jpg
Motor cohete XLR87
País de origenEstados Unidos
FabricanteReactivo
SolicitudMotor principal Titan
Motor de combustible líquido
Propulsor
CicloGenerador de gas
Rendimiento
Empuje (vac.)733 kN
Empuje (SL)LR87-3: 647 kN
Presión de la cámara40–59 bar 
Yo sp (vac.)2.840 N-s / kg (290 s)
Yo sp (SL)2.510 N-s / kg (256 s)
Dimensiones
Largo
  • 3,13–3,84  m
  • LR87 LH2: 4,00  m
Diámetro1,14  m
Peso en seco839 kilogramos
Motor LR87 en el Museo Nacional de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos, Dayton, Ohio
Primera etapa de la Titan IVB que muestra el motor LR87
Titan I LR87 en Cordele, GA

El LR87 era un motor de cohete de propulsante líquido estadounidense , que se utilizó en las primeras etapas de los misiles balísticos intercontinentales y vehículos de lanzamiento de Titán . Compuesto por motores gemelos con cámaras de combustión independientes y maquinaria turbobomba, [1] se considera una sola unidad. [2] El LR87 voló por primera vez en 1959. El LR87 fue el primer motor de cohete de cámara de combustión dual producido por los Estados Unidos, que es similar al RD-180 del cohete Atlas V.

El LR87 fue desarrollado a finales de la década de 1950 por Aerojet . Fue el primer motor de cohete de producción capaz (en sus diversos modelos) de quemar las tres combinaciones de propulsantes de cohetes líquidos más comunes: oxígeno líquido / RP-1 , tetróxido de nitrógeno / Aerozine 50 (una mezcla 50:50 en masa de hidracina y UDMH ) y oxígeno líquido / hidrógeno líquido . El motor operaba en un ciclo de generador de gas abierto y utilizaba una boquilla refrigerada regenerativa y una cámara de combustión. Las versiones posteriores tenían bridas refrigeradas por ablativo adicionales. El LR87 sirvió como plantilla para el LR-91 , que se utilizó en la segunda etapa del misil Titán.

Era un motor de empuje fijo, que no podía acelerarse ni reiniciarse durante el vuelo. El LR87 entregó aproximadamente 1,900 kilonewtons (430,000 libras) de empuje. Los primeros motores LR87 utilizados en el Titan I quemaban RP-1 y oxígeno líquido. Debido a que el oxígeno líquido es criogénico , no se pudo almacenar en el misil durante largos períodos de tiempo y tuvo que cargarse antes de que se pudiera lanzar el misil. Para el Titan II , el motor se convirtió para usar Aerozine 50 y tetróxido de nitrógeno, que son hipergólicos y se pueden almacenar a temperatura ambiente. Esto permitió que los misiles Titan II se mantuvieran completamente cargados y listos para ser lanzados con poca antelación.

Variantes

LR87-3

Utilizado en el Titan I , el LR87-3 quemaba oxígeno líquido y RP-1. Tras el retiro del programa de misiles Titán, estos motores no vieron más uso. El LR87-3 también se probó con LOX / H2 y NTO / Aerozine 50, lo que lo convierte en uno de los pocos motores que ha funcionado con tres combinaciones de propulsantes diferentes. [3]

Parámetros de operación

  • Empuje ( nivel del mar ): 647 kN
  • Empuje ( vacío ): 733 kN
  • Impulso específico (vacío): 2.840 N-s / kg (290 s)
  • Impulso específico ( nivel del mar ): 2.510 N-s / kg (256 s)
  • Tiempo de combustión: 139 segundos
  • Peso: 839 kilogramos
  • Eslora: 3,13  m
  • Diámetro: 1,53  m
  • Cámaras: 1
  • Presión de la cámara: 4,0  MPa
  • Temperatura de la cámara: ~ 3300 ° C
  • Relación de expansión: 8: 1
  • Relación de LOX : RP-1 : 1,91: 1
  • Relación de empuje: peso: 87,2

LR87-5

Modificado para quemar tetróxido de nitrógeno y Aerozine 50 para el Titan II . El motor era en general más ligero y sencillo que su predecesor, en parte debido al uso de propulsores hipergólicos , que no necesitaban un sistema de encendido independiente.

Parámetros de operación

  • Empuje ( nivel del mar ): 956,5 kN
  • Empuje ( vacío ): 1096,8 kN
  • Impulso específico (vacío): 2910 N-s / kg (297 s)
  • Impulso específico ( nivel del mar ): 2.540 N ‑ s / kg (259 s)
  • Tiempo de combustión: 155 segundos
  • Peso: 739 kilogramos
  • Eslora: 3,13  m
  • Diámetro: 1,14  m
  • Cámaras: 2
  • Presión de la cámara: 5,4  MPa
  • Temperatura de la cámara: ~ 3000 ° C
  • Relación de expansión: 8: 1
  • Consumo de combustible: 750 kg / s
  • Relación N 2 O 4 : Aerozine 50 : 1,93: 1
  • Relación de empuje: peso: 151,34

LR87-7

Versiones modificadas de LR87-5 adaptadas a las necesidades del programa Gemini . El rendimiento fue similar al de la versión anterior, solo reduciendo la presión de la cámara y el empuje de la boquilla para cumplir con los requisitos de clasificación humana. Esta versión solo se usó en el Titan II GLV .

Parámetros de funcionamiento [4]

  • Empuje ( nivel del mar ): 946.700 kN
  • Empuje: ( vacío ) 1.086,10 kN
  • Impulso específico ( nivel del mar ): 258  s
  • Impulso específico ( vacío ): 296  s
  • Tiempo de combustión: 139  s
  • Altura: 3,13 m (10,26 pies)
  • Diámetro: 1,53 m (5,00 pies)

LR87-9

Utilizado en Titan IIIA, IIIB y IIIC

Parámetros de operación

  • Empuje (nivel del mar): 1941,7 kN
  • Empuje (vacío): 2339,9 kN
  • Impulso específico (nivel del mar): 252  s
  • Impulso específico (vacío): 304  s
  • Tiempo de combustión: 150 segundos.

LR87-11 / LR-87-11A

Utilizado en Titan 24B, 34B, IIIBS, IIID, 34D, 34D7, IIIE. El LR-87-11A se utilizó en el Titan IV A / B.

Parámetros de operación

  • Empuje (nivel del mar): 2001,7 kN
  • Empuje (vacío): 2413,2 kN
  • Impulso específico (nivel del mar): 252  s
  • Impulso específico (vacío): 304  s
  • Tiempo de combustión: 146–185 segundos (Titan IIID, 146 segundos; Titan IVB, 185 segundos)

LR87 LH2

Modificado para quemar oxígeno líquido e hidrógeno líquido. El desarrollo coincidió con otras variantes de finales de la década de 1950. Comparado con el -3, tenía una serie de cambios asociados con el uso de hidrógeno líquido más ligero y más frío. El turbo del inyector de combustible se cambió junto con la turbobomba de combustible, entre otras cosas. [5] Se realizaron un total de 52 pruebas estáticas sin problemas graves. Aerojet tomó parte en el proceso de selección de un nuevo motor para la segunda etapa del Saturno IB y Saturno V . Aunque LR87 LH2 fue el mejor en 10 de 11 criterios, la NASA seleccionó el J-2 de Rocketdyne . Las lecciones aprendidas se utilizaron durante el desarrollo del Aerojet M-1

Parámetros de diseño

  • Empuje ( vacío ): 667 kN
  • Impulso específico (vacío): 4420 N-s / kg (451 s)
  • Peso: ~ 700 kilogramos
  • Longitud: 4  m
  • Diámetro: 1,13  m
  • Cámaras: 1

Ver también

  • AJ-10
  • RL10
  • Titán (cohete)
  • Motor de cohete con combustible líquido

Referencias

  1. ^ "LR87-5" . Astronautix . Consultado el 6 de enero de 2015 .
  2. ^ "Copia archivada" . Archivado desde el original el 25 de diciembre de 2010 . Consultado el 25 de diciembre de 2010 .CS1 maint: copia archivada como título ( enlace ) recuperado el 27 de marzo de 2014
  3. ^ Sutton, George P, Historia de los motores de cohetes propulsores líquidos, Reston Virginia: Instituto Americano de Aeronáutica y Astronáutica, 2006, ISBN 1-56347-649-5 , p. 383 
  4. ^ "LR87-7" . Astronautix . Consultado el 20 de abril de 2016 .
  5. ^ Sutton, George P, Historia de los motores de cohetes propulsores líquidos, Reston Virginia: Instituto Americano de Aeronáutica y Astronáutica, 2006, ISBN 1-56347-649-5 , p. 382 

[1]

enlaces externos

  • Enciclopedia Astronautica
  • Museo Nacional de la USAF, Ohio
  • Aerojet LR87
  1. ^ Brügge, Norbert. "Propulsión Titan III / IV" . B14643.de . Norbert Brügge . Consultado el 20 de junio de 2017 .
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