El inyector de pivote es un tipo de inyector de propulsor para un motor de cohete bipropelente . Como cualquier otro inyector, su propósito es asegurar un caudal adecuado y la mezcla de los propulsores a medida que se inyectan a la fuerza a alta presión en la cámara de combustión , de modo que pueda suceder un proceso de combustión eficiente y controlado. [1]
Un motor de cohete basado en pivotes puede tener un rango de regulación mayor que uno basado en inyectores regulares y muy raramente presentará inestabilidades de combustión acústica, porque un inyector de pivote tiende a crear un patrón de flujo autoestabilizador. [2] [3] Por lo tanto, los motores basados en pivotes son especialmente adecuados para aplicaciones que requieren una aceleración profunda, rápida y segura, como los módulos de aterrizaje . [4]
Los inyectores Pintle comenzaron como los primeros aparatos experimentales de laboratorio, utilizados por el Laboratorio de Propulsión a Chorro de Caltech a mediados de la década de 1950, para estudiar los tiempos de reacción de mezcla y combustión de los propulsores líquidos hipergólicos . El inyector de perno se redujo a la práctica y fue desarrollado por Space Technology Laboratories (STL), entonces una división de Ramo-Wooldridge Corp., más tarde TRW , a partir de 1960. [2]
Se han construido motores basados en pivotes que van desde unos pocos newtons de empuje hasta varios millones, y el diseño de pivotes se ha probado con todas las combinaciones de propulsantes comunes y exóticas, incluidos los propulsores gelificados. [2] motores basados en Pintle fueron utilizados por primera vez en una nave espacial tripulada durante el programa Apollo en el Módulo de Excursión Lunar 's sistema de propulsión de descenso , [4] [2] [5] Sin embargo, no fue hasta octubre de 1972, que el diseño era hecho público. [2] [3] y la patente de EE.UU. 3.699.772 fue otorgada al inventor del inyector Pintle Gerard W. Elverum Jr. [6] Los inyectores Pintle se utilizan actualmente en la familia de motores Merlin de SpaceX . [5] [7]
Descripción
Principio de funcionamiento
Un inyector de pivote es un tipo de inyector coaxial . Consta de dos tubos concéntricos y un saliente central. El propulsor A (normalmente el oxidante, representado en azul en la imagen) fluye a través de un tubo exterior, saliendo como una corriente cilíndrica, mientras que el propulsor B (normalmente el combustible, representado en rojo en la imagen) fluye dentro de un tubo interior e incide sobre un centro de pivote saliente en forma de, (similar en forma a un válvula de asiento como los encontrados en motores de cuatro tiempos ), la pulverización en un cono amplio o una lámina plana que se cruza con la corriente cilíndrica de propulsor A. [2] [3]
En el diseño típico de motor basado en pivotes, solo se usa un único inyector central, a diferencia de las placas de inyector de "cabezal de ducha" que usan múltiples puertos de inyector paralelos. [2]
La capacidad de aceleración se puede obtener colocando válvulas antes del inyector o moviendo el pivote interior o el manguito exterior. [2]
Muchas personas han experimentado los rociadores de clavija regulables en forma de rociadores de manguera de jardín estándar. [5]
Variantes
En los motores de pivote que no requieren estrangulamiento, el pivote se fija en su lugar y las válvulas propulsoras para el arranque y apagado se colocan en otro lugar. [2]
Un pivote móvil permite la aceleración y, si la parte móvil es el manguito, el pivote en sí puede actuar como válvula propulsora. Esto se llama pivote de cierre frontal. Un manguito de movimiento rápido permite que el motor funcione en pulsos, y esto generalmente se hace en propulsores RCS basados en pivotes y propulsores de desvío de misiles. [2]
En una variante del pivote de cierre frontal, el pivote en sí es accionado hidráulicamente por el combustible a través de una válvula piloto, y no se requieren válvulas adicionales entre el motor y los tanques. Esto se denomina pivote FSO (solo cierre frontal). [2]
En algunas variantes, el pivote tiene ranuras u orificios cortados para producir chorros radiales en el flujo del propulsor B, lo que permite que el combustible adicional no quemado incida en las paredes de la cámara de combustión y proporcione enfriamiento de la película de combustible. [2] [8] El pivote que se muestra aquí es de este tipo.
Ventajas y desventajas
Ventajas
En comparación con algunos diseños de inyectores, los inyectores de pivote permiten una mayor aceleración de las tasas de flujo de los bipropulsantes, aunque la aceleración de los motores de cohete en general sigue siendo muy difícil. Si solo se utiliza un inyector central, el flujo másico dentro de la cámara de combustión tendrá dos zonas principales de recirculación que disminuyen la inestabilidad acústica sin requerir necesariamente cavidades o deflectores acústicos. [2] [3]
El diseño del inyector de pivote puede ofrecer una alta eficiencia de combustión (típicamente del 96% al 99%). [2] [3]
Si se elige combustible para el flujo interno (que es el caso en la mayoría de los motores basados en pivotes), el inyector se puede ajustar para que cualquier exceso de combustible que no reaccione inmediatamente al pasar a través de la corriente del oxidante se proyecte sobre las paredes de la cámara de combustión. y los enfría mediante evaporación, proporcionando así enfriamiento de película de combustible a las paredes de la cámara de combustión, sin incurrir en la penalización de masa de un subsistema de refrigerante dedicado. [2] [8]
Si bien los inyectores de pivote se han desarrollado para aplicaciones en propulsión de cohetes, debido a su relativa simplicidad, podrían adaptarse fácilmente para procesos industriales de manejo de fluidos que requieren un alto caudal y una mezcla completa. [9]
El rendimiento de un inyector dado se puede optimizar fácilmente variando las geometrías del espacio anular del propulsor exterior y las ranuras centrales del propulsor (y / o el espacio continuo, si se usa). Como esto solo requiere la fabricación de dos piezas nuevas, probar variaciones suele ser más barato y requiere menos tiempo que con los inyectores normales. [2] [3]
Desventajas
Debido a que la combustión tiende a ocurrir en la superficie de un tronco truncado , las tensiones térmicas máximas se localizan en la pared de la cámara de combustión en lugar de una combustión distribuida más uniformemente a través de la sección de la cámara y un calentamiento más uniforme. Esto debe tenerse en cuenta al diseñar el sistema de enfriamiento, o podría causar quemaduras. [5] [8] [10]
Se sabe que el inyector de pivote ha causado problemas de erosión de garganta en los primeros motores Merlin enfriados ablativamente debido a una mezcla desigual que causa rayas calientes en el flujo; sin embargo, a partir de 2019, no está claro si este es un problema que se aplica a todos los pivotes. motores basados en motores, o este era un problema de diseño del Merlin. [8] [11]
Los inyectores de pistón funcionan muy bien con propulsores líquidos y se pueden fabricar para que funcionen con propulsores gelificados, pero para aplicaciones de gas-líquido o gas-gas, los inyectores convencionales siguen teniendo un rendimiento superior. [10]
El inyector de pivote es deseable para motores que deben ser acelerados o reiniciados repetidamente, pero no ofrece una eficiencia óptima para la mezcla de combustible y oxidante a una velocidad de aceleración determinada. [10]
Historia
1950
En 1957, Gerard W. Elverum Jr.fue empleado por el Laboratorio de Propulsión a Chorro y bajo la supervisión de Art Grant para caracterizar las velocidades de reacción de nuevos propulsores de cohetes mediante el uso de un dispositivo que consta de dos tubos concéntricos, a través de los cuales se alimentaban los propulsores a un caudal conocido y un conjunto de termopares para medir sus velocidades de reacción. El dispositivo encontró problemas, porque como los propulsores fluían paralelos entre sí, no se producía mucha mezcla. Luego, Elverum colocó una punta en el extremo del tubo más interno, unida a un soporte interno, que obligó al propulsor interno a fluir hacia afuera y mezclarse con el propulsor externo. Este dispositivo funcionó bien para propulsores de baja energía, pero cuando se comenzaron a probar combinaciones de alta energía, resultó poco práctico debido a los tiempos de reacción casi instantáneos en el punto de mezcla. Con el fin de evitar que el dispositivo se rompa por sí solo durante las pruebas de alta energía, el tubo exterior se retrajo, constituyéndose entonces en un primitivo inyector de pivote. [2]
Peter Staudhammer, bajo la supervisión del Gerente de Programa Elverum , hizo que un técnico cortara múltiples ranuras en el extremo de una cámara de aire disponible y las pruebas posteriores de esta nueva configuración mostraron una mejora sustancial en la eficiencia de la mezcla. [2] [3]
1960
En 1960, Elverum , Grant y Staudhammer se habían trasladado a Space Technology Laboratories, Inc. (Posteriormente TRW, Inc. ) para perseguir el desarrollo de motores de cohetes monopropelentes y bipropelentes . En 1961, el inyector de pivote se desarrolló en un diseño utilizable en motores de cohetes y, posteriormente, el diseño del inyector de pivote fue madurado y desarrollado por varios empleados de TRW, agregando características como estrangulamiento, capacidad de pulso rápido y cierre frontal. [2]
La regulación se probó en el MIRA 500 de 1961 , a 25 a 500 lbf (111 a 2224 N ) y su sucesor de 1962, el MIRA 5000 , a 250 a 5000 lbf (1112 a 22241 N). [2]
En 1963, TRW introdujo el MIRA 150A como una copia de seguridad para el Thiokol TD-339 vernier propulsor para ser utilizado en las sondas Surveyor , y el desarrollo comenzado de la Apolo Módulo de Excursión Lunar 's sistema de propulsión Descent . Cerca de este tiempo, se consideró un inyector de pivote por simplicidad y menor costo en el Sea Dragon . [2]
Paralelamente a esos proyectos, TRW continuó con el desarrollo de otros motores de pivote, incluida en 1966 la serie URSA ( Universal Rocket for Space Applications ). Estos eran motores bipropelentes que se ofrecían a empujes fijos de 25, 100 o 200 lbf (111, 445 u 890 N) con opciones para cámaras de combustión ablativas o enfriadas por radiación. Estos motores eran capaces de pulsar a 35 Hz , con anchos de pulso tan pequeños como 0,02 segundos, pero también tenían una vida útil de encendido en estado estable de diseño superior a los 10.000 segundos (con cámaras refrigeradas por radiación). [2]
En 1967, el Apollo Descent Propulsion System fue calificado para volar. [2]
De 1968 a 1970, se probó un motor de 250,000 lbf (1,112,055 N). [2]
1970
En 1972, el Apollo Descent Propulsion System terminó la producción, pero a partir de 1974 y continuando hasta 1988, el TR-201 , un derivado simplificado y de bajo costo del mismo, con enfriamiento ablativo y empuje fijo, se usó en la segunda etapa del Delta. Vehículos de lanzamiento 2914 y 3914 . [2]
En octubre de 1972, se patentó y se hizo público el diseño del inyector de pivote. [2]
Decenio de 1980
A principios de la década de 1980, se aplicaron una serie de mejoras de diseño al inyector de pivote para obtener pulsos excepcionalmente rápidos y repetibles a pedido y capacidad de estrangulamiento lineal. Al permitir el cierre de los propulsores en su punto de inyección en la cámara de combustión, el inyector de pivote proporcionó una excelente respuesta de pulso al eliminar los efectos del "volumen de goteo" del inyector. [2]
A partir de 1981, se desarrolló un motor muy compacto de 8.200 lbf N 2 O 4 / MMH que emplea esta característica como propulsor de cabeceo y guiñada para el programa de misiles SENTRY del ejército . Este motor podría acelerar en un rango de empuje de 19: 1 y entregar pulsos repetibles "en" tan pequeños como 8 milisegundos en cualquier nivel de empuje. [2]
Se utilizó un perfeccionamiento adicional del inyector de cierre frontal en el Subsistema Interceptor de vehículos de reentrada exoatmosférica (ERIS) del Comando de Defensa Estratégica del Ejército . En sus motores de desvío lateral de 900 lbf, el elemento de cierre del inyector proporcionaba el único control del flujo de propulsor. La válvula bipropulsante grande que normalmente se requiere en tales motores fue reemplazada por una pequeña válvula piloto que usaba combustible de alta presión ( MMH ) para accionar hidráulicamente el manguito del inyector móvil. Esta característica, llamada FSO (Face Shutoff Only) mejoró en gran medida la respuesta general del propulsor y redujo significativamente el tamaño y la masa del motor. [2]
Otro desafío de diseño de mediados de los 80 y principios de los 90 fue el de obtener la miniaturización de los motores de los cohetes. Como parte del programa Air Force Brilliant Pebbles , TRW desarrolló un propulsor muy pequeño de 5 lbf (22 N) N 2 O 4 / hidracina utilizando un inyector de pivote. Este motor refrigerado por radiación pesaba 135 gramos (0,3 lb) y se probó con éxito en agosto de 1993, entregando más de 300 segundos I sp con una relación de expansión de boquilla de 150: 1. El diámetro del pivote era (1,6764 mm) y se necesitaba microscopía electrónica de barrido para verificar las dimensiones en los orificios de medición radiales ± (0,0762 mm ± 0,00762 mm). [2]
Decenio de 1990
Las innovaciones tecnológicas precedentes permitieron la primera muerte cinética exoatmosférica de una ojiva de reentrada simulada frente al atolón de Kwajalein el 28 de enero de 1991 en el primer vuelo de ERIS . [2]
A finales de los 90, los inyectores de pivote FSO se usaban con propulsores gelificados, que tienen una consistencia normal como la de la mantequilla de maní suave . Los propulsores gelificados generalmente usan polvo de aluminio o polvo de carbono para aumentar la densidad de energía de la base de combustible líquido (generalmente MMH ) y usan aditivos para hacer coincidir reológicamente el oxidante (generalmente basado en IRFNA ) con el combustible. Para que los propulsores gelificados se utilicen en un cohete, el cierre frontal es obligatorio para evitar que el líquido base se seque durante los tiempos de inactividad entre pulsos, lo que de otro modo provocaría que los sólidos dentro de los geles taponen los conductos del inyector. Los inyectores de pivote FSO se utilizaron en una variedad de programas, el programa McDonnell Douglas Advanced Crew Escape Seat - Experimental (ACES-X) y su sucesor, el programa Gel Escape System Propulsion (GESP). [2]
Otra adaptación importante del diseño en este período de tiempo fue el uso de inyectores de pivote con combustible de hidrógeno líquido criogénico . A partir de 1991, TRW se unió a McDonnell Douglas y al Centro de Investigación Lewis (ahora Glenn) de la NASA para demostrar que el motor de pivote de TRW podía utilizar la inyección directa de hidrógeno líquido para simplificar el diseño de motores de refuerzo de alto rendimiento. Hasta entonces, los intentos de utilizar la inyección directa de hidrógeno criogénico en otros tipos de inyectores habían dado como resultado la aparición de inestabilidades de combustión. [2]
A finales de 1991 y principios de 1992, se hizo funcionar con éxito un motor de prueba LOX / LH2 de 16.000 lbf (71.172 N) con inyección directa de hidrógeno líquido y propulsores de oxígeno líquido . Se realizaron un total de 67 disparos y el motor demostró un excelente rendimiento y ausencia total de inestabilidades de combustión. Posteriormente, este mismo motor de prueba fue adaptado y probado con éxito con LOX / LH2 a 40,000 lbf (177,929 N) y con LOX / RP-1 a 13,000 y 40,000 lbf. (57.827 y 177.929 N). [2]
Al mismo tiempo, se utilizaron motores de apogeo líquido TR-306 en las naves espaciales Anik E-1 / E-2 e Intelsat K. [2]
En agosto de 1999 el modo dual TR-308 se utiliza para colocar la NASA 's Chandra nave en su órbita final. [2]
Los primeros trabajos de desarrollo de propulsores de gel e inyectores FSO de finales de la década de 1980 y principios de la de 1990 llevaron a los primeros vuelos de misiles del mundo utilizando oxidante gelificado y propulsores de combustible gelificados en el programa Future Missile Technology Integration (FMTI) del Ejército / AMCOM , con el primer vuelo en marzo 1999 y el segundo vuelo en mayo de 2000. [2]
2000
A principios de la década de 2000, TRW continuó con el desarrollo de grandes motores de pivote LOX / LH2 , y probó el TR-106 en el Centro Espacial John C. Stennis de la NASA . Este era un motor de 650,000 lbf (2,892,000 N), una escala 16: 1 del motor de pivote LOX / LH2 anterior más grande y una escala de 3: 1 del motor de pivote anterior más grande jamás probado. El diámetro del pivote de este inyector era de 56 cm (22 pulgadas), con mucho el más grande construido hasta la fecha. [5]
En 2002 se diseñó el TR-107 más grande . [12]
Tom Mueller , que había trabajado en el TR-106 y TR-107, fue contratado por SpaceX y comenzó el desarrollo de los motores Merlin y Kestrel. [13] [14]
2010-presente
El motor Merlin era el único motor de inyección de pivote en funcionamiento, utilizado para todos los vuelos SpaceX Falcon 9 y Falcon Heavy. Siguen utilizándose versiones del mismo. [7]
Motores conocidos por utilizar inyectores de pivote
Nombre | Fabricante | Combustible | Oxidante | Empuje, N | Empuje, lbf |
---|---|---|---|---|---|
AC / LAE [2] | TRW Inc. | Hidracina | N 2 O 4 | 534 | 120 |
Motor RCS común de Apollo [2] | TRW Inc. | MMH | N 2 O 4 | 445 | 100 |
Boomie Zoomie [15] | Purdue SEDS | líquido metano | SALMÓN AHUMADO | 2,384 | 536 |
Sistema de propulsión en descenso [2] | TRW Inc. | Aerozine 50 | N 2 O 4 | 45,040 | 10.125 |
DM / LAE [2] | TRW Inc. | Hidracina | N 2 O 4 | 467 | 105 |
Hélice de desvío ERIS [2] | TRW Inc. | MMH | N 2 O 4 | 4.048 | 910 |
Ejecutor [16] | ARCA | Queroseno | SALMÓN AHUMADO | 260.000 | 57,300 |
Fastrac [17] | NASA | RP-1 | SALMÓN AHUMADO | 270.000 | 60.000 |
FMTI [2] | TRW Inc. | MMH gelificado con aditivo de carbono | IRFNA gelificado ( ácido nítrico fumante rojo inhibido ) | ||
PBIP [2] | TRW Inc. | USO ( UDMH + 0.9% aceite de silicona ) | HDA ( ácido nítrico fumante rojo de alta densidad tipo 4 ) | 445 | 100 |
Cernícalo | SpaceX | RP-1 | SALMÓN AHUMADO | 31.000 | 6,900 |
Hélice de desvío KEW 10.2 [2] | TRW Inc. | MMH | N 2 O 4 | 1,334 | 300 |
Motor de tolva lunar [2] | TRW Inc. | MMH | LUN-10 | 800 | 180 |
Merlín [7] | SpaceX | RP-1 | SALMÓN AHUMADO | Varias variantes, consulte el artículo principal para obtener más detalles. | Varias variantes, consulte el artículo principal para obtener más detalles. |
Mira 1 [18] | Estado de Oregon HALE | Jet-A | SALMÓN AHUMADO | 8.896 | 2.000 |
MIRA 150A [2] | TRW Inc. | MMH | LUN-10 | 667 | 150 |
MIRA 500 [2] | TRW Inc. | Aerozine 50 o hidracina | N 2 O 4 | 2,224 | 500 |
MIRA 5000 [2] | TRW Inc. | Aerozine 50 o UDMH | N 2 O 4 o RFNA | 22,241 | 5,000 |
MMBPS [2] | TRW Inc. | MMH | N 2 O 4 | 391 | 88 |
Morfeo [19] | Universidad de Purdue | Metano | SALMÓN AHUMADO | 5.783-18.683 | 1.300-4.200 |
SENTRY Jet Interaction Pitch and Yaw Thruster [2] | TRW Inc. | MMH | N 2 O 4 | 36 475 | 8.200 |
TR-106 [2] | TRW Inc. | LH2 | SALMÓN AHUMADO | 2.892.000 | 650.000 |
TR-107 [12] | TRW Inc. / Northrop Grumman | RP-1 | SALMÓN AHUMADO | 4.900.000 | 1,100,000 |
TR-201 [2] | TRW Inc. | Aerozine 50 | N 2 O 4 | 4.900 | 9.419 |
TR-306 [2] | TRW Inc. | Hidracina | N 2 O 4 | ||
TR-308 [2] | TRW Inc. | Hidracina | N 2 O 4 | ||
TR-312 [2] | TRW Inc. | Hidrazina o MMH | N 2 O 4 | ||
URSA 25 R [2] | TRW Inc. | Aerozine 50 o MMH | N 2 O 4 | 111 | 25 |
URSA 100 R [2] | TRW Inc. | Aerozine 50 o MMH | N 2 O 4 | 445 | 100 |
URSA 200 R [2] | TRW Inc. | Aerozine 50 o MMH | N 2 O 4 | 890 | 200 |
Referencias
Este artículo incorpora material de dominio público de sitios web o documentos de la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio .
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