El Bell Aerosystems Company XLR81 ( Modelo 8096 ) era un motor de cohete de propulsante líquido estadounidense , que se utilizó en la etapa superior Agena . Se quemó UDMH y RFNA alimentados por una turbobomba en un combustible rico generador de gas de ciclo. La turbobomba tenía una sola turbina con una caja de cambios para transmitir potencia al oxidante y las bombas de combustible. La cámara de empuje era totalmente de aluminio y se enfriaba de forma regenerativa mediante un oxidante que fluía a través de pasajes perforados con pistola en la cámara de combustión y las paredes de la garganta. La boquilla era una Extensión de titanio refrigerada por radiación . El motor estaba montado en un cardán accionado hidráulicamente que permitía la vectorización de empuje para controlar el cabeceo y la guiñada . El empuje del motor y la relación de mezcla se controlaron cavitando venturis de flujo en el circuito de flujo del generador de gas. El arranque del motor se logró mediante un cartucho de arranque de propulsante sólido. [6]
![]() El estándar Agena D 108 se entrega al área de ensamblaje final. Más tarde se convertiría en el vehículo objetivo 5003 de Gemini
Agena . [1] | |
País de origen | Estados Unidos |
---|---|
Fecha | 1957 |
Primer vuelo | 12 de julio de 1963 [2] |
Último vuelo | 17 de abril de 1984 [2] |
Fabricante | Bell Aerosystems Company [3] |
Solicitud | Motor de etapa superior [4] |
L / V asociado | Thor , Thorad , Atlas y Titán |
Predecesor | Campana 8081 |
Sucesor | Campana 8247 |
Estado | Retirado |
Motor de combustible líquido | |
Propulsor | RFNA [3] / UDMH [3] |
Proporción de mezcla | 2.55 [5] |
Ciclo | Generador de gas [3] |
Configuración | |
Cámara | 1 [3] |
Relación de boquilla | 45 [2] |
Actuación | |
Empuje (vac.) | 71,2 kN (16.000 lbf) [2] |
Presión de la cámara | 3,49 MPa (506 psi) [2] |
Yo sp (vac.) | 293 s (2,87 km / s) [2] |
Quemar tiempo | 265 s [2] |
Reinicia | 2 [2] |
Rango de cardán | ± 2,5 ° [6] [7] |
Dimensiones | |
Largo | 2,11 m (83,2 pulgadas) [7] |
Diámetro | 0,90 m (35,5 pulgadas) [6] |
Peso en seco | 134 kg (296 libras) [7] |
Utilizado en | |
RM-81 Agena [2] |
Variantes
Comenzando como un motor de misiles lanzado desde el aire y terminando como una propulsión general de múltiples misiones para la era espacial, el diseño básico pasó por una serie de iteraciones y versiones que le permitieron tener una carrera larga y productiva.
- Bell Modelo 117 : Designación USAF XLR81 . [8] También conocido como Bell Hustler Rocket Engine . El motor fue desarrollado para el B-58 Hustler Powered Desechable Bomb Pod. Alcanzó una madurez de desarrollo donde su desempeño fue confirmado a través de una Prueba de Calificación de Vuelo de Desempeño. Sin embargo, el proyecto se canceló antes de que pudiera ser probado en vuelo. Quemó queroseno de aviones JP-4 como combustible y utilizó ácido nítrico fumante rojo (RFNA) como oxidante, para suministrar un empuje de 67 kN (15.000 lbf). [6]
- Bell Modelo 8001 : Designación USAF XLR81-BA-3 . [2] Se utilizó en el prototipo Agena-A . Se basó en el Bell Modelo 117. Solo necesitaba un soporte de cardán para proporcionar vectorización de empuje , reubicando el puerto de escape del generador de gas para permitir el movimiento del cardán y la adición de un cierre de boquilla como modificaciones importantes. Como su predecesor, quemaba propelente RFNA y JP-4 y tenía un empuje de 67 kN (15,000 lbf) con una I sp de 265.5 s (2.604 km / s) con su relación de expansión de 15: 1. Su duración nominal fue de 100 segundos y solo se lanzó dos veces. El primer vuelo fue el 28 de febrero de 1959. [6] [9] [10]
- Bell Modelo 8048 : También conocido como XLR81-BA-5 . [2] Utilizado en el Agena-A, cambió los propulsores al RFNA hipergólico y al UDMH . Dado que la mezcla se enciende automáticamente al entrar en contacto, el motor podría simplificarse enormemente. Por ejemplo, se eliminó el sistema de encendido de la cámara de combustión. El sistema más importante fue el sistema de regulación de empuje pasivo. El uso de una serie de orificios venturi en el generador de gas le permitió suministrar 67 kN (15,000 lbf) con solo una variabilidad de 1,6 kN (350 lbf) sin partes móviles. Además, la relación de expansión se aumentó a 20: 1 lo que le permitió alcanzar una I sp de 276 s (2,71 km / s). Voló por primera vez el 21 de enero de 1959 y voló por última vez el 31 de enero de 1961. Se usó para la primera experiencia estadounidense en el arranque de un motor al vacío, ya que se creía en ese momento que los motores necesitarían presión atmosférica para arrancar. [2] [6] [9] [10]
- Bell Modelo 8081 : esta versión fue la primera diseñada para tener dos capacidades de reinicio, mediante el uso de tres cartuchos de encendido y una validación extensa del comportamiento de arranque por vacío. El empuje se aumentó a 71 kN (16.000 lbf) y la relación de expansión a 45: 1 para una I sp de 293 s (2,87 km / s). Designación de la USAF XLR81-BA-7 . Utilizado en el Agena-B , voló por primera vez el 20 de diciembre de 1960 y el último vuelo fue el 15 de mayo de 1966. [11]
- Bell Modelo 8096 : Designación USAF XLR81-BA-11 y posterior, YLR81-BA-11 . [3] [6] Versión de producción principal, utilizada en el Agena-D . Añadió al 8081 una extensión de boquilla de titanio con refuerzos de molibdeno , que le permitió alcanzar una I sp de 280 s (2,7 km / s). También agregó inductores a las turbobombas, reduciendo los requisitos de presurización en los tanques. En 1968, la capacidad de reinicio se incrementó a tres reinicios. [2] [4] [6] [9]
- Bell Modelo 8096-39 : Esta fue una versión que cambió el oxidante a MIL-P-7254F Ácido nítrico Tipo IV - conocido como HDA (Ácido de alta densidad) - mezcla de 55% de IRFNA y 44% de N 2 O 4 con algo de fluoruro de hidrógeno como un inhibidor de la corrosión. [12] Logró un empuje de 76 kN (17.000 lbf) con una I sp de 300 s (2,9 km / s). [9]
- Bell Model 8096A : una mejora propuesta sobre el 8096-39 que aumentaría el tamaño de la extensión de la boquilla en una relación de expansión de 75: 1, logrando una I sp de 312 s (3,06 km / s). [9]
- Bell Model 8096B : versión propuesta para su uso con una plataforma superior reutilizable basada en Agena para el transbordador espacial . Cambiaría el propulsor a MMH más hexametildisilazona (HMZ) y N 2 O 4 en una proporción de mezcla de 1,78 y agregaría una boquilla de niobio con una proporción de expansión de 100: 1 para un aumento de I sp a 327 s (3,21 km / s), o 330 s (3,2 km / s) con una boquilla de 150: 1. El cambio de propulsor requeriría la modificación de los orificios venturi del generador de gas para lograr el equilibrio de potencia con el nuevo rendimiento sin rediseñar la turbobomba. La presión de la cámara se reduciría a 3,35 MPa (486 psi). Dentro de los mismos actuadores, permite aumentar el ángulo del cardán a 3 grados, cambiar el reloj del motor para reducir las fugas de aceite. Disminuiría el diámetro del paso del refrigerante, ya que el nuevo oxidante podría permanecer dentro de las especificaciones a una velocidad de flujo más alta. El inyector cambiaría de plano a un deflector de 5 patas, se mejorarían los sellos de la bomba y la válvula oxidante cambiaría a un diseño de motor de torsión. También implementaría algunos cambios de material en los cojinetes de la turbobomba que eliminarían la ebullición oxidada que impedía un reinicio en el período de 15 minutos a 3 horas después de una ignición. Las capacidades de arranque múltiple del 8247 se habrían adaptado. Esto permitiría hasta 200 arranques. Además, la vida útil de una sola combustión se amplió a 1200 segundos. [7] [13]
- Bell Modelo 8096L : Dado que el 8096B requeriría cambios costosos en el manejo del propulsor, se propuso un paso intermedio. Cambiaría el combustible a MMH más hexametildisilazona (HMZ) , manteniendo el mismo oxidante que el 8096-39, y cambiaría la proporción de la mezcla a 2,03. El resto de los cambios fueron los mismos que en el 8096B, excepto que mantendría el mismo diámetro del canal de enfriamiento que el 8096, la presión de la cámara se reduciría a 3.34 MPa (484 psi) y la boquilla de niobio tendría un 150: 1 ratio de expansión. Las capacidades de reinicio serían de 10 a 100 inicios, según el esfuerzo de certificación. [5] [7] [14]
- Bell Modelo 8247 : Designación USAF XLR81-BA-13 . Se utiliza en el vehículo objetivo Agena y como etapa superior pura en forma de Ascent Agena . Agregó un nuevo sistema que permitió múltiples reinicios. El sistema reemplazó los cartuchos de arranque por dos fuelles metálicos en el oxidante y el tanque de combustible, que podrían suministrar suficiente presión para el arranque. Una vez que la turbobomba alcanzó su potencia máxima, la presión de salida se utilizó para rellenar esos fuelles y, por lo tanto, se recargó. Si bien se calificó en 15 reinicios, en la práctica nunca hizo más de 8, que se realizaron durante la misión Gemini XI . [6] [9] [15]
- Bell Model 8533 : un programa para desarrollar una versión mejorada del 8247. Cambió los propulsores a UDMH y N 2 O 4 y tuvo mejoras generales de rendimiento. El interruptor de propulsor no solo permitió un mejor rendimiento, sino que también permitió que se mantuviera cargado de combustible en la plataforma durante períodos de tiempo superiores a 15 días. [6] [16]
Ver también
- RM-81 Agena
- Thor-Agena
- Thorad-Agena
- Atlas-Agena
- Titán (cohete)
- Motor de cohete con combustible líquido
Referencias
- ^ "Atlas Agena D SLV-3" . Enciclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 17 de octubre de 2013 . Consultado el 24 de junio de 2015 .
- ^ a b c d e f g h yo j k l m Brügge, Norbert. "Propulsión e Historia de la etapa superior de Agena de Estados Unidos" . www.b14643.de . Consultado el 17 de junio de 2015 .
- ^ a b c d e f "Sección II - Agena y sistemas de apoyo". Manual del usuario de Athena Payloads (pdf) . Lockheed Missile & Space Company. 1971-03-01. págs. 2–4 . Consultado el 17 de junio de 2015 .
- ^ a b "Campana 8096" . Enciclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 4 de marzo de 2016 . Consultado el 17 de junio de 2015 .
- ^ a b "Sección 3.2.3". Informe final del estudio Agena reutilizable (Volumen técnico II) (pdf) . 1974-03-15. págs. 3–8 . Consultado el 17 de junio de 2015 .
- ^ a b c d e f g h yo j Roach, Robert D. El motor del cohete Agena ... Seis generaciones de confiabilidad en la propulsión espacial (pdf) . Consultado el 17 de junio de 2015 .
- ^ a b c d e "3.3.2 Sistemas de propulsión". Informe final del estudio Agena reutilizable (Volumen técnico II) (pdf) . 1974-03-15. págs. 3-37 . Consultado el 17 de junio de 2015 .
- ^ Grassly, Sarah A. "Introducción". Historial de vuelos de Agena al 31 de diciembre de 1967 (pdf) . USAF . pag. IX . Consultado el 18 de junio de 2015 .
- ^ a b c d e f "Bell / Texton Space Engines (1935-presente)" . www.alternatewars.com/BBOW/ . Gran libro de guerra . Consultado el 17 de junio de 2015 .
- ^ a b "Campana 8048" . Enciclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 4 de marzo de 2016 . Consultado el 17 de junio de 2015 .
- ^ "Campana 8081" . Enciclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 4 de febrero de 2017 . Consultado el 17 de junio de 2015 .
- ^ "1.1 General". Manual de propelentes de la USAF Volumen II - Oxidador de ácido nítrico / tetróxido de nitrógeno (pdf) . Febrero de 1977. págs. 1-3 . Consultado el 17 de junio de 2015 .
- ^ "4.5 Conceptos alternativos". Informe final del estudio Agena reutilizable (Volumen técnico II) (pdf) . 1974-03-15. págs. 4-20 . Consultado el 17 de junio de 2015 .
- ^ "2.3 CONCEPTO NOMINAL SHUTTLE / AGENA ETAPA SUPERIOR". Informe final del estudio Agena reutilizable (Volumen técnico II) (pdf) . 1974-03-15. págs. 2–4 . Consultado el 17 de junio de 2015 .
- ^ "Campana 8247" . Enciclopedia Astronautica. Archivado desde el original el 5 de febrero de 2017 . Consultado el 17 de junio de 2015 .
- ^ "Apéndice E". SP-4212 "En Marte: Exploración del planeta rojo. 1958-1978" . NASA. págs. 465–469 . Consultado el 17 de junio de 2015 .
enlaces externos
- B14643.de
- Hilo de Nasaspaceflight.com sobre la documentación de Agena.
- Hilo de Nasaspaceflight.com sobre la documentación de Agena.