Combustió escalonada
.svg){kind=link}
L'esquema de cicle de combustió escalonada, també cridat cicle tancat, cicle complet o cicle de pre-cremador, és un cicle termodinàmic de motors eixida bipropelentes. Part dels propergoles es crema en un pre-cremador i el gas calent resultant s'utilisa per a alimentar la turbina de les turbobombas. Els gasos emesos s'injecten en la cambra principal de combustió, junt en el restant del propergol, i es completa la combustió.
La ventaja del cicle de combustió escalonada és que tots els gasos dels cicles de motor i la calor passa per la cámara, i l'eficiència general en essència no sofrix pèrdues de bombeig en absolut. Aixina, este cicle de combustió es coneix com a cicle tancat ya que el cicle es tanca quan tota la massa de propergol passant per la cambra, en lloc del cicle obert a on part del propergol es crema a banda per a alimentar en gasos la turbobomba, lo que representa un chicotet percentage de pèrdua.
Una atra ventaja molt important que la combustió escalonada oferix una abundància d'energia que permet que la cámara tinga una pressió molt elevada. Molt altes pressions en cambra permeten elevades relacions d'expansió de la tovera, sense importar les pressions de l'ambient en l'envolament. Estes toveres donen molta millor eficiència a baixa altura.
Les desventages d'este cicle són les dures condicions de la turbina, en canonades més exòtiques es requerix conduir gasos calents, i que una resposta molt complicada de control. En particular, la conducció de fluix d'oxidant complet tant a través del prequemador i la cámara principal (combustió escalonada rica en oxidant) produïx gasos molt corroents. Aixina, la majoria utilisen els motors de combustió rics en combustible, com en l'esquema mostrat.
Història
[editar | editar còdic]La combustió escalona ( Замкнутая схема ) va ser proposta per primera volta per Alexey Isaev en 1949. El primer motor de combustió escalonada va ser el S1.5400 (11D33) usat en la tercera etapa del eixida Mólniya, dissenyat per Melnikov, un antic assistent de Isaev.[1] En la mateixa época (1959), Nikolai Kuznetsov va començar a treballar en el motor de cicle tancat NK-9 per a el ICBM GR-1 de Serguéi Koroliov. Kuznetsov va desenrollar més alvance el disseny en els motors NK-15 i NK-33 motors per a l'eixida llunar N-1. Valentí Glushkó va desenrollar al voltant de 1963 el motor RD-253 no criogènic de combustió escalonada utilisant N2O4/UDMH per a l'eixida Protón.
Despuix del fracàs de la N-1, es va ordenar a Kuznetsov destruir la tecnologia de el NK-33, pero en lloc d'això va almagasenar secretament decenes dels motors. En la década de 1990, Aerojet es va posar en contacte i, finalment, va visitar la planta de Kuznetsov. En trobar-se en escepticisme inicial sobre l'alt impuls específic i atres especificacions, Kuznetsov enviat un motor als EE. UU. per al seu anàlisis. La combustió escalonada rica en oxidant s'havia considerat pels ingeniers nortamericans com a impossible.[2] El motor rus RD-180, comprat per Lockheed Martin (posteriorment per United Launch Alliance ) per a l'Atles III i V eixides, també ampra esta tècnica.
En Occident, el primer motor de combustió escalonada de proves de laboratori va ser construït en Alemània en 1963, per Ludwig Boelkow.
Els motors britànics Gamma alimentats en peròxit d'hidrogen/queroseno en la década de 1950 utilisaven un procés de cicle tancat (possiblement no combustió escalonada, pero això és sobretot una qüestió de semàntica). Descomponien catalíticamente el peròxit per a impulsar les turbines abans de la combustió del queroseno en la cámara adequada. Açò li dona ventages d'eficiència de la combustió escalonada, a l'hora que evita els problemes d'ingenieria.
El motor principal del transbordador espacial és un atre eixemple d'un motor de combustió escalonada, i el primer en utilisar l'oxigen líquit i hidrogen líquit. El seu contraparte en el transbordador soviètic va ser el RD-0120, similar en impuls específic, espente, i especificacions de la cambra de pressió a el SSME, pero en algunes diferències que reduïx la complexitat i el cost a costa de major pes del motor.
Variants
[editar | editar còdic]Existixen vàries variants del cicle de combustió per etapes. Els prequemadores que cremen una chicoteta porció d'oxidant en un fluix complet de combustible es denominen rics en combustible, mentres que els prequemadores que cremen una chicoteta porció de combustible en un fluix complet d'oxidant es denominen rics en oxidant. El RD-180 té un prequemador ric en oxidants, mentres que el RS-25 té dos prequemadores rics en combustible. El SpaceX Raptor té prequemadores rics en oxidants i en combustible, un disseny cridat combustió per etapes de fluix complet.
Els dissenys de combustió per etapes poden ser d'un sol eix o de dos eixos. En el disseny d'un sol eix, un conjunt de prequemador i turbina acciona abdós turbobombas de propulsor. Alguns eixemples són el Energomash RD-180 i el Blue Origin BE-4. En el disseny de dos eixos, les dos turbobombas de propulsor són impulsades per turbines separades, que a la seua volta són impulsades pel fluix d'eixida d'un o varis precombustibles. Eixemples de dissenys de dos eixos inclouen el Rocketdyne RS-25, el JAXA LE-7, i el Raptor. En comparació a un disseny d'un sol eix, el disseny de dos eixos requerix una turbina adicional (i possiblement un atre prequemador), pero permet el control individual de les dos turbobombas.
Ademés de les turbobombas de propulsor, els motors de combustió per etapes a sovint requerixen bombes d'espente més chicotetes per a evitar el refluix del prequemador i la cavitación de la turbobomba. Per eixemple, el RD-180 i RS-25 utilisen bombes de reforç accionadas per cicles de pren i expansió, aixina com tancs presurizados, per a aumentar gradualment la pressió del propulsor abans d'entrar en el prequemador.
Cicle de combustió de fluix total per etapes
[editar | editar còdic].svg){kind=link}
La combustió escalonada de fluix total (FFSCC) és una variació en el cicle de combustió escalonada. S'ampren dos prequemadores i dos turbobombas. En un prequemador es crema una mescla rica en combustible i l'una atra una rica en oxidant. Per ad açò cada fluix, de combustible i d'oxidant, es dividix en dos: un de gran i un atre menut. En cada prequemador es mescla un fluix gran en un atre menut. Aixina tot el propergol passa a través de les turbines.
Les turbines funcionen a menor temperatura en este disseny, ya que més massa passa a través d'elles, duent a una major duració del motor i una major fiabilitat. El disseny pot proporcionar una major pressió de la cambra i per lo tant major eficiència. També s'elimina el sagell de la turbina per a evitar la mescla de combustible i oxidant. La gasificació completa dels components conduïx a reaccions químiques més ràpides en la cámara i, en comparació al cicle de combustió parcial, en lo que resulta un aument d'impuls específic de fins a 10-20 segons (per eixemple, RD-270 i RD-0244).
Els beneficis del cicle de combustió per etapes de fluix complet inclouen turbines que funcionen més fredes i a menor pressió, per l'aument del fluix másico, lo que conduïx a una major vida útil del motor i a una major confiabilidad. Per eixemple, es varen anticipar fins a 25 vols per a un disseny de motor estudiat per el DLR (Centre Aeroespacial Alemà) en el marc del proyecte SpaceLiner Ademés, el cicle de fluix complet elimina la necessitat d'un sagell de turbina interpropelente que normalment es requerix per a separar el gas ric en oxidants de la torbe-bomba de combustible o el gas ric en combustible de la torbe-bomba d'oxidant, millorant aixina la fiabilitat.
Ya que l'us de precombustibles de combustible i d'oxidant dona com resultat la gasificació completa de cada propulsor abans d'entrar en la cámara, els motors FFSC pertanyen a una classe més àmplia de motors per a eixides cridades motors de gas La gasificació completa dels components conduïx a reaccions químiques més ràpides en la cámara, lo que millora el rendiment.
Les desventages potencials del cicle de combustió en etapes de fluix complet inclouen una major complexitat d'ingenieria de dos precombustibles, en comparació a un cicle de combustió en etapes d'un sol eix, aixina com un major número de peces.
Escape ric en oxidants d'un prequemador SpaceX Raptor mostrat durant una prova de l'subsistema en un banc de proves en el Centre Espacial Stennis. En la motora eixida de fluix total, l'escape del prequemador s'introduïx en una turbina i després en la cámara principal. Una versió actual en desenroll és la demostració en cabezal integrat. Este esquema es va aplicar en el motor experimental rus RD-270 a finals de la década de 1960, que va ser dissenyat per a vàries eixides llunars soviètiques.
A partir de 2019, només tres motors d'eixides de combustió de fluix complet havien progressat lo suficient per a ser provats en bancs de proves: el proyecte soviètic Energomash RD-270 en la década de 1960, el proyecte de demostració de cabezales elèctrics integrats Aerojet Rocketdyne Integrated finançat pel govern dels Estats Units a mitan de la década de 2000, i el primer motor Raptor en capacitat de vol de SpaceX, que es va provar en febrer de 2019. La primera prova de vol d'un motor de combustió escalonada de fluix complet va ocórrer el 25 de juliol de 2019 quan SpaceX va volar el seu motor Raptor methalox FFSC en el seu lloc de llançament en el sur de Texas. Inusualment, per a les proves inicials de vol de motors d'eixides de classe orbital, no es tractava d'una cremada de duració completa, sino només d'una prova de 22 segons. SpaceX està desenrollant la seua eixida de pròxima generació per a que siga reutilisable des del principi, de la mateixa manera que una aeronau, i per lo tant necessita començar en objectius de prova de vol estrets, a l'hora que seguix apuntant a aterrisar l'eixida en èxit per a ser utilisat posteriorment en proves adicionals per a expandir la envolvente de vol
Referències
[editar | editar còdic]- Este artícul conté una traducció derivada de «Combustión escalonada» de Wikipedia en castellà publicada baix la Llicència de documentació lliure de GNU i la Llicència Creative Commons Reconeiximent-CompartirIgual 4.0 Internacional.