Propulsor de combustible líquit

Un propulsor de combustible líquit és un tipo de motora eixida que utilisa propelentes líquits. Els líquits presenten la ventaja de que la seua densitat raonablement alta permet que el volum dels tancs d'almagasenament dels propelentes siga relativament baix, i és possible utilisar turbobombas centrífugas llaugeres per a impulsar el propelente des dels tancs a la cámara, lo que significa que els propulsors poden mantindre's a baixa pressió. Açò permet l'us de tancs de propulsor de poc pes, optimisant la relació pese/potència de l'eixida.

A voltes s'usa en motors chicotets més simples un gas inerte almagasenat en un tanc a alta pressió en lloc de bombes per a forçar el pas dels propulsors a la cámara. Estos motors poden tindre una relació de massa més baixa, pero generalment són més fiables, i per lo tant, s'usen àmpliament per al manteniment de l'òrbita en satèlits.^[1]

Els propulsors de combustibles líquits poden funcionar en un sol component (tipo "monopropelente"), en dos (tipo "bipropelente") o més rarament en tres (tipo "tripropelente"). Alguns es dissenyen per a proporcionar espente variable i uns atres poden reiniciar-se despuix d'un apagat anterior en l'espai. Els propulsors líquits també s'usen en les eixides híbrides, en els que un oxidant líquit generalment es combina en un combustible sòlit.

Història

Conjunt de turbobombas d'una eixida V-2 en secció. El rotor de la turbina està en el centre, i els rotors de les bombes a abdós costats

L'idea de l'eixida de combustible líquit tal com s'entén en el context modern, apareix per primera volta en el llibre "L'exploració de l'espai còsmic per mig de dispositius de reacció",^[2] del mestre d'escola rus Konstantín Tsiolkovski. Este tractat seminal sobre astronáutica es va publicar en maig de 1903, pero no es va distribuir fòra de Rússia fins a anys despuix, i els científics russos li varen prestar poca atenció.

Pedro Eleodoro Paulet Mostajo (2 de juliol de 1874 - 30 de giner de 1945) va ser un científic i inventor peruà que en 1895, va anar presuntament la primera persona en construir una eixida de combustible líquit i, en 1900, la primera persona en construir un modern sistema de propulsió per a una eixida.^[3] El Museu Nacional de l'Aire i l'Espai en Washington D. C., té una chicoteta placa que honra la memòria de Paulet. Va ser l'únic desenrollador conegut d'experiments en motors eixida de propulsor líquit en el XIX, sent considerat un dels "pares de l'aeronàutica".^[4] No obstant, no va publicar el seu treball. En 1927 va escriure una carta a un periòdic en Llima, afirmant que havia experimentat en una motora eixida de propelente líquit quan era estudiant en París tres décades abans. Els historiadors dels primers experiments de cohetería, entre ells Max Valier, Willy Llei i John D. Clark, han otorgat diferents graus de credibilitat a l'informe de Paulet, que va descriure les seues proves de laboratori, pero que no va afirmar haver llançat una eixida d'este tipo. Wernher von Braun, en el seu llibre Història mundial de l'aeronàutica, afirma: "Pedro Paulet va estar en París en eixos anys (1900), va experimentar en el seu chicotet motor de dos quilos i mig i va conseguir 100 kg d'espente. Per este fet, Paulet deu ser considerat el pioner del motor de propulsió de combustible líquit". Ademés, en el seu History of Rocketry and Space Travel, von Braun reconeix que "en els seus esforços, Paulet va ajudar a l'home a aplegar a la Lluna".

El primer vol d'una eixida propulsor de combustible líquit va tindre lloc el 16 de març de 1926 en Auburn (Massachusetts), quan el professor nortamericà Robert Goddard va llançar un vehícul utilisant oxigen líquit i gasolina com propelentes.^[5] L'eixida, que va rebre el renom de "Nell", va pujar a penes 41 peus durant un vol de 2.5 segons que va terminar en un camp de coles, pero va ser una demostració important de que les eixides de combustible líquit eren possibles. Goddard va propondre estos propulsors uns quinze anys abans, i va començar a experimentar sériament en ells en 1921.

En Alemània, ingeniers i científics es varen entusiasmar en les eixides de combustible líquit, construint-los i provant-los a principis de la década de 1930 en Kummersdorf, prop de Berlín.^[6] Este grup d'aficionats a les eixides, el VfR, incloïa a Wernher von Braun, que es va convertir en el cap de l'estació d'investigació de l'eixèrcit que secretament va construir el missil V-2 per als nazis. El científic germà-rumà Hermann Julius Oberth va publicar un llibre en 1922 sugerint l'us de propelentes líquits.

A finals de la década de 1930, l'us de la propulsió en eixides per al vol tripulat va començar a experimentar-se sériament, i l'avió alemà Heinkel He 176 va realisar el primer vol tripulat, impulsat per una eixida de combustible líquit dissenyat per l'ingenier aeronàutic alemà Hellmuth Walter el 20 de juny de 1939.^[7] L'únic avió de combat propulsado per eixides produït en série que va entrar en combat, l'Em 163B Komet en 1944-45, també utilisava una motora eixida de combustible líquit dissenyat per Walter, el Walter HWK 109-509, que produïa fins a 1.700 kgf (3.800 lbs/f) d'espente a màxima potència.

Despuix de la Segona Guerra Mundial, el govern i l'eixèrcit nortamericà finalment varen considerar sériament les eixides en propulsors líquits com a armes i varen començar a finançar realisacions en este camp. L'Unió Soviètica va fer lo mateix, i aixina va començar la carrera espacial.

Tipos

Les eixides de combustible líquit s'han construït utilisant un, dos o tres líquits propelentes. Els "eixides bipropelentes líquits" generalment usen un combustible líquit, com hidrogen líquit o un combustible hidrocarbur com RP-1, i un líquit oxidant, com oxigen líquit. El motor pot ser un motora eixida criogènica, a on el combustible i l'oxidant, com el hidrogen i l'oxigen, són gasos que s'han licuado a temperatures molt baixes.

Les eixides de propelente líquit poden ser acceleradors (en espente variable) en temps real, per a lo que disponen d'un control de la relació de mescla (proporció en la que es mesclen l'oxidant i el combustible); també poden apagar-se i, en un sistema d'encés adequat o un propulsor de autoencendido, reiniciar-se.

També s'usen en ocasions en els eixides híbrides, en els que un oxidant líquit es combina en un combustible sòlit.^[1] ^{<span title="Erro en la seqüencia d'órdens: no existix el mòdul «DecodeEncode».">: 354–356}

Principi d'operació

Tots els motors eixida de combustibles líquits utilisen tancs i canonades per a almagasenar i transferir el propelente, un sistema d'injectors, una cámara que casi sempre és cilíndrica i una (a voltes dos o més) toveres. Els sistemes líquits permeten un impuls específic major que els motors d'eixides híbrides i sòlits; i poden proporcionar una eficiència de tancs molt alta.

A diferència dels gasos, un propelente líquit típic té una densitat similar a la de l'aigua, aproximadament 0.7-1.4 g/cm³ (llevat l'hidrogen líquit, que té una densitat molt menor), mentres que requerixen solament una pressió de vapor relativament baixa. Esta combinació d'adequada densitat i baixa pressió permet utilisar tancs molt llaugers; que comporten un pes d'aproximadament tan sol el 1% del contingut de propelentes densos i al voltant del 10% per a l'hidrogen líquit (per la seua baixa densitat i a la massa de l'aïllament requerit).

Per a l'injecció en la cámara, la pressió del propelente en els injectors deu ser major que la pressió de la cambra; açò es pot conseguir en una bomba. Els sistemes de bombeig generalment usen turbobombas centrífugas per la seua alta potència i pes llauger, encara que s'han utilisat bombes de émbolo en el passat. Les turbobombas són generalment extremadament llaugeres i poden donar un excelent rendiment, en un pes en la Terra molt per baix del 1% de l'espente. De fet, la relació espente a pes total dels motors eixida que utilisen una turbobomba alcancen valors tan alts com 155:1, com en la motora eixida Merlín de SpaceX; i fins a de 180:1 en la versió de buit.^[8]

Alternativament, en lloc de bombes, es pot usar un tanc pesat d'un gas inerte a alta pressió, com el heli, i es pot renunciar a la bomba; pero la millora de rendiment que es pot alcançar és a sovint molt baixa, per la massa extra del tanc, reduint el rendiment; pero per al seu us a gran altitut o en el buit, la massa del tanc pot ser acceptable.

Els principals components d'una motora eixida són la cámara (cambra d'espente), el sistema d'alimentació, el sistema d'ignició pirotècnic, els propelentes, les vàlvules, els reguladors, els tancs dels propelentes i la tovera de la motora eixida. En térmens d'alimentació de propelentes a la cámara, estos motors poden ser de cicle de tanc presurizado o d'alimentats per bombes, i els motors alimentats per bomba funcionen segons un cicle de generació de gas, un sistema de combustió escalonada o un cicle d'expansió.

Es poden fer proves d'un motor de combustible líquit abans del seu us, mentres que per als motors de combustible sòlit es deu aplicar una gestió de la calitat rigorosa durant la seua fabricació per a garantisar una alta fiabilitat.^[9] Estos propulsors de combustible líquit també pot reutilisar-se per a varis vols, com en el Transbordador STS i en les eixides de la série Falcon 9.

L'us de propelentes líquits pot associar-se en una série de problemes:

Degut a que el propelente és una proporció molt gran de la massa del vehícul, el centre de masses es desplaça significativament cap a arrere a mida que s'utilisa el propelente; es podria perdre el control del vehícul si la seua massa central s'acosta massa al centre d'arrastre.
Quan s'opera dins d'una atmòsfera, la presurisació dels tancs de propelente de parets molt fines deu garantisar un valor de la pressió positiu en tot moment per a evitar el colapse catastròfic del tanc.
Els propulsors líquits estan subjectes a agitació mecànica, lo que pot produir la pèrdua de control del vehícul. Este efecte es pot evitar en deflectors de derrame en els tancs, aixina com en l'us de trayectòries de l'eixida prèviament estudiades.
Poden sofrir efecte pogo, de manera que l'eixida experimenta cicles d'acceleració no controlats.
Els propulsors líquits a sovint necessiten el drenado dels gasos residuals en gravetat zero per a evitar l'aspiració del gas cap als motors en arrancar. També estan subjectes a agitació vorticial dins del tanc, particularment quan el depòsit escomença a buidar-se, lo que també pot provocar que el gas siga aspirat cap al motor o la bomba.
Els propulsors líquits poden tindre fugues, especialment hidrogen, lo que possiblement conduïxca a la formació d'una mescla explosiva.

Els models de turbobomba per a bombejar propulsors líquits són complexos de dissenyar i poden sofrir fallos greus, com a excés de velocitat si se sequen o es produïxen fragments a alta velocitat si les partícules metàliques del procés de fabricació entren en la bomba.
Els propelentes criogènics, com l'oxigen líquit, congelen el vapor d'aigua atmosfèric, formant gèl. Açò pot danyar el sagellat o bloquejar les vàlvules i pot causar fugues i atres fallos. Evitar este problema a sovint requerix llarcs procediments de "refredat" que intenten eliminar la major cantitat possible de vapor del sistema. El gèl també pot formar-se en l'exterior del tanc i després caure i danyar el vehícul. L'aïllament extern de bromera pot causar problemes, com en el cas del accident del transbordador espacial Columbia. Els propelentes no criogènics no causen tals problemes.
Les eixides líquides no almacenables requerixen una preparació considerable immediatament abans del llançament. Açò els fa menys pràctics que els eixides de combustible sòlit per a la majoria dels sistemes d'armes.

Propulsors

Artícul principal → Propelente líquit d'eixides.

A lo llarc dels anys s'han provat mils de combinacions de combustibles i oxidants. Alguns dels més comuns i pràctics són:

Criogènics

Oxigen líquit (O₂) i hidrogen líquit (H₂): Motors principals del Transbordador STS; etapa principal del Ariane 5 i la segona etapa del Ariane 5 ECA; el motor del BE-3 del New Origin de Blue Origin; la primera i la segona etapes del Delta IV; les etapes superiors del Llaures I; diverses etapes de les eixides Saturn V, Saturn IB i Saturn I; una etapa de l'eixida Centaur; la primera etapa i la segona etapa dels H-II, H-IIA, H-IIB; i l'etapa superior del Vehícul de Llançament de Satèlits Geosíncronos.
Oxigen líquit (LOX) i metà líquit (CH₄): motors en desenroll Raptor de (SpaceX) i BE-4 (Blue Origin).

Una de les mescles més eficients, oxigen i hidrogen, presenta el problema de les temperatures extremadament baixes requerides per a almagasenar hidrogen líquit (al voltant de 20 K o -253 °C) i molt baixa densitat de combustible (70 kg/m³, en comparació al RP-1, en 820 kg/m³), necessitant tancs grans que també deuen ser llaugers i aïllants. El llauger aïllament de bromera en la seua tanc extern va conduir al Transbordador espacial Columbia al seu destrucció, quan una peça es va desprendre, va danyar la seua ala i va provocar que es trencara durant la reentrada atmosfèrica.

Semicriogénicos

Oxigen líquit (LOX) i querosén o RP-1: Primera etapa del Saturn V; eixida Zenit; vehículs derivats del R-7, incloses les primeres etapes del Soyuz; eixida Delta; Saturn I i Saturn IB; Titan I i Atles; Falcon 1 i Falcon 9
Oxigen líquit (LOX) i alcohol (etanol, C₂H₅OH): primeres eixides de combustible líquit, com el A4 alemà de la Segona Guerra Mundial, també conegut com Eixida V2; i els eixides Redstone.
Oxigen líquit (LOX) i gasolina: la primera eixida de combustible líquit de Robert Goddard.

Oxigen líquit (LOX) i monòxit de carbono (CO): Propost per a un vehícul saltador en destí a Mart (dotat en un impuls específic d'aproximadament 250 s), principalment perque el monòxit de carbono i l'oxigen poden ser produïts directament per l'electrólisis del diòxit de zirconio de l'atmòsfera marcianana sense requerir l'us de cap dels recursos hídrics marcians per a obtindre hudrógeno.^[10]

Hipergólicos

T-Stoff (peròxit de hidrogen al 80%, H₂O₂ com a oxidant) i C-Stoff (metanol, CH₃OH i hidrat de hidrazina, N₂H₄ •  n  (H₂O) com a combustible): Utilisat per Hellmuth-Walter-Werke en el Walter HWK 109-509A; per la família de motors B i C utilisats en el Messerschmitt Em 163B Komet, un avió de combat d'eixides operacional de la Segona Guerra Mundial; i en els prototips de l'interceptor Ba 349 Natter tripulats d'envolament vertical.
Àcit nítric (HNO₃) i querosén: Eixida soviètic BI-1; prototips de l'eixida MiG I-270; i el missil balístic de curt alcanç Scud-A.
Àcit nítric fumante roig inhibit (IRFNA, HNO₃ + N₂O₄) i dimetilhidrazina asimètrica (1,1-dimetilhidrazina, (CH₃) ₂N₂H₂X): Missil Scud-C soviètic i les seues variants.
Àcit nítric 73% en tetróxido de dinitrógeno 27% (AK27) i mescla de querosén/gasolina (TM-185): Varis missils balístics russos (URSS) de la guerra freda (R-12, Missil Scud-B, -D); Iran: Shahab-5; i Corea del Nort: Taepodong-2.
Peròxit d'alt grau (H₂O₂) i querosén: Black Arrow britànic (anys 1970); i estudi de el BA-3200 nortamericà. 
Hidrazina (N₂H₄) i àcit nítric fumante roig: Eixida antiaèrea Nike Ajax.
Dimetillhidrazina asimètrica (1,1-dimetilhidrazina) i tetróxido de dinitrógeno (N₂O₄): Eixida Proton; Rokot; eixida chinenca Llarga Marcha (utilisat per a llançar els vehículs tripulats Shenzhou).
Aerozina 50 (50% UDMH, 50% hidrazina) i tetróxido de dinitrógeno (N₂O₄): Eixides Titan 2–4; mòdul llunar Apolo; mòdul de servici de l'Apolo; i sondes interplanatarias (com els Voyager 1 i Voyager 2).
Metilhidrazina (MMH, (CH₃) HN₂H₂) i tetróxido de dinitrógeno (N₂O₄): Motors del orbitador del transbordador espacial, del sistema de maniobra orbital i dels propulsors del sistema de control de reacció (RCS); i els motors SpaceX i SuperDraco de Draco per al SpaceX Dragon.

Per als missils balístics intercontinentals i per a la majoria de les naus espacials, inclosos els vehículs tripulats, les sondes planetàries i els satèlits, l'almagasenament de propelentes criogènics durant periodos prolongats és inviable. Per açò, les mescles d'hidrazina o els seus derivats en combinació en òxits de nitrogen s'usen generalment per a tals aplicacions, pero són tòxiques i carcinógenas. En conseqüència, per a millorar la manipulació, alguns vehículs tripulats com el SpaceDev Dream Chaser i el SpaceShipTwo planegen usar eixides híbrides en combustible no tòxic i combinacions d'oxidant.

Eixemples

[1] Titan I	[2] V-2	[3] Soyuz	[4] Saturn V
[1]-Disseny tubular de les toveres de l'eixida "Titan I" [2]-Motor de l'eixida V-2. L'esquema d'este motor es va convertir en un clàssic durant més de mig sigle. Espente: 25 tons (1942) [3]-Sistema de propulsió RD-107 del vehícul espacial "Soyuz" en un hangar tècnic en el cosmódromo de Baikonur. Tals motors varen llançar els primers satèlits i els primers astronautes a l'espai. Espente: 83,5 tons (1957) [4]-Instalació del motor North American Rockwell, Rocketdyne F-1. Els 5 motors estan instalats en la primera etapa de la nau espacial "Saturn V". Estos motors varen impulsar el vol del home a la Lluna. Espente: 691 tons (1967)

Injectors

L'us d'injectors en les eixides de combustible líquit determina el percentage del rendiment teòric que es pot obtindre en les toveres del motor. Un mal rendiment de l'injector fa que el propelente no cremat ixca del motor, donant una eficiència extremadament pobra.

Ademés, els injectors també solen ser la clau per a reduir les càrregues tèrmiques en la filtre; en aumentar la proporció de combustible al voltant de la vora de la cambra, es generen temperatures molt més baixes en les parets de la filtre.

Tipos d'injectors

Els injectors poden ser tan simples com una série de forats de chicotet diàmetro disposts en patrons cuidadosadament dissenyats, a través dels que circulen el combustible i l'oxidant. La velocitat del fluix està determinada per la raïl quadrada de la caiguda de pressió a través dels injectors, la forma del forat i atres detalls, com la densitat del propulsor.

Els primers injectors usats en el V-2 varen crear chorrada paraleles de combustible i oxidant que després es cremaven en la cambra. Este procediment encara donava una eficiència prou pobra. Actualment, els injectors consistixen de manera habitual en varis orificis chicotets que dirigixen les chorrada de combustible i d'oxidant per a que colisionen en un punt a una curta distància de la placa de l'injector. Açò ajuda a dividir el fluix en chicotetes gotes que es cremen més fàcilment.

Els principals tipos d'injectors són:

Doblet autoincidente
Triplet incident creuat
Centrípeto o vorticial
Pivot concèntric

L'injector de pivot concèntric permet un bon control de la mescla de combustible i oxidant en un ampli ranc de cabals. Este injector es va usar en els motors del Mòdul llunar i en els motors eixida Merlín i Kestrel, motors dissenyats per SpaceX i utilisats en el Falcon 9 i prevists per al Falcon Heavy.

Els motors principals del transbordador espacial usen un sistema de pivots acanalados, que permet a l'hidrogen calfat del precombinador vaporizar l'oxigen líquit que fluïx pel centre dels difusores,^[11] lo que millora la velocitat i l'eficiència del procés de combustió; els motors anteriors com el F-1 utilisat en el programa Apolo tenien problemes en les oscilacions que podien provocar la destrucció dels motors, pero açò no era un problema en el transbordador per este detall de disseny.

Valentí Glushkó va inventar l'injector centrípeto en la década de 1930, i s'ha utilisat casi universalment en els motors russos. El moviment de rotació s'aplica al líquit (i a voltes els dos propulsors es mesclen), i a continuació s'expulsen a través d'un chicotet orifici, a on originen una làmina en forma de con que es atomiza ràpidament. El primer motor de combustible líquit de Goddard va usar un únic injector. Científics alemans varen experimentar durant la Segona Guerra Mundial en injectors en plaques planes, que es varen usar en èxit en el missil Wasserfall.

Estabilitat de combustió

Per a evitar inestabilitat degudes a oscilacions a velocitats de fluix relativament baixes, el motor deu tindre suficient diferència de pressió a través dels injectors per a fer el fluix independent de la pressió de la pròpia cambra. Esta diferència de pressió deu ser a lo manco el 20% de la pressió de la cambra en els injectors.

No obstant, particularment en motors més grans, les oscilacions de combustió d'alta velocitat es desencadenen fàcilment, i este fenomen encara no s'entén molt be. Estes oscilacions d'alta velocitat tendixen a interrompre la capacitat del costat del gas del motor, i açò pot causar que el sistema de refredat falle ràpidament, destruint el motor. Este tipo d'oscilacions són molt més comunes en els motors grans, i varen tindre que ser superades durant el desenroll del Saturn V.

Algunes cámara, com les dels motors principals transbordador espacial, usen un absorbent Helmholtz com a mecanisme de amortiguación per a evitar que aumenten certes freqüències de resonància.

Per a evitar estos problemes, el disseny de l'injector del transbordador espacial va fer un gran esforç per a vaporizar el propelente abans de l'injecció en la cámara. Encara que es varen utilisar moltes atres disposicions per a assegurar que no es produïren inestabilitat, l'investigació posterior va mostrar que estes atres mides eren innecessàries, i la combustió en fase gaseosa va funcionar de manera fiable.

Les proves de seguritat impliquen a sovint l'us de chicotets explosius. Estos es detonen dins de la cambra durant el funcionament i provoquen una excitació impulsiva. En examinar la chafada de pressió de la cambra per a determinar en quina rapidea desapareixen els efectes del destorbament, és possible estimar la velocitat i redissenyar les característiques de la cambra si és necessari.

Cicles de motor

Per a les eixides de propulsors líquits, existixen quatre formes diferents usuals d'alimentar l'injecció del propelente en la cámara.^[12]

El combustible i l'oxidant deuen bombejar-se a la cámara contra la pressió dels gasos calents que s'estan cremant, i la potència del motor està llimitada per la velocitat a la que el propelente pot bombejar-se a la cámara. Per a un us atmosfèric o d'iniciació a alta pressió, i per lo tant, a alta potència, és desijable utilisar el motor en cicles successius per a minimisar l'arrastre gravitatorio. Per a un us orbital, els cicles de baixa potència generalment són bons.

Cicle de tanc presurizado

Els propulsors s'introduïxen des de tancs presurizados (relativament pesats). Els tancs pesats signifiquen que una pressió relativament baixa és l'òptima, lo que llimita la potència del motor, pero tot el combustible es crema, lo que permet una alta eficiència. El mig inerte impulsor utilisat és freqüentment heli, per la seua falta de reactivitat i baixa densitat. Eixemples: L'AJ-10, utilisat en el sistema de maniobra orbital del Space Shuttle; el Mòdul de Mando i Servici d'Apolo; i la segona etapa del Delta II.
Cicle d'alimentació per bomba elèctrica: Utilisa un motor elèctric, generalment un motor d'imans permanents, per a controlar les bombes hidràuliques. El motor elèctric és alimentat per un conjunt de bateries. És relativament simple d'implementar i evita totes les complexitat de l'us de turbomáquinas, pero a costa de la massa seca adicional del paquet de bateries. Un eixemple d'este motor és el Rutherford.
Cicle en generador de gas: Un chicotet percentage dels propelentes es crema en un precalentador per a alimentar una torbe bomba i després s'expulsa a través d'una filtre separada o baix la principal. Açò dona com resultat una reducció de l'eficiència, ya que l'escape contribuïx poc o res a l'espente, pero les turbines de la bomba poden ser molt grans, lo que permet motors d'alta potència. Eixemples: Motors F-1 i J-2; RS-68 del Delta IV; HM-7 del Ariane 5; i Merlín del Falcon 9.
Cicle de tall: Pren els gasos calents de la cámara principal del motor de l'eixida i els dirigix a través de les turbines de la turbobomba per a bombejar combustible i després s'agota. Com no tot el combustible fluïx a través de la cámara principal, el cicle de derivació es considera un motor de cicle obert. Els eixemples inclouen els motors J-2 i BE-3 del New Glenn.
Cicle expansor: Elcombustible criogènic (hidrogen o metà) s'utilisa per a gelar les parets de la cámara i la filtre. La calor absorbida vaporiza i expandix el combustible que després s'utilisa per a impulsar les turbobombas ans que entre en la cámara, lo que permet una alta eficiència, o es evacúa a l'exterior, lo que permet turbobombas de major potència. La calor llimitada disponible per a vaporizar el combustible llimita la potència del motor. Eixemples: segones etapes dels motors RL10 del Atles V i Delta IV (cicle tancat); i LE-5 del H-II (cicle de porga).
Combustió escalonada: Una mescla rica en combustible o oxidant es crema en una turbina per a alimentar les turbobombas, i est escape d'alta pressió s'alimenta directament a la cambra principal a on el restant del combustible o oxidant es crema, lo que permet pressions molt altes i gran eficiència. Eixemples: Motors principals del transbordador espacial; Raptor; RD-191; i LE-7.

Comparació de cicles del motor

Seleccionar un cicle del motor és un dels primers passos per a dissenyar el motor de l'eixida. Vàries de les alternatives sorgixen d'esta selecció, algunes de les quals inclouen:

Comparació entre els cicles usuals del motor
	Tipo de Cicle
	Generador de Gas	Cicle d'Expansió	Combustió per Etapes	Alimentació a Pressió
Ventages	Senzill; baixa massa seca; permet turbobombas d'alta potència per a alt espente	Alt impuls específic; prou baixa complexitat	Alt impuls específic; altes pressions de la cámara que permeten un alt espente	Senzill; sense turbobombas; baixa massa seca; alt impuls específic
Inconvenients	Menor impuls específic	Deu usar combustible criogènic; la transferència de calor al combustible llimita la potència disponible per a la turbina i, per lo tant, l'espente del motor	Major complexitat	La pressió del tanc llimita la pressió i l'espente de la cámara; tancs pesats i mecanismes de presurisació associats

Refredat

Artícul principal → Motora eixidaRefrigeració.

Els injectors comunament es disponen de modo que es crea una capa rica en combustible en la paret de la cámara. Açò reduïx la temperatura de la superfície de la cambra i més avall, fins a la gola i inclús dins de la filtre i permet que la cámara funcione a major pressió, lo que facilita usar una filtre en major relació d'expansió, lo que produïx un millor I_SP i un millor rendiment del sistema.^[13] Una motora eixida de propelente líquit a sovint ampra refredat regeneratiu, que usa el combustible o menys comunament l'oxidant per a gelar la cambra i la filtre.

Ignició

L'ignició es pot realisar de moltes maneres, pero tal volta en propulsors líquits més que en atres eixides, es requerix una font d'ignició consistent i significativa; un retart en l'ignició (en alguns casos tan chicotet com unes poques decenes de milisegons) pot causar una sobrepresión de la cambra per l'excés de propelente. Un encés brusc en excés de combustible pot inclús causar l'explosió d'un motor.

Generalment, els sistemes d'ignició tracten d'aplicar flames a través de la superfície de l'injector, en un fluix másico d'aproximadament el 1% del fluix total de la cambra.

A voltes s'utilisen enclavamientos de seguritat per a garantisar la presència d'una font d'ignició ans que s'òbriguen les vàlvules principals; no obstant, la fiabilitat dels enclavamientos pot en alguns casos ser menor que el sistema d'encés. Per lo tant, depén de si el sistema pot fallar o no, o si l'èxit global de la missió és més important. Els enclavamientos rara volta s'usen per a etapes superiors no tripulades, a on el fallo de l'enclavamiento podria causar la pèrdua de la missió, pero estan presents en el transbordador, per a apagar els motors abans de l'envolament. Ademés, la detecció d'ignició exitosa de la mistera és sorprenentment difícil, alguns sistemes usen arams prims que són tallats per les flames, els sensors de pressió també han tingut algun us.

Els métodos d'ignició inclouen els sistemes pirotècnic, elèctric (purna o aram calent) i químic. Els propulsors Propergoles hipergólicos tenen la ventaja de autoencendido, de manera confiable i en menys possibilitats d'arrancades difícils. En la década de 1940, els russos varen començar a encendre motors en combustible hipergólico, que canviaven pels propulsors primaris despuix de l'ignició. Açò també es va usar en el motor F-1 nortamericà en el Programa Apolo.

Vore també

Anex:Comparació de llançadors pesats
Anex:Missils

Referències

↑ ^1,0 ^1,1 Sutton, George P. (1963). Rocket Propulsion Elements, 3rd edition, New York: John Wiley & Sons, p. 25, 186, 187.
↑ Títul en rus Issledovaniye mirovykh prostranstv reaktivnymi priborami (Исследование мировых пространств реактивными приборами)
↑ L'inventor alemà dels missils V-2, Wernher von Braun, considerava a Paulet com un dels "pares de l'aeronàutica".
↑ «The alleged contributions of Pedro E. Paulet to liquid-propellant rocketry». NASA.
↑ «Re-Creating History». NASA. Archivat des d'el original, el 1 de decembre de 2007.
↑ "The World's First Rocket Airdrome", May 1931, Popular Mechanics
↑ Volker Koos, Heinkel He 176 – Dichtung und Wahrheit, Jet&Prop 1/94 p. 17–21
↑ SpaceX Merlin
↑ NASA:Liquid rocket engines, 1998, Purdue University
↑ Landis. “Mars Rocket Vehicle Using In Situ Propellants”. Journal of Spacecraft and Rockets 38 (5): 730–735. doi:10.2514/2.3739. Bibcode: 2001JSpRo..38..730L.
↑ Sutton, George P. i Biblarz, Oscar, Rocket Propulsion Elements, 7ma ed., John Wiley & Sons, Inc., Nova York, 2001.
↑ «Sometimes, Smaller is Better». Archivat des d'el original, el 14 d'abril de 2012. Consultat el 3 de febrer de 2018.
↑ Rocket Propulsion elements - Sutton Biblarz, section 8.1

Enllaços externs

Un llibre en llínea titulat  "Cóm dissenyar, construir i provar chicotets motors d'eixides de combustible líquit" 
El Heinkel He 176, el primer avió eixida de combustible líquit del món

Referències

Este artícul conté una traducció derivada de «Propulsor de combustible líquido» de Wikipedia en castellà publicada baix la Llicència de documentació lliure de GNU i la Llicència Creative Commons Reconeiximent-CompartirIgual 4.0 Internacional.

[Sutton-1] 1,0 ^1,1 Sutton, George P. (1963). Rocket Propulsion Elements, 3rd edition, New York: John Wiley & Sons, p. 25, 186, 187.

[2] Títul en rus Issledovaniye mirovykh prostranstv reaktivnymi priborami (Исследование мировых пространств реактивными приборами)

[3] L'inventor alemà dels missils V-2, Wernher von Braun, considerava a Paulet com un dels "pares de l'aeronàutica".

[4] «The alleged contributions of Pedro E. Paulet to liquid-propellant rocketry». NASA.

[5] «Re-Creating History». NASA. Archivat des d'el original, el 1 de decembre de 2007.

[6] "The World's First Rocket Airdrome", May 1931, Popular Mechanics

[7] Volker Koos, Heinkel He 176 – Dichtung und Wahrheit, Jet&Prop 1/94 p. 17–21

[8] SpaceX Merlin

[9] NASA:Liquid rocket engines, 1998, Purdue University

[landis2001-10] Landis. “Mars Rocket Vehicle Using In Situ Propellants”. Journal of Spacecraft and Rockets 38 (5): 730–735. doi:10.2514/2.3739. Bibcode: 2001JSpRo..38..730L.

[11] Sutton, George P. i Biblarz, Oscar, Rocket Propulsion Elements, 7ma ed., John Wiley & Sons, Inc., Nova York, 2001.

[12] «Sometimes, Smaller is Better». Archivat des d'el original, el 14 d'abril de 2012. Consultat el 3 de febrer de 2018.

[13] Rocket Propulsion elements - Sutton Biblarz, section 8.1

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]

[8]

[9]

[10]

[11]

[12]

[13]