Ciclo de combustão em etapas - Staged combustion cycle

Ciclo de combustão escalonado rico em combustível. Aqui, todo o combustível e uma parte do oxidante são alimentados através do pré-queimador, gerando gás rico em combustível. Depois de passar por uma turbina para alimentar as bombas, o gás é injetado na câmara de combustão e queimado com o oxidante restante.

O ciclo de combustão em estágios (às vezes conhecido como ciclo de cobertura ou ciclo de pré - combustão ) é um ciclo de potência de um motor de foguete bipropelente . No ciclo de combustão em estágios, o propelente flui por várias câmaras de combustão e, portanto, é queimado em estágios. A principal vantagem em relação a outros ciclos de potência do motor de foguete é a alta eficiência de combustível , medida por meio de um impulso específico , enquanto sua principal desvantagem é a complexidade de engenharia .

Normalmente, o propelente flui através de dois tipos de câmaras de combustão; o primeiro denominado pré - queimador e o segundo denominado câmara de combustão principal . No pré-queimador, uma pequena porção do propelente é queimada e o fluxo de volume crescente é usado para acionar as turbobombas que alimentam o motor com propelente. Na câmara de combustão principal, os propelentes são queimados completamente para produzir empuxo .

A eficiência de combustível do ciclo de combustão em etapas é, em parte, o resultado de todo o propelente fluir para a câmara de combustão principal; contribuindo para o impulso. O ciclo de combustão em etapas é algumas vezes referido como ciclo fechado , em oposição ao gerador de gás, ou ciclo aberto onde uma porção do propelente nunca atinge a câmara de combustão principal. A complexidade da engenharia é parcialmente resultado da exaustão do pré-queimador de gás quente e altamente pressurizado que, particularmente quando rico em oxidante, produz condições extremamente adversas para turbinas e encanamentos.

História

A combustão em estágio ( Замкнутая схема ) foi proposta pela primeira vez por Alexey Isaev em 1949. O primeiro motor de combustão em estágio foi o S1.5400 (11D33) usado no foguete planetário soviético, projetado por Melnikov, um ex-assistente de Isaev. Mais ou menos na mesma época (1959), Nikolai Kuznetsov começou a trabalhar no motor de ciclo fechado NK-9 para o ICBM orbital de Korolev, GR-1. Mais tarde, Kuznetsov desenvolveu esse projeto para os motores NK-15 e NK-33 para o foguete Lunar N1 malsucedido . O motor N 2 O 4 / UDMH não criogênico RD-253 usando combustão em estágios foi desenvolvido por Valentin Glushko por volta de 1963 para o foguete Proton .

Após o abandono do N-1 , Kuznetsov foi obrigado a destruir a tecnologia NK-33, mas em vez disso ele armazenou dezenas de motores. Na década de 1990, a Aerojet foi contatada e eventualmente visitou a fábrica de Kuznetsov. Ao encontrar o ceticismo inicial sobre o alto impulso específico e outras especificações, Kuznetsov despachou um motor para os EUA para teste. A combustão encenada rica em oxidante foi considerada pelos engenheiros americanos, mas considerada impossível. O motor russo RD-180 também emprega um ciclo de motor de foguete de combustão escalonada. A Lockheed Martin começou a comprar o RD-180 por volta de 2000 para o Atlas III e, posteriormente, o V , foguetes. O contrato de compra foi posteriormente assumido pela United Launch Alliance (ULA - a joint venture Boeing / Lockheed-Martin) após 2006, e a ULA continua a voar o Atlas V com motores RD-180 a partir de 2021.

O primeiro motor de teste de combustão encenada de laboratório no Ocidente foi construído na Alemanha em 1963, por Ludwig Boelkow .

Motores movidos a peróxido de hidrogênio / querosene , como o British Gamma dos anos 1950, podem usar um processo de ciclo fechado decompondo cataliticamente o peróxido para acionar as turbinas antes da combustão com o querosene na própria câmara de combustão. Isso dá as vantagens de eficiência da combustão em estágios, ao mesmo tempo que evita grandes problemas de engenharia.

O RS-25 é outro exemplo de motor de combustão em estágios e o primeiro a usar oxigênio líquido e hidrogênio líquido. Sua contraparte no ônibus espacial soviético era o RD-0120 , semelhante em impulso específico , empuxo e especificação de pressão da câmara ao RS-25, mas com algumas diferenças que reduziram a complexidade e o custo às custas do aumento do peso do motor.

Variantes

Escape de turbina rica em oxidante de um pré-queimador SpaceX Raptor mostrado durante um teste de subsistema de 2015 em uma bancada de teste no Stennis Space Center . No motor de foguete de fluxo total, o escapamento do pré-queimador é alimentado em uma turbina e, em seguida, na câmara de combustão principal.

Existem várias variantes do ciclo de combustão em etapas. Os pré-queimadores que queimam uma pequena porção do oxidante com um fluxo total de combustível são chamados de ricos em combustível , enquanto os pré-queimadores que queimam uma pequena porção do combustível com um fluxo total de oxidante são chamados de ricos em oxidantes . O RD-180 tem um pré-queimador rico em oxidante, enquanto o RS-25 tem dois pré-queimadores ricos em combustível. O SpaceX Raptor tem pré-queimadores ricos em oxidante e ricos em combustível, um projeto denominado combustão em estágio de fluxo total .

Os projetos de combustão em estágios podem ser de eixo único ou duplo . No projeto de eixo único, um conjunto de pré-queimador e turbina aciona as duas turbobombas de propelente. Os exemplos incluem o Energomash RD-180 e o Blue Origin BE-4 . No projeto de eixo duplo, as duas turbobombas de propelente são acionadas por turbinas separadas, que por sua vez são acionadas pelo fluxo de saída de um ou de pré-queimadores separados. Exemplos de designs de eixo duplo incluem o Rocketdyne RS-25 , o JAXA LE-7 e o Raptor. Em relação a um projeto de eixo único, o projeto de eixo duplo requer uma turbina adicional (e possivelmente outro pré-queimador), mas permite o controle individual das duas turbobombas.

Além das bombas turbo propelentes, os motores de combustão em estágios geralmente requerem bombas de reforço menores para evitar o refluxo do pré-queimador e a cavitação da bomba turbo . Por exemplo, o RD-180 e o RS-25 usam bombas de reforço acionadas por ciclos de derivação e expansão , bem como tanques pressurizados , para aumentar gradativamente a pressão do propelente antes de entrar no pré-queimador.

Ciclo de combustão em estágio de fluxo total

Ciclo de foguete de combustão em estágio de fluxo total

A combustão em estágio de fluxo total (FFSC) é um ciclo de combustão em estágio de eixo duplo que usa pré-queimadores ricos em oxidante e em combustível. O ciclo permite o fluxo total de ambos os propelentes através das turbinas; daí o nome. O combustível turbopump é impulsionada pela preburner rica em combustível, eo turbopump oxidante é impulsionada pela preburner rica em oxidante.

Os benefícios do ciclo de combustão em estágios de fluxo total incluem turbinas que funcionam mais resfriadas e sob pressão mais baixa, devido ao aumento do fluxo de massa, levando a uma vida útil do motor mais longa e maior confiabilidade. Como exemplo, até 25 voos foram previstos para um projeto de motor estudado pelo DLR (Centro Aeroespacial Alemão) no âmbito do projeto SpaceLiner , até 1000 voos são esperados para o Raptor da SpaceX . Além disso, o ciclo de fluxo total elimina a necessidade de uma vedação de turbina interpropelante normalmente necessária para separar gás rico em oxidante da turbobomba de combustível ou gás rico em combustível da bomba turbo oxidante, melhorando assim a confiabilidade.

Como o uso de pré-queimadores de combustível e oxidante resulta na gaseificação completa de cada propelente antes de entrar na câmara de combustão, os motores FFSC pertencem a uma classe mais ampla de motores de foguete chamados motores a gás-gás . A gaseificação completa dos componentes leva a reações químicas mais rápidas na câmara de combustão, permitindo uma câmara de combustão menor. Isso, por sua vez, torna viável aumentar a pressão da câmara, o que aumenta a eficiência.

As desvantagens potenciais do ciclo de combustão em estágio de fluxo total incluem o aumento da complexidade de engenharia de dois pré-queimadores, em relação a um ciclo de combustão em estágio de eixo único, bem como um aumento na contagem de peças.

Em 2019, apenas três motores de foguetes de combustão em estágio de fluxo total haviam progredido o suficiente para serem testados em bancadas de teste; o projeto soviético Energomash RD-270 na década de 1960, o projeto de demonstração da cabeça de força Aerojet Rocketdyne Integrated financiado pelo governo dos EUA em meados dos anos 2000 e o motor Raptor capaz de voar da SpaceX testado pela primeira vez em fevereiro de 2019.

O primeiro teste de voo de um motor de combustão em estágio de fluxo total ocorreu em 25 de julho de 2019, quando a SpaceX voou seu motor Raptor methalox FFSC em seu local de lançamento no sul do Texas .

Formulários

Combustão escalonada rica em oxidante

  • S1.5400 —Primeiro motor de foguete de combustão escalonado usado no estágio superior do Blok L.
  • NK-33 - motor Soviético desenvolvido para a versão atualizada nunca voada do veículo de lançamento N-1 . Mais tarde, vendido para a Aerojet Rocketdyne e recondicionado / revendido como AJ-26 (usado nos veículos de lançamento do bloco 1 da Antares em 2013–2014). Em uso no Soyuz-2-1v .
  • P111 - motor demonstrador de oxigênio líquido / querosene desenvolvido entre 1956 e 1967 na Bolkow GmbH (mais tarde Astrium ).
  • RD-170 , RD-171 , RD-180 e RD-191 - uma série de motores soviéticos e russos usados ​​no Energia , Zenit , Atlas V , Angara e anteriormente nos veículos de lançamento Atlas III . RD-171 (e seu sucessor RD-171M), -180 e -191 são derivados de RD-170.
  • RD-0124 - uma série de motores a oxigênio / querosene usados ​​no segundo estágio do foguete Soyuz-2.1b , bem como nos estágios superiores dos foguetes da série Angara .
  • YF-100 - motor chinês desenvolvido na década de 2000; usado na Longa Marcha 5 , Longa Marcha 6 e Longa Marcha 7 .
  • AR-1 Um projeto da Aerojet Rocketdyne parcialmente financiado pela Força Aérea dos Estados Unidos como um substituto potencial para o motor russo RD-180.
  • BE-4 - motor Blue Origin LCH4 / LOX - usando o ciclo de combustão em estágio rico em oxigênio (ORSC) - planejado para ser usado no veículo de lançamento ULA Vulcan , que substituirá o Atlas V e Delta IV , primeiro teste de vôo em 2021 e também no veículo de lançamento New Glenn da Blue Origin , com o primeiro teste de vôo não antes de 2021.
  • RD-253 - Motor soviético desenvolvido na década de 1960 e usado no primeiro estágio do veículo de lançamento Proton . As variantes posteriores incluem o RD-275 e o RD-275M.
  • SCE-200 - Motor indiano do estágio principal RP-1 / LOX em desenvolvimento.
  • Hadley - motor amplificador de LOX / querosene da Ursa Major Technologies em desenvolvimento perto de Denver, Colorado.

Combustão escalonada rica em combustível

Combustão em estágio de fluxo total

Motor de foguete SpaceX Raptor FFSC, amostra de esquema de fluxo de propelente, 2019
  • RD-270 — motorUSSR em desenvolvimento 1962–1970 para o projeto UR-700; nunca voou.
  • Demonstrador de powerhead integrado - Projeto de demonstração para a parte frontal de um motor de fluxo total, sem câmara de combustão ou outros subsistemas de backend. Projeto dos EUA para desenvolver uma parte de uma nova tecnologia de motor de foguete no início dos anos 2000; nenhum motor completo jamais construído; nunca voou.
  • Raptor - motor SpaceX LCH4 / LOX em desenvolvimento, lançado pela primeira vez em 2019

Aplicações atuais / passadas de motores de combustão em estágio

Aplicações futuras de motores de combustão em estágios

Veja também

Referências

links externos