Ciclul de ardere etapizat
Ciclul de ardere etapizat (sau ciclul de precombustie ) este un ciclu termodinamic închis utilizat în motoarele cu rachete bi-propulsor lichid . O parte din propulsor este arsă într-un precombustor pentru a alimenta turbina principalelor turbopompe de putere. Gazele de eșapament sunt apoi introduse, împreună cu combustibilul rămas, în camera principală de ardere unde reacția de ardere este finalizată. [1]
Avantajul unui ciclu de ardere etapizat constă în faptul că toată căldura gazelor rămâne în ciclul motorului și trece prin camera principală de ardere și duza, spre deosebire de ciclul generatorului de gaz ( ciclu deschis ), unde evacuările din turbopompe sunt expulzate separat. din cele ale camerei principale de ardere, rezultând un procent mic de pierdere a eficienței în tracțiune .
Un alt avantaj este supraabundența puterii disponibile care permite obținerea unor presiuni considerabile în camera de ardere (mai mult de 20 MPa pentru principalele motoare ale Space Shuttle ) și, prin urmare, rapoarte de expansiune ridicate în duză și o eficiență mai bună la altitudine mică. [1]
Dezavantajele se datorează condițiilor nefavorabile din turbină, necesității de sisteme de control complexe și conducte dimensionate pentru a transporta gazele de înaltă presiune în camera de ardere. În special, în sistemele în care pre-combustia are loc în exces de oxidant, debitul de gaz la temperatură ridicată este extrem de coroziv și este necesar să se utilizeze anumite aliaje metalice. Din acest motiv, sunt preferate ciclurile în care pre-arderea are loc în exces de combustibil. Scăderea de presiune redusă disponibilă în turbina turbopompei datorită necesității de a alimenta camera de ardere la o presiune ridicată este, de asemenea, un factor limitativ în sistemele cu ciclu închis. [1]
Istorie
Arderea în etape ( Замкнутая схема ) a fost propusă pentru prima dată în 1949 de Alexei Isaev . Primul motor de pre-combustie a fost S1.5400 (11D33), folosit pe racheta interplanetară sovietică proiectată de Melnikov, fost asistent al lui Isaev. [2] Cam în aceeași perioadă (1959), Nikolai Kuznecov a început să lucreze la motorul cu buclă închisă NK-9 pentru ICBM-ul Korolev, GR-1. Ulterior, Kuznetsov a perfecționat designul motoarelor NK-15 și NK-33 pentru lansatorul lunar N1 . Motorul RD-253 , care nu folosea propulsori criogenici, folosea arderea etapizată și fusese dezvoltat din 1963 de Valentin Glushko pentru lansatorul Proton .
După eșecul modelului N1, lui Kuznetsov i s-a ordonat să demoleze toate motoarele NK-33, dar a păstrat în schimb cele aproximativ 150 construite. În anii nouăzeci , Aerojet a cumpărat 36 de unități la un preț de 1,1 milioane de dolari fiecare, redenumindu-le AJ-26 [3] și prevăzând utilizarea acestora pe viitorul lansator Antares [4] .
Acest articol sau secțiune ar trebui revizuit și actualizat cât mai curând posibil . |
Pentru celelalte motoare, lansatoarele capabile să le folosească sunt studiate în Rusia și se are în vedere ideea reluării producției.
Aceeași tehnologie a fost folosită și pe motorul rus RD-180 , achiziționat de Lockheed Martin (mai târziu United Launch Alliance ) pentru rachetele Atlas III și Atlas V.
În Occident, primele experimente privind arderea în etape au fost efectuate în 1963 în Germania de Ludwig Boelkow .
Chiar și motoarele alimentate cu kerosen și peroxid de hidrogen, cum ar fi britanicul Bristol Siddeley Gamma din anii 1950, pot avea un ciclu de ardere etapizat cu descompunerea catalitică a peroxidului de hidrogen pentru a deplasa turbinele înainte de arderea efectivă a kerosenului în camera de combustie. Acest lucru aduce beneficiile buclei închise prin evitarea problemelor semnificative de inginerie.
Principalele motoare ale navetei spațiale sunt un alt exemplu de combustie pe etape și primele care folosesc oxigen și hidrogen lichid ca propulsori.
Ciclul de precombustie cu flux complet
Ciclul de combustie etapizată cu flux complet (FFSCC) este o variantă a ciclului de ardere etapizată. În acest caz, turbopompa de combustibil este acționată de gazele provenite dintr-un precombustor alimentat în exces de combustibil, în timp ce un precombustor în exces de oxidant generează gazele pentru a deplasa turbopompa oxidantului. Acest lucru are ca rezultat debituri mai mari disponibile turbinei și temperaturi mai scăzute care se traduc într-o durată de viață mai lungă, un factor cheie în motoarele refolosibile. Sistemul de circulație separat în turbopompa oxidant și combustibil necesită etanșări mai puțin complexe și un risc redus de amestecare accidentală (și consecință eveniment catastrofal) a reactivilor. [5]
Notă
- ^ a b c Nasuti, Lentini, Gamma 2009 , p. 370.
- ^ George Sutton, „History of Liquid Propellant Rocket Engines”, 2006.
- ^ (EN) al site-ului Aerojet pe aerojet.com (depus de „Adresa URL originală 14 august 2011).
- ^ (RO)Testat cu succes motorul AJ-26 - Spaceflight Now , pe spaceflightnow.com.
- ^ ( RO ) NOUA TESTARE A TEHNOLOGIEI CICLULUI DE COMBUSTIE A MOTORULUI RACHET ATINGE UN NIVEL DE PUTERE 100% , pe NASA . Adus la 17 februarie 2013 .
Bibliografie
- Francesco Nasuti, Diego Lentini, Fausto Gamma, Note de curs din cursul de propulsie aerospațială ( PDF ), în Universitatea Sapienza din Roma , 2009, p. 370. Adus 11 februarie 2013 .
Elemente conexe
linkuri externe
- Cicluri de putere ale rachetelor , pe aero.org . Adus la 14 aprilie 2012 (arhivat din original la 14 aprilie 2012) .
- Debitul complet al NASA al etapelor demonstrator al ciclului de combustie , la science.nasa.gov . Adus la 19 martie 2006 (arhivat din original la 19 martie 2006) .
- Instrument de proiectare pentru analiza termodinamică a motorului cu rachete lichide , la lpre.de. Adus la 17 februarie 2013 (arhivat din original la 30 octombrie 2019) .
