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Combustión escalonada

Febrero 16, 2022

El esquema de ciclo de combustión escalonada, también llamado ciclo cerrado, ciclo completo o ciclo de pre-quemador,[1]​ es un ciclo termodinámico de motores cohete bipropelentes. Parte de los propergoles se quema en un pre-quemador y el gas caliente resultante se utiliza para alimentar la turbina de las turbobombas. Los gases emitidos se inyectan en la cámara principal de combustión, junto con el resto del propergol, y se completa la combustión.

Etapas del ciclo de combustión escalonada de un cohete. Por lo general, todo el combustible y una parte del oxidante (mezcla rica en combustible) pasan a través del prequemador para alimentar la turbina. Un circuito rico en oxidante es posible también, pero menos común debido a los problemas de corrosión.

La ventaja del ciclo de combustión escalonada es que todos los gases de los ciclos de motor y el calor pasa por la cámara de combustión, y la eficiencia general en esencia no sufre pérdidas de bombeo en absoluto. Así, este ciclo de combustión se conoce como ciclo cerrado ya que el ciclo se cierra cuando toda la masa de propergol pasando por la cámara, en lugar del ciclo abierto donde parte del propergol se quema aparte para alimentar con gases la turbobomba, lo que representa un pequeño porcentaje de pérdida.

Otra ventaja muy importante que la combustión escalonada ofrece una abundancia de energía que permite que la cámara de combustión tenga una presión muy elevada. Muy altas presiones en cámara permiten elevadas relaciones de expansión de la tobera, sin importar las presiones del ambiente en el despegue. Estas toberas dan mucha mejor eficiencia a baja altura.

Las desventajas de este ciclo son las duras condiciones de la turbina, con tuberías más exóticas se requiere conducir gases calientes, y que una respuesta muy complicada de control. En particular, la conducción de flujo de oxidante completo tanto a través del prequemador y la cámara de combustión principal (combustión escalonada rica en oxidante) produce gases muy corrosivos. Así, la mayoría utilizan los motores de combustión ricos en combustible, como en el esquema mostrado.

Historia

La combustión escalona ( Замкнутая схема ) fue propuesta por primera vez por Alexey Isaev en 1949. El primer motor de combustión escalonada fue el S1.5400 (11D33) usado en la tercera etapa del cohete Mólniya, diseñado por Melnikov, un antiguo asistente de Isaev.[2]​ En la misma época (1959), Nikolai Kuznetsov comenzó a trabajar en el motor de ciclo cerrado NK-9 para el ICBM GR-1 de Serguéi Koroliov. Kuznetsov desarrolló más adelante el diseño en los motores NK-15 y NK-33 motores para el cohete lunar N-1. Valentin Glushko desarrolló alrededor de 1963 el motor RD-253 no criogénico de combustión escalonada utilizando N2O4/UDMH para el cohete Protón.

Tras el fracaso de la N-1, se ordenó a Kuznetsov destruir la tecnología del NK-33, pero en lugar de eso almacenó secretamente decenas de los motores. En la década de 1990, Aerojet se puso en contacto y, finalmente, visitó la planta de Kuznetsov. Al encontrarse con escepticismo inicial sobre el alto impulso específico y otras especificaciones, Kuznetsov enviado un motor a los EE. UU. para su análisis. La combustión escalonada rica en oxidante se había considerado por los ingenieros estadounidenses como imposible.[3]​ El motor ruso RD-180, comprado por Lockheed Martin (posteriormente por United Launch Alliance ) para el Atlas III y V cohetes, también emplea esta técnica.

En Occidente, el primer motor de combustión escalonada de pruebas de laboratorio fue construido en Alemania en 1963, por Ludwig Boelkow.

Los motores británicos Gamma alimentados con peróxido de hidrógeno/queroseno en la década de 1950 utilizaban un proceso de ciclo cerrado (posiblemente no combustión escalonada, pero eso es sobre todo una cuestión de semántica). Descomponían catalíticamente el peróxido para impulsar las turbinas antes de la combustión del queroseno en la cámara de combustión adecuada. Esto le da ventajas de eficiencia de la combustión escalonada, al tiempo que evita los problemas de ingeniería.

El motor principal del transbordador espacial es otro ejemplo de un motor de combustión escalonada, y el primero en utilizar el oxígeno líquido e hidrógeno líquido. Su contraparte en el transbordador soviético fue el RD-0120, similar en impulso específico, empuje, y especificaciones de la cámara de presión al SSME, pero con algunas diferencias que reduce la complejidad y el costo a expensas de mayor peso del motor.

Variantes

Existen varias variantes del ciclo de combustión por etapas. Los prequemadores que queman una pequeña porción de oxidante con un flujo completo de combustible se denominan ricos en combustible, mientras que los prequemadores que queman una pequeña porción de combustible con un flujo completo de oxidante se denominan ricos en oxidante. El RD-180 tiene un prequemador rico en oxidantes, mientras que el RS-25 tiene dos prequemadores ricos en combustible. El SpaceX Raptor tiene prequemadores ricos en oxidantes y en combustible, un diseño llamado combustión por etapas de flujo completo.

Los diseños de combustión por etapas pueden ser de un solo eje o de dos ejes. En el diseño de un solo eje, un conjunto de prequemador y turbina acciona ambas turbobombas de propulsor. Algunos ejemplos son el Energomash RD-180 y el Blue Origin BE-4. En el diseño de dos ejes, las dos turbobombas de propulsor son impulsadas por turbinas separadas, que a su vez son impulsadas por el flujo de salida de uno o varios precombustibles. Ejemplos de diseños de dos ejes incluyen el Rocketdyne RS-25, el JAXA LE-7, y el Raptor. En comparación con un diseño de un solo eje, el diseño de dos ejes requiere una turbina adicional (y posiblemente otro prequemador), pero permite el control individual de las dos turbobombas.

Además de las turbobombas de propulsor, los motores de combustión por etapas a menudo requieren bombas de empuje más pequeñas para evitar el reflujo del prequemador y la cavitación de la turbobomba. Por ejemplo, el RD-180 y RS-25 utilizan bombas de refuerzo accionadas por ciclos de toma y expansión, así como tanques presurizados, para aumentar gradualmente la presión del propulsor antes de entrar en el prequemador.

Ciclo de combustión de flujo total por etapas

 
La combustión por etapas del flujo total

La combustión escalonada de flujo total (FFSCC) es una variación en el ciclo de combustión escalonada. Se emplean dos prequemadores y dos turbobombas. En un prequemador se quema una mezcla rica en combustible y el otra una rica en oxidante. Para lo cual cada flujo, de combustible y de oxidante, se divide en dos: uno grande y otro pequeño. En cada prequemador se mezcla un flujo grande con otro pequeño. Así todo el propergol pasa a través de las turbinas.

Las turbinas funcionan a menor temperatura en este diseño, ya que más masa pasa a través de ellas, llevando a una mayor duración del motor y una mayor fiabilidad. El diseño puede proporcionar una mayor presión de la cámara y por lo tanto mayor eficiencia. También se elimina el sello de la turbina para evitar la mezcla de combustible y oxidante. La gasificación completa de los componentes conduce a reacciones químicas más rápidas en la cámara de combustión y, en comparación con el ciclo de combustión parcial, con lo que resulta un aumento de impulso específico de hasta 10-20 segundos (por ejemplo, RD-270 y RD-0244).

Los beneficios del ciclo de combustión por etapas de flujo completo incluyen turbinas que funcionan más frías y a menor presión, debido al aumento del flujo másico, lo que conduce a una mayor vida útil del motor y a una mayor confiabilidad. Por ejemplo, se anticiparon hasta 25 vuelos para un diseño de motor estudiado por el DLR (Centro Aeroespacial Alemán) en el marco del proyecto SpaceLiner Además, el ciclo de flujo completo elimina la necesidad de un sello de turbina interpropelente que normalmente se requiere para separar el gas rico en oxidantes de la turbo-bomba de combustible o el gas rico en combustible de la turbo-bomba de oxidante, mejorando así la fiabilidad.

Dado que el uso de precombustibles de combustible y de oxidante da como resultado la gasificación completa de cada propulsor antes de entrar en la cámara de combustión, los motores FFSC pertenecen a una clase más amplia de motores para cohetes llamados motores de gas La gasificación completa de los componentes conduce a reacciones químicas más rápidas en la cámara de combustión, lo que mejora el rendimiento.

Las desventajas potenciales del ciclo de combustión en etapas de flujo completo incluyen una mayor complejidad de ingeniería de dos precombustibles, en comparación con un ciclo de combustión en etapas de un solo eje, así como un mayor número de piezas.

Escape rico en oxidantes de un prequemador SpaceX Raptor mostrado durante una prueba del subsistema en un banco de pruebas en el Centro Espacial Stennis. En el motor cohete de flujo total, el escape del prequemador se introduce en una turbina y luego en la cámara de combustión principal. Una versión actual en desarrollo es la demostración con cabezal integrado. Este esquema se aplicó en el motor experimental ruso RD-270 a finales de la década de 1960, que fue diseñado para varios cohetes lunares soviéticos.

A partir de 2019, sólo tres motores de cohetes de combustión de flujo completo habían progresado lo suficiente para ser probados en bancos de pruebas: el proyecto soviético Energomash RD-270 en la década de 1960, el proyecto de demostración de cabezales eléctricos integrados Aerojet Rocketdyne Integrated financiado por el gobierno de los Estados Unidos a mediados de la década de 2000, y el primer motor Raptor con capacidad de vuelo de SpaceX, que se probó en febrero de 2019. La primera prueba de vuelo de un motor de combustión escalonada de flujo completo ocurrió el 25 de julio de 2019 cuando SpaceX voló su motor Raptor methalox FFSC en su sitio de lanzamiento en el sur de Texas. Inusualmente, para las pruebas iniciales de vuelo de motores de cohetes de clase orbital, no se trataba de una quemadura de duración completa, sino sólo de una prueba de 22 segundos. SpaceX está desarrollando su cohete de próxima generación para que sea reutilizable desde el principio, al igual que una aeronave, y por lo tanto necesita comenzar con objetivos de prueba de vuelo estrechos, al tiempo que sigue apuntando a aterrizar el cohete con éxito para ser utilizado posteriormente en pruebas adicionales para expandir la envolvente de vuelo

Aplicaciones

Combustión por etapas rica en oxidantes

  • S1.5400 - Primer motor de cohete de combustión usado en la etapa superior del Blok L.
  • Motor NK-33-Soviético desarrollado para la versión mejorada nunca volada del lanzador N-1. Posteriormente se vendió a Aerojet Rocketdyne y se reacondicionó/recomercializó como AJ-26 (utilizado en las lanzaderas del bloque 1 de Antares en 2013-2014). En uso en el Soyuz-2-1v.
  • P111 - motor de demostración de oxígeno líquido/keroseno desarrollado entre 1956 y 1967 en Bolkow GmbH (más tarde Astrium).
  • RD-170, RD-171, RD-180 y RD-191 - una serie de motores soviéticos y rusos utilizados en los lanzadores Energia, Zenit, Atlas V, Angara y anteriormente en el Atlas III. RD-171 (y su sucesor RD-171M), -180 y -191 son derivados del RD-170.
  • YF-100 -Motor chino desarrollado en la década de 2000; usado en el Larga Marcha 5, Larga Marcha 6 y Larga Marcha 7.
  • AR-1 Un proyecto Aerojet Rocketdyne financiado parcialmente por la Fuerza Aérea de los Estados Unidos como posible sustituto del motor ruso RD-180.
  • BE-4-Blue Origin LCH4/LOX, que utiliza el ciclo de combustión por etapas rico en oxígeno (ORSC), previsto para su uso en el vehículo lanzador Vulcan de ULA, que sustituirá al Atlas V y Delta IV, primera prueba de vuelo en 2021 y también en el nuevo vehículo lanzador Glenn de Blue Origin, con la primera prueba de vuelo no antes de 2020.
  • Motor RD-253 soviético desarrollado en los años 60 y utilizado en la primera etapa del lanzador Proton. Las variantes posteriores incluyen el RD-275 y el RD-275M.
  • SCE-200 - Motor indio RP-1/LOX, motor de la etapa principal en desarrollo.
  • Hadley-Ursa Major Technologies Motor de refuerzo de LOX/Queroseno en desarrollo cerca de Denver, Colorado.2019

Combustión por etapas rica en combustible

  • RS-25 (SSME)-US desarrolló el motor LH2/LOX en la década de 1970-1980, voló en el Transbordador Espacial hasta 2011 (con actualizaciones periódicas), y planeó su uso en el Sistema de Lanzamiento Espacial después de 2018.
  • Motor RD-0120-LH2/LOX utilizado en el cohete Energia.
  • El motor LE-7-LH2/LOX utilizado en la familia de cohetes H-II.
  • KVD-1 (RD-56)-Motor soviético de etapa superior LH2/LOX desarrollado para la versión mejorada nunca volada del lanzador N-1. Se utiliza en el GSLV Mk1.
  • Motor de etapa superior CE-7.5-Indian LH2/LOX, usado en el GSLV Mk2.

Combustión por etapas de flujo completo

 
Motor de cohete SpaceX Raptor FFSC, diagrama esquemático del flujo de propulsor de muestra, 2019
  • Motor RD-270 USSR en desarrollo 1962-1970 para el proyecto UR-700; nunca volado.
  • Demostración integrada de cabezales de potencia - Proyecto de demostración para la parte delantera de un motor de flujo total, sin cámara de combustión u otros subsistemas del backend Proyecto de EE.UU. para desarrollar una parte de una nueva tecnología de motores de cohetes a principios de la década de 2000; nunca se construyó un motor completo; nunca se voló.
  • Motor Raptor-SpaceX LCH4/LOX en desarrollo, volado por primera vez en 2019


Empleo

Motores de combustión escalonada son las siguientes:

Motores de combustión escalonada se han utilizado en:

Temas relacionados

Referencias

  1. Aerospace Plane Technologies: R&D in Japan & Australia. DIANE Publishing. 1994. p. 145. ISBN 1568060599. 
  2. George Sutton, "History of Liquid Propellant Rocket Engines", 2006
  3. Cosmodrome History Channel, interviews with Aerojet and Kuznetsov engineers about the history of staged combustion

Enlaces externos

  •   Datos: Q519432

Febrero 16, 2022
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El esquema de ciclo de combustion escalonada tambien llamado ciclo cerrado ciclo completo o ciclo de pre quemador 1 es un ciclo termodinamico de motores cohete bipropelentes Parte de los propergoles se quema en un pre quemador y el gas caliente resultante se utiliza para alimentar la turbina de las turbobombas Los gases emitidos se inyectan en la camara principal de combustion junto con el resto del propergol y se completa la combustion Etapas del ciclo de combustion escalonada de un cohete Por lo general todo el combustible y una parte del oxidante mezcla rica en combustible pasan a traves del prequemador para alimentar la turbina Un circuito rico en oxidante es posible tambien pero menos comun debido a los problemas de corrosion La ventaja del ciclo de combustion escalonada es que todos los gases de los ciclos de motor y el calor pasa por la camara de combustion y la eficiencia general en esencia no sufre perdidas de bombeo en absoluto Asi este ciclo de combustion se conoce como ciclo cerrado ya que el ciclo se cierra cuando toda la masa de propergol pasando por la camara en lugar del ciclo abierto donde parte del propergol se quema aparte para alimentar con gases la turbobomba lo que representa un pequeno porcentaje de perdida Otra ventaja muy importante que la combustion escalonada ofrece una abundancia de energia que permite que la camara de combustion tenga una presion muy elevada Muy altas presiones en camara permiten elevadas relaciones de expansion de la tobera sin importar las presiones del ambiente en el despegue Estas toberas dan mucha mejor eficiencia a baja altura Las desventajas de este ciclo son las duras condiciones de la turbina con tuberias mas exoticas se requiere conducir gases calientes y que una respuesta muy complicada de control En particular la conduccion de flujo de oxidante completo tanto a traves del prequemador y la camara de combustion principal combustion escalonada rica en oxidante produce gases muy corrosivos Asi la mayoria utilizan los motores de combustion ricos en combustible como en el esquema mostrado Indice 1 Historia 2 Variantes 2 1 Ciclo de combustion de flujo total por etapas 3 Aplicaciones 3 1 Combustion por etapas rica en oxidantes 3 2 Combustion por etapas rica en combustible 3 3 Combustion por etapas de flujo completo 4 Empleo 5 Temas relacionados 6 Referencias 7 Enlaces externosHistoria EditarLa combustion escalona Zamknutaya shema fue propuesta por primera vez por Alexey Isaev en 1949 El primer motor de combustion escalonada fue el S1 5400 11D33 usado en la tercera etapa del cohete Molniya disenado por Melnikov un antiguo asistente de Isaev 2 En la misma epoca 1959 Nikolai Kuznetsov comenzo a trabajar en el motor de ciclo cerrado NK 9 para el ICBM GR 1 de Serguei Koroliov Kuznetsov desarrollo mas adelante el diseno en los motores NK 15 y NK 33 motores para el cohete lunar N 1 Valentin Glushko desarrollo alrededor de 1963 el motor RD 253 no criogenico de combustion escalonada utilizando N2O4 UDMH para el cohete Proton Tras el fracaso de la N 1 se ordeno a Kuznetsov destruir la tecnologia del NK 33 pero en lugar de eso almaceno secretamente decenas de los motores En la decada de 1990 Aerojet se puso en contacto y finalmente visito la planta de Kuznetsov Al encontrarse con escepticismo inicial sobre el alto impulso especifico y otras especificaciones Kuznetsov enviado un motor a los EE UU para su analisis La combustion escalonada rica en oxidante se habia considerado por los ingenieros estadounidenses como imposible 3 El motor ruso RD 180 comprado por Lockheed Martin posteriormente por United Launch Alliance para el Atlas III y V cohetes tambien emplea esta tecnica En Occidente el primer motor de combustion escalonada de pruebas de laboratorio fue construido en Alemania en 1963 por Ludwig Boelkow Los motores britanicos Gamma alimentados con peroxido de hidrogeno queroseno en la decada de 1950 utilizaban un proceso de ciclo cerrado posiblemente no combustion escalonada pero eso es sobre todo una cuestion de semantica Descomponian cataliticamente el peroxido para impulsar las turbinas antes de la combustion del queroseno en la camara de combustion adecuada Esto le da ventajas de eficiencia de la combustion escalonada al tiempo que evita los problemas de ingenieria El motor principal del transbordador espacial es otro ejemplo de un motor de combustion escalonada y el primero en utilizar el oxigeno liquido e hidrogeno liquido Su contraparte en el transbordador sovietico fue el RD 0120 similar en impulso especifico empuje y especificaciones de la camara de presion al SSME pero con algunas diferencias que reduce la complejidad y el costo a expensas de mayor peso del motor Variantes EditarExisten varias variantes del ciclo de combustion por etapas Los prequemadores que queman una pequena porcion de oxidante con un flujo completo de combustible se denominan ricos en combustible mientras que los prequemadores que queman una pequena porcion de combustible con un flujo completo de oxidante se denominan ricos en oxidante El RD 180 tiene un prequemador rico en oxidantes mientras que el RS 25 tiene dos prequemadores ricos en combustible El SpaceX Raptor tiene prequemadores ricos en oxidantes y en combustible un diseno llamado combustion por etapas de flujo completo Los disenos de combustion por etapas pueden ser de un solo eje o de dos ejes En el diseno de un solo eje un conjunto de prequemador y turbina acciona ambas turbobombas de propulsor Algunos ejemplos son el Energomash RD 180 y el Blue Origin BE 4 En el diseno de dos ejes las dos turbobombas de propulsor son impulsadas por turbinas separadas que a su vez son impulsadas por el flujo de salida de uno o varios precombustibles Ejemplos de disenos de dos ejes incluyen el Rocketdyne RS 25 el JAXA LE 7 y el Raptor En comparacion con un diseno de un solo eje el diseno de dos ejes requiere una turbina adicional y posiblemente otro prequemador pero permite el control individual de las dos turbobombas Ademas de las turbobombas de propulsor los motores de combustion por etapas a menudo requieren bombas de empuje mas pequenas para evitar el reflujo del prequemador y la cavitacion de la turbobomba Por ejemplo el RD 180 y RS 25 utilizan bombas de refuerzo accionadas por ciclos de toma y expansion asi como tanques presurizados para aumentar gradualmente la presion del propulsor antes de entrar en el prequemador Ciclo de combustion de flujo total por etapas Editar La combustion por etapas del flujo total La combustion escalonada de flujo total FFSCC es una variacion en el ciclo de combustion escalonada Se emplean dos prequemadores y dos turbobombas En un prequemador se quema una mezcla rica en combustible y el otra una rica en oxidante Para lo cual cada flujo de combustible y de oxidante se divide en dos uno grande y otro pequeno En cada prequemador se mezcla un flujo grande con otro pequeno Asi todo el propergol pasa a traves de las turbinas Las turbinas funcionan a menor temperatura en este diseno ya que mas masa pasa a traves de ellas llevando a una mayor duracion del motor y una mayor fiabilidad El diseno puede proporcionar una mayor presion de la camara y por lo tanto mayor eficiencia Tambien se elimina el sello de la turbina para evitar la mezcla de combustible y oxidante La gasificacion completa de los componentes conduce a reacciones quimicas mas rapidas en la camara de combustion y en comparacion con el ciclo de combustion parcial con lo que resulta un aumento de impulso especifico de hasta 10 20 segundos por ejemplo RD 270 y RD 0244 Los beneficios del ciclo de combustion por etapas de flujo completo incluyen turbinas que funcionan mas frias y a menor presion debido al aumento del flujo masico lo que conduce a una mayor vida util del motor y a una mayor confiabilidad Por ejemplo se anticiparon hasta 25 vuelos para un diseno de motor estudiado por el DLR Centro Aeroespacial Aleman en el marco del proyecto SpaceLiner Ademas el ciclo de flujo completo elimina la necesidad de un sello de turbina interpropelente que normalmente se requiere para separar el gas rico en oxidantes de la turbo bomba de combustible o el gas rico en combustible de la turbo bomba de oxidante mejorando asi la fiabilidad Dado que el uso de precombustibles de combustible y de oxidante da como resultado la gasificacion completa de cada propulsor antes de entrar en la camara de combustion los motores FFSC pertenecen a una clase mas amplia de motores para cohetes llamados motores de gas La gasificacion completa de los componentes conduce a reacciones quimicas mas rapidas en la camara de combustion lo que mejora el rendimiento Las desventajas potenciales del ciclo de combustion en etapas de flujo completo incluyen una mayor complejidad de ingenieria de dos precombustibles en comparacion con un ciclo de combustion en etapas de un solo eje asi como un mayor numero de piezas Escape rico en oxidantes de un prequemador SpaceX Raptor mostrado durante una prueba del subsistema en un banco de pruebas en el Centro Espacial Stennis En el motor cohete de flujo total el escape del prequemador se introduce en una turbina y luego en la camara de combustion principal Una version actual en desarrollo es la demostracion con cabezal integrado Este esquema se aplico en el motor experimental ruso RD 270 a finales de la decada de 1960 que fue disenado para varios cohetes lunares sovieticos A partir de 2019 solo tres motores de cohetes de combustion de flujo completo habian progresado lo suficiente para ser probados en bancos de pruebas el proyecto sovietico Energomash RD 270 en la decada de 1960 el proyecto de demostracion de cabezales electricos integrados Aerojet Rocketdyne Integrated financiado por el gobierno de los Estados Unidos a mediados de la decada de 2000 y el primer motor Raptor con capacidad de vuelo de SpaceX que se probo en febrero de 2019 La primera prueba de vuelo de un motor de combustion escalonada de flujo completo ocurrio el 25 de julio de 2019 cuando SpaceX volo su motor Raptor methalox FFSC en su sitio de lanzamiento en el sur de Texas Inusualmente para las pruebas iniciales de vuelo de motores de cohetes de clase orbital no se trataba de una quemadura de duracion completa sino solo de una prueba de 22 segundos SpaceX esta desarrollando su cohete de proxima generacion para que sea reutilizable desde el principio al igual que una aeronave y por lo tanto necesita comenzar con objetivos de prueba de vuelo estrechos al tiempo que sigue apuntando a aterrizar el cohete con exito para ser utilizado posteriormente en pruebas adicionales para expandir la envolvente de vueloAplicaciones EditarCombustion por etapas rica en oxidantes Editar S1 5400 Primer motor de cohete de combustion usado en la etapa superior del Blok L Motor NK 33 Sovietico desarrollado para la version mejorada nunca volada del lanzador N 1 Posteriormente se vendio a Aerojet Rocketdyne y se reacondiciono recomercializo como AJ 26 utilizado en las lanzaderas del bloque 1 de Antares en 2013 2014 En uso en el Soyuz 2 1v P111 motor de demostracion de oxigeno liquido keroseno desarrollado entre 1956 y 1967 en Bolkow GmbH mas tarde Astrium RD 170 RD 171 RD 180 y RD 191 una serie de motores sovieticos y rusos utilizados en los lanzadores Energia Zenit Atlas V Angara y anteriormente en el Atlas III RD 171 y su sucesor RD 171M 180 y 191 son derivados del RD 170 YF 100 Motor chino desarrollado en la decada de 2000 usado en el Larga Marcha 5 Larga Marcha 6 y Larga Marcha 7 AR 1 Un proyecto Aerojet Rocketdyne financiado parcialmente por la Fuerza Aerea de los Estados Unidos como posible sustituto del motor ruso RD 180 BE 4 Blue Origin LCH4 LOX que utiliza el ciclo de combustion por etapas rico en oxigeno ORSC previsto para su uso en el vehiculo lanzador Vulcan de ULA que sustituira al Atlas V y Delta IV primera prueba de vuelo en 2021 y tambien en el nuevo vehiculo lanzador Glenn de Blue Origin con la primera prueba de vuelo no antes de 2020 Motor RD 253 sovietico desarrollado en los anos 60 y utilizado en la primera etapa del lanzador Proton Las variantes posteriores incluyen el RD 275 y el RD 275M SCE 200 Motor indio RP 1 LOX motor de la etapa principal en desarrollo Hadley Ursa Major Technologies Motor de refuerzo de LOX Queroseno en desarrollo cerca de Denver Colorado 2019Combustion por etapas rica en combustible Editar RS 25 SSME US desarrollo el motor LH2 LOX en la decada de 1970 1980 volo en el Transbordador Espacial hasta 2011 con actualizaciones periodicas y planeo su uso en el Sistema de Lanzamiento Espacial despues de 2018 Motor RD 0120 LH2 LOX utilizado en el cohete Energia El motor LE 7 LH2 LOX utilizado en la familia de cohetes H II KVD 1 RD 56 Motor sovietico de etapa superior LH2 LOX desarrollado para la version mejorada nunca volada del lanzador N 1 Se utiliza en el GSLV Mk1 Motor de etapa superior CE 7 5 Indian LH2 LOX usado en el GSLV Mk2 Combustion por etapas de flujo completo Editar Motor de cohete SpaceX Raptor FFSC diagrama esquematico del flujo de propulsor de muestra 2019 Motor RD 270 USSR en desarrollo 1962 1970 para el proyecto UR 700 nunca volado Demostracion integrada de cabezales de potencia Proyecto de demostracion para la parte delantera de un motor de flujo total sin camara de combustion u otros subsistemas del backend Proyecto de EE UU para desarrollar una parte de una nueva tecnologia de motores de cohetes a principios de la decada de 2000 nunca se construyo un motor completo nunca se volo Motor Raptor SpaceX LCH4 LOX en desarrollo volado por primera vez en 2019Empleo EditarMotores de combustion escalonada son las siguientes RD 170 RD 180 SSME LE 7 7AMotores de combustion escalonada se han utilizado en Transbordador espacial Atlas III Atlas V H II H IIA H IIB GSLVTemas relacionados EditarCiclo con presurizacion de los tanques Ciclo expansor Ciclo con generador de gasReferencias Editar Aerospace Plane Technologies R amp D in Japan amp Australia DIANE Publishing 1994 p 145 ISBN 1568060599 George Sutton History of Liquid Propellant Rocket Engines 2006 Cosmodrome History Channel interviews with Aerojet and Kuznetsov engineers about the history of staged combustionEnlaces externos EditarRocket power cycles Nasa s full flow stages combustion cycle demonstrator Design Tool for Liquid Rocket Engine Thermodynamic Analysis Datos Q519432 Obtenido de https es wikipedia org w index php title Combustion escalonada amp oldid 134884551, wikipedia, wiki, leyendo, leer, libro, biblioteca,

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