Iscenesatt forbrenningssyklus

Den trinnvise forbrenningssyklusen ( trinnvis forbrenningssyklus ) er en rakettmotordrivmiddel med væske hvor drivmidlet passerer gjennom flere forbrenningskamre . Denne konfigurasjonen gjør det mulig å oppnå spesielt effektive motorer, på bekostning av større kompleksitet.

Historisk

Prinsippet om iscenesatt forbrenning ble foreslått for første gang av den sovjetiske ingeniøren Alexeï Issaïev i 1949. Den første motoren som bruker denne konfigurasjonen er S1.5400 utviklet av OKB 1- kontoret for å drive den øvre trinnet L Block av Molnia- bæreraketten , som gjorde sin første flytur i 1960. Parallelt deltok Nikolai Kouznetsov fra 1959 i utviklingen av iscenesatte forbrenningsmotorer for N1- raketten som en del av det sovjetiske bemannede måneprogrammet  : NK-15 og NK-15V, deretter NK-33 og NK-43 planla for den forbedrede N1F- versjonen av bæreraketten. Valentin Glouchko utviklet mellom 1961 og 1965 RD-253 , en ikke-kryogen iscenesatt forbrenningsmotor som brente nitrogenperoksid, og UDMH pleide å drive den første fasen av Proton- bæreraketten , som gjorde sin første flytur i 1967.

De RS-25 , som anvendes fra 1,981 til US space shuttle , er den første trinnvise forbrenningsmotor til å bruke flytende hydrogen og flytende oksygen . Dens sovjetiske ekvivalent brukt på Energia- bæreraketten , RD-0120 , fløy i 1987.

Operasjon

I en trinnvis forbrenningssyklus, noen av de drivmidler passere gjennom ett eller flere forbrennings pre-kammer, hvor andelen av brennstoffet (brenn brennstoffrik ) eller oksideringsinnretning (forbrenning oksidant rik ) er med hensikt for høy for forbrenning for å være fullstendig. Gassene som forlater forbrenningskammeret driver turbinen til turbopumpen før de injiseres i hovedforbrenningskammeret sammen med resten av drivstoffene. Siden alle drivmidlene kastes ut fra dysen og bidrar til fremdriften, er den trinnvise forbrenningssyklusen en lukket syklus.

Stage forbrenningsmotorer kan ha en enkelt forkammer-turbinenhet som driver de to turbopumpene til de to drivstoffene, som RD-191 , eller tvert imot har to turbopumper drevet av to separate turbiner, selv drevet av et enkelt forkammer eller to separate forkamre. RS-25 er et eksempel på en motor med to forkammer-turbinenheter.

Fullstrøms iscenesatt forbrenning

En variant er fullstrøms iscenesatt forbrenning . I dette drives drivstoffturbopumpen av et rikt drivstoffkammer og det av oksidasjonsmiddel av et rikt oksidasjonsforkammer . Alle drivmidlene passerer gjennom en av turbinene, derav navnet på konfigurasjonen.

Bare tre rakettmotorer som brukte denne varianten nådde testbenken  : RD-270, hvis utvikling begynte i 1962, men ble avlyst i 1970 uten å ha fløyet; det integrerte motor Demonstrator  (i) i årene 1990 og 2000; og Raptor of SpaceX , den første rettssaken fant sted i september 2016 og den første flyreisen i august 2019.

bruk

Trinnvis forbrenning er syklusen som tillater høyeste trykk å oppnås i forbrenningskammeret, i størrelsesorden 250  bar til 300  bar. Det gjør det mulig å designe kraftige motorer med høy spesifikk impuls . Til gjengjeld er de oppnådde rakettmotorene tyngre og mer komplekse.

Stegvis sammenligningstabell for forbrenningsrakettmotorer
Motor Land Type bruk Ergols Fremstøt

(i tomrommet)

Jeg sp

(i tomrommet)

Press Første fly
BE-4 forente stater oksidasjonsrikt New Glenn , Vulcan LCH4 /  LOX 2400  kN Under utvikling
CE-7.5 India GSLV Mk II LH2  /  LOX 73,5  kN 454  s 5,8  MPa 2014
LE-7 Japan drivstoff rik H-II LH2  /  LOX 1.078  kN 446  s 12,7  MPa 1994
NK-33 Sovjetunionen oksidasjonsrikt Antares 100 , N1F , Soyuz-2-1v RP-1 / LOX 1.686  kN 331  s 14,5  MPa 2013
Raptor forente stater full flyt Starship / Super Heavy LCH4 /  LOX 2000  kN 380 s 30,0  MPa 2019
RD-0120 Sovjetunionen drivstoff rik Energia LH2  /  LOX 1 961  kN 455  s 21,9  MPa 1987
RD-170 Sovjetunionen oksidasjonsrikt Energia , Zenit RP-1 / LOX 7.904  kN 337  s 24,5  MPa 1987
RD-180 Russland oksidasjonsrikt Atlas III , Atlas V RP-1 / LOX 4,152  kN 338  s 26,7  MPa 2000
RD-191 Russland oksidasjonsrikt Angara , Antares 200 RP-1 / LOX 2.084  kN 338  s 25,8  MPa 2014
RD-253 Sovjetunionen oksidasjonsrikt Proton UDMH / N 2 O 4 1.628  kN 316  s 14,7  MPa 1965
RS-25 forente stater drivstoff rik STS , SLS LH2  /  LOX 2.279  kN 452  s 20,6  MPa nitten åtti en
YF-100 Kina oksidasjonsrikt LM 5 , LM 6 , LM 7 RP-1 / LOX 1340  kN 335  s 18,0  MPa 2015

Merknader og referanser

Merknader

  1. Det første forsøket på tyveri fant sted den15. april 2010, men CE-7.5-motoren tenner ikke. Den første vellykkede flyturen finner sted den5. januar 2014.
  2. Den sovjetiske bemannet måneprogrammet har blitt kansellert i 1974, den N1F slutt aldri flyr, og den første flyturen av NK-33 finner bare sted etter kjøpet av Aerojet på en Antares 100 21. april 2013, under navnet AJ26.

Referanser

  1. Historikk om rakettmotorer med flytende drivstoff
  2. Rocket Propulsion Elements, 9. utgave , s.  225-228
  3. (no-NO) “  Første varmeskyting av europeisk demonstrasjonsmotor med iscenesatt forbrenning  ” , på European Space Agency ,26. februar 2008(åpnet 27. april 2019 )
  4. (in) Martin Sippel, Ryoma Yamashiro og Francesco Cremaschi '  Staged Combustion Cycle Rocket Engine Design Trade-Offs for Future Advanced Passenger Transport  " , Space Propulsion 2012 ,10. mai 2012( les online )
  5. (ru) "  РД-270 (8Д420)  " på www.lpre.de (åpnes 1 st mai 2019 )
  6. (in) "  Next Generation Engine Technology: Integrated Powerhead Demonstrator  " , NASA Facts , Marshall Space Flight Center ,januar 2005( les online )
  7. (no-US) Alejandro G. Belluscio, “  ITS Propulsion - The evolution of the SpaceX Raptor engine - NASASpaceFlight.com  ” , på NASASpaceFlight.com ,3. oktober 2016(åpnet 30. april 2019 )
  8. (en-US) “  Starhopper gjennomfører vellykket debut Boca Chica Hop  ” , på NASASpaceFlight.com ,25. juli 2019(åpnet 10. mai 2020 )
  9. (in) '  BE-4  " på Blue Origin (åpnet 30. april 2019 )
  10. "  Hvorfor ISRO New Engine og Mk III Rocket er grunn til å glemme 1990 Cryogenic Scandal  " , på The Wire (åpnes 15 mai 2019 )
  11. Håndbok for romteknologi , s.  173-174
  12. (i) "  LE-7  " på www.astronautix.com (åpnes 1 st mai 2019 )
  13. (i) J. Hulka, J. Førde, R. Werling, V. Anisimov, V. Kozlov og I. Kositsin, "  Redigering og verifisering testing av en russisk NK-33 rakettmotor for gjenbrukbare og startet på nytt applikasjoner  " , American Institute av luftfart og astronautikk ,1998
  14. (in) "  Starship  " på SpaceX ,27. september 2019(åpnet 10. mai 2020 )
  15. (ru) "  РД-0120 (11Д122)  " , på www.lpre.de (åpnet 29. april 2019 )
  16. (ru) "  РД-170 (11Д521) и РД-171 (11Д520)  " , på www.lpre.de (åpnet 29. april 2019 )
  17. (ru) "  РД-180  " , på www.lpre.de (åpnet 29. april 2019 )
  18. (ru) “  Ракетный двигатель РД-276 с дожиганием окислительного газа - АО“ НПО Энергомаш  ” , på www.engine.space (åpnet 4. mai 2019 )
  19. (i) Katherine P. Van Hooser og Douglas P. Bradley, "  Space Shuttle Main Engine - The Relentless Pursuit of Improvement  " , American Institute of Aeronautics og romfart ,27. september 2011( les online )
  20. (i) Tong Qin Xu Lijie, Pingqi Li og Liu Jiajia, "  Utvikling av Kinas nye generasjon raketter  " , Beijing Institute of ASTRONAUTICAL Systems Engineering ,2018( les online )
  21. (no-US) "  Long March 5 - Rockets  " (åpnet 4. mai 2019 ).

Bibliografi

Se også