El motor de cohete de propulsante líquido de circuito cerrado ( LRE ) es un motor de cohete de propulsor líquido fabricado de acuerdo con el esquema con postcombustión de gas generador. En un motor cohete de circuito cerrado , cada uno (o uno) de los componentes se gasifica en un generador de gas quemándolo a una temperatura relativamente baja con una pequeña parte del otro componente, y el gas caliente resultante se utiliza como fluido de trabajo del turbina turbobomba (TPU). El gas del generador que ha trabajado en la turbina se alimenta luego a la cámara de combustión .motor, donde también se suministra el resto del componente de combustible no utilizado. En la cámara de combustión, la combustión de los componentes se completa con la creación de un chorro de propulsión .
Dependiendo de qué componente esté completamente gasificado, existen motores de circuito cerrado con generador de gas oxidante (ejemplos: RD-253 , RD-170 /171, RD-180 , RD-120 , NK-33 , RD0124 (RD0124A) [1] ) , con gas generador reductor (ejemplos: RD-0120 , SSME , RD-857 , LE-7 /LE-7A) y con gasificación completa de componentes ( RD-270 , Raptor ).
El motor cohete de circuito cerrado fue propuesto por primera vez por A. M. Isaev en 1949. El primer motor creado de acuerdo con este esquema fue el LRE 11D33 (S1.5400), desarrollado por el ex asistente Isaev Melnikov, que se utilizó en los vehículos de lanzamiento soviéticos creados (LV) [2] [3] . Casi al mismo tiempo, en 1959, N. D. Kuznetsov comenzó a trabajar en un motor de cohete de combustible líquido con un circuito cerrado NK-9 para el misil balístico GR-1 diseñado por S. P. Korolev . Posteriormente, Kuznetsov desarrolló este esquema en los motores NK-15 y NK-33 para los fallidos vehículos de lanzamiento lunar N1 y N1F . Se planea utilizar una modificación del motor NK-33, el NK-33-1 LPRE , en la etapa central del vehículo de lanzamiento Soyuz-2-3 . El primer motor de cohete de circuito cerrado no criogénico RD-253 basado en componentes de heptilo / N 2 O 4 fue desarrollado por V. P. Glushko para el vehículo de lanzamiento Proton en 1963.
Después del fracaso del programa de desarrollo N1 y N1F LV, se ordenó a Kuznetsov que destruyera la tecnología de desarrollo NK-33 LRE , pero en su lugar, docenas de motores fueron suspendidos y almacenados. En la década de 1990, los expertos de Aerojet visitaron las instalaciones, durante las cuales se llegó a un acuerdo sobre la demostración de pruebas de motores en los Estados Unidos para confirmar parámetros de impulso específicos y otras especificaciones [4] . El motor ruso RD-180 , adquirido por Lockheed Martin y más tarde por ULA para los vehículos de lanzamiento Atlas III y Atlas V , también utiliza un generador de gas de postcombustión de circuito cerrado que está sobresaturado con oxidante .
El primer LRE de circuito cerrado en Occidente fue un motor de laboratorio diseñado en 1963 por el ingeniero alemán Ludwig Boelkow .
El motor principal del transbordador espacial RS-25 (SSME) es otro ejemplo de un motor de cohete de circuito cerrado y es el primer motor de este tipo que utiliza componentes de oxígeno / hidrógeno . Su homólogo soviético es el RD-0120 , utilizado en la unidad central del sistema de vehículos de lanzamiento Energia .
A diferencia de los motores de circuito abierto , en un motor de circuito cerrado, el gas del generador después de la operación en la turbina no se libera al medio ambiente, sino que se alimenta a la cámara de combustión, participando así en la creación de empuje y aumentando la eficiencia del motor ( impulso específico ).
En un motor de circuito cerrado, el caudal del fluido de trabajo a través de la turbina HP es significativamente mayor que en un motor de circuito abierto, lo que permite alcanzar presiones más altas en la cámara de combustión. Al mismo tiempo, se reducen las dimensiones de la cámara de combustión y se aumenta el grado de expansión de la tobera , lo que la hace más eficiente al trabajar en la atmósfera.
La desventaja de este esquema son las difíciles condiciones de operación de la turbina, un sistema de tuberías más complejo debido a la necesidad de transportar el gas caliente del generador a la cámara de combustión principal, lo que tiene un gran impacto en el diseño general del motor y complica su control. .
Un circuito cerrado con gasificación completa de los componentes del combustible es un tipo de circuito cerrado en el que la gasificación de todo el combustible se lleva a cabo en dos generadores de gas : en uno, una pequeña parte del combustible se quema con un consumo casi completo del comburente, y en el otro, casi todo el consumo de combustible se quema con el resto del comburente. Los gases del generador resultantes se utilizan para impulsar unidades de turbobombas (TPU).
El gran caudal del fluido de trabajo a través de las turbinas de las turbobombas permite obtener presiones muy elevadas en la cámara de combustión del motor. Al usar este esquema, las turbinas pueden tener una temperatura de operación más baja, ya que pasa más masa a través de ellas, lo que debería conducir a una operación más prolongada del motor y una mayor confiabilidad. La presencia de dos generadores de gas le permite instalar bombas de combustible y de oxidación por separado, lo que reduce el riesgo de incendio.
La gasificación completa de los componentes también conduce a reacciones químicas de combustión más rápidas en la cámara principal, lo que aumenta el impulso específico del motor cohete de este diseño en 10 a 20 segundos en comparación con los motores de otros diseños. Por ejemplo, los motores RD-270 y RD-0244 ( motor sobrealimentador DU 3D37 SLBM R-29RM ) tienen una presión de cierre en la cámara de combustión (26,1/27,5 MPa ), pero debido a la gasificación de los componentes del combustible, se produce un aumento de la eficiencia se alcanza hasta un 7-8% (302/325 seg).
Los factores restrictivos para el desarrollo de motores de este tipo son su mayor costo en comparación con los LRE de otros esquemas, así como las temperaturas permisibles a las que se pueden almacenar los componentes químicos antes de quemarlos en la cámara de combustión.
En la URSS, este esquema de funcionamiento del motor con gasificación total de componentes se implementó en el motor cohete de propulsante líquido RD-270 para circuitos oxidantes e independientes del combustible en 1969.
Para un par hidrógeno / oxígeno , de acuerdo con este esquema , la NASA y la Fuerza Aérea de EE. UU. llevaron a cabo pruebas de banco del “ Demostrador Integrado de Boquilla de Potencia ” [5] .
SpaceX está desarrollando y probando el motor Raptor , que utiliza metano y oxígeno .