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Articulo de referencia

Aerojet LR87

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El LR87 es un motor cohete estadounidense de propulsión líquida que se utilizó en las primeras etapas de los misiles balísticos intercontinentales Titan y sus vehículos de lanzamiento . [ 1 ] Compuesto por dos motores con cámaras de combustión y turbobombas separadas , [ 2 ] se considera una sola unidad y nunca voló como un motor de cámara de combustión única ni fue diseñado para ello. El LR87 realizó su primer vuelo en 1959. [ 1 ]

El LR87 fue desarrollado a finales de la década de 1950 por Aerojet . [ 3 ] : 82,319 Fue el primer motor de cohete de producción capaz (en sus diversos modelos) de quemar las tres combinaciones más comunes de propulsores líquidos para cohetes: oxígeno líquido / RP-1 , tetróxido de nitrógeno (NTO) / Aerozine 50 (una mezcla 50:50 en masa de hidracina y UDMH ) y oxígeno líquido / hidrógeno líquido . [ 4 ] El motor funcionaba en un ciclo de generador de gas abierto y utilizaba una cámara de combustión refrigerada regenerativamente. Para cada conjunto de cámara de empuje, una sola turbina de alta velocidad impulsaba las bombas centrífugas de combustible y oxidante de menor velocidad a través de engranajes, una configuración diseñada para una alta eficiencia de la turbobomba. Esto redujo el uso de combustible en el generador de gas y mejoró el impulso específico. [ 3 ] : 380-385 El LR87 sirvió como plantilla para el LR-91 , que se utilizó en la segunda etapa del misil Titán. [ 5 ]

El LR87 era un motor de empuje fijo, que no podía ser controlado ni reiniciado en vuelo. El LR87 proporcionaba aproximadamente 1900 kilonewtons (430 000 libras) de empuje en su configuración hipergólica . [ 1 ] Los primeros motores LR87 utilizados en el Titan I quemaban RP-1 y oxígeno líquido. [ 6 ] [ 1 ] Debido a que el oxígeno líquido es criogénico , no podía almacenarse en el misil durante largos períodos de tiempo y debía cargarse antes del lanzamiento. Para el Titan II , el motor se convirtió para usar Aerozine 50 y tetróxido de nitrógeno, que son hipergólicos y almacenables a temperatura ambiente. Esto permitió que los misiles Titan II se mantuvieran completamente cargados y listos para el lanzamiento con poca antelación. [ 1 ]

For the Titan III and IV, which were larger, more capable space launch vehicles, the LR87 was modified further. Thrust and nozzle area ratio were progressively increased, requiring heavier turbopumps, pipes, and other parts.[3]:384

Variants

LR87-3

Used on the Titan I, the LR87-3 burned liquid oxygen and RP-1.[4] Following the retirement of the Titan missile program, these engines saw no further use. The LR87-3 was also operated with NTO/Aerozine 50 and ground tested with LOX/H2 (with a new fuel pump), making it one of very few engines to have been run on three different propellant combinations.[3]:383

LR87-5

Instead of liquid oxygen and RP-1, the Titan II used nitrogen tetroxide and Aerozine 50. This change was done for storability at the request of the US Air Force.[3]:381 The LR87-5 engine was generally lighter and simpler than its predecessor, partly due to the use of hypergolic propellants, which do not need an independent ignition system. The engines also had simpler controls, solid-propellant cartridges to start the turbopumps, simplified injectors, and autogenous pressurization, replacing the heavy tanks of cold helium gas. Instead, the fuel tank was pressurized with fuel-rich gas-generator exhaust, and the oxidizer tank with NTO evaporated in a heat exchanger using turbine exhaust.[3]:383

Beginning in 1984, Titan II missiles were decommissioned and became available as launch vehicles. Their engines were modified for this use.[3]:383

LR87-7

The LR87-5 was adapted to the needs of the Gemini program. The LR87-7 had added redundancies and safety features for human-rating certification.[3]:381 The performance was similar to the previous version, only reducing the chamber pressure and nozzle thrust to meet human-rating requirements. This version was only used on the Titan II GLV.

LR87-9

The LR87-9 was first flown in 1966 and used on the Titan IIIA, IIIB, and IIIC.[7]

LR87-11/11A

The LR87-11 was first flown in 1968 and used on Titan 24B, 34B, IIIBS, IIID, 34D, 34D7, IIIE. It had a higher thrust than previous versions.[8] The LR87-11A was used on the Titan IV A/B.[9][10]

LR87 LH2

The LR87 LH" was an engine modified to burn liquid oxygen and liquid hydrogen. The development coincided with other variants of the late 1950s. Compared to the -3, it had a number of changes associated with the use of lighter and colder liquid hydrogen.[3]:383 The fuel injectors were greatly modified, and the RP-1 pump was replaced with a purpose-designed single-stage hydrogen pump. Developed 1958–1961, a total of 52 static tests were performed without serious issue. Aerojet took part in the selection process for a new engine for the second stage of the Saturn IB and Saturn V. Though LR87 LH2 was the best in 10 out of 11 criteria, NASA selected Rocketdyne's J-2. Lessons learned were used during development of the Aerojet M-1.[11] It was only built with 1 chamber.

LR87 / Alumazine

The LR87 was also tested with a gelled Dinitrogen Tetroxide / Alumizine fuel.[12][13] Though the earlier tests with the LR87 were terminated due to combustion instabilities and funding restraints development of gelled fuel and oxidizers continued to produce fuels for engines currently used in space.[14]

Engine comparison

  1. ↑ Misil balístico intercontinental; lanzamiento orbital del Titan II en 1968.
  2. 1 2 Por cámara de empuje; dos están montadas juntas en cada Titán.
  3. 1 2 3 4 En el vacío
  4. 1 2 3 A nivel del mar
  5. ↑ Altura en la parte superior del conjunto de la turbobomba; 3,84 m hasta la parte superior de la estructura de empuje.

Véase también

Referencias

  1. 1 2 3 4 5 6 "Aerojet-General LR87 Cohete Líquido" . Museo Nacional de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos . Archivado del original el 25/12/2010 . Recuperado el 25/12/2010 .
  2. 1 2 "LR87-5" . Astronautix . Archivado del original el 5 de agosto de 2014. Recuperado el 6 de enero de 2015 .
  3. 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Sutton, George P. (2006). Historia de los motores de cohete de propulsión líquida . Reston, Va.: Instituto Americano de Aeronáutica y Astronáutica. ISBN 1-56347-649-5OCLC 63680957​​ 
  4. 1 2 "LR87" . www.astronautix.com . Archivado del original el 22/08/2021 . Consultado el 22/08/2021 .
  5. ↑ "LR91" . www.astronautix.com . Archivado del original el 22 de agosto de 2021. Consultado el 22 de agosto de 2021 .
  6. ↑ "Titán I" . www.astronautix.com . Archivado del original el 23 de abril de 2021. Consultado el 21 de agosto de 2021 .
  7. ↑ Brügge, Norbert. "Propulsión del Titan III/IV" . b14643.eu . Norbert Brügge. Archivado del original el 12 de septiembre de 2017. Consultado el 20 de junio de 2017 .
  8. 1 2 "LR87-11" . www.astronautix.com . Archivado del original el 27 de agosto de 2021. Consultado el 27 de agosto de 2021 .
  9. ↑ "Titan-4" . Página espacial de Gunter . Consultado el 9 de abril de 2025 .
  10. ↑ McDowell, Jonathan C. (2025). "Nombres de escenario" . GCAT: Catálogo general de objetos espaciales artificiales . Recuperado el 9 de abril de 2025 .
  11. 1 2 "LR87 LH2" . www.astronautix.com . Archivado del original el 27 de agosto de 2021. Consultado el 27 de agosto de 2021 .
  12. ↑ "LR87 Alumazine" . Consultado el 29 de octubre de 2022 .
  13. ↑ "Composición de tetróxido de dinitrógeno gelificado" . Consultado el 29 de octubre de 2022 .
  14. ↑ "Un estudio exhaustivo sobre propelentes gelificados" . Consultado el 29 de octubre de 2022 .
  15. ↑ "LR87-3" . www.astronautix.com . Archivado del original el 27 de agosto de 2021. Consultado el 27 de agosto de 2021 .
  16. ↑ "LR87-7" . Astronautix . Archivado del original el 8 de marzo de 2016. Consultado el 20 de abril de 2016 .
  17. ↑ "LR87-9" . www.astronautix.com . Archivado del original el 27 de agosto de 2021. Consultado el 27 de agosto de 2021 .
  • Enciclopedia Astronáutica
  • Museo Nacional de la USAF, Ohio
  • Aerojet LR87