Fastrac (motor cohete)

Fastrac era un motor de cohete líquido alimentado por una turbobomba . El motor fue diseñado por la NASA como parte del vehículo de lanzamiento reutilizable (RLV) X-34 de bajo costo ^{[ 4 ]} y como parte del proyecto de tecnología de propulsores de bajo costo (LCBT, también conocido como Bantam). ^{[ 5 ]} Este motor fue conocido posteriormente como motor MC-1 cuando se integró al proyecto X-34 .

El motor turbobomba fue diseñado para ser utilizado en un propulsor desechable en el proyecto LCBT. Como resultado, esto llevó al uso de materiales compuestos debido a sus costos significativamente menores y velocidad de producción; esto también redujo la complejidad del motor ya que el combustible no se utilizó para la refrigeración de la tobera. Con base en el conocimiento y la experiencia del Motor de Cohete Sólido Reutilizable (RSRM) del Transbordador Espacial y el Programa de Integridad de Propulsión Sólida (SPIP), ^{[ 6 ]} se eligió un material de sílice /fenólico para el revestimiento ablativo con superposición estructural de carbono/epoxi.

El motor utilizaba oxígeno líquido como oxidante y queroseno ( RP-1 ) como combustible. Estos propelentes son los mismos que utiliza el motor de cohete F-1 del Saturno V. El queroseno no libera la misma energía que el hidrógeno, utilizado en el transbordador espacial , pero es más económico y fácil de manipular y almacenar. Los propelentes se alimentaban mediante una turbobomba de LOX/RP-1 de eje único y doble impulsor . ^{[ 7 ]}

El motor se puso en marcha con un encendedor hipergólico TEA / TEB para mantener un diseño sencillo. ^{[ 8 ]} Se inyectó queroseno y el motor comenzó a funcionar. A continuación, los propelentes se introdujeron en el generador de gas para su mezcla y en la cámara de combustión.

El motor utiliza un ciclo de generador de gas para accionar la turbina turbobomba, que luego expulsa esta pequeña cantidad de combustible gastado. Este es el mismo ciclo que se usaba en los cohetes Saturno, pero mucho menos complejo que el sistema de motor del transbordador espacial.

El motor utilizaba una tobera de fibra de carbono de bajo costo, desechable y refrigerada por ablación , y producía 60 000 lbf (285 kN) de empuje. Tras su uso, casi todas las piezas del motor son reutilizables. ^{[ 9 ]}  

Durante la fase de investigación en 1999, cada motor Fastrac tenía un costo aproximado de $1.2 millones. ^{[ 10 ]} Se esperaba que los costos de producción bajaran a $350,000 por motor.

Las pruebas del sistema del motor comenzaron en 1999 en el Centro Espacial Stennis . ^{[ 11 ]} Las pruebas anteriores se realizaron en componentes individuales en el Centro de Vuelos Espaciales Marshall . La NASA comenzó las pruebas de encendido completo del motor en marzo de 1999, con una prueba de 20 segundos para demostrar el sistema completo del motor. ^{[ 12 ]} El motor se probó a máxima potencia durante 155 segundos el 1 de julio de 1999. ^{[ 13 ]} Se programaron un total de 85 pruebas para el resto de 1999. Hasta el año 2000, se habían realizado 48 pruebas en tres motores utilizando tres bancos de prueba. ^{[ 8 ]}

El primer motor se instaló en el vehículo X-34 A1 que se presentó en el Centro de Investigación de Vuelo Dryden de la NASA el 30 de abril de 1999. ^{[ 7 ]}

El programa Fastrac fue cancelado en 2001. ^{[ 4 ]} Después de FASTRAC, la NASA intentó rescatar este diseño para usarlo en otros cohetes como el Roton de Rotary Rocket y el proyecto X-34 de Orbital . La designación del motor del cohete se cambió de Fastrac 60K a Marshall Center-1 (MC-1). El proyecto MC-1 se cerró en julio de 2009, después de que el proyecto X-34 se terminara en marzo de 2009. ^{[ 14 ]}

La NASA colaboró ​​con socios de la industria para cumplir el objetivo principal de utilizar componentes comerciales disponibles en el mercado. Entre los socios de la industria se encontraban Summa Technology Inc., Allied Signal Inc., Marotta Scientific Controls Inc., Barber-Nichols Inc. y Thiokol Propulsion .

Un conjunto similar de soluciones técnicas que reducen el costo del motor se implementó en el motor Merlin 1A de SpaceX , que utilizó una turbobomba del mismo subcontratista. ^{[ 15 ]} El Merlin-1A era algo más grande con un empuje de 77 000 lbf (340 kN) frente a los 60 000 lbf (270 kN) del Fastrac. El mismo diseño básico era capaz de alcanzar niveles de empuje mucho mayores tras la actualización de la turbobomba. Las variantes del Merlin-1D alcanzan 190 000 lbf (850 kN) de empuje a partir de mayo de 2018, ^{[ 16 ]} aunque la cámara de combustión ahora se enfría regenerativamente . ^{[ 17 ]}      

• Empuje en el vacío: 60 000 lbf (270 kN)  
• Impulso específico en el vacío: 314 s (3,0  kN·s/kg)
• Presión de la cámara: 633 psi (4,36 MPa; 43,6 bar) ^{[ 18 ]}   
• Caudal másico total: 91,90  kg/s
• Presión del generador de gas: 39,64 bar (3,964 MPa; 574,9 psi)   
• Temperatura del generador de gas: 888,89 K
• Diámetro de la garganta: 0,22 m
• Combustible: RP-1 (queroseno de grado cohete)
• Oxidante: Oxígeno líquido

• Motor propulsor Merlin (motor de cohete) de SpaceX
• Kestrel (motor de cohete) Motor pequeño de etapa superior de SpaceX para Falcon-1
• RS-88, otro motor desarrollado para el proyecto Bantam.
• Ejecutor (motor de cohete)

 Este artículo incorpora material de dominio público procedente de sitios web o documentos de la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio (NASA) .

Nota

• Ballard, RO; Olive, T.: Estado de desarrollo del motor NASA MC-1 (Fastrac); Conferencia y exposición conjunta AIAA/ASME/SAE/ASEE sobre propulsión, 2000 Huntsville, AL, AIAA 2000-3898

• Descripción general del programa Fastrac de la NASA. 1999. Archivado el 15 de julio de 2010 en Wayback Machine.