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Un cabezal de potencia (o unidad de potencia ) de un motor de cohete de combustible líquido es el término colectivo para la sección de un motor de cohete que consta de turbobombas , prequemadores / generadores de gas y todo el equipo necesario para un ciclo de motor sin alimentación a presión, excepto la cámara de combustión y la tobera de expansión . [ 1 ] [ 2 ]
Componentes y ciclo del motor
Los elementos principales de un cabezal de potencia son las turbobombas , que elevan la presión del propulsor desde el tanque hasta los inyectores; un generador de gas o uno o más prequemadores que producen gas de trabajo relativamente frío para accionar las turbinas; y los conductos, colectores y válvulas que dirigen los propelentes entre ellos y hacia la cámara de combustión principal (en ciclos cerrados) o al exterior (en ciclos abiertos). [ 3 ]
La complejidad del cabezal de potencia viene determinada en gran medida por el ciclo termodinámico del motor. En un ciclo de generador de gas abierto , se quema una pequeña fracción de los propelentes y los gases de escape de la turbina se descargan al exterior, lo que da como resultado un cabezal de potencia mecánicamente simple pero ligeramente menos eficiente. En un ciclo de combustión por etapas , el gas del prequemador se dirige a la cámara principal, lo que aumenta el rendimiento pero exige presiones más altas, sellos más exigentes y una selección de materiales más cuidadosa. En un ciclo de combustión por etapas de flujo completo, todo el flujo de propelente pasa a través de dos prequemadores (uno rico en combustible y otro rico en oxidante), cada uno de los cuales acciona su propia turbobomba. Distribuir la carga de la turbina a lo largo de todo el flujo de propelente mantiene las temperaturas de entrada de la turbina más bajas que en la combustión por etapas convencional. [ 3 ] [ 4 ]
Ejemplos
Motor principal del transbordador espacial
El RS-25 utilizaba un ciclo de combustión cerrado, rico en combustible y por etapas. Su cabezal de potencia (los dos prequemadores, el colector de gases calientes y el inyector principal, al que estaban atornilladas las dos turbobombas de alta presión) fue rediseñado repetidamente durante el programa del transbordador espacial para mejorar su durabilidad, incluyendo la introducción de un colector de gases calientes de dos conductos en 1995, una turbobomba de oxidante de alta presión rediseñada y una cámara de combustión principal de gran diámetro. [ 5 ] [ 6 ]
Demostrador de cabezal de potencia integrado
El Demostrador Integrado de Cabezal de Potencia (IPD) fue un programa tecnológico conjunto de la NASA y el Laboratorio de Investigación de la Fuerza Aérea que se desarrolló desde mediados de la década de 1990 hasta la década de 2000 con los contratistas principales Pratt & Whitney Rocketdyne y Aerojet . Fue un demostrador terrestre de 1,1 MN (250 000 lbf ) de un ciclo de combustión escalonada de flujo completo de hidrógeno/oxígeno que utilizaba cojinetes hidrostáticos en las turbobombas en lugar de cojinetes de elementos rodantes convencionales. [ 4 ] Las pruebas de componentes del prequemador y la turbobomba oxidante se llevaron a cabo en el banco de pruebas E-1 del Centro Espacial John C. Stennis en 2002-2003, seguidas de pruebas integradas del demostrador completo que alcanzó el nivel de potencia del 100 % el 12 de julio de 2006; no se desarrolló ningún motor de vuelo. [ 7 ] [ 4 ]
J-2X
Para el motor de la etapa superior J-2X , desarrollado por Pratt & Whitney Rocketdyne para los programas Constellation y Space Launch System , la NASA utilizó un conjunto de paquete de potencia dedicado, denominado PPA1A (probado en 2008 con turbomaquinaria J-2S heredada) y PPA2 (probado en 2012 con nuevo hardware J-2X), para caracterizar las turbobombas, el generador de gas y los conductos independientemente de la cámara de empuje. [ 8 ] El 8 de junio de 2012, un encendido de PPA2 de 1150 segundos en el banco de pruebas Stennis A-1 estableció un récord de duración para el Complejo de Pruebas A del centro. El récord anterior había sido una prueba SSME de 1075 segundos en agosto de 1989. [ 9 ]
BE-4
Blue Origin llevó a cabo programas de prueba a gran escala de la unidad de potencia y los inyectores en paralelo durante el desarrollo del motor de metano/oxígeno BE-4 . SpaceNews describió la unidad de potencia como "el conjunto de válvulas y turbobombas que proporcionan la mezcla adecuada de combustible/oxidante a los inyectores y la cámara de combustión". El 13 de mayo de 2017, la compañía perdió un conjunto de hardware de prueba de la unidad de potencia en uno de sus bancos de prueba en el oeste de Texas, y calificó tales incidentes como "algo habitual durante el desarrollo". [ 10 ]
Raptor
El Raptor de SpaceX , un motor de ciclo de combustión escalonada de flujo completo de metano/oxígeno , se convirtió en el primer motor de ese ciclo en impulsar un vehículo en vuelo cuando voló en la Starship Super Heavy en abril de 2023. [ 11 ]
Véase también
Referencias
- ↑ Pasquale M Sforza (27 de septiembre de 2011). Teoría de la propulsión aeroespacial . Elsevier. pág. 441. ISBN 978-0-12-384889-5La cámara de combustión, junto con su equipamiento y
estructura asociados, suele denominarse cabezal de potencia ...
- ↑ Chowdhury A, et al. (2016). Diseño conceptual de un combustor de oxicombustible supercrítico basado en tecnologías de motores de cohete LOX/metano . 14.ª Conferencia Internacional de Ingeniería de Conversión de Energía. pág. 4636.
- 1 2 Sutton, George P.; Biblarz, Oscar (2017). "Turbobombas y sus suministros de gas". Elementos de propulsión de cohetes (9.ª ed.). Hoboken, NJ: John Wiley & Sons. ISBN 978-1-118-75365-1.
- 1 2 3 "Las pruebas de la nueva tecnología del ciclo de combustión del motor de cohete alcanzan el 100% de potencia" (Comunicado de prensa). NASA . 19 de julio de 2006. AFRL-06-087 . Consultado el 25 de mayo de 2026 .
- ↑ Mejoras del motor principal del transbordador espacial (SSME) (PDF) (Informe). Centro de Vuelos Espaciales Marshall de la NASA . Marzo de 2002. FS-2002-03-60-MSFC . Consultado el 25 de mayo de 2026. Considerado
el núcleo del motor, el cabezal de potencia consta del inyector principal y dos prequemadores, o pequeñas cámaras de combustión.
- ↑ Biggs, Robert E. (1992). "El motor principal del transbordador espacial: los primeros diez años" (PDF) . En Doyle, Stephen E. (ed.). Historia del desarrollo de motores de cohetes de combustible líquido en los Estados Unidos, 1955-1980 . Serie de historia de la Sociedad Astronáutica Estadounidense. Vol. 13. Sociedad Astronáutica Estadounidense . págs. 69-122 .
- ↑ Sass, JP; Raines, NG; Ryan, HM (10–13 de mayo de 2004). Activación y caracterización de las instalaciones para las pruebas de encendido en caliente del prequemador y la turbobomba de oxidante del IPD Workhorse en el Centro Espacial Stennis de la NASA (PDF) . 1.ª reunión del subcomité de propulsión líquida de JANNAF. Las Vegas, NV: NASA . SSTI-8080-0001.
- ↑ "El motor J-2X de la NASA inicia el 2012 con pruebas del paquete de potencia" ( Comunicado de prensa). NASA . 5 de junio de 2012. Comunicado HQ-12-030 . Consultado el 25 de mayo de 2026.
El paquete de potencia comprende componentes en la parte superior del motor, incluyendo el generador de gas, las turbobombas de oxígeno y combustible, y los conductos y válvulas relacionados que combinan los propelentes para crear combustión y generar empuje.
- ↑ "La NASA supera el récord de su centro de pruebas con la prueba del paquete de energía del J-2X" (Comunicado de prensa). NASA . 8 de junio de 2012. Consultado el 25 de mayo de 2026 .
- ↑ Foust, Jeff (14 de mayo de 2017). "Blue Origin sufre un percance en las pruebas del BE-4" . SpaceNews . Consultado el 25 de mayo de 2026 .
- ↑ "SpaceX Raptor" . Wikipedia . Consultado el 25 de mayo de 2026 .
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- Esbozos de cohetería