Turbobomba

La sección de bombeo de las turbobombas consta de impulsores que giran a velocidades muy altas (miles de RPM) para bombear propelentes líquidos. ^{[ 2 ]} Los impulsores están montados en un eje central, que también tiene una turbina montada en él (o, en algunos casos, conectada mediante engranajes a un eje diferente). La turbina suministra potencia al eje, que luego es consumida por los impulsores para impartir energía a los propelentes líquidos. Los impulsores principalmente imparten esta energía acelerando el líquido a una alta velocidad. Sin embargo, el objetivo final no es un líquido rápido, sino uno a alta presión; por lo tanto, rodeando el impulsor hay una voluta o un difusor, que son carcasas con forma especial para desacelerar el flujo, lo que en consecuencia aumenta drásticamente su presión (según el principio de Bernoulli ). El líquido se descarga luego al resto del motor del cohete, o en algunos casos a una segunda etapa de impulsor y voluta/difusor que aumenta aún más la presión.

Las turbobombas de los motores de cohetes de combustible líquido casi siempre incluyen inductores , ubicados antes de los impulsores. Los inductores son elementos de bombeo en espiral que elevan gradualmente la presión del fluido entrante lo suficiente como para evitar la cavitación al llegar al impulsor. En muchos casos, el impulsor y el inductor se fabrican como un solo componente, con una transición gradual entre la espiral axial y las palas radiales.

La sección de turbina de las turbobombas consta de una o más etapas, cada una con un estator y un rotor. ^{[ 3 ]} En la actualidad, los discos individuales del rotor de una turbina se denominan más comúnmente ruedas. Estas turbinas son casi siempre de tipo axial, debido al elevado caudal de gas (volumétrico) necesario para suministrar la potencia suficiente al eje de un motor de cohete de combustible líquido. Esto contrasta con los turbocompresores , que suelen presentar diseños de turbina radial debido a su caudal de gas mucho menor.

Antes de la turbina se encuentra el colector de la turbina, que recoge el gas procedente de la fuente que tenga el ciclo del motor cohete aguas arriba y lo dispersa circunferencialmente a lo largo del borde de la turbina. A continuación, fluye axialmente desde el colector hacia abajo hasta las etapas de la turbina. Los estatores suelen tener álabes, aunque también es bastante común (cuando la caída de presión es particularmente alta, como en los ciclos de generadores de gas) prescindir de los álabes y perforar toberas angulares directamente desde el colector para que incidan sobre la rueda de la turbina.

El flujo aguas abajo de la turbina varía según el ciclo: en ciclos cerrados, conduce al inyector principal del motor, donde (dependiendo de si la turbina es rica en combustible o rica en oxígeno), uno de los propelentes puede inyectarse en la cámara de combustión principal como gas, lo que puede ser muy ventajoso para promover la atomización y mezcla del propelente. ^{[ 4 ]} En ciclos abiertos, se descarga a la atmósfera. Esto puede significar descargarlo directamente por el lateral del motor, o también puede conducir a un colector en la tobera del motor cohete que luego lo inyecta en el flujo principal, muy aguas abajo de la garganta donde la presión ambiente es mucho menor que en la cámara. ^{[ 5 ]} El propósito aquí es proporcionar refrigeración adicional por película a la tobera, ya que el gas caliente que sale de la turbina es, sin embargo, mucho más frío que el gas en la cámara de combustión principal. Esta última opción es común en motores de ciclo abierto optimizados para vacío porque tienen toberas mucho más grandes (con áreas correspondientemente grandes que necesitan refrigeración, a menudo sin una camisa de regeneración en sus extremos más alejados). El gas liberado por la turbina aún puede aportar una parte considerable del empuje del motor. Por ello, incluso si se descarga directamente al exterior, suele haber una carcasa y una tobera convergente-divergente de baja intensidad aguas abajo de la turbina para aprovechar al máximo el empuje adicional. Además, en este punto se puede extraer el calor residual del flujo mediante intercambiadores de calor , lo que resulta útil, por ejemplo, para calentar el gas de represurización de los tanques.

El diseño del ciclo de la turbomaquinaria /motor es muy diferente en los motores de cohete de combustible líquido en comparación con los motores de respiración de aire ( turborreactores ) por una razón fundamental: los materiales de la turbina no soportan las temperaturas de la cámara de combustión . Los ciclos de los motores de cohete son diversas soluciones alternativas a este problema fundamental.

Los primeros diseños de turbobombas (de Goddard, a principios de la década de 1930) colocaban parcialmente la turbina en el flujo de la cámara de combustión principal con refrigeración regenerativa. ^{[ 6 ] [ 7 ]} Para cuando se construyeron de verdad a finales de la década de 1930, había pasado a un ciclo de expansión rudimentario y, finalmente, a un ciclo de generador de gas.

La turbina de una turbobomba siempre se acciona mediante gas a alta presión. La fuente exacta de este gas es el principal factor diferenciador entre los distintos ciclos de los motores de cohete . Los motores de respiración atmosférica ( turborreactores y similares) montan su turbina aguas abajo del quemador y aprovechan directamente todo el flujo y la presión del motor. Los motores de cohete nunca han podido hacer esto porque sus proporciones de mezcla son mucho más cercanas a la estequiométrica (ya que el oxidante es costoso; debe transportarse con el cohete) y, por lo tanto, la temperatura de la llama en la cámara de combustión es considerablemente más alta. Son tan altas que casi todos los materiales posibles se fundirían, e incluso los pocos que no lo hacen tendrían muy poca resistencia estructural a estas temperaturas.

Por esta razón, los ciclos de los motores de cohete emplean diversos sistemas para sortear este problema y suministrar gas caliente a la turbina, aunque mucho más frío que el gas de la cámara de combustión principal. Los ciclos de generador de gas y de combustión por etapas logran esto mediante la instalación de una cámara de combustión más pequeña y separada en el motor, denominada generador de gas (cuyo gas se descarga finalmente) o prequemador (cuyo gas precombustible llega a la cámara de combustión principal tras pasar por la turbina). Estas cámaras más pequeñas operan muy lejos de la estequiometría, ya sea con un exceso de combustible o de oxidante. Por lo tanto, se pueden tener ciclos de generador de gas y de combustión por etapas con exceso de combustible y de oxidante. También se pueden tener dos prequemadores, uno con exceso de combustible y otro con exceso de oxidante, lo que se denomina combustión por etapas de flujo completo.

Además de estos, también existen ciclos de expansión , donde el propulsor líquido (generalmente combustible) se calienta en el circuito de refrigeración regenerativa de la cámara de combustión principal hasta el punto de ebullición, y luego se alimenta como gas a la turbina. El último ciclo importante es el ciclo de derivación , donde una porción del gas de combustión principal se extrae y se dirige a la turbina. Debido al problema de temperatura mencionado anteriormente, los ciclos de derivación requieren grandes intercambiadores de calor específicos para enfriar rápidamente el gas redirigido antes de que llegue a la turbina.

El conjunto de todos los componentes giratorios de una turbobomba (es decir, los impulsores, inductores, ruedas, eje, partes de los sellos y diversos espaciadores) se conoce colectivamente como "rotor". El rotor gira a velocidades angulares extremas: son comunes las velocidades del eje de decenas de miles de RPM. Nominalmente, la única conexión mecánica entre el rotor y el resto de la turbobomba es a través de los cojinetes . ^{[ 8 ]} Los más comunes son, con mucho, los cojinetes de bolas , con algunas excepciones modernas que utilizan cojinetes hidrodinámicos . El objetivo de la selección de cojinetes es minimizar la fricción, tanto porque una fricción elevada puede desgastar el cojinete como porque cualquier pérdida de energía por fricción se disipa en forma de calor que debe ser evacuado rápidamente para no dañar el cojinete. El desafío adicional en el diseño de turbobombas radica en que el entorno local en las bombas suele estar a temperaturas criogénicas, con las que prácticamente todas las grasas y aceites que se utilizan normalmente para lubricar los cojinetes son incompatibles (se congelan). Por lo tanto, los cojinetes de las turbobombas no utilizan lubricantes en el sentido tradicional. En cambio, se instalan como metal desnudo, y se hace circular intencionalmente una cierta cantidad de propelente frío a través de ellos (es decir, donde se encuentran las bolas) para disipar el calor generado por su fricción. Este circuito de refrigeración de los cojinetes es un flujo secundario que el diseñador hidrodinámico también debe diseñar, además del flujo primario del propelente a través del inductor/impulsor/voluta.

Las turbobombas pueden ser muy sensibles a la ubicación exacta de los componentes y a las cargas y tensiones que se generan en ellos. Las consideraciones hidrodinámicas suelen exigir holguras muy ajustadas entre los impulsores/inductores y las carcasas de la bomba, al igual que las consideraciones aerodinámicas exigen holguras ajustadas entre las ruedas de la turbina y los estatores/colectores. Además, la rotodinámica exige un acoplamiento de alta rigidez de los componentes giratorios con el eje, especialmente en lo que respecta a la rueda de la turbina.

Estas consideraciones, entre otras, exigen un diseño mecánico de alta precisión y rigidez. Las uniones atornilladas son generalmente el método predeterminado para unir las piezas; algunas turbobombas también tienen uniones soldadas, pero requieren un análisis y consideración más cuidadosos debido a su menor rigidez, el potencial de deformación térmica de las piezas durante el proceso de soldadura, así como un mayor riesgo de fatiga a lo largo de la vida útil de la turbobomba. Para que el rotor actúe estructuralmente como un objeto rígido, todos los componentes se apilan en una larga hilera a lo largo del eje, que luego se precarga desde ambos extremos. Esto carga moderadamente los rodamientos de bolas, que suelen ser de contacto angular, lo que aumenta su rigidez. Normalmente, la precarga se aplica en un extremo mediante un perno que sujeta la punta del inductor y se enrosca en el extremo del eje inferior. Dependiendo de la configuración exacta de la turbobomba, el otro extremo podría ser otro inductor (para el otro propulsor) o una rueda de turbina que también tendrá pernos precargados en el extremo del eje.

El diseño del eje en sí está determinado por la necesidad de soportar un par elevado; cuanto mayor sea el par que pueda soportar, mayor será la potencia que se podrá transferir de la turbina a la(s) bomba(s). ^{[ 9 ]} La potencia del eje es el producto de la velocidad del eje y el par del eje. Este requisito de alto par impulsa al diseñador a maximizar el momento polar de inercia del eje. No es raro que los ejes sean huecos, ya que esto maximiza este momento polar de inercia para un peso dado de material. El eje también debe transferir par a los componentes del conjunto del rotor. Esto se puede lograr mediante chaveteros , que soportan menos par pero son más fáciles de fabricar, estrías que generalmente soportan un par mayor pero son más difíciles de fabricar, o pasadores de corte , que son comunes para componentes unidos a la cara circular del eje (es decir, ruedas de turbina).

Es imperativo no sobrecargar axialmente los cojinetes; ^{[ 8 ]} hacerlo puede provocar una falla catastrófica de la turbobomba y, por ende, del motor. El rotor actúa como un objeto rígido que está casi completamente separado de las carcasas estáticas de la bomba; los únicos componentes que impiden su desplazamiento hacia arriba o hacia abajo son los cojinetes en ambos extremos. Existen fuerzas axiales significativas (tanto hidrodinámicas como aerodinámicas) que actúan sobre cada uno de los componentes del rotor, empujándolo en dirección axial. La suma acumulada de estas fuerzas axiales se conoce como "empuje del rotor" (que no debe confundirse con el empuje de todo el motor). Los principales componentes del empuje del rotor son:

• Inductor: experimenta una fuerza axial ascendente significativa; en otras palabras, el inductor tiende a "navegar contracorriente" y tira del perno que lo sujeta a la parte superior del rotor. Esto se debe a que tiene mayor presión aguas abajo que aguas arriba (que es precisamente la función del inductor; un mayor diferencial de presión significa que está cumpliendo bien su función hidrodinámica). Esta es también la principal fuente de carga en las palas, lo que constituye una importante limitación de diseño para el diseño a nivel de componente del inductor. ^{[ 10 ]}
• Impulsor: experimenta una combinación de fuerzas. La primera proviene de la conservación del momento que empuja el impulsor hacia abajo, ya que el impulsor redirige el momento lineal axial descendente del flujo entrante hacia un momento radial hacia afuera, y la ley de conservación exige que el componente descendente faltante se transmita al propio impulsor. La segunda fuerza proviene de una diferencia de presión entre la región de la cubierta del impulsor y la región del disco posterior. La direccionalidad de esta fuerza no está predeterminada: puede ser manipulada por el diseñador hidrodinámico. Esto se logra típicamente mediante el diseño de sellos de laberinto que separan las regiones de la cubierta y del disco posterior de las regiones de entrada y descarga, así como mediante "rupturas de remolino" mecanizadas intencionalmente: características curvas que pueden agregarse a la carcasa o al propio impulsor para manipular la distribución de flujo y presión a través del impulsor. Estos diseños intencionales manipulan la distribución de presión radial, descrita por la siguiente ecuación:

${\displaystyle P_{2}-P_{1}={\frac {\rho }{2}}K^{2}\omega ^{2}(r_{2}^{2}-r_{1}^{2})}$

dónde${\displaystyle K}$es un factor de remolino (derivado de CFD y/o pruebas). Normalmente, la región 2 es la descarga del impulsor y la región 1 es la estación radial en cuestión.

• Turbina: normalmente se observa una fuerza axial descendente, alejándose del colector de la turbina. Esto se debe a que la rueda de la turbina extrae energía del gas de trabajo, por lo que pierde presión al fluir a través de los álabes; por lo tanto, la región aguas abajo tiene una presión menor que la región del disco posterior aguas arriba. Este efecto es más pronunciado en las turbinas de reacción y aumenta con el grado de reacción , ya que estas ruedas de turbina están diseñadas para extraer energía de la presión del gas. ^{[ 11 ]} Las turbinas de impulso tienen un grado de reacción de cero y, por lo tanto, teóricamente no experimentan ninguna caída de presión ni empuje del rotor, ya que estas ruedas de turbina están diseñadas para extraer energía de la velocidad del gas, no de su presión (la caída de presión ocurre a través del estator aguas arriba). En el mundo real, estas turbinas a menudo tienen ineficiencias que las hacen no ser de impulso perfectas y, por lo tanto, aún experimentan una pequeña cantidad de dp; integrada a lo largo de la gran cara de la rueda de la turbina, esto puede acumularse en una fuerza neta significativa.

Algunas turbobombas están diseñadas para que el empuje del rotor pueda ajustarse. Esto se logra mediante líneas de retorno que conectan el disco trasero del impulsor y/o las regiones de la cubierta, recirculando una pequeña cantidad de flujo hacia una zona de menor presión (por ejemplo, la entrada de la bomba o una purga a la atmósfera) y, por lo tanto, reduciendo la presión en dichas regiones del impulsor. Estas líneas de retorno pueden tener orificios o válvulas en línea que los operadores de la turbobomba manipulan para ajustar el empuje del rotor a la magnitud deseada para el buen estado de los cojinetes. Por ejemplo, las pruebas de aceptación de un motor pueden implicar la reconfiguración de estas líneas de retorno entre encendidos para ajustar el empuje del rotor, antes de que el motor se envíe para el vuelo.

Tanto la puesta a punto como la cualificación de la bomba y los cojinetes dependen de que los ingenieros de pruebas conozcan (al menos de forma aproximada) el empuje del rotor que se alcanza durante la combustión del motor. Existen varias maneras de lograrlo: el método más directo (aunque también el más complejo técnicamente) consiste en integrar una célula de carga en la bomba, situada en la trayectoria de carga entre los cojinetes y la carcasa. Otro método consiste en inspeccionar los cojinetes tras una prueba de encendido, buscando signos de desgaste en las pistas debido a la fuerza axial de las bolas y correlacionándolos con la experiencia en pruebas a nivel de componentes para estimar la magnitud del empuje del rotor que corresponde al grado de desgaste observado. Un tercer método, común en la época, consiste en incluir transductores de presión en varios puntos clave de la turbobomba (principalmente aguas arriba y aguas abajo del inductor, el impulsor y la turbina), y combinar sus lecturas mediante software con la geometría conocida de los distintos componentes del rotor para integrar todas estas presiones en componentes de fuerza que, posteriormente, se suman para obtener el empuje total del rotor.

También es importante no sobrecargar los cojinetes. Debido a que el rotor actúa como un cuerpo rígido, a medida que aumenta la carga sobre un cojinete en un extremo de la turbobomba, la carga sobre el cojinete del otro extremo disminuirá naturalmente. Si la carga de este último cojinete baja demasiado, perderá rápidamente rigidez con la carcasa, reduciendo drásticamente su eficacia para sujetar el rotor. Los efectos rotodinámicos pueden entrar en juego y, en el peor de los casos, producirse una colisión entre el rotor y la carcasa con consecuencias catastróficas. Una forma de solucionar esto es precargar los cojinetes contra la carcasa de tal manera que siempre exista un margen para que la precarga axial de cualquiera de ellos disminuya demasiado. Este método es más sencillo, aunque algo ineficiente, ya que una precarga excesiva reduce el margen en la dirección opuesta ; es decir, ahora están más cerca de que alguno de ellos se sobrecargue. Un segundo método para solucionar el problema de la sobrecarga es incorporar un componente flexible (por ejemplo, un resorte ondulado) entre la pista exterior del cojinete y la carcasa. De esta forma, incluso si el rotor se desplaza y comienza a intentar sobrecargar uno de los cojinetes, el resorte ondulado en ese extremo se expande y aplica una precarga constante a su cojinete; físicamente no puede llegar a una carga cero.

Los pares de cojinetes de contacto angular pueden disponerse en forma de X o de O. ^{[ 12 ]} La predominancia del empuje del rotor sobre las fuerzas radiales hace que el diseño de la turbobomba favorezca en gran medida la disposición en O. En esta disposición, la dirección del empuje apunta desde el cojinete cargado hacia el centro de masa del rotor. Esta es una disposición inherentemente más estable que la inversa; el rotor esencialmente cuelga como un péndulo del cojinete sobre el que descansa en ese momento (las fuerzas gravitatorias suelen ser despreciables en comparación con las fuerzas de presión que generan el empuje del rotor, por lo que el rotor incluso puede estar "colgado" boca abajo). Esto mejora la dinámica del rotor y reduce la posible cantidad de desalineación entre el rotor y la carcasa, lo que conduce a un mejor rendimiento hidrodinámico de muchos componentes (especialmente las puntas del inductor y también los sellos de laberinto) que dependen de holguras ajustadas y consistentes.

Las turbobombas necesitan mantener el combustible y el oxidante separados; de lo contrario, existe un alto riesgo de ignición en la turbobomba, lo que provocaría una falla total del motor del cohete. Además, deben evitar que los propelentes entren en la cavidad de la turbina para prevenir el desperdicio y la alteración del flujo de gas. Es fundamental evitar que el oxidante entre en una turbina que funciona con una mezcla rica en combustible, y que el combustible entre en una que funciona con una mezcla rica en oxidante. Esto se debe a que una fuga en este caso acercaría la relación de mezcla oxidante/combustible (MR) del gas de trabajo a la estequiométrica, aumentando la temperatura de la llama, lo cual podría ser excesivo para los materiales de la turbina. Por estas razones, las turbobombas siempre cuentan con sellos dinámicos alrededor de sus ejes, donde una parte del sello está unida al rotor y gira con él, mientras que la otra está fijada estáticamente a la carcasa. ^{[ 13 ]}

Los sellos dinámicos en las turbobombas tienen requisitos muy específicos en comparación con los sellos de la mayoría de los sistemas. Deben soportar velocidades de eje muy altas en ejes de diámetro considerable, lo que implica velocidades de fricción muy elevadas. Además, suelen requerir compatibilidad criogénica y con oxígeno en las zonas expuestas al oxidante. Esto descarta la posibilidad de utilizar sellos de elastómero, que se fragilizan (y, en cualquier caso, no soportan estas velocidades). Los sellos de resorte y otros tipos de compresión tampoco son prácticos a estas velocidades.

En la práctica, las turbobombas utilizan principalmente tres tipos de sellos: sellos de laberinto , sellos frontales y sellos de anillo de carbono. ^{[ 14 ]}

• Los sellos de laberinto son de tipo sin contacto, donde el fluido se canaliza a través de un recorrido sinuoso que minimiza el coeficiente de descarga del sello y, por lo tanto, minimiza las fugas. Los sellos de laberinto son los que presentan mayores fugas de los tres tipos, por lo que rara vez se utilizan de forma aislada.
• Las juntas frontales constan de dos superficies metálicas de sellado pulidas hasta obtener un acabado muy liso y prensadas entre sí durante el montaje. Estas juntas pueden ser de contacto (diseñadas para rozar durante el funcionamiento) o de tipo "desprendible" sin contacto, con una superficie mecanizada o grabada especialmente que favorece la formación de una fina micropelícula de fluido de fuga entre ellas durante el funcionamiento, minimizando así la fricción entre la superficie estática y la giratoria.
• Los sellos de anillo de carbono son sellos de contacto que constan de múltiples segmentos estáticos de carbono alrededor del eje. Se presionan firmemente alrededor del eje y, durante el funcionamiento, se adaptan gradualmente para proporcionar una superficie de sellado precisa con mínimas fugas.

Un factor determinante en el diseño mecánico de las turbobombas y en la selección de la velocidad del eje (que, por extensión, afecta al diseño hidrodinámico y aerodinámico) es su dinámica de rotores. A alta velocidad, el rotor puede comenzar a precesar en sus cojinetes, lo que puede generar grandes tensiones y provocar fallos. ^{[ 15 ]} Este fenómeno se conoce como precesión. Es fundamental evitar que el eje funcione cerca de velocidades críticas , definidas como velocidades que excitan las frecuencias naturales en el diseño.

Además de ajustar la velocidad, se puede mitigar el efecto de remolino evitando que grandes masas (por ejemplo, impulsores o ruedas de turbina) se sostengan en voladizo lejos de los cojinetes. Desde una perspectiva rotodinámica, la turbobomba ideal tiene cojinetes en los extremos del eje y todos los componentes del rotor entre ellos (la turbobomba RD-180 se acerca bastante a este diseño). En la mayoría de los motores, este tipo de diseño suele ser poco práctico; por ejemplo, crea trayectorias de flujo bastante complejas. En cambio, la tarea del ingeniero es minimizar la longitud en voladizo y aumentar la rigidez de la trayectoria de carga entre los componentes en voladizo y los cojinetes; de ahí el deseo de precargar los componentes del rotor en el eje. ^{[ 1 ]}

Al ensamblarse por primera vez, los rotores suelen presentar cierto desequilibrio, donde el centro de masa no coincide exactamente con el centro de rotación del eje. Por ello, es necesario equilibrarlos antes de instalarlos en la turbobomba. El método habitual es el sustractivo, en el que el rotor se hace girar en una máquina de equilibrado y, a continuación, se elimina progresivamente una pequeña cantidad de material (por ejemplo, mediante rectificado o similar) de la rueda de la turbina. ^{[ 16 ]} Esto se realiza de forma estratégica para reducir el momento de inercia del rotor por debajo de un valor determinado.

Los impulsores centrífugos son óptimos en un rango de 500 <${\displaystyle N_{s}}$< 2500 (las cifras son aproximadas y varían según la fuente). ^{[ 17 ]}

La mayoría de las turbobombas cuentan con impulsores centrífugos: el fluido entra en la bomba a lo largo de su eje de rotación y el impulsor lo acelera a alta velocidad. A continuación, el fluido pasa por una voluta (que se extiende en espiral hacia la salida) o un difusor, que es un anillo con múltiples canales divergentes. Esto provoca un gran aumento de la presión dinámica al disminuir la velocidad del fluido. La voluta o el difusor transforman la alta energía cinética en altas presiones (cientos de bares es algo común) y, si la contrapresión de salida no es demasiado alta, se pueden alcanzar caudales elevados.

El desarrollo de los contornos de los álabes del impulsor, especialmente sus ángulos de entrada y salida, es un factor determinante del rendimiento hidrodinámico general de la turbobomba. El desarrollo de la geometría de los álabes del impulsor comienza con la ecuación de la bomba de Euler : ^{[ 19 ]}

${\displaystyle H=\eta (u_{out}v_{tang,out}-u_{in}v_{tang,in})=\eta \omega (r_{out}v_{tang,out}-r_{in}v_{tang,in})}$

• ${\displaystyle \eta }$= eficiencia de la bomba (sin unidades). Esto resume todas las ineficiencias en un solo término.
• ${\displaystyle u}$= velocidad tangencial (m/s)
• ${\displaystyle v}$= velocidad del flujo (m/s). En un sistema de referencia estacionario.
• ${\displaystyle \omega }$= velocidad angular (rad/s)
• ${\displaystyle r}$= posición radial (m)

Los impulsores axiales son óptimos en un rango de 8000 <${\displaystyle N_{s}}$< 20.000 (las cifras son aproximadas y varían según la fuente). ^{[ 17 ]}

En este caso, el eje esencialmente tiene (a veces múltiples) ruedas de rotor y estatores a lo largo del eje, y luego bombea el fluido en una dirección paralela al eje principal de la bomba. ^{[ 21 ]} En comparación con los impulsores centrífugos, los impulsores axiales sacrifican una menor generación de presión a cambio de mayores caudales volumétricos de propelentes. Por esta razón, pueden ser atractivos para bombear hidrógeno líquido , debido a su densidad significativamente menor que la de prácticamente todos los demás propelentes que utilizan diseños de bombas centrífugas.

La única bomba axial pura que ha volado operativamente fue la del motor J-2 de las etapas superiores del Saturno V. ^{[ 22 ]} Esto, por supuesto, sin contar los inductores, que son omnipresentes y, en algunos casos poco comunes, constituyen el único elemento de bombeo (por ejemplo, la turbobomba de combustible de baja presión RS-25 ). ^{[ 23 ]}

Los ciclos abiertos buscan aumentar la eficiencia minimizando el flujo másico a través de la turbina, compensándolo con la maximización de la caída de presión. Esto se debe a que el flujo másico se descarga al exterior, lo que reduce el rendimiento. Comparativamente, maximizar la caída de presión es fácil, ya que se descarga a la presión ambiente, que será significativamente menor que la presión de la cámara del generador de gas (GG). Esto es cierto incluso si la presión del GG fuera igual a la de la cámara principal, a la que las bombas ya tienen que trabajar bastante para descargar. Estas consideraciones llevan al diseñador a optar por diseños de impulso en la turbina, donde el flujo de gas se expande mediante álabes convergentes-divergentes o toberas hasta alcanzar velocidades supersónicas que luego impactan en la rueda de la turbina.

Los ciclos cerrados buscan aumentar la eficiencia minimizando la caída de presión a través de la turbina y compensándola maximizando el flujo másico. Esto se debe a que la presión aguas abajo debe ser mayor que la presión de la cámara principal. A menudo es significativamente mayor debido a las pérdidas de presión en el inyector y la camisa de regeneración. En consecuencia, el único método para aumentar la caída de presión es incrementar la presión de la cámara en el prequemador mucho más que en la cámara principal. Esto supone una carga significativamente mayor para las bombas, que deben tener una descarga de alta presión para el prequemador. Comparativamente, es fácil lograr un flujo másico alto porque no se descarga nada al exterior; por lo tanto, es común dirigir todo el flujo másico de un propulsor a través del prequemador y la turbina. Los ciclos de combustión escalonada de flujo completo van un paso más allá al dirigir todo el flujo másico (de ahí el término "flujo completo") de ambos propulsores a través de los prequemadores y las turbinas, aprovechando prácticamente el 100% del flujo másico posible a través del motor para generar potencia de eje para las turbobombas. Estas consideraciones llevan al diseñador a optar por diseños de turbina de tipo reactivo, donde el flujo de gas es expulsado a velocidad subsónica desde las palas del rotor y reacciona contra ellas.

El arranque de un motor de cohete es un dilema del tipo "el huevo o la gallina" : la combustión debe producirse en algún lugar (generador de gas, prequemador, cámara de combustión, según el ciclo) para impulsar la turbina y, por lo tanto, hacer girar las bombas; pero las bombas deben estar girando previamente para suministrar los propelentes presurizados necesarios para una combustión sostenida. La forma habitual de superar este problema es suministrar brevemente una fuente externa de energía almacenada: gas de giro presurizado (por ejemplo, nitrógeno) dirigido al colector de la turbina para iniciar su rotación. A medida que la turbina acelera, las bombas comienzan a suministrar pequeñas cantidades de propelente para la combustión, y el sistema de ignición se activa para iniciarla; este, a su vez, comienza a suministrar cierta cantidad de gas de combustión a medida que disminuye el suministro de nitrógeno, lo que hace girar aún más las bombas, suministrando más propelente para la combustión, lo que a su vez hace girar más la turbina, y así sucesivamente. Este proceso se conoce como arranque en frío y dura aproximadamente unos segundos mientras el motor alcanza su máxima potencia.

Las bombas de alta presión para misiles grandes habían sido discutidas por pioneros de cohetes como Hermann Oberth ya en la década de 1920. ^{[ 25 ]} La turbobomba no tiene un inventor claro e indiscutible. Más bien, se desarrollaron de forma independiente en Estados Unidos y Alemania en la década de 1930, donde cada equipo tenía poco o ningún conocimiento del otro. El primer prototipo de una turbobomba de cualquier tipo parece ser del registro histórico, obra del estadounidense Robert Goddard y su equipo, alrededor de 1934. ^{[ 7 ]} Estas primeras pruebas de turbobomba no tuvieron éxito, ya que se toparon directamente con el problema fundamental de las turbobombas: la turbina era impulsada directamente por el gas de la cámara de combustión principal y se fundía rápidamente. Utilizando este conocimiento, Goddard iteró y gradualmente inventó el ciclo del generador de gas, culminando en una nueva turbobomba que impulsó con éxito su cohete "Serie P" (serie de bombas) en un vuelo en 1940 utilizando oxígeno líquido y gasolina.

Este vuelo, sin embargo, ya había sido precedido por uno exitoso en Alemania (aunque monopropelente; la turbobomba de Goddard habría sido la primera bipropelente en volar). Hellmuth Walker comenzó el desarrollo de turbobombas para aeronaves propulsadas por cohetes en 1937 y logró un primer vuelo exitoso de la aeronave RII-203 en 1939 utilizando peróxido de hidrógeno monopropelente. A esto le siguieron rápidamente ese mismo año el DFS 194 y el He 176. Se descubrió que estos tenían valores de empuje decepcionantes, lo que se atribuyó a un rendimiento de succión deficiente que causaba una cavitación significativa en los impulsores. Esto impulsó la invención del inductor , que se agregó a todas las turbobombas Walker posteriores; notablemente poco después para el Messerschmitt Me 163 Komet , la única aeronave propulsada por cohetes que se ha utilizado en combate activo. ^{[ 7 ]}

A mediados de 1935, Wernher von Braun inició un proyecto de bomba de combustible en la empresa Klein, Schanzlin & Becker, del suroeste de Alemania , que tenía experiencia en la construcción de grandes bombas contra incendios. ^{[ 26 ] : 80} Esto evolucionaría hacia 1940 en el diseño del cohete V-2, que utilizaba peróxido de hidrógeno descompuesto mediante un generador de vapor Walter para alimentar la turbobomba ^{[ 26 ] : 81} que bombeaba etanol y oxígeno líquido a la cámara de combustión bipropelente. Esto representó un gran avance en la escala de las turbobombas en comparación con el Me-163. El primer motor se encendió con éxito en 1942, y el 16 de agosto de 1942, un cohete de prueba se detuvo en el aire y se estrelló debido a una falla en la turbobomba. ^{[ 26 ] [ 27 ]} El primer lanzamiento exitoso del V-2 tuvo lugar poco después, el 3 de octubre de 1942. ^{[ 28 ]}

El desarrollo de la turbobomba en la Unión Soviética comenzó en serio en 1943 y logró un primer vuelo exitoso en 1947; acelerado hacia el final por el conocimiento adquirido de los programas Me-163 y V-2 a través de la Operación Osoaviakhim .

De manera similar, el desarrollo de turbobombas en los EE. UU. se aceleró desde los diseños experimentales de Goddard hasta convertirse en un esfuerzo industrial mucho mayor gracias a la experiencia adquirida a través de la Operación Paperclip . Por esta época, se dedicó un esfuerzo serio al desarrollo del hidrógeno líquido como propulsor, liderado por un programa para el desarrollo de turbobombas en Aerojet dirigido por George Bosco. Durante la segunda mitad de 1947, Bosco y su grupo aprendieron sobre el trabajo de otros en el campo de las bombas y realizaron estudios de diseño preliminares. Representantes de Aerojet visitaron la Universidad Estatal de Ohio, donde Florant trabajaba en bombas de hidrógeno, y consultaron a Dietrich Singelmann, un experto alemán en bombas en Wright Field. Posteriormente, Bosco utilizó los datos de Singelmann para diseñar la primera bomba de hidrógeno de Aerojet. ^{[ 29 ]} A mediados de 1948, Aerojet había seleccionado bombas centrífugas tanto para hidrógeno líquido como para oxígeno líquido . Obtuvieron algunas bombas de paletas radiales alemanas de la Armada y las probaron durante la segunda mitad del año. ^{[ 29 ]} A finales de 1948, Aerojet había diseñado, construido y probado una bomba de hidrógeno líquido (15  cm de diámetro). Inicialmente, utilizaba rodamientos de bolas que funcionaban limpios y secos, porque la temperatura criogénica hacía que la lubricación convencional fuera impracticable.

La bomba se operó inicialmente a bajas velocidades del eje para permitir que sus piezas se enfriaran hasta alcanzar su temperatura criogénica de funcionamiento. Una vez enfriadas, se intentó acelerar la velocidad del eje de 5000 a 35000 rpm. Tanto los cojinetes como el impulsor fallaron rápidamente. En un nuevo intento se implementaron cojinetes de precisión, lubricados con un chorro atomizado de aceite y nitrógeno. En la siguiente prueba, los cojinetes funcionaron satisfactoriamente, pero el impulsor soldado se desintegró debido a las tensiones; entonces se mecanizó uno nuevo de aluminio. Las dos siguientes pruebas con la nueva bomba se realizaron, pero no generaron un caudal ni una presión significativos. Esto se atribuyó al difusor de salida , que era pequeño y no estaba suficientemente enfriado, lo que limitaba el caudal. Esto se corrigió añadiendo orificios de ventilación en la carcasa de la bomba, que se abrían durante el enfriamiento para permitir la rápida salida del aire. Con esta corrección, se realizaron dos pruebas exitosas en marzo de 1949: un caudal de 0,25  kg/s y una presión de descarga de aproximadamente 26 bar coincidieron con las predicciones. ^{[ 29 ]}

Los ciclos de generador de gas dominaron el diseño de motores desde los inicios del Centro Goddard hasta la década de 1960 (con algunos motores iniciales, como el V-2 y sus derivados, que empleaban específicamente un ciclo impulsado por catalizador). El RL10 estadounidense fue testigo del surgimiento del ciclo de expansión en 1962, y el RD-253 soviético marcó el comienzo del ciclo de combustión escalonada en 1965. El J-2S estadounidense (derivado del J-2 con ciclo de generador de gas) fue pionero en el ciclo de derivación en una campaña de pruebas a finales de la década de 1960, aunque nunca llegó a volar.

El RS-25 llevó el ciclo de combustión por etapas a nuevas cotas. Estos servirían como motores principales del transbordador espacial ( SSME ), y sus turbobombas giraban a más de 30 000 rpm, suministrando 150  lb/s (68  kg/s) de hidrógeno líquido y 896 lbm/s (406  kg/s) de oxígeno líquido al motor. ^{[ 30 ]} Técnicamente, contaba con cuatro turbobombas independientes; tanto el lado del oxígeno como el del combustible contaban con una bomba de refuerzo más pequeña antes de sus bombas principales, para aumentar el rendimiento de succión en un diseño que exigía velocidades de cabeza/eje muy elevadas. ^{[ 31 ]}

Aunque técnicamente no es una turbobomba (ya que carece de turbina), el motor Rutherford del cohete Electron se convirtió en el primer motor en utilizar una bomba accionada eléctricamente en vuelo en 2018. ^{[ 32 ]}