Familia Bell Modelo 8000

Designación de la USAF XLR81 . ^{[ 2 ]} También conocido como motor cohete Bell Hustler . El motor fue desarrollado para el contenedor de bombas desechables propulsadas Hustler del B-58 . Alcanzó una etapa de desarrollo en la que su rendimiento fue confirmado mediante una prueba de calificación de vuelo de rendimiento. Sin embargo, el proyecto fue cancelado antes de que pudiera ser probado en vuelo. Utilizaba queroseno aeronáutico JP-4 como combustible y ácido nítrico fumante rojo (RFNA) como oxidante, para proporcionar un empuje de 67 kN (15 000 lbf) . ^{[ 1 ]}  

Designación de la USAF XLR81-BA-3 . ^{[ 3 ]} Se utilizó en el prototipo Agena-A . Se basó en el Bell Modelo 117. Solo necesitó un soporte cardán para proporcionar vectorización de empuje , reubicando el puerto de escape del generador de gas para permitir el movimiento del cardán y agregando un cierre de tobera como modificaciones principales. Al igual que su predecesor, quemaba propelente RFNA y JP-4 y tenía un empuje de 67 kN (15 000 lbf) con un I _sp de 265,5 s (2,604 km/s) con su relación de expansión de 15:1. Su duración nominal era de 100 segundos y solo se lanzó dos veces. El primer vuelo fue el 28 de febrero de 1959. ^{[ 1 ] [ 4 ] [ 5 ]}    

También conocido como XLR81-BA-5 . ^{[ 3 ]} Utilizado en el Agena-A, cambió los propelentes a los hipergólicos RFNA y UDMH . Dado que la mezcla se autoenciende al contacto, el motor pudo simplificarse enormemente. Por ejemplo, se eliminó el sistema de ignición de la cámara de combustión. El sistema más importante fue el sistema pasivo de regulación del empuje. El uso de una serie de orificios venturi en el generador de gas le permitió suministrar 67 kN (15 000 lbf) con una variabilidad de solo 1,6 kN (350 lbf) sin partes móviles. Además, la relación de expansión se incrementó a 20:1, lo que le permitió alcanzar un I _sp de 276 s (2,71 km/s) . Voló por primera vez el 21 de enero de 1959 y por última vez el 31 de enero de 1961. Se utilizó para la primera experiencia estadounidense en el arranque por vacío de un motor, ya que en ese momento se creía que los motores necesitarían presión atmosférica para el arranque. ^{[ 3 ] [ 1 ] [ 4 ] [ 5 ]}      

Esta versión fue la primera diseñada para tener capacidad de doble reinicio, mediante el uso de tres cartuchos de ignición y una amplia validación del comportamiento de arranque por vacío. El empuje se incrementó a 71 kN (16 000 lbf) y la relación de expansión a 45:1 para un I _sp de 293 s (2,87 km/s) . Designación de la USAF: XLR81-BA-7 . Utilizado en el Agena-B , realizó su primer vuelo el 20 de diciembre de 1960 y su último vuelo fue el 15 de mayo de 1966. ^{[ 6 ]}    

Designación de la USAF XLR81-BA-11 y posteriormente, YLR81-BA-11 . ^{[ 7 ] [ 1 ]} Versión principal de producción, utilizada en el Agena-D . Añadió al 8081 una extensión de tobera de titanio con refuerzos de molibdeno , lo que le permitió alcanzar un I _sp de 280 s (2,7 km/s) . También añadió inductores a las turbobombas, reduciendo los requisitos de presurización en los tanques. En 1968, la capacidad de reinicio se incrementó a tres reinicios. ^{[ 3 ] [ 8 ] [ 1 ] [ 4 ]}  

_{Esta fue una versión que cambió el oxidante a ácido nítrico tipo IV MIL -} P-7254F — conocido como HDA ​​(ácido de alta densidad) — una mezcla de 55 % de ácido nítrico y 44 % de _N₂O₄ con algo de fluoruro de hidrógeno como inhibidor de corrosión, proporcionando un rendimiento superior al del IRFNA estándar _. [ 9 ^{] Logró un} empuje de 76 kN (17 000 lbf) con una Isp de 300 s (2,9 km/s) . ^{[ 4 ]}    

Una mejora propuesta respecto al 8096-39 que aumentaría el tamaño de la extensión de la boquilla con una relación de expansión de 75:1, logrando un I _sp de 312 s (3,06 km/s) . ^{[ 4 ]}  

Versión propuesta para su uso con una etapa superior reutilizable basada en Agena para el Transbordador Espacial. Cambiaría el propulsor a MMH más hexametildisilazona (HMZ) y N₂O₄ _en una relación de mezcla de 1,78 y _agregaría una boquilla de niobio con una relación de expansión de 100:1 para un aumento en I _sp a 327 s (3,21 km/s) , o 330 s (3,2 km/s) con una boquilla de 150:1. El cambio de propulsor requeriría la modificación de los orificios venturi del generador de gas para lograr el equilibrio de potencia con el nuevo rendimiento sin rediseñar la turbobomba. La presión de la cámara se reduciría a 3,35 MPa (486 psi) . Dentro de los mismos actuadores, permitiría aumentar el ángulo de cardán a 3 grados, cambiar la sincronización del motor para reducir las fugas de aceite. Disminuiría el diámetro del conducto de refrigerante, ya que el nuevo oxidante podría mantenerse dentro de las especificaciones a una mayor velocidad de flujo. El inyector cambiaría de plano a un deflector de 5 patas, se mejorarían los sellos de la bomba y la válvula de oxidante cambiaría a un diseño de motor de par. También se implementarían algunos cambios de material en los cojinetes de la turbobomba que eliminarían la ebullición del oxidante que impedía un reinicio en el período de 15 minutos a 3 horas después de un encendido. Se habrían adaptado las capacidades de arranque múltiple del 8247. Esto permitiría hasta 200 arranques. Además, la vida útil de una sola combustión se extendió a 1200 segundos. ^{[ 10 ] [ 11 ]}      

Dado que el 8096B requeriría cambios costosos en el manejo del propulsor, se propuso un paso intermedio. Este cambiaría el combustible a MMH más hexametildisilazona (HMZ) , manteniendo el mismo oxidante que el 8096-39, y modificaría la relación de mezcla a 2,03. El resto de los cambios serían los mismos que los del 8096B, excepto que mantendría el mismo diámetro del canal de refrigeración que el 8096, la presión de la cámara se reduciría a 3,34 MPa (484 psi) y la boquilla de niobio tendría una relación de expansión de 150:1. La capacidad de reinicio sería de 10 a 100 arranques, dependiendo del esfuerzo de certificación. ^{[ 12 ] [ 10 ] [ 13 ]}  

Designación de la USAF XLR81-BA-13 . Se utilizó en el vehículo objetivo Agena y como etapa superior pura en la forma del Ascent Agena . Incorporó un nuevo sistema que permitía múltiples reinicios. El sistema sustituyó los cartuchos de arranque por dos fuelles metálicos en el tanque de oxidante y combustible, que podían suministrar suficiente presión para el arranque. Una vez que la turbobomba alcanzaba su potencia máxima, la presión de salida se utilizaba para rellenar dichos fuelles, recargándose así. Aunque estaba clasificado para 15 reinicios, en la práctica nunca superó los 8, que se realizaron durante la misión Gemini XI . ^{[ 1 ] [ 4 ] [ 14 ]}

Un programa para desarrollar una versión mejorada del 8247. Se cambió el propulsor a _UDMH y N₂O₄ y se obtuvieron mejoras generales _en el rendimiento. El cambio de propulsor no solo permitió un mejor rendimiento, sino que también le permitió permanecer repostado en la plataforma durante períodos de tiempo superiores a 15 días. ^{[ 1 ] [ 15 ]}