Las imágenes de la agrupación de motores en el cohete Electron de Rocket Labs dan una indicación de que hay bombas de accionamiento independientes para motores individuales; No estoy seguro de eso. ¡No estoy al tanto de la plomería del Falcon 9 también!
¿Tener bombas independientes para cada motor en una configuración agrupada tiene alguna ventaja sobre una configuración de bomba común que divide el propulsor en el -motores?
¿Cada configuración de agrupamiento tiene la misma configuración de bomba o hay compensaciones que se consideran para adoptar una disposición de bomba común/independiente?
En esta publicación, me refiero a los motores de manera un poco abstracta, usando "bomba" para referirme a todo el complejo de bombeo o "powerhead", que podría estar hecho de múltiples turbobombas reales, y "cámara de combustión" para referirme a la cámara de combustión principal, no cualquier prequemador o generador de gas.
La mayoría de las veces verá una bomba por cámara de combustión y boquilla.
Algunos motores grandes, en su mayoría rusos, dividen la cámara de combustión: las cámaras grandes tienen más problemas con la estabilidad de la combustión, mientras que las bombas parecen escalar más fácilmente. El motor RD-107/108 de la Soyuz consta de una turbobomba y cuatro cámaras de combustión + toberas, por ejemplo. El RD-170 de una sola bomba y cuatro cámaras que se usa en los propulsores de combustible líquido de Energia tiene derivados de dos cámaras ( RD-180 , usado en Atlas V) y de una sola cámara ( RD-191 , usado en Angara) que usan bombas más pequeñas; estos deben haber sido muy sencillos de diseñar ya que las cámaras y las boquillas ya estaban probadas.
El cohete Atlas de primera generación tenía una etapa de refuerzo de dos cámaras; el diseño realmente cambió de una turbobomba común a turbobombas separadas y nuevamente a una bomba común en varias versiones, lo que sugiere que no hay una gran ventaja en una configuración sobre la otra. El componente generador de gas se compartió en todas las versiones, lo que complica aún más el conteo.
El motor F-1 utilizado en el Saturn V era lo suficientemente grande como para encontrarse con estos problemas de estabilidad de la combustión, pero siguieron rediseñando el inyector y la parte superior de la cámara de combustión hasta que funcionó, en lugar de rediseñarlo como un motor de varias cámaras.
Los motores H-1 de Saturn IB, SSME de Shuttle, Merlin de Falcon y Rutherford de Electron son todos motores de una bomba y una cámara que se utilizan en grupos.
El caudal másico de la bomba es esencialmente proporcional al empuje. Para una tasa de bombeo dada, el motor es generalmente más liviano si usa una sola cámara en lugar de múltiples cámaras. Entonces, desde el punto de vista de la relación empuje-peso, lo ideal sería un gran motor por etapa: una sola bomba que proporcione el empuje total necesario y una sola cámara de combustión.
En la práctica, hay varias razones para considerar la posibilidad de agrupar motores más pequeños para alcanzar el mismo empuje total: capacidad de salida del motor; aceleración apagando motores individuales y evitando los problemas de ingeniería y logística que se encuentran en la construcción de motores individuales gigantes.
m = rho / sigma * p * V(escalas de espesor de pared que rcontrarrestan la superficie con el volumen 1/r). Las escalas del área de la garganta son lineales con el empuje (debido a la velocidad constante del sonido) A_throat ~ F. Las escalas de volumen de la cámara son lineales con el empuje: V_chamber = A_throat * characteristic length(const) ~ F¡pero las boquillas no! La longitud de la boquilla es proporcional al radio de la garganta ( ~sqrt(F)), por lo tanto, el volumen de la boquilla se escala V_nozzle ~ F * sqrt(F).
Urna de pulpo mágico
karthikeyan
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Tristán
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