Hasta donde yo sé, los cohetes de combustible líquido sufren una eficiencia reducida cuando se usan menos de la aceleración máxima, ya que la presión de combustión se reduce y, por lo tanto, la eficiencia termodinámica. ¿Podría una boquilla de diámetro de garganta variable solucionar esto al restringir el flujo de salida del gas y, por lo tanto, aumentar la presión de respaldo en la cámara de combustión? ¿O la parte divergente de la boquilla también tendría que variar en forma? ¿Existen diseños exitosos que mantengan la eficiencia del motor en configuraciones de aceleración más bajas?
Según la Historia de motores de cohetes de propulsión líquida y elementos de propulsión de cohetes de Sutton , el motor sustentador del misil Lance podría acelerar de 22 kN a 62 N, una relación mejor que 350:1, utilizando un inyector de pivote móvil con una pérdida de eficiencia del 15 %. en el extremo inferior. El inyector de pivote se usa en otros dos motores acelerables notables: el motor de descenso Apollo LM y SpaceX Merlin.
Normalmente, los ajustes extremadamente bajos del acelerador conducen a la separación del flujo en la boquilla: el escape se separa de un lado de la pared de la boquilla y se adhiere al otro, desequilibrando el empuje (un grifo de cocina normal muestra un comportamiento similar cuando se abre muy poco). El motor Lance tiene una boquilla extremadamente corta con una relación de expansión de solo 4: 1 para evitar esto, con el consiguiente impulso específico deficiente de 227 segundos a pleno empuje; normalmente se espera un Isp del nivel del mar en los 270 a partir de la combinación de propulsores IRFNA/UDMH.
Soy escéptico de que el control dinámico del diámetro de la garganta pueda ser práctico. Sin él, para hacer un estrangulamiento muy profundo en la atmósfera, necesita una boquilla rechoncha como la de Lance o una de las otras técnicas estándar de compensación de altitud para controlar la separación del flujo de escape: aeropuntas, expansión-deflexión , boquillas escalonadas , etc. Se ha investigado mucho aquí porque no hay mucha demanda de estrangulamiento profundo en los motores de primera etapa.
Para los motores de vacío, las cosas son más fáciles. El motor de descenso LM se diseñó para reducir la aceleración al 10 %; en la práctica el mínimo utilizado rondaba el 30%. Al 30%, el impulso específico de empuje cayó de ~305 a ~298, menos del 3% de reducción . Hubo un rango de aceleración del 65% al 92% que se evitó porque causaría una erosión excesiva de la boquilla, pero no hay problemas significativos en el extremo inferior que yo sepa. No había necesidad de bajar hasta el 5% en el plan de vuelo del LM (las quemaduras suicidas de alto empuje son más eficientes en combustible que el descenso gradual largo), pero si hubiera sido necesario, probablemente era factible.
russell borogove
uwe
Krzysztof Broda
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russell borogove
SF.
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