XLR81

XLR81

Entrega del Agena D 108 estándar para el ensamblaje final del vehículo objetivo Gemini Agena 5003. [1]
País natal	Estados Unidos
Primer vuelo	12 de julio de 1963 ( 12 de julio de 1963 )
Último vuelo	17 de abril de 1984 ( 17 de abril de 1984 )
Fabricante	Compañía Bell Aerosystems
Solicitud	Etapa superior
LV asociado	Thor , Thorad , Atlas y Titán
Predecesor	Campana 8081
Sucesor	Campana 8247
Estado	Jubilado
Motor de combustible líquido
Propulsor	RFNA / UDMH
Proporción de mezcla	2,55
Ciclo	Generador de gas
Configuración
Cámara	1
Relación de boquillas	45
Actuación
Empuje, vacío	71,2 kN (16 000 lb -pie )
Presión de la cámara	3,49 MPa (506 psi)
Impulso específico , vacío	293 s (2,87 km/s)
Tiempo de combustión	265  segundos
Reinicios	2
Alcance del cardán	±2,5°
Dimensiones
Longitud	2,11 m (83,2 pulgadas)
Diámetro	0,90 m (35,5 pulgadas)
Masa seca	134 kilogramos (296 libras)
Utilizado en
RM-81 Agena
Referencias
Referencias	[2] [3] [4]

El XLR81 ( modelo 8096 ) de Bell Aerosystems Company fue un motor de cohete de propulsante líquido estadounidense , que se utilizó en la etapa superior del Agena . Quemaba UDMH y RFNA alimentados por una turbobomba en un ciclo de generador de gas rico en combustible . La turbobomba tenía una sola turbina con una caja de cambios para transmitir energía al oxidante y las bombas de combustible. La cámara de empuje era completamente de aluminio y se enfriaba regenerativamente mediante el oxidante que fluía a través de pasajes perforados con cañones en la cámara de combustión y las paredes de la garganta. La boquilla era una extensión de titanio enfriada radiativamente . El motor estaba montado en un cardán accionado hidráulicamente que permitía la vectorización del empuje para controlar el cabeceo y la guiñada . El empuje del motor y la relación de mezcla se controlaban mediante venturis de flujo cavitante en el circuito de flujo del generador de gas. El arranque del motor se lograba mediante un cartucho de arranque de propulsante sólido. ^[5]

Comenzando como un motor de misil lanzado desde el aire y terminando como un dispositivo de propulsión general para múltiples misiones para la era espacial, el diseño básico pasó por una serie de iteraciones y versiones que le permitieron tener una carrera larga y productiva.

• Bell Model 117 : designación USAF XLR81 . ^[6] También conocido como Bell Hustler Rocket Engine . El motor fue desarrollado para el B-58 Hustler Powered Disposable Bomb Pod. Alcanzó una madurez de desarrollo donde su rendimiento fue confirmado a través de una prueba de calificación de vuelo de rendimiento. Sin embargo, el proyecto fue cancelado antes de que pudiera probarse en vuelo. Quemaba queroseno de aviación JP-4 como combustible y usaba ácido nítrico fumante rojo (RFNA) como oxidante, para proporcionar un empuje de 67 kN (15.000 lbf). ^[5]
• Bell Model 8001 : Designación USAF XLR81-BA-3 . ^[2] Fue utilizado en el prototipo Agena-A . Estaba basado en el Bell Model 117. Solo necesitaba un soporte de cardán para proporcionar vectorización de empuje , reubicando el puerto de escape del generador de gas para permitir el movimiento del cardán y la adición de un cierre de boquilla como modificaciones importantes. Como su predecesor, quemaba combustible 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. ^{[5] [7] [8]}
• Bell Model 8048 : También conocido como XLR81-BA-5 . ^[2] Utilizado en el Agena-A, cambió los propulsores a los hipergólicos RFNA y UDMH . Dado que la mezcla se autoenciende al contacto, el motor se pudo simplificar enormemente. Por ejemplo, se eliminó el sistema de encendido de la cámara de combustión. El sistema más importante fue el sistema de regulación de empuje pasivo. 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 aumentó a 20:1, lo que le permitió alcanzar un I _sp de 276 s (2,71 km/s). El primer vuelo tuvo lugar el 21 de enero de 1959 y el último el 31 de enero de 1961. Fue utilizado por primera vez en Estados Unidos para experimentar el arranque de un motor al vacío, ya que en aquella época se creía que los motores necesitaban presión atmosférica para su arranque. ^{[2] [5] [7] [8]}
• Bell Model 8081 : Esta versión fue la primera diseñada para tener capacidad de reinicio en dos ocasiones, mediante el uso de tres cartuchos de ignición y una validación exhaustiva del comportamiento de arranque en 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 USAF XLR81-BA-7 . Utilizado en el Agena-B , voló por primera vez el 20 de diciembre de 1960 y el último vuelo fue el 15 de mayo de 1966. ^[9]
• Bell Model 8096 : Designación USAF XLR81-BA-11 y posteriormente, YLR81-BA-11 . ^{[4] [5]} Versión de producción principal, utilizada en el Agena-D . Añadió al 8081 una extensión de tobera de titanio con refuerzos de molibdeno , que le permitió alcanzar una I _sp de 280 s (2,7 km/s). También añadió inductores a las turbobombas, reduciendo los requisitos de presurización de los tanques. En 1968, la capacidad de reinicio se incrementó a tres reinicios. ^{[2] [10] [5] [7]}
• Bell Modelo 8096-39 : Esta era 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 IRFNA y 44 % de N ₂ O ₄ con algo de fluoruro de hidrógeno como inhibidor de corrosión. ^[11] Logró un empuje de 76 kN (17 000 lbf) con un I _sp de 300 s (2,9 km/s). ^[7]
• Modelo Bell 8096A : una mejora propuesta sobre el 8096-39 que aumentaría el tamaño de la extensión de la boquilla a una relación de expansión de 75:1, logrando un I _sp de 312 s (3,06 km/s). ^[7]
• Bell Model 8096B : 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 N ₂ O ₄ en una proporción de mezcla de 1,78 y agregaría una tobera 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 tobera de 150:1. El cambio de propulsor requeriría la modificación de los orificios venturi del generador de gas para lograr un 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 del cardán a 3 grados, cambiar la sincronización del motor para reducir las fugas de aceite. Disminuiría el diámetro del paso del 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 del oxidante cambiaría a un diseño de motor de torsión. 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 trasladado las capacidades de arranque múltiple del 8247. Esto permitiría hasta 200 arranques. Además, la vida útil de una sola quema se amplió a 1200 segundos. ^{[12] [13]}
• Bell Model 8096L : Como el 8096B requeriría cambios costosos en el manejo del propulsor, se propuso un paso intermedio. Cambiaría el combustible a MMH más hexametildisilazona (HMZ) , manteniendo el mismo oxidante que el 8096-39, y cambiaría la relación de mezcla a 2,03. El resto de los cambios fueron los mismos que en el 8096B, excepto que mantendría el mismo diámetro del canal de enfriamiento que el 8096, la presión de la cámara se reduciría a 3,34 MPa (484 psi) y la tobera de niobio tendría una relación de expansión de 150:1. Las capacidades de reinicio serían de 10 a 100 arranques dependiendo del esfuerzo de certificación. ^{[3] [12] [14]}
• Bell Model 8247 : designación USAF XLR81-BA-13 . Se utilizó en el vehículo objetivo Agena y como etapa superior pura en la forma del Ascent Agena . Añadió un nuevo sistema que permitía múltiples reinicios. El sistema reemplazó los cartuchos de arranque por dos fuelles metálicos en el oxidante y el tanque de combustible, que podían suministrar suficiente presión para el arranque. Una vez que la turbobomba alcanzó su potencia máxima, la presión de salida se utilizó para rellenar esos fuelles, y así se recargó a sí misma. Si bien estaba clasificado en 15 reinicios, en la práctica nunca hizo más de 8, que se realizaron durante la misión Gemini XI . ^{[5] [7] [15]}
• Bell Model 8533 : Un programa para desarrollar una versión mejorada del 8247. Cambió los propulsores a UDMH y N ₂ O ₄ y tuvo mejoras generales de rendimiento. El cambio de propulsor no solo permitió un mejor rendimiento, sino que también le permitió permanecer con combustible en la plataforma durante períodos de tiempo superiores a 15 días. ^{[5] [16]}

• RM-81 Agena
• Thor Agena
• Tórax Agena
• Atlas Agena
• Titán (cohete)
• Motor de cohete que utiliza combustible líquido

• B14643.de
• Hilo de nasaspaceflight.com sobre la documentación de Agena.
• Hilo de nasaspaceflight.com sobre la documentación de Agena.