Avión a reacción LR87
Familia de motores de cohetes estadounidenses utilizados en las primeras etapas del misil Titán
LR87
Motor XLR87
País natal Estados Unidos
Primer vuelo1959 ( 1959 )
Último vuelo2005 ( 2005 )
FabricanteReactivo
SolicitudMotor principal
LV asociadoTitán
SucesorDLR -91
Motor de combustible líquido
Propulsor
CicloGenerador de gas
Actuación
Empuje, nivel del marLR87-11 : 1.900 kN (430.000 lb- pie )
Presión de la cámara40–59 bares (4000–5900 kPa)
Impulso específico , vacío290 s (2,8 km/s)
Impulso específico , nivel del mar256 s (2,51 km/s)
Dimensiones
Longitud
  • 3,13–3,84 m (10,3–12,6 pies)
  • LR87 LH2 : 4 m (13 pies)
Diámetro1,14 m (3 pies 9 pulgadas)
Masa seca839 kilogramos (1.850 libras)
Referencias
Referencias[1]

El LR87 fue un motor cohete de propulsante líquido estadounidense utilizado en las primeras etapas de los misiles balísticos intercontinentales Titán y sus vehículos de lanzamiento . [1] Compuesto por dos motores con cámaras de combustión separadas y maquinaria de turbobomba , [2] se considera una sola unidad y nunca fue volado como un motor de una sola cámara de combustión ni diseñado para esto. El LR87 voló por primera vez en 1959. [1]

El LR87 fue desarrollado a finales de la década de 1950 por Aerojet . [3] : 82,319  Fue el primer motor de cohete de producción capaz (en sus diversos modelos) de quemar las tres combinaciones de propulsante líquido para cohetes más comunes: oxígeno líquido / RP-1 , tetróxido de nitrógeno (NTO)/ Aerozine 50 (una mezcla 50:50 en masa de hidracina y UDMH ) y oxígeno líquido/ hidrógeno líquido . [4] El motor funcionaba en un ciclo abierto de generador de gas y utilizaba una cámara de combustión refrigerada regenerativamente. Para cada conjunto de cámara de empuje, una única turbina de alta velocidad impulsaba las bombas centrífugas de combustible y oxidante de menor velocidad a través de engranajes, una configuración diseñada para una alta eficiencia de turbobomba. Esto redujo el uso de combustible en el generador de gas y mejoró el impulso específico. [3] : 380-385  El LR87 sirvió como plantilla para el LR-91 , que se utilizó en la segunda etapa del misil Titán. [5]

El LR87 era un motor de empuje fijo, que no podía ser regulado o reiniciado en vuelo. El LR87 entregaba aproximadamente 1.900 kilonewtons (430.000 libras) de empuje en su configuración hipergólica . [1] Los primeros motores LR87 utilizados en el Titan I quemaban RP-1 y oxígeno líquido. [6] [1] Debido a que el oxígeno líquido es criogénico , no podía almacenarse en el misil durante largos períodos de tiempo y tenía que cargarse antes de que el misil pudiera lanzarse. Para el Titan II , el motor fue modificado para usar Aerozine 50 y tetróxido de nitrógeno, que son hipergólicos y almacenables a temperatura ambiente. Esto permitió que los misiles Titan II se mantuvieran completamente cargados de combustible y listos para lanzarse en poco tiempo. [1]

Para los Titan III y IV , que eran vehículos de lanzamiento espacial más grandes y con mayor capacidad, el LR87 se modificó aún más. La relación de empuje y área de la tobera se incrementó progresivamente, lo que requirió turbobombas, tuberías y otras piezas más pesadas. [3] : 384 

Variantes

LR87-3

Utilizado en el Titan I , el LR87-3 quemaba oxígeno líquido y RP-1. [4] Tras el retiro del programa de misiles Titan, estos motores no se utilizaron más. [ cita requerida ] El LR87-3 también funcionaba con NTO/Aerozine 50 y se probó en tierra con LOX/H2 (con una nueva bomba de combustible), lo que lo convirtió en uno de los pocos motores que funcionaron con tres combinaciones de propulsantes diferentes. [3] : 383 

LR87-5

En lugar de oxígeno líquido y RP-1, el Titan II utilizó tetróxido de nitrógeno y Aerozine 50. Este cambio se realizó para facilitar el almacenamiento a pedido de la Fuerza Aérea de los EE. UU. [3] : 381  El motor era generalmente más ligero y simple que su predecesor, en parte debido al uso de propulsores hipergólicos , que no necesitan un sistema de encendido independiente. Los motores también tenían controles más simples, cartuchos de propulsor sólido para iniciar las turbobombas, inyectores simplificados y presurización autógena , reemplazando los pesados ​​tanques de gas helio frío. En cambio, el tanque de combustible se presurizó con escape de generador de gas rico en combustible, y el tanque oxidante con NTO se evaporó en un intercambiador de calor utilizando escape de turbina. [3] : 383 

A partir de 1984, los misiles Titan II fueron desmantelados y pasaron a estar disponibles como vehículos de lanzamiento. Sus motores fueron modificados para este uso. [3] : 383 

LR87-7

El LR87-5 fue adaptado a las necesidades del programa Gemini . El LR87-7 tenía redundancias añadidas y características de seguridad para la certificación de calificación humana . [3] : 381  El rendimiento era similar a la versión anterior, solo se reducía la presión de la cámara y el empuje de la boquilla para cumplir con los requisitos de calificación humana. Esta versión solo se utilizó en el Titan II GLV .

LR87-9

Utilizado en el Titan IIIA , IIIB y IIIC . [7]

LR87-11/LR-87-11A

Se utilizó en los Titan 24B, 34B, IIIBS, IIID, 34D , 34D7 y IIIE . El LR-87-11A se utilizó en el Titan IV A/B. [ cita requerida ]

LR87 LH2

Modificado para quemar oxígeno líquido e hidrógeno líquido. El desarrollo coincidió con otras variantes de finales de la década de 1950. Comparado con el -3, tuvo una serie de cambios asociados con el uso de hidrógeno líquido más ligero y frío. [3] : 383  Los inyectores de combustible se modificaron en gran medida y la bomba RP-1 se reemplazó con una bomba de hidrógeno de una sola etapa diseñada específicamente. Desarrollado entre 1958 y 1961, se realizaron un total de 52 pruebas estáticas sin problemas graves. Aerojet participó en el proceso de selección de un nuevo motor para la segunda etapa del Saturn IB y Saturn V. Aunque el LR87 LH2 fue el mejor en 10 de los 11 criterios, la NASA seleccionó el J-2 de Rocketdyne . Las lecciones aprendidas se utilizaron durante el desarrollo del Aerojet M-1 . [8] Solo se construyó con 1 cámara. [ cita requerida ]

LR87 / Alumazina

El LR87 también fue probado con un combustible de tetróxido de dinitrógeno/alumizina gelificado. [9] [10] Aunque las pruebas anteriores con el LR87 se interrumpieron debido a inestabilidades de combustión y restricciones de financiación, el desarrollo de combustible gelificado y oxidantes continuó produciendo combustibles para los motores que se utilizan actualmente en el espacio. [11]

Comparación de motores

MotorLR87-3LR87-5LR87-7LR87-9LR87-11LR87 LH2
Modelo de avión a reacciónAJ23-130AJ23-132AJ23-134AJ23-136AJ23-139
CombustibleLOX/querosenoN2O4/Aerozina 50N2O4/Aerozina 50N2O4/Aerozina 50N2O4/Aerozina 50Oxígeno disuelto/LH2
Primer vuelo19591962 [a]196219661968–
Número construido140212534
Empuje, [b] V [c]733,9 kN1096,8 kN1086,1 kN1218,8 kN667 kN
Yo SP , V [c]Años 290297296s302s
Empuje, SL [d]647,9 kN956,5 kN946,7 kN956,1 kN968,4 kN578 kN
Yo SP , SL [d]256s259 años258sAños 250350 segundos
Tiempo de combustión138s155s139 añosAños 200
Altura3,13 m3,13 m3,13 m3,13 m [e]4 metros
Diámetro1,53 m1,14 m1,53 m1,14 m1,14 metros
Misa [b]839 kilogramos739 kilogramos713 kilogramos758 kilogramos700 kilos
Presión de la cámara40,00 bares53,3 atm (54,01 bar)47,00 bares58,3 atm (59,07 bar)
Relación de área889158
TWR, V [c]89.2151.34155.33163,9697,14
Relación oxidante/combustible1.911.931.91.91
Coeficiente de empuje, V [c]1.84532.233.03
Coeficiente de empuje, SL [d]1.64531,982,78
Flujo de propulsor750 kilogramos por segundo824,7 kilogramos por segundo
Fuente[12][2][13][14][15][8]
  1. ^ ICBM; lanzamiento orbital del Titán II, 1968.
  2. ^ ab Por cámara de empuje; se montan dos juntas en cada Titán.
  3. ^ abcd En el vacío
  4. ^ abc Al nivel del mar
  5. ^ Altura en la parte superior del conjunto de turbobomba; 3,84 m hasta la parte superior de la estructura de empuje.

Véase también

Referencias

  1. ^ abcdef «Cohete de propulsión líquida Aerojet-General LR87». Museo Nacional de la Fuerza Aérea de Estados Unidos . Archivado desde el original el 25 de diciembre de 2010. Consultado el 25 de diciembre de 2010 .
  2. ^ ab "LR87-5". Astronautix . Archivado desde el original el 5 de agosto de 2014 . Consultado el 6 de enero de 2015 .
  3. ^ abcdefghi Sutton, George P. (2006). Historia de los motores de cohetes de propulsante líquido. Reston, Va.: Instituto Americano de Aeronáutica y Astronáutica. ISBN 1-56347-649-5. OCLC  63680957 . Consultado el 22 de agosto de 2021 .
  4. ^ ab "LR87". www.astronautix.com . Archivado desde el original el 2021-08-22 . Consultado el 2021-08-22 .
  5. ^ "LR91". www.astronautix.com . Archivado desde el original el 2021-08-22 . Consultado el 2021-08-22 .
  6. ^ "Titán I". www.astronautix.com . Archivado desde el original el 23 de abril de 2021 . Consultado el 21 de agosto de 2021 .
  7. ^ Brügge, Norbert. "Titan III/IV Propulsion". B14643.de . Norbert Brügge. Archivado desde el original el 12 de septiembre de 2017 . Consultado el 20 de junio de 2017 .
  8. ^ ab "LR87 LH2". www.astronautix.com . Archivado desde el original el 2021-08-27 . Consultado el 2021-08-27 .
  9. ^ "LR87 Alumazina" . Consultado el 29 de octubre de 2022 .
  10. ^ "Composición de tetróxido de dinitrógeno gelificado" . Consultado el 29 de octubre de 2022 .
  11. ^ "Un estudio exhaustivo sobre los propelentes gelificados" . Consultado el 29 de octubre de 2022 .
  12. ^ "LR87-3". www.astronautix.com . Archivado desde el original el 2021-08-27 . Consultado el 2021-08-27 .
  13. ^ "LR87-7". Astronautix . Archivado desde el original el 8 de marzo de 2016 . Consultado el 20 de abril de 2016 .
  14. ^ "LR87-9". www.astronautix.com . Archivado desde el original el 2021-08-27 . Consultado el 2021-08-27 .
  15. ^ "LR87-11". www.astronautix.com . Archivado desde el original el 2021-08-27 . Consultado el 2021-08-27 .
Wikimedia Commons tiene medios relacionados con LR87 (motor de cohete) .
  • Enciclopedia Astronáutica
  • Museo Nacional de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos, Ohio
  • Avión a reacción LR87
Obtenido de "https://es.wikipedia.org/w/index.php?title=Aerojet_LR87&oldid=1253810505"