Il ciclo di combustione a stadi ( ciclo di combustione a stadi ) è una configurazione di propellenti per motori a razzo liquido in cui il propellente passa attraverso diverse camere di combustione . Questa configurazione consente di ottenere motori particolarmente efficienti, a costo di una maggiore complessità.
Il principio della combustione a stadi viene proposto per la prima volta dall'ingegnere sovietico Alexeï Issaïev nel 1949. Il primo motore che utilizza questa configurazione è l' S1.5400 sviluppato dall'ufficio OKB 1 per azionare lo stadio superiore L Block del lanciatore Molnia , che fece il suo primo volo nel 1960. Parallelamente, Nikolai Kouznetsov partecipò dal 1959 allo sviluppo di motori a combustione a stadi per il razzo N1 come parte del programma lunare con equipaggio sovietico : l' NK-15 e l'NK-15V, poi l' NK-33 e NK-43 pianificato per la versione N1F migliorata del lanciatore. Valentin Glouchko sviluppò tra il 1961 e il 1965 l' RD-253 , un motore a combustione a stadi non criogenico che bruciava perossido di azoto e UDMH utilizzato per azionare il primo stadio del lanciatore Proton , che fece il suo primo volo nel 1967.
L' RS-25 , utilizzato dal 1981 sulla navetta spaziale statunitense , è il primo motore a combustione interna ad utilizzare idrogeno liquido e ossigeno liquido . Il suo equivalente sovietico utilizzato sul lanciatore Energia , l' RD-0120 , ha volato nel 1987.
In un ciclo di combustione a stadi, alcuni dei propellenti passano attraverso una o più precamere di combustione, in cui la proporzione di combustibile (combustibile ricco ) o ossidante (combustione ricco di ossidante ) è volutamente troppo alta per la completa combustione. I gas che escono da questa precamera di combustione azionano la turbina della turbopompa prima di essere iniettati nella camera di combustione principale con il resto dei propellenti. Poiché tutti i propellenti vengono espulsi dall'ugello e contribuiscono alla propulsione, il ciclo di combustione a stadi è un ciclo chiuso.
I motori a combustione a stadi possono avere un unico gruppo precamera-turbina che aziona le due turbopompe dei due propellenti, come l' RD-191 , oppure avere due turbopompe azionate da due turbine separate, a loro volta alimentate da una o due precamera precamere separate. L'RS-25 è un esempio di motore con due gruppi precamera-turbina.
Una variante è la combustione a stadi a flusso pieno . In questo, la turbopompa carburante è azionata da una precamera ricca di carburante e quella dell'ossidante da una precamera ricca di ossidante . Tutti i propellenti passano attraverso una delle turbine, da cui il nome della configurazione.
Solo tre motori a razzo che utilizzavano questa variante arrivarono al banco prova : l' RD-270, il cui sviluppo iniziò nel 1962 ma fu cancellato nel 1970 senza aver mai volato; l' Integrated Powerhead Demonstrator (in) negli anni 1990 e 2000; e Raptor di SpaceX , la prima prova ha avuto luogo a settembre 2016 e il primo volo ad agosto 2019.
La combustione a stadi è il ciclo che consente di raggiungere le pressioni più elevate in camera di combustione, dell'ordine di 250 bar fino a 300 bar. Consente di progettare motori potenti con un elevato impulso specifico . In cambio, i motori a razzo ottenuti sono più pesanti e più complessi.
| Motore | Nazione | genere | uso | Ergol | Spinta
(nel vuoto) |
io sp (nel vuoto) |
Pressione | Primo volo | |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| BE-4 | stati Uniti | ricco di ossidanti | New Glenn , Vulcano | LCH4 / LOX | 2.400 kN | In sviluppo | |||
| CE-7.5 | India | GSLV Mk II | LH2 / LOX | 73,5 kN | 454 secondi | 5,8 MPa | 2014 | ||
| LE-7 | Giappone | ricco di carburante | H-II | LH2 / LOX | 1.078 kN | 446 secondi | 12,7 MPa | 1994 | |
| NK-33 | Unione Sovietica | ricco di ossidanti | Antares 100 , N1F , Soyuz-2-1v | RP-1 / LOX | 1.686 kN | 331 secondi | 14,5 MPa | 2013 | |
| rapace | stati Uniti | a pieno flusso | Astronave / Super pesante | LCH4 / LOX | 2.000 kN | 380 secondi | 30.0 MPa | 2019 | |
| RD-0120 | Unione Sovietica | ricco di carburante | Energia | LH2 / LOX | 1.961 kN | 455 secondi | 21,9 MPa | 1987 | |
| RD-170 | Unione Sovietica | ricco di ossidanti | Energia , Zenit | RP-1 / LOX | 7.904 kN | 337 secondi | 24,5 MPa | 1987 | |
| RD-180 | Russia | ricco di ossidanti | Atlante III , Atlante V | RP-1 / LOX | 4.152 kN | 338 secondi | 26,7 MPa | 2000 | |
| RD-191 | Russia | ricco di ossidanti | Angara , Antares 200 | RP-1 / LOX | 2.084 kN | 338 secondi | 25,8 MPa | 2014 | |
| RD-253 | Unione Sovietica | ricco di ossidanti | Protone | UDMH / N 2 O 4 | 1.628 kN | 316 secondi | 14,7 MPa | 1965 | |
| RS-25 | stati Uniti | ricco di carburante | STS , SLS | LH2 / LOX | 2.279 kN | 452 secondi | 20,6 MPa | diciannove ottantuno | |
| YF-100 | Cina | ricco di ossidanti | LM 5 , LM 6 , LM 7 | RP-1 / LOX | 1340 kN | 335 secondi | 18,0 MPa | 2015 |