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LE-5

El motor de cohete líquido LE-5 y sus modelos derivados se desarrollaron en Japón para satisfacer la necesidad de un sistema de propulsión de etapa superior para las series de vehículos de lanzamiento HI y H-II . Es un diseño bipropelente , que utiliza LH 2 y LOX . El trabajo principal de diseño y producción estuvo a cargo de Mitsubishi Heavy Industries . En términos de cohetes líquidos, es un motor bastante pequeño, tanto en tamaño como en potencia de empuje, estando en la clase de empuje de 89 kN (20.000 lbf) y los modelos más recientes de 130 kN (30.000 lbf). El motor es capaz de reiniciar múltiples veces, debido a un sistema de encendido por chispa a diferencia de los encendedores pirotécnicos o hipergólicos de un solo uso que se usan comúnmente en algunos motores contemporáneos. Aunque está clasificado para hasta 16 arranques y más de 40 minutos de tiempo de encendido, en el H-II el motor se considera prescindible, se usa para un vuelo y se desecha. A veces se enciende solo una vez para una duración de nueve minutos, pero en las misiones a GTO, el motor a menudo se enciende por segunda vez para inyectar la carga útil en la órbita superior después de que se haya establecido una órbita terrestre baja temporal .

El LE-5 original fue construido como un motor de segunda etapa para el vehículo de lanzamiento HI. Utilizaba un ciclo generador de gas bastante convencional .

LE-5A

El LE-5A era una versión muy rediseñada del LE-5 destinada a usarse en la segunda etapa del nuevo vehículo de lanzamiento H-II. La principal diferencia es que el funcionamiento del motor se cambió del generador de gas al ciclo de purga del expansor . El LE-5A fue el primer motor de ciclo de purga de expansor que se puso en servicio operativo. El combustible de hidrógeno líquido criogénico para el ciclo se extrae a través de tubos y pasajes tanto en la boquilla del motor como en la cámara de combustión, donde el hidrógeno se calienta increíblemente mientras simultáneamente enfría esos componentes. El calentamiento del combustible inicialmente frío hace que se presurice significativamente y se utiliza para impulsar la turbina de las bombas propulsoras.

LE-5B

El LE-5B fue una versión más modificada del LE-5A. Los cambios se enfocaron en reducir el costo unitario del motor sin dejar de aumentar la confiabilidad. Las modificaciones se inclinaron hacia la simplificación y una producción más barata cuando fue posible a costa de reducir realmente el impulso específico a 447 segundos, el más bajo de los tres modelos. Sin embargo, produjo el empuje más alto de los tres y fue significativamente más barato. El cambio principal con respecto al modelo 5A fue que el sistema de purga del expansor del 5B hizo circular combustible solo alrededor de la cámara de combustión, en contraposición tanto a la cámara como a la boquilla del 5A. Se hicieron alteraciones en los conductos de enfriamiento de la cámara de combustión y en los materiales constituyentes, con especial énfasis en la transferencia de calor efectiva para permitir que este método tenga éxito.

LE-5B-2

Después de que el vuelo F5 del H-IIA el 28 de marzo de 2003 provocó una vibración severa (aunque no dañina) de la etapa superior durante el disparo del LE-5B, se inició el trabajo en una versión mejorada del LE-5B. El motor actualizado, llamado LE-5B-2, se voló por primera vez en un H-IIB el 10 de septiembre de 2009. Las principales soluciones fueron agregar placas de laminación de flujo en el colector de expansión, un nuevo mezclador de hidrógeno líquido y gaseoso en el hidrógeno. línea de alimentación y una nueva placa de inyector con 306 inyectores coaxiales más pequeños (frente a 180 en LE-5B). Consulte el resumen de desarrollo de LE-5B-2 (japonés) . La actualización redujo a la mitad las vibraciones producidas por la etapa superior.

LE-5B-3

Para el nuevo vehículo de lanzamiento H3 , se revisó una vez más el veterano diseño del LE-5B. Para cumplir con los requisitos del H3 y garantizar un suministro estable de piezas durante la vida útil del H3, se debía mejorar el rendimiento y reducir los costos, todo mientras se mantenía el riesgo de desarrollo lo más bajo posible. Las piezas obsoletas que se estaban volviendo difíciles de adquirir, como la electrónica en el controlador del motor, debían reemplazarse por componentes modernos que podrían obtenerse de manera confiable en los próximos años, y el método de fabricación de la cámara de combustión también se actualizaría por razones similares. La turbobomba de hidrógeno líquido y la boquilla de la turbina debían actualizarse para los tiempos de misión más largos del H3, y se debía mejorar el rendimiento de la turbobomba de oxígeno líquido y el mezclador de combustible.

El primer ejemplo del diseño actualizado fue probado en marzo de 2017. La certificación del motor para vuelos en el cohete H3 está actualmente en curso.

Especificaciones

Especificaciones del modelo LE-5
Modelo LE-5 LE-5 LE-5A LE-5B LE-5B-2
Ciclo operativo Generador de gas Purga del expansor
(boquilla / cámara) 		Expansor de purga
(cámara) 		Expansor de purga
(cámara)
Empuje nominal kN ( libras F ) 102,9 (23.100) 121,5 (27.300) 137,2 (30.800) 144,9 (32.500)
Relación de oxidante a combustible 5.5 5 5 5
Relación de expansión 140 130 110 110
El impulso específico , me sp segundos 450 452 447 447
Presión de la cámara MPa (PSI) 3,65 (529) 3,98 (577) 3,58 (519) 3,78 (548)
Velocidad de rotación LH 2 rpm 50.000 51.000 52 000 53,504
Velocidad de rotación LOX rpm 16 000 17.000 18.000 18,560
Largo m (pies) 2,68 (8,84) 2,69 (8,88) 2,79 (9,21) 2,79 (9,21)
Peso kg (libras) 255 (562) 248 (547) 285 (628) 290 (639)
¿Regulable? no no sí sí
Abajo a N / A N / A 60%, 30%, 3% * 60%, 30%, 3% *
*, solo presión del cabezal del tanque

Ver también

Referencias

enlaces externos