Rocketdyne J-2

La turbobomba de combustible, montada en la cámara de empuje, era una unidad de bombeo de flujo axial accionada por turbina, compuesta por un inductor, un rotor de siete etapas y un estator. Era una bomba de alta velocidad que operaba a 27 000  rpm y estaba diseñada para aumentar la presión del hidrógeno de 210 a 8450 kPa (30 a 1225 psi) (absoluta) a través de conductos de alta presión a un caudal que desarrollaba 5800 kW (7800 CV) . La energía para el funcionamiento de la turbobomba era suministrada por una turbina de dos etapas de alta velocidad. El gas caliente del generador de gas se dirigía al colector de entrada de la turbina, que lo distribuía a las boquillas de entrada, donde se expandía y se dirigía a alta velocidad hacia la primera etapa de la turbina. Tras pasar por la primera etapa de la turbina, el gas se redirigía a través de un anillo de álabes del estator y entraba en la segunda etapa de la turbina. El gas salía de la turbina a través del conducto de escape. Tres sellos dinámicos en serie impedían que el fluido de la bomba y el gas de la turbina se mezclaran. La potencia de la turbina se transmitía a la bomba mediante un eje de una sola pieza. ^{[ 2 ]}    

La turbobomba de oxidante estaba montada en la cámara de combustión diametralmente opuesta a la turbobomba de combustible. Era una bomba centrífuga de una sola etapa con accionamiento directo de la turbina . La turbobomba de oxidante aumenta la presión del LOX y lo bombea a través de conductos de alta presión hacia la cámara de combustión. La bomba operaba a 8600  rpm con una presión de descarga de 7400 kPa (1080 psi) (absoluta) y desarrollaba 1600 kW (2200 CV) . La bomba y sus dos turbinas estaban montadas en un eje común. La potencia para el funcionamiento de la turbobomba de oxidante era suministrada por una turbina de dos etapas de alta velocidad, accionada por los gases de escape del generador de gas. Las turbinas de las turbobombas de oxidante y combustible estaban conectadas en serie mediante conductos de escape que dirigían los gases de escape descargados de la turbina de la turbobomba de combustible a la entrada del colector de la turbina de la turbobomba de oxidante. Un sello estático y dos dinámicos en serie impedían que el fluido oxidante de la turbobomba y el gas de la turbina se mezclaran. ^{[ 2 ]}    

Al iniciar el funcionamiento de la turbobomba, el gas caliente entraba en las toberas y, a su vez, en la primera etapa de la turbina. Tras pasar por la primera etapa de la turbina, el gas era redirigido por los álabes del estator y entraba en la segunda etapa de la turbina. A continuación, el gas salía de la turbina a través de un conducto de escape, pasaba por el intercambiador de calor y se descargaba en la cámara de combustión mediante un colector situado directamente encima del colector de entrada de combustible. La potencia de la turbina se transmitía a la bomba mediante un eje de una sola pieza. La velocidad del LOX aumentaba mediante el inductor y el impulsor. Al entrar el LOX en la voluta de salida, la velocidad se convertía en presión y el LOX se descargaba en el conducto de salida a alta presión. ^{[ 2 ]}

Los caudalímetros de combustible y oxidante eran de tipo rotor con paletas helicoidales. Estaban ubicados en los conductos de alta presión de combustible y oxidante. Los caudalímetros medían los caudales de propulsor en los conductos de propulsor de alta presión. El rotor de cuatro paletas en el sistema de hidrógeno producía cuatro impulsos eléctricos por revolución y giraba aproximadamente a 3700  rpm con el caudal nominal. El rotor de seis paletas en el sistema de LOX producía seis impulsos eléctricos por revolución y giraba aproximadamente a 2600  rpm con el caudal nominal. ^{[ 2 ]}

El sistema de alimentación de propelente requería una serie de válvulas para controlar el funcionamiento del motor cambiando el flujo de propelente a través de los componentes del motor: ^{[ 2 ]}

• La válvula principal de combustible era de tipo mariposa, accionada por resorte para permanecer cerrada, abierta neumáticamente y cerrada con asistencia neumática. Estaba montada entre el conducto de alta presión de combustible de la turbobomba y el colector de admisión de combustible del conjunto de la cámara de combustión. La válvula principal de combustible controlaba el flujo de combustible hacia la cámara de combustión. La presión de la válvula de control de la etapa de encendido en el paquete de control neumático abría la válvula durante el arranque del motor y, al abrirse la compuerta, permitía el flujo de combustible hacia el colector de admisión. ^{[ 2 ]}
• La válvula principal de oxidación (MOV) era una válvula de mariposa, accionada por resorte para la posición cerrada, operada neumáticamente para la posición abierta y asistida neumáticamente para la posición cerrada. Estaba montada entre el conducto de alta presión de oxidación proveniente de la turbobomba de oxidación y la entrada de oxidación en el conjunto de la cámara de empuje. La presión neumática del puerto normalmente cerrado de la electroválvula de control de la etapa principal se dirigía a los actuadores de apertura de la primera y segunda etapa de la válvula principal de oxidación. La aplicación de la presión de apertura de esta manera, junto con la ventilación controlada de la presión de cierre de la válvula principal de oxidación a través de un orificio de compensación térmica, proporcionaba una apertura gradual controlada de la válvula principal de oxidación en todos los rangos de temperatura. Una válvula de secuencia, ubicada dentro del conjunto de la MOV, suministraba presión neumática a la parte de control de apertura de la válvula de control del generador de gas y, a través de un orificio, a la parte de cierre de la válvula de derivación de la turbina de oxidación. ^{[ 2 ]}
• La válvula de utilización de propelente (PU) era una válvula de transferencia de oxidante accionada eléctricamente, bifásica y por motor, ubicada en la voluta de salida de la turbobomba de oxidante . Esta válvula garantizaba el vaciado simultáneo del contenido de los tanques de propelente. Durante el funcionamiento del motor, los sensores de nivel de propelente en los tanques del vehículo controlaban la posición de la compuerta de la válvula para ajustar el flujo de oxidante y asegurar el vaciado simultáneo de combustible y oxidante. ^{[ 2 ]}

• Una función adicional de la válvula PU era proporcionar variaciones de empuje para maximizar la carga útil. La segunda etapa, por ejemplo, operaba con la válvula PU cerrada durante más del 70 % de la duración del encendido. Esta posición de la válvula proporcionaba 1000 kN (225 000 lbf) de empuje con una relación de mezcla de propulsor (oxidante a combustible en peso) de 5,5:1 (cuando la válvula PU estaba completamente abierta, la relación de mezcla era de 4,5:1 y el nivel de empuje era de 780 kN (175 000 lbf) ), aunque con un impulso específico mayor debido a la mayor cantidad de hidrógeno sin quemar en los gases de escape. Durante la última parte del vuelo, la posición de la válvula PU se variaba para permitir el vaciado simultáneo de los tanques de propulsor. La tercera etapa también operaba al nivel de alto empuje durante la mayor parte del tiempo de combustión para obtener los beneficios del alto empuje. El período exacto de tiempo en el que el motor operaba con la válvula PU cerrada variaba según los requisitos de cada misión y los niveles de los tanques de propulsor. ^{[ 2 ]}    

• Las válvulas de purga de propelente utilizadas en los sistemas de combustible y oxidante eran de tipo asiento, accionadas por resorte para permanecer normalmente abiertas y cerradas por presión. Ambas válvulas estaban montadas en las líneas de arranque adyacentes a las bridas de descarga de sus respectivas turbobombas. Estas válvulas permitían la circulación del propelente en las líneas del sistema de alimentación para alcanzar la temperatura de funcionamiento adecuada antes del arranque del motor, y estaban controladas por este. Al arrancar el motor, se activaba una electroválvula de control de helio en el paquete de control neumático, permitiendo que la presión neumática cerrara las válvulas de purga, las cuales permanecían cerradas durante el funcionamiento del motor. ^{[ 2 ]}

El generador de gas estaba soldado al colector de la turbina de la bomba de combustible, convirtiéndose así en parte integral del conjunto de la turbobomba de combustible. Producía gases calientes para accionar las turbinas de combustible y oxidante, y constaba de una cámara de combustión con dos bujías, una válvula de control con puertos para combustible y oxidante, y un conjunto de inyectores. Al arrancar el motor, los excitadores de chispa del sistema de control eléctrico se energizaban, suministrando energía a las bujías de la cámara de combustión del generador de gas. Los propelentes fluían a través de la válvula de control hacia el conjunto de inyectores y la salida de la cámara de combustión, antes de ser dirigidos a la turbina de combustible y luego a la turbina de oxidante. ^{[ 2 ]}

• La válvula de control del generador de gas era de tipo obturador neumático, accionada por resorte, y se mantenía cerrada. Los obturadores de combustible y oxidante estaban conectados mecánicamente mediante un actuador. La válvula controlaba el flujo de propelentes a través del inyector del generador de gas. Al recibirse la señal de la etapa principal, se aplicaba presión neumática contra el conjunto del actuador de la válvula de control del generador de gas, lo que movía el pistón y abría el obturador de combustible. Durante la apertura del obturador de combustible, un actuador contactaba con el pistón que abría el obturador de oxidante. A medida que disminuía la presión neumática de apertura, los resortes cerraban los obturadores. ^{[ 2 ]}
• La válvula de derivación de la turbina de oxidación era una válvula de compuerta, normalmente abierta y accionada por resorte. Estaba montada en el conducto de derivación de la turbina de oxidación y equipada con una boquilla, cuyo tamaño se determinaba durante la calibración del motor. En posición abierta, la válvula reducía la velocidad de la bomba de oxígeno durante el arranque, y en posición cerrada actuaba como dispositivo de calibración para el equilibrio del rendimiento de la turbobomba. ^{[ 2 ]}

Los conductos y las cubiertas de escape de la turbina eran de chapa metálica soldada. En las conexiones de los componentes se utilizaron bridas con doble junta. Los conductos de escape conducían los gases de escape de la turbina al colector de escape de la cámara de empuje, que rodeaba la cámara de combustión aproximadamente a la mitad entre la garganta y la salida de la tobera. Los gases de escape pasaban a través del intercambiador de calor y entraban en la cámara de combustión principal a través de 180 aberturas triangulares entre los tubos de la cámara de combustión. ^{[ 2 ]}

El intercambiador de calor era un conjunto de carcasa, compuesto por un conducto, fuelles, bridas y serpentines. Estaba montado en el conducto de escape de la turbina, entre el colector de descarga de la turbina de oxidante y la cámara de combustión. Calentaba y expandía el gas helio para su uso en la tercera etapa o convertía el LOX en oxígeno gaseoso para la segunda etapa, con el fin de mantener la presurización del tanque de oxidante del vehículo. Durante el funcionamiento del motor, el LOX se extraía del conducto de alta presión del oxidante o bien se suministraba helio desde la etapa del vehículo y se dirigía a los serpentines del intercambiador de calor. ^{[ 2 ]}

El sistema de instrumentación de vuelo se componía de un paquete de instrumentación principal y un paquete auxiliar. La instrumentación del paquete principal mide los parámetros críticos para todas las pruebas estáticas del motor y los posteriores lanzamientos del vehículo. Estos incluyen unos 70 parámetros, como presiones, temperaturas, caudales, velocidades y posiciones de las válvulas de los componentes del motor, con la capacidad de transmitir señales a un sistema de registro en tierra, a un sistema de telemetría o a ambos. El sistema de instrumentación se diseñó para su uso durante toda la vida útil del motor, desde la primera prueba estática de aceptación hasta su último vuelo del vehículo. El paquete auxiliar se diseñó para su uso durante los primeros vuelos del vehículo. Puede eliminarse del sistema de instrumentación básico del motor una vez que el sistema de propulsión haya demostrado su fiabilidad durante los vuelos de investigación y desarrollo del vehículo. Ofrece suficiente flexibilidad para permitir la eliminación, sustitución o adición de parámetros que se consideren necesarios como resultado de pruebas adicionales. La eventual eliminación del paquete auxiliar no interferirá con la capacidad de medición del paquete principal. ^{[ 2 ]}

En 1964 se inició un programa experimental para mejorar el rendimiento del J-2, denominado J-2X (que no debe confundirse con una variante posterior del mismo nombre ). El principal cambio respecto al diseño original del J-2 consistió en sustituir el ciclo del generador de gas por un ciclo de derivación que suministraba gas caliente desde una toma en la cámara de combustión en lugar de un quemador independiente. Además de eliminar piezas del motor, también redujo la dificultad de su arranque y la correcta sincronización de los distintos combustores. ^{[ 7 ]}

Entre los cambios adicionales se incluyó un sistema de regulación de potencia para una mayor flexibilidad en la misión, que también requirió un sistema de mezcla variable para combinar adecuadamente el combustible y el oxígeno según las diferentes presiones de operación. Asimismo, se incorporó un nuevo "Modo de ralentí" que proporcionaba un empuje mínimo para maniobras en órbita o para estabilizar los tanques de combustible antes de la ignición.

Durante el programa experimental, Rocketdyne también produjo una pequeña serie de seis modelos de preproducción para pruebas, el J-2S . Estos se probaron muchas veces entre 1965 y 1972, para un tiempo total de combustión de 30.858 segundos. En 1972 quedó claro que no habría más pedidos de propulsores para el Saturno, y el programa se cerró. La NASA consideró usar el J-2S en varias misiones diferentes, incluyendo la propulsión del Transbordador Espacial en varios diseños iniciales, así como en el Comet HLLV . ^{[ 8 ] [ 9 ]}

Mientras continuaba el trabajo en el J-2S, la NASA también financió un proyecto de diseño para utilizar la turbomaquinaria y las tuberías del J-2S en una cámara de combustión toroidal con una nueva tobera aerospike . Esto mejoraría aún más el rendimiento. Se construyeron dos versiones: el J-2T-200k , que proporcionaba un empuje de 890 kN (200 000 lbf) , ^{[ 10 ]} lo que permitía su integración en las etapas S-II y S-IVB existentes, y el J-2T-250k de 1100 kN (250 000 lbf) . ^{[ 11 ]}    

Al igual que con el J-2S, el trabajo en el J-2T había avanzado hasta una larga serie de pruebas en tierra, pero su desarrollo posterior finalizó con la reducción de personal tras el programa Apolo.

Lo que se convirtió en un motor diferente con un nombre similar, llamado J-2X , ^{[ 12 ] [ 13 ]} fue elegido en 2007 para el programa de alunizaje tripulado del Proyecto Constellation . Un único motor J-2X, que generaba 1310 kN (294 000 lbf) de empuje, se utilizaría para impulsar la Etapa de Partida de la Tierra (EDS). ^{[ 14 ]}  

La NASA comenzó la construcción de un nuevo banco de pruebas para ensayos en altitud de los motores J-2X en el Centro Espacial Stennis (SSC) el 23 de agosto de 2007. ^{[ 15 ]} Entre diciembre de 2007 y mayo de 2008, se realizaron nueve pruebas de componentes del motor J-2 en el SSC como preparación para el diseño del motor J-2X. ^{[ 16 ]}

El nuevo J-2X está diseñado para ser más eficiente y sencillo de construir que su predecesor Apollo J-2, y cuesta menos que el Motor Principal del Transbordador Espacial (SSME). ^{[ 17 ]} Las diferencias de diseño incluyen la eliminación del berilio , electrónica moderna, una turbobomba centrífuga en lugar de la turbobomba axial del J-2, diferentes relaciones de expansión de la cámara y la tobera, una cámara de combustión de paredes acanaladas en lugar de la cámara soldada con tubos del J-2, un rediseño de toda la electrónica, inyección supersónica y el uso de técnicas de unión del siglo XXI. ^{[ 12 ] [ 13 ]}

El 16 de julio de 2007, la NASA anunció oficialmente la adjudicación a Pratt & Whitney Rocketdyne , Inc. de un contrato de 1200 millones de dólares "para el diseño, desarrollo, prueba y evaluación del motor J-2X", destinado a impulsar las etapas superiores de los vehículos de lanzamiento Ares I y Ares V. ^{[ 18 ]} El 8 de septiembre de 2008, Pratt & Whitney Rocketdyne anunció las pruebas exitosas del diseño inicial del generador de gas J-2X. ^{[ 19 ]} La finalización de una segunda ronda de pruebas exitosas del generador de gas se anunció el 21 de septiembre de 2010. ^{[ 20 ]}

El proyecto Constellation fue cancelado por el presidente Barack Obama el 11 de octubre de 2010, ^{[ 21 ]} pero el desarrollo del J-2X ha continuado por su potencial como motor de segunda etapa para el nuevo sistema de lanzamiento espacial de carga pesada . La primera prueba de encendido del J-2X estaba programada para finales de junio de 2011. ^{[ 22 ]}

El 9 de noviembre de 2011, la NASA realizó un encendido exitoso del motor J-2X con una duración de 499,97 segundos. ^{[ 23 ]}

El 27 de febrero de 2013, la NASA continuó las pruebas del motor J-2X, con una duración de 550 segundos, en el Centro Espacial Stennis de la NASA. ^{[ 24 ]}

Sin embargo, posteriormente, el motor de la etapa superior previsto para lo que se convertiría en la Etapa Superior de Exploración del cohete SLS fue elegido en su lugar como una variante del RL-10 , el RL-10C-3. ^{[ 25 ]} Como resultado de esto, el desarrollo del J-2X se detuvo, y el programa se encuentra oficialmente "inactivo" desde el final del régimen de pruebas del prototipo en 2014. ^{[ 26 ]}

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  Imagen conceptual del motor J-2X
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  Prueba del generador de gas J-2X, el motor de trabajo principal.
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  Pruebas de boquillas de flujo en frío para el programa J2X.