| dbo:abstract
|
- El cicle de combustió esglaonada, també conegut com a cicle d'ompliment o cicle de precremador, és un cicle termodinàmic de motors de bipropel·lent. Es consumeix part del combustible en un precremador, generant un gas calent que es fa servir per impulsar les turbines i bombes del motor. Aleshores, el és injectat a la cambra de combustió principal juntament amb la resta del propel·lent i es completa la combustió. L'avantatge del cicle de combustió esglaonada és que els gasos i la calor de tots els cicles del motor passen per la cambra de combustió, cosa que permet evitar pràcticament al 100% les pèrdues de bombament. Per això, sovint se'l considera un "cicle tancat", car tots els productes de propel·lents passen per la cambra, a diferència dels cicles oberts, que expulsen els gasos que impulsen la turbobomba, cosa que provoca una petita pèrdua de rendiment. (ca)
- El esquema de ciclo de combustión escalonada, también llamado ciclo cerrado, ciclo completo o ciclo de pre-quemador, es un ciclo termodinámico de motores cohete bipropelentes. Parte de los propergoles se quema en un pre-quemador y el gas caliente resultante se utiliza para alimentar la turbina de las . Los gases emitidos se inyectan en la cámara principal de combustión, junto con el resto del propergol, y se completa la combustión. La ventaja del ciclo de combustión escalonada es que todos los gases de los ciclos de motor y el calor pasa por la cámara de combustión, y la eficiencia general en esencia no sufre pérdidas de bombeo en absoluto. Así, este ciclo de combustión se conoce como ciclo cerrado ya que el ciclo se cierra cuando toda la masa de propergol pasando por la cámara, en lugar del ciclo abierto donde parte del propergol se quema aparte para alimentar con gases la turbobomba, lo que representa un pequeño porcentaje de pérdida. Otra ventaja muy importante que la combustión escalonada ofrece una abundancia de energía que permite que la cámara de combustión tenga una presión muy elevada. Muy altas presiones en cámara permiten elevadas relaciones de expansión de la tobera, sin importar las presiones del ambiente en el despegue. Estas toberas dan mucha mejor eficiencia a baja altura. Las desventajas de este ciclo son las duras condiciones de la turbina, con tuberías más exóticas se requiere conducir gases calientes, y que una respuesta muy complicada de control. En particular, la conducción de flujo de oxidante completo tanto a través del prequemador y la cámara de combustión principal (combustión escalonada rica en oxidante) produce gases muy corrosivos. Así, la mayoría utilizan los motores de combustión ricos en combustible, como en el esquema mostrado. (es)
- Le cycle à combustion étagée (staged combustion cycle) est une configuration de moteur-fusée à ergols liquides dans laquelle les ergols passent par plusieurs chambres de combustion. Cette configuration permet d'obtenir des moteurs particulièrement performants, au prix d'une plus grande complexité. (fr)
- The staged combustion cycle (sometimes known as topping cycle, preburner cycle, or closed cycle) is a power cycle of a bipropellant rocket engine. In the staged combustion cycle, propellant flows through multiple combustion chambers, and is thus combusted in stages. The main advantage relative to other rocket engine power cycles is high fuel efficiency, measured through specific impulse, while its main disadvantage is engineering complexity. Typically, propellant flows through two kinds of combustion chambers; the first called preburner and the second called main combustion chamber. In the preburner, a small portion of propellant, usually fuel-rich, is partly combusted, and the increasing volume flow is used to drive the turbopumps that feed the engine with propellant. The gas is then injected into the main combustion chamber and combusted completely with the other propellant to produce thrust. (en)
- 다단 연소 사이클 또는 단계식 연소 사이클은 로켓의 액체연료 공급 방식이다. 토핑 사이클(topping cycle), 프리 버너 사이클(pre-burner cycle)이라고도 불리며 나로호의 액체연료 공급방식이다. 추진제의 일부를 예연소기(프리버너)에서 미리 연소시켜 그 연소가스로 터보펌프를 구동시킨다. 이때 발생한 연소가스는 터보펌프로 가압된 추진제와 함께 주연소실로 보내져 연소된다. 추진제와 산화되는 연료라는 구성의 경우 예연소의 혼합비에 대해 연료 농후와 산화제 농후의 두가지 경우가 있다. 스페이스 셔틀의 엔진 등에서는 연료의 비율이 높은 연료 농후(SSME의 경우는 수소 농후)이며, 에네르기아의 부스터에 쓰이는 엔진 RD-170 등은 산화제의 비율이 높은 산화제 농후(이 경우는 산소 농후)이다. 산소 농후 쪽이 출력은 더 높지만, 고온의 산화성 가스에 엔진 내면이 노출되는 어려움이 있어 구소련~러시아 이외에는 실용화된 사례가 없다. 다단 연소 사이클이 우위라고 할 수 있는 점은, 모든 추진제가 주연소실에서 연소에 이용되어 엔진 전체로서의 비추력이 높은 것, 또 고압에서 연소시킬 수 있기 때문에 대기압에서도 효율이 좋은 고팽창비 노즐을 사용할 수 있는 것이다. 한편 부품 수가 많아져 개발이나 제조는 보다 어려워진다. 예연소기에서 발생되는 가스는 터보펌프를 구동시킨 뒤에도 주연소실보다도 높은 압력을 유지하고 있어야만 하기 때문에, 예연소기는 초고압으로 동작해야만 한다. 따라서 예연소기에 공급되는 추진제를 가압하는 터보펌프는 한층 고압에서 동작할 필요성이 생긴다. 이처럼 시스템 전체에 아주 높은 압력에서 동작할 것을 요구하는 것이 다단 연소 사이클 엔진의 개발이 어려운 가장 큰 이유이다. (ko)
- 二段燃焼サイクル（にだんねんしょうサイクル）とは2液推進系ロケットエンジンの動作サイクルの1つである。推進剤の一部をプレバーナー（予燃焼室）であらかじめ燃焼させ、その燃焼ガスでターボポンプを駆動させる。その時の燃焼ガスはターボポンプで加圧された推進剤とともに主燃焼室に送られ燃焼する。 酸化剤と酸化される燃料という構成の場合、予燃における混合比について燃料リッチと酸化剤リッチの2つの場合がある。スペースシャトルのエンジンSSMEなどは燃料の比率が高い燃料リッチ（SSMEの場合は水素リッチ）であり、エネルギアのブースターに用いられたエンジンRD-170などは酸化剤の比率が高い酸化剤リッチ（この場合は酸素リッチ）である。酸素リッチの方が高出力を得られるが、高温の酸化性ガスにエンジン内面が晒されるという難しさがあり、旧ソビエト連邦～ロシアおよび中国以外では実用化された例がない。 二段燃焼サイクルの優位な点は、すべての推進剤が主燃焼室での燃焼に利用されエンジン全体としての比推力が高いこと、また高圧で燃焼できるため大気圧下においても効率の良い高膨張比のノズルを用いることが出来ることである。一方、部品点数が多くなり開発や製造はより困難になる。プレバーナーで発生させるガスはターボポンプを駆動した後においてもなお主燃焼室よりも高い圧力を保っていなくてはならないから、プレバーナーは極めて高圧で動作しなくてはならない。したがってプレバーナーに供給される推進剤を加圧するターボポンプはさらなる高圧で動作する必要が生じる。このようにシステム全体できわめて高い圧力での動作を要求することが二段燃焼サイクルエンジンの開発が困難な大きな理由である。 (ja)
- Il ciclo a combustione stadiata (o ciclo a precombustione) è un ciclo termodinamico chiuso utilizzato nei motori a razzo a bipropellente liquido. Una parte del propellente è bruciata in un precombustore in modo da alimentare la turbina delle turbopompe di alimentazione principali. I gas di scarico sono poi immessi, insieme al restante propellente, nella camera di combustione principale dove la reazione di combustione si completa. Il vantaggio di un ciclo a combustione stadiata risiede nel fatto che tutto il calore dei gas rimane nel ciclo del motore e passa per la camera di combustione principale e l'ugello a differenza del ciclo a generatore di gas (ciclo aperto) dove i gas di scarico in uscita dalle turbopompe sono espulsi separatamente da quelli della camera di combustione principale, comportando una piccola percentuale di perdita di efficienza nella spinta. Un altro vantaggio è la sovrabbondanza di potenza disponibile che permette di ottenere notevoli pressioni in camera di combustione (più di 20 MPa per i motori principali dello Space Shuttle) e conseguenti elevati rapporti di espansione nell'ugello e migliore efficienza a bassa quota. Gli svantaggi sono dovuti alle condizioni avverse in turbina, alla necessità di complessi sistemi di controllo e condotti dimensionati per convogliare i gas ad alta pressione nella camera di combustione. In particolare, nei sistemi in cui la precombustione avviene in eccesso di ossidante, il flusso di gas ad alta temperatura è estremamente corrosivo ed è necessario impiegare particolari leghe metalliche. Per questo si preferiscono cicli in cui la precombustione avviene in eccesso di combustibile. Anche il ridotto salto di pressione disponibile nella turbina della turbopompa dovuto alla necessità di alimentare la camera di combustione ad una elevata pressione costituisce un fattore limitante dei sistemi a ciclo chiuso. (it)
- РРД замкнутої схеми ( РРД закритого циклу ) — рідинний ракетний двигун, виконаний за схемою з допаленням генераторного газу. В ракетному двигуні замкнутої схеми один з компонентів газифікується в газогенераторі за рахунок спалювання при відносно невисокій температурі з невеликою частиною іншого компонента, і одержуваний гарячий газ використовується як робоче тіло турбіни турбонасосного агрегату (ТНА). Спрацьований на турбіні генераторний газ потім подається в камеру згоряння двигуна, куди також подається решта невикористаного компонента палива. У камері згоряння завершується спалювання компонентів із створенням реактивної тяги. Залежно від того, який саме компонент газифікований повністю, розрізняють двигуни закритою схеми з окислювальним генераторним газом (приклади: , РД-171/170, РД-180, РД-120, НК-33, BE-4), з відновлювальним генераторним газом (приклади: , , РД-857, / , RS-25) і з повною газифікацією компонентів (uk)
- O Ciclo de combustão em estágios é um ciclo de produção de força num motor de foguete de combustível líquido. Nesse processo, os propelentes passam por várias câmaras de combustão e são queimados em estágios. A maior vantagem relativa a outros ciclos em motores de foguete, é grande eficiência termodinâmica, aferida através do impulso específico, enquanto sua maior desvantagem é a complexidade. Na prática, no Ciclo de combustão em estágios, os propelentes passam por dois tipos de câmara de combustão: a primeira, recebe a nomenclatura de "pré-queimador" e a segunda é chamada de câmara de combustão principal. No pré-queimador, uma pequena parte dos propelentes é queimada, e a pressão produzida aciona as turbobombas que alimentam o motor com propelentes. Na câmara de combustão principal, os propelentes são completamente queimados para gerar empuxo. (pt)
- ЖРД замкнутой схемы (ЖРД закрытого цикла) — жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме с дожиганием генераторного газа. В ракетном двигателе замкнутой схемы каждый (либо один) из компонентов газифицируется в газогенераторе за счёт сжигания при относительно невысокой температуре с небольшой частью другого компонента, и получаемый горячий газ используется в качестве рабочего тела турбины турбонасосного агрегата (ТНА). Сработавший на турбине генераторный газ затем подаётся в камеру сгорания двигателя, куда также подаётся оставшаяся часть неиспользованного компонента топлива. В камере сгорания завершается сжигание компонентов с созданием реактивной тяги. В зависимости от того, какой именно компонент газифицируется полностью, различают двигатели закрытой схемы с окислительным генераторным газом (примеры: РД-253, РД-170/171, РД-180, РД-120, НК-33, РД0124 (РД0124А)), с восстановительным генераторным газом (примеры: РД-0120, SSME, РД-857, /LE-7A) и с полной газификацией компонентов (РД-270, Раптор). (ru)
- 分级燃烧循环（staged combustion cycle）也叫高压补燃循环，是发动机的动力循环的一种。一部分燃料在预燃室燃烧产生高温燃气推动发动机的涡轮和泵。随后废气和推进剂一起注入燃烧室。 分级燃烧循环的主要优势是所有燃气和热量都通过燃烧室排除，基本没有损失。因此这种循环也常称为“闭式循环”。而开式循环产生的废气直接排放，因而效率有所损失。 分级燃烧循环带来的另一个重要优点就是能承受非常高的燃烧室压力，这致使更大膨胀比的喷嘴可以用在发动机上。而主要缺点就是涡轮机的工作环境苛刻，需要添加许多额外的导管来输送高温燃气，还必须设计很复杂的反馈控制系统。 分级燃烧循环发动机相对其他形式循环是最难设计的，它的一种简化版本就是燃气发生器循环。 (zh)
|
| rdfs:comment
|
- Le cycle à combustion étagée (staged combustion cycle) est une configuration de moteur-fusée à ergols liquides dans laquelle les ergols passent par plusieurs chambres de combustion. Cette configuration permet d'obtenir des moteurs particulièrement performants, au prix d'une plus grande complexité. (fr)
- 分级燃烧循环（staged combustion cycle）也叫高压补燃循环，是发动机的动力循环的一种。一部分燃料在预燃室燃烧产生高温燃气推动发动机的涡轮和泵。随后废气和推进剂一起注入燃烧室。 分级燃烧循环的主要优势是所有燃气和热量都通过燃烧室排除，基本没有损失。因此这种循环也常称为“闭式循环”。而开式循环产生的废气直接排放，因而效率有所损失。 分级燃烧循环带来的另一个重要优点就是能承受非常高的燃烧室压力，这致使更大膨胀比的喷嘴可以用在发动机上。而主要缺点就是涡轮机的工作环境苛刻，需要添加许多额外的导管来输送高温燃气，还必须设计很复杂的反馈控制系统。 分级燃烧循环发动机相对其他形式循环是最难设计的，它的一种简化版本就是燃气发生器循环。 (zh)
- El cicle de combustió esglaonada, també conegut com a cicle d'ompliment o cicle de precremador, és un cicle termodinàmic de motors de bipropel·lent. Es consumeix part del combustible en un precremador, generant un gas calent que es fa servir per impulsar les turbines i bombes del motor. Aleshores, el és injectat a la cambra de combustió principal juntament amb la resta del propel·lent i es completa la combustió. (ca)
- El esquema de ciclo de combustión escalonada, también llamado ciclo cerrado, ciclo completo o ciclo de pre-quemador, es un ciclo termodinámico de motores cohete bipropelentes. Parte de los propergoles se quema en un pre-quemador y el gas caliente resultante se utiliza para alimentar la turbina de las . Los gases emitidos se inyectan en la cámara principal de combustión, junto con el resto del propergol, y se completa la combustión. (es)
- The staged combustion cycle (sometimes known as topping cycle, preburner cycle, or closed cycle) is a power cycle of a bipropellant rocket engine. In the staged combustion cycle, propellant flows through multiple combustion chambers, and is thus combusted in stages. The main advantage relative to other rocket engine power cycles is high fuel efficiency, measured through specific impulse, while its main disadvantage is engineering complexity. (en)
- Il ciclo a combustione stadiata (o ciclo a precombustione) è un ciclo termodinamico chiuso utilizzato nei motori a razzo a bipropellente liquido. Una parte del propellente è bruciata in un precombustore in modo da alimentare la turbina delle turbopompe di alimentazione principali. I gas di scarico sono poi immessi, insieme al restante propellente, nella camera di combustione principale dove la reazione di combustione si completa. (it)
- 다단 연소 사이클 또는 단계식 연소 사이클은 로켓의 액체연료 공급 방식이다. 토핑 사이클(topping cycle), 프리 버너 사이클(pre-burner cycle)이라고도 불리며 나로호의 액체연료 공급방식이다. 추진제의 일부를 예연소기(프리버너)에서 미리 연소시켜 그 연소가스로 터보펌프를 구동시킨다. 이때 발생한 연소가스는 터보펌프로 가압된 추진제와 함께 주연소실로 보내져 연소된다. 추진제와 산화되는 연료라는 구성의 경우 예연소의 혼합비에 대해 연료 농후와 산화제 농후의 두가지 경우가 있다. 스페이스 셔틀의 엔진 등에서는 연료의 비율이 높은 연료 농후(SSME의 경우는 수소 농후)이며, 에네르기아의 부스터에 쓰이는 엔진 RD-170 등은 산화제의 비율이 높은 산화제 농후(이 경우는 산소 농후)이다. 산소 농후 쪽이 출력은 더 높지만, 고온의 산화성 가스에 엔진 내면이 노출되는 어려움이 있어 구소련~러시아 이외에는 실용화된 사례가 없다. (ko)
- 二段燃焼サイクル（にだんねんしょうサイクル）とは2液推進系ロケットエンジンの動作サイクルの1つである。推進剤の一部をプレバーナー（予燃焼室）であらかじめ燃焼させ、その燃焼ガスでターボポンプを駆動させる。その時の燃焼ガスはターボポンプで加圧された推進剤とともに主燃焼室に送られ燃焼する。 酸化剤と酸化される燃料という構成の場合、予燃における混合比について燃料リッチと酸化剤リッチの2つの場合がある。スペースシャトルのエンジンSSMEなどは燃料の比率が高い燃料リッチ（SSMEの場合は水素リッチ）であり、エネルギアのブースターに用いられたエンジンRD-170などは酸化剤の比率が高い酸化剤リッチ（この場合は酸素リッチ）である。酸素リッチの方が高出力を得られるが、高温の酸化性ガスにエンジン内面が晒されるという難しさがあり、旧ソビエト連邦～ロシアおよび中国以外では実用化された例がない。 (ja)
- ЖРД замкнутой схемы (ЖРД закрытого цикла) — жидкостный ракетный двигатель, выполненный по схеме с дожиганием генераторного газа. В ракетном двигателе замкнутой схемы каждый (либо один) из компонентов газифицируется в газогенераторе за счёт сжигания при относительно невысокой температуре с небольшой частью другого компонента, и получаемый горячий газ используется в качестве рабочего тела турбины турбонасосного агрегата (ТНА). Сработавший на турбине генераторный газ затем подаётся в камеру сгорания двигателя, куда также подаётся оставшаяся часть неиспользованного компонента топлива. В камере сгорания завершается сжигание компонентов с созданием реактивной тяги. (ru)
- O Ciclo de combustão em estágios é um ciclo de produção de força num motor de foguete de combustível líquido. Nesse processo, os propelentes passam por várias câmaras de combustão e são queimados em estágios. A maior vantagem relativa a outros ciclos em motores de foguete, é grande eficiência termodinâmica, aferida através do impulso específico, enquanto sua maior desvantagem é a complexidade. (pt)
- РРД замкнутої схеми ( РРД закритого циклу ) — рідинний ракетний двигун, виконаний за схемою з допаленням генераторного газу. В ракетному двигуні замкнутої схеми один з компонентів газифікується в газогенераторі за рахунок спалювання при відносно невисокій температурі з невеликою частиною іншого компонента, і одержуваний гарячий газ використовується як робоче тіло турбіни турбонасосного агрегату (ТНА). Спрацьований на турбіні генераторний газ потім подається в камеру згоряння двигуна, куди також подається решта невикористаного компонента палива. У камері згоряння завершується спалювання компонентів із створенням реактивної тяги. (uk)
|
.jpg){kind=link}
.jpg){kind=link}
