Siklus pembakaran bertahap

Siklus pembakaran bertahap (kadang-kadang dikenal sebagai siklus topping, siklus preburner, atau siklus tertutup) adalah siklus daya dari mesin roket bipropelan. Dalam siklus pembakaran bertahap, propelan mengalir melalui beberapa ruang pembakaran, dan dengan demikian dibakar secara bertahap. Keuntungan utama relatif terhadap siklus daya mesin roket lainnya adalah efisiensi bahan bakar yang tinggi, diukur melalui impuls spesifik, sementara kerugian utamanya adalah kompleksitas rekayasa.

Siklus pembakaran bertahap merupakan konfigurasi mesin roket berbahan bakar cair dimana propelan melewati beberapa ruang bakar. Konfigurasi ini memungkinkan untuk memperoleh motor yang sangat efisien, dengan mengorbankan kompleksitas yang lebih besar. Dalam siklus pembakaran bertahap, sebagian propelan masuk ke dalam satu atau lebih ruang awal pembakaran, yang mana proporsi bahan bakar (pembakaran kaya bahan bakar) atau pengoksidasi (pembakaran kaya pengoksidasi) sengaja dibuat terlalu tinggi, agar diperoleh pembakaran tidak sempurna. Gas yang meninggalkan ruang pra-pembakaran ini menggerakkan turbin turbopump sebelum diinjeksikan ke ruang pembakaran utama bersama sisa propelan. Karena semua propelan dikeluarkan melalui nosel dan berkontribusi terhadap tenaga penggerak, siklus pembakaran bertahap adalah siklus tertutup. Mesin pembakaran bertahap dapat memiliki beragam tata letak rakitan prechamber-turbine-turbopump: kedua pompa dapat menggunakan turbin yang sama (contoh: RD -191) atau masing-masing memiliki turbinnya sendiri, dan dalam hal ini kedua turbin dapat memiliki turbin masing-masing. satu ruang awal atau berbagi ruang awal yang sama. RS-25 adalah contoh mesin dengan dua rakitan turbin prechamber.

Keuntungan utamanya adalah efisiensi bahan bakar karena semua propelan mengalir ke ruang pembakaran utama, yang juga memungkinkan daya dorong yang lebih tinggi. Siklus pembakaran bertahap terkadang disebut sebagai siklus tertutup , berbeda dengan generator gas, atau siklus terbuka di mana sebagian propelan tidak pernah mencapai ruang pembakaran utama. Kerugiannya adalah kompleksitas teknik, sebagian merupakan hasil dari gas buang pra-pembakaran berupa gas panas dan bertekanan tinggi yang, terutama jika kaya oksidator, menghasilkan kondisi yang sangat keras untuk turbin dan perpipaan.

 Sejarah  
Pembakaran bertahap (Замкнутая схема) pertama kali diusulkan oleh Alexey Isaev pada tahun 1949. Mesin pembakaran bertahap pertama adalah S1.5400 (11D33) yang digunakan dalam roket Molniya Soviet, yang dirancang oleh Melnikov, mantan asisten Isaev. Sekitar waktu yang sama (1959), Nikolai Kuznetsov mulai mengerjakan mesin siklus tertutup NK-9 untuk ICBM orbital Korolev, GR-1. Kuznetsov kemudian mengembangkan desain tersebut menjadi mesin NK-15 dan NK-33 untuk roket Lunar N1 yang tidak berhasil. Mesin N2O4 / UDMH non-kriogenik RD-253 yang menggunakan pembakaran bertahap dikembangkan oleh Valentin Glushko sekitar tahun 1963 untuk roket Proton.

Setelah N1 ditinggalkan, Kuznetsov diperintahkan untuk menghancurkan teknologi NK-33, tetapi sebagai gantinya ia menyimpan lusinan mesin tersebut di gudang. Pada 1990-an, Aerojet dihubungi dan akhirnya mengunjungi pabrik Kuznetsov. Setelah menghadapi skeptisisme awal tentang impuls spesifik yang tinggi dan spesifikasi lainnya, Kuznetsov mengirim sebuah mesin ke AS untuk pengujian. Pembakaran bertahap yang kaya oksidator telah dipertimbangkan oleh para insinyur Amerika, tetapi tidak dianggap sebagai arah yang layak karena sumber daya yang mereka asumsikan akan dibutuhkan oleh desain untuk membuatnya berfungsi. Mesin RD-180 Rusia juga menggunakan siklus mesin roket pembakaran bertahap. Lockheed Martin mulai membeli RD-180 pada sekitar tahun 2000 untuk Atlas III dan kemudian, roket V. Kontrak pembelian kemudian diambil alih oleh United Launch Alliance (ULA—usaha patungan Boeing/Lockheed-Martin) setelah tahun 2006, dan ULA terus menerbangkan Atlas V dengan mesin RD-180 hingga tahun 2022.

Mesin uji pembakaran bertahap laboratorium pertama di Barat dibangun di Jerman pada tahun 1963, oleh Ludwig Boelkow.

Mesin bertenaga hidrogen peroksida / minyak tanah dapat menggunakan proses siklus tertutup dengan menguraikan peroksida secara katalitik untuk menggerakkan turbin sebelum pembakaran dengan minyak tanah di ruang pembakaran yang sebenarnya. Hal ini memberikan keuntungan efisiensi dari pembakaran bertahap, sekaligus menghindari masalah teknik yang besar.

Mesin utama pesawat ulang alik RS-25 adalah contoh lain dari mesin pembakaran bertahap, dan yang pertama menggunakan oksigen cair dan hidrogen cair. Mitranya di pesawat ulang alik Soviet adalah RD-0120, yang memiliki impuls spesifik, daya dorong, dan tekanan ruang yang serupa, tetapi dengan beberapa perbedaan yang mengurangi kompleksitas dan biaya dengan mengorbankan peningkatan berat mesin.

 Pendahuluan 
Mesin roket memiliki beberapa komponen, termasuk:
 Tangki bahan bakar dan oksidator: Menyimpan bahan bakar dan oksidator, atau propelan, yang digunakan dalam mesin
 Pompa: Mengalirkan bahan bakar dan oksidator ke dalam ruang pembakaran pada tekanan tinggi
 Ruang pembakaran: Mencampur dan membakar bahan bakar dan oksidator untuk menghasilkan gas buang panas
 Nosel: Mengembang dan mempercepat gas buang untuk menghasilkan daya dorong

Mesin roket dapat berupa cairan atau padat, dan komponennya sedikit berbeda antara kedua jenis tersebut:
 Mesin roket cair: Menggunakan tangki bahan bakar dan oksidator cair, pompa, ruang pembakaran, dan nosel
 Mesin roket padat: Menggunakan casing, nosel, butiran (muatan propelan), dan penyala
Roket dirancang agar seringan mungkin namun tetap mampu menahan gaya peluncuran yang kuat. Rangka utama roket sering kali terbuat dari aluminium atau titanium kelas kedirgantaraan, yang keduanya kuat dan ringan.

 Varian  
Terdapat beberapa varian dari siklus pembakaran bertahap.
 Pembakar awal kaya bahan bakar  
 Pembakar awal kaya oksidator  
 Pembakar awal kaya oksidator dan kaya bahan bakar, disebut pembakaran bertahap aliran penuh.

Pembakar awal yang membakar sebagian kecil oksidator dengan aliran bahan bakar penuh disebut kaya bahan bakar, sementara pembakar awal yang membakar sebagian kecil bahan bakar dengan aliran penuh oksidator disebut kaya oksidator. RD-180 memiliki pembakar awal yang kaya oksidator, sementara RS-25 memiliki dua pembakar awal yang kaya bahan bakar. SpaceX Raptor memiliki pembakar awal yang kaya oksidator dan kaya bahan bakar, suatu desain yang disebut pembakaran bertahap aliran penuh.

Desain pembakaran bertahap dapat berupa poros tunggal atau poros ganda. Dalam desain poros tunggal, satu set preburner dan turbin menggerakkan kedua turbopump propelan. Contohnya termasuk Energomash RD-180 dan Blue Origin BE-4. Dalam desain poros ganda, dua turbopump propelan digerakkan oleh turbin terpisah, yang pada gilirannya digerakkan oleh aliran keluar dari salah satu atau preburner terpisah. Contoh desain poros ganda termasuk Rocketdyne RS-25, JAXA LE-7, dan Raptor. Relatif terhadap desain poros tunggal, desain poros ganda memerlukan turbin tambahan (dan mungkin preburner lain), tetapi memungkinkan kontrol individual dari dua turbopump. Mesin Hydrolox biasanya merupakan desain poros ganda karena kepadatan propelan yang sangat berbeda.

Selain turbopump propelan, mesin pembakaran bertahap sering kali memerlukan pompa pendorong yang lebih kecil untuk mencegah aliran balik pra-pembakaran dan kavitasi turbopump. Misalnya, RD-180 dan RS-25 menggunakan pompa pendorong yang digerakkan oleh siklus tap-off dan ekspander, serta tangki bertekanan, untuk meningkatkan tekanan propelan secara bertahap sebelum memasuki pra-pembakaran.

 Siklus pembakaran bertahap aliran penuh  
Pembakaran bertahap aliran penuh (FFSC) adalah desain siklus bahan bakar pembakaran bertahap poros ganda yang menggunakan preburner kaya oksidator dan kaya bahan bakar di mana seluruh pasokan kedua propelan melewati turbin. Turbopump bahan bakar digerakkan oleh preburner kaya bahan bakar, dan turbopump oksidator digerakkan oleh preburner kaya oksidator.

Manfaat dari siklus pembakaran bertahap aliran penuh meliputi turbin yang berjalan lebih dingin dan pada tekanan yang lebih rendah, karena aliran massa yang meningkat, yang mengarah ke umur mesin yang lebih panjang dan keandalan yang lebih tinggi. Sebagai contoh, hingga 25 penerbangan diantisipasi untuk desain mesin yang dipelajari oleh DLR (Pusat Dirgantara Jerman) dalam rangka proyek SpaceLiner, hingga 1000 penerbangan diharapkan untuk Raptor dari SpaceX. Lebih jauh, siklus aliran penuh menghilangkan kebutuhan untuk segel turbin interpropelan yang biasanya diperlukan untuk memisahkan gas kaya oksidator dari turbopump bahan bakar atau gas kaya bahan bakar dari turbopump oksidator, sehingga meningkatkan keandalan.

Karena penggunaan preburner bahan bakar dan oksidator menghasilkan gasifikasi penuh dari setiap propelan sebelum memasuki ruang bakar, mesin FFSC termasuk dalam kelas mesin roket yang lebih luas yang disebut mesin gas-gas. Gasifikasi penuh dari komponen menghasilkan reaksi kimia yang lebih cepat di ruang bakar, sehingga memungkinkan ruang bakar yang lebih kecil. Hal ini pada gilirannya memungkinkan untuk meningkatkan tekanan ruang bakar, yang meningkatkan efisiensi.

Kerugian yang mungkin terjadi pada siklus pembakaran bertahap aliran penuh meliputi persyaratan material yang lebih ketat , serta meningkatnya kompleksitas rekayasa dan jumlah komponen pada dua prapembakaran, relatif terhadap siklus pembakaran bertahap poros tunggal.

Pada tahun 2024, empat mesin roket pembakaran bertahap aliran penuh telah diuji di tempat uji; proyek propelan RD-270 Soviet di Energomash pada tahun 1960-an, proyek Demonstrator Powerhead Terpadu hydrolox yang didanai pemerintah AS di Aerojet Rocketdyne pada pertengahan tahun 2000-an, mesin Raptor methalox SpaceX yang mampu terbang pertama kali diuji tembak pada bulan Februari 2019, dan mesin hydrolox yang dikembangkan untuk tahap kedua kendaraan Stoke Space Nova pada tahun 2024.

Uji terbang pertama dari mesin pembakaran bertahap aliran penuh terjadi pada 25 Juli 2019 ketika SpaceX menerbangkan mesin Raptor methalox FFSC mereka pada roket uji Starhopper, di Situs Peluncuran Texas Selatan mereka. Pada tahun 2024, Raptor adalah satu-satunya mesin FFSC yang telah terbang pada kendaraan peluncur.

 Aplikasi   
 Pembakaran bertahap yang kaya oksidator  
 S1.5400 —Mesin roket pembakaran tahap pertama yang digunakan pada tahap atas Blok L. 
 NK-33 —Mesin Soviet yang dikembangkan untuk versi terbaru dari wahana peluncur N-1 yang tidak pernah diterbangkan. Kemudian dijual ke Aerojet Rocketdyne dan diperbarui/dipasarkan kembali sebagai AJ-26 (digunakan pada wahana peluncur Antares blok 1 pada tahun 2013–2014). Digunakan pada Soyuz-2-1v.
 P111 - mesin demonstrasi oksigen cair/minyak tanah yang dikembangkan antara tahun 1956 dan 1967 di Bolkow GmbH (kemudian Astrium). 
 RD-170, RD-171, RD-180, dan RD-191 — serangkaian mesin Soviet dan Rusia yang digunakan pada Energia, Zenit, Atlas V, Angara, dan sebelumnya pada kendaraan peluncur Atlas III. RD-171 (dan penerusnya RD-171M), -180, dan -191 merupakan turunan dari RD-170.
 RD-0124 —serangkaian mesin oksigen/minyak tanah yang digunakan pada tahap kedua roket Soyuz-2.1b serta pada tahap atas roket seri Angara.
 YF-100 — Mesin Cina yang dikembangkan pada tahun 2000-an; digunakan pada Long March 5, Long March 6, dan Long March 7. 
 AR1 —Proyek Aerojet Rocketdyne yang sebagian didanai oleh Angkatan Udara Amerika Serikat sebagai pengganti potensial mesin RD-180 Rusia. 
 BE-4 — Mesin Blue Origin LCH4 / LOX —menggunakan siklus pembakaran bertahap kaya oksigen (ORSC)—digunakan pada kendaraan peluncur ULA Vulcan, yang akan menggantikan Atlas V dan Delta IV, pertama kali diluncurkan pada tahun 2024 dan juga untuk digunakan pada kendaraan peluncur New Glenn milik Blue Origin, dengan uji terbang pertama tidak lebih awal dari tahun 2024. 
 RD-253 — Mesin Soviet yang dikembangkan pada tahun 1960-an dan digunakan pada tahap pertama wahana peluncur Proton. Varian selanjutnya termasuk RD-275 dan RD-275M.
 SCE-200 — Mesin tahap utama RP-1 / LOX India sedang dalam pengembangan. 
 Hadley—Ursa Major Technologies Mesin pendorong LOX / minyak tanah sedang dikembangkan di dekat Denver, Colorado. 
 Pabrik Roket Augsburg "Helix" Mesin LOX / minyak tanah sedang dikembangkan yang seharusnya memberi tenaga pada RFA One [ 20 ] di dekat Augsburg, Jerman.
 Peluncur E-2 — Mesin LOX / minyak tanah sedang dikembangkan yang seharusnya memberi tenaga pada kendaraan peluncur Launcher Light. 
 Pembakaran bertahap yang kaya bahan bakar   
 RS-25 —Mesin LH2 / LOX yang dikembangkan AS pada tahun 1970-1980-an, diterbangkan pada Pesawat Ulang Alik hingga tahun 2011 (dengan peningkatan berkala), dan direncanakan untuk digunakan lebih lanjut pada Sistem Peluncuran Luar Angkasa pada tahun 2020-an.
 RD-0120 — Mesin LH2 / LOX yang digunakan pada roket Energia.
 LE-7 — Mesin LH2 / LOX yang digunakan pada keluarga roket H-II.
 KVD-1 (RD-56) —Mesin tahap atas LH2 / LOX Soviet yang dikembangkan untuk versi terbaru dari wahana peluncur N-1 yang belum pernah diterbangkan. Digunakan pada GSLV Mk1 .
 CE-7.5 — Mesin tahap atas LH2 / LOX India, digunakan pada GSLV Mk2 
 Pembakaran bertahap aliran penuh   
 RD-270 —Mesin Uni Soviet yang sedang dikembangkan tahun 1962–1970 untuk proyek UR-700; tidak pernah diterbangkan. 
 Integrated powerhead demonstrator — Proyek demonstrasi untuk bagian depan mesin aliran penuh, tanpa ruang pembakaran atau subsistem ujung belakang lainnya. Proyek AS untuk mengembangkan bagian dari teknologi mesin roket baru di awal tahun 2000-an; tidak ada mesin lengkap yang pernah dibuat; tidak pernah diterbangkan.
 Raptor —Mesin SpaceX LCH4 /LOX sedang dalam pengembangan, pertama kali diterbangkan pada tahun 2019 
 S1E— Mesin Stoke LCH4/LOX sedang dalam tahap pengembangan. Hingga Juni 2024, mesin ini belum terbang. 
 Mesin Mjolnir—New Frontier Aerospace LCH4/LOX sedang dalam pengembangan. Hingga Juli 2024, mesin ini belum terbang.

 Mesin roket orbital dengan siklus pembakaran bertahap 

 Mesin Asal Perancang Kendaraan Status Pengguna Propelan Siklus daya Impuls spesifik (s) Daya dorong (N)  Tekanan ruang (bar) Massa (kg) Daya dorong:rasio berat Rasio pengoksidasi:bahan bakar Archimedes   Rocket Lab Neutron Development 1st, 2nd CH4 / LOX Staged, oxidizer-rich  BE-4  Blue Origin New Glenn, Vulcan Active 1st CH4 / LOX Staged, oxidizer-rich    Engine-2  Vast  Development 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich   (SL) 100  Engine-2 Vacuum  Vast  Development 2nd RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich    Hadley  Ursa Major Technologies Rocket 4Active 2nd RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich  (SL)62HelixRocket Factory AugsburgRFA OneDevelopment1st, 2ndRP-1/LOXStaged combustion,325 (SL) NK-33A (AJ26-62), 11Д111 / 14Д15  JSC Kuznetsov Antares 100, Soyuz-2-1v Retired 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich  (SL)   (SL)    Raptor  SpaceX Starship Development 1st, 2nd CH4 / LOX Staged, full-flow   (SL)  (SL)     Raptor Vacuum  SpaceX Starship Development 2nd CH4 / LOX Staged, full-flow        RD-0124, 14Д23  KBKhA Soyuz-2.1b, Soyuz-2-1v, Angara Active 2nd, 3rd RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich      RD-171M, 11Д520  NPO Energomash Soyuz-5, Zenit-2M, -3SL, -3SLB, -3SLBF Active 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)    RD-180  NPO Energomash Atlas V, III Active 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)     RD-191  NPO Energomash Angara Active 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)    RD-276, 14Д14М  NPO Energomash Proton-M  Active 1st N2O4 / UDMH Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)    RD-801  Pivdenne/Pivdenmash Mayak  Development 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)     RD-809K  Pivdenne/Pivdenmash Mayak Development Upper RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich      RD-810  Pivdenne/Pivdenmash Mayak, Zenit Development 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)     RD-870  Pivdenne/Pivdenmash Cyclone-4M Development 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)   RS-25  Rocketdyne Space Shuttle, SLS Active 1st LH2 / LOX Staged, fuel-rich   (SL)   (SL)Aerojet Rocketdyne, RS-25 Engine  (accessed July 22, 2014)    SCE-200  LPSC GSLV Mk III, ULV Development Upper, main RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)   YF-90  AALPT Long March 9 Development 2nd LH2 / LOX Staged, fuel-rich       YF-100  AALPT Long March 7, 5 Active 1st RP-1/ LOX Staged, oxidizer-rich  (SL)  1,199,190 (SL)     YF-115  AALPT Long March 6, 7 Active 2nd RP-1/ LOX Staged, oxidizer-rich       YF-130  AALPT Long March 9 Development 1st RP-1/ LOX Staged, oxidizer-rich  (SL)  (SL)    ZenithStokeNovaDevelopment1stCH4 / LOXStaged, full-flow  AR1  Aerojet Rocketdyne Cancelled 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich  (SL)  Gamma 2  Bristol Siddeley Black ArrowRetired 2nd RP-1 / H2O2 Staged, decomposition and combustion      Gamma 8  Bristol Siddeley Black ArrowRetired 1st RP-1 / H2O2 Staged, decomposition and combustion       LE-7  Mitsubishi, NASDA H-IIRetired 1st LH2 / LOX Staged combustion    (SL)     RD-0120 11Д122  KBKhA EnergiaRetired 1st LH2 / LOX Staged, fuel-rich    (SL)    RD-8, 11D513  Pivdenne/Pivdenmash Zenit Retired 2nd vernier RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich      RD-56 (KVD-1) 11Д56У  KBKhM GSLV Mk IRetired Upper LH2 / LOX Staged, fuel-rich      RD-17011Д521  NPO Energomash EnergiaRetired 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)    RD-181  NPO Energomash Antares 200Retired 1st RP-1 / LOX Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)   RD-193NPO EnergomashSoyuz-2-1vCancelled1stRP-1 / LOXStaged, oxidizer-rich  (SL)  (SL) RD-264 11Д119  NPO Energomash DneprRetired 1st N2O4 / UDMH Staged, oxidizer-rich   (SL)     RD-2708Д420  NPO Energomash UR-700 (proposed), UR-900 (proposed)Tested, Cancelled 1st N2O4 / UDMH Staged, full-flow   (SL)   (SL)    RD-275 14Д14  NPO Energomash Proton-MRetired 1st N2O4 / UDMH Staged, oxidizer-rich   (SL)   (SL)   

 Lihat pula 
 Mesin roket
 Siklus bertekanan 
 Siklus ekspander 
 Siklus generator gas  
 Siklus pembakaran bertahap aliran penuh 
 Siklus pompa listrik 
 Siklus tap-off  
 Propelan roket
 RP-1
 Oksigen cair
 Hidrogen cair
 Metana
 Gas alam cair
 Dinitrogen tetroksida
 Hidrazina
 Monometilhidrazina
 Dimetilhidrazin tak simetris
 Monopropelan
 Hidrogen peroksida
 Dinitrogen monoksida
 Massa kerja
 Hukum gerak Newton
 Oksidator
 Vakum
 Roket
 Roket propelan padat
 Roket propelan cair
 Roket hibrida 
 Roket monopropelan 
 Nosel propelling 
 Termodinamika 
 Efisiensi termal 
 Rasio dorong-berat 
 Afterburner 
 Air–fuel ratio 
 Mesin pembakaran dalam 
 Pembakaran (kimia) 
 Roket tripropelan 
 Hipergolik (propelan) 
 Mesin roket kriogenik 
 Propelan roket cair 
 Turbopump
 Rotodynamic pump
 Centrifugal pump
 Axial-flow pump
 Combustion chamber 
 Ramjet (mesin jet)
 Backflow
 Cavitation

 Referensi 

Kategori:Propulsi roket
Kategori:Mesin roket
Kategori:Mesin roket berdasarkan siklus
Kategori:Propulsi wahana antariksa
Kategori:Pembakaran
Kategori:Siklus termodinamika
Kategori:Reka cipta Uni Soviet