Ciclo a combustione stadiata

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.^[1]

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.^[1]

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.^[1]