Kryogener Raketentriebwerk - Cryogenic rocket engine

Vulcain- Triebwerk der Ariane 5- Rakete

Ein kryogener Raketentriebwerk ist ein Raketentriebwerk , das einen kryogenen Treibstoff und ein Oxidationsmittel verwendet , dh sowohl sein Treibstoff als auch sein Oxidationsmittel sind Gase, die verflüssigt und bei sehr niedrigen Temperaturen gelagert werden. Diese hocheffizienten Triebwerke wurden zuerst auf der US - amerikanischen Atlas-Centaur geflogen und waren einer der Hauptfaktoren für den Erfolg der NASA , den Mond mit der Saturn-V- Rakete zu erreichen.

Raketentriebwerke, die kryogene Treibstoffe verbrennen, werden heute noch auf Hochleistungsoberstufen und Boostern verwendet. Oberstufen sind zahlreich. Boosters sind ESA Ariane 5 , JAXA ‚s H-II , und die Vereinigten Staaten Delta IV und Space Launch System . Die Vereinigten Staaten , Russland , Japan , Indien , Frankreich und China sind die einzigen Länder, die über einsatzfähige kryogene Raketentriebwerke verfügen.

Kryogene Treibmittel

RL-10 ist ein frühes Beispiel für kryogene Raketentriebwerke.

Raketentriebwerke benötigen hohe Massendurchsätze von sowohl Oxidationsmittel als auch Treibstoff, um nützlichen Schub zu erzeugen. Sauerstoff, das einfachste und gebräuchlichste Oxidationsmittel, befindet sich bei Standardtemperatur und -druck in der Gasphase , ebenso wie Wasserstoff, der einfachste Brennstoff. Es ist zwar möglich, Treibstoffe als Druckgase zu speichern, aber dies würde große, schwere Tanks erfordern, die eine orbitale Raumfahrt schwierig, wenn nicht unmöglich machen würden. Auf der anderen Seite, wenn die Treibmittel ausreichend gekühlt werden, sie bestehen in der flüssigen Phase bei höherer Dichte und niedrigeren Druck, vereinfacht tankage. Diese kryogenen Temperaturen variieren je nach Treibmittel, wobei flüssiger Sauerstoff unter −183 °C (−297,4 °F; 90,1 K) vorhanden ist und flüssiger Wasserstoff unter −253 °C (−423,4 °F; 20,1 K). Da sich einer oder mehrere der Treibstoffe in der Flüssigphase befinden, sind alle kryogenen Raketentriebwerke per Definition entweder Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerke oder Hybrid-Raketentriebwerke .

Es wurden verschiedene kryogene Brennstoff-Oxidationsmittel-Kombinationen ausprobiert, aber die Kombination aus flüssigem Wasserstoff ( LH2 )-Brennstoff und flüssigem Sauerstoff ( LOX )-Oxidationsmittel ist eine der am weitesten verbreiteten. Beide Komponenten sind leicht und günstig erhältlich und haben beim Verbrennen eine der höchsten Enthalpiefreisetzungen bei der Verbrennung und erzeugen einen spezifischen Impuls von bis zu 450 s bei einer effektiven Abgasgeschwindigkeit von 4,4 Kilometern pro Sekunde (2,7 mi/s; Mach 13).

Komponenten und Verbrennungszyklen

Die Hauptkomponenten eines kryogenen Raketentriebwerks sind die Brennkammer , der pyrotechnische Initiator , die Kraftstoffeinspritzung, die Kraftstoff- und Oxidationsmittel- Turbopumpen , die Kryoventile, die Regler, die Kraftstofftanks und die Raketentriebwerksdüse . In Bezug auf die Zufuhr von Treibstoffen in die Brennkammer werden kryogene Raketentriebwerke fast ausschließlich gepumpt . Pumpengespeiste Motoren arbeiten in einem Gasgeneratorzyklus , einem Stufenverbrennungszyklus oder einem Expansionszyklus . Gasgenerator-Triebwerke werden aufgrund ihres geringeren Wirkungsgrades eher in Booster-Triebwerken eingesetzt, gestufte Verbrennungsmotoren können beide Rollen auf Kosten höherer Komplexität erfüllen und Expander-Triebwerke werden aufgrund ihres geringen Schubs ausschließlich in oberen Stufen eingesetzt.

LOX+LH2-Raketentriebwerke nach Ländern

Derzeit haben sechs Länder erfolgreich kryogene Raketentriebwerke entwickelt und eingesetzt:

Land Motor Zyklus Benutzen Status
 Vereinigte Staaten RL-10 Expander Oberstufe Aktiv
J-2 Gasgenerator untere Stufe Im Ruhestand
SSME Stufenweise Verbrennung Booster Aktiv
RS-68 Gasgenerator Booster Aktiv
BE-3 Verbrennungsabgang Neuer Hirte Aktiv
BE-7 Verbrennungsabgang Blauer Mond (Raumschiff) Aktiv
J-2X Gasgenerator Oberstufe Entwicklung
 Russland RD-0120 Stufenweise Verbrennung Booster Im Ruhestand
KVD-1 Stufenweise Verbrennung Oberstufe Im Ruhestand
RD-0146 Expander Oberstufe Entwicklung
 Frankreich Vulkan Gasgenerator Booster Aktiv
HM7B Gasgenerator Oberstufe Aktiv
Vinci Expander Oberstufe Entwicklung
 Indien CE-7,5 Stufenweise Verbrennung Oberstufe Aktiv
CE-20 Gasgenerator Oberstufe Aktiv
 Volksrepublik China YF-73 Gasgenerator Oberstufe Im Ruhestand
YF-75 Gasgenerator Oberstufe Aktiv
YF-75D Expanderzyklus Oberstufe Aktiv
YF-77 Gasgenerator Booster Aktiv
 Japan LE-7 / 7A Stufenweise Verbrennung Booster Aktiv
LE-5 / 5A / 5B Gasgenerator (LE-5)
Expander (5A/5B)
Oberstufe Aktiv

Vergleich von kryogenen Raketentriebwerken der ersten Stufe

Modell- SSME/RS-25 LE-7A RD-0120 Vulkan 2 RS-68 YF-77
Herkunftsland  Vereinigte Staaten  Japan  Sovietunion  Frankreich  Vereinigte Staaten  Volksrepublik China
Zyklus Stufenweise Verbrennung Stufenweise Verbrennung Stufenweise Verbrennung Gasgenerator Gasgenerator Gasgenerator
Länge 4,24 m² 3,7 m 4,55 m² 3,00 m² 5,20 m 4,20 m
Durchmesser 1,63 m² 1,82 m² 2,42 m 1,76 m² 2,43 m² -
Trockengewicht 3.177 kg 1.832 kg 3.449 kg 1.686 kg 6.696 kg 1.054 kg
Treibmittel LOX / LH2 LOX / LH2 LOX / LH2 LOX / LH2 LOX / LH2 LOX / LH2
Kammerdruck 18,9 MPa 12,0 MPa 21,8 MPa 11,7 MPa 9,7 MPa 10,2 MPa
Isp (vac.) 453 Sek. 440 Sek. 454 Sek. 433 Sek. 409 Sek. 430 Sek.
Schub (vak.) 2.278MN 1.098MN 1,961 Mio 1.120 Mio 3,37 Mio 0.7MN
Schub (SL) 1.817MN 0,87 Mio. 1,517 Mio 0,800MN 2.949 Mio 0.518MN
Benutzt in Space Shuttle Space Launch System H-IIA
H-IIB
Energie Ariane 5 Delta IV Langer März 5

Vergleich von kryogenen Raketentriebwerken der oberen Stufe

Spezifikationen
  RL-10 HM7B Vinci KVD-1 CE-7,5 CE-20 YF-73 YF-75 YF-75D RD-0146 ES-702 ES-1001 LE-5 LE-5A LE-5B
Herkunftsland  Vereinigte Staaten  Frankreich  Frankreich  Sovietunion  Indien  Indien  Volksrepublik China  Volksrepublik China  Volksrepublik China  Russland  Japan  Japan  Japan  Japan  Japan
Zyklus Expander Gasgenerator Expander Stufenweise Verbrennung Stufenweise Verbrennung Gasgenerator Gasgenerator Gasgenerator Expander Expander Gasgenerator Gasgenerator Gasgenerator Entlüftungszyklus des Expanders
(Düsenexpander)
Entlüftungszyklus des Expanders
(Kammer-Expander
Schub (vak.) 66,7 kN (15.000 lbf) 62,7 kN 180 kN 69,6 kN 73 kN 200 kN 44,15 kN 83,585 kN 88,36 kN 98,1 kN (22.054 lbf) 68,6 kN (7,0 tf) 98 kN (10,0 tf) 102,9 kN (10,5 tf) r121,5 kN (12,4 tf) 137,2 kN (14 tf)
Mischungsverhältnis 5,5:1 oder 5,88:1 5.0 5,8 5,05 5.0 5.2 6.0 5.2 6.0 5,5 5 5
Düsenverhältnis 40 83,1 100 40 80 80 40 40 140 130 110
ich sp (vac.) 433 444.2 465 462 454 443 420 438 442 463 425 425 450 452 447
Kammerdruck: MPa 2.35 3.5 6.1 5,6 5,8 6.0 2.59 3.68 4.1 5.9 2.45 3.51 3.65 3.98 3.58
LH 2 TP U/min 90.000 42.000 65.000 125.000 41.000 46.310 50.000 51.000 52.000
LOX TP U/min 18.000 16.680 21.080 16.000 17.000 18.000
Länge m 1,73 1,8 2,2~4,2 2.14 2.14 1.44 2,8 2.2 2.68 2.69 2.79
Trockengewicht kg 135 165 550 282 435 558 236 245 265 242 255,8 259.4 255 248 285

Verweise

Externe Links