Flüssigtreibstoffrakete - Liquid-propellant rocket

Ein vereinfachtes Diagramm einer Flüssigtreibstoffrakete.
  1. Flüssiger Raketentreibstoff .
  2. Oxidationsmittel .
  3. Pumpen tragen den Brennstoff und das Oxidationsmittel.
  4. Die Brennkammer vermischt und verbrennt die beiden Flüssigkeiten.
  5. Das von der Reaktion abgestoßene Gas strömt durch die "Kehle", die alle erzeugten Gase in die richtige Richtung ausrichtet.
  6. Auspuff verlässt die Rakete.

Eine Flüssigtreibstoffrakete oder Flüssigrakete verwendet ein Raketentriebwerk , das Flüssigtreibstoffe verwendet . Flüssigkeiten sind wünschenswert, da sie eine relativ hohe Dichte und einen hohen spezifischen Impuls ( I sp ) aufweisen . Dadurch kann das Volumen der Treibstofftanks relativ gering sein. Auch der Einsatz von leichten Turbo- Kreiselpumpen ist möglich, um den Raketentreibstoff aus den Tanks in die Brennkammer zu pumpen , wodurch die Treibstoffe unter niedrigem Druck gehalten werden können. Dies ermöglicht die Verwendung von Treibstofftanks mit geringer Masse, die den hohen Drücken, die erforderlich sind, um erhebliche Gasmengen zu speichern, nicht widerstehen müssen, was zu einem geringen Massenverhältnis für die Rakete führt.

In einfacheren Kleinmotoren wird manchmal anstelle von Pumpen ein in einem Tank unter hohem Druck gespeichertes Inertgas verwendet, um die Treibmittel in die Brennkammer zu drücken. Diese Triebwerke können ein höheres Massenverhältnis aufweisen, sind jedoch normalerweise zuverlässiger und werden daher häufig in Satelliten zur Wartung der Umlaufbahn verwendet.

Flüssigraketen können Eintreibstoffraketen sein, die einen einzigen Treibstofftyp verwenden, oder Zweitreibstoffraketen, die zwei Treibstoffarten verwenden. Tripropellant-Raketen mit drei Arten von Treibstoffen sind selten. Einige Konstruktionen sind für den Betrieb mit variablem Schub drosselbar und einige können nach einer vorherigen Abschaltung im Weltraum neu gestartet werden. Flüssigtreibstoffe werden auch in Hybridraketen verwendet , mit einigen der Vorteile einer Feststoffrakete .

Geschichte

Robert H. Goddard , gebündelt gegen das kalte Wetter in Neuengland am 16. März 1926, hält den Startrahmen seiner bemerkenswertesten Erfindung – der ersten Flüssigrakete.

Die Idee der Flüssigkeitsrakete im modernen Kontext taucht erstmals in dem Buch The Exploration of Cosmic Space by Means of Reaction Devices des russischen Schullehrers Konstantin Tsiolkovsky auf . Diese bahnbrechende Abhandlung über die Raumfahrt wurde im Mai 1903 veröffentlicht, aber erst Jahre später außerhalb Russlands verbreitet, und russische Wissenschaftler schenkten ihr wenig Beachtung.

Pedro Paulet schrieb 1927 einen Brief an eine Zeitung in Lima und behauptete, er habe drei Jahrzehnte zuvor während seines Studiums in Paris mit einem Flüssigkeitsraketenantrieb experimentiert. Historiker früher Raketenexperimente, darunter Max Valier , Willy Ley und John D. Clark , haben Paulets Bericht unterschiedlich glaubwürdig geglaubt. Paulet beschrieb Labortests einer Flüssigrakete, behauptete aber nicht, sie gestartet zu haben.

Der Erstflug einer Flüssigtreibstoffrakete fand am 16. März 1926 in Auburn, Massachusetts , statt, als der amerikanische Professor Dr. Robert H. Goddard ein Fahrzeug mit flüssigem Sauerstoff und Benzin als Treibmitteln startete. Die Rakete, die "Nell" genannt wurde, stieg während eines 2,5-Sekunden-Fluges, der in einem Kohlfeld endete, nur 41 Fuß hoch, aber es war eine wichtige Demonstration, dass Raketen mit Flüssigkeitsantrieb möglich waren. Goddard schlug etwa fünfzehn Jahre zuvor Flüssigtreibstoffe vor und begann 1921 ernsthaft damit zu experimentieren. Der Deutsch-Rumäne Hermann Oberth veröffentlichte 1922 ein Buch, das die Verwendung von Flüssigtreibstoffen vorschlug.

In Deutschland begeisterten sich Ingenieure und Wissenschaftler für Flüssigkeitsantriebe und bauten und testeten sie Anfang der 1930er Jahre auf einem Feld in der Nähe von Berlin. Zu dieser Amateurraketengruppe, dem VfR , gehörte Wernher von Braun , der Leiter der Heeresforschungsstation, die die V-2-Raketenwaffe für die Nazis entwarf .

Zeichnung des Raketenflugzeug-Prototyps He 176 V1

In den späten 1930er Jahren begannen ernsthafte Experimente mit dem Einsatz von Raketenantrieben für den bemannten Flug, als Deutschlands Heinkel He 176 den ersten bemannten Raketenflug mit einem Flüssigkeitsraketenantrieb durchführte, der am 20. Juni 1939 vom deutschen Luftfahrtingenieur Hellmuth Walter entworfen wurde Das einzige raketengetriebene Kampfflugzeug, das jemals in Produktion war, das jemals Militärdienst geleistet hat, die Me 163 Komet in den Jahren 1944-45, verwendet auch einen von Walter entwickelten Flüssigkeitsraketenmotor, den Walter HWK 109-509 , der bis zu 1.700 kgf (16,7 kN .) erzeugt ) Schub bei voller Leistung.

Nach dem Zweiten Weltkrieg betrachteten die amerikanische Regierung und das Militär schließlich ernsthaft Flüssigtreibstoffraketen als Waffen und begannen, die Arbeit an ihnen zu finanzieren. Die Sowjetunion tat dasselbe und begann damit das Weltraumrennen .

In den 2010er Jahren wurden 3D-gedruckte Triebwerke für die Raumfahrt eingesetzt. Beispiele für solche Motoren umfassen Superdraco in verwendeten Start - Rettungssystem der SpaceX Dragon 2 für die erste oder die zweite Stufe in verwendet und auch Motoren Trägerraketen von Astra , Orbex , Relativity Raum , Skyrora oder Launcher.

Typen

Flüssiges Raketen wurden als eingebautes Einkomponententreibstoffs Raketen unter Verwendung eine einzige Art von Treibmittel, bipropellant Raketen unter Verwendung von zwei Arten von Treibmitteln oder exotischere tripropellant Raketen unter Verwendung von drei Arten von Treibmitteln. Zweitreibstoff-Flüssigraketen verwenden im Allgemeinen einen flüssigen Brennstoff , wie etwa flüssigen Wasserstoff oder einen Kohlenwasserstoff-Brennstoff, wie etwa RP-1 , und ein flüssiges Oxidationsmittel , wie etwa flüssigen Sauerstoff . Das Triebwerk kann ein kryogenes Raketentriebwerk sein , bei dem der Treibstoff und das Oxidationsmittel, wie Wasserstoff und Sauerstoff, Gase sind, die bei sehr niedrigen Temperaturen verflüssigt wurden.

Flüssigtreibstoffraketen können in Echtzeit gedrosselt (der Schub variiert) werden und das Mischungsverhältnis (Verhältnis, bei dem Oxidationsmittel und Treibstoff gemischt werden) gesteuert werden; sie können auch abgeschaltet und mit einer geeigneten Zündanlage oder selbstzündenden Treibmitteln wieder gestartet werden.

Hybridraketen wenden ein flüssiges oder gasförmiges Oxidationsmittel auf einen festen Brennstoff an.

Funktionsprinzip

Alle Flüssigkeitsraketentriebwerke haben Tanks und Rohre zum Speichern und Übertragen von Treibmittel, ein Injektorsystem, eine Brennkammer, die sehr typisch zylindrisch ist, und eine (manchmal zwei oder mehr) Raketendüsen . Flüssigkeitssysteme ermöglichen einen höheren spezifischen Impuls als Feststoff- und Hybridraketenmotoren und können eine sehr hohe Tankeffizienz bieten.

Im Gegensatz zu Gasen hat ein typisches flüssiges Treibmittel eine ähnliche Dichte wie Wasser, etwa 0,7–1,4 g/cm³ (mit Ausnahme von flüssigem Wasserstoff, der eine viel geringere Dichte hat), während es nur einen relativ geringen Druck benötigt, um eine Verdampfung zu verhindern . Diese Kombination aus Dichte und niedrigem Druck ermöglicht einen sehr leichten Tank; ca. 1 % des Inhalts bei dichten Treibmitteln und ca. 10 % bei flüssigem Wasserstoff (aufgrund seiner geringen Dichte und der Masse der erforderlichen Isolierung).

Zur Einspritzung in den Brennraum muss der Treibmitteldruck an den Injektoren größer sein als der Kammerdruck; Dies kann mit einer Pumpe erreicht werden. Geeignete Pumpen verwenden aufgrund ihrer hohen Leistung und ihres geringen Gewichts normalerweise Turbo-Kreiselpumpen , obwohl in der Vergangenheit Kolbenpumpen verwendet wurden. Turbopumpen sind normalerweise extrem leicht und können eine hervorragende Leistung erbringen; mit einem Gewicht auf der Erde von deutlich unter 1% des Schubs. Tatsächlich lag das Verhältnis von Schub zu Gewicht des Raketentriebwerks einschließlich einer Turbopumpe beim SpaceX Merlin 1D- Raketentriebwerk bei bis zu 155:1 und bei der Vakuumversion bei bis zu 180:1

Alternativ kann anstelle von Pumpen ein schwerer Tank mit einem Hochdruck-Inertgas wie Helium verwendet werden, und auf die Pumpe wird verzichtet; aber das Delta-v , das die Stufe erreichen kann, ist aufgrund der zusätzlichen Masse des Tanks oft viel niedriger, was die Leistung verringert; aber für den Einsatz in großer Höhe oder im Vakuum kann die Tankmasse akzeptabel sein.

Die Hauptkomponenten eines Raketentriebwerks sind daher die Brennkammer (Schubkammer), der pyrotechnische Zünder , das Treibstoffzufuhrsystem , Ventile, Regler, die Treibstofftanks und die Raketentriebwerksdüse . Hinsichtlich der Zufuhr von Treibmitteln in die Brennkammer werden Flüssigtreibstoffmotoren entweder druckgespeist oder pumpengespeist , und pumpengespeiste Motoren arbeiten entweder in einem Gasgeneratorzyklus , einem Stufenverbrennungszyklus oder einem Expansionszyklus .

Ein Flüssigkeitsraketentriebwerk kann vor dem Einsatz getestet werden, während bei einem Feststoffraketenmotor während der Herstellung ein strenges Qualitätsmanagement angewendet werden muss, um eine hohe Zuverlässigkeit zu gewährleisten. Ein Flüssigraketentriebwerk kann normalerweise auch für mehrere Flüge wiederverwendet werden, wie bei den Raketen der Space Shuttle- und Falcon 9- Serie, obwohl die Wiederverwendung von Feststoffraketenmotoren auch während des Shuttle-Programms effektiv demonstriert wurde.

Zweitreibstoff-Flüssigkeitsraketen haben ein einfaches Konzept, sind jedoch aufgrund hoher Temperaturen und sich schnell bewegender Teile in der Praxis sehr komplex.

Die Verwendung von Flüssigtreibstoffen kann mit einer Reihe von Problemen verbunden sein:

  • Da das Treibmittel einen sehr großen Anteil an der Fahrzeugmasse ausmacht, verschiebt sich der Massenschwerpunkt bei Verwendung des Treibmittels deutlich nach hinten; Normalerweise verliert man die Kontrolle über das Fahrzeug, wenn seine Schwerpunktmasse dem Luftwiderstands-/Druckzentrum zu nahe kommt.
  • Beim Betrieb in einer Atmosphäre muss die Druckbeaufschlagung der typischerweise sehr dünnwandigen Treibstofftanks jederzeit einen positiven Überdruck gewährleisten , um einen katastrophalen Kollaps des Tanks zu vermeiden.
  • Flüssigtreibstoffe unterliegen einem Schwappen , was häufig zum Verlust der Kontrolle über das Fahrzeug geführt hat. Dies kann mit Schwappleitblechen in den Tanks sowie durch gezielte Kontrollgesetze im Leitsystem kontrolliert werden .
  • Sie können an Pogo-Oszillationen leiden, bei denen die Rakete unter unbefohlenen Beschleunigungszyklen leidet.
  • Flüssigtreibstoffe benötigen häufig Leerlaufmotoren in der Schwerelosigkeit oder während des Absetzens , um zu vermeiden, dass beim Starten Gas in die Motoren gesaugt wird . Außerdem unterliegen sie insbesondere gegen Ende der Verbrennung einer Verwirbelung innerhalb des Tanks, die auch dazu führen kann, dass Gas in den Motor oder die Pumpe gesaugt wird.
  • Flüssige Treibmittel, insbesondere Wasserstoff , können austreten und möglicherweise zur Bildung eines explosiven Gemisches führen.
  • Turbopumpen zum Pumpen von Flüssigtreibstoffen sind komplex in der Konstruktion und können schwerwiegende Fehlerquellen erleiden, wie beispielsweise Überdrehzahl, wenn sie trocken laufen, oder Fragmente bei hoher Geschwindigkeit abwerfen , wenn Metallpartikel aus dem Herstellungsprozess in die Pumpe gelangen.
  • Kryogene Treibmittel wie flüssiger Sauerstoff gefrieren atmosphärischen Wasserdampf zu Eis. Dies kann Dichtungen und Ventile beschädigen oder blockieren und zu Undichtigkeiten und anderen Ausfällen führen. Um dieses Problem zu vermeiden , sind oft langwierige Abkühlverfahren erforderlich, bei denen versucht wird, so viel Dampf wie möglich aus dem System zu entfernen. Auch an der Außenseite des Tanks kann sich Eis bilden, das später herunterfällt und das Fahrzeug beschädigt. Äußere Schaumstoffisolierungen können Probleme verursachen, wie die Katastrophe des Space Shuttle Columbia gezeigt hat . Nicht kryogene Treibmittel verursachen solche Probleme nicht.
  • Nicht lagerbare Flüssigraketen erfordern unmittelbar vor dem Start erhebliche Vorbereitungen. Dies macht sie für die meisten Waffensysteme weniger praktisch als Feststoffraketen .

Treibmittel

Im Laufe der Jahre wurden Tausende von Kombinationen von Brennstoffen und Oxidationsmitteln ausprobiert. Einige der häufigsten und praktischen sind:

Tieftemperatur

Eines der effizientesten Gemische, Sauerstoff und Wasserstoff , leidet unter den extrem niedrigen Temperaturen, die für die Speicherung von flüssigem Wasserstoff erforderlich sind (ca. 20 K oder −253,2 °C oder −423,7 °F) und der sehr geringen Brennstoffdichte (70 kg/m 3 oder 4,4 .). lb/cu ft, verglichen mit RP-1 bei 820 kg/m 3 oder 51 lb/cu ft), was große Tanks erfordert, die auch leicht und isolierend sein müssen. Leichte Schaumisolierung auf dem Space Shuttle Außentank führte zu dem Space Shuttle Columbia ‚s Zerstörung , wie ein Stück losbrach, beschädigt seine Flügel und ließ es auf brechen atmosphärischen Wiedereintritt .

Flüssiges Methan/LNG hat gegenüber LH 2 mehrere Vorteile . Seine Leistung (max. spezifischer Impuls ) ist geringer als die von LH 2, aber höher als die von RP1 (Kerosin) und Festtreibstoffen, und seine höhere Dichte bietet ähnlich wie andere Kohlenwasserstoff-Brennstoffe ein höheres Schub-Volumen-Verhältnis als LH 2 , obwohl seine Dichte ist nicht so hoch wie die von RP1. Dies macht es besonders attraktiv für wiederverwendbare Startsysteme, da eine höhere Dichte kleinere Motoren, Treibstofftanks und zugehörige Systeme ermöglicht. LNG verbrennt auch mit weniger oder keinem Ruß (weniger oder keine Verkokung) als RP1, die Wiederverwertbarkeit erleichtert , wenn sie mit ihm verglichen wird , und LNG und RP1 burn kühler als LH 2 so LNG und RP1 nicht über die inneren Strukturen des Motors so weit verformen. Das bedeutet, dass Motoren, die LNG verbrennen, häufiger wiederverwendet werden können als Motoren, die RP1 oder LH 2 verbrennen . Im Gegensatz zu Motoren, die LH 2 verbrennen , können sowohl RP1- als auch LNG-Motoren mit einer gemeinsamen Welle mit einer einzigen Turbine und zwei Turbopumpen, jeweils eine für LOX und LNG/RP1, konstruiert werden. Im Weltraum benötigt LNG im Gegensatz zu RP1 keine Heizungen, um es flüssig zu halten. LNG ist kostengünstiger, da es in großen Mengen leicht verfügbar ist. Es kann über längere Zeiträume gelagert werden und ist weniger explosiv als LH 2 .

Halbkryogen

Nicht kryogen/lagerfähig/hypergolisch

Die NMUSAF ‚s Me 163B Komet Raketenflugzeug

Viele nicht kryogene Doppeltreibstoffe sind hypergolisch (selbstentzündlich).

Bei lagerfähigen Interkontinentalraketen und den meisten Raumfahrzeugen, einschließlich bemannter Fahrzeuge, Planetensonden und Satelliten, ist die Lagerung von kryogenen Treibstoffen über längere Zeiträume nicht durchführbar. Aus diesem Grund werden für solche Anwendungen im Allgemeinen Mischungen von Hydrazin oder seinen Derivaten in Kombination mit Stickoxiden verwendet, die jedoch toxisch und krebserregend sind . Daher planen einige Besatzungsfahrzeuge wie Dream Chaser und Space Ship Two , um das Handling zu verbessern, Hybridraketen mit ungiftigen Treibstoff- und Oxidationsmittelkombinationen zu verwenden.

Injektoren

Die Injektorimplementierung in Flüssigkeitsraketen bestimmt den erreichbaren Prozentsatz der theoretischen Leistung der Düse . Eine schlechte Injektorleistung führt dazu, dass unverbranntes Treibmittel den Motor verlässt, was zu einem schlechten Wirkungsgrad führt.

Darüber hinaus sind Injektoren normalerweise auch der Schlüssel zur Verringerung der thermischen Belastung der Düse; durch Erhöhung des Kraftstoffanteils um den Rand der Kammer herum führt dies zu viel niedrigeren Temperaturen an den Wänden der Düse.

Arten von Injektoren

Einspritzdüsen können so einfach sein wie eine Anzahl von Löchern mit kleinem Durchmesser, die in sorgfältig konstruierten Mustern angeordnet sind, durch die sich der Brennstoff und das Oxidationsmittel bewegen. Die Strömungsgeschwindigkeit wird durch die Quadratwurzel des Druckabfalls über die Injektoren, die Form des Lochs und andere Details wie die Dichte des Treibmittels bestimmt.

Die ersten Injektoren der V-2 erzeugten parallele Brennstoff- und Oxidationsmittelstrahlen, die dann in der Kammer verbrannt wurden. Dies ergab einen ziemlich schlechten Wirkungsgrad.

Einspritzdüsen bestehen heute klassischerweise aus einer Anzahl kleiner Löcher, die Kraftstoff- und Oxidationsmittelstrahlen so richten, dass sie an einem Punkt im Raum in geringer Entfernung von der Einspritzdüsenplatte kollidieren. Dies hilft, den Fluss in kleine Tröpfchen aufzubrechen, die leichter brennen.

Die wichtigsten Arten von Injektoren sind

  • Duschkopf
  • Selbstaufprallendes Dublett
  • kreuzendes Triplett
  • Zentripetal oder wirbelnd
  • Zapfen

Der Zapfeninjektor ermöglicht eine gute Gemischregelung von Kraftstoff und Oxidationsmittel über einen weiten Durchflussbereich. Der Zapfeninjektor wurde in den Apollo Lunar Module- Triebwerken ( Descent Propulsion System ) und dem Kestrel- Triebwerk verwendet, es wird derzeit im Merlin- Triebwerk auf Falcon 9- und Falcon Heavy- Raketen verwendet.

Das für das Space Shuttle entwickelte RS-25- Triebwerk verwendet ein System von geriffelten Pfosten, die erhitzten Wasserstoff aus dem Vorbrenner verwenden, um den flüssigen Sauerstoff zu verdampfen, der durch die Mitte der Pfosten fließt, und dies verbessert die Geschwindigkeit und Stabilität des Verbrennungsprozesses; frühere Triebwerke wie die für das Apollo-Programm verwendete F-1 hatten erhebliche Probleme mit Schwingungen, die zur Zerstörung der Triebwerke führten, aber dies war bei der RS-25 aufgrund dieses Konstruktionsdetails kein Problem.

Valentin Glushko erfand in den frühen 1930er Jahren den Zentripetalinjektor und wurde fast universell in russischen Motoren verwendet. Die Flüssigkeit wird in Rotation versetzt (und manchmal werden die beiden Treibmittel gemischt), dann wird sie durch ein kleines Loch ausgestoßen, wo sie eine kegelförmige Platte bildet, die schnell zerstäubt. Goddards erster Flüssigkeitsmotor verwendete einen einzelnen auftreffenden Injektor. Deutsche Wissenschaftler im Zweiten Weltkrieg experimentierten mit auftreffenden Injektoren auf flachen Platten, die erfolgreich in der Wasserfall-Rakete eingesetzt wurden.

Verbrennungsstabilität

Um Instabilitäten wie Tuckern zu vermeiden , bei denen es sich um eine Schwingung mit relativ niedriger Drehzahl handelt, muss der Motor mit genügend Druckabfall über die Einspritzdüsen ausgelegt werden, um die Strömung weitgehend unabhängig vom Kammerdruck zu machen. Dieser Druckabfall wird normalerweise erreicht, indem mindestens 20 % des Kammerdrucks über die Injektoren verwendet werden.

Dennoch wird insbesondere bei größeren Motoren leicht eine Hochgeschwindigkeitsverbrennungsschwingung ausgelöst, und diese sind nicht gut verstanden. Diese Hochgeschwindigkeitsschwingungen neigen dazu, die gasseitige Grenzschicht des Motors zu stören, und dies kann dazu führen, dass das Kühlsystem schnell versagt und den Motor zerstört. Solche Schwingungen sind bei großen Motoren viel häufiger und haben die Entwicklung des Saturn V geplagt , wurden aber schließlich überwunden.

Einige Brennkammern, wie die des RS-25- Motors, verwenden Helmholtz-Resonatoren als Dämpfungsmechanismen, um das Anwachsen bestimmter Resonanzfrequenzen zu stoppen.

Um diese Probleme zu vermeiden, wurde beim RS-25-Injektordesign stattdessen viel Aufwand betrieben, um das Treibmittel vor der Einspritzung in die Brennkammer zu verdampfen. Obwohl viele andere Merkmale verwendet wurden, um sicherzustellen, dass keine Instabilitäten auftreten konnten, zeigten spätere Untersuchungen, dass diese anderen Merkmale unnötig waren und die Gasphasenverbrennung zuverlässig funktionierte.

Bei der Stabilitätsprüfung werden oft kleine Sprengstoffe verwendet. Diese werden während des Betriebs innerhalb der Kammer gezündet und bewirken eine impulsive Erregung. Durch die Untersuchung des Druckverlaufs der Kammer, um zu bestimmen, wie schnell die Auswirkungen der Störung abklingen, ist es möglich, die Stabilitäts- und Neukonstruktionsmerkmale der Kammer bei Bedarf abzuschätzen.

Motorzyklen

Bei Flüssigtreibstoffraketen sind vier verschiedene Antriebsarten für die Injektion des Treibstoffs in die Kammer gebräuchlich.

Kraftstoff und Oxidationsmittel müssen gegen den Druck der zu verbrennenden heißen Gase in die Brennkammer gepumpt werden, und die Motorleistung wird durch die Geschwindigkeit begrenzt, mit der Treibmittel in die Brennkammer gepumpt werden kann. Für den Einsatz in der Atmosphäre oder in der Trägerrakete sind Hochdruck- und somit hohe Leistung, Triebwerkszyklen wünschenswert, um den Schwerkraftwiderstand zu minimieren . Für den orbitalen Einsatz sind niedrigere Leistungszyklen normalerweise in Ordnung.

Druckgespeister Zyklus
Die Treibmittel werden aus unter Druck stehenden (relativ schweren) Tanks eingepresst. Durch die schweren Tanks ist ein relativ niedriger Druck optimal, was die Motorleistung begrenzt, aber der gesamte Kraftstoff wird verbrannt, was eine hohe Effizienz ermöglicht. Als Druckmittel wird aufgrund seiner Reaktivität und geringen Dichte häufig Helium verwendet. Beispiele: AJ-10 , verwendet im Space Shuttle OMS , Apollo SPS und der zweiten Stufe des Delta II .
Elektrische pumpengespeist
Ein Elektromotor , in der Regel ein bürstenloser Gleichstrom-Elektromotor , treibt die Pumpen an . Der Elektromotor wird von einem Akkupack gespeist. Es ist relativ einfach zu implementieren und reduziert die Komplexität des Turbomaschinendesigns , jedoch auf Kosten der zusätzlichen Trockenmasse des Batteriepakets. Beispielmotor ist der Rutherford , der von Rocket Lab entwickelt und verwendet wird .
Gasgeneratorzyklus
Ein kleiner Prozentsatz der Treibmittel wird in einem Vorbrenner verbrannt, um eine Turbopumpe anzutreiben, und dann durch eine separate Düse oder unten an der Hauptdüse ausgestoßen. Dies führt zu einer Verringerung des Wirkungsgrads, da das Abgas wenig oder keinen Schub beisteuert, aber die Pumpturbinen können sehr groß sein, was Hochleistungsmotoren ermöglicht. Beispiele: Saturn V 's F-1 und J-2 , Delta IV 's RS-68 , Ariane 5 's HM7B , Falcon 9 's Merlin .
Abgangszyklus
Nimmt heißes Gas von der Hauptverbrennungskammer des Raketenmotors und leitet sie durch die Motor - Turbopumpe Turbinen Treibmittel zu pumpen, dann erschöpft ist. Da nicht das gesamte Treibmittel durch die Hauptbrennkammer strömt, wird der Abzweigzyklus als offener Motor angesehen. Beispiele umfassen J-2S und BE-3 .
Expanderzyklus
Kryogener Brennstoff (Wasserstoff oder Methan) wird verwendet, um die Wände der Brennkammer und der Düse zu kühlen. Absorbierte Wärme verdampft und expandiert den Kraftstoff, der dann verwendet wird, um die Turbopumpen anzutreiben, bevor er in die Brennkammer eintritt, was einen hohen Wirkungsgrad ermöglicht, oder wird über Bord gelassen, was Turbopumpen mit höherer Leistung ermöglicht. Die begrenzte Wärme, die zum Verdampfen des Kraftstoffs verfügbar ist, schränkt die Motorleistung ein. Beispiele: RL10 für Atlas V und Delta IV zweite Stufen (geschlossener Zyklus), H-II 's LE-5 (Bleed-Zyklus).
Abgestufter Verbrennungszyklus
Ein kraftstoff- oder oxidatorreiches Gemisch wird in einem Vorbrenner verbrannt und treibt dann Turbopumpen an, und dieses Hochdruck-Abgas wird direkt in die Hauptkammer geleitet, wo der Rest des Kraftstoffs oder Oxidationsmittels verbrannt wird, was sehr hohe Drücke und Effizienz ermöglicht. Beispiele: SSME , RD-191 , LE-7 .
Vollstrom gestufter Verbrennungszyklus
Kraftstoff- und oxidansreiche Gemische werden in separaten Vorbrennern verbrannt und die Turbopumpen angetrieben, dann werden beide Hochdruckabgase, einer sauerstoffreich und der andere kraftstoffreich, direkt in die Hauptkammer geleitet, wo sie sich vereinen und verbrennen, was sehr hohe Drücke ermöglicht und unglaubliche Effizienz. Beispiel: SpaceX Raptor .

Kompromisse beim Motorzyklus

Die Auswahl eines Triebwerkszyklus ist einer der früheren Schritte bei der Konstruktion von Raketentriebwerken. Aus dieser Auswahl ergeben sich eine Reihe von Kompromissen, darunter:

Kompromissvergleich zwischen gängigen Motorzyklen
Zyklustyp
Gasgenerator Expanderzyklus Stufenverbrennung Druckgespeist
Vorteile Einfach; geringe Trockenmasse; ermöglicht leistungsstarke Turbopumpen für hohen Schub Hoher spezifischer Impuls; relativ geringe Komplexität Hoher spezifischer Impuls; hohe Brennkammerdrücke ermöglichen hohen Schub Einfach; keine Turbopumpen; geringe Trockenmasse; hoher spezifischer Impuls
Nachteile Niedrigerer spezifischer Impuls Muss kryogenen Brennstoff verwenden; Wärmeübertragung auf den Brennstoff begrenzt die verfügbare Leistung der Turbine und damit den Triebwerksschub Stark erhöhte Komplexität & daher Masse (mehr für Full-Flow) Tankdruck begrenzt Brennkammerdruck und Schub; schwere Tanks und zugehörige Druckaufbau-Hardware

Kühlung

Injektoren werden üblicherweise so ausgelegt, dass an der Brennkammerwand eine kraftstoffreiche Schicht entsteht. Dies verringert die Temperatur dort und stromabwärts zum Hals und sogar in die Düse hinein und ermöglicht es, die Brennkammer mit höherem Druck zu betreiben, was die Verwendung einer Düse mit einem höheren Expansionsverhältnis ermöglicht, was einen höheren I SP und eine bessere Systemleistung ergibt . Ein Flüssigkeitsraketentriebwerk verwendet häufig regenerative Kühlung , die den Brennstoff oder seltener das Oxidationsmittel verwendet, um die Kammer und die Düse zu kühlen.

Zündung

Die Zündung kann auf viele Arten erfolgen, aber bei Flüssigtreibstoffen vielleicht mehr als bei anderen Raketen ist eine konsistente und signifikante Zündquelle erforderlich; eine Zündverzögerung (in einigen Fällen nur wenige zehn Millisekunden) kann zu einem Überdruck der Kammer aufgrund von überschüssigem Treibmittel führen. Ein harter Start kann sogar zum Explodieren eines Motors führen.

Im Allgemeinen versuchen Zündsysteme, Flammen über die Injektoroberfläche mit einem Massenstrom von ungefähr 1% des vollen Massenstroms der Kammer zu erzeugen.

Manchmal werden Sicherheitsverriegelungen verwendet, um das Vorhandensein einer Zündquelle sicherzustellen, bevor die Hauptventile öffnen; jedoch kann die Zuverlässigkeit der Verriegelungen in einigen Fällen geringer sein als die des Zündsystems. Es hängt also davon ab, ob das System ausfallsicher sein muss oder ob der Gesamterfolg der Mission wichtiger ist. Interlocks werden selten für obere, unbemannte Stufen verwendet, bei denen ein Versagen des Interlocks zu einem Missionsverlust führen würde, sind jedoch am RS-25-Triebwerk vorhanden, um die Triebwerke vor dem Abheben des Space Shuttles abzuschalten. Darüber hinaus ist die Erkennung einer erfolgreichen Zündung des Zünders überraschend schwierig, einige Systeme verwenden dünne Drähte, die von den Flammen durchtrennt werden, auch Drucksensoren haben eine gewisse Verwendung gefunden.

Zündmethoden umfassen pyrotechnische , elektrische (Funke oder heißer Draht) und chemische. Hypergolische Treibstoffe haben den Vorteil, dass sie sich selbst entzünden, zuverlässig und mit geringerer Wahrscheinlichkeit von harten Starts. In den 1940er Jahren begannen die Russen, Motoren mit Hypergolen zu starten, um dann nach der Zündung auf die Primärtreibstoffe umzuschalten. Dies wurde auch beim amerikanischen F-1-Raketentriebwerk des Apollo-Programms verwendet .

Zündung mit einem pyrophoren Stoff – Triethylaluminium entzündet sich bei Kontakt mit Luft und entzündet und/oder zersetzt sich bei Kontakt mit Wasser und jedem anderen Oxidationsmittel – es ist eine der wenigen Substanzen, die ausreichend pyrophor ist, um sich bei Kontakt mit tiefkaltem flüssigem Sauerstoff zu entzünden . Die Enthalpie des Verbrennungs , Δ c H ° ist -5,105.70 ± 2,90 kJ / mol (-1,220.29 ± 0,69 kcal / mol). Seine leichte Zündung macht ihn als Zündgerät für Raketentriebwerke besonders begehrt . Kann in Verbindung mit Triethylboran verwendet werden , um Triethylaluminium-Triethylboran, besser bekannt als TEA-TEB, herzustellen.

Siehe auch

Verweise

Externe Links