Zapfeninjektor - Pintle injector
Der pintle Injektor ist eine Art von Treibmittel - Injektor für ein bipropellant Raketentriebwerk . Wie jeder andere Injektor hat er die Aufgabe, eine angemessene Strömungsgeschwindigkeit und Durchmischung der Treibmittel zu gewährleisten, wenn diese unter hohem Druck zwangsweise in den Brennraum eingespritzt werden , damit ein effizienter und kontrollierter Verbrennungsprozess stattfinden kann.
Ein Raketentriebwerk auf Zapfenbasis kann einen größeren Drosselbereich aufweisen als eines auf Basis von normalen Injektoren und wird sehr selten akustische Verbrennungsinstabilitäten aufweisen, da ein Zapfeninjektor dazu neigt, ein selbststabilisierendes Strömungsmuster zu erzeugen. Daher eignen sich Triebwerke auf Zapfenbasis besonders für Anwendungen, die eine tiefe, schnelle und sichere Drosselung erfordern, wie z. B. Lander .
Pintle-Injektoren begannen als frühe Laborexperimentelle Apparate, die Mitte der 1950er Jahre vom Caltech 's Jet Propulsion Laboratory verwendet wurden, um die Misch- und Verbrennungsreaktionszeiten von hypergolischen Flüssigtreibstoffen zu untersuchen. Der Zapfeninjektor wurde auf die Praxis reduziert und von Space Technology Laboratories (STL), damals eine Abteilung der Ramo-Wooldridge Corp., später TRW , ab 1960 entwickelt.
Es wurden Triebwerke auf Zapfenbasis gebaut, die von wenigen Newton Schub bis zu mehreren Millionen reichen , und das Zapfendesign wurde mit allen gängigen und vielen exotischen Treibstoffkombinationen, einschließlich gelierter Treibstoffe, getestet. Pintle-basierte Motoren wurden zum ersten Mal auf einem gebrauchten bemanntes Raumschiff während des Apollo - Programms in dem Lunar Excursion Module ‚s Descent Antriebssystem , aber es war nicht bis Oktober 1972 , dass der Entwurf veröffentlicht wurde. und das US-Patent 3,699,772 wurde dem Erfinder Gerard W. Elverum Jr. erteilt.
Beschreibung
Arbeitsprinzip
Ein pintle Injektor ist eine Art von koaxialem Injektor. Es besteht aus zwei konzentrischen Rohren und einem zentralen Vorsprung. Treibmittel A (normalerweise das Oxidationsmittel, im Bild blau dargestellt) fließt durch ein äußeres Rohr und tritt als zylindrischer Strom aus, während Treibmittel B (normalerweise der Brennstoff, im Bild rot dargestellt) innerhalb eines inneren Rohrs strömt und auf ein zentraler zapfenförmiger Vorsprung (ähnlich einem Tellerventil wie bei Viertaktmotoren ), der in einem breiten Kegel oder einer flachen Platte ausspritzt, die den zylindrischen Treibmittelstrom A schneidet.
Bei der typischen Motorkonstruktion auf Zapfenbasis wird nur ein einziger zentraler Injektor verwendet, im Gegensatz zu "Duschkopf"-Injektorplatten, die mehrere parallele Injektoranschlüsse verwenden.
Die Drosselbarkeit kann entweder durch Platzieren von Ventilen vor dem Injektor oder durch Verschieben des inneren Zapfens oder der äußeren Hülse erreicht werden.
Viele Menschen haben drosselbare Zapfensprüher in Form von Standard-Garten-Schlauchsprühern erlebt.
Varianten
Bei Zapfenmotoren, die keine Drosselung erfordern, wird der Zapfen fixiert und die Treibmittelventile zum Starten und Abschalten werden an anderer Stelle platziert.
Ein beweglicher Zapfen ermöglicht die Drosselbarkeit, und wenn der bewegliche Teil die Hülse ist, kann der Zapfen selbst als Treibmittelventil fungieren. Dies wird als Face Shutoff Pintle bezeichnet. Eine sich schnell bewegende Hülse ermöglicht den impulsförmigen Betrieb des Triebwerks, was normalerweise bei zapfenbasierten RCS- Triebwerken und Raketenablenktriebwerken erfolgt.
Bei einer Variante des Face Shutoff Zapfens wird der Zapfen selbst vom Kraftstoff über ein Pilotventil hydraulisch betätigt und es werden keine zusätzlichen Ventile zwischen Motor und Tanks benötigt. Dies wird als FSO (Face Shutoff Only) Zapfen bezeichnet.
In einigen Varianten sind in den Zapfen Rillen oder Öffnungen eingeschnitten, um radiale Strahlen in der Strömung des Treibmittels B zu erzeugen. Dies ermöglicht, dass zusätzlicher unverbrannter Kraftstoff auf die Wände der Brennkammer auftrifft und eine Kraftstofffilmkühlung ermöglicht. Der hier abgebildete Zapfen ist von diesem Typ.
Vorteile und Nachteile
Vorteile
Im Vergleich zu einigen Injektorkonstruktionen ermöglichen Zapfeninjektoren eine stärkere Drosselung der Durchsatzraten von Doppeltreibstoffen, obwohl das Drosseln von Raketentriebwerken im Allgemeinen immer noch sehr schwierig ist. Wenn nur ein zentraler Injektor verwendet wird, weist der Massenstrom innerhalb der Brennkammer zwei Hauptrezirkulationszonen auf, die die akustische Instabilität verringern, ohne notwendigerweise akustische Hohlräume oder Schallwände zu erfordern.
Das Zapfeninjektordesign kann eine hohe Verbrennungseffizienz (typischerweise 96–99 %) liefern.
Wenn Kraftstoff für die innere Strömung gewählt wird (was bei den meisten Zapfenmotoren der Fall ist), kann der Injektor so abgestimmt werden, dass überschüssiger Kraftstoff, der beim Durchströmen des Oxidationsmittelstroms nicht sofort reagiert, auf die Brennkammerwände projiziert wird und kühlt sie durch Verdampfung, wodurch eine Kraftstofffilmkühlung für die Brennkammerwände bereitgestellt wird, ohne den Massennachteil eines dedizierten Kühlmittel-Teilsystems zu erleiden.
Obwohl Zapfeninjektoren für Anwendungen im Raketenantrieb entwickelt wurden, könnten sie aufgrund ihrer relativen Einfachheit leicht an industrielle Fluidhandhabungsprozesse angepasst werden, die eine hohe Durchflussrate und gründliches Mischen erfordern.
Die Leistung eines gegebenen Injektors kann leicht optimiert werden, indem die Geometrien des ringförmigen Spalts des äußeren Treibmittels und der zentralen Treibmittelschlitze (und/oder des kontinuierlichen Spalts, falls verwendet) variiert werden. Da hierfür nur zwei neue Teile angefertigt werden müssen, ist das Ausprobieren von Variationen in der Regel günstiger und weniger zeitaufwändig als bei herkömmlichen Injektoren.
Nachteile
Da die Verbrennung dazu neigt, in der Oberfläche eines Kegelstumpfes auftritt , werden thermische Spitzenspannungen eher an der Brennkammerwand lokalisiert als eine gleichmäßiger verteilte Verbrennung über den Kammerabschnitt und eine gleichmäßigere Erwärmung. Dies muss bei der Auslegung des Kühlsystems berücksichtigt werden, da es sonst zu Durchbrennen führen kann.
Es ist bekannt, dass der Zapfeninjektor bei den frühen ablativ gekühlten Merlin-Motoren aufgrund einer ungleichmäßigen Vermischung, die heiße Streifen in der Strömung verursachte, Halserosionsprobleme verursachte, jedoch ist ab 2021 nicht klar, ob dies ein Problem ist, das für alle Zapfen gilt -basierte Motoren, oder dies war ein Konstruktionsproblem des Merlin.
Zapfeninjektoren funktionieren sehr gut mit flüssigen Treibmitteln und können mit gelierten Treibmitteln verwendet werden, aber für Gas-Flüssigkeits- oder Gas-Gas-Anwendungen bleiben herkömmliche Injektoren in ihrer Leistung überlegen.
Der Zapfeninjektor ist für Motoren wünschenswert, die wiederholt gedrosselt oder neu gestartet werden müssen, aber er liefert bei jeder gegebenen Drosselrate keine optimale Effizienz für das Mischen von Kraftstoff und Oxidationsmittel.
Geschichte
1950er Jahre
1957 wurde Gerard W. Elverum Jr. vom Jet Propulsion Laboratory angestellt und arbeitete unter der Aufsicht von Art Grant, um die Reaktionsgeschwindigkeiten neuer Raketentreibstoffe zu charakterisieren eine bekannte Durchflussrate und eine Reihe von Thermoelementen , um ihre Reaktionsraten zu messen. Die Vorrichtung stieß auf Probleme, da, da die Treibmittel parallel strömten, nicht viel Vermischung stattfand. Elverum platzierte dann eine Spitze am Ende des innersten Rohres, die an einer inneren Halterung befestigt war, die das innere Treibmittel zwang, nach außen zu fließen und sich mit dem äußeren Treibmittel zu vermischen. Dieses Gerät funktionierte gut für niederenergetische Treibmittel, aber als mit dem Testen von hochenergetischen Kombinationen begonnen wurde, erwies es sich aufgrund der fast sofortigen Reaktionszeiten am Mischpunkt als unpraktisch. Um zu verhindern, dass sich das Gerät bei Hochenergietests selbst auseinander sprengt, wurde das Außenrohr zurückgezogen und bildete dann einen primitiven Zapfeninjektor.
Peter Staudhammer ließ unter der Leitung von Programmmanager Elverum von einem Techniker mehrere Schlitze über das Ende eines verfügbaren Innenrohres schneiden und anschließende Tests dieser neuen Konfiguration zeigten eine erhebliche Verbesserung der Mischeffizienz.
1960er Jahre
Bis 1960 waren Elverum, Grant und Staudhammer in die neu gegründeten Space Technology Laboratories, Inc. (später TRW, Inc. ) umgezogen , um die Entwicklung von Ein- und Zweistoffraketentriebwerken voranzutreiben . Bis 1961 wurde der Zapfeninjektor zu einem Design entwickelt, das in Raketentriebwerken verwendet werden kann, und anschließend wurde das Zapfeninjektordesign von einer Reihe von TRW-Mitarbeitern ausgereift und entwickelt, um Funktionen wie Drosselung, schnelle Pulsierfähigkeit und Flächenabschaltung hinzuzufügen.
Die Drosselung wurde im 1961er MIRA 500 bei 25 bis 500 lbf (111 bis 2.224 N ) und seinem 1962er Nachfolger, dem MIRA 5000 , bei 250 bis 5.000 lbf (1.112 bis 22.241 N) getestet.
Im Jahr 1963 führte TRW die MIRA 150A als Backup für den Thiokol TD-339 Vernierdüse in den zu verwendenden Surveyor - Sonden , und begann mit der Entwicklung des Apollo Lunar Excursion Module ‚s Descent - Antriebssystems . Zu dieser Zeit wurde aus Gründen der Einfachheit und geringeren Kosten für die Sea Dragon ein Zapfeninjektor in Betracht gezogen .
Parallel zu diesen Projekten entwickelte TRW weitere Zapfentriebwerke weiter, darunter bis 1966 die URSA- Serie ( Universal Rocket for Space Applications ). Dies waren Zweitriebwerke, die mit festen Schubkräften von 25, 100 oder 200 lbf (111, 445 oder 890 N) mit Optionen für entweder ablative oder strahlungsgekühlte Brennkammern angeboten wurden. Diese Motoren waren in der Lage , mit 35 Hz zu pulsieren , mit Pulsbreiten von nur 0,02 Sekunden, hatten aber auch eine Konstruktionslebensdauer im stationären Zustand von mehr als 10.000 Sekunden (mit strahlungsgekühlten Kammern).
1967 wurde das Apollo Descent Propulsion System für den Flug qualifiziert.
Von 1968 bis 1970 wurde ein Motor mit 250.000 lbf (1.112.055 N) getestet.
1970er
1972 stellte das Apollo Descent Propulsion System die Produktion ein, aber ab 1974 und bis 1988 wurde der TR-201 , ein vereinfachtes, kostengünstiges Derivat davon, mit ablativer Kühlung und festem Schub, in der zweiten Stufe des Delta verwendet 2914 und 3914 Trägerraketen.
Im Oktober 1972 wurde das Zapfeninjektordesign patentiert und veröffentlicht.
1980er Jahre
In den frühen 1980er Jahren wurden eine Reihe von Designverbesserungen an dem Zapfeninjektor vorgenommen, der außergewöhnlich schnelle und wiederholbare Impulse auf Befehl und die Fähigkeit zur linearen Drosselung erhielt. Durch die Absperrung der Treibmittel an ihrem Einspritzpunkt in die Brennkammer lieferte der Zapfeninjektor eine ausgezeichnete Impulsantwort, indem er "Tropfvolumen"-Effekte des Injektors eliminierte.
Ab 1981 wurde ein sehr kompaktes 8.200 lbf N 2 O 4 / MMH- Triebwerk mit dieser Eigenschaft als Pitch- und Gier-Triebwerk für das SENTRY- Raketenprogramm der Armee entwickelt. Dieses Triebwerk konnte über einen Schubbereich von 19:1 drosseln und wiederholbare "Ein"-Impulse von nur 8 Millisekunden bei jedem Schubniveau liefern.
Eine weitere Verfeinerung des Front-Shutoff-Injektors wurde beim Exoatmospheric Reentry-Vehicle Interceptor Subsystem (ERIS) des Army Strategic Defense Command verwendet . Bei seinen 900 lbf Lateral-Diver-Triebwerken bot das Injektor-Absperrelement die einzige Steuerung des Treibmittelflusses. Das normalerweise in solchen Motoren erforderliche große Doppelantriebsventil wurde durch ein kleines Pilotventil ersetzt, das Hochdruckkraftstoff ( MMH ) verwendet, um die bewegliche Einspritzdüse hydraulisch zu betätigen. Diese Funktion, die als FSO (Face Shutoff Only) bezeichnet wird, verbesserte das Ansprechverhalten des Triebwerks insgesamt erheblich und reduzierte die Motorgröße und -masse erheblich.
Eine weitere Designherausforderung seit Mitte der 1980er und Anfang der 1990er Jahre war die Miniaturisierung von Raketentriebwerken. Als Teil des Air Force Brilliant Pebbles- Programms entwickelte TRW ein sehr kleines 5 lbf (22 N) N 2 O 4 / Hydrazin- Triebwerk unter Verwendung eines Zapfeninjektors. Dieser strahlungsgekühlte Motor wog 0,3 lb (135 Gramm) und wurde im August 1993 erfolgreich getestet und lieferte über 300 Sekunden I sp mit einem Düsenexpansionsverhältnis von 150:1. Der Zapfendurchmesser betrug (1,6764 mm) und eine Rasterelektronenmikroskopie war erforderlich, um die Abmessungen der radialen Messöffnungen von ± (0,0762 mm ± 0,00762 mm) zu überprüfen.
1990er Jahre
Die vorausgehenden technologischen Innovationen ermöglichten am 28. Januar 1991 beim Erstflug von ERIS den ersten exoatmosphärischen kinetischen Abschuss eines simulierten Wiedereintrittssprengkopfes vor dem Kwajalein-Atoll .
In den späten 90er Jahren wurden FSO Zapfeninjektoren mit gelierten Treibmitteln verwendet, die eine normale Konsistenz wie die von glatter Erdnussbutter haben . Gelierte Treibmittel verwenden typischerweise entweder Aluminiumpulver oder Kohlenstoffpulver, um die Energiedichte der flüssigen Brennstoffbasis (typischerweise MMH ) zu erhöhen, und sie verwenden Additive, um das Oxidationsmittel (typischerweise auf IRFNA- Basis) rheologisch an den Brennstoff anzupassen . Für gelierte Treibmittel, die auf einer Rakete verwendet werden sollen, ist eine Gesichtsabsperrung obligatorisch, um ein Austrocknen der Basisflüssigkeit während der Ausschaltzeiten zwischen den Impulsen zu verhindern, was sonst dazu führen würde, dass die Feststoffe in den Gelen die Injektorkanäle verstopfen. Die Zapfeninjektoren des FSO wurden in einer Vielzahl von Programmen verwendet, dem McDonnell Douglas Advanced Crew Escape Seat – Experimental (ACES-X)-Programm und seinem Nachfolger, dem Gel Escape System Propulsion (GESP)-Programm.
Eine weitere wichtige Designanpassung in dieser Zeit war die Verwendung von Zapfeninjektoren mit kryogenem Flüssigwasserstoff- Brennstoff. Ab 1991 arbeitete TRW mit McDonnell Douglas und dem NASA Lewis (jetzt Glenn) Research Center zusammen, um zu demonstrieren, dass der Zapfenmotor von TRW die Direkteinspritzung von flüssigem Wasserstoff verwenden könnte, um das Design von Hochleistungs-Boostermotoren zu vereinfachen. Versuche, die Direkteinspritzung von kryogenem Wasserstoff in andere Injektortypen zu verwenden, führten bis dahin immer wieder zum Einsetzen von Verbrennungsinstabilitäten.
Ende 1991 und Anfang 1992 wurde ein LOX / LH2- Testmotor mit 16.000 lbf (71.172 N) erfolgreich mit Direkteinspritzung von flüssigem Wasserstoff und flüssigem Sauerstoff als Treibmittel betrieben. Es wurden insgesamt 67 Zündungen durchgeführt, und der Motor zeigte eine ausgezeichnete Leistung und das völlige Fehlen von Verbrennungsinstabilitäten. Anschließend wurde derselbe Testmotor für LOX / LH2 bei 40.000 lbf (177.929 N) und mit LOX / RP-1 bei 13.000 und 40.000 lbf angepasst und erfolgreich getestet . (57.827 und 177.929 N).
Gleichzeitig wurden TR-306 flüssige Apogäumstriebwerke auf den Raumfahrzeugen Anik E-1/E-2 und Intelsat K eingesetzt .
Im August 1999 wurde der Dual-Mode TR-308 verwendet, um die Chandra- Raumsonde der NASA auf ihre letzte Umlaufbahn zu bringen.
Die frühen Entwicklungsarbeiten für Injektoren und Geltreibstoffe des FSO Ende der 1980er und Anfang der 1990er Jahre führten zu den weltweit ersten Raketenflügen mit geliertem Oxidationsmittel und gelierten Treibstofftreibstoffen im Rahmen des Future Missile Technology Integration (FMTI)-Programms der Armee/AMCOM , mit dem Erstflug im März 1999 und der zweite Flug im Mai 2000.
2000er
In den frühen 2000er Jahren setzte TRW die Entwicklung großer LOX / LH2- Zapfentriebwerke fort und testete die TR-106 im John C. Stennis Space Center der NASA . Dies war ein 650.000 lbf (2.892.000 N) Motor, ein 16:1 Scale-Up des größten vorherigen LOX / LH2 Pintle-Motors und ein 3:1 Scale-Up des größten jemals getesteten Pintle-Motors. Der Zapfendurchmesser dieses Injektors betrug 22 Zoll (56 cm), bei weitem der größte, der bisher gebaut wurde.
2002 wurde der größere TR-107 entworfen.
Tom Mueller , der an der TR-106 und TR-107 gearbeitet hatte, wurde von SpaceX eingestellt und begann mit der Entwicklung der Merlin- und Kestrel-Triebwerke.
2010er Jahre
Das Merlin-Triebwerk war das einzige in Betrieb befindliche Zapfeninjektor-Triebwerk, das für alle SpaceX Falcon 9- und Falcon Heavy-Flüge verwendet wurde. Versionen davon bleiben im Einsatz.
2020er
In den frühen 2020er Jahren wurde der Merlin-Motor weiterhin auf der Falcon 9 und Falcon Heavy verwendet. Der Zapfeninjektor wurde auch beim Reaver 1- Triebwerk von Firefly Aerospace verwendet .
Motoren, von denen bekannt ist, dass sie Zapfeninjektoren verwenden
Verweise
Dieser Artikel enthält gemeinfreies Material von Websites oder Dokumenten der National Aeronautics and Space Administration .