Raketentriebwerksdüse - Rocket engine nozzle

Abbildung 1: Eine de Laval-Düse, die die ungefähre Fließgeschwindigkeit zeigt, die in Fließrichtung von grün nach rot ansteigt
Düse auf der ersten Stufe einer RSA-3- Rakete

Eine Raketentriebwerksdüse ist eine Treibdüse (normalerweise vom de Laval- Typ), die in einem Raketentriebwerk verwendet wird , um Verbrennungsprodukte auf hohe Überschallgeschwindigkeiten auszudehnen und zu beschleunigen .

Einfach: Treibmittel, die entweder durch Pumpen oder Hochdruck- Leergas mit einem Druck zwischen zwei und mehreren hundert Atmosphären beaufschlagt werden , werden zur Verbrennung in eine Brennkammer eingespritzt, und die Brennkammer führt zu einer Düse, die die in Hochdruck-Hochtemperatur- Verbrennungsprodukten enthaltene Energie umwandelt in kinetische Energie umzuwandeln, indem das Gas auf hohe Geschwindigkeit und nahezu Umgebungsdruck beschleunigt wird.

Geschichte

Die de Laval-Düse wurde ursprünglich im 19. Jahrhundert von Gustaf de Laval für den Einsatz in Dampfturbinen entwickelt . Es wurde erstmals in einem frühen Raketentriebwerk von Robert Goddard , einem der Väter der modernen Raketentechnik, verwendet. Es wurde seitdem in fast allen Raketentriebwerken verwendet, einschließlich der Implementierung von Walter Thiel , die Deutschlands V-2- Rakete ermöglichte.

Atmosphärische Nutzung

Die optimale Größe einer in der Atmosphäre zu verwendenden Raketentriebwerksdüse wird erreicht, wenn der Austrittsdruck dem Umgebungsdruck (atmosphärischen) entspricht, der mit zunehmender Höhe abnimmt. Für Raketen, die von der Erde in den Orbit fliegen, ist ein einfaches Düsendesign nur in einer Höhe optimal, verliert an Effizienz und verschwendet Treibstoff in anderen Höhen.

Direkt hinter der Engstelle ist der Druck des Gases höher als der Umgebungsdruck und muss zwischen der Engstelle und dem Düsenausgang durch Expansion abgesenkt werden. Liegt der Druck des den Düsenaustritt verlassenden Abgases noch über dem Umgebungsdruck, so spricht man von einer unterexpandierten Düse ; Liegt das Abgas unter dem Umgebungsdruck, ist es überexpandiert .

Eine leichte Überdehnung bewirkt eine leichte Reduzierung der Effizienz, schadet aber ansonsten wenig. Wenn jedoch der Austrittsdruck weniger als ungefähr 40% des Umgebungsdrucks beträgt, tritt eine "Strömungstrennung" auf. Dies kann zu Abgasinstabilitäten führen, die zu einer Beschädigung der Düse, Kontrollschwierigkeiten des Fahrzeugs oder des Motors und in extremen Fällen zur Zerstörung des Motors führen können.

In einigen Fällen ist es aus Gründen der Zuverlässigkeit und Sicherheit wünschenswert, ein Raketentriebwerk am Boden zu zünden, das bis in den Orbit eingesetzt wird. Für eine optimale Abhebeleistung sollte der Druck der aus der Düse austretenden Gase auf Meereshöhe liegen, wenn sich die Rakete in Meereshöhe (beim Start) befindet. Eine für den Betrieb auf Meereshöhe ausgelegte Düse verliert jedoch in größeren Höhen schnell an Effizienz. In einem mehrstufigen Design ist das Raketentriebwerk der zweiten Stufe hauptsächlich für den Einsatz in großen Höhen ausgelegt und liefert nur zusätzlichen Schub, nachdem das Triebwerk der ersten Stufe den anfänglichen Start durchgeführt hat. In diesem Fall entscheiden sich Konstrukteure normalerweise für eine überexpandierte Düsenkonstruktion (auf Meereshöhe) für die zweite Stufe, was sie in größeren Höhen mit niedrigerem Umgebungsdruck effizienter macht. Dies war die Technik, die bei den überexpandierten (auf Meereshöhe) Haupttriebwerken (SSMEs) des Space Shuttles eingesetzt wurde , die den größten Teil ihrer angetriebenen Flugbahn im Nahbereich des Vakuums verbrachten, während die beiden auf Meereshöhe effizienten Feststoffraketen des Shuttles die Mehrheit der der anfängliche Abhebeschub. Im Vakuum des Weltraums sind praktisch alle Düsen unterexpandiert, denn um das Gas vollständig zu dehnen, müsste die Düse unendlich lang sein zusätzliches Gewicht und Beeinträchtigung der Fahrzeugleistung.

Vakuum verwenden

Bei Düsen, die im Vakuum oder in sehr großer Höhe verwendet werden, kann der Umgebungsdruck nicht angepasst werden; vielmehr sind Düsen mit einem größeren Flächenverhältnis gewöhnlich effizienter. Eine sehr lange Düse hat jedoch eine beträchtliche Masse, was an sich ein Nachteil ist. Typischerweise muss eine Länge gefunden werden, die die Gesamtfahrzeugleistung optimiert. Wenn die Temperatur des Gases in der Düse sinkt, können außerdem einige Komponenten der Abgase (wie beispielsweise Wasserdampf aus dem Verbrennungsprozess) kondensieren oder sogar gefrieren. Dies ist höchst unerwünscht und muss vermieden werden.

Magnet Düsen wurden für einige Arten von Antrieb (beispielsweise vorgeschlagen Magnetoplasmadynamischer Antrieb , VASIMR), in dem die Strömung von Plasma oder Ionen gerichtet wird durch Magnetfelder anstelle von Wänden aus Vollmaterial. Diese können von Vorteil sein, da ein Magnetfeld selbst nicht schmelzen kann und die Plasmatemperaturen Millionen Kelvin erreichen können . Die Spulen selbst stellen jedoch häufig thermische Designherausforderungen, insbesondere wenn supraleitende Spulen verwendet werden, um die Hals- und Ausdehnungsfelder zu bilden.

de Laval Düse in 1 Dimension

Schema einer de Laval-Düse mit in Strömungsrichtung zunehmender Strömungsgeschwindigkeit (v) bei Abnahme von Temperatur (t) und Druck (p). Die Machzahl (M) steigt von Unterschall über Schall an der Kehle bis hin zu Überschall.

Die Analyse des Gasflusses durch de Laval-Düsen beinhaltet eine Reihe von Konzepten und vereinfachenden Annahmen:

  • Das Verbrennungsgas wird als ideales Gas angenommen .
  • Der Gasfluss ist isentrop ; dh bei konstanter Entropie als Ergebnis der Annahme von nicht viskosem Fluid und adiabatischem Prozess.
  • Die Gasströmungsrate ist während der Zeit der Treibmittelverbrennung konstant (dh konstant) .
  • Der Gasstrom ist vom Gaseinlass zum Abgasauslass nicht turbulent und achsensymmetrisch (dh entlang der Symmetrieachse der Düse).
  • Die Strömung ist kompressibel, da das Fluid ein Gas ist.

Wenn das Verbrennungsgas in die Raketendüse eintritt, bewegt es sich mit Unterschallgeschwindigkeit . Wenn sich die Verengung verengt, wird das Gas zur Beschleunigung gezwungen, bis an der Düsenverengung, wo die Querschnittsfläche am geringsten ist, die Lineargeschwindigkeit Schall wird . Von der Kehle aus nimmt dann die Querschnittsfläche zu, das Gas dehnt sich aus und die Lineargeschwindigkeit wird immer stärker überschallt .

Die lineare Geschwindigkeit der austretenden Abgase kann mit folgender Gleichung berechnet werden

wo:

, absolute Temperatur des Gases am Einlass (K)
≈ 8314,5  J/kmol·K, universelle Gasgesetzkonstante
, Molekularmasse oder Gasgewicht (kg/kmol)
, isentroper Expansionsfaktor
, spezifische Wärmekapazität , bei konstantem Druck, von Gas
, spezifische Wärmekapazität des Gases bei konstantem Volumen
, Gasgeschwindigkeit am Düsenaustritt (m/s)
, Absolutdruck des Gases am Düsenaustritt ( Pa )
, Absolutdruck des Gases am Einlass (Pa)

Einige typische Werte der Abgasgeschwindigkeit v e für Raketentriebwerke, die verschiedene Treibmittel verbrennen, sind:

Interessanterweise wird v e manchmal als die ideale Abgasgeschwindigkeit bezeichnet, da dies auf der Annahme basiert, dass sich das Abgas wie ein ideales Gas verhält.

Als Beispielrechnung unter Verwendung der obigen Gleichung sei angenommen, dass die Treibstoffverbrennungsgase: bei einem Absolutdruck von p  = 7,0  MPa in die Düse eintreten und mit einem Absolutdruck von p e = 0,1  MPa aus dem Raketenabgas austreten ; bei einer absoluten Temperatur von T = 3500  K; mit einem isentropen Expansionsfaktor von γ = 1,22 und einer Molmasse von M  = 22 kg/kmol. Die Verwendung dieser Werte in der obigen Gleichung ergibt eine Abgasgeschwindigkeit v e = 2802 m/s oder 2,80 km/s, was mit den obigen typischen Werten übereinstimmt.

Die Fachliteratur kann sehr verwirrend sein, weil viele Autoren nicht erklären, ob sie die universelle Gasgesetzkonstante R verwenden, die für jedes ideale Gas gilt, oder ob sie die Gasgesetzkonstante R s verwenden, die nur für ein bestimmtes individuelles Gas gilt. Die Beziehung zwischen den beiden Konstanten ist R s = R / M , wobei R die universelle Gaskonstante und M die Molmasse des Gases ist.

Spezifischer Impuls

Schub ist die Kraft, die eine Rakete durch die Luft oder den Weltraum bewegt. Der Schub wird durch das Antriebssystem der Rakete durch die Anwendung des dritten Newtonschen Bewegungsgesetzes erzeugt: "Für jede Aktion gibt es eine gleiche und entgegengesetzte Reaktion". Ein Gas oder ein Arbeitsfluid wird aus der Rückseite der Raketentriebwerksdüse heraus beschleunigt, und die Rakete wird in die entgegengesetzte Richtung beschleunigt. Der Schub einer Raketentriebwerksdüse kann wie folgt definiert werden:

und für perfekt aufgeweitete Düsen ( p e = p o ) reduziert sich dies auf:

Der spezifische Impuls ist das Verhältnis des erzeugten Schubs zum Gewichtsstrom der Treibmittel . Es ist ein Maß für die Kraftstoffeffizienz eines Raketentriebwerks. In englischen Ingenieureinheiten ist es erhältlich als

wo:

, Bruttoschub des Raketentriebwerks (N)
, Massenstrom Gas (kg/s)
, Gasgeschwindigkeit am Düsenaustritt (m/s)
, Gasdruck am Düsenaustritt (Pa)
, externer Umgebungs- oder freier Strom, Druck (Pa)
, Querschnittsfläche des Düsenaustritts (m²)
, äquivalente (oder effektive) Gasgeschwindigkeit am Düsenaustritt (m/s)
, spezifischer Impuls (e)
, Standardschwerkraft (auf Meereshöhe auf der Erde); ca. 9.807 m/s 2

In bestimmten Fällen, wo gleich ist , wird die Formel

In Fällen, in denen dies nicht der Fall sein kann, da für eine Raketendüse proportional zu ist , ist es möglich, eine konstante Größe zu definieren, die dem Unterdruck für ein gegebenes Triebwerk entspricht:

und daher:

das ist einfach der Vakuumschub abzüglich der Kraft des atmosphärischen Umgebungsdrucks, der über die Austrittsebene wirkt.

Im Wesentlichen hebt sich dann bei Raketendüsen der auf das Triebwerk wirkende Umgebungsdruck außer über der Austrittsebene des Raketentriebwerks in Rückwärtsrichtung auf, während der Abgasstrahl Vorwärtsschub erzeugt.

Düsen können sein (von oben nach unten):
  • unterexpandiert
  • Umgebungs
  • überdehnt
  • stark überdehnt.
Wird eine Düse unter- oder überdehnt, kommt es zu einem Wirkungsgradverlust gegenüber einer idealen Düse. Stark überexpandierte Düsen haben einen verbesserten Wirkungsgrad im Vergleich zu einer unterexpandierten Düse (obwohl sie immer noch weniger effizient sind als eine Düse mit dem idealen Expansionsverhältnis), jedoch ist der Abgasstrahl instabil.

Aerostatischer Gegendruck und optimale Expansion

Wenn das Gas den Expansionsteil der Düse hinunterströmt, nehmen Druck und Temperatur ab, während die Geschwindigkeit des Gases zunimmt.

Durch den Überschallcharakter des Abgasstrahls kann der Druck des Abgases deutlich vom Umgebungsdruck abweichen – die Außenluft kann den Druck stromaufwärts aufgrund der sehr hohen Strahlgeschwindigkeit nicht ausgleichen. Daher ist es bei Überschalldüsen tatsächlich möglich, dass der Druck des aus der Düse austretenden Gases deutlich unter oder sehr stark über dem Umgebungsdruck liegt.

Ist der Austrittsdruck zu gering, kann sich der Strahl von der Düse lösen. Dies ist oft instabil, und der Strahl verursacht im Allgemeinen große Schubstöße außerhalb der Achse und kann die Düse mechanisch beschädigen.

Diese Trennung tritt im Allgemeinen auf, wenn der Austrittsdruck unter etwa 30–45% des Umgebungsdrucks abfällt, aber die Trennung kann auf weit niedrigere Drücke verzögert werden, wenn die Düse so ausgelegt ist, dass sie den Druck an der Felge erhöht, wie dies mit der SSME erreicht wird (1–2 psi bei 15 psi Umgebungstemperatur).

Darüber hinaus variiert der Kammerdruck beim Starten oder Drosseln des Raketentriebwerks, was zu unterschiedlichen Wirkungsgraden führt. Bei niedrigen Kammerdrücken wird der Motor fast zwangsläufig stark überdehnt.

Optimale Form

Das Verhältnis der Fläche des engsten Teils der Düse zur Fläche der Austrittsebene bestimmt hauptsächlich, wie effizient die Expansion der Abgase in Lineargeschwindigkeit, die Abgasgeschwindigkeit und damit den Schub des Raketentriebwerks umgewandelt wird. Auch die Gaseigenschaften wirken sich aus.

Die Form der Düse hat auch einen geringen Einfluss darauf, wie effizient die Expansion der Abgase in eine lineare Bewegung umgewandelt wird. Die einfachste Düsenform hat einen Kegelhalbwinkel von ~15°, was einen Wirkungsgrad von etwa 98% hat. Kleinere Winkel ergeben einen geringfügig höheren Wirkungsgrad, größere Winkel ergeben einen geringeren Wirkungsgrad.

Häufig werden komplexere Rotationsformen verwendet, wie zB Glockendüsen oder parabolische Formen. Diese bieten vielleicht 1% höhere Effizienz als die Kegeldüse und können kürzer und leichter sein. Sie werden häufig bei Trägerraketen und anderen Raketen verwendet, bei denen das Gewicht eine wichtige Rolle spielt. Sie sind natürlich schwieriger herzustellen, daher sind sie in der Regel teurer.

Es gibt auch eine theoretisch optimale Düsenform für maximale Abgasgeschwindigkeit. Typischerweise wird jedoch eine kürzere Glockenform verwendet, die aufgrund des viel geringeren Gewichts, der kürzeren Länge, der geringeren Schleppverluste und der nur sehr geringfügig niedrigeren Abgasgeschwindigkeit zu einer besseren Gesamtleistung führt.

Andere Designaspekte beeinflussen die Effizienz einer Raketendüse. Der Hals der Düse sollte einen glatten Radius haben. Der sich zur Kehle hin verengende Innenwinkel wirkt sich ebenfalls auf den Gesamtwirkungsgrad aus, dieser ist jedoch gering. Der Austrittswinkel der Düse muss so klein wie möglich sein (ca. 12°), um die Wahrscheinlichkeit von Abscheidungsproblemen bei niedrigen Austrittsdrücken zu minimieren.

Erweiterte Designs

Zur Höhenkompensation und für andere Verwendungen sind eine Reihe ausgeklügelterer Konstruktionen vorgeschlagen worden .

Düsen mit atmosphärischer Grenze umfassen:

Jeder von diesen ermöglicht es der Überschallströmung, sich durch Expansion oder Kontraktion an den Umgebungsdruck anzupassen, wodurch das Austrittsverhältnis so verändert wird, dass es bei (oder nahe) dem optimalen Austrittsdruck für die entsprechende Höhe liegt. Die Plug- und Aerospike-Düsen sind sich insofern sehr ähnlich, als sie radial einströmende Konstruktionen haben, aber Plug-Düsen verfügen über einen festen Mittelkörper (manchmal abgeschnitten) und Aerospike-Düsen haben eine "Basisableitung" von Gasen, um einen festen Mittelkörper zu simulieren. ED-Düsen sind radiale Ausströmdüsen, bei denen die Strömung durch einen Mittelzapfen umgelenkt wird.

Zu den Düsen mit kontrollierter Strömungstrennung gehören:

Diese sind im Allgemeinen Glockendüsen sehr ähnlich, enthalten jedoch einen Einsatz oder Mechanismus, durch den das Austrittsflächenverhältnis erhöht werden kann, wenn der Umgebungsdruck verringert wird.

Dual-Mode-Düsen umfassen:

  • Dual-Expander-Düse,
  • Dual-Throat-Düse.

Diese haben entweder zwei Kehlen oder zwei Schubkammern (mit entsprechenden Kehlen). Der zentrale Hals ist standardmäßig ausgeführt und von einem ringförmigen Hals umgeben, der Gase aus derselben (Dual-Throat) oder einer separaten (Dual-Expander) Schubkammer absaugt. Beide Kehlen würden in jedem Fall in eine Glockendüse münden. In größeren Höhen, wo der Umgebungsdruck niedriger ist, würde die zentrale Düse abgeschaltet werden, wodurch die Halsfläche verringert und dadurch das Düsenflächenverhältnis erhöht wird. Diese Konstruktionen erfordern zusätzliche Komplexität, aber ein Vorteil von zwei Schubkammern besteht darin, dass sie so konfiguriert werden können, dass sie unterschiedliche Treibmittel oder unterschiedliche Kraftstoffmischungsverhältnisse verbrennen. In ähnlicher Weise hat Aerojet auch eine Düse namens "Thrust Augmented Nozzle" entwickelt, die Treibmittel und Oxidationsmittel zur Verbrennung direkt in den Düsenabschnitt einspritzt, wodurch Düsen mit größerem Flächenverhältnis tiefer in einer Atmosphäre verwendet werden können, als dies ohne Verstärkung aufgrund von Auswirkungen von Strömungstrennung. Sie würden wieder die Verwendung mehrerer Treibmittel (wie RP-1) ermöglichen, was den Schub weiter erhöht.

Schubvektordüsen mit Flüssigkeitseinspritzung sind ein weiteres fortschrittliches Design, das eine Nick- und Giersteuerung von nicht kardanisch aufgehängten Düsen ermöglicht. Indiens PSLV nennt sein Design "Secondary Injection Thrust Vector Control System"; Strontiumperchlorat wird durch verschiedene Flüssigkeitswege in die Düse eingespritzt, um die gewünschte Kontrolle zu erzielen. Einige Interkontinentalraketen und Booster wie Titan IIIC und Minuteman II verwenden ähnliche Designs.

Siehe auch

Verweise

Externe Links