Tripropellant Rakete - Tripropellant rocket

Eine tripropellant Rakete ist eine Rakete , dass drei Verwendungen Treibmittel , wie zur häufigeren Gegensatz bipropellant Rakete oder Einkomponententreibstoffs rocket Design, die zwei oder ein Treibmittel verwenden, respectively. Tripropellant-Systeme können für einen hohen spezifischen Impuls ausgelegt werden und wurden für einstufige Umlaufbahnkonstruktionen untersucht . Während Tripropellant-Triebwerke von Rocketdyne und Energomash getestet wurden , wurde keine Tripropellant-Rakete gebaut oder geflogen.

Es gibt zwei verschiedene Arten von Tripropellant-Raketen. Eines ist ein Raketentriebwerk, das drei separate Treibmittelströme mischt und alle drei Treibmittel gleichzeitig verbrennt. Die andere Art von Tripropellant-Rakete verwendet ein Oxidationsmittel, aber zwei Brennstoffe , wobei die beiden Brennstoffe während des Fluges nacheinander verbrannt werden.

Gleichzeitige Verbrennung

Gleichzeitige Tripropellant-Systeme beinhalten häufig die Verwendung eines Metalladditivs mit hoher Energiedichte wie Beryllium oder Lithium mit vorhandenen Bipropellant-Systemen. Bei diesen Motoren liefert das Verbrennen des Kraftstoffs mit dem Oxidationsmittel Aktivierungsenergie, die für eine energetischere Reaktion zwischen dem Oxidationsmittel und dem Metall benötigt wird. Während theoretische Modellierung dieser Systeme einen Vorteil gegenüber bipropellant Motoren schon sagt, begrenzen mehrere Faktoren , die ihre praktische Umsetzung, einschließlich der Schwierigkeit , aus massivem Metall in die Injektion von Schubkammer ; Wärme, Masse und Impuls Transportbeschränkungen in Phasen; und die Schwierigkeit, eine Verbrennung des Metalls zu erreichen und aufrechtzuerhalten.

In den 1960er Jahren feuerte Rocketdyne einen Motor mit einer Mischung aus flüssigem Lithium, gasförmigem Wasserstoff und flüssigem Fluor ab , um einen spezifischen Impuls von 542 Sekunden zu erzeugen , wahrscheinlich den höchsten gemessenen Wert für einen chemischen Raketenmotor.

Sequentielles Brennen

Bei sequentiellen Tripropellant-Raketen wird der Treibstoff während des Fluges gewechselt, sodass der Motor den hohen Schub eines dichten Treibstoffs wie Kerosin zu Beginn des Flugs mit dem hohen spezifischen Impuls eines leichteren Treibstoffs wie flüssigem Wasserstoff (LH2) später im Flug kombinieren kann . Das Ergebnis ist eine einmotorige einige der Vorteile der Bereitstellung von Staging .

Zum Beispiel kann das Einspritzen einer kleinen Menge flüssigen Wasserstoffs in einen Kerosin-Verbrennungsmotor signifikante spezifische Impulsverbesserungen ergeben, ohne die Treibmitteldichte zu beeinträchtigen. Dies wurde durch den RD-701 demonstriert, der im Vakuum einen spezifischen Impuls von 415 Sekunden erreichte (höher als der reine LH2 / LOX RS-68 ), wobei ein reiner Kerosinmotor mit einem ähnlichen Expansionsverhältnis 330–340 Sekunden erreichen würde.

Flüssiger Wasserstoff liefert zwar den größten spezifischen Impuls der plausiblen Raketentreibstoffe, erfordert jedoch aufgrund seiner geringen Dichte auch riesige Strukturen, um ihn zu halten. Diese Strukturen können viel wiegen, das geringe Gewicht des Kraftstoffs selbst bis zu einem gewissen Grad ausgleichen und auch in der Atmosphäre zu einem höheren Luftwiderstand führen. Während Kerosin einen niedrigeren spezifischen Impuls hat, führt seine höhere Dichte zu kleineren Strukturen, was die Bühnenmasse verringert und darüber hinaus die Verluste für den Luftwiderstand verringert . Darüber hinaus bieten Motoren auf Kerosinbasis im Allgemeinen einen höheren Schub , der für den Start wichtig ist und den Schwerkraftwiderstand verringert . Im Allgemeinen gibt es also einen "Sweet Spot" in der Höhe, an dem eine Kraftstoffart praktischer wird als die andere.

Traditionelle Raketendesigns nutzen diesen Sweet Spot durch Inszenierung zu ihrem Vorteil. Zum Beispiel verwendeten die Saturn Vs eine untere Stufe, die mit RP-1 (Kerosin) betrieben wurde, und obere Stufen, die mit LH2 betrieben wurden. Einige der frühen Space-Shuttle- Konstruktionsbemühungen verwendeten ähnliche Konstruktionen, wobei eine Stufe Kerosin in die obere Atmosphäre verwendete, wo eine mit LH2 betriebene obere Stufe aufleuchtete und von dort aus weiterging. Das spätere Shuttle-Design ist etwas ähnlich, obwohl es für seine unteren Stufen feste Raketen verwendete.

SSTO- Raketen könnten einfach zwei Triebwerkssätze tragen, aber dies würde bedeuten, dass das Raumschiff den einen oder anderen Satz für den größten Teil des Fluges "ausgeschaltet" tragen würde. Bei ausreichend leichten Motoren mag dies sinnvoll sein, aber ein SSTO-Design erfordert einen sehr hohen Massenanteil und hat daher hauchdünne Ränder für zusätzliches Gewicht.

Beim Abheben verbrennt der Motor normalerweise beide Kraftstoffe und ändert das Gemisch allmählich über die Höhe, um die Abgasfahne "abgestimmt" zu halten (eine Strategie, die im Konzept der Steckdüse ähnelt, jedoch eine normale Glocke verwendet), und schaltet schließlich nach dem Kerosin vollständig auf LH2 um ist abgebrannt. Zu diesem Zeitpunkt ist der Motor größtenteils ein gerader LH2 / LOX-Motor, an dem eine zusätzliche Kraftstoffpumpe hängt.

Das Konzept wurde erstmals in den USA von Robert Salkeld untersucht, der im August 1971 die erste Studie zum Konzept des Mixed-Mode-Antriebs für das Space Shuttle , die Astronautik und die Luftfahrt veröffentlichte. Er untersuchte eine Reihe von Konstruktionen mit solchen bodengestützten Triebwerken und eine Nummer, die von großen Düsenflugzeugen aus gestartet wurde. Er kam zu dem Schluss, dass Tripropellant-Motoren einen Nutzlastanteil von über 100% , eine Reduzierung des Treibstoffvolumens um über 65% und ein Trockengewicht von über 20% erzielen würden . In einer zweiten Konstruktionsserie wurde der Ersatz der Shuttles- SRBs durch Booster auf Tripropellantbasis untersucht. In diesem Fall halbierte der Motor das Gesamtgewicht der Konstruktionen fast. Seine letzte vollständige Studie befasste sich mit dem Orbital-Raketenflugzeug , bei dem sowohl Tripropellant als auch (in einigen Versionen) eine Stopfen-Düse verwendet wurden. Das Ergebnis war ein Raumschiff, das nur geringfügig größer als eine Lockheed SR-71 war und von traditionellen Landebahnen aus betrieben werden konnte.

Tripropellant-Motoren wurden in Russland gebaut . Kosberg und Glushko entwickelten 1988 eine Reihe von experimentellen Triebwerken für ein SSTO- Raumflugzeug namens MAKS , aber sowohl die Triebwerke als auch MAKS wurden 1991 wegen fehlender Finanzierung gestrichen. Der RD-701 von Glushko wurde jedoch gebaut und getestet. Obwohl es einige Probleme gab, ist Energomash der Ansicht, dass die Probleme vollständig lösbar sind und dass das Design eine Möglichkeit darstellt, die Startkosten um das Zehnfache zu senken.

Verweise