Flydende raketmotor

Atlas V flydende raket med nyttelast til Mars

Flydende raketmotorer er reaktionsdrev , der hovedsageligt bruges i rumfart i dag.

I modsætning til faste drev , hvor i forbrændingskammeret et færdige, befindliches i en fast tilstand blanding af brændstof og oxidant forbrændinger, være i flydende raket en ( Monergol ) eller flere ( Diergole , Triergole ) flydende kemiske komponenter medført i (separat) tanke og faktiske i motoren fremmes. Der sker en kontinuerlig kemisk reaktion (katalytisk nedbrydning af et monergol, forbrænding af brændstof og oxidationsmiddel). De gasmasser, der skabes ved stigningen i volumen, strømmer ud af en dyse som støttemasse og genererer derved tryk i den modsatte retning. Da oxidatoren bæres i raketten, kan forbrændingen af ​​brændstoffet finde sted uden tilstedeværelse af atmosfærisk ilt, f.eks. B. i den høje atmosfære eller i rummet. I diergolen flydende raketter blandes brændstof og oxidationsmiddel først i forbrændingskammeret ; leveringen til forbrændingskammeret finder sted i separate rørsystemer.

Typiske parametre for en sådan raketmotor er stødkraften (den faktiske fremdriftskraft, normalt angivet i kilonewtons (kN) , ofte differentieret til jord- eller startkraft og vakuumtryk ) og den specifikke impuls som en nøgletal for effektiviteten af motor uanset dens størrelse.

historie

1. etape af Saturn V-raketten med i alt fem F-1 flydende motorer, på billedet Wernher von Braun
Walter raketmotor fra Me 163b

Tidlige teoretiske tilgange til brug af flydende raketter blev offentliggjort i 1903 af den russiske rumpioner og tankeleder Konstantin Eduardowitsch Ziolkowski under titlen Exploring Space Using Reaction Apparatus i det russiske tidsskrift Wissenschaftliche Rundschau . Uafhængigt af dette offentliggjorde Hermann Oberth de teoretiske grundlæggende principper for rumrejser ved hjælp af flydende raketter i sit arbejde The Rocket for Planetary Spaces i 1923 . Den 16. marts 1926 lykkedes det den amerikanske forsker Robert Goddard at skyde en flydende raket for første gang (2,5 s flyvetid, 14 m højde, 50 m flyvning). I oktober 1930 havde en raket Goddard allerede nået 800 km / t og 610 m højde. På næsten samme tid i Tyskland, fra 1930 og fremefter, blev der startet teststarter med flydende raketterBerlin -raketflyvepladsen af Space Agency. Den tyske forskningsindsats førte endelig - efter at militæret havde overtaget missilprogrammet - via testmodellerne A1 , A2 og A3 til den første store raket med flydende fremdrift, enhed 4 (A4) , som hovedsageligt blev solgt under sit propagandistiske navn , "Retaliation Weapon 2", kort V2, skulle blive kendt. Med brændstofkombinationen på 75% ethanol og ilt krydsede dette grænsen til rummet for første gang. På samme tid under Anden Verdenskrig var mindre monergol ("kolde") og diergole hydrogenperoxid -raketmotorer ( H 2 O 2 / Petroleum eller N 2 H 4 ) som starthjælpemiddel til fly eller direkte til aflytningsdrev (B. z. Me 163 ) brugt. Efter sammenbruddet af det tyske rige og tilbagetrækning af forskere og teknologier blev udviklingen hovedsageligt fortsat af det sejrrige USA og Sovjetunionen, der begge benyttede sig af fangede dokumenter og tyske udviklere. Under den kolde krig skubbede behovet for stadig mere kraftfulde ICBM'er frem motorudviklingen - på det tidspunkt mest med flydende fremdrift. I sidste ende kunne nogle af disse udviklinger også bruges som affyringsbiler til rumfart (f.eks. R-7- varianterne til de vigtige Sputnik 1- og Vostok 1- flyvninger med Yuri Gagarin , den første person i rummet eller den amerikanske Titan II Tvilling ). Udviklingen nåede et højdepunkt i slutningen af 1960'erne med de gigantiske F-1 motorer af den Saturn V månen raket . Den seneste udvikling er z. B. den vigtigste motor for den rumfærge eller RD-170 af den Energija raket, der kan genbruges. Siden kravene til militære missiler er ændret (mobilitet, stationering på ubåde som SLBM , permanent og øjeblikkelig klar til opsendelse), har faste raketter, som er lettere at bruge, erstattet flydende raketter i dette område .

Som historien om raketteknologi og nogle raketpioniers skæbne viser, var udviklingen af ​​flydende raketter i første omgang forbundet med større farer og tekniske forhindringer end for faste raketraketter. Årsagerne er forskellige: risiko for lækager, fordampning og eksplosioner , skader på pumper og andre enheder , luftbobler eller utilstrækkelig blanding i forbrændingskammeret , variabel vægtfordeling under forbrænding.

Komponenter

En flydende raketmotor består i det væsentlige af et forbrændingskammer, en dyse, en pumpeindretning til drivmidlerne (se afsnittet om konstruktion ) og om nødvendigt en tændingsindretning. Yderligere komponenter er trykrammen, der overfører kraften til raketstrukturen, mindre tanke til hjælpemedier (f.eks. Komprimeret gas, kølemiddel, smøremiddel, pumpe og startbrændstoffer) samt mere eller mindre komplekse rørledninger, ventiler og flowregulatorer til drifts- og hjælpemedier. Betjeningselementer såsom hydrauliske cylindre eller servomotorer til svingning af forbrændingskammeret eller dysenheden (se også trykvektorstyring ) kan også være en del af motoren.

Forbrændingskammer

Opskåret RD-107- motorenhed (i midten), over: cylindrisk forbrændingskammer, herunder: konisk dyseklokke

Forbrændingskammeret er en beholder lavet af metal, hvori brændstoffet blandes med oxidatoren og brænder kontinuerligt. Forbrændingskamre er som regel designet til at være cylindriske af fremstillingshensyn. Injektionshovedet eller en injektorplade er anbragt på forsiden af ​​forbrændingskammeret modsat dyseåbningen. Disse har til opgave at intensivt og fint blande de brændstofkomponenter, der bringes i separate rør under indsprøjtningen for at sikre fuldstændig og fuldstændig forbrænding. Kapaciteten kan være flere hundrede liter i sekundet for store motorer (op til 155 tons i minuttet for F-1). Forbrændingskammerets længde skal dimensioneres, så de injicerede komponenter kan reagere fuldstændigt med hinanden, på den anden side skal forbrændingskammeret være så kompakt som muligt for at undgå uønsket varmeoverførsel til væggene. Trykket i forbrændingskammeret som følge af forbrændingen kan nå fra under 30 bar til langt over 100 bar (i øjeblikket 205 bar for SSME og over 245 bar for RD-170/171) , afhængigt af motorens design . I august 2020 nåede en prototype af SpaceX Raptor et kammertryk på 330 bar, ifølge Elon Musk .

For at forhindre, at forbrændingskammeret smelter og brænder igennem eller eksploderer på grund af de enorme forbrændingstemperaturer og tryk indeni, skal det afkøles. Almindelige metoder til dette er aktiv eller regenerativ køling, hvor en del af brændstoffet eller oxidatoren flyder i form af væskekøling mellem de dobbeltvæggede forbrændingskammervægge, inden det injiceres. Hvis brændstofkomponenten ikke føres ind i forbrændingsprocessen efter at have passeret kølekappen, men frigives til miljøet, kaldes dette dump -køling . Yderligere foranstaltninger er skud og tåge køling , hvor specifikt et lokalt overskydende brændstof genereres i forbrændingszonen tæt på væggen eller direkte til væggene ved et bestemt arrangement af indsprøjtningshullerne til forbrændingstemperaturerne lavere der, og for at udnytte latent fordampningsvarme af brændstoffet; endvidere er væggen også beskyttet mod reaktionen med oxidationsmidlet. Der anvendes også belægninger af de indre vægge med varmebestandige, isolerende materialer (keramiske belægninger, mineralfibre såsom asbest ) eller ablative materialer, som på grund af deres faseovergang ved smeltning skaber et varmeisolerende grænselag til væggen. Anvendes disse foranstaltninger for mindre motorer med kort forbrændingstid, som er fremstilling af forbrændingskamrene fra højtemperatur-resistente niobium eller tantal legeringer; i disse tilfælde taler man om passiv køling .

Brændkammerets udformning samt injektionshovedet eller injektorpladen er en udfordring under konstruktion og afprøvning, da funktionsfejl kan føre til diskontinuerlig forbrænding og endda resonant forbrændingsoscillationer, som kan bringe hele rumfartøjet i fare via reaktionen via væskesøjlerne i brændstofledninger og den mekaniske struktur (se pogo -effekt ).

Støddyse

Rakettedyse af en Pratt & Whitney RL-10 B i et Delta IV-overtrin, den orange og den øvre mørke del er fastgjort, den nedre mørke del bringes i sin arbejdsstilling efter sceneadskillelsen ved hjælp af gevindspindlerne.
Rakettedyser bestående af individuelle kølerør (XLR-87 af en Titan I)

Udstødningsdysen i form af en Laval -dyse tilsluttes direkte til forbrændingskammeret . Denne består af en indsnævring for at øge gasens hastighed, den såkaldte dysehals, som igen smelter sammen til en klokkeformet eller konisk del, hvor stødet genereres ved ekspansion af gasserne. Aerospike -motorerne under udvikling bør undvære en sådan støddyse i konventionel forstand.

Ligesom forbrændingskammeret udsættes dysen for høje termiske belastninger, der kræver køling. Både aktive og passive køleprocesser anvendes. I den aktive proces føres brændstofkomponenten, der forgrenes til afkøling, ikke kun ind i forbrændingskammerets dobbeltvæg, men også gennem den dobbeltvæggede dyseklokke; passive køleprocesser udføres på samme måde som med forbrændingskammeret. En særlig form for dysekøling er den ringformede introduktion af turbopumpenes relativt kølige arbejdsgas i bypass-strømningsmetoden i dyseklokken cirka halvvejs mellem dysehalsen og mundingen, som blev brugt i F-1-motorerne af Saturn 5 -raketten. Lejlighedsvis, især hvis en intern gardin eller film kølesystem anvendes samtidigt, er aktiv køling af dysen klokke undværes, som det er tilfældet med Viking motor den Ariane 4 . Her opvarmede materialet til rød varme under drift .

Ofte fremstilles forbrændingskammeret og dysen i en del. For at opnå de kølevæskekanaler, der kræves til køling, består grundstrukturen i forbrændingskammeret eller dysenhederne i større motorer ofte af bundter af nikkelstålrør (f.eks. Lavet af Inconel X-750), som er bøjet i form af emner loddes . Disse strukturer forstærkes derefter af afstivningsringe og massive jakker samt montage- og forbindelsesbeslag. Under drift strømmer rørene igennem af kølemediet (brændstof eller oxidator), sædvanligvis i retningen fra dyseåbningen til forbrændingskammeret.

Forholdet mellem tværsnitsarealerne i dysehalsen og dysemunden kaldes afslapningsforholdet . Afhængigt af omgivelsestrykforholdene og dermed det ydre tryk "mod", som motoren formodes at arbejde (tæt atmosfære på jordoverfladen, faldende tryk med stigende højde op til vakuum i rummet), er ekspansionsforholdet i praksis omkring 10 til 100, en særlig Den projekterede europæiske overtrinsmotor Vinci har et højt forhold med 240 for at opnå en høj specifik impuls ved lavt omgivelsestryk. For rene lavere trin motorer, der kun arbejder i tættere atmosfæriske lag, er mindre ekspansionsforhold tilstrækkelige, øvre trin og orbitalmotorer kræver højere ekspansionsforhold for effektiv drift, men den maksimalt mulige og tilladte ekspansion er også begrænset, se Summerfield -kriteriet . For at omgå disse designproblemer ved trykdysen forskes der på aerospike -motorer, som har et ekspansionsforhold, der tilpasser sig omgivelsestrykket.

Højere ekspansionsforhold kræver større og derfor tungere dyseklokker, som på grund af deres samlede længde også kan have en ugunstig effekt på rakettens overordnede design (adaptere med længere trin er nødvendige for at rumme dyserne), hvorfor nogle øvre trin motorer har en forlængelig dyse til adskillelse efter etape, og før tænding forlænges den nederste forlængelsesdel af dyseklokken teleskopisk over den del af klokken, der er fast forbundet med forbrændingskammeret (projiceret til Vinci , implementeret til RL10B-2 i den øverste etape af Delta IV ).

Typer af brændstoflevering

Hver flydende raketmotor har et forbrændingskammer med en tilstødende trykdyse som en central komponent. De væsentligste forskelle mellem de forskellige designs ligger i den måde, hvorpå brændstoffet når forbrændingskammeret fra tankene, og på hvilken måde, for motorer med turbopumper, turbinernes (den varme gas) arbejdsmiddel samt brændstofferne og oxidationsmidlerne transporteres.

Gas under tryk

Skema for tryksat fremdrift af rumfartøjet Apollo (CSM)

Komprimeret gastilførsel (engelsk tryk-fodret cyklus ) er den enkleste udførelsesform, det undgår fuldstændigt mekaniske pumper og fremmer brændstofferne fra tankene med en inert gas (normalt helium ), som i separate trykcylindre transporteres under tryk og tryksættes. Væskerne presses ind i forbrændingskamrene ved tankens tryk via enkle rørledninger. Grænserne for dette design, som er enkelt og relativt pålideligt på grund af det lille antal komponenter, er, at tankene skal gøres relativt stabile og tunge som trykbeholdere for at modstå trykket fra transportgassen og det opnåelige forbrændingskammer trykket er også begrænset af det maksimalt tilladte overtryk i tankene. Anvendelsen er derfor begrænset til mindre og svagere fremdriftsapplikationer, f.eks. Kontrol- og manøvreringspropeller til rumfartøjer eller apogee -motorer . Praktiske eksempler er opstignings- og nedstigningsmotorer i Apollo -månemodulet eller hovedmotoren i kommando- / servicemodulet i Apollo -rumfartøjet . Ved at bruge hypergoliske komponenter var det muligt at bygge meget enkle, pålidelige motorer med meget få mekaniske komponenter, der kunne antændes pålideligt, selv efter missioner, der varede i flere dage, eller som var designet til gentagen tænding, ligesom hovedmotoren i Apollo-CSM .

Pumpelevering

Skær en turbopumpe af en A4 -raket

Mere kraftfulde motorer bruger derimod mekaniske pumper til at transportere brændstofferne fra tankene, der kun er under meget lidt overtryk, ind i forbrændingskammeret ("aktivt brændstof"). Da kravet til drivkraft til dette pumpearbejde er meget højt (op til flere dusin megawatt pr. Motor, med Mark 10-pumpen hver af de fem F-1'er på Saturn-måneraketten over 41 megawatt (55.000 hestekræfter), 190 megawatt med russisk RD-170 ) kun kompakt centrifugalpumper drevet af gas turbiner kommer i betragtning, arbejdsgassen hvoraf genereres uafhængigt af den omgivende atmosfære med raketbrændstof medføres. En sådan turbopumpe består sædvanligvis af en anordning til frembringelse af arbejdsgassen, selve arbejdsturbinen og en eller flere enkelt- eller flertrins radiale pumper (en hver til brændstof og oxidator), der drives mekanisk af turbinen. Ofte er i det mindste turbinen og pumpeenhederne kombineret i et hus og arrangeret på en fælles aksel. Turbo -pumperne er normalt monteret på et udstyrsstativ på motoren i umiddelbar nærhed af forbrændingskammeret. Der er også arrangementer, hvor en central turbopumpe forsyner flere individuelle forbrændingskamre på samme tid, som i RD-170 med en pumpe til fire forbrændingskamre.

Afhængig af typen af ​​varmgasgenerering og strømningsmønsteret for de forskellige medier, varm gas og brændstoffer har der i løbet af tiden udviklet forskellige varianter af aktivt brændstof. De nævnte grundvarianter kan ofte opdeles i undervarianter.

Sidestream -proces

I bypass -strømningsprocessen ( gasgeneratorcyklus eller åben cyklus ) omdirigeres en del af brændstoffet og oxidatoren, der pumpes til forbrændingskammeret, i et separat forbrændingskammer. En ikke-støkiometrisk forbrænding (overskud af brændstof eller oxidator) er beregnet til at reducere de varme gastemperaturer til et niveau, der er acceptabelt for turbinematerialerne (400 til 700 K ). Efter at varmgasstrømmen i turbinen har udført sit arbejde, bruges den afslappede varme gas enten til at afkøle dysen eller frigives til miljøet via et udstødningsrør ved siden af ​​trykdysen. I denne motorvariant er der mindst to strømninger (hovedstrøm til hovedforbrændingskammeret og brændstoffet til gasgeneratorens forbrændingskammer i det sekundære flow, muligvis en tredje strømning til dyse- og forbrændingskammerafkøling). Omkring fem procent af det samlede brændstof i et trin bruges til at drive pumpen på grund af ufuldstændig forbrænding og er ikke længere tilgængelig til den faktiske frembringelse af raketmotoren; på den anden side er det en afprøvet, afprøvet og kontrollerbar teknologi. Sidestream -processen er den ældste og mest udbredte variant. Mange større raketmotorer fungerer efter dette princip, herunder F-1 i Saturn- underfasen S1C . En subvariant er brugen af ​​et separat brændstof til turbopumpgasgeneratoren som i V2 / A4-missilet eller RD-107 på det sovjetiske Soyuz / R7-missil , som begge bruger den katalytiske nedbrydning af hydrogenperoxid til at generere pumpen arbejdsgas.

Mainstream proces

RD-170 model, en hovedstrømsmotor med en central turbopumpe til fire forbrændingskamre

I hovedstrømningsprocessen ( trinvis forbrænding eller lukket cyklus ), der blev udviklet senere , varieres princippet om bypass -processen på en sådan måde, at en større del eller hele strømmen af en brændstofkomponent løber gennem en gasgenerator (her kaldet præ- brænder ) og med en meget lille del af de andre bestanddele reagerer unstoichiometrically. Resultatet er en varm gasstrøm, der stadig indeholder store overskydende mængder ureageret brændstof eller oxidator, som efter kørsel af turbinens turbinepumpe føres direkte ind i hovedforbrændingskammeret, og der deltager i den regelmæssige forbrændingsreaktion for at generere tryk med de resterende komponenter injiceret der. I modsætning til bypass -flowmetoden går ingen ubrugte brændstofkomponenter over bord, der ikke bidrager til motorens samlede momentum. Med hovedstrømningsprocessen kan det højeste forbrændingskammer tryk og høje specifikke impulser opnås; på den anden side stiller denne proces de højeste krav til udvikling og produktion på grund af det høje tryk i rørledningerne og håndteringen af ​​varmgasstrømmen . Kendte repræsentanter for hovedflowprocessen er SSME , RD-0120 og igen RD-170 .

Udvidelsesproces

En variation af hovedstrømningsprocessen er ekspanderingscyklussen . Dette adskiller sig fra hovedstrømningsprocessen ved, at der ikke bruges nogen gasgenerator eller forbrænder . Den ene af de to brændstofkomponenter pumpes snarere gennem kølekappen for at afkøle forbrændingskammeret. Væsken fordamper, og den ekspanderende strøm af overophedet damp driver foderpumpernes arbejdsturbine. Efter at have passeret turbinen ledes denne strøm ind i hovedforbrændingskammeret, som i hovedstrømningsprocessen. Denne proces fungerer kun med stoffer, der ikke nedbrydes under fordampning og stadig er i gasfasen efter udvidelsen i møllen, som f.eks. B. kryogen oxygen (LOX) eller hydrogen eller carbonhydrider med lav molekylvægt, såsom methan , ethan og propan ; Petroleum, for eksempel, ville kondensere for hurtigt igen her. Eksempler på expander knallerter er de RL-10 i den Centaur øverste trin eller Europa Vinci . Processen blev ændret steder på en sådan måde, at kun en lille mængde brændstof blev fordampet i forbrændingskammerets kølekappe, og efter at have været brugt som et arbejdsmedium for turbopumpen, blev frigivet i miljøet ( ekspanderingsblødningscyklus ), f.eks B. LE-5A af det japanske HIIA- missil.

Fordele og ulemper

Fordele:

  • I modsætning til faste raketter kan visse flydende motorer slukkes og tændes igen. Dette er vigtigt for styrepropeller, når der kun kræves korte impulser eller for at forlade jordens kredsløb (f.eks. I S-IVB-sekvensen for Apollo-måneflyvninger).
  • Raketten kan samles uden brændstof og transporteres til opsendelsesstedet, hvilket gør den lettere og der er ingen risiko for eksplosion eller brand under samling og transport. Tankning finder sted kort før start. Der skal dog være særlige faciliteter til rådighed ved affyringsrampen .
  • Flydende motorer kan kontrolleres for deres funktion (tryk, pumpehastighed, forbrændingskammerets tryk) mellem tændingen og raketten løftes fra affyringsrampen.
  • Trykket kan reguleres under drift.
  • Flydende raketter bruger ofte brændstof mere effektivt end faste raketter og opnår dermed højere tophastigheder med samme mængde brændstof.
  • Den ofte anvendte brændstofkombination LOX / LH2 brænder for at danne vand og er derfor lokalt økologisk ufarlig.

Ulempe:

  • Flydende raketter og motorer er dyrere, mere komplekse og derfor mere tilbøjelige til fejl end faste raketter.
  • Missilets tyngdepunkt skifter, når brændstoffet forbruger . Missilets stabiliserings- og kontrolsystem skal kunne kompensere for denne forskydning.
  • Den pogo effekt (vibrationer i motoreffekten grund resonanserne af væskesøjlerne i brændstofledninger og den mekaniske struktur af raketten) kan forekomme.
  • Flydende missiler er mere farlige at eksplodere i tilfælde af lækage, fordi væskerne er lettere brandfarlige.
  • Nogle brændstoffer (herunder hydrazinderivater) er giftige; hvis de frigives (falske starter, udbrændte trin falder tilbage til jorden), kan der opstå miljøskader.
  • Kryogene brændstofkomponenter må kun tankes kort før start, ellers fordamper de for tidligt på grund af opvarmning, hvilket forhindrer hurtig reagerende start eller en længerevarende beredskab til start. Nogle flydende brændstoffer, der kan opbevares, er meget ætsende eller ætsende og angriber med tiden raketstrukturens materialer.

Brændstoffer

Den mest energiske brændstofblanding, der bruges i flydende raketter i dag, er kryogen ilt og brint (LOX / LH 2 ).

Afhængigt af den anvendte brændstofblanding kan der opstå temperaturer på op til 4200 ° C og tryk på over 25 MPa i forbrændingskammeret.

Producent (udvalg)

Se også

litteratur

Individuelle beviser

  1. Kyrill von Gersdorff, Kurt Grasmann, Helmut Schubert (1995) flymotorer og jetmotorer Bernard & Graefe Verlag. ISBN 3-7637-6107-1 , s. 268 ff.
  2. ^ Billede og beskrivelse af Walter 109-509C fra Me 163
  3. a b c d e f Stages to Saturn - Fire, Smoke and Thunder: The Engines Publication i NASAs historiearkiv om F -1 -motoren (engelsk)
  4. https://twitter.com/elonmusk/status/1295495834998513664. Hentet 17. august 2020 .
  5. Repræsentation af den forlængelige udgangskegle på RL-10B2 i Encyclopedia Astronautica (engelsk)
  6. ^ Power Cycles - Beskrivelse af de forskellige pumpeleveringsprocesser på braeunig.us (engelsk)
  7. Artikel om teknologien til raketmotorer på Bernd Leitenbergers websted
  8. Wiebke Plenkers, Martin B. Kalinowski: Fare scenarier for udgivelsen af plutonium ved en succesfuld lancering med et missilforsvarssystem. (PDF; 1,2 MB) Carl Friedrich von Weizsäcker Center for videnskab og fredsforskning, december 2008, s. 17 , åbnet den 5. december 2015 .

Weblinks