Flytende rakettmotor

Atlas V flytende rakett med nyttelast til Mars

Flytende rakettmotorer er reaksjonsdrev som hovedsakelig brukes i romfart i dag.

I motsetning til faste stasjoner , der en forbrenning i forbrenningskammeret befinder seg i en fast tilstandsblanding av drivstoff og oksidant, brenner, er i flytende rakett a ( Monergol ) eller flere ( Diergole , Triergole ) flytende kjemiske komponenter inngående i (separat) tanker og faktiske i motoren promotert. Der oppstår en kontinuerlig kjemisk reaksjon (katalytisk nedbrytning av en monergol, forbrenning av drivstoff og oksidasjonsmiddel). Gassmassene skapt av volumøkningen strømmer ut av en dyse som en støttemasse og genererer derved trykk i motsatt retning. Siden oksidasjonsmidlet bæres i raketten, kan forbrenningen av drivstoffet finne sted uten nærvær av atmosfærisk oksygen, f.eks. B. i den høye atmosfæren eller i rommet. I diergolen flytende raketter blandes drivstoff og oksidasjonsmiddel først i forbrenningskammeret ; levering til forbrenningskammeret skjer i separate rørsystemer.

Typiske parametere for en slik rakettmotor er skyvekraften (den faktiske fremdriftskraften, vanligvis gitt i kilonewtons (kN) , ofte differensiert i bakken eller startkraft og vakuumkraft ) og den spesifikke impulsen som et nøkkeltall for effektiviteten til motor uavhengig av størrelse.

historie

1. trinn av Saturn V-raketten med totalt fem F-1 flytende motorer, på bildet Wernher von Braun
Walter rakettmotor fra Me 163b

Tidlige teoretiske tilnærminger til bruk av flytende raketter ble publisert i 1903 av den russiske romfareren og tankelederen Konstantin Eduardowitsch Ziolkowski under tittelen Exploring Space Using Reaction Apparatus i det russiske tidsskriftet Wissenschaftliche Rundschau . Uavhengig av dette, publiserte Hermann Oberth de teoretiske grunnleggende om romfart ved hjelp av flytende raketter i sitt arbeid fra 1923 The Rocket for Planetary Spaces . 16. mars 1926 lyktes den amerikanske forskeren Robert Goddard å skyte opp en flytende rakett for første gang (2,5 s flytid, 14 m høyde, 50 m flyrekkevidde). I oktober 1930 hadde en rakett Goddard allerede nådd 800 km / t og 610 m høyde. Nesten på samme tid i Tyskland, fra 1930 og utover, ble teststart med flytende raketter utført på Berlins rakettflyplass av Space Agency. Den tyske forskningsinnsatsen førte til slutt - etter at militæret hadde overtatt rakettprogrammet - via testmodellene A1 , A2 og A3 til den første store raketten med flytende fremdrift, enheten 4 (A4) , som hovedsakelig ble solgt under sitt propagandistiske navn. , "Retaliation Weapon 2", kort V2, skulle bli kjent. Med drivstoffkombinasjonen 75% etanol og oksygen krysset dette grensen til rommet for første gang. På samme tid under andre verdenskrig var mindre monergole ("kalde") og diergole hydrogenperoksidrakettmotorer ( H 2 O 2 / Petroleum eller N 2 H 4 ) som starthjelp for fly, eller direkte til driv av avlytterne (B. z. Me 163 ) brukt. Etter sammenbruddet av det tyske riket og tilbaketrekningen av forskere og teknologier ble utviklingen hovedsakelig videreført av det seirende USA og Sovjetunionen, som begge benyttet seg av fangede dokumenter og tyske utviklere. Under den kalde krigen presset behovet for stadig kraftigere ICBMer frem motorutviklingen - på det tidspunktet mest med flytende fremdrift. Til syvende og sist kan noen av disse utviklingene også brukes som bæreraketter for romfart (f.eks. R-7- variantene for de viktige Sputnik 1 og Vostok 1- flyvningene med Yuri Gagarin , den første personen i verdensrommet, eller den amerikanske Titan II Gemini ). Utviklingen nådde et høydepunkt på slutten av 1960-tallet med de gigantiske F-1-motorene til Saturn V-måneraketten . Nyere utvikling er z. B. hovedmotoren til romfergen eller RD-170 til Energija- raketten, som kan gjenbrukes. Siden kravene til militære missiler har endret seg (mobilitet, stasjonering på ubåter som SLBM , permanent og umiddelbar beredskap for sjøsetting), har solide raketter, som er enklere å bruke, erstattet flytende raketter i dette området .

Som historien om rakettteknologi og skjebnen til noen rakettpionerer viser, var utviklingen av flytende raketter i utgangspunktet forbundet med større farer og tekniske hindringer enn for faste rakettraketter. Årsakene er varierte: fare for lekkasjer, fordampning og eksplosjoner , skade på pumper og andre enheter , luftbobler eller utilstrekkelig blanding i forbrenningskammeret , variabel vektfordeling under forbrenning.

Komponenter

En flytende rakettmotor består i hovedsak av et forbrenningskammer, en dyse, en pumpeanordning for drivmidlene (se avsnittet om konstruksjon ) og om nødvendig en tenningsanordning. Ytterligere komponenter er trykkrammen, som overfører skyvekraften til rakettstrukturen, mindre tanker for hjelpemedier (f.eks. Komprimert gass, kjølevæske, smøremiddel, pumpe og startdrivstoff) samt mer eller mindre komplekse rørledninger, ventiler og strømningsregulatorer for drifts- og hjelpemedier. Kontrollelementer som hydrauliske sylindere eller servomotorer for å svinge forbrenningskammeret eller dyseenheten (se også trykkvektorkontroll ) kan også være en del av motoren.

Forbrenningskammer

Åpne RD-107 motorenhet (midt), over: sylindrisk forbrenningskammer, under: konisk dyseklokke

Forbrenningskammeret er en beholder laget av metall der drivstoffet blandes med oksidasjonsmiddel og brenner kontinuerlig. Som regel er forbrenningskamre konstruert for å være sylindriske av produksjonsmessige grunner. Injeksjonshodet eller en injektorplate er anordnet på forsiden av forbrenningskammeret overfor dyseåpningen. Disse har til oppgave å intensivt og fint blande drivstoffkomponentene som kommer i separate rør under injeksjonen for å sikre fullstendig og fullstendig forbrenning. Gjennomstrømningen kan være flere hundre liter per sekund for store motorer (opptil 155 tonn per minutt for F-1). Forbrenningskammerets lengde må dimensjoneres slik at de injiserte komponentene kan reagere fullstendig med hverandre. På den annen side må forbrenningskammeret være så kompakt som mulig for å unngå uønsket varmeoverføring til veggene. Trykket i forbrenningskammeret som følge av forbrenningen kan nå fra under 30 bar til godt over 100 bar (for tiden 205 bar for SSME og over 245 bar for RD-170/171) , avhengig av motorens design . I august 2020 nådde en prototype av SpaceX Raptor et kammertrykk på 330 bar, ifølge Elon Musk .

For å forhindre forbrenningskammeret i å smelte og brenne gjennom eller eksplodere på grunn av de enorme forbrenningstemperaturene og trykket inne, må det avkjøles. Vanlige metoder for dette er aktiv eller regenerativ kjøling, hvor en del av drivstoffet eller oksidasjonsmidlet strømmer gjennom i form av væskekjøling mellom de dobbeltveggede forbrenningskammerveggene før det injiseres. Hvis drivstoffkomponenten ikke blir matet inn i forbrenningsprosessen etter å ha passert gjennom kjølekappen, men slippes ut i miljøet, er dette kjent som dumpkjøling . Ytterligere tiltak er skudd- og tåkekjøling , hvor spesifikt et lokalt overskudd drivstoff genereres i forbrenningssonen nær veggen eller direkte til veggene ved et spesielt arrangement av injeksjonshullene til forbrenningstemperaturen lavere der, og for å utnytte den latente fordampningsvarme av drivstoffet; dessuten er veggen også beskyttet mot reaksjon med oksidasjonsmiddel. Det brukes også belegg av innerveggene med varmebestandige, isolerende materialer (keramiske belegg, mineralfibre som asbest ) eller ablative materialer, som på grunn av sin faseovergang ved smelting skaper et varmeisolerende grenselag til veggen. Disse tiltakene brukes for mindre motorer med korte forbrenningstider, samt for fremstilling av forbrenningskamrene av høytemperaturbestandige niob- eller tantallegeringer ; i disse tilfellene snakker man om passiv kjøling .

Utformingen av forbrenningskammeret samt injeksjonshodet eller injektorplaten er en utfordring under konstruksjon og testing, siden funksjonsfeil kan føre til diskontinuerlig forbrenning og til og med resonans forbrenningssvingninger, noe som kan bringe hele romfartøyet i fare via reaksjonen via væskesøylene i drivstoffledningene og den mekaniske strukturen (se pogo-effekten ).

Trykkdyse

Rakettdyse av en Pratt & Whitney RL-10 B av et Delta IV øvre trinn, den oransje og den øvre mørke delen er festet, den nedre mørke delen blir brakt i arbeidsstilling etter trinnseparasjonen ved hjelp av de gjengede spindlene.
Rakettdyser består av individuelle kjølerør (XLR-87 av en Titan I)

Eksosdysen i form av en Laval-dyse kobles direkte til forbrenningskammeret . Denne består av en innsnevring for å øke hastigheten på gassen, den såkalte dysehalsen, som igjen smelter sammen til en klokkeformet eller konisk del der skyvet genereres ved utvidelse av gassene. Aerospike- motorene under utvikling bør klare seg uten en slik skyvedyse i konvensjonell forstand.

I likhet med forbrenningskammeret, er dysen utsatt for høye termiske belastninger, noe som krever kjøling. Både aktive og passive kjøleprosesser brukes. I den aktive prosessen blir drivstoffkomponenten avledet for kjøling ikke bare matet inn i forbrenningskammerets dobbelvegg, men også gjennom den dobbeltveggede dyseklokken; passive kjøleprosesser utføres på samme måte som med forbrenningskammeret. En spesiell form for dysekjøling er den ringformede introduksjonen av den relativt kule arbeidsgassen til turbopumpene i bypass-strømningsmetoden i dyseklokken omtrent halvveis mellom dysehalsen og munnen, som ble brukt i F-1-motorene. av Saturn 5-raketten. Noen ganger, spesielt hvis det brukes et internt gardin- eller filmkjølesystem, blir aktiv kjøling av dyseklokken utelatt, som det er tilfellet med Viking-motoren til Ariane 4 . Her varmes materialet opp til rød varme under drift .

Ofte er forbrenningskammeret og dysen produsert i en del. For å oppnå kjølevæskekanalene som kreves for kjøling, består den grunnleggende strukturen i forbrenningskammeret eller dysenhetene til større motorer ofte av bunter av nikkelstålrør (f.eks. Laget av Inconel X-750), som er bøyd i form av arbeidsstykkene loddes . Disse konstruksjonene blir deretter forsterket av avstivende ringer og massive jakker, samt monterings- og tilkoblingsbeslag. Under drift strømmer rørene gjennom avkjølingsmediet (drivstoff eller oksidasjonsmiddel), vanligvis i retning fra dyseåpningen til forbrenningskammeret.

Forholdet mellom tverrsnittsarealene i dysens hals og dysemunn kalles avslapningsforholdet . Avhengig av omgivelsestrykkforholdene og dermed det ytre trykket "mot" moten skal fungere (tett atmosfære på jordoverflaten, synkende trykk med økende høyde opp til vakuumet i rommet), er utvidelsesforholdet i praksis rundt 10 til 100, en spesiell Den projiserte europeiske øvre trinnsmotoren Vinci har et høyt forhold med 240 for å oppnå en høy spesifikk impuls ved lavt omgivelsestrykk. For rene motorer på nedre trinn som bare fungerer i tettere atmosfæriske lag, er mindre ekspansjonsforhold tilstrekkelige, øvre trinn og orbitale motorer krever høyere ekspansjonsforhold for effektiv drift, men maksimal mulig og tillatt utvidelse er også begrenset, se Summerfield-kriteriet . For å omgå disse designproblemene i skyvedysen, forskes det på aerospike-motorer, som har et utvidelsesforhold som tilpasser seg til omgivelsestrykket.

Høyere utvidelsesforhold krever større og derfor tyngre dyseklokker, som på grunn av deres totale lengde også kan ha en ugunstig effekt på rakettens generelle utforming (lengre trinnadaptere er nødvendig for å imøtekomme dysene), og det er derfor noen øvre trinn motorer har en uttrekkbar munnstykke for etter trinnseparasjonen og før tenningen forlenges den nedre forlengelsesdelen av dyseklokken teleskopisk over den delen av klokken som er godt koblet til forbrenningskammeret (projisert for Vinci , implementert for RL10B- 2 i øvre trinn av Delta IV ).

Typer drivstofflevering

Hver flytende rakettmotor har et forbrenningskammer med en tilstøtende skyvedyse som en sentral komponent. Hovedforskjellene mellom de forskjellige designene ligger i måten drivstoff når forbrenningskammeret fra tankene, og på hvilken måte, i tilfelle motorer med turbopumper, turbinens arbeidsmedium (varm gass) samt drivstoffene og oksidasjonsmidlene blir transportert.

Levering av trykkgass

Skjema for fremdrift av trykkgass fra romfartøyet Apollo (CSM)

Den komprimerte gasstilførselen (engelsk trykkmatet syklus ) er den enkleste utførelsen, den unngår helt mekaniske pumper og fremmer drivstoffet av tankene med en inert gass ​​(vanligvis helium ), som i separate trykksylindere blir båret under trykk og under trykk. Væskene presses inn i forbrenningskamrene av tankens trykk via enkle rørledninger. Grensene for denne konstruksjonen, som er enkel og relativt pålitelig på grunn av det lille antallet komponenter, er at tankene må gjøres relativt stabile og tunge som trykkbeholdere for å motstå trykket fra transportgassen og det oppnåelige forbrenningskammeret trykket er også begrenset av maksimalt tillatte overtrykk i tankene. Bruken er derfor begrenset til mindre og svakere trykkapplikasjoner, for eksempel kontroll- og manøvreringspropeller for romfartøy eller apogee-motorer . Praktiske eksempler er opp- og nedstigningsmotorene til Apollo-månemodulen eller hovedmotoren til kommandot / servicemodulen til Apollo-romfartøyet . Ved å bruke hypergoliske komponenter var det mulig å bygge veldig enkle, pålitelige motorer med svært få mekaniske komponenter som kunne antennes pålitelig selv etter oppdrag i flere dager, eller som var designet for gjentatt gjentenning, som hovedmotoren til Apollo-CSM .

Pumpelevering

Skjær opp turbopumpe av en A4 rakett

Kraftigere motorer bruker derimot mekaniske pumper til å transportere drivstoff fra tankene, som bare er under veldig lite overtrykk, inn i forbrenningskammeret ("levering av aktivt drivstoff"). Siden drivkraftbehovet for dette pumpearbeidet er veldig høyt (opptil flere titalls megawatt per motor, med Mark 10-pumpen hver av de fem F-1-ene til Saturn-måneraketten over 41 megawatt (55.000 hestekrefter), 190 megawatt med russisk RD-170 ) bare kompakt sentrifugal pumper drevet av gassturbiner komme i betraktning, den arbeidende gass som blir generert uavhengig av den omgivende atmosfæren med rakettdrivstoffer båret sammen. En slik turbopumpe består vanligvis av en anordning for å generere arbeidsgassen, selve arbeidsturbinen og en eller flere enkelt- eller flertrinns radiale pumper (en hver for drivstoff og oksidasjonsmiddel) som drives mekanisk av turbinen. Ofte kombineres i det minste turbinen og pumpeenhetene i et hus og arrangeres på en felles aksel. Turbopumpene er vanligvis montert på et utstyrsstativ på motoren i umiddelbar nærhet av forbrenningskammeret. Det er også arrangementer der en sentral turbopumpe forsyner flere individuelle forbrenningskamre samtidig, som i RD-170 med en pumpe for fire forbrenningskamre.

Avhengig av typen varmgassgenerering og strømningsmønsteret til de forskjellige mediene, varm gass og drivstoff, har ulike varianter av aktiv drivstofftilførsel utviklet seg over tid. De nevnte grunnleggende variantene kan ofte deles inn i undervarianter.

Sidestream-prosess

I bypass-strømningsprosessen ( gassgeneratorsyklus eller åpen syklus ) blir en del av drivstoffet og oksidatoren som pumpes til forbrenningskammeret omledt og brent i et eget forbrenningskammer. En ikke-støkiometrisk forbrenning (drivstoff eller oksidasjonsoverskudd) er rettet mot for å redusere de varme gasstemperaturene til et nivå som er tålelig for turbinmaterialene (400 til 700 K ). Etter at varmgassstrømmen i turbinen har utført sitt arbeid, brukes den avslappede varme gassen til å avkjøle dysen eller slippes ut i miljøet via et eksosrør ved siden av skyvedysen. I denne motorvarianten er det minst to strømmer (hovedstrøm til hovedforbrenningskammeret og drivstoff til gassgeneratorens forbrenningskammer i sekundærstrømmen; muligens en tredje strømning for kjøling av munnstykke og forbrenningskammer). Rundt fem prosent av det totale drivstoffet i et trinn brukes til å kjøre pumpen på grunn av ufullkommen forbrenning og er ikke lenger tilgjengelig for den faktiske skyvekraftgenerasjonen av rakettmotoren; på den annen side er det en velprøvd, påvist og kontrollerbar teknologi. Sidestream-prosessen er den eldste og mest utbredte varianten. Mange større rakettmotorer fungerer i henhold til dette prinsippet, inkludert F-1 på Saturn- undertrinn S1C . En undervariant er bruken av et separat drivstoff til turbopumpegeneratoren som i V2 / A4-missilet eller RD-107 av det sovjetiske Soyuz / R7-missilet , som begge bruker katalytisk nedbrytning av hydrogenperoksid for å generere pumpen. arbeidsgass.

Vanlig prosess

RD-170-modellen, en hovedflytmotor med en sentral turbopumpe for fire forbrenningskamre

I hovedflytprosessen ( Staged Combustion or Closed Cycle ) utviklet senere , blir prinsippet for bypass-strømningsprosessen variert på en slik måte at en større del eller hele strømmen av en drivstoffkomponent går gjennom en gassgenerator (her kalt en pre - brenner ) og med en veldig liten andel av den andre komponenten reagerer ustøkiometrisk. Resultatet er en varm gassstrøm som fremdeles inneholder store overskytende mengder uomsatt drivstoff eller oksidasjonsmiddel, som føres direkte inn i hovedforbrenningskammeret etter at turbipumpens kraftmotor er drevet og det deltar i den vanlige forbrenningsreaksjonen for å generere trykk med de resterende komponentene injisert der. I motsetning til bypass-strømningsmetoden går ingen ubrukt drivstoffkomponenter overbord som ikke bidrar til motorens samlede momentum. Med hovedflytprosessen kan det høyeste forbrenningskammertrykket og høye spesifikke impulser oppnås. På den annen side stiller denne prosessen de høyeste kravene til utvikling og produksjon på grunn av det høye trykket i rørledningen og håndteringen av varmgassstrømmen . Kjente representanter for hovedflytprosessen er SSME , RD-0120 og igjen RD-170 .

Utvidelsesprosess

En variant av hovedflytprosessen er utvidelsessyklusen . Dette skiller seg fra hovedflytprosessen ved at ingen gassgenerator eller forbrenning ( forbrenning ) brukes. Snarere pumpes en av de to drivstoffkomponentene gjennom kjølekappen for å avkjøle forbrenningskammeret. Væsken fordamper, og den ekspanderende strømmen av overopphetet damp driver arbeidsturbinen til matepumpene. Etter å ha passert gjennom turbinen, blir denne strømmen ledet inn i hovedforbrenningskammeret, som i hovedstrømningsprosessen. Denne prosessen fungerer bare med stoffer som ikke spaltes under fordampning og som fremdeles er i gassfasen etter ekspansjon i turbinen, som f.eks. B. kryogen oksygen (LOX) eller hydrogen eller lavmolekylære hydrokarboner slik som metan , etan og propan ; Parafin vil for eksempel kondensere her for fort igjen. Eksempler på utvidelsessyklusmotorer er RL-10 på Centaur øvre trinn eller den europeiske Vinci . Prosessen ble modifisert steder på en slik måte at bare en liten mengde drivstoff ble fordampet i forbrenningskammerets kjølemantel, og etter å ha blitt brukt som et arbeidsmedium for turbopumpen, ble det sluppet ut i miljøet ( utvidelsessyklus ), f.eks B. LE-5A til det japanske HIIA- missilet.

Fordeler og ulemper

Fordeler:

  • I motsetning til faste raketter kan visse flytende motorer slås av og antennes på nytt. Dette er viktig for styring av thrustere når det bare kreves korte impulser eller for å forlate jordens bane (for eksempel i S-IVB-sekvensen for Apollo-måneflyvningene).
  • Raketten kan monteres uten drivstoff og transporteres til lanseringsstedet, noe som gjør den lettere og det er ingen fare for eksplosjon eller brann under montering og transport. Bensintanking skjer rett før start. Imidlertid må spesielle fasiliteter være tilgjengelig på sjøplaten .
  • Flytende motorer kan kontrolleres for deres funksjon (skyvekraft, pumpehastighet, forbrenningskammertrykk) mellom tenningen og løftingen av raketten fra skyteplaten.
  • Drivkraften kan reguleres under drift.
  • Flytende raketter bruker ofte drivstoffet mer effektivt enn faste raketter og oppnår dermed høyere topphastigheter med samme mengde drivstoff.
  • Den ofte brukte drivstoffkombinasjonen LOX / LH2 brenner for å danne vann og er derfor lokalt økologisk ufarlig.

Ulempe:

  • Flytende raketter og motorer er dyrere, mer komplekse og derfor mer utsatt for feil enn solide raketter.
  • Missilets tyngdepunkt forskyves etter hvert som drivstoffet forbruker . Missilets stabiliserings- og kontrollsystem må kunne kompensere for denne forskyvningen.
  • Den Hoppe effekt (vibrasjoner i motorkraften på grunn av resonansen til væske kolonnene i drivstoffslangene og den mekaniske konstruksjon av raketten) kan forekomme.
  • Flytende missiler er farligere å eksplodere i tilfelle lekkasje fordi væskene er lettere brennbare.
  • Noen drivstoff (inkludert hydrazinderivater) er giftige. Hvis det frigjøres (falsk start, faller utbrente trinn ned på bakken), kan det oppstå miljøskader.
  • Kryogene drivstoffkomponenter kan bare fylles på drivstoff kort før start, ellers vil de fordampe for tidlig på grunn av oppvarming, noe som forhindrer hurtigreagerende starter eller en varig startklarhet. Noen flytbare drivstoff som kan lagres, er svært etsende eller etsende og angriper over tid materialene i rakettstrukturen.

Drivstoff

Den mest energiske drivstoffblandingen som brukes i flytende raketter i dag er kryogen oksygen og hydrogen (LOX / LH 2 ).

Avhengig av drivstoffblandingen som brukes, kan temperaturer opp til 4200 ° C og trykk over 25 MPa forekomme i forbrenningskammeret.

Produsent (utvalg)

Se også

litteratur

Individuelle bevis

  1. ↑ Kyrill von Gersdorff, Kurt Grasmann, Helmut Schubert (1995) flymotorer og jetmotorer Bernard & Graefe Verlag. ISBN 3-7637-6107-1 , s. 268 ff.
  2. ^ Bilde og beskrivelse av Walter 109-509C av 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. ↑ Representasjon av den uttrekkbare utgangskeglen på RL-10B2 i Encyclopedia Astronautica (engelsk)
  6. ↑ Power Cycles - Beskrivelse av de forskjellige pumpeleveringsprosessene på braeunig.us (engelsk)
  7. ↑ Artikkel om teknologien til rakettmotorer på Bernd Leitenbergers nettside
  8. ↑ Wiebke Plenkers, Martin B. Kalinowski: Farescenarier for frigjøring av plutonium ved en vellykket sjøsetting med et missilforsvarssystem. (PDF; 1,2 MB) Carl Friedrich von Weizsäcker Center for Science and Peace Research, desember 2008, s. 17 , åpnet 5. desember 2015 .

weblenker