Nestemäinen rakettimoottori

Atlas V nesteraketti hyötykuormalla Marsiin

Nestemäiset rakettimoottorit ovat reaktioasemia , joita nykyään käytetään pääasiassa avaruusmatkoilla .

Toisin kuin kiinteät taajuusmuuttajat , joissa polttokammiossa viimeistely havaitaan polttoaineen ja hapettimien palovammojen kiinteässä seoksessa , olla nesterakettissa a ( Monergol ) tai useissa ( Diergole , Triergole ) nestemäisissä kemiallisissa komponenteissa (erillisessä) säiliöt ja todelliset moottorissa . Siellä tapahtuu jatkuva kemiallinen reaktio (monergolin katalyyttinen hajoaminen , polttoaineen ja hapettimen palaminen ). Kaasun massojen luoma tilavuuden kasvu virtaa ulos suuttimesta kuin tukea massa ja siten tuottaa työntövoiman vastakkaiseen suuntaan. Koska hapetin kuljetetaan raketissa, polttoaineen palaminen voi tapahtua ilman ilmakehän happea, esim. B. korkeassa ilmakehässä tai avaruudessa. Diergolen -nestemäisissä raketteissa polttoaine ja hapetin sekoitetaan ensin polttokammioon ; toimitus palokammioon tapahtuu erillisissä putkijärjestelmissä.

Tällaisen rakettimoottorin tyypillisiä parametreja ovat työntövoima (todellinen työntövoima, joka ilmoitetaan yleensä kilonewtonteina (kN) , usein eriytettynä maa- tai lentoonlähtövoimaksi ja tyhjiöpaineeksi ) ja ominaisimpulssi avainlukuna tehokkuuden parantamiseksi. moottori sen koosta riippumatta.

tarina

Saturn V -raketin ensimmäinen vaihe, jossa on yhteensä viisi F-1-nestemoottoria, kuvassa Wernher von Braun
Walter -rakettimoottori Me 163b

Venäläinen avaruusraivaaja ja ajatusjohtaja Konstantin Eduardowitsch Ziolkowski julkaisi varhaiset teoreettiset lähestymistavat nestemäisten rakettien käyttöön vuonna 1903 otsikolla Exploring Space Using Reaction Apparat venäläisessä Wissenschaftliche Rundschau -lehdessä . Riippumatta tästä, Hermann Oberth julkaisi teoksessa The Rocket for Planetary Spaces vuonna 1923 teoksessaan nesteraketteja käyttävän avaruusmatkan teoreettiset perusteet. 16. maaliskuuta 1926 yhdysvaltalainen tutkija Robert Goddard onnistui laukaisemaan nestemäisen raketin ensimmäistä kertaa (2,5 s lennon kesto, 14 m korkeus, 50 m lentoalue). Lokakuussa 1930 raketti Goddard oli jo saavuttanut 800 km / h ja 610 m korkeuden. Lähes samaan aikaan Saksassa vuodesta 1930 lähtien, testi lanseeraukset nestettä raketit toteutettiin vuoden Berliinin raketti lentokentän mukaan Space Agency Association. Saksan tutkimuspyrkimykset johtivat lopulta - sen jälkeen kun armeija oli ottanut ohjusohjelman haltuunsa - testimallien A1 , A2 ja A3 kautta ensimmäiseen suureen nestevoimalla toimivaan rakettiin, yksikköön 4 (A4) , joka myytiin pääasiassa propagandistisella nimellään , "Retaliation Weapon 2", lyhyt V2, pitäisi tulla tunnetuksi. Kun polttoaineyhdistelmässä oli 75% etanolia ja happea, tämä ylitti rajan avaruuteen ensimmäistä kertaa. Samalla aikana toisen maailmansodan pienempi monergole olivat ( "kylmä") ja diergole vetyperoksidin rakettimoottoreissa ( H 2 O 2 / Petroleum tai N- 2 H- 4 ), niin alkaa tukea varten ilma-aluksen, tai suoraan asemaan interceptors (B. z. Me 163 ) käytetty. Saksan valtakunnan romahtamisen ja tutkijoiden ja teknologioiden vetäytymisen jälkeen kehitystä jatkoivat pääasiassa voittoisa Yhdysvallat ja Neuvostoliitto, jotka molemmat käyttivät kaapattuja asiakirjoja ja saksalaisia ​​kehittäjiä. Aikana kylmän sodan , tarvitaan yhä tehokkaampia ICBMs työnnetään eteenpäin moottorien kehityksestä - tuolloin enimmäkseen nestettä käyttövoima. Lopulta jotkut näistä tapahtumista voitaisiin myös käyttää kantorakettien avaruuspoliittisen (esimerkiksi R-7 variantteja tärkeät Sputnik 1 ja Vostok 1 lennot kanssa Juri Gagarin , ensimmäinen ihminen avaruudessa, tai amerikkalainen Titan II Gemini ). Kehittäminen saavutti huippunsa 1960-luvun lopulla jättiläinen F-1 moottoreita Saturn V kuu raketti . Viimeaikainen kehitys on z. B. tärkein moottori avaruussukkula tai RD-170 Energija raketti, joka voidaan käyttää uudelleen. Koska vaatimukset sotilaallinen ohjusten ovat muuttuneet (liikkuvuus, sijoittumalla on sukellusveneiden kuin SLBM , pysyviä ja välitön valmius käynnistää), kiinteä raketit, jotka ovat helpompia käyttää, ovat korvattu neste raketteja tällä alueella .

Kuten rakettitekniikan historia ja joidenkin rakettien edelläkävijöiden kohtalo osoittavat, nestemäisten rakettien kehittämiseen liittyi aluksi suurempia vaaroja ja teknisiä esteitä kuin kiinteiden rakettien. Syyt ovat erilaisia: vuotojen, haihtumisen ja räjähdysten vaara, pumppujen ja muiden yksiköiden vaurioituminen , ilmakuplat tai riittämätön sekoittuminen palokammiossa , vaihteleva painojakauma palamisen aikana.

Komponentit

Nestemäinen rakettimoottori koostuu pääasiassa polttokammiosta, suuttimesta, ponneaineiden pumppauslaitteesta (katso rakenneosa ) ja tarvittaessa sytytyslaitteesta. Täydentäviä komponentteja ovat työntövoima, joka siirtää työntövoiman rakettirakenteelle, pienemmät apuvälineiden säiliöt (esim. Painekaasu, jäähdytysneste, voiteluaine, pumppu ja käynnistyspolttoaineet) sekä enemmän tai vähemmän monimutkaiset putkistot, venttiilit ja virtaussäätimet käyttö- ja apuvälineitä. Ohjauselementit, kuten hydraulisylinterit tai servomoottorit polttokammion tai suutinyksikön kääntämiseksi (katso myös työntövoiman säätö ), voivat olla osa moottoria.

Palotilan

Katkaistu RD-107- moottoriyksikkö (keskellä), yläpuolella: lieriömäinen palokammio, alla: kartiomainen suutinkello

Polttokammio on metallista valmistettu säiliö, jossa polttoaine sekoitetaan hapettimen kanssa ja palaa jatkuvasti. Polttokammiot on yleensä suunniteltu sylinterimäisiksi valmistussyistä. Ruiskutuspää tai ruiskutuslevy on järjestetty polttokammion etupuolelle suutinaukkoa vastapäätä. Niiden tehtävänä on sekoittaa voimakkaasti ja hienosti polttoaineosat, jotka on tuotu eri putkiin ruiskutuksen aikana, jotta varmistetaan täydellinen ja täydellinen palaminen. Suurten moottoreiden kapasiteetti voi olla useita satoja litroja sekunnissa (F-1: ssä jopa 155 tonnia minuutissa). Polttokammion pituus on mitoitettava siten, että ruiskutetut komponentit voivat reagoida keskenään täysin, toisaalta polttokammion on oltava mahdollisimman kompakti, jotta vältetään ei -toivottu lämmönsiirto seiniin. Palamisesta johtuva palamiskammion paine voi olla alle 30 baarista reilusti yli 100 baariin (tällä hetkellä 205 bar SSME: llä ja yli 245 bar RD-170/171: llä) moottorin rakenteesta riippuen . Elon Muskin mukaan SpaceX Raptorin prototyyppi saavutti elokuussa 2020 330 barin paineen.

Jotta polttokammio ei sulaisi ja palaisi läpi tai räjähtäisi valtavien palamislämpötilojen ja -paineiden vuoksi, se on jäähdytettävä. Yleisiä menetelmiä tähän ovat aktiivinen tai regeneratiivinen jäähdytys, jossa osa polttoaineesta tai hapettimesta virtaa nestejäähdytyksen muodossa kaksiseinäisten palokammion seinien väliin ennen ruiskutusta. Jos polttoaineosaa ei syötetä palamisprosessiin jäähdytysvaipan läpi menemisen jälkeen, vaan se vapautuu ympäristöön, tämä tunnetaan tyhjennysjäähdytyksenä . Lisätoimenpiteitä ovat laukaus ja sumun jäähdytys , jossa erityisesti paikallista ylimääräistä polttoainetta syntyy polttovyöhykkeellä lähellä seinää tai suoraan seiniin tietyllä ruiskutusreikien järjestelyllä alhaisempiin palamislämpötiloihin ja hyödyntää piilevää polttoaineen haihtumislämpö; lisäksi seinä on myös suojattu reaktiolta hapettimen kanssa. Sisäseinien pinnoitteita käytetään myös lämmönkestävillä, eristävillä materiaaleilla (keraamisilla pinnoitteilla, mineraalikuiduilla, kuten asbestilla ) tai ablatiivisilla materiaaleilla, jotka muodostavat faasimuutoksensa sulatessaan seinälle lämpöä eristävän rajakerroksen . Näitä toimenpiteitä käytetään pienemmissä moottoreissa, joiden palamisaika on lyhyt, samoin kuin polttokammioiden valmistus korkean lämpötilan kestävästä niobiumista tai tantaaliseoksista ; näissä tapauksissa puhutaan passiivisesta jäähdytyksestä .

Polttokammion sekä ruiskutuspään tai ruiskutuslevyn rakenne on haaste rakentamisen ja testauksen aikana, koska toimintahäiriöt voivat johtaa epäjatkuvaan palamiseen ja jopa resonanssisiin palamisvärähtelyihin, mikä voi vaarantaa koko avaruusaluksen nestepylväiden kautta tapahtuvan reaktion kautta polttoaineputket ja mekaaninen rakenne (katso pogo -vaikutus ).

Työntösuutin

Delta IV: n ylemmän vaiheen Pratt & Whitney RL-10 B: n rakettisuutin , oranssi ja ylempi tumma osa on kiinteä, alempi tumma osa saatetaan työasentoonsa vaiheen erottamisen jälkeen kierrekaran avulla.
Yksittäisistä jäähdytysputkista koostuvat rakettisuuttimet (Titan I: n XLR-87)

Laval -suuttimen muodossa oleva pakokaasusuutin kytkeytyy suoraan palotilaan . Tämä koostuu kaasun nopeutta lisäävästä supistumisesta, niin sanotusta suutinkaulusta, joka puolestaan ​​sulautuu kellon muotoiseksi tai kartiomaiseksi osaksi, jossa työntövoima syntyy kaasujen laajentuessa. Aerospike moottorit kehitteillä pitäisi tehdä ilman tällaista työntövoiman suutin perinteisessä mielessä.

Kuten polttokammio, myös suutin altistuu suurille lämpökuormille, jotka vaativat jäähdytystä. Käytetään sekä aktiivista että passiivista jäähdytysprosessia. Aktiivisessa prosessissa jäähdytykseen siirretty polttoaineosa syötetään paitsi polttokammion kaksoisseinämään myös kaksiseinäisen suuttimen kellon kautta; passiiviset jäähdytysprosessit suoritetaan samalla tavalla kuin polttokammion kanssa. Suuttimen jäähdytyksen erityinen muoto on turbo-pumppujen suhteellisen viileän työkaasun renkaan muotoinen syöttö ohitusvirtausmenetelmässä suutinkelloon noin puolivälissä suuttimen kaulan ja suun välillä, jota käytettiin F-1-moottoreissa Saturn 5 -raketista. Satunnaisesti, erityisesti, jos sisäinen verho tai kalvo jäähdytysjärjestelmä käytetään samaan aikaan, aktiivinen jäähdytys suuttimen kellon annostellaan kanssa, kuten on asianlaita Viking moottori Ariane 4 . Tässä materiaali kuumeni punaiseksi lämmöksi käytön aikana .

Usein polttokammio ja suutin valmistetaan yhdessä osassa. Jäähdytykseen tarvittavien jäähdytyskanavien saamiseksi suurempien moottoreiden polttokammion tai suutinyksiköiden perusrakenne koostuu usein nikkeliteräsputkien nippuista (esim. Valmistettu Inconel X-750: sta), jotka on taivutettu työkappaleet juotetaan . Näitä rakenteita vahvistavat sitten jäykistysrenkaat ja massiiviset takit sekä kokoonpano- ja liitososat. Käytön aikana jäähdytysaine (polttoaine tai hapetin) virtaa putkien läpi yleensä suuttimen aukon ja palokammion suuntaan.

Suuttimen kurkun ja suun suun poikkileikkausalueiden suhdetta kutsutaan rentoutumissuhteeksi . Riippuen ympäristön paineolosuhteista ja siten ulkoisesta paineesta, jota vastaan ​​moottorin on tarkoitus toimia (tiheä ilmakehä maan pinnalla, paineen lasku korkeuden noustessa aina tyhjiöön avaruudessa), laajenemissuhde on käytännössä noin 10 100, erityinen Suunniteltu eurooppalainen ylemmän vaiheen moottori Vincillä on korkea suhde 240, jolla saavutetaan suuri ominaisimpulssi alhaisessa ympäristön paineessa. Puhtaille alemman tason moottoreille, jotka toimivat vain tiheämmissä ilmakehän kerroksissa, pienemmät laajentumissuhteet ovat riittäviä, ylemmän tason ja kiertoradan moottorit vaativat suurempia laajentumissuhteita tehokkaan toiminnan varmistamiseksi, mutta myös suurin mahdollinen ja sallittu laajeneminen on rajoitettu, katso Summerfield -kriteeri . Näiden työntövoimasuuttimien suunnitteluongelmien kiertämiseksi suoritetaan tutkimuksia lentokoneiden moottoreista, joiden laajentumissuhde mukautuu ympäristön paineeseen.

Suuremmat laajentumissuhteet vaativat suurempia ja siksi raskaampia suutinkelloja, joilla voi niiden kokonaispituudesta johtuen olla myös epäsuotuisa vaikutus raketin kokonaissuunnitteluun (suuttimien sijoittamiseen tarvitaan pidempiä portaasovittimia), minkä vuoksi jotkut ylemmät vaiheet moottoreissa on pidennettävä suutin portaiden erottamisen jälkeen ja ennen sytytystä suuttimen kellon alempi jatko-osa ulottuu teleskooppisesti sen kellon osan yli, joka on tiukasti liitetty polttokammioon (suunniteltu Vincille , toteutettu RL10B- 2 Delta IV : n ylemmässä vaiheessa ).

Polttoaineen jakelutyypit

Jokaisessa nestemäisessä rakettimoottorissa on polttokammio, jonka keskiosa on viereinen työntösuutin. Suurimmat erot eri mallien välillä ovat siinä, miten polttoaine pääsee säiliöistä palokammioon ja millä tavalla, jos kyseessä on turbopumpulla varustettu moottori, myös turbiinien työväline (kuuma kaasu) kun polttoaine ja hapettimet kulkevat.

Painekaasun toimitus

Kaavio Apollo -avaruusaluksen (CSM) paineistetun kaasun käyttövoimasta

Painekaasun syöttö (englanninkielinen paineensyöttöjakso ) on yksinkertaisin suoritusmuoto, se välttää täysin mekaaniset pumput ja edistää polttoaineiden tankkeja inertillä kaasulla (yleensä heliumilla ), joka erillisissä painesylintereissä kuljetetaan paineistettuna ja paineistettuna. Säiliön paine puristaa nesteet polttokammioihin yksinkertaisten putkistojen kautta. Tämän rakenteen, joka on yksinkertainen ja suhteellisen luotettava pienen komponenttimäärän vuoksi, rajoitukset ovat, että säiliöt on tehtävä suhteellisen vakaiksi ja painaviksi paineastioina kuljetuskaasun paineen kestämiseksi ja saavutettavissa oleva polttokammio painetta rajoittaa myös suurin sallittu ylipaine säiliöissä. Sen vuoksi käyttö on rajoitettu pienempiin ja heikompiin työntövoimaloihin, esimerkiksi avaruusalusten tai apogee -moottoreiden ohjaus- ja ohjaustehostimiin . Käytännön esimerkkejä ovat nousujen ja laskujen moottoreita Apollo kuun moduulin tai pääkone komennon / palvelu moduuli Apollo avaruusalus . Hypergolisia komponentteja käyttämällä oli mahdollista rakentaa hyvin yksinkertaisia, luotettavia moottoreita, joissa oli hyvin vähän mekaanisia komponentteja, jotka voitaisiin sytyttää luotettavasti jopa useita päiviä kestäneiden tehtävien jälkeen tai jotka oli suunniteltu toistuvaan sytytykseen, kuten Apollo-CSM: n päämoottori .

Pumpun toimitus

Katkaise A4 -raketin turbopumppu

Tehokkaammat moottorit puolestaan ​​käyttävät mekaanisia pumppuja polttoaineiden kuljettamiseen säiliöistä, jotka ovat vain hyvin vähäisessä ylipaineessa, palokammioon ("aktiivinen polttoaineen syöttö"). Koska tämän pumppaustehon käyttöteho on erittäin suuri (jopa useita kymmeniä megawatteja moottoria kohti, Mark 10 -pumppu kumpikin Saturnus-kuun raketin viidestä F-1: stä on yli 41 megawattia (55 000 hevosvoimaa), 190 megawattia Venäjän RD-170 ) vain kompakti keskipako- pumput ohjaavat mukaan kaasu turbiinien tulevat huomioon, työ kaasu, joka syntyy riippumatta ympäröivän atmosfäärin kanssa ajoaineet kulkeutuvat. Tällainen turbopumppu koostuu yleensä laitteesta, joka tuottaa työkaasun, itse toimivan turbiinin ja yhden tai useamman yhden tai monivaiheisen säteittäisen pumpun (yksi polttoainetta ja hapetinta varten), joita turbiini käyttää mekaanisesti. Usein ainakin turbiini ja pumppukokoonpanot on yhdistetty koteloon ja järjestetty yhteiseen akseliin. Turbopumput asennetaan yleensä moottorin varustelineeseen palotilan välittömässä läheisyydessä. On myös järjestelyjä, joissa keskitetty turbopumppu syöttää useita yksittäisiä polttokammioita samanaikaisesti, kuten RD-170: ssä yksi pumppu neljään polttokammioon.

Kuuman kaasun tuotantotyypistä ja eri väliaineiden, kuuman kaasun ja polttoaineiden virtausmallista riippuen aktiivisen polttoaineen jakelusta on kehittynyt ajan kuluessa erilaisia ​​vaihtoehtoja. Mainitut perusmuunnelmat voidaan usein jakaa osa-variantteihin.

Sivuvirran prosessi

Ohitusvirtausprosessissa ( kaasugeneraattorisykli tai avoin sykli ) osa polttokammioon pumpatusta polttoaineesta ja hapettimesta ohjataan ja poltetaan erillisessä polttokammiossa. Ei-stökiometrinen palaminen (polttoaine tai hapetin ylimäärä) on suunnattu vähentämiseksi kuuman kaasun lämpötila tasolle, joka on siedettävä, että turbiini-aineiden (400-700 K ). Kun turbiinin kuumakaasuvirta on suorittanut tehtävänsä, rento kuumaa kaasua käytetään joko suuttimen jäähdyttämiseen tai päästetään ympäristöön painesuuttimen vieressä olevan pakoputken kautta. Tässä moottorivaihtoehdossa on vähintään kaksi virtausta (päävirta pääpolttokammioon ja polttoaine kaasugeneraattorin polttokammioon toisiovirtauksessa; mahdollisesti kolmas virtaus suuttimen ja polttokammion jäähdytykseen). Noin viisi prosenttia vaiheen kokonaispolttoaineesta käytetään pumpun käyttämiseen epätäydellisen palamisen vuoksi, eikä se ole enää käytettävissä rakettimoottorin todelliseen työntövoimaan. toisaalta se on kokeiltu, todistettu ja hallittavissa oleva tekniikka. Sivuvirtaprosessi on vanhin ja yleisin muunnelma. Monet suuret rakettimoottorit toimivat tämän periaatteen mukaisesti, mukaan lukien Saturnuksen S1C- alivaiheen F-1 . Alavariantti on erillisen polttoaineen käyttö turbopumpun kaasugeneraattoriin, kuten V2 / A4-ohjuksessa tai Neuvostoliiton Soyuz / R7-ohjuksen RD-107: ssä , jotka molemmat käyttävät vetyperoksidin katalyyttistä hajoamista pumpun tuottamiseen. toimiva kaasu.

Valtavirtaprosessi

RD-170-malli, päävirtausmoottori, jossa on turbo-pumppu neljälle polttokammioon

Kun myöhemmin kehittyi tärkein virtaus prosessissa (Englanti vaiheistetun polton tai suljettu kierto ), periaate ohivirtaus prosessia muutetaan siten, että suurempi osa tai koko virtaus polttoaineen komponentti kulkee kaasun generaattori (tässä kutsutaan esi - poltin ) ja hyvin pienellä osalla muita komponentteja reagoi epästokiiometrisesti. Tuloksena on kuuma kaasuvirta, joka sisältää edelleen suuria määriä reagoimatonta polttoainetta tai hapetinta, joka turbopumpun tehoturbiinin käytön jälkeen syötetään suoraan pääpolttokammioon ja osallistuu säännölliseen palamisreaktioon työntövoiman tuottamiseksi loput komponentit ruiskutetaan sinne. Toisin kuin ohivirtausmenetelmä, käyttämättömät polttoaineosat eivät mene yli laidan, jotka eivät vaikuta moottorin kokonaisnopeuteen. Päävirtausprosessilla voidaan saavuttaa korkeimmat palamiskammion paineet ja suuret ominaisimpulssit; toisaalta tämä prosessi asettaa korkeimmat vaatimukset kehitykselle ja tuotannolle putkilinjojen korkean paineen ja kuuman kaasuvirran käsittelyn vuoksi . Päävirtausprosessin tunnettuja edustajia ovat SSME , RD-0120 ja jälleen RD-170 .

Laajennusprosessi

Muunnelma päävirtausprosessista on laajennusjakso . Tämä eroaa päävirtausprosessista siinä , ettei kaasugeneraattoria tai esipoltinta ( esipoltinta ) käytetä. Pikemminkin yksi kahdesta polttoaineosasta pumpataan jäähdytysvaipan läpi palotilan jäähdyttämiseksi. Neste haihtuu ja tulistuva höyryvirta ajaa syöttöpumppujen turbiinia. Turbiinin läpi kulkemisen jälkeen tämä virta ohjataan pääpolttokammioon, kuten päävirtausprosessissa. Tämä prosessi toimii vain aineiden kanssa, jotka eivät hajoa haihtumisen aikana ja ovat edelleen kaasufaasissa turbiinin paisumisen jälkeen, kuten esim. B. kryogeeninen happi (LOX) tai vety tai pienimolekyylipainoiset hiilivedyt, kuten metaani , etaani ja propaani ; Esimerkiksi kerosiini tiivistyy täällä liian nopeasti. Esimerkkejä laajentimen moottorit ovat RL-10 Centaur ylemmän vaihe tai Euroopan Vinci . Prosessia muutettiin paikoin siten, että vain pieni määrä polttoainetta haihtui palokammion jäähdytysvaipasta ja sen jälkeen, kun sitä oli käytetty väliaineena turbopumpulle, se vapautui ympäristöön ( paisuntasäiliö ), esim B. japanilaisen HIIA- ohjuksen LE-5A .

Hyödyt ja haitat

Edut:

  • Toisin kuin kiinteät raketit, tietyt nestemäiset moottorit voidaan sammuttaa ja sytyttää uudelleen. Tämä on tärkeää ohjauspotkureille, kun tarvitaan vain lyhyitä impulsseja tai ne poistuvat maan kiertoradalta (esimerkiksi Apollo-kuun lentojen S-IVB-sarjassa ).
  • Raketti voidaan koota ilman polttoainetta ja kuljettaa laukaisupaikalle, mikä tekee siitä kevyemmän eikä räjähdys- tai tulipalovaaraa ole asennuksen ja kuljetuksen aikana. Tankkaus tapahtuu vähän ennen lähtöä. Kuitenkin laukaisualustalla on oltava käytettävissä erityispalveluja.
  • Nestemoottorien toiminta (työntövoima, pumpun nopeus, palotilan paine) voidaan tarkistaa sytytyksen ja raketin nostamisen välillä laukaisualustalta.
  • Työntövoimaa voidaan säätää käytön aikana.
  • Nestemäiset raketit käyttävät polttoainetta usein tehokkaammin kuin kiinteät raketit ja saavuttavat siten suuremmat huippunopeudet samalla polttoaineella.
  • Usein käytetty polttoaineyhdistelmä LOX / LH2 palaa muodostaen vettä ja on siksi paikallisesti ekologisesti vaaraton.

Haitta:

  • Nestemäiset raketit ja moottorit ovat kalliimpia, monimutkaisempia ja siksi alttiimpia virheille kuin kiinteät raketit.
  • Ohjuksen painopiste muuttuu polttoaineen kulutuksen myötä . Ohjuksen vakautus- ja ohjausjärjestelmän on kyettävä kompensoimaan tämä siirtymä.
  • Pogo vaikutus (tärinää moottorin tehon vuoksi resonanssia nesteen sarakkeet polttoaineputket ja mekaanista rakennetta raketti) voi esiintyä.
  • Nestemäiset ohjukset ovat vaarallisempia räjähtämään vuodon sattuessa, koska nesteet ovat helposti syttyviä.
  • Jotkut polttoaineet (mukaan lukien hydratsiinijohdannaiset) ovat myrkyllisiä; jos niitä vapautuu (väärät käynnistykset, palanut vaiheet putoavat maahan), voi aiheutua ympäristövahinkoja.
  • Kryogeeniset polttoaineosat voidaan tankata vain vähän ennen lentoonlähtöä, muuten ne haihtuvat ennenaikaisesti lämpenemisen vuoksi, mikä estää nopean reagoinnin käynnistymisen tai pidemmän lentoonlähtövalmiuden. Jotkut varastoitavat nestemäiset polttoaineet ovat erittäin syövyttäviä tai syövyttäviä ja ajan mittaan hyökkäävät rakettirakenteen materiaaleihin.

Polttoaineet

Energisin polttoaineseos, jota nykyään käytetään nestemäisissä raketeissa, on kryogeeninen happi ja vety (LOX / LH 2 ).

Käytettävästä polttoaineseoksesta riippuen palotilassa voi esiintyä jopa 4200 ° C: n lämpötiloja ja yli 25 MPa paineita.

Valmistaja (valinta)

Katso myös

kirjallisuus

Yksilöllisiä todisteita

  1. ↑ Kyrill von Gersdorff, Kurt Grasmann, Helmut Schubert (1995) lentokoneiden moottorit ja suihkumoottorit Bernard & Graefe Verlag. ISBN 3-7637-6107-1 , s. 268 ym .
  2. ^ Kuva ja kuvaus Walter 109-509C Me 163: sta
  3. ↑ a b c d e f Vaiheet Saturnukseen - Tuli, savu ja ukkonen: Nasan historia -arkiston F -1 -moottoria koskeva englanninkielinen julkaisu (englanti)
  4. ↑ https://twitter.com/elonmusk/status/1295495834998513664. Haettu 17. elokuuta 2020 .
  5. ↑ edustus laajennettavissa ulosmenokartion RL-10B2 on Encyclopedia Astronautica (Englanti)
  6. ↑ Power Cycles - Pumpun eri toimitusprosessien kuvaus osoitteessa braeunig.us (englanti)
  7. ↑ Artikkeli rakettimoottorien tekniikasta Bernd Leitenbergerin verkkosivustolla
  8. ↑ Wiebke Plenkers, Martin B.Kalinowski: Vaaraskenaariot plutoniumin vapautumisesta onnistuneella laukaisulla ohjuspuolustusjärjestelmällä. (PDF; 1,2 Mt) Carl Friedrich von Weizsäckerin tieteen ja rauhan tutkimuksen keskus, joulukuu 2008, s. 17 , luettu 5. joulukuuta 2015 .

nettilinkit