Ist der Flüssigkeitsraketenmotor beim Drosseln mehr oder weniger effizient?

Wie hängt die Effizienz des Raketentriebwerks mit Flüssigtreibstoff von der Drosseleinstellung ab? (Ist er mehr oder weniger effizient, wenn er z. B. mit 85 % seines maximalen Schubs arbeitet?). Das Raketentriebwerk befindet sich im Vakuum.

Ich verstehe deine Frage nicht ganz. Fragen Sie, ob die Drosselklappeneinstellung eines Raketentriebwerks (dh ob es mit 100 %, 90 %, 80 % seines maximalen Schubs arbeitet) die Effizienz des Triebwerks beeinflusst? Denken Sie auch daran, dass die meisten großen Raketentriebwerke nur sehr wenig (wenn überhaupt) gedrosselt werden können .
Fragen Sie nach Raketen, die von der Erde oder bereits im Weltraum gestartet werden?
".. damit Raketentriebwerke lange mit sehr geringer Leistung arbeiten?" Vielleicht denken Sie an Ion-Laufwerke und ähnliches. Sie erzeugen nur einen kleinen Schub, bieten aber für die Masse des Kraftstoffs eine größere Endgeschwindigkeit. Sie sind gut für Objekte, die sich bereits im Orbit befinden, aber nutzlos, um von der Oberfläche eines Körpers zu entkommen, der eine höhere Oberflächengravitationsrate hat, als der Antrieb anheben kann (das Fahrzeug erhebt sich nie vom Boden).
Bei Ihrer Bearbeitung müssen Sie noch angeben, an welchen Motortyp Sie denken. Ansonsten befürchte ich, dass Ihre Frage immer noch zu allgemein / unklar ist. Prost!
wedelfach, ich habe Ihre Frage erneut bearbeitet und dafür gestimmt, sie erneut zu öffnen. Jetzt kommt es nicht mehr auf die Ballistik an.

Antworten (2)

Zur Bestätigung der Antwort von Russell Borogove zeigen einige Stennis-Testdaten, die ich von 1987 auf drei verschiedenen SSMEs habe, einen kleinen Abfall des Isp mit dem Leistungspegel. Von 109 % auf 100 % fiel der Isp um etwa 0,08 %. Ich kann keine Daten bei niedrigeren Leistungsstufen finden, aber ich erinnere mich, dass sich der Trend fortsetzte, mit einer kleinen Verschlechterung des Isp, als Sie herunterdrosselten.

Als Referenz könnte die ursprüngliche SSME von 109 % auf 65 % des Referenzleistungspegels drosseln. Eine "bistabile Turbopumpenanomalie" begrenzte das untere Ende des Drosselbereichs im letzten Teil des Programms auf 67 %. Der tatsächlich im Flug erlebte Drosselbereich lag zwischen 65 % und 104,5 %.

„In der Vergangenheit sind einige der Probleme, die SSME unter gedrosselten Bedingungen erlebt hat, Düsenströmungstrennung, Seitenlasten und Wärmelasten; Bistabilität der Vorbrenner-Boost-Pumpe (ca HPFTP-Boilout (Stall) bei sehr niedrigen (Verweil-) Mischungsverhältnissen. Die SSME zeigte selbst bei Leistungspegeln von nur 17 % keine instabilen Verbrennungseigenschaften." ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20100033271.pdf
Ich habe die Details vergessen, aber es gab eine verrückte Prüfstandanomalie, bei der ein SSME auf etwa 30 % gesunken ist. Ich habe noch nie von den 17% gehört, wow.
Ja, hört sich so an, als müssten viele verschiedene Dinge außerhalb des Injektors und der Kammer geändert werden, damit es zuverlässig so niedrig drosselt.

Es ist überraschend schwierig, eine gute Antwort auf diese Frage zu finden.

Im Allgemeinen ist die volle Nennleistung dort, wo der Motor am effizientesten ist.

Laut Suttons "Rocket Propulsion Elements" leiden typische Motoren mit starker Drosselung zwischen 1,5 % und 9 % an Verringerung des spezifischen Impulses (Kraftstoffeffizienz) bei niedrigen Leistungsniveaus. Es erwähnt einen Ausreißer, den Motor in der Lance-Rakete, der einen außergewöhnlichen Drosselbereich von 357: 1 mit 15 % Verlust am unteren Ende hat.

Ich habe ein schlecht beschriftetes und verwirrendes Diagramm gefunden, das darauf hindeutet, dass der Motor der CECE -Oberstufe etwa 5% leidet, wenn er weit nach unten gedrosselt wird.

Der Abstiegsmotor der Apollo -Mondlandefähre hat einen Wirkungsgrad von über 97 % bei 30 % Gas .

Wenn Sie möchten, könnten Sie einen "Nachverbrennungs" -Raketenmotor konstruieren, der zusätzlichen Kraftstoff oder Oxidationsmittel (oder andere Arbeitsflüssigkeiten) in die Düse schüttet. Dies würde Ihnen einen großen Schubschub, einen kühleren (und möglicherweise schmutzigeren) Auspuff und einen großen Effizienzverlust geben. Damit konnte die Leistung über den Punkt des Spitzenwirkungsgrades hinaus gesteigert werden.

(Anscheinend hat AJR eine Variation davon patentiert, bei der sowohl Kraftstoff als auch Oxidationsmittel in die Düse eingespritzt werden - effektiv der obere Teil der Düse als Brennkammer verwendet wird, um anscheinend ein angemesseneres Expansionsverhältnis auf Meereshöhe zu erreichen?)

Erklärt es, woher der Effizienzverlust kommt? Zum Beispiel muss man bei einer kryogenen Rakete die Treibstoffverdunstung verschlimmern, wenn man sie nicht schnell genug verwendet
Hauptsächlich niedriger Kammerdruck und unruhige Verbrennung. Kryogenes Abkochen spielt keine Rolle; Aufstiegsmotoren benötigen höchstens eine moderate Drosselung und erledigen ihre Arbeit in Minuten; Abstiegsmotoren müssen ihren Kraftstoff für Tage oder Wochen halten, je nachdem, wohin sie absteigen.
Ist der Flüssigkeitsraketenmotor beim Drosseln mehr oder weniger effizient?
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