Ist kryogener Raketentreibstoff noch flüssig, wenn er durch eine regenerativ gekühlte Düse fließt?

Wird bei einem Raketentriebwerk, das mit (tief)kryogenem Treibstoff wie LH2 betrieben wird, zB SSME, der Treibstoff über die gesamte Länge des regenerativen Kühlkreislaufs in der Düse flüssig gehalten? Oder darf es irgendwann im Kreislauf kochen oder überkritisch werden? Ich halte es für eine wirklich schlechte Idee, dies zu tun, da Gase im Allgemeinen schlechtere Wärmeleiter sind als echte Flüssigkeiten.

Ich habe gesehen, dass dies hier vor einigen Jahren diskutiert wurde, aber ich kann mich nicht erinnern, wie oder wann. Die Schlussfolgerung war nein, aber ich kann noch keinen Hinweis darauf finden, es war möglicherweise nur in Kommentaren.
Möglicherweise denkt @uhoh an folgende Frage: space.stackexchange.com/q/22065/26446
@DrSheldon danke, ich glaube, ich erinnere mich an eine Diskussion über den Phasenwechsel von Flüssigkeit zu Gas in Schläuchen, die in die Düse einer Rakete eingebettet oder daran befestigt sind, wie es auch hier der Fall ist. Es könnte mit dem Saturn V F-1-Motor zusammenhängen, aber ich bin mir nicht sicher. Ob dieser Kommentar/diese Diskussion tatsächlich existiert oder nicht, ist eine andere Sache.
Der kritische Punkt von Wasserstoff liegt bei 33 K und 13,5 bar, sodass er außer vielleicht bei druckgespeisten Motoren nicht kocht und einfach überkritisch wird. Es wird in Expansionszyklusmotoren wie Vinci verwendet. Der kritische Punkt für z. B. Octane ist 569 K und 25 bar, daher sind Kohlenwasserstoffe meistens auch superkritisch. Bei großen Kohlenwasserstoffmotoren, bei denen wir im Vergleich zur Kammeroberfläche einen großen Massenstrom haben, werden wir möglicherweise nicht überkritisch.
@Christoph das klingt nach einer guten Antwort

Antworten (1)

Zumindest für die SSME war der aus dem Düsenkühlkreislauf austretende Wasserstoff ein überkritisches Fluid.

Daten, die ich bei der Arbeit an einer Simulation des SSME verwendet habe, zeigen, dass bei 104 % Gaseinstellung der Wasserstoff bei 5911 psi (40,7 MPa) und 445 °R (247 K) lag.

Diese Folie zeigt nicht die Austrittseigenschaften des Düsenkühlkreislaufs, aber die Austrittseigenschaften des Mischers (lila Pfeile), 5336 psi (36,7 MPa) und -183 F (153 K). Diese Rutsche stammt ebenfalls von einer neueren SSME-Generation als ich gearbeitet habe und neigt dazu, kühler und mit geringerem Druck zu laufen.

Geben Sie hier die Bildbeschreibung ein

Hier ist ein Phasendiagramm von Wasserstoff von hier .

Geben Sie hier die Bildbeschreibung ein

Referenz für die Eigenschaftenfolie (sie unterscheidet sich geringfügig von der Kopie, die ich habe, und zeigt 5310/-193 für die Mischerausgangseigenschaften, aber ich habe keine Lust, einen neuen Screenshot zu machen und die Einheitenumrechnungen erneut durchzuführen).

Wie gut absorbiert dann dieses überkritische Fluid Wärme von der Seitenwand der Düse? Ich habe irgendwo gelesen, dass es wirklich schlecht ist, wenn der Kraftstoff im Kühlkreislauf wirklich kocht , da die dünne Schicht aus gasförmigem Kraftstoff unmittelbar in der Innenwand des Kühlkreislaufs wärmeisolierend wirkt. Wenn der Druck so hinzugefügt wird, dass alles im Inneren überkritisch ist, bedeutet dies, dass die Flüssigkeit im Kreislauf gleichmäßig ist?
Ich stimme zu, dass das Kochen in einem Wärmetauscher schlecht ist. "Sieden" ist ein Zweiphasenphänomen (Gas- und Flüssigphase koexistieren) und kann in einem überkritischen Fluid nicht auftreten. Ich würde sagen, dass es angesichts der langen und erfolgreichen Fluggeschichte der SSME recht gut funktioniert.
Wird der Heißgaskanal, der von den beiden Vorbrennern zur Hauptbrennkammer führt, auch durch einen kleinen LH2-Strom gekühlt? (wie bei den beiden Vorbrennerwänden)
Diese Komponente wird als „Heißgasverteiler“ bezeichnet und ja, sie wird aktiv durch H2 gekühlt. Sie können darüber auf Seite 24 und 25 dieses Dokuments lesen: large.stanford.edu/courses/2011/ph240/nguyen1/docs/…
danke für die Info!
Ist kryogener Raketentreibstoff noch flüssig, wenn er durch eine regenerativ gekühlte Düse fließt?
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