Die Bilder der Motorcluster in der Elektronenrakete der Rocket Labs geben einen Hinweis darauf, dass es unabhängige Antriebspumpen für einzelne Motoren gibt; Ich bin mir dessen nicht sicher. Mir ist auch die Installation des Falcon 9 nicht bekannt!
Hat das Vorhandensein unabhängiger Pumpen für jeden Motor in einer geclusterten Konfiguration einen Vorteil gegenüber einer gemeinsamen Pumpenkonfiguration, die das Treibmittel in die aufteilt? -Motoren?
Hat jede Clustering-Konfiguration die gleiche Pumpenkonfiguration oder gibt es Kompromisse, die in Betracht gezogen werden, um eine gemeinsame/unabhängige Pumpenanordnung zu übernehmen?
In diesem Beitrag spreche ich etwas abstrakt von Motoren, wobei ich mit „Pumpe“ den gesamten Pumpkomplex oder „Antriebskopf“ bezeichne, der aus mehreren tatsächlichen Turbopumpen bestehen könnte, und „Brennkammer“, um die Hauptbrennkammer zu meinen, nicht irgendwelche Vorbrenner oder Gasgeneratoren.
Meistens sehen Sie eine Pumpe pro Brennkammer und Düse.
Einige große Motoren, meist russische, teilen die Verbrennungskammer: Große Kammern haben mehr Probleme mit der Verbrennungsstabilität, während Pumpen einfacher zu skalieren scheinen. Das RD-107/108- Triebwerk der Sojus besteht beispielsweise aus einer Turbopumpe und vier Brennkammern + Düsen. Der Vierkammer-RD-170 mit einer Pumpe, der in Energias Flüssigkraftstoff-Boostern verwendet wird, verfügt über 2-Kammer- ( RD-180 , verwendet auf Atlas V) und Einkammer- ( RD-191 , verwendet auf Angara ) Derivate mit kleineren Pumpen; Diese müssen sehr einfach zu konstruieren gewesen sein, da die Kammern und Düsen bereits erprobt waren.
Die Atlas -Rakete der ersten Generation hatte eine Zweikammer-Boosterstufe; Das Design wechselte tatsächlich von einer gemeinsamen Turbopumpe zu separaten Turbopumpen und zurück zu einer gemeinsamen Pumpe in verschiedenen Versionen, was darauf hindeutet, dass die eine Konfiguration keinen großen Vorteil gegenüber der anderen hat. Die Gasgeneratorkomponente wurde bei allen Versionen geteilt, was die Zählung weiter erschwert.
Der im Saturn V verwendete F-1-Motor war groß genug, um auf diese Verbrennungsstabilitätsprobleme zu stoßen, aber sie haben den Injektor und den oberen Teil der Brennkammer immer wieder neu gestaltet, bis es funktionierte, anstatt ihn als Mehrkammermotor neu zu konstruieren.
Der H-1 von Saturn IB, der SSME von Shuttle, der Merlin von Falcon und die Rutherford-Triebwerke von Electron sind alle Ein-Pumpen-Ein-Kammer-Triebwerke, die in Clustern verwendet werden.
Der Massendurchfluss der Pumpe ist im Wesentlichen proportional zum Schub. Bei einer bestimmten Pumprate ist der Motor im Allgemeinen leichter, wenn Sie eine einzelne Kammer anstelle mehrerer Kammern verwenden. Vom Standpunkt des Schub-Gewichts wäre also ein großer Motor pro Stufe ideal: eine einzige Pumpe, die den erforderlichen Gesamtschub liefert, und eine einzige Brennkammer.
In der Praxis gibt es mehrere Gründe, kleinere Triebwerke zu gruppieren, um den gleichen Gesamtschub zu erreichen: Triebwerk-Aus-Fähigkeit; Drosselung durch Abschalten einzelner Motoren und Vermeidung der technischen und logistischen Probleme, die beim Bau gigantischer Einzelmotoren auftreten.
m = rho / sigma * p * V(Wanddicke skaliert rdie Gegenfläche zum Volumen 1/r). Der Halsbereich skaliert linear mit dem Schub (aufgrund konstanter Schallgeschwindigkeit) A_throat ~ F. Das Kammervolumen skaliert linear mit dem Schub: V_chamber = A_throat * characteristic length(const) ~ FDüsen jedoch nicht ! Die Düsenlänge ist proportional zum Halsradius ( ~sqrt(F)) , daher skaliert das Düsenvolumen V_nozzle ~ F * sqrt(F).
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Tristan
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