Flüssigkeitsraketentriebwerke können auf einer Bühne gruppiert werden, aber ihre Leistung, ihr Gewicht und ihre Größe bestimmen und beschränken weitgehend das Design der Trägerrakete. Daten zu den neueren kleineren Trägerraketen sind nicht verfügbar, da sie sich in der kommerziellen Entwicklung befinden. Welche Designparameter ändern sich mit der Skalierung und wie wirkt sich dies auf das Gewicht und die Leistung aus? Wie könnte man die Werte der großen alten Motoren herunterskalieren, um sich diesen kleineren anzunähern?
Grundsätzlich besteht ein Flüssigkeitsraketentriebwerk aus zwei Teilen: der Brennkammer / Düse; und die Turbopumpen.
Brennkammer / Düse
Es ist einfacher, eine Brennkammer zu verkleinern als sie zu vergrößern. Es ist aufgrund der größeren Entfernungen schwieriger, den Kraftstoff und das Oxidationsmittel in einem großen Motor gleichmäßig zu vermischen. Große Motoren leiden unter Verbrennungsinstabilität. Dies kann durch Hinzufügen von Leitblechen zur Injektorplatte gelöst werden, wie dies bei den F1-Motoren (7,77 MN Schub) der Saturn V der Fall war.
Allerdings ist die Entwicklung einer so großen Brennkammer eine gewaltige Aufgabe, und (mit Ausnahme des F1A-Derivats mit fast 9 MN Schub) wurde noch nie eine Brennkammer / Düse mit höherem Schub entwickelt. Die nächstgrößere Brennkammer findet sich beim RS68 (3,56 MN Schub).
Die Sowjets / Russen haben eine lange Geschichte in der Herstellung von Motoren mit 4 Brennkammern / Düsen, um sowohl die Verbrennungsinstabilität zu vermeiden als auch die mit großen Brennkammern verbundenen Werkzeug- / Entwicklungskosten zu senken. Das stärkste geflogene Flüssigkeitsraketentriebwerk, das RD170 / RD171, verwendet diese Strategie. Mit 7,9 MN Schub ist er nur unwesentlich leistungsstärker als der F1, aber jede der vier Düsen erzeugt nur ein Viertel dieses Schubs. Von diesem Motor sind der RD180 mit zwei Brennkammern abgeleitet, die die Hälfte des Schubs erzeugen, und der RD191 mit einer Brennkammer, die ein Viertel des Schubs erzeugen.
Ein Problem beim Herunterskalieren von Motoren ist, dass Sie proportional mehr Wärme verlieren, was den Motor weniger effizient macht. Aber der prozentuale Wärmeverlust bei etwas so Leistungsstarkem wie einem Raketentriebwerk ist ohnehin minimal. Obwohl die Motorkühlung bei kleinen Motoren proportional ein größeres Problem darstellt, können einfachere Lösungen verwendet werden, um Komplexität zu vermeiden. Beispielsweise kann anstelle eines komplexeren Kühlsystems, bei dem Kraftstoff durch Kanäle in der Düse zirkuliert, eine ablative Düse verwendet werden.
Turbopumpen
Alle großen Motoren haben ihre Turbopumpen auf die gleiche Weise angetrieben: durch Verbrennung des gleichen Kraftstoff- / Oxidationsmittelgemisches, das in der Brennkammer verwendet wird, da dies der effizienteste Weg ist. Es gibt Variationen, wie dies durchgeführt wird. Es kann ein offener Kreislauf durchgeführt werden, bei dem die Turbopumpenbrennkammer mit einer ausgewogenen* Mischung von Treibmitteln läuft und das verbrauchte Treibmittel über Bord ablässt, oder es kann ein geschlossener Kreislauf durchgeführt werden, bei dem die Turbopumpenbrennkammer mit einer brennstoffreichen oder oxidationsmittelreichen Mischung betrieben wird dann der Brennkammer zur weiteren Verbrennung zugeführt.
Einige kleine Motoren verwenden dieselbe Methode, aber es gibt andere Möglichkeiten.
Beispielsweise verwendet die RL-10 (110 kN Schub) ihren Wasserstoffbrennstoff zum Kühlen der Düse, und durch das Sieden des Brennstoffs in Kanälen in der Düse wird ausreichend Energie gewonnen, um den gesamten Turbopumpensatz anzutreiben. Dies ist bei einem kleinen Motor möglich, da das Verhältnis von Oberfläche zu Volumen größer ist.
Generell gilt: Je kleiner der Motor, desto anspruchsvoller das Design der Turbopumpe. Dies liegt daran, dass der erzeugte Druck proportional zur Flüssigkeitsdichte mal dem Quadrat der Geschwindigkeit der Außenkante des Pumpenrotors ist. Je kleiner der Durchmesser dieser Komponente ist, desto schneller muss sie sich drehen, um den gleichen Druck zu erreichen. Die gleichen Regeln gelten für die Turbine, die die Pumpe antreibt. Dieser wird mit heißem Gas betrieben, das eine viel geringere Dichte als Kraftstoff hat. Das bedeutet, dass die Konstruktion einer kleinen, effizienten Turbine zum Betrieb der Turbopumpe noch schwieriger ist. Rocket Lab vermied das Problem der Konstruktion einer solchen Turbine in ihrem Rutherford-Motor (Schub 22 kN, das kleinste auf Wikipedia aufgeführte Kerosin) vollständig, indem es einen Elektromotor zum Antrieb der Turbopumpe verwendete.
Der Kestrel-Motor von SpaceX (auf dem inzwischen ausgemusterten Falcon 1) war noch einfacher und stützte sich auf unter Druck stehende Treibstofftanks. Es gibt eine Gewichtsstrafe für diesen Ansatz für die stärkeren Tanks, daher würde dies nicht bei einem großen Motor verwendet werden.
Die in dieser Antwort verwendeten Schubkräfte stammen aus Wikipedia und werden für den Vakuumbetrieb zitiert.
*( In der Praxis laufen Turbopumpen nicht mit einem perfekt ausgewogenen Kraftstoff/Oxidator-Gemisch, selbst bei Motoren mit offenem Zyklus, da die Flammentemperatur für die Turbinenschaufeln zu hoch wäre. Sie laufen absichtlich kraftstoffreich oder oxidatorreich, um die Flammentemperatur zu senken. )
Uwe
Rajath Pai
GittingGud
Rajath Pai