Was sind die Kriterien, um den Sauerstofftank für eine bestimmte Stufe einer Rakete über oder unter dem Treibstofftank zu platzieren?

„Stages to Saturn, A Technological History of the Apollo/Saturn Launch Vehicles“ von Roger E. Bilstein (auch NASA SP-4206, verfügbar unter http://history.nasa.gov/SP-4206/contents.htm und anderswo) ist ein großartige Referenz zu Designentscheidungen in den Saturn-V-Raketen. Eines der Dinge, die mehrfach angemerkt werden, ist, dass die kryogenen Treibmittel Gefrierprobleme mit den anderen Treibmitteln verursachen.

Stufe I des Saturn V ist LOX und RP1. Aus Kapitel 7 (Seite 191 im Buch):

Das besondere Problem des LOX-Tanks waren die Zuleitungen zu den durstigen Motoren etwa 15 Meter unterhalb der Treibstofftanks. Um die Arbeit zu erledigen, verwendete der S-IC fünf LOX-Saugleitungen, die Oxidationsmittel mit 7300 Litern (2000 Gallonen) pro Sekunde zu den Motoren beförderten. Um solch hohe Durchflussraten zu erreichen, konnten die Leitungen nicht um die Außenseite des Kraftstofftanks gebogen werden; Daher führten die Designer sie direkt durch das Herz des Kraftstofftanks. Dies führte wiederum zu erheblichen Herstellungsproblemen, da es fünf zusätzliche Löcher sowohl oben als auch unten im Kraftstofftank bedeutete und die Schwierigkeit darstellte, gefrorenen Kraftstoff um die superkalten LOX-Leitungen herum zu vermeiden. Die technische Lösung dafür umfasste ein System von Tunneln, von denen jeder eine LOX-Leitung umschloss, die speziell dafür ausgelegt war, eine wirksame Decke aus isolierender Luft zu transportieren. Sogar so, Der wärmere Kraftstoff, der die Leitungen umgibt, verursachte einige thermische Schwierigkeiten, die LOX-Leitungen richtig kühl zu halten. Also verwendete das S-IC einen Teil seines vom Boden gelieferten Heliums, um durch die LOX-Leitungen nach oben zu sprudeln, und hielt die gemischte Flüssigkeit auf einer ausreichend niedrigen Temperatur, um zerstörerisches Sieden und Geysering oder die Schaffung ebenso zerstörerischer Hohlräume in den LOX-Pumpen zu vermeiden.

Beim SI (Saturn V Stage 1) möchten Sie also vermeiden, den RP-1 in einen Slushie zu verwandeln, während Sie den LOX immer noch als Flüssigkeit an die Motoren liefern. Der S-II (Saturn V Stage 2) hat eigentlich ein ähnliches thermisches Design, aber das kältere Element (jetzt LH2) in der Stufe ist wieder oben gestapelt und strömt am wärmeren Element (jetzt LOX) vorbei.

Ich könnte schwören, dass es eine entsprechende Formulierung gibt, die ich in dieser Lektüre einfach nicht finde, aber die Grundidee ist, dass, wenn Sie das Zeug in den Zeilen einfrieren, die Rakete erledigt ist, aber wenn Sie kalte Zeilen an einem vorbeifließen lassen wärmerer Tank hält das Gleichgewicht der Wärmeübertragung wahrscheinlich Ihre kalten Leitungen leicht warm und Ihren warmen Tank leicht kalt, und alles funktioniert weiter.

Aus Sutton, "Rocket Propulsion Elements", Ausgabe 1976:

Tanks können auf vielfältige Weise angeordnet werden, und das Tankdesign kann verwendet werden, um eine gewisse Kontrolle über die Änderung der Position des Schwerpunkts auszuüben.

Wie bei allen Luft- und Raumfahrtentwicklungen ist die Boostertank-Anordnung ein Design-Kompromiss. Die Minimierung des strukturellen Gewichts und der Gesamtsystemkosten würden in Kauf genommen. Ich bezweifle ernsthaft, dass thermische Überlegungen bei der Anordnung der Tanks eine große Rolle spielen; der Booster wird nur kurz betankt und die Flugzeit ist noch kürzer. Wichtigere Überlegungen sind, was mit dem Schwerpunkt während des Treibmittelablassens passiert und die Auswirkungen auf die Stabilität des Gesamtsystems. Die Gesamtgröße der Bühne und ihre Fähigkeit, mit bestehenden oder geplanten Einrichtungen verwendet zu werden, ist ebenfalls ein Faktor.

Kurz gesagt, es gibt keine einfache Antwort, und die unterschiedlichen Konfigurationen, die in bestehenden Boostern zu finden sind, zeigen die Ergebnisse dieser Kompromisse.

Ein Faktor ist die relative Dichte der Treibmittel; Wenn Sie den dichteren höher im Stapel platzieren, erhalten Sie einen höheren Schwerpunkt, was für die aerodynamische Stabilität von Vorteil ist (denken Sie an einen Pfeil oder einen Wurfpfeil mit seinem schweren Kopf). LOX ist dichter als Kerosin oder flüssiger Wasserstoff, also wollen Sie es im Allgemeinen an der Spitze haben.

Im Fall der Stufen Saturn V S-II und S-IVB gibt es im Gegensatz zu Ihren anderen Beispielen ein einziges Schiff mit einer gemeinsamen Trennwand, die den LOX- und den LH-Tank trennt. Es kann einen strukturellen Belastungsgrund dafür geben, das leichtere Wasserstofftreibmittel oben anzubringen, oder einen Grund für das Temperaturmanagement, um das kältere oben, weiter vom Raketenauspuff entfernt, anzubringen.

Um den Schwerpunkt nach oben zu verlegen, ist es bei kryogenen Treibstoffen theoretisch wünschenswert, den Wasserstofftank näher am Motor anzuordnen, um die höhere Tankhöhe des Wasserstoffs und das größere Gewicht des Sauerstoffs auszunutzen für eine effektive Schubvektorsteuerung. Bei kryogenen Oberstufen wird jedoch meist das Gegenteil gemacht (z. B. bei den Centaur- und ESC-A-Oberstufen), da ein unterhalb des Wasserstofftanks montierter schwerer Sauerstofftank einen kleiner dimensionierten Lastfall und damit eine geringere Masse für diese Stufe ergibt. (Handbuch der Raumfahrttechnik, Wilfried, Ley, Klaus, Wittmann, Willi

CG, Schwerpunkt ist normalerweise der Grund, LOx vor Treibstoff zu setzen, aber im Saturn mit der F-1-Triebwerksschubstruktur möchten Sie nicht neben dem LOx kalt werden, wenn das LOx achtern wäre. Mit der 2./3. Stufe, wie oben erwähnt, war der LH2 dem LOX voraus, aber LH2, das in Dichte und Temperatur so viel niedriger ist als das LOx, wäre der gleiche Grund, um die Schubstruktur vor der Kälte zu halten, in diesem Fall 421 unter Null von LH2 gegenüber nur 300 unter LOx.

Innerhalb der Atmosphäre sind aufgrund von Windscherung große Kräfte möglich, so dass viel Schubvektorsteuerung erforderlich ist, und ein nach vorne gerichteter Schwerpunkt verringert den erforderlichen Kardanwinkel des Motors, um die Kontrolle über das Fahrzeug durch den vorderen Schwerpunkt aufrechtzuerhalten, wodurch die aerodynamische Instabilität des Fahrzeugs verringert wird . Außerhalb der Atmosphäre (dh der oberen Stufen) gibt es keine aerodynamischen Kräfte und ein kleinerer Kardanwinkel kann die Stufe steuern, so dass das leichtere Gewicht der Struktur, das dadurch entsteht, dass der Schwerpunkt der Stufe näher an die Last der Triebwerke gebracht wird, jetzt möglich ist. Dies erfuhr ich von einem Ingenieur, der gebeten wurde, eine 6D-Simulation eines Fahrzeugs zu erstellen, das nur die erste Stufe einer mehrstufigen Feststoffrakete verwendete. stellte jedoch fest, dass der TVC (Kardanwinkel) der ersten Stufe nicht ausreichte, um die erste Stufe flugfähig zu machen, da der Schwerpunkt für die erste Stufe allein nicht ausreichte, ohne dass die oberen Stufen in der Atmosphäre steuerbar waren. Beachten Sie den Saturn 1B, bei dem der Lachs nicht vor den beweglichen Flossen des Kraftstoffs platziert wurde, um die Manövrierfähigkeit aufgrund der kardanischen Aufhängung der Motoren zu verbessern. Auch waren nur die äußeren 4 Triebwerke kardanisch aufgehängt, um die Steuerkraft zu begrenzen.