Warum haben die SRBs des Space Shuttles kein Carbon statt Aluminium verwendet?

Der spezifische Impuls ist nicht das einzige Maß für eine Rakete. Für die SRBs ist ein hoher Schub viel wichtiger als ein hoher spezifischer Impuls. In diesem Fall möchten Sie sich die Bildungswärme von Kohlendioxid gegenüber Aluminiumoxid ansehen.

Kohlendioxid hat eine Bildungswärme von etwa -390 kJ/mol, verglichen mit etwa -1670 kJ/mol für Aluminiumoxid. Selbst wenn man das höhere Molekulargewicht berücksichtigt, ist der Energieunterschied enorm. Die thermische Oxidation von Aluminium ist eine heftige Reaktion.

Sie könnten an dem Tool namens cpropep interessiert sein . Dies ermöglicht es uns, grundlegende Leistungsangaben für verschiedene Kraftstoffe zu erhalten, indem wir die dahinter stehende Physik lösen: chemische Gleichgewichte und Expansion/Kompression.

Also wie funktioniert$NH_4ClO_4 + Al$dagegen auftreten$NH_4ClO_4 + C$? Zuerst füttern wir es mit den ungefähren Bedingungen:

Chamber temperature:    anything (calculated by cpropep for the calculation we're gonna do)
Chamber pressure:       60 atm (approx chamber pressur of SRB at the start)
Type of exit condition: pressure
Exit condition:         1 (sea level performance)
Units:                  mol (we're gonna calculate at stoichiometric for simplicy)
Type of problem:        Shifting performance evaluation

Shifting performance evaluationDas heißt, cpropep berechnet das chemische Gleichgewicht für Kammer, Düse und Ausgang, was für große Motoren angemessen ist. Frozenwürde bedeuten, anzunehmen, dass ein chemisches Gleichgewicht in der Kammer erreicht und dann fixiert wird, während es die Düse hinuntergeht (sehr kurze Düsen würden so funktionieren).

Hier die für uns wichtigen Zahlen:

$NH_4ClO_4 + Al$

                       CHAMBER      THROAT        EXIT
Pressure (atm)   :      60.000      34.930       1.000
Temperature (K)  :    3699.861    3533.767    2622.728
H (kJ/kg)        :   -2049.729   -2483.328   -4817.662
U (kJ/kg)        :   -2873.367   -3263.109   -5366.296
G (kJ/kg)        :  -32622.134  -31683.279  -26489.586
S (kJ/(kg)(K)    :       8.263       8.263       8.263
M (g/mol)        :      37.350      37.679      39.747
(dLnV/dLnP)t     :    -1.04313    -1.03830    -1.01314
(dLnV/dLnT)p     :     1.69444     1.64642     1.29711
Cp (kJ/(kg)(K))  :     4.42029     4.30003     3.14702
Cv (kJ/(kg)(K))  :     3.80757     3.72394     2.79963
Cp/Cv            :     1.16092     1.15470    *1.12408*
Gamma            :     1.11292     1.11211     1.10950
Vson (m/s)       :   957.41428   931.23567   780.19846

Ae/At            :                 1.00000    10.26082
A/dotm (m/s/atm) :                23.97248   233.17936
C* (m/s)         :              1438.34885  1438.34885
Cf               :                 0.64743     1.63579
Ivac (m/s)       :              1768.59728  2586.02157
Isp (m/s)        :               931.23567 *2352.84221*
Isp/g (s)        :                94.95961   239.92313

$NH_4ClO_4 + C$

                       CHAMBER      THROAT        EXIT
Pressure (atm)   :      60.000      34.650       1.000
Temperature (K)  :    3014.701    2852.316    1876.151
H (kJ/kg)        :   -2234.870   -2685.717   -4966.844
U (kJ/kg)        :   -3083.077   -3480.380   -5468.867
G (kJ/kg)        :  -29392.113  -28380.149  -21867.721
S (kJ/(kg)(K)    :       9.008       9.008       9.008
M (g/mol)        :      29.551      29.844      31.073
(dLnV/dLnP)t     :    -1.01662    -1.01377    -1.00112
(dLnV/dLnT)p     :     1.34985     1.30609     1.03630
Cp (kJ/(kg)(K))  :     3.78068     3.58783     1.86674
Cv (kJ/(kg)(K))  :     3.27640     3.11902     1.57970
Cp/Cv            :     1.15391     1.15031    *1.18170*
Gamma            :     1.13504     1.13469     1.18038
Vson (m/s)       :   981.19852   949.57591   769.79086

Ae/At            :                 1.00000     9.25862
A/dotm (m/s/atm) :                24.15204   214.76841
C* (m/s)         :              1449.12231  1449.12231
Cf               :                 0.65528     1.61305
Ivac (m/s)       :              1786.43717  2552.27758
Isp (m/s)        :               949.57591 *2337.50917*
Isp/g (s)        :                96.82979   238.35960

Sie können hier sehen, dass Cp/Cv (Verhältnis der spezifischen Wärme) tatsächlich viel höher ist ( 1,12408 gegenüber 1,18170 ), was bedeutet$NH_4ClO_4 + C$nutzt seine Energie viel effektiver.

Aber was für eine Rakete wirklich interessant ist, ist tatsächlich (im Gegensatz zu dem, was @Tristan sagt) der spezifische Impuls ($I_{SP}$) nicht die darin gespeicherte Energie. Obwohl die in Aluminium gespeicherte Energie aufgrund des niedrigeren Cp/Cv viel höher ist, ist es$I_{SP}$ist nur etwas höher: 2352,84221 m/s im Vergleich zu 2337,50917 m/s . Der Schub basiert nicht auf der freigesetzten Energie, der Schub ist gleich dem Massenstrom (der fast frei gestaltbar ist) mal dem$I_{SP}$(was eine Funktion von Cp/Cv und der Energie ist), aber Al ergibt immer noch etwas mehr$I_{SP}$.

Jedenfalls ist der Unterschied eigentlich recht gering: weniger als 0,7 % . Aber es gibt etwas, das zusätzlich begünstigt$Al$— seine Dichte ist höher:$2,7 g/cm^3$gegen herum$2,0 g/cm^3$. Das bedeutet, dass der gleiche Booster etwas mehr Kraftstoff aufnehmen kann.

Sie sollten auch beachten, dass Feststoffraketen-Booster in Wirklichkeit beides verwenden:$NH_4ClO_4$,$Al$und einem Harz (üblicherweise HTPB) bestehend aus$C$und$H$um es zusammen zu halten. dadurch wird ein höherer Impuls erzielt, weil$C$und$H$( insbesondere$H$) erhöht den Cp/Cv während$Al$erhöht die Kammertemperatur. Meiner Erfahrung nach kann das Hinzufügen von Aluminium das verbessern$I_{SP}$um bis zu 10 % bei CxH2x-Kraftstoffen wie Kunststoffen.

Ergebnisse für$NH_4ClO_4 + Al$(33%) +$C$(67%):

                       CHAMBER      THROAT        EXIT
Pressure (atm)   :      60.000      34.781       1.000
Temperature (K)  :    3250.729    3090.041    2217.389
H (kJ/kg)        :   -2169.548   -2617.841   -4963.957
U (kJ/kg)        :   -3016.829   -3415.442   -5510.728
G (kJ/kg)        :  -30729.859  -29766.380  -24445.532
S (kJ/(kg)(K)    :       8.786       8.786       8.786
M (g/mol)        :      31.900      32.212      33.719
(dLnV/dLnP)t     :    -1.02439    -1.02104    -1.00427
(dLnV/dLnT)p     :     1.45514     1.41622     1.11496
Cp (kJ/(kg)(K))  :     4.06798     3.93869     2.38904
Cv (kJ/(kg)(K))  :     3.52922     3.43165     2.08380
Cp/Cv            :     1.15266     1.14775    *1.14648*
Gamma            :     1.12521     1.12410     1.14161
Vson (m/s)       :   976.40724   946.88257   790.06150

Ae/At            :                 1.00000     9.99677
A/dotm (m/s/atm) :                24.21831   231.28393
C* (m/s)         :              1453.09835  1453.09835
Cf               :                 0.65163     1.62692
Ivac (m/s)       :              1789.22682  2595.35188
Isp (m/s)        :               946.88257 *2364.06795*
Isp/g (s)        :                96.55515   241.06784

Zunächst ein Link zu einer vorhandenen Antwort: http://www.aerospaceweb.org/question/propulsion/q0246.shtml

Ein bisschen Geschichtswissen reicht schon aus. Das Hinzufügen von Aluminium zu festen Raketentreibstoffen, um ihren spezifischen Impuls zu erhöhen, war ein Durchbruch, der 1956 von zwei Ingenieuren der Atlantic Research Corporation erzielt wurde: Keith Rumbel und Charles Henderson. Vereinfacht gesagt kommt es im Sinne von ITAR auf die optimale Größe der Aluminiumpartikel an.

Bitte beachten Sie, dass Großmächte während des Zweiten Weltkriegs damit experimentierten, Sprengstoffen Aluminiumpulver hinzuzufügen, was zu einer überlegenen Sauerstoffbilanz und Ausbeute führte. Es ist nur ein logischer Schritt von der hochgradigen Detonation in Sprengstoffen zur Verpuffung in Feststoffraketen.