Ein Raketentriebwerk oder einfach "Rakete", ist ein Düsenantrieb, der nur vorantreibende Masse verwendet, um seine hohe Geschwindigkeit treibendes Strahl zu bilden. Raketentriebwerke sind Reaktionsmotoren und erhalten Stoß in Übereinstimmung mit dem dritten Gesetz von Newton. Da sie kein Außenmaterial brauchen, um ihr Strahl zu bilden, können Raketentriebwerke für den Raumfahrzeugantrieb sowie Landgebrauch wie Raketen verwendet werden. Die meisten Raketentriebwerke sind innere Verbrennungsmotoren, obwohl nicht combusting Formen auch bestehen.

Raketentriebwerke als eine Gruppe haben die höchsten Auspuffgeschwindigkeiten, sind bei weitem am leichtesten, aber sind die am wenigsten vorantreibenden effizienten von allen Typen von Düsenantrieben.

Fachsprache

Chemische Raketen sind durch exothermic chemische Reaktionen des Treibgases angetriebene Raketen.

Rakete-Motor (oder fest-vorantreibender Rakete-Motor) sind ein synonymischer Begriff mit dem Raketentriebwerk, das sich gewöhnlich auf feste Raketentriebwerke bezieht.

Flüssige Raketen (oder flüssig-vorantreibendes Raketentriebwerk) verwenden ein oder mehr flüssige Treibgase, die in Zisternen vor dem Brennen gehalten werden.

Hybride Raketen haben ein festes Treibgas im Verbrennungsraum, und ein zweites flüssiges oder Gastreibgas wird hinzugefügt, um ihm zu erlauben, zu brennen.

Thermalraketen sind Raketen, wo das Treibgas träge ist, aber von einer Macht-Quelle wie Sonnen- oder Kernkraft geheizt wird oder Energie gestrahlt hat.

Monovorantreibende Raketen sind Raketen, die nur ein Treibgas verwenden, das durch einen Katalysator zersetzt ist. Die allgemeinsten Monotreibgase sind hydrazine und Wasserstoffperoxid.

Grundsatz der Operation

Raketentriebwerke erzeugen gestoßen durch die Ausweisung eines flüssigen Hochleistungsauslassventils. Diese Flüssigkeit ist fast immer ein Benzin, das durch den Hochdruck (10-200 Bar) Verbrennen von festen oder flüssigen Treibgasen geschaffen wird, aus dem Brennstoff und den oxidiser Bestandteilen innerhalb eines Verbrennungsraums bestehend.

Das flüssige Auslassventil wird dann durch eine Überschallantreiben-Schnauze passiert, die Hitzeenergie des Benzins verwendet, das Auslassventil zur sehr hohen Geschwindigkeit zu beschleunigen, und die Reaktion dazu den Motor in der entgegengesetzten Richtung stößt.

In Raketentriebwerken sind hohe Temperaturen und Druck für die gute Leistung als das hoch wünschenswert erlaubt einer längeren Schnauze, an den Motor geeignet zu werden, der höhere Auspuffgeschwindigkeiten, sowie das Geben besserer thermodynamischer Leistungsfähigkeit gibt.

Das Einführen von Treibgas in einen Verbrennungsraum

Rakete-Treibgas ist Masse, die gewöhnlich in einer Form der vorantreibenden Zisterne vor dem vertreiben aus einem Raketentriebwerk in der Form eines flüssigen Strahles versorgt wird, um Stoß zu erzeugen.

Chemische Rakete-Treibgase werden meistens verwendet, die exothermic chemische Reaktionen erleben, die heißes Benzin erzeugen, das durch eine Rakete zu treibenden Zwecken verwendet wird. Wechselweise kann eine chemisch träge Reaktionsmasse mit einer energiereichen Macht-Quelle über einen Hitzeex-Wechsler geheizt werden, und dann wird kein Verbrennungsraum verwendet.

Feste Rakete-Treibgase sind als eine Mischung des Brennstoffs und der Oxidieren-Bestandteile genannt 'Korn' bereit, und die vorantreibende Lagerung, die effektiv umgibt, wird der Verbrennungsraum. Flüssigkeitsangetriebene Raketen pumpen normalerweise getrennten Brennstoff und oxidiser Bestandteile in den Verbrennungsraum, wo sie sich vermischen und brennen. Hybride Raketentriebwerke verwenden eine Kombination von festen und flüssigen oder gasartigen Treibgasen. Sowohl flüssige als auch hybride Raketen verwenden Injektoren, um das Treibgas in den Raum einzuführen. Das ist häufig eine Reihe von einfachen Strahlen - Löcher, durch die das Treibgas unter dem Druck flüchtet; aber kann manchmal kompliziertere Brausen sein. Wenn zwei oder mehr Treibgase eingespritzt werden, kollidieren die Strahlen gewöhnlich absichtlich die Treibgase, weil das den Fluss in kleinere Tröpfchen diese Brandwunde leichter zerbricht.

Verbrennungsraum

Für chemische Raketen ist der Verbrennungsraum normalerweise gerade ein Zylinder, und Flamme-Halter werden selten verwendet. Die Dimensionen des Zylinders sind solch, dass das Treibgas zu combust gründlich fähig ist; verschiedene Treibgase verlangen, dass verschiedene Verbrennungsraum-Größen dafür vorkommen. Das führt zu einer genannten Zahl:

wo:

• ist das Volumen des Raums
• ist das Gebiet des Halses

L* ist normalerweise im Rahmen.

Die Kombination von Temperaturen und in einem Verbrennungsraum normalerweise erreichtem Druck ist gewöhnlich nach irgendwelchen Standards äußerst. Unterschiedlich in luftatmenden Düsenantrieben ist kein atmosphärischer Stickstoff da, um das Verbrennen zu verdünnen und abzukühlen, und die Temperatur kann wahr stochiometrisch reichen. Das, in der Kombination mit dem Hochdruck, bedeutet, dass die Rate der Hitzeleitung durch die Wände sehr hoch ist.

Rakete-Schnauzen

Die große Glocke oder der Kegel haben sich geformt Vergrößerungsschnauze gibt einem Raketentriebwerk seine charakteristische Gestalt.

In Raketen wird das heiße im Verbrennungsraum erzeugte Benzin erlaubt, dem Verbrennungsraum durch eine Öffnung (der "Hals"), innerhalb eines hohen Vergrößerungsverhältnisses Schnauze 'von de Laval' zu entfliehen.

Vorausgesetzt dass genügend Druck der Schnauze zur Verfügung gestellt wird (über den 2.5-3x über dem umgebenden Druck), werden die Schnauze-Chokes und ein Überschallstrahl gebildet, drastisch das Benzin beschleunigend, den grössten Teil der Thermalenergie in die kinetische Energie umwandelnd.

Die Auspuffgeschwindigkeiten ändern sich, abhängig vom Vergrößerungsverhältnis wird die Schnauze entworfen, um zu geben, aber Geschwindigkeiten nicht weniger als zehnmal zu erschöpfen, ist die Geschwindigkeit des Tons von Meeresspiegel-Luft ziemlich üblich.

Ungefähr Hälfte des Stoßes des Raketentriebwerks kommt aus dem unausgeglichenen Druck innerhalb des Verbrennungsraums, und der Rest kommt aus dem Druck, der gegen das Innere der Schnauze handelt (sieh Diagramm). Da sich das Benzin (adiabatisch) ausbreitet, zwingt der Druck gegen die Wände der Schnauze das Raketentriebwerk in einer Richtung, während er das Benzin im anderen beschleunigt.

Vorantreibende Leistungsfähigkeit

Für ein Raketentriebwerk, um effizientes Treibgas zu sein, ist es dass der maximale Druck wichtig, der möglich ist, auf den Wänden des Raums und der Schnauze durch einen spezifischen Betrag von Treibgas geschaffen zu werden; weil das die Quelle des Stoßes ist. Das kann durch ganzen erreicht werden:

• die Heizung vom Treibgas zu einer so hohen Temperatur wie möglich (einen hohen Energiebrennstoff verwendend, Wasserstoff und Kohlenstoff und manchmal Metalle wie Aluminium, oder sogar mit der Kernenergie enthaltend)

• das Verwenden eines niedrigen spezifischen Dichte-Benzins (als Wasserstoffreiche als möglich)
• das Verwenden von Treibgasen, die sind, oder sich zu, einfache Moleküle mit wenigen Graden der Freiheit zersetzen, Übersetzungsgeschwindigkeit zu maximieren

Da alle diese Dinge die Masse des Treibgases verwendet minimieren, und da Druck zur Masse der vorantreibenden zu beschleunigenden Gegenwart proportional ist, weil es der Motor vorangeht, und seitdem aus dem dritten Gesetz von Newton der Druck, der dem Motor auch gegenseitig folgt, dem Treibgas folgt, stellt es sich heraus, dass für jeden gegebenen Motor die Geschwindigkeit, dass das Treibgas den Raum verlässt, durch den Raum-Druck ungekünstelt ist (obwohl der Stoß proportional ist). Jedoch wird Geschwindigkeit durch alle drei der obengenannten Faktoren bedeutsam betroffen, und die Auspuffgeschwindigkeit ist ein ausgezeichnetes Maß der vorantreibenden Motorleistungsfähigkeit. Das wird Auspuffgeschwindigkeit genannt, und nachdem Betrag für Faktoren beigesteuert wird, die es reduzieren können, ist die wirksame Auspuffgeschwindigkeit einer der wichtigsten Rahmen eines Raketentriebwerks (obwohl Gewicht, gekostet, die Bequemlichkeit der Fertigung gewöhnlich auch usw. sehr wichtig ist).

Aus aerodynamischen Gründen geht der Fluss Schall-("Chokes") am schmalsten Teil der Schnauze, des 'Halses'. Seit der Geschwindigkeit des Tons in Gaszunahmen mit der Quadratwurzel der Temperatur verbessert der Gebrauch von heißem Abgas außerordentlich Leistung. Vergleichsweise bei der Raumtemperatur ist die Geschwindigkeit des Tons in Luft ungefähr 340 m/s, während die Geschwindigkeit des Tons im heißen Benzin eines Raketentriebwerks mehr als 1700 m/s sein kann; viel von dieser Leistung ist wegen der höheren Temperatur, aber zusätzlich werden Rakete-Treibgase gewählt, um der niedrigen molekularen Masse zu sein, und das gibt auch eine höhere Geschwindigkeit im Vergleich zu Luft.

Die Vergrößerung in der Rakete-Schnauze multipliziert dann weiter die Geschwindigkeit normalerweise zwischen 1.5- und 2mal, ein hoch zusammenfallen gelassenes Hyperschallauspuffstrahl gebend. Die Geschwindigkeitszunahme einer Rakete-Schnauze wird größtenteils durch sein Bereichsvergrößerungsverhältnis — das Verhältnis des Gebiets des Halses zum Gebiet am Ausgang bestimmt, aber ausführliche Eigenschaften des Benzins sind auch wichtig. Größere Verhältnis-Schnauzen sind massiver, aber sind im Stande, mehr Hitze aus dem Verbrennen-Benzin herauszuziehen, die Auspuffgeschwindigkeit vergrößernd.

Schnauze-Leistungsfähigkeit wird durch die Operation in der Atmosphäre betroffen, weil sich atmosphärischer Druck mit der Höhe ändert; aber wegen der Überschallgeschwindigkeiten des Gasherausnehmens von einem Raketentriebwerk kann der Druck des Strahles entweder unten oder über dem umgebenden sein, und das Gleichgewicht zwischen den zwei wird an allen Höhen nicht erreicht (Sieh Diagramm).

Zurückdruck und optimale Vergrößerung

Für die optimale Leistung sollte der Druck des Benzins am Ende der Schnauze gerade dem umgebenden Druck gleichkommen: Wenn der Druck des Auslassventils niedriger ist als der umgebende Druck, dann wird das Fahrzeug durch den Unterschied im Druck zwischen der Spitze des Motors und dem Ausgang verlangsamt; andererseits, wenn der Druck des Auslassventils höher ist, dann wird Auspuffdruck, der in den Stoß umgewandelt worden sein könnte, nicht umgewandelt, und Energie wird vergeudet.

Um dieses Ideal der Gleichheit zwischen dem Ausgangsdruck des Auslassventils und dem umgebenden Druck aufrechtzuerhalten, würde das Diameter der Schnauze mit der Höhe zunehmen müssen, dem Druck eine längere Schnauze gebend, um zu folgen (und den Ausgangsdruck und die Temperatur reduzierend). Diese Zunahme ist schwierig, sich auf eine Leichtgewichtsmode zu einigen, obwohl mit anderen Formen von Düsenantrieben alltäglich getan wird. In der Raketentechnik wird eine Leichtgewichtskompromiss-Schnauze allgemein verwendet, und etwas Verminderung der atmosphärischen Leistung, kommt wenn verwendet, am anderen vor als die 'Designhöhe' oder wenn erdrosselt. Um zu übertreffen, ist das, verschiedene exotische Schnauze-Designs wie die Stecker-Schnauze, gegangen Schnauzen, die dehnbare Schnauze und der aerospike, sind jeder vorgeschlagen worden, eine Weise zur Verfügung stellend, sich an das Ändern des umgebenden Luftdruckes und jedes anzupassen, das Benzin erlaubend, sich weiter gegen die Schnauze auszubreiten, Extrastoß an höheren Höhen gebend.

sie in einen genug niedrigen umgebenden Druck (Vakuum) ausströmen, entstehen mehrere Probleme. Man ist das bloße Gewicht der Schnauze — außer einem bestimmten Punkt für ein besonderes Fahrzeug, das Extragewicht der Schnauze überwiegt jede gewonnene Leistung. Zweitens, weil sich die Abgase adiabatisch innerhalb der Schnauze ausbreiten, die sie, und schließlich abkühlen, können einige der Chemikalien frieren, 'Schnee' innerhalb des Strahles erzeugend. Das verursacht Instabilitäten im Strahl und muss vermieden werden.

Auf einer Schnauze von De Laval wird Abgas-Fluss-Abstand in einer äußerst überausgebreiteten Schnauze vorkommen. Da der Abstand-Punkt um die Achse des Motors nicht gleichförmig sein wird, kann eine Seitenkraft dem Motor gegeben werden. Diese Seitenkraft kann sich mit der Zeit ändern und auf Kontrollprobleme mit der Boosterrakete hinauslaufen.

Leitender Stoß

Fahrzeuge verlangen normalerweise, dass der gesamte Stoß Richtung über die Länge der Brandwunde ändert. Mehrere verschiedene Weisen, das zu erreichen, sind geweht worden:

• Der komplette Motor wird auf einem Scharnier oder Tragrahmen bestiegen, und jedes vorantreibende Futter erreicht den Motor über den Tiefdruck flexible Pfeifen oder Drehkopplungen.
• Gerade sind der Verbrennungsraum und die Schnauze gimbled, die Pumpen werden befestigt, und Futter des Hochdrucks haftet dem Motor an.
• Vielfache Motoren (hat häufig in geringen Winkeln gefrömmelt), werden aufmarschiert, aber erdrosselt, um den gesamten Vektoren zu geben, der erforderlich ist, nur eine sehr kleine Strafe gebend.
• Hoch-Temperaturschaufeln treten ins Auslassventil hervor und können gekippt werden, um das Strahl abzulenken.
• Motoren werden befestigt, und vernier Trägerraketen werden verwendet, um das Fahrzeug zu steuern.

Gesamte Raketentriebwerk-Leistung

Rakete-Technologie kann sehr hoch Stoß (Meganewton), sehr hohe Auspuffgeschwindigkeiten (ungefähr 10mal die Geschwindigkeit des Tons in Luft auf Meereshöhe) verbinden und sehr hoch Verhältnisse (> 100) gleichzeitig stoßen/beschweren sowie im Stande seiend, außerhalb der Atmosphäre zu funktionieren, und während sie den Gebrauch des Tiefdrucks und folglich der Leichtgewichtszisternen und der Struktur erlaubt.

Raketen können weiter zur noch mehr äußersten Leistung vorwärts ein oder mehr von diesen Äxten auf Kosten von anderen optimiert werden.

Spezifischer Impuls

Das wichtigste metrische für die Leistungsfähigkeit eines Raketentriebwerks ist Impuls pro Einheit von Treibgas, das wird spezifischen Impuls (gewöhnlich schriftlich) genannt. Das wird entweder als eine Geschwindigkeit (die wirksame Auspuffgeschwindigkeit in Metern/Sekunde oder ft/s) oder als eine Zeit (Sekunden) gemessen. Ein Motor, der einen großen spezifischen Impuls gibt, ist normalerweise hoch wünschenswert.

Der spezifische Impuls, der erreicht werden kann, ist in erster Linie eine Funktion der vorantreibenden Mischung (und würde schließlich den spezifischen Impuls beschränken), aber praktische Grenzen auf dem Raum-Druck und den Schnauze-Vergrößerungsverhältnissen reduzieren die Leistung, die erreicht werden kann.

Netz hat gestoßen

Unten ist eine ungefähre Gleichung, für den Nettostoß eines Raketentriebwerks zu berechnen:

:exhaust-Gasmasse überflutet

:effective erschöpfen Geschwindigkeit

Die:actual-Strahlgeschwindigkeit an der Schnauze herrscht über Flugzeug

Das:flow-Gebiet an der Schnauze herrscht über Flugzeug (oder das Flugzeug, wo das Strahl die Schnauze wenn getrennter Fluss verlässt)

Der:static-Druck an der Schnauze herrscht über Flugzeug

:ambient (oder atmosphärisch) Druck

Seitdem, verschieden von einem Düsenantrieb, hat ein herkömmlicher Rakete-Motor an einem Lufteinlass Mangel, es gibt keine 'Widder-Schinderei', um vom groben Stoß abzuziehen. Folglich ist der Nettostoß eines Rakete-Motors dem groben Stoß (abgesondert vom statischen Zurückdruck) gleich.

Der Begriff vertritt den Schwung-Stoß, der unveränderlich bei einer gegebenen Kehle-Einstellung bleibt, wohingegen der Begriff den Druck-Stoß-Begriff vertritt. An der vollen Kehle verbessert sich der Nettostoß eines Rakete-Motors ein bisschen mit der zunehmenden Höhe, weil weil atmosphärischer Druck mit der Höhe, den Druck-Stoß-Begriff-Zunahmen abnimmt. An der Oberfläche der Erde kann der Druck-Stoß durch bis zu 30 % abhängig vom Motordesign reduziert werden. Diese Verminderung fällt grob exponential zur Null mit der zunehmenden Höhe.

Der maximale Stoß für ein Raketentriebwerk wird durch die Maximierung des Schwung-Beitrags der Gleichung erreicht, ohne Strafen von über die Erweiterung des Auslassventils zu übernehmen. Das kommt wenn vor. Seit umgebenden Druck-Änderungen mit der Höhe verbringen die meisten Raketentriebwerke sehr wenig Zeit, an der Maximalleistungsfähigkeit funktionierend.

Vakuum I

Wegen des spezifischen Impulses, der sich mit dem Druck ändert, ist eine Menge, die leicht ist, sich zu vergleichen und damit zu rechnen, nützlich. Weil Raketen am Hals ersticken, und weil das Überschallauslassventil Außendruck-Einflüsse verhindert, die stromaufwärts reisen, stellt es sich heraus, dass der Druck am Ausgang zum vorantreibenden Fluss ideal genau proportional ist, vorausgesetzt dass die Mischungsverhältnisse und Verbrennen-Wirksamkeit aufrechterhalten werden. Es ist so ziemlich üblich, die obengenannte Gleichung ein bisschen umzuordnen:

und so definieren Sie Vakuumisp, um zu sein:

Wo:

: die Geschwindigkeit der gesunden Konstante am Hals

: der Stoß-Koeffizient, der der Schnauze (normalerweise ungefähr 2) unveränderlich

Und folglich:

Das Drosseln

Raketen können durch das Steuern der vorantreibenden Verbrennen-Rate (gewöhnlich gemessen in kg/s oder lb/s) erdrosselt werden. In flüssigen und hybriden Raketen wird der vorantreibende Fluss, der in den Raum eingeht, mit Klappen in festen Raketen kontrolliert es wird durch das Ändern des Gebiets von Treibgas kontrolliert, das brennt und das ins vorantreibende Korn entworfen werden kann (und folglich in Realtime nicht kontrolliert werden kann).

Raketen können gewöhnlich unten zu einem Ausgangsdruck von ungefähr einem Drittel des umgebenden Drucks (häufig beschränkte Fluss-Trennung in Schnauzen) und bis zu einer maximalen Grenze bestimmt nur durch die mechanische Kraft des Motors erdrosselt werden.

In der Praxis ändert sich der Grad, zu dem Raketen erdrosselt werden können, außerordentlich, aber die meisten Raketen können durch einen Faktor 2 ohne große Schwierigkeit erdrosselt werden; die typische Beschränkung ist Verbrennen-Stabilität bezüglich des Beispiels, Injektoren brauchen einen minimalen Druck, um zu vermeiden, zerstörende Schwingungen (das Tuckern oder die Verbrennen-Instabilitäten) auszulösen; aber Injektoren können häufig optimiert und für breitere Reihen geprüft werden. Feste Raketen können durch das Verwenden von gestalteten Körnern erdrosselt werden, die ihre Fläche über den Kurs der Brandwunde ändern werden.

Energieeffizienz

Raketentriebwerk-Schnauzen sind überraschend effiziente Hitzemotoren, für ein hohes Geschwindigkeitsstrahl, demzufolge des hohen Verbrennens hohes und Temperaturkompressionsverhältnis zu erzeugen. Rakete-Schnauzen geben eine ausgezeichnete Annäherung an die adiabatische Vergrößerung, die ein reversibler Prozess ist, und folglich sie Wirksamkeit geben, die sehr der des Zyklus von Carnot nah ist. In Anbetracht der Temperaturen kann erreichte, mehr als 60 % Leistungsfähigkeit mit chemischen Raketen erreicht werden.

Für ein Fahrzeug, das ein Raketentriebwerk verwendet, ist die energische Leistungsfähigkeit sehr gut, wenn sich die Fahrzeuggeschwindigkeit nähert oder etwas die Auspuffgeschwindigkeit (hinsichtlich des Starts) überschreitet; aber mit niedrigen Geschwindigkeiten geht die Energieeffizienz zu 0 % mit der Nullgeschwindigkeit (als mit dem ganzen Strahlantrieb.) Sieh Rakete-Energieeffizienz für mehr Details.

Verhältnis des Stoßes zum Gewicht

Raketen, aller Düsenantriebe, tatsächlich im Wesentlichen aller Motoren, haben den höchsten Stoß, um Verhältnis zu beschweren. Das ist für flüssige Raketentriebwerke besonders wahr.

Diese hohe Leistung ist wegen des kleinen Volumens von Druck-Behältern, die den Motor — die Pumpen, Pfeifen und beteiligten Verbrennungsräume zusammensetzen. Der Mangel am Einlasskanal und der Gebrauch von dichtem flüssigem Treibgas erlauben dem pressurisation System, klein und leicht zu sein, wohingegen sich Kanal-Motoren mit Luft befassen müssen, die eine Dichte ungefähr eintausendmal tiefer hat.

Der flüssigen verwendeten Treibgase ist Dichte für flüssigen Wasserstoff am schlechtesten. Obwohl dieses Treibgas auf viele Weisen erstaunlich ist, hat es eine sehr niedrige Dichte, über einen vierzehnten dieses von Wasser. Das macht den turbopumps und pipework größer und schwerer, und das wird im Verhältnis des Stoßes zum Gewicht von Motoren widerspiegelt, die es (zum Beispiel der SSME) im Vergleich zu denjenigen verwenden, die nicht (NK-33) tun.

Das Abkühlen

Aus Leistungsfähigkeitsgründen, und weil sie physisch können, laufen Raketen mit Verbrennen-Temperaturen, die ~3500 K (~5800 °F) (~3227 °C) erreichen können.

Die meisten anderen Düsenantriebe haben Gasturbinen im heißen Auslassventil. Wegen ihrer größeren Fläche sind sie härter kühl zu werden, und folglich gibt es ein Bedürfnis, die Verbrennen-Prozesse bei viel niedrigeren Temperaturen zu führen, Leistungsfähigkeit verlierend. Verwenden Sie außerdem Luft als ein oxidant, der größtenteils unreaktiven 80-%-Stickstoff enthält, der die Reaktion verdünnt und die Temperaturen senkt. Raketen haben keinen dieser innewohnenden Nachteile.

Deshalb in verwendeten Rakete-Temperaturen sind sehr häufig viel höher als der Schmelzpunkt der Schnauze und Verbrennungsraum-Materialien, zwei Ausnahmen sind Grafit und Wolfram (~1200 K für Kupfer), jedoch sind beide der Oxydation unterworfen wenn nicht geschützt. Tatsächlich können viele Baumaterialien vollkommen annehmbare Treibgase in ihrem eigenen Recht machen. Es ist wichtig, dass diese Materialien an combusting verhindert werden, schmelzend oder zum Punkt des Misserfolgs verdampfend. Das wird manchmal ein 'reiches Motorauslassventil' etwas witzelnd genannt. Material-Technologie konnte eine obere Grenze auf der Auspufftemperatur von chemischen Raketen potenziell legen.

Wechselweise können Raketen allgemeinere Baumaterialien wie Aluminium, Stahl, Nickel oder Kupferlegierung verwenden und Kühlsysteme verwenden, die das Baumaterial verhindern, das selbst zu heiß wird. Das verbessernde Abkühlen, wo das Treibgas durch Tuben um den Verbrennungsraum oder die Schnauze und die anderen Techniken, wie das Vorhang-Abkühlen oder Filmabkühlen passiert wird, wird verwendet, um längere Schnauze und Raum-Leben zu geben. Diese Techniken stellen sicher, dass eine gasartige Thermalgrenzschicht, die das Material berührt, unter der Temperatur behalten wird, die das Material veranlassen würde katastrophal zu scheitern.

In Raketen sind die Hitzeflüsse, die die Wand durchführen können, unter dem höchsten in der Technik, Flüsse sind allgemein im Rahmen 1-200 MW/m^2. Die stärksten Hitzeflüsse werden am Hals gefunden, der häufig zweimal sieht, dass im verbundenen Raum und der Schnauze gefunden hat. Das ist wegen der Kombination von hohen Geschwindigkeiten (der eine sehr dünne Grenzschicht gibt), und obwohl tiefer als der Raum, die hohen Temperaturen gesehen dort. (Sieh Rakete-Schnauzen oben für Temperaturen in der Schnauze).

In Raketen schließen die Kühlmittel-Methoden ein:

1. unabgekühlt (verwendet für kurze Läufe hauptsächlich während der Prüfung)
2. Ablativwände (werden Wände mit einem Material liniert, das unaufhörlich verdunstet und weggetragen wird).
3. das Strahlungsabkühlen (wird der Raum fast weiß heiß und strahlt die Hitze weg aus)
4. das Müllkippe-Abkühlen (wird ein Treibgas, gewöhnlich Wasserstoff, der Raum verteilt und abgeladen)
5. das verbessernde Abkühlen (verwenden flüssige Raketen den Brennstoff, oder gelegentlich den oxidiser, um den Raum über eine kühl werdende Jacke abzukühlen, bevor sie eingespritzt werden)
6. das Vorhang-Abkühlen (wird vorantreibende Einspritzung so die Temperatur des Benzins eingeordnet, ist an den Wänden kühler)
7. das Filmabkühlen (werden Oberflächen mit flüssigem Treibgas benetzt, das kühl wird, weil es verdampft)

In allen Fällen wird die kühl werdende Wirkung, die die Wand davon abhält, zerstört zu werden, durch eine dünne Schicht verursacht, Flüssigkeit zu isolieren (eine Grenzschicht), der im Kontakt mit den Wänden ist, der viel kühler ist als die Verbrennen-Temperatur. Vorausgesetzt dass diese Grenzschicht intakt ist, wird die Wand nicht beschädigt.

Die Störung der Grenzschicht kann während kühl werdender Misserfolge oder Verbrennen-Instabilitäten vorkommen, und Wandmisserfolg kommt normalerweise bald danach vor.

Mit dem verbessernden Abkühlen einer zweiten Grenzschicht wird in den Kühlmittel-Kanälen um den Raum gefunden. Diese Grenzschicht-Dicke muss so klein wie möglich, seit den Grenzschicht-Taten als ein Isolator zwischen der Wand und dem Kühlmittel sein. Das kann durch das Bilden der Kühlmittel-Geschwindigkeit in den Kanälen so hoch erreicht werden wie möglich.

In der Praxis wird das verbessernde Abkühlen fast immer in Verbindung mit dem Vorhang-Abkühlen und/oder Filmabkühlen verwendet.

Angetriebene Motoren von Flüssigkeit werden häufig Kraftstoffreiche geführt, der auf niedrigeres Temperaturverbrennen hinausläuft. Kühleres Auslassventil reduziert Hitzelasten auf dem Motor, der tiefer Kostenmaterialien, ein vereinfachtes Kühlsystem und einen niedrigeren Leistungsmotor erlaubt.

Mechanische Probleme

Rakete-Verbrennungsräume werden normalerweise am ziemlich hohen Druck, normalerweise 10-200 Bar (1 bis 20 MPa, 150-3000 psi) bedient. Wenn bedient, innerhalb des bedeutenden atmosphärischen Drucks gibt höherer Verbrennungsraum-Druck bessere Leistung, indem er einer größeren und effizienteren Schnauze erlaubt wird, ohne es geeignet zu werden, äußerst überausgebreitet werden.

Jedoch veranlasst dieser Hochdruck den äußersten Teil des Raums, unter sehr großen Reifen-Betonungen zu sein - Raketentriebwerke sind Druck-Behälter.

Schlechter, wegen der hohen in Raketentriebwerken geschaffenen Temperaturen neigen die verwendeten Materialien dazu, eine bedeutsam gesenkte Arbeitszugbelastung zu haben.

Außerdem werden bedeutende Temperaturanstiege in den Wänden des Raums und der Schnauze aufgestellt, diese verursachen Differenzialvergrößerung des inneren Überseedampfers, die innere Betonungen schaffen.

Akustische Probleme

Außerdem laufen das äußerste Vibrieren und die akustische Umgebung innerhalb eines Rakete-Motors allgemein auf Maximalbetonungen ganz über Mittelwerten, besonders in Gegenwart von der einer Orgelpfeife ähnlichen Klangfülle und Gasturbulenz hinaus.

Verbrennen-Instabilitäten

Das Verbrennen kann unerwünschte Instabilitäten von der plötzlichen oder periodischen Natur zeigen. Der Druck im Spritzenraum kann bis zum vorantreibenden Fluss die Injektor-Teller-Abnahmen zunehmen; einen Moment später fällt der Druck und die Fluss-Zunahmen, mehr Treibgas im Verbrennungsraum einspritzend, der einen Moment später brennt, und wieder den Raum-Druck vergrößert, den Zyklus wiederholend. Das kann zu Druck-Schwingungen des hohen Umfangs häufig in der Überschallreihe führen, die den Motor beschädigen kann. Schwingungen von ±200 psi an 25 Kilohertz waren die Ursache von Misserfolgen von frühen Versionen des Kolosses II Rakete die zweiten Bühne-Motoren. Die andere Misserfolg-Weise ist eine Verpuffung zum Detonationsübergang; die im Verbrennungsraum gebildete Überschalldruck-Welle kann den Motor zerstören.

Die Verbrennen-Instabilitäten können durch Überreste von Reinigung von Lösungsmitteln im Motor provoziert werden, hat Stoß-Welle, anfängliche Instabilität nach dem Zünden, der Explosion in der Nähe von der Schnauze widerspiegelt, die in den Verbrennungsraum und noch viele Faktoren nachdenkt. In stabilen Motordesigns werden die Schwingungen schnell unterdrückt; in nicht stabilen Designs verharren sie seit anhaltenden Perioden. Schwingungsentstörgeräte werden allgemein verwendet.

Periodische Schwankungen des Stoßes, der durch die Verbrennen-Instabilität oder Längsvibrationen von Strukturen zwischen den Zisternen und den Motoren verursacht ist, die den vorantreibenden Fluss abstimmen, sind als "pogo Schwingungen" oder "pogo", genannt nach dem Springstock bekannt.

Drei verschiedene Typen von Verbrennen-Instabilitäten kommen vor:

Das Tuckern

Das ist eine niedrige Frequenzschwingung an einigen Hertz im Raum-Druck, der gewöhnlich durch Druck-Schwankungen in Futter-Linien wegen Schwankungen in der Beschleunigung des Fahrzeugs verursacht ist. Das kann zyklische Schwankung im Stoß verursachen, und die Effekten können sich von bloß ärgerlichem zum wirklichen Beschädigen der Nutzlast oder des Fahrzeugs ändern. Das Tuckern kann durch das Verwenden von gasgefüllten Dämpfungstuben auf Futter-Linien von Treibgasen der hohen Speicherdichte minimiert werden.

Das Summen

Das kann wegen ungenügenden Druck-Falls über die Injektoren verursacht werden. Es ist allgemein größtenteils ärgerlich, anstatt zerstörend zu sein. Jedoch, im äußersten Fall-Verbrennen kann damit enden, umgekehrt durch die Injektoren gezwungen zu werden - das kann Explosionen mit Monotreibgasen verursachen.

Das Schreiben

Das ist das am meisten sofort Beschädigen und das härteste, um zu kontrollieren. Es ist wegen der Akustik innerhalb des Verbrennungsraums, der sich häufig zu den chemischen Verbrennen-Prozessen paart, die die primären Fahrer der Energieausgabe sind, und zum nicht stabilen widerhallenden "Schreiben" führen können, das allgemein zu katastrophalem Misserfolg wegen der Verdünnung der isolierenden Thermalgrenzschicht führt.

Solche Effekten sind sehr schwierig, analytisch während des Designprozesses vorauszusagen, und sind gewöhnlich durch die teure, zeitaufwendige und umfassende Prüfung gerichtet worden, die mit der Probe und dem Fehler heilende Korrektur-Maßnahmen verbunden ist.

Das Schreiben wird häufig durch ausführliche Änderungen zu Injektoren befasst, oder ändert sich in die vorantreibende Chemie oder das Verdunsten vom Treibgas vor der Einspritzung oder Gebrauch von Dämpfern von Helmholtz innerhalb der Verbrennungsräume, um die widerhallenden Weisen des Raums zu ändern.

Die Prüfung für die Möglichkeit des Schreibens wird manchmal durch das Sprengen kleiner explosiver Anklagen außerhalb des Verbrennungsraums mit einem Tube-Satz tangential zum Verbrennungsraum in der Nähe von den Injektoren getan, um die Impuls-Antwort des Motors und dann das Auswerten des Zeitverlaufs des Raum-Drucks zu bestimmen - eine schnelle Wiederherstellung zeigt ein stabiles System an.

Auspuffgeräusch

Für alle außer den sehr kleinsten Größen ist das Rakete-Auslassventil im Vergleich zu anderen Motoren allgemein sehr laut. Da sich das Hyperschallauslassventil mit der umgebenden Luft vermischt, werden Stoß-Wellen gebildet. Raumfähre erzeugt mehr als 200 DB (A) des Geräusches um seine Basis.

Der Saturn V Start war auf Seismographen eine beträchtliche Entfernung von der Abschussbasis feststellbar. Die Lautstärke von den erzeugten Stoß-Wellen hängt von der Größe der Rakete und auf der Auspuffgeschwindigkeit ab. Solche Stoß-Wellen scheinen, für das Eigenschaft-Knistern und Knallen von durch große Raketentriebwerke erzeugten Tönen wenn gehört lebend verantwortlich zu sein. Diese Geräuschspitzen überladen normalerweise Mikrofone und Audioelektronik, und werden allgemein so geschwächt oder im registrierten völlig abwesend oder übertragen Audiofortpflanzung. Für große Raketen an der nahen Reihe konnten die akustischen Effekten wirklich töten.

Beunruhigender für Raumfahrtbehörden können solche Geräuschpegel auch die Start-Struktur, oder schlechter beschädigen, zurück an der verhältnismäßig feinen Rakete oben widerspiegelt werden. Das ist, warum so viel Wasser normalerweise an Starts verwendet wird. Der Wasserspray ändert die akustischen Qualitäten der Luft und reduziert oder lenkt die gesunde Energie weg von der Rakete ab.

Im Allgemeinen ist Geräusch am intensivsten, wenn eine Rakete dicht am Boden ist, da das Geräusch von den Motoren weg von der Wolke ausstrahlt, sowie vom Boden nachdenkend. Außerdem, wenn sich das Fahrzeug langsam bewegt, kann wenig vom chemischen Energieeingang zum Motor in Erhöhung der kinetischen Energie der Rakete eintreten (da nützliche Macht P übersandt dem Fahrzeug für den Stoß F und die Geschwindigkeit V ist). Dann wird der größte Teil der Energie in der Wechselwirkung des Auslassventils mit der umgebenden Luft zerstreut, Geräusch erzeugend. Dieses Geräusch kann etwas durch Flamme-Gräben mit Dächern, durch die Wassereinspritzung um die Wolke und durch die Ablenkung der Wolke in einem Winkel reduziert werden.

Prüfung

Raketentriebwerke werden gewöhnlich an einer Testmöglichkeit statisch geprüft, bevor sie in die Produktion gestellt werden. Für hohe Höhe-Motoren muss entweder eine kürzere Schnauze verwendet werden, oder die Rakete muss in einem großen Vakuumraum geprüft werden.

Sicherheit

Raketen haben einen Ruf für die Unzuverlässigkeit und Gefahr; besonders katastrophale Misserfolge. Gegen diesen Ruf können sorgfältig entworfene Raketen willkürlich zuverlässig gemacht werden. Im militärischen Gebrauch sind Raketen ziemlich zuverlässig. Jedoch ist einer des nichtmilitärischen Hauptgebrauches von Raketen für den Augenhöhlenstart. In dieser Anwendung ist die Prämie normalerweise auf dem minimalen Gewicht gelegt worden, und es ist schwierig, hohe Zuverlässigkeit und niedriges Gewicht gleichzeitig zu erreichen. Außerdem, wenn die Zahl von gestarteten Flügen niedrig ist, gibt es eine sehr hohe Chance eines Designs, Operationen oder Produktionsfehlers, Zerstörung des Fahrzeugs verursachend. Im Wesentlichen sind alle Boosterraketen Testfahrzeuge nach normalen Raumfahrtstandards .

Das X-15 Raketenflugzeug hat eine 0.5-%-Misserfolg-Rate mit einem einzelnen katastrophalen Misserfolg während des Boden-Tests erreicht, und der SSME hat geschafft, katastrophale Misserfolge in mehr als 350 Motorflügen zu vermeiden.

Chemie

Rakete-Treibgase verlangen eine hohe spezifische Energie (Energie pro Einheitsmasse), weil ideal die ganze Reaktionsenergie als kinetische Energie der Abgase erscheint, und Auspuffgeschwindigkeit der einzelne wichtigste Leistungsparameter eines Motors ist, von dem Fahrzeugleistung abhängt.

Beiseite von unvermeidlichen Verlusten und Schönheitsfehlern im Motor, unvollständigen Verbrennen, usw., nach der spezifischen Reaktionsenergie, ist die theoretische Hauptgrenze, die die erhaltene Auspuffgeschwindigkeit reduziert, dass, gemäß den Gesetzen der Thermodynamik, ein Bruchteil der chemischen Energie in Folge der Auspuffmoleküle eintreten kann, wo es nicht verfügbar ist, um Stoß zu erzeugen. Das Benzin von Monatomic wie Helium hat nur drei Grade der Freiheit, entsprechend den drei Dimensionen des Raums, {x, y, z}, und nur solche kugelförmig symmetrischen Moleküle entkommen dieser Art des Verlustes. Ein diatomic Molekül wie H kann über jede der zwei Axt-Senkrechte zu derjenigen rotieren, die sich den zwei Atomen anschließt, und weil das equipartition Gesetz der statistischen Mechanik fordert, dass die verfügbare Thermalenergie ebenso unter den Graden der Freiheit geteilt wird, für solch ein Benzin im Thermalgleichgewicht 3/5 der Energie kann in Einrichtungsbewegung und 2/5 in die Folge eintreten. Ein triatomic Molekül wie Wasser hat sechs Grade der Freiheit, so wird die Energie ebenso unter Rotations- und Übersetzungsgraden der Freiheit geteilt. Für die meisten chemischen Reaktionen ist die letzte Situation der Fall. Dieses Problem wird in Bezug auf das Verhältnis, Gamma, der spezifischen Hitze des Benzins am unveränderlichen Volumen dazu am unveränderlichen Druck traditionell beschrieben. Der Rotationsenergieverlust wird in der Praxis größtenteils wieder erlangt, wenn die Vergrößerungsschnauze groß genug ist, um dem Benzin zu erlauben, sich auszubreiten und genug, die Funktion der Schnauze kühl zu werden, zu sein, um die zufälligen Wärmebewegungen der Moleküle im Verbrennungsraum in die Einrichtungsübersetzung umzuwandeln, die Stoß erzeugt. So lange das Abgas im Gleichgewicht bleibt, als es sich ausbreitet, wird die anfängliche Rotationsenergie in die Übersetzung in der Schnauze größtenteils zurückgegeben.

Obwohl die spezifische Reaktionsenergie pro Einheitsmasse von Reaktionspartnern Schlüssel ist, niedrig ist das Mittelmolekulargewicht in den Reaktionsprodukten auch in der Praxis in der Bestimmung der Auspuffgeschwindigkeit wichtig. Das ist, weil die hohen Gastemperaturen in Raketentriebwerken ernste Probleme für die Technik von survivable Motoren aufwerfen. Weil Temperatur zur Mittelenergie pro Molekül proportional ist, erlaubt ein gegebener Betrag der unter mehr Molekülen der niedrigeren Masse verteilten Energie eine höhere Auspuffgeschwindigkeit bei einer gegebenen Temperatur. Das bedeutet, dass niedrige Atommassenelemente bevorzugt werden. Flüssiger Wasserstoff (LH2) und Sauerstoff (Flüssigsauerstoff oder LO2), sind die wirksamsten Treibgase in Bezug auf die Auspuffgeschwindigkeit, die bis heute weit verwendet worden sind, obwohl einige exotische Kombinationen, die Bor oder flüssigen Ozon einschließen, in der Theorie potenziell etwas besser sind, wenn verschiedene praktische Probleme behoben werden konnten.

Es ist wichtig, in der Computerwissenschaft der spezifischen Reaktionsenergie zu bemerken, dass die komplette Masse der Treibgase, sowohl einschließlich des Brennstoffs als auch einschließlich Oxydationsmittels, eingeschlossen werden muss. Die Tatsache, dass luftatmende Motoren normalerweise im Stande sind, Sauerstoff "umsonst" zu erhalten, ohne es vorwärts tragen zu müssen, ist für einen Faktor dessen verantwortlich, warum luftatmende Motoren noch grossenteils vorantreibende Masse effizient, und ein Grund sind, dass Raketentriebwerke für die meisten gewöhnlichen Landanwendungen viel weniger passend sind. Brennstoffe für das Automobil oder die Turbojets, verwerten Sie atmosphärischen Sauerstoff und so haben Sie eine viel bessere wirksame Energieproduktion pro Einheitsmasse von Treibgas, das getragen werden muss, aber pro Einheitsmasse des Brennstoffs ähnlich ist.

Computerprogramme, die die Leistung von Treibgasen in Raketentriebwerken voraussagen, sind verfügbar.

Zünden

Mit flüssigen und hybriden Raketen, unmittelbarem Zünden des Treibgases (E) weil gehen sie zuerst herein der Verbrennungsraum ist notwendig.

Mit flüssigen Treibgasen (aber nicht gasartig) veranlasst Misserfolg, sich innerhalb von Millisekunden zu entzünden, gewöhnlich zu viel flüssiges Treibgas, innerhalb des Raums zu sein, und wenn/wenn Zünden vorkommt, wird der Betrag von heißem geschaffenem Benzin häufig den maximalen Designdruck des Raums überschreiten. Der Druck-Behälter wird häufig katastrophal scheitern. Das wird manchmal einen harten Anfang genannt.

Zünden kann durch mehrere verschiedene Methoden erreicht werden; eine pyrotechnische Anklage kann verwendet werden, eine Plasmafackel kann verwendet werden, oder elektrische Zündkerzen können verwendet werden. Einige Kombinationen des Brennstoffs/Oxydationsmittels entzünden sich auf dem Kontakt (hypergolic), und non-hypergolic Brennstoffe können" durch die Zündung die Kraftstofflinien mit hypergolic Treibgasen (populär in russischen Motoren) "chemisch entzündet werden.

Gasartige Treibgase werden allgemein harte Anfänge mit Raketen nicht verursachen, die das Gesamtinjektor-Gebiet weniger ist als der Hals so, neigt der Raum-Druck zum umgebenden vor dem Zünden, und Hochdruck kann sich nicht formen, selbst wenn der komplette Raum mit feuergefährlichem Benzin am Zünden voll ist.

Feste Treibgase werden gewöhnlich mit pyrotechnischen Ein-Schuss-Geräten entzündet.

Einmal entzündet sind Rakete-Räume selbst das Unterstützen und die Zünder sind nicht erforderlich. Tatsächlich entzünden sich Räume häufig spontan wieder, wenn sie wiederangefangen werden, seit ein paar Sekunden geschlossen. Jedoch, wenn abgekühlt, können viele Raketen nicht ohne mindestens geringe Wartung wie Ersatz des pyrotechnischen Zünders wiederangefangen werden.

Wolke-Physik

Rakete-Wolke ändert sich abhängig vom Raketentriebwerk, der Designhöhe, der Höhe, dem Stoß und den anderen Faktoren.

Kohlenstoff reiche Auslassventile von Leuchtpetroleum-Brennstoffen ist häufig in der Farbe wegen der schwarzen Körperradiation der unverbrannten Partikeln zusätzlich zu den blauen Schwan-Bändern orange. Peroxyd oxidiser basierte Raketen und Wasserstoffrakete-Wolken enthält größtenteils Dampf und ist fast für das nackte Auge unsichtbar, aber scheint hell im ultravioletten und infrarot. Wolken von festen Raketen können hoch sichtbar sein, weil das Treibgas oft Metalle wie elementares Aluminium enthält, das mit einer orangenweißen Flamme brennt und Energie zum Verbrennen-Prozess hinzufügt.

Einige Auslassventile, namentlich Alkohol hat Raketen Brennstoff geliefert, kann sichtbare Stoß-Diamanten zeigen. Diese sind wegen zyklischer Schwankungen im Wolke-Druck hinsichtlich umgebender Schaffen-Stoß-Wellen, die 'Mach-Platten' bilden.

Die Gestalt der Wolke ändert sich von der Designhöhe an der hohen Höhe alle Raketen sind äußerst unter - ausgebreitet, und ein ziemlich kleiner Prozentsatz Abgase endet wirklich damit, sich vorwärts auszubreiten.

Typen von Raketentriebwerken

Physisch angetrieben

Chemisch angetrieben

Elektrisch angetrieben

Thermisch

Vorgewärmt

Sonnen-thermisch

Die Sonnenthermalrakete würde von der Sonnenmacht Gebrauch machen, Reaktionsmasse direkt zu heizen, und verlangt deshalb keinen elektrischen Generator, wie die meisten anderen Formen des durch Sonnenenergie angetriebenen Antriebs tun. Eine Sonnenthermalrakete muss nur die Mittel tragen, Sonnenenergie, wie concentrators und Spiegel zu gewinnen. Das erhitzte Treibgas wird durch eine herkömmliche Rakete-Schnauze gefüttert, um Stoß zu erzeugen. Der Motorstoß ist direkt mit der Fläche des Sonnensammlers und zur lokalen Intensität der Sonnenstrahlung und umgekehrt proportional zu mir verbunden.

Ausgestrahlt thermisch

Kern-thermisch

Kern-

Kernantrieb schließt ein großes Angebot an Antrieb-Methoden ein, die eine Form der Kernreaktion als ihre primäre Macht-Quelle verwenden. Verschiedene Typen des Kernantriebs, sind und einige von ihnen geprüft für Raumfahrzeuganwendungen vorgeschlagen worden:

Geschichte von Raketentriebwerken

Gemäß den Schriften des Roman Aulus Gellius, in c. 400 v. Chr., ein griechischer Pythagoreer genannt Archytas, hat einen Holzvogel entlang Leitungen mit dem Dampf angetrieben. Jedoch würde es nicht scheinen, stark genug gewesen zu sein, sich unter seinem eigenen Stoß zu entfernen.

Der aeolipile beschrieben im ersten Jahrhundert v. Chr. (häufig bekannt als Heros Motor) besteht im Wesentlichen aus einer Dampfrakete auf einem Lager. Es wurde fast zwei Millennien vor der Industriellen Revolution geschaffen, aber die Grundsätze dahinter wurden nicht gut verstanden, und sein volles Potenzial wurde seit einem Millennium nicht begriffen.

Die Verfügbarkeit von schwarzem Puder, Kugeln anzutreiben, war ein Vorgänger zur Entwicklung der ersten festen Rakete. Chinese des Neunten Jahrhunderts Taoist Alchimisten hat schwarzes Puder in einer Suche nach dem Elixier des Lebens entdeckt; diese zufällige Entdeckung hat geführt, um Pfeile anzuzünden, die die ersten Raketentriebwerke waren, um den Boden zu verlassen.

Raketentriebwerke wurden auch im Gebrauch von Tippu Sultan, dem König von Mysore gebracht. Diese Raketen konnten verschiedener Größen sein, aber haben gewöhnlich aus einer Tube von weichem gehämmertem Eisen über den langen und das Diameter bestanden, das an einem Ende geschlossen ist, und haben zu einer Welle des Bambusses über lange festgeschnallt. Die Eisentube hat als ein Verbrennungsraum gehandelt und hat gut gepacktes schwarzes Puder-Treibgas enthalten. Eine Rakete, die ungefähr ein Pfund Puder trägt, konnte fast reisen. Diese 'Raketen', die mit Schwertern ausgerüstet sind, die verwendet sind, um lange Entfernung um mehrere Meter oben in Luft vor dem Herunterkommen mit Schwert-Rändern zu reisen, die dem Feind ins Gesicht sehen. Diese Raketen wurden gegen das britische Reich sehr effektiv verwendet.

Die langsame Entwicklung dieser Technologie hat bis zum späteren 19. Jahrhundert weitergegangen, als die Schriften von über Flüssigkeit zuerst geredetem Konstantin Tsiolkovsky Raketentriebwerken Brennstoff geliefert haben.

Diese sind unabhängig eine Wirklichkeit dank Robert Goddards geworden. Goddard hat auch eine Schnauze von De Laval zum ersten Mal auf einer Rakete verwendet, den Stoß verdoppelnd und die Leistungsfähigkeit durch mehrere Male vergrößernd.

Während des Endes der 1930er Jahre haben deutsche Wissenschaftler, wie Wernher von Braun und Hellmuth Walter, installierende Flüssigkeitsangetriebene Raketen im militärischen Flugzeug (Heinkel He 112, Er 111, Er 176 und Messerschmitt Ich 163) untersucht. Der turbopump wurde zuerst von deutschen Wissenschaftlern in WWII verwendet. Bis dahin das Abkühlen der Schnauze war problematisch, und die A4 ballistische Rakete hat verdünnten Alkohol für den Brennstoff verwendet, der die Verbrennen-Temperatur genug reduziert hat.

Inszeniertes Verbrennen (Замкнутая схема) wurde zuerst von Alexey Isaev 1949 vorgeschlagen. Der erste inszenierte Verbrennungsmotor war der S1.5400, der in der sowjetischen planetarischen Rakete verwendet ist, die von Melnikov, einem ehemaligen Helfer Isaev entworfen ist. Über dieselbe Zeit (1959) hat Nikolai Kuznetsov Arbeit am geschlossenen Zyklus-Motor NK-9 für die Augenhöhleninterkontinentalrakete von Korolev, GR-1 begonnen. Kuznetsov hat später dieses Design in den NK-15 und die NK-33 Motoren für die erfolglose N1 Mondrakete entwickelt.

Im Westen wurde der erste Labortestmotor des inszenierten Verbrennens in Deutschland 1963 von Ludwig Boelkow gebaut.

Wasserstoffperoxid / angetriebene Motoren von Leuchtpetroleum wie das britische Gamma der 1950er Jahre haben einen Prozess des geschlossenen Zyklus verwendet (wohl nicht inszeniertes Verbrennen, aber es ist größtenteils eine Frage der Semantik), indem es das Peroxyd katalytisch zersetzt wird, um Turbinen vor dem Verbrennen mit dem Leuchtpetroleum im richtigen Verbrennungsraum zu steuern. Das hat die Leistungsfähigkeitsvorteile des inszenierten Verbrennens gegeben, während es die Haupttechnikprobleme vermieden hat.

Flüssige Wasserstoffmotoren wurden zuerst in Amerika erfolgreich entwickelt, der RL-10 Motor ist zuerst 1962 geflogen. Wasserstoffmotoren wurden als ein Teil des Projektes Apollo verwendet; der flüssige Wasserstoffbrennstoff, der eine eher niedrigere Bühne-Masse gibt und so die gesamte Größe und Kosten des Fahrzeugs reduziert.

Der SSME von Raumfähre ist das höchste Boden-gestartete spezifische Impuls-Raketentriebwerk, um zu fliegen.

Siehe auch

• Vergleich von Augenhöhlenraketentriebwerken
• NERVA - die Kernenergie der NASA für Rakete-Fahrzeuganwendungen, ein US-Kernthermalrakete-Programm
• Planen Sie Prometheus, Entwicklung von NASA des Kernantriebs für langfristigen spaceflight, begonnen 2003
• Strahl, das eine Wirkung des Auspuffstrahles einer Rakete befeuchtet, die dazu neigt, eine Folge-Geschwindigkeit eines Fahrzeugs zu verlangsamen
• Musterrakete-Motorklassifikation gelehrte Motoren
• Laserantrieb

Weiterführende Literatur

• Lutz Warsitz: Der Erste Strahlpilot - Die Geschichte von deutschem Testpiloten Erich Warsitz (einschließlich der Experimente von von Braun und Hellmuth Walters mit dem Rakete-Flugzeug), Pen and Sword Books Ltd., England, 2009, internationale Standardbuchnummer 978-1-84415-818-8, englische Ausgabe

Links

• Das Entwerfen für die Raketentriebwerk-Lebenserwartung
• Raketentriebwerk-Leistungsanalyse mit der Wolke-Spektrometrie
• Raketentriebwerk-Stoß-Raum technischer Artikel
• Designwerkzeug für das flüssige Raketentriebwerk thermodynamische Analyse
• Rakete & Raumtechnologie - Raketenantrieb
• Die offizielle Website von Testpiloten Erich Warsitz (der erste Strahlpilot in der Welt) einschließliche Videos des Heinkel Hes 112 ausgerüstete mit den Raketentriebwerken von von Braun und Hellmuth Walters (sowie Er 111 mit ATO Einheiten)