Astronomisch nieuws, wetenswaardigheden én persoonlijke opinies

Ill.Drukgevoede raketcyclus. Drijfgastanks staan onder druk om brandstof en oxidatiemiddel aan de motor te leveren, waardoor turbopompen overbodig zijn. (Een aparte gastoevoer, meestal helium, zet de drijfgastanks onder druk om brandstof en oxidatiemiddel naar de verbrandingskamer te dwingen.) Credits; Wikimedia commons

Klaar is Kees! Er worden geen pompen gebruikt. Van deze drukgevoede raketmotor zijn enkele hoofdtypen; met koudgas, mono- en bipropellant drukgevoede motoren. In de ruimtevaart worden ze vaak ingezet voor reactiecontrolsystemen (RCS; stuwraket voor standregeling ruimteschip) daar ze eenvoudig, betrouwbaar en snel zijn, maar dit type motor bezit één grote beperkende factor. De druk stroomt altijd van hoog naar laag, dus de motor kan nooit een hogere druk hebben dan de brandstoftanks. Om brandstof onder hoge druk op te slaan, zullen tanks sterk, en dus dik en zwaar moeten zijn. (vb. dubbelwandige drukvaten van composiet materiaal (COPV’s), in staat om gassen op te slaan tot 10.000 psi (ong. 700 bar), maar de opslag van de hoeveelheid brandstof blijft beperkt). De drukgevoede motor schaalt niet erg goed op, en is dus ongunstig wanneer je ladingen in een aardebaan wil brengen. Voor het lichter maken van het motorsysteem bedachten raketwetenschappers dat er maar één ding opzat, verhoog de enthalpie…

Enthalpie is de relatie tussen volume, druk en temperatuur. Een hogere druk en temperatuur in de verbrandingskamer (Eng. combustion chamber) staat gelijk aan een hoger rendement, en méér massa die door de raketmotor wordt geduwd, staat weer gelijk aan méér stuwkracht. Om meer brandstof in die motor te kunnen persen, kun je de tankdruk verhogen, of de brandstof a.h.w. ‘afschieten’ met een sterke pomp naar de verbrandingskamer. Laatstgenoemde klinkt aantrekkelijker maar pompen die honderden liters brandstof per seconde verplaatsen, vereisen enorm veel energie om ze te voorzien van de benodigde stroom. Een idee was om een kleine raketmotor te ontwikkelen en deze op een turbine te richten om hem heel snel te laten draaien. Je zou een deel van de chemische energie van de raketstuwstof kunnen inwisselen voor kinetische energie die vervolgens gebruikt kan worden om de pompen te laten werken.

Gefaseerde verbrandingscycli Om, rekening houdend met allerlei beperkende factoren, zoals hoge druk die altijd naar lage druk verplaatst, overhitting en smeltproblemen, toch zoveel mogelijk vermogen uit de raketmotor te halen heeft men enkele typen verbrandingscycli voor raketmoren ontworpen. In dit artikel worden, met het oog op een vergelijking met de Raptor, drie gangbare cycli besproken. Als eerste de ‘gasgeneratorcyclus’, dan de ‘gefaseerde verbrandingscyclus met gedeeltelijke doorstroming’ en als laatste de ‘gefaseerde verbrandingscyclus met volledige doorstroming’ (full flow of FFSC). De gasgeneratorcyclus, staat ook wel bekend als de ‘open kringloop’ cyclus. Dit is een veel voorkomend raketvoortstuwsysteem gebruikt op orbitale raketten. Het is ingewikkelder dan een drukgevoed systeem, maar weer eenvoudiger vergeleken met hun tegenhangers met een gesloten verbrandingscyclus.

[Opm.; dit is een ‘nuts and bolts’ artikel. Uiteraard is er sprake van tientallen kleppen, een dradenkluwen, leidingen en helium om de tanks tegendruk te geven. Maar nogmaals, in dit artikel ligt de focus op de brandstofstroom en type brandstof (zie later ook d.II) van deze ontwerpen.]

Gasgeneratorcyclus, voor- en nadelen, brandstofrijk

De gasgeneratorcyclus is de verbrandingscyclus van een bipropellant raketmotor. De cyclus bestaat eruit door de brandstof en het oxidatiemiddel m.b.v. een turbopomp in de verbrandingskamer te pompen. Deels wordt het drijfgas verbrand in een gasgenerator, het restant van het hete gas wordt gebruikt om de motor aan te drijven (alsook voor koeling van de straalpijp c.q. verbrandingskamer ‘regeneratieve koeling’). Het gas is dan uitgeput. Omdat er iets wordt ‘verspild’, wordt dit type ook ‘open kringloop’ genoemd. De pomp heeft enkele hoofd-onderdelen, een mini-raketmotor ‘preburner’, een turbine die is verbonden met een drijfas en vervolgens pomp(en) die drijfgas in de verbrandingskamer persen a.h.w. het ‘powerpack’, dit is wat de motor daadwerkelijk aandrijft. De open cyclus, met het verspilde drijfgas om de pompen te laten werken, maakt het systeem minder efficiënt.

Het bijzondere van een turbopomp is dat zich een kip-ei situatie voordoet, waardoor de opstart lastig is, dit daar de voorbrander, die de turbopomp aandrijft, brandstof onder hoge druk en oxidator nodig heeft om te werken… Dus de voorbrander vereist op zijn beurt dat de turbopompen eerst draaien voordat de voorbrander tot volledig operationele druk kan komen; echter de turbopompen hebben op hun beurt de voorbrander weer nodig die vuurt om de turbopompen te laten draaien … enz. Dit resulteert in een lastige opstart bij de gasgeneratorcyclus. Terug naar de turbopompen; druk gaat altijd van hoog naar laag, dus de turbopompen moeten een hogere druk hebben dan de kamerdruk. Dit betekent dat de inlaten die naar de voorbrander leiden eigenlijk het hoogste drukpunt in de hele raketmotor zijn, alles stroomafwaarts is een lagere druk, maar hierbij gebeurt er iets opmerkelijks. Bekijk de Merlin-engine van SpaceX die draait op RP-1 kerosine en LOX. De rook uit de uitlaat van de voorbrander is roetzwart.

SpaceX’ Merlin 1D motortest, zwarte rook links van preburner. Credits; SpaceX

Waarom dit zwart vgl. met de hoofdverbrandingskamer die bijna geen zichtbare uitlaatgassen achterlaat? Dat komt omdat raketstuwstof superheet wordt,,. Dus om ervoor te zorgen dat de temperatuur niet zo hoog is dat de hele turbopompassemblage smelt, moet men waken dat deze koel genoeg is om continu te kunnen werken. Draaien met de perfecte brandstof- en zuurstofverhouding is het meest efficiënt en geeft de meeste energie vrij, maar het produceert ook een enorme hoeveelheid warmte. Om de temperaturen laag te houden, kun je de voorbrander op een minder dan optimale verhouding laten draaien, dus ofwel met teveel brandstof bekend als brandstofrijk of teveel oxidatiemiddel of zuurstofrijk. Als je een RP-1-motor brandstofrijk laat draaien, zul je onverbrande brandstof zien verschijnen als donkere wolken. De sterk onder druk staande onverbrande koolstofmoleculen binden zich en vormen polymeren, een proces dat bekend staat als ‘cokes’ (ontgast steenkool). Cokes hecht aan alles wat ermee in concact komt en kan injectoren blokkeren of de turbine zelf beschadigen!

Enkele voordelen van de gasgeneratorcyclus t.o.v. de gefaseerde verbrandingscycli; de turbine van de gasgenerator hoeft de tegendruk van het injecteren van de uitlaatgassen in de verbrandingskamer niet te verwerken. Dit vereenvoudigt het ontwerp van leidingen en turbines en resulteert in een goedkopere en lichtere motor. Het grootste nadeel is verlies van efficiëntie door verspild drijfgas. Gasgeneratorcycli hebben meestal een lagere lsp of specifieke impuls* dan gefaseerde verbrandingscycli. Er zijn motoren van dit type die de uitlaatgassen recyclen naar de straalpijp van de raketmotor. Een vb is de F-1-motor gebruikt op de Saturnus V boostertrap.

Gefaseerde verbrandingscyclus, Sovjet-Unie’s NK-15 (later RD-180), zuurstofrijk Dus wat als je dit onder hoge druk staande drijfgas niet wilt verspillen … Per slot van rekening, aangezien het koeler wordt doordat het rijk is aan brandstof, betekent dat niet dat er letterlijk een hoop onverbrande brandstof wordt verspild? Wat als je dat hete uitlaatgas nu eens via leidingen in de verbrandingskamer zou kunnen stoppen? Dan kom je bij de gefaseerde ‘gesloten’ verbrandingscyclus; deze verhoogt de motorefficiëntie door de ‘verspilde’ uitlaatgassen te verbinden met de verbrandingskamer om de druk, en dus de efficiëntie, te verhogen.

Dit is een complex ontwerp. Stel dat je bij een Merlinmotor de brandstof, via de uitlaat, direct in de verbrandingskamer zou inspuiten. Cokes gaan de injectoren verstoppen. In de voormalig Sovjet-Unie losten ze dit probleem wel al op, als eerste. De eerste operationele motor met gesloten cyclus die ze maakten, was de NK-15 (ontworpen voor N-1 maanraket), later hebben ze deze geüpgrade naar de NK-33 en hieruit rolde o.a. de RD-180, gebruikt tot op heden op de Amerikaanse Atlas V raket (van ULA). Daar de NK-15 en -33 op RP-1 draaien, net zoals de Merlin, kun je je voorbranders niet brandstofrijk laten werken vanwege het cokesprobleem … dus als je toch een een motor met gesloten cyclus wilt maken met RP-1 is de oplossing dat je de voorbrander zuurstofrijk runt. Opgelost toch? Welnu, je blaast nu superheet gasvormig zuurstof, onder hoge druk, dat alles zal beschadigen, precies op een nauwkeurig gefreesd turbineblad. De VS achtte dit een onoplosbaar probleem, en dacht dat er geen enkele metaallegering bestond die bestand was tegen deze extreme omstandigheden, en ze geloofden niet dat de Sovjets zo’n efficiënte en krachtige RP-1-motor maakten tot na de ineenstorting van de Sovjet-Unie en de Amerikaanse ingenieurs ze te zien kregen met eigen ogen.

Maar de Sovjets hadden inderdaad een speciale legering gemaakt, bestand tegen de extreme omstandigheden met een zuurstofrijke voorbrander. Met een gesloten cyclus motor gebruik je niet slechts een beetje brandstof en een beetje oxidatiemiddel om dat in de voorbrander om de turbine te laten draaien, je perst feitelijk al het rijke drijfgas door de turbine. Dus met een zuurstofrijke cyclus gaat alle zuurstof daadwerkelijk door de voorbrander en gaat precies de juiste hoeveelheid brandstof naar de voorbrander. Je hebt alleen genoeg nodig om de turbine de juiste hoeveelheid energie te geven om de pompen snel genoeg te laten draaien om de juiste druk te krijgen voor de voorbrander en voor de verbrandingskamer om het juiste stuwkracht te krijgen om te kunnen lanceren.

Van zuurstofrijk naar brandstofrijk maar met andere brandstof ‘waterstof’ Even terug naar de zuurstofrijke voorbrander, dat nu uiterst heet gasvormig zuurstof in de verbrandingskamer perst waar het vloeibare brandstof ontmoet. Ze ontmoeten elkaar, kaboem! en men verkrijgt een mooie schone en efficiënte verbranding zonder brandstofverspilling! Echter nog steeds blijft gelden, voor alle motortypen, dat de verbrandingskamerdruk nooit hoger kan zijn dan de pompdruk, dus de pompen dragen veel gewicht op hun ‘metalen schouders’. Nou, laat de Sovjets de primeur van de gesloten cyclus hebben, de VS borduurde erop voort met als resultaat een nog weer andere oplossing. De VS ontwierpen een motor met gesloten cyclus maar gingen ook voor een brandstofrijke preburner. Maar wacht…. vernamen we zonet niet dat de uitlaat van een brandstofrijke voorbrander alles ‘in het roet gooit’..? Jazeker, als je RP-1 of een andere koolstofzware brandstof gebruikt, zal dat het resultaat zijn… dus de VS togen een andere brandstof, en wel waterstof! Oké, dus nu hebben we één probleem vermeden door ultraheet zuurstof onder hoge druk op de pompassemblage te blazen maar nu dient zich iets anders aan. Waterstof is aanzienlijk minder dicht dan RP-1 of vloeibare zuurstof. Het is zoveel minder compact dat er een enorm grote turbopomp voor nodig is om de juiste hoeveelheid waterstof in de verbrandingskamer te laten stromen.

Diagram brandstofstroom RS-25 raketmotor Credits; wikimedia commons

Aangezien RP-1 en LOX relatief vergelijkbare dichtheid en verhoudingen hebben, kunnen ze op een enkele drijfas worden gebruikt m.b.v. een enkele voorbrander…. Maar met waterstof moet je nog meer waterstof per massa zuurstof gebruiken, dus tussen een lagere dichtheid en een hogere brandstofverhouding nodig hebben met waterstof, zijn de verschillen tussen de pompen van waterstof en LOX groot. Daarom besloten ingenieurs van Rocketdyne in het verleden bij de RS-25 motor, (Spaceshuttle en SLS, zie ill.) dat vanwege het grote verschil tussen de  pompen, ze beter twee voorbranders konden maken, eentje voor de waterstofpomp en een voor de zuurstofpomp.

Maar twee afzonderlijke drijfassen, creëerde een nieuw probleem. Nu plaatsten ingenieurs hete gasvormige waterstof onder hoge druk op dezelfde drijfas en vlak naast de pomp voor LOX. Als een deel van de waterstof uit de voorbrander zou lekken, zou dat een brand veroorzaken in de LOX-pomp, catastrofaal. Waterstof is lastig te ‘contain’ en kruipt overal doorheen. Dus moesten ingenieurs hiervoor een perfecte afdichting maken om te voorkomen dat het uit kieren lekt. Deze afdichtingen worden ‘purge-afdichting’ genoemd en deze wordt onder druk gezet door helium, het is het hoogste drukpunt, en bij lekkage, lekt het inert helium! De LOX-turbopomp en de waterstof-turbopompafdichtingen zijn werkelijk technische hoogstandjes. De brandstofrijke RS-25 bezit dus een dubbele voorbrander, zie illustratie. En, beide voorbranders van de RS-25 werken brandstofrijk, ze drijven alleen verschillende pompen aan. De RS-25 wordt nog altijd beschouwd als de beste motor ooit gemaakt met een vrij hoge stuwkracht/gewichtsverhouding en ongeëvenaarde efficiëntie. Dus de gesloten cyclus verbetert de algehele prestaties van de motor, hoe kan het nog beter worden dan dit?

Full-flow gefaseerde verbrandingscyclus, Raptor, SX500 De gefaseerde verbrandingscyclus met volledige doorstroming, combineert in feite slechts de twee gesloten-cyclusmethoden, zojuist besproken. Met de gefaseerde verbrandingscyclus met volledige doorstroming, neemt men twee voorbranders, een brandstofrijke en een zuurstofrijke. De brandstofrijke voorbrander voedt de brandstofpomp en de zuurstofrijke voorbrander voedt de LOX. Dit betekent dat deze motorcyclus het oxidatiemiddelrijke probleem moet aanpakken, op te lossen door het ontwikkelen van zeer sterke metaallegeringen. SpaceX fabriceerde een eigen superlegering die ze SX500 noemden. Volgens Musk is SX500 in staat tot meer dan 800 bar heet zuurstofrijk gas. Tevens waarschijnlijk een van de grootste hindernissen bij het ontwikkelen van de Raptormotor.

Gelukkig pompt de brandstofrijke kant alleen brandstof, dus als er hete brandstof door de afdichting op de drijfas lekt, komt deze gewoon in contact met meer brandstof, geen probleem. Full-flow zou waarschijnlijk niet werken met RP-1 vanwege het cokesprobleem met een brandstofrijke voorverbranding, maar andere brandstoffen zijn nog steeds in beeld om dit ontwerp te gebruiken, daarover later meer… Het voordeel van dit systeem is dat aangezien zowel de brandstof als oxidatiemiddel in de verbrandingskamer als een heet gas heenkomt, er een betere verbranding is en er hogere temperaturen kunnen worden bereikt. Er is ook minder behoefte aan het purge-afdichtingssyteem zoals eerder gezegd, wat zorgt voor minder onderhoud. Dat is gunstig voor hergebruik, en scheelt onderhoud tussen vluchten. En tenslotte omdat er een inherente toename van de massastroom is, – hoe snel al het drijfgas in de voorbrander schiet – , de turbines koeler kunnen draaien en bij lagere drukniveau’s daar de verhouding tussen brandstof en oxidatiemiddel die nodig is om de turbopompen te laten draaien veel lager is. En kijk: in een open cyclus wil je zo min mogelijk brandstof en oxidatiemiddel gebruiken in de voorbranders, aangezien het allemaal verspild wordt, en tegelijk wil je dat het zo heet mogelijk is voor de efficiëntie. Echter, aangezien er bij een full-flow cyclus alle brandstof en al het oxidatiemiddel door de voorbranders gaat, kun je zoveel drijfgas verbranden als maar nodig is om de turbopompen aan te drijven…. echter, de brandstof/oxidatiemiddel verhouding zal dan dusdanig brandstof- en zuurstofrijk zijn dat de temperaturen bij de turbines veel lager zullen zijn en dit betekent een langere levensduur van de turbopompassemblage. Het betekent ook dat er meer verbranding plaatsvindt in de verbrandingskamer en minder in de voorbrander. En heel bijzonder, in de ruimtevaarthistorie zijn er slechts drie motoren die de full-flow gefaseerde verbrandingscyclus gedemonstreerd hebben!

Full-flow gefaseerde motorcyclus Credits; Wikimedia commons

In de jaren ’60 ontwikkelden de Sovjets de RD-270, en begin 2000 werkten Aerojet en Rocketdyne aan een geïntegreerde powerhead-demonstrator, beiden kwamen niet voorbij de testfase. De derde poging om een full-flow verbrandingsmotor te ontwikkelen is de Raptor van SpaceX! Het is tevens de eerste die operationeel is. En waarschijnlijk zal het ook de eerste van dit type zijn die een aardebaan bereikt. Eigenlijk zal zowat alles wat deze motor doet een primeur zijn, maar dit alles betekent dat SpaceX vele problemen moe(s)t aanpakken. SpaceX moest niet alleen de problemen rondom de zuurstofrijke cyclus oplossen, ze moesten ook de brandstof nauwkeurig regelen om de hoogste kamerdruk van een raketmotor ooit te creëren, namelijk 270 bar, waarmee ze eindelijk het record van de RD-180 van 265 bar versloegen… En SpaceX mikt op 300 bar…

Raptor brandstofschema Credits; SpaceX via wikimedia commons

RP-1 heeft een zeer hoog kookpunt, 490 K (216°C) , hoger dan water. Waterstof daarentegen bij een ijskoude 20 K (-253 C)! Dat is waanzinnig koud en uiterst lastig om dit op temperatuur te houden. En ja,.. methaan zit tussen de twee in, op 111 K (-162 °C) , dat hoewel dat nog steeds erg koud is, het in ieder geval kookt bij een temperatuur vergelijkbaar met LOX, en dat is mooi! Want omdat het zo dichtbij elkaar ligt kunnen de tanks een gemeenschappelijke koepel delen, waardoor het voertuig lichter wordt. De temperaturen van LOX en waterstof variëren zo enorm dat LOX waterstof doet koken en de waterstof de LOX bevriest! Een ander voordeel zijn de lagere kosten van methaan. Waterstof is ook relatief duur, ondanks dat het overvloedig aanwezig is, het kan duur zijn om het te raffineren, op te slaan en te vervoeren. Methaan daarentegen is praktisch hetzelfde als aardgas en relatief goedkoop. In deel II meer over het vervaardigen van methalox, op aarde en op Mars…én de meeste recente ontwikkelingen m.b.t. de Raptor. Bronnen: Everyday Astronaut/Hackaday/NasaSpaceFlight

Ik zie dat de jet niet homogeen is maar een stuk of 3-4 hete blauwe “buiken” en “knopen” heeft, of wellicht zelfs getwist is, (zie filmpje 1e test) enig idee hoe dit komt? Verder een interessant verhaal Angele! En verder, is het nu de expansie van het gas of de druk van de straal t.o.v. de omgeving dat de stuwkracht levert (ofwel wat is het effect van deze smalle t.o.v. brede jet m.b.t. stuwkracht) of is dat een domme vraag?

Hoi Nico, ik denk dat je op de ‘diamond like repeats’ doelt, https://en.wikipedia.org/wiki/Shock_diamond

-hieronder link met foto STS 123, lancering dan zie je het zeer duidelijk https://space.stackexchange.com/questions/16821/what-is-the-cause-of-the-blue-light-from-lh2-lox-rocket-engines

Verder, je tweede vraag, vond ik hierover (ik ben geen raketwetenschapper! btw) maar het is leuk notie te hebben hoe een en ander werkt), ik citeer; ‘De verhouding van het oppervlak van het smalste deel van de straalpijp tot het oppervlak van het uitlaatvlak bepaalt voornamelijk hoe efficiënt de uitzetting van de uitlaatgassen wordt omgezet in lineaire snelheid, de uitlaatsnelheid en dus de stuwkracht van de raketmotor. De gaseigenschappen hebben ook een effect.’ Citaat uit wikilink onder kopje ‘optimal shape’;; m.i. vnl druk t.o.v. omgeving

https://en.wikipedia.org/wiki/Rocket_engine_nozzle#Aerostatic_back-pressure_and_optimal_expansion

Zoals gezegd in het artikel, het is een grove beschrijving maar ik denk zeker samen met de video van Dodd dat het een aardig beeld geeft van de Raptor e.a.

Dank je Nico en deel II volgt z.s.m.

Bedankt @Angele, weer wat geleerd 🙂

 Abonneer je op de wekelijkse Nieuwsbrief

Stuur mij een e-mail als er vervolgreacties zijn.

Stuur mij een e-mail als er nieuwe berichten zijn.

Deze site gebruikt Akismet om spam te verminderen. Bekijk hoe je reactie-gegevens worden verwerkt.

Copyright © 2022 · Genesis Framework · WordPress · Log in