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Raumfahrt => Fragen und Antworten: Raumfahrt => Thema gestartet von: Reinraum am 21. November 2017, 17:36:20
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Moin,
Kann mir jemand sagen, wo der Stand der Technik ist? Wie derzeit der Dampf/Gas für die Turbopumpe freigesetzt wird?
Nach meiner Literaturrecherche:
Alte Version
Verbrennung des Treibstoffes mit Zusatz eines inerten Stoffes z.B. Wasser (Ariane 1-4) wird das Heute noch gemacht?
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„Der Treibstoff wird mit dem Oxidator im Überschuss verbrannt und dient so selbst als inerter Stoff. So wird bei der Ariane 5 der Wasserstoff im Mischungsverhältnis von 0,9 anstatt 5.3 verbrannt. Gegenüber dem Zusetzen von Wasser hat dies den Vorteil, das man das Gas, das viel unverbranntem Wasserstoff enthält, nach Antrieb der Turbine noch der Brennkammer oder der Düse zuführen kann wo es nochmals verbrennt. Dies wird bei der zweiten Version der ersten Stufe der Ariane 5 auch gemacht und steigert leicht den Schub.“ Zitat von bernd-leitenberger
Ist das der Aktuelle Stand der Technik?
Nach einer weiteren Recherche benötigt das Vulcain I Triebwerk der Ariane 5 pro Sekunde
1. 8.1 kg für den Gasgenerator
2. 1.8 kg für die Düsenkühlung
3. 1.5 kg für Hilfsfunktionen
4. Und 231.9 kg Treibstoff für das Haupttriebwerk.
Wie oben geschrieben, wird das Gas welches für den Antrieb der Turbopumpen verwendet wird, nach Antrieb der Turbine noch der der Brennkammer oder der Düse zuführen.
Wie viel von den 1- 3 Punkten wird da zu geführt? Man kann ja nicht alles zuführen oder? Weil sonst wäre es ein perpetuum mobile …
(Und das geht nicht 😉 )
Oder anders gefragt, ich möchte wissen wieviel die Rakete an Kraftstoff für die Turbopumpe „mit schleppen“ muss, welches nicht für den Schub nicht genutzt werden kann? Ohne Einspeisung in die Brennkammer währen es bei 8,1 KG sek. Und 605 Sek Brenndauer ca. 4900 KG wieviel davon wird nochmal Verbrannt?
2 Frage:
Wenn das Gas nach Antrieb der Turbine noch der Brennkammer oder der Düse zuführen wird. Wie verhält sich dieser Treibstoff-„Gas“ in Bezug auf den Reinen Treibstoff?
Also was ich damit meine, das Gas nach der Turbine, ist ja schon zum Teil Verbrannt, bei der Ariane 5 im den Fall zu Wasser (leicht 18 g mol) bei Falcon sein jedoch Co2 (schwerer 44 g mol) stört dieses Gas dem Schub-Impuls? Weil das Gas ja Ausgeschossen werden muss? Oder steht auch mit dem schon Verbrannt Gas noch ein Rückstoß? Also eine Schubkraft.
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Ganz früher, bei der A4 (V2) hat man dafür noch ein eigenes System mit Wasserstoffperoxid und Kaliumpermanganat eingesetzt. Später ist man dann dazu übergegangen, einen Teil des Treibstoffs zu nutzten. Grundsätzlich wählt man das Mischungsverhältnis so, das die Temperatur gering bleibt, eine Komponente wird also im Überschuss verbrannt. Man unterscheidet Nebenstrom- und Hauptstromsysteme. Bei beiden Systemen wird ein Teil des Treibstoffs mit dem Oxidatur verbrannt.
Beim Nebenstromtriebwerk wird das entstehende Gas danach im wesentlichen ungenutzt ins Freie entlassen. Beim Hauptstomtriebwerk wird dieses Gas mit in die Brennkammer geleitet und verbrannt. Das ist effizenter, aber auch technisch aufwendiger.
Einen Teil des Treibstoffs im richtigen Verhältnis zu verbrennen und dann Wasser einzuspritzen, um den Dampf zu kühlen, hat man meines Wissens nur bei der Ariane 1 - 4 gemacht. Der Grund war der Preis. Hydrazin bzw UDMH sind sehr teure Treibstoffe, die schon in den 70ern rund 20 $ pro Kilo kosteten. Um nicht das sündhaft teure Hydrazin im Überschuss verbrennen zu müssen, kam man auf diese Idee mit dem Wasser.
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stört dieses Gas dem Schub-Impuls? Weil das Gas ja Ausgeschossen werden muss? Oder steht auch mit dem schon Verbrannt Gas noch ein Rückstoß? Also eine Schubkraft.
Manche Nebenstrom-Triebwerke benutzen den "Auspuff" der Turbopumpe zur Schubvektorsteuerung (siehe hier, letzter Punkt: https://de.wikipedia.org/wiki/Schubvektorsteuerung#Technik_bei_Raketen (https://de.wikipedia.org/wiki/Schubvektorsteuerung#Technik_bei_Raketen)). Bei manchen Onboard-Videoübertragungen sieht man dann auch, wie dieser Auspuff hektisch herumgesteuert wird.
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Moin,
Kann mir jemand sagen, wo der Stand der Technik ist? Wie derzeit der Dampf/Gas für die Turbopumpe freigesetzt wird?
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Da gibt es imho keinen absoluten "Stand der Technik". Aber unterschiedliche Konzepte, die aus unterschiedlichen Gründen auf der Welt in unterschiedlichen Trägern eingesetzt werden.
Gruß Pirx
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Verbrennung des Treibstoffes mit Zusatz eines inerten Stoffes z.B. Wasser (Ariane 1-4) wird das Heute noch gemacht?
Ja. Da zum Beispiel sieht man einen ringförmigen Wassertank im Heck der 2. Stufe der PSLV-C32 aus Indien:
(https://media.raumfahrer.net/upload/2023/10/30/20231030194135-7adfc451.jpg)
(Quelle: ISRO)
Gruß Pirx
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Nach einer weiteren Recherche benötigt das Vulcain I Triebwerk der Ariane 5 pro Sekunde
1. 8.1 kg für den Gasgenerator
2. 1.8 kg für die Düsenkühlung
3. 1.5 kg für Hilfsfunktionen
4. Und 231.9 kg Treibstoff für das Haupttriebwerk.
Wie oben geschrieben, wird das Gas welches für den Antrieb der Turbopumpen verwendet wird, nach Antrieb der Turbine noch der der Brennkammer oder der Düse zuführen. ....
Beim Vulcain 1 wird kein Turbopumpenabgas dem Triebwerk zugeführt. Beide Turbopumpen haben eigene Abgasrohre.
Das DLR-Bild zeigt das Vulcain-1-Triebwerk in Betrieb:
(https://media.raumfahrer.net/upload/2023/10/31/20231031013536-ae265f1f.jpg)
Gruß Pirx
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Verbrennung des Treibstoffes mit Zusatz eines inerten Stoffes z.B. Wasser (Ariane 1-4) wird das Heute noch gemacht?
Ja. Da zum Beispiel sieht man einen ringförmigen Wassertank im Heck der 2. Stufe der PSLV-C32 aus Indien:
(https://media.raumfahrer.net/upload/2023/10/30/20231030194135-7adfc451.jpg)
(Quelle: ISRO)
Gruß Pirx
Müsste der Vikas Antrieb sein, der ja auf Viking der Ariane 4 basiert (Lizenzierte Weiterentwicklung)
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Müsste der Vikas Antrieb sein, der ja auf Viking der Ariane 4 basiert (Lizenzierte Weiterentwicklung)
Ja genau, Vikas.
Gruß Pirx
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@ Pirx
Vielen dank für deine Antworten.
Nach meiner Recherche, wird beim Vulcain-1-Triebwerk die Gase des Vulcain-1-Triebwerk nicht mehr durch ein „Auspuff“ abgelassen, sondern in den unteren Teil der Düse eingeblasen. Was Schub und spezifischen Impuls leicht erhöht. Dadurch arbeitet Vulcain 2 nicht mehr nach dem klassischen Nebenstromverfahren, sondern nach dem Nebenstromverfahren mit Abgaswiedereinblasung.
Was jemand wie viel der spezifische Impuls dadurch gesteigert wird?
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@ Pirx
Vielen dank für deine Antworten.
Nach meiner Recherche, wird beim Vulcain-1-Triebwerk die Gase des Vulcain-1-Triebwerk nicht mehr durch ein „Auspuff“ abgelassen, sondern in den unteren Teil der Düse eingeblasen. Was Schub und spezifischen Impuls leicht erhöht. Dadurch arbeitet Vulcain 2 nicht mehr nach dem klassischen Nebenstromverfahren, sondern nach dem Nebenstromverfahren mit Abgaswiedereinblasung.
Was jemand wie viel der spezifische Impuls dadurch gesteigert wird?
Der Impuls wird dadurch nicht direkt großartig gesteigert. Der Film aus Turbinen-Abgas überträgt aber vor allem in die Grenzschicht Impuls, was das Ablösen der Strömung verzögert. Das ermöglicht ein hohes Expansionsverhältnis, trotz Zündung am Boden.
Das hohe Expansionsverhältnis ermöglicht dann einen höheren Isp bei niedrigem Außendruck.
Das Vulcain 2 ist eigentlich ein Triebwerk fürs (fast-)Vakuum. Optimal wäre die Zündung in 20-30 km Höhe, und der Lift-Off nur realisiert durch die Solids.
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Ok. Vielen dank für die Antwort.
Was mich noch Interessiert: Was wiegt eigentlich so eine 12 MW Turbopumpe?
habe nicht dazu finden können.
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Ok. Vielen dank für die Antwort.
Was mich noch Interessiert: Was wiegt eigentlich so eine 12 MW Turbopumpe?
habe nicht dazu finden können.
Die Wasserstoffturbopumpe des Space Schuttle SSME wiegt 350 kg, etwas mehr als ein Automotor...
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Es gibt viele Möglichkeiten wie man den Treibstoff vom Tank in die Brennkammer eines Flüssigraketentriebwerks fördern kann und fast ebenso viele sind auch bereits umgesetzt worden.
(https://images.raumfahrer.net/up060309.png)
(aus Raumfahrtsysteme von Messerschmid und Fasoulas)
Auf der Grafik sind die wichtigsten Typen dargestellt.
Links oben sehen wir das Expander-Cycle Triebwerk. Bei diesem Triebwerk wird üblicherweise der flüssige Treibstoff zunächst durch Kühlkanäle um die Düse und Brennkammer gepumpt, erhitzt sich dabei und verdampft. Mit diesem Treibstoffdampf oder einem Teil davon kann man nun die Turbine antreiben welche wiederum die Pumpen antreibt. Die Kühlkanäle dienen als Dampferzeuger.
Dieses Konzept wird üblicherweise bei Triebwerken mittlerer Leistung, etwa für Raketenoberstufen eingesetzt, ein bekanntes und zugleich das zur Zeit leistungsfähigste Beispiel dieser Bauart ist das Vinci-Triebwerk der Ariane VI Oberstufe. Für Triebwerke sehr großer Leistung ist das Konzept aber ungeeignet da die große Treibstoffmenge hier in den Kühlkanälen nicht stark genug erhitzt wird. Als Variante des Konzepts für leistungsstarke Triebwerke gibt es den Expander-Bleed-Cycle bei dem nur ein kleiner Teil des Brennstoffs nach der Pumpe abgezweigt, in den Kühlkanälen verdampft wird und dann die Turbine antreibt. Der Treibstoffdampf der hier die Turbine antreibt wird aber nicht mehr in die Brennkammer gleitet sondern einfach ausgestoßen, die entsprechend höheren Druckgradienten erlauben höhere Pumpleistungen dafür geht der Treibstoff der durch die Pumpe gleitet wird in dem Fall verloren und trägt nicht zum eigentlichen Schub bei.
Als Variante des Expander-Cycle Triebwerks sind auch diverse nuklearthermische Triebwerke zu nennen bei denen für die Erhitzung des Treibstoffs zusätzliche Leistung zur Verfügung steht da man zusätzliche Kühlkanäle im Neutronenreflektor und/oder äußeren Bereich des Reaktors integrieren kann. Der Expander-Cycle funktioniert nur mit Treibstoffen die sich leicht verdampfen lassen ohne sich dabei zu zersetzen.
Darunter sehen wir eine Variante eines Triebwerks bei dem die Brennkammer als Gasgenerator dient. Ein Teil der Verbrennungsgase wird aus der Brennkammer nicht über die Düse ausgestoßen sondern über die Turbine "Combustion tap-off cycle". Zu den wenigen Triebwerken dieser Bauart gehört das BE-3 Triebwerk von Blue Origin.
Ganz unten links sehen wir ein klassisches Nebenstrom-Triebwerk mit externem Gasgenerator. Ein kleiner Teil des Treibstoffs und des Oxidators wird in eine Seperate Brennkammer gepumpt, dort verbrannt und die Verbrennungsgase treiben nun die Turbine an. Die Verbrennungsgase des Gasgenerators werden entweder in die Düse eingeleitet (etwa Vulcain-II) oder einfach ausgestoßen (etwa Vulcain-I).
Rechts unten sehen wir dann das klassische "Staged Combustion" Hauptstromtriebwerk. Dabei wird der Treibstoff zunächst in einen Gasgenerator geleitet und dort mit einem Teil des Oxydators teilweise verbrannt und so verdampft. Der Teilweise verbrannte Treibstoff wird dann über die Turbine in die eigentliche Hauptbrennkammer geleitet vollständig verbrannt und dann in die Düse geleitet. Ein bekanntes Beispiel ist das RS-25 (Space Shuttle Main Engine). Auch dieses Verfahren ist sehr effizient, der gesamte Treibstoff landet in der Düse und trägt zum Schub bei.
Eine weitere Variante ist ein Gasgenerator in dem ein eigener Treibstoff verbrannt oder zersetzt wird der nur die Aufgabe hat die Turbine anzutreiben. Das wurde etwa bei der A4-Rakete gemacht, dort wurde Wasserstoffperoxid zu Wasserdampf und Sauerstoff zersetzt um die Turbine zu betreiben. Das Verfahren gilt aber als veraltet und wird kaum mehr eingesetzt.
Weitere Möglichkeiten sind die Druckförderung aus einem unter Druck stehenden Tank (wofür der Tank aber entsprechend druckfest und folglich schwer sein muss) und batteriebetriebene elektrische Pumpen wie beim Rutherford-Triebwerk der Rocket Lab Electron.
Wie ist nun das Vulcain Triebwerk im speziellen aufgebaut?
(https://images.raumfahrer.net/up060310.jpg)
Wie man in diesem vereinfachten Funktionsdiagramm sehen kann gibt es jeweils eine Turbopumpe für Wasserstoff und Sauerstoff mit jeweils einer Turbine. Ein Teil des von der Pumpe geförderten Wasserstoffs und Sauerstoffs wird in den Gasgenerator geleitet wo die beiden Stoffe zu Wasser verbrennen und die Turbinen antreiben, das Wasser wird anschließend über Auspuffe ausgestoßen.
Der Großteil des Wasserstoffs und Sauerstoffs wird aber in die Brennkammer gefördert, dort verbrannt und über die Düse ausgestoßen. Der Wasserstoff wird auf dem Weg durch die Kühlkanäle an der Wand der Düse gepumpt, ein kleiner Teil des Wasserstoffs geht dabei verloren weil er am unteren Ende der Düse ausgestoßen wird (in dem Diagramm nicht dargestellt).
Hier zum Vergleich das Vulcain 2 Triebwerk bei dem das Abgas der Turbinen in die Düse geleitet wird:
(https://images.raumfahrer.net/up060311.jpg)
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Interessanter Weise könnte das Vulcain 2.1 für die Ariane 6 (http://www.esa.int/spaceinimages/Images/2017/10/Vulcain_2.1 (http://www.esa.int/spaceinimages/Images/2017/10/Vulcain_2.1) ) wieder die beiden Auspuffrohre bekommen. Was könnte dafür der Grund sein? Billiger im Bau? Eine Änderung am Triebwerkskopf, die mehr "Irgendwas" bringt, aber eine Anpassung der Abgasnutzung aufwändig macht und man sie deshalb aufgibt?
Weiß jemand hier mehr und darf es hier auch darstellen?
Gruß Pirx
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Interessanter Weise könnte das Vulcain 2.1 für die Ariane 6 (http://www.esa.int/spaceinimages/Images/2017/10/Vulcain_2.1 (http://www.esa.int/spaceinimages/Images/2017/10/Vulcain_2.1) ) wieder die beiden Auspuffrohre bekommen. Was könnte dafür der Grund sein? Billiger im Bau? Eine Änderung am Triebwerkskopf, die mehr "Irgendwas" bringt, aber eine Anpassung der Abgasnutzung aufwändig macht und man sie deshalb aufgibt?
Weiß jemand hier mehr und darf es hier auch darstellen?
Gruß Pirx
Vielleicht ist es hauptsächlich eine Folge der kostenreduktion?
https://www.gkn.com/en/newsroom/news-releases/aerospace/2017/gkn-delivers-revolutionary-ariane-6-nozzle-to-airbus-safran-launchers/ (https://www.gkn.com/en/newsroom/news-releases/aerospace/2017/gkn-delivers-revolutionary-ariane-6-nozzle-to-airbus-safran-launchers/)
Die Düsenherstellung wurde stark vereinfacht. 90% weniger Teile, 40% weniger Kosten, 30% weniger Produktionszeit. Ist aber nur eine Vermutung.
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Interessanter Weise könnte das Vulcain 2.1 für die Ariane 6 (http://www.esa.int/spaceinimages/Images/2017/10/Vulcain_2.1 (http://www.esa.int/spaceinimages/Images/2017/10/Vulcain_2.1) ) wieder die beiden Auspuffrohre bekommen. Was könnte dafür der Grund sein? Billiger im Bau? Eine Änderung am Triebwerkskopf, die mehr "Irgendwas" bringt, aber eine Anpassung der Abgasnutzung aufwändig macht und man sie deshalb aufgibt?
Weiß jemand hier mehr und darf es hier auch darstellen?
Gruß Pirx
Vielleicht ist es hauptsächlich eine Folge der kostenreduktion?
https://www.gkn.com/en/newsroom/news-releases/aerospace/2017/gkn-delivers-revolutionary-ariane-6-nozzle-to-airbus-safran-launchers/ (https://www.gkn.com/en/newsroom/news-releases/aerospace/2017/gkn-delivers-revolutionary-ariane-6-nozzle-to-airbus-safran-launchers/)
Die Düsenherstellung wurde stark vereinfacht. 90% weniger Teile, 40% weniger Kosten, 30% weniger Produktionszeit. Ist aber nur eine Vermutung.
Das Bild im verlinkten GKN-Artikel zeigt wohl daß die Düse durchgehende Kühlkanäle in axialer Richtung hat. Da ist es dann schwierig auf halber Höhe einen Verteiler zur Einleitung der Turbinenabgase zu installieren. Dieser würde ja die Kanäle unterbrechen.
90% weniger Teile ergibt sich wohl daraus daß eine Struktur aus wenigen Teilen zusammengeschweißt wird und nicht eine Unzahl an Röhrchen. Geringere Kosten folgen dann daraus.
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Vielen Dank für die Antworten!
Verwendet die Ariane 5 eigentlich nur das Aestus? Oder auch ein HM-7 in der oberstufe?
Was mich noch Interessiert, Hat die Falcon 9 eigentlich pro Triebwerk eine Turbopumpe? Oder nur eine für alle 9? Die Falcon Heavy wird sicher pro Flüssigbooster eine Turbopumpe haben?
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Vielen Dank für die Antworten!
Verwendet die Ariane 5 eigentlich nur das Aestus? Oder auch ein HM-7 in der oberstufe?
Was mich noch Interessiert, Hat die Falcon 9 eigentlich pro Triebwerk eine Turbopumpe? Oder nur eine für alle 9? Die Falcon Heavy wird sicher pro Flüssigbooster eine Turbopumpe haben?
Ariane 5 ES mit Aestus.
Ariane 5 ESC-A mit HM7-B
Da alle Merlin Triebwerke der F9 bis auf die Düse gleich sind hat auch jedes seine eigene Turbopumpen.
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Hat die Falcon 9 eigentlich pro Triebwerk eine Turbopumpe? Oder nur eine für alle 9?
So weit ich weiß (man möge mich hier korrigieren) bauen zur Zeit nur die Russen Raketentriebwerke mit mehren Brennkammern.
Bekannte Beispiele sind:
RD-180 - 2 Brennkammer - Atlas V
RD-107 - 4 Brennkammer - Sojus 2
RD-170- 4 Brennkammern - Energia, die Rakete für Buran
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Jedes merlin hat eine eigene Pumpe. Nur so kann die falcon überhaupt landen den bei der Landung sind die meisten Triebwerke gar nicht aktiv.
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ok.
Was mich noch interessieren würde, hat die Verbrennungstemperatur eigentlich Einfluss auf den Schub? Also je Heißer desto mehr Schub? Oder ist die Verbrennungstemperatur unrelevant?
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ok.
Was mich noch interessieren würde, hat die Verbrennungstemperatur eigentlich Einfluss auf den Schub? Also je Heißer desto mehr Schub? Oder ist die Verbrennungstemperatur unrelevant?
Ja, je heißer desto mehr Schub.
Vereinfacht ist Schub Massenstrom mal Geschwindigkeit. Wenn ich daher die Geschwindigkeit steigere, erhöht sich der Schub.
Die Geschwindigkeit des Abgasstroms oder der Stützmasse, üblicherweise genannt der spezifische Impuls, ergibt sich maßgeblich aus der Verbrennungstemperatur. Je höher die Temperatur, desto höher der Volumenstrom, desto höher die Geschwindigkeit.
Gründe die Temperatur einzuschränken sind mW. nur konstruktive Einschränkungen, wenn bspw. kein Material der Hitze standhält.
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Gründe die Temperatur einzuschränken sind mW. nur konstruktive Einschränkungen, wenn bspw. kein Material der Hitze standhält.
Das wichtigste Temperaturlimit ist dadurch gegeben das eine chemische Verbrennung nur begrenzt viel Energie freisetzen kann. Entsprechend kann man den Treibstoff nur in Grenzen aufheizen. Mit Wasserstoff/Sauerstoff erreicht man beispielsweise maximal etwa 3000°C.
Tatsächlich nur konstruktiv limitiert ist die Temperatur bei Triebwerken welche die Wärme nicht durch die Verbrennung von Treibstoff sondern extern zuführen. Mit Lichtbogenheizung (Arcjet) erreicht man heute beispielsweise etwa 20000°C. Auch mit Gaskernreaktoren oder solarthermisch lassen sich enorm hohe Temperaturen erreichen. Und das ohne den Treibstoff zu verbrennen sprich man kann ein Leichtgas wie Wasserstoff ausstoßen und den spezifischen Impuls dadurch weiter steigern.
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ok.
Was mich noch interessieren würde, hat die Verbrennungstemperatur eigentlich Einfluss auf den Schub? Also je Heißer desto mehr Schub? Oder ist die Verbrennungstemperatur unrelevant?
Ja, je heißer desto mehr Schub.
Vereinfacht ist Schub Massenstrom mal Geschwindigkeit. Wenn ich daher die Geschwindigkeit steigere, erhöht sich der Schub.
Die Geschwindigkeit des Abgasstroms oder der Stützmasse, üblicherweise genannt der spezifische Impuls, ergibt sich maßgeblich aus der Verbrennungstemperatur. Je höher die Temperatur, desto höher der Volumenstrom, desto höher die Geschwindigkeit.
Gründe die Temperatur einzuschränken sind mW. nur konstruktive Einschränkungen, wenn bspw. kein Material der Hitze standhält.
Die Temperatur alleine ist nicht das einzige Kriterium. Die molare Masse des Abgases ist auch entscheidend. Je leichter, desto höher die Austrittsgeschwindigkeit. Daher wird bei LOX/LH2 nicht stöchiometrisch sondern wasserstoffreich verbrannt.
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Gründe die Temperatur einzuschränken sind mW. nur konstruktive Einschränkungen, wenn bspw. kein Material der Hitze standhält.
Das wichtigste Temperaturlimit ist dadurch gegeben das eine chemische Verbrennung nur begrenzt viel Energie freisetzen kann. Entsprechend kann man den Treibstoff nur in Grenzen aufheizen. Mit Wasserstoff/Sauerstoff erreicht man beispielsweise maximal etwa 3000°C.
Die Temperatur alleine ist nicht das einzige Kriterium. Die molare Masse des Abgases ist auch entscheidend. Je leichter, desto höher die Austrittsgeschwindigkeit. Daher wird bei LOX/LH2 nicht stöchiometrisch sondern wasserstoffreich verbrannt.
Typische Verbrennungstemperaturen für max. Isp. sind etwa 3500 K (~3200°C). LOX-Kerosin oder LOX-Methan wird sogar etwas heißer, und auch da ist der Einfluß der molaren Masse der Verbrennungsprodukte dergestallt daß der höchste Isp nicht bei Stöchiometrie erhalten wird.
Tatsächlich nur konstruktiv limitiert ist die Temperatur bei Triebwerken welche die Wärme nicht durch die Verbrennung von Treibstoff sondern extern zuführen. Mit Lichtbogenheizung (Arcjet) erreicht man heute beispielsweise etwa 20000°C. Auch mit Gaskernreaktoren oder solarthermisch lassen sich enorm hohe Temperaturen erreichen. Und das ohne den Treibstoff verbrennen sprich man kann ein Leichtgas wie Wasserstoff ausstoßen und den spezifischen Impuls dadurch weiter steigern.
Auch bei Verbrennungstriebwerken muss die Struktur gekühlt werden, je heißer desto höher ist der Kühlaufwand und damit der Druckverlust des Kühlmittels, den die Turbopumpen überwinden müssen. Da gibt es eine Optimierung, die hängt auch von der vorgesehenen Lebensdauer ab.
Arcjets usw., haben eine sehr hohe Temperatur, aber einen sehr geringen Massenstrom, daher erreichen die auch bei hohem Isp nur geringe Schub. Damit kann man bestenfalls Lageregelung betreiben oder Bahnänderungen, aber keine Start von der Erde oder Mond oder Mars.
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Arcjets usw., haben eine sehr hohe Temperatur, aber einen sehr geringen Massenstrom, daher erreichen die auch bei hohem Isp nur geringe Schub. Damit kann man bestenfalls Lageregelung betreiben oder Bahnänderungen, aber keine Start von der Erde oder Mond oder Mars.
Das Problem des geringen Massenstroms bei Arcjets liegt natürlich primär daran das man nur begrenzt viel ektrische Leistung zur Verfügung hat und haben kann.
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Arcjets usw., haben eine sehr hohe Temperatur, aber einen sehr geringen Massenstrom, daher erreichen die auch bei hohem Isp nur geringe Schub. Damit kann man bestenfalls Lageregelung betreiben oder Bahnänderungen, aber keine Start von der Erde oder Mond oder Mars.
Das Problem des geringen Massenstroms bei Arcjets liegt natürlich primär daran das man nur begrenzt viel ektrische Leistung zur Verfügung hat und haben kann.
Genau, und mehr elektrische Leistung kostet dann wieder Gewicht (größere Solarzellen, die zunehmend verstärkt werden müssen um die immer größere Beschleunigung auszuhalten; Nuklearreaktoren; ...) Das ist für andere elektrischen Antriebe ähnlich.
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kann mir jemand noch sagen warum ein Treibstoff in einen Strahltriebwerk ein höheren Spezifischer Impuls erreicht als in ein Raketentriebwerk?
Beispiel:
Das Strahltriebwerk "Turbine JetCat P220-RXi" hat ein Schub von 220 N und ein Kerosin von 725 ml/min. dafür werden ca. 1396g Sauerstoff benötigt.
macht zusammen Ca. 2012,25g Treibstoff bei einen Spezifischer Impuls 13200 N/s das sind ca. 6500 N/s pro KG Treibstoff. das wäre mehr als bei H2 und o2?
oder wo ist mein denkfehler ??
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kann mir jemand noch sagen warum ein Treibstoff in einen Strahltriebwerk ein höheren Spezifischer Impuls erreicht als in ein Raketentriebwerk?
Beispiel:
Das Strahltriebwerk "Turbine JetCat P220-RXi" hat ein Schub von 220 N und ein Kerosin von 725 ml/min. dafür werden ca. 1396g Sauerstoff benötigt.
macht zusammen Ca. 2012,25g Treibstoff bei einen Spezifischer Impuls 13200 N/s das sind ca. 6500 N/s pro KG Treibstoff. das wäre mehr als bei H2 und o2?
oder wo ist mein denkfehler ??
Deine Rechnung kann ich nicht nachvollziehen.
Spez. Impuls = Schub / (gesamter Treibstoffverbrauch); also 220 N / 2,01225 kg/s = 109 Ns/kg, also nur ca. 2,5% im Vergleich zu H2/O2 von über 4300 Ns/kg.
Aber: der Sauerstoff ist in der angesaugten Luft enthalten und hat darin nur eine Anteil von ca. 20%. Also ist der gesamte Luftverbrauch das fünffache, also ca. 7 kg/s. Damit wäre der Isp nur 29 Ns/kg.
Da Flugzeuge die Luft aber nicht mitführen, sondern frei Haus aus der Umgebung beziehen können, wäre die realistischere Rechnung wohl:
Isp = 220 N / 0,616 kg/s = 357 Ns/kg, immerhin über 8% von H2/O2.
Dies kleine Jet-Triebwerk ist aber ein sehr schlechtes Beispiel. Das Eurofighter Triebwerk EJ200 hat eine spez. Impuls (ohne Nachbrenner) bezogen auf den Kerosinverbrauch im Bereich 45000 - 48000 Ns/kg, also 10mal besser als ein H2/O2 Triebwerk
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Ok. Aber warum hat den zum Beispiel Kerosin in ein EJ200 Triebwerk ein höheren Impuls als in einen Raketentriebwerk?
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Ok. Aber warum hat den zum Beispiel Kerosin in ein EJ200 Triebwerk ein höheren Impuls als in einen Raketentriebwerk?
Das Triebwerk an sich hat einen höheren spezifischen Impuls. Das liegt daran, dass der Vortrieb beim EJ200 nicht primär durch den Ausstoss von verbranntem Kerosin erzeugt wird sondern durch das Ansaugen und Ausstoßen von Luft.
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Die Verwendung des Begriffes "Treibstoff" (und ähnliche Begriffe) macht es so kompliziert. Es ist leichter zu verstehen, wenn der Unterschied zwischen dem Energielieferant (Kohlenwasserstoffe, Wasserstoff, Sauerstoff, Solar, Nuklear etc.) und dem Vortrieb klar ist.
Treibstoffmasse ist nicht Rückstoßmasse, Beispiele:
- Auto: Kohlenwasserstoffe mit Luftsauerstoff (oder elektrisch) liefert die Energie, um mittels Ruckstoß an der Erde selbst Vortrieb zu erzeugen (die Erde wird in die Gegenrichtung beschleunigt)
- Schiff: Kohlenwasserstoffe mit Luftsauerstoff oder Kernbrennstoff liefert die Energie, um mittels Rückstoß im Wasser (Wasser wird in die Gegenrichtung beschleunigt) Vortrieb zu erzeugen
- Propellerflugzeug / Turboprop: Kohlenwasserstoffe mit Luftsauerstoff liefern die Energie, um in der Luft Vortrieb zu erzeugen.
In allen oben genannten Fällen trägt der Energieträger selbst nicht zum Rückstoß bei! Zusätzlich wird nur ein Teil des genutzten Treibstoff mittransportiert, da die andere Hälfte aus der Luft gewonnen wird. Alleine dadurch sinkt die benötigte Treibstoffmasse gewaltig ab (bei Kerosin ist das ca. 1/3!)
- Turbofan: die Abgase von Treibstoff (mit Luft) erzeugen ca. 20% des Vortriebs, der Rest wie oben.
- Turbojet: 100% des Vortriebs durch ausgestoßene Abgase von Treibstoff mit Luft
- Raketentriebwerk: 100% des Vortriebs durch komplett mitgeführten Treibstoff.
In den beiden letzten Fällen wird die Energie des Treibstoff dazu genutzt, sich selbst auf eine möglichste hohe Geschwindigkeit zu beschleunigen, wodurch der Vortrieb erzeugt wird.
Impuls (https://de.wikipedia.org/wiki/Impuls) und Newton's 3. Gesetz (https://de.wikipedia.org/wiki/Actio_und_Reactio):
Der spezifische (=massenspezifischer) Impuls oder ISP ist der Vortrieb als Kraft (oder Geschwindigkeit im Abgas mal dessen Massenstrom) durch den eingesetzten (Treibstoff + Rückstoßmasse) Massenstrom. Die Einheit des Massenstroms kürzt sich raus, es bleibt daher einfach die Geschwindigkeitseinheit übrig - die korrekte* Einheit für ISP (https://de.wikipedia.org/wiki/Spezifischer_Impuls).
- Bei Raketentriebwerken ist der Abgas-Massenstrom und der Treibstoff-Massenstrom (fast*) das Gleiche. Der Impuls steigt also linear mit der Ausströmungsgeschwindigkeit. Die Energie dazu liefert der Treibstoff selbst. Der Energieinhalt im Abgasstrom steigt jedoch quadratisch mit seiner Geschwindigkeit, weshalb selbst sehr energiereiche Kombinationen wie H2+LOX nur einen ca. 30% höheren ISP liefern als Kerolox Triebwerke, obwohl die Treibstoffkombination ca. 3x mehr Energie freigibt.
- Bei luftatmenden Triebwerke ist der Abgas-Massenstrom nicht gleich dem Treibstoff-Massenstrom - das Verhältnis ist vielmehr ca. Faktor 3. Zwar ist die Ausströmgeschwindigkeit etwas geringer, aber durch den Massenstromfaktor ist ein Turbojet immernoch effektiver! Tabelle mit Werten: https://en.wikipedia.org/wiki/Specific_impulse (https://en.wikipedia.org/wiki/Specific_impulse)
- Bei Turbofans ist der Treibstoff-Massenstrom sehr viel mehr geringer als der Abgas-Massenstrom, da das Abgas nicht nur aus den Verbrennungsprodukten besteht, sondern massgeblich aus unverbrannter Luft, die mittels Fan beschleunigt wurde.
- Autos stoßen sich an der Erde (quasi die Rückstoßmasse) selbst ab, welche fast überhaupt nicht beschleunigt wird.
Um nun den ISP zu erhöhen, muss entweder der Zähler erhöht oder der Nenner erniedrigt werden - am besten Beides. Die Abgas-Geschwindigkeit ist meist (Ausnahme zB solar- oder nuklearelektrische Antriebe) mit dem Treibstoff-Massenstrom über dessen Energieinhalt im Quadrat verbunden. Im Weltall muss jedoch der gesamte Treibstoff und Rückstoßmasse mitgeführt werden. Die einzige Möglichkeit den ISP zu erhöhen ist ein Treibstoff mit einem möglichst hohen Energieinhalt zu nehmen.
Ist jedoch ein Teil des Treibstoffes oder Rückstoßmasse in der Umgebung, bei einem Flug durch eine Atmoshpäre (insbesondere wenn diese Sauerstoff enthält) ist es viel effizienter mit der Energie im Treibstoff statt ein bisschen Masse sehr stark zu beschleunigen, eine sehr grosse Masse nur ein bisschen zu beschleunigen. Die im Treibstoff enthaltene Energie verteilt sich gemäß Actio=Reactio (https://de.wikipedia.org/wiki/Actio_und_Reactio) auf beide Massen. Je geringer die Abgas- oder Rückstoßmasse beschleunigt wird, desto anteilsmäßig größer wird der Anteil der Energie, die das Fahrzeugt beschleunigt und damit der ISP für die gewählte Treibstoffkombi.
* Der ISP entspricht nicht der durchschnittliche) Abgasgeschwindigkeit, wenn ein Teil des Treibstoffes für die Druckerhöhung verbraucht wird und nicht in geringerer Geschwindigkeit ausgestoßen wird. Beispielsweise beim Gas Generator Cycle wie die F-1 der Saturn 5 Mondrakete.
PS: Ich liege sicherlich in einigen Details daneben und bin unvollständig (insbesondere im Satzbau und Rechtschreibung). Das ist mir bewusst. Ich will hiermit nur den generellen Unterschied klarstellen und hoffe sehr, dass mir dies gelingt. Bitte kreuzigt mich nicht. Fehlerkorrektur bitte per PM!
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Vielen dank für die weiteren Antworten.
Hast zwar nichts mehr direkt mit diesem Thema zu tun.
Warum Nutzen eigentlich einige Lenkwaffen Wie ASPIDE oder SIDEWINDER Gasgeneratoren für Energie Versorgung? Kann man das nicht einfach mit Akkumulatoren tun?
Warum muss eigentlich eine SIDEWINDER mit Flüssigen Stickstoff gekühlt werden? wegen der hohen Fluggeschwindigkeit und der Reibung mit der Luft?
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Der Gasgenerator der Sidewinder ist ein Pyrotechnisches Element, das über einen bestimmten Zeitraum Gasdruck zur Bewegung der Steuerflächen erzeugt.
Die Kühlung besteht nur aus komprimiertem Gas, das beim entspannen Kälte erzeugt.
Damit wird nur der Infrarotsensor gekühlt, damit er besser sehen kann.
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Der Gasgenerator der Sidewinder ist ein Pyrotechnisches Element, das über einen bestimmten Zeitraum Gasdruck zur Bewegung der Steuerflächen erzeugt.
Sehen einigermaßen unspektakulär aus: https://www.gd-ots.com/download/Gas%20Generator.pdf (https://www.gd-ots.com/download/Gas%20Generator.pdf)
Die Kühlung besteht nur aus komprimiertem Gas, das beim entspannen Kälte erzeugt.
Damit wird nur der Infrarotsensor gekühlt, damit er besser sehen kann.
Neben Stickstoff wurden auch Argon und Peltier-Elemente zur Kühlung eingesetzt.
Gruß Pirx
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Ok. Aber warum werden die Steuerflächen nicht einfach mit Elektro Servos? Hat Gas irgendeinen Vorteil?
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Pneumatische Aktuatoren sind einfacher und kleiner als elektrische Aktuatoren. Dadurch haben sie eine erhoehte Zuverlaessigkeit und sind sehr viel leichter und kleiner im Vergleich zu gleich starken/schnellen Elektromotoren samt Getriebe. Nachteil ist die geringe Effizienz (Druckluft ist teuer).
Deshalb finden sich solche Pneumatiksysteme haeufig in der Industrie, insbesondere bei Fliessbaendern, Abfuellanlagen etc.
Hydraulische Systeme benoetigen (meist) die Oelrueckfuehrung, was sie etwas komplexer als pneumatische Systeme macht. Dafuer sind sie genauer.
Weiterer Vorteil ist das Druckluft keine Zuendquelle sein kann, das Gefaehrdungspotential fuer Menschen ist auch geringer (kein elektrischer Schock). Wichtig fuer die Industrie.
PS: GZ-A1, danke fuer deine Erklaerung, wieder was gelernt.
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Keine Ursache, ist Altwissen, ca 30 Jahre alt.
BTW: Ich habe, aus aktuellem Anlass, meinen Usernamen geändert, aus GZ-A1 wurde GZ-Q2.
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Moin,
Habe leider noch eine Frage zum Gasgenerator bzw. Vorbrenner
Wird eigentlich der Treibstoff erst mit der Turbopumpe Verdichtet und dann in den Vorbrenner geleitet? Oder erst in den Vorbrenner und dann in die Turbopumpe?
Ich habe leider keine genauen Daten bekommen. Der Gasgeneratordruck des Vulcain Triebwerk soll bei 80 bar liegen. Mit wie viel Bar wird eigentlich eingeleitet? Der Druck muss doch vor den Vorbrenner größer sein oder nicht? Wo her kommt dieser Druck?
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Moin,
Habe leider noch eine Frage zum Gasgenerator bzw. Vorbrenner
Wird eigentlich der Treibstoff erst mit der Turbopumpe Verdichtet und dann in den Vorbrenner geleitet? Oder erst in den Vorbrenner und dann in die Turbopumpe?
Ich habe leider keine genauen Daten bekommen. Der Gasgeneratordruck des Vulcain Triebwerk soll bei 80 bar liegen. Mit wie viel Bar wird eigentlich eingeleitet? Der Druck muss doch vor den Vorbrenner größer sein oder nicht? Wo her kommt dieser Druck?
Ja. Auch der Gasgenerator/Preburner hat im Normalfall einen höheren Druck als die Tanks. Daher müssen die Treibstoffe zuerst von der Pumpe gefördert werden, bevor sie in den Gasgenerator eingeleitet werden können.
Ein Hauptstromtriebwerk, wie z.B. das SSME hat einen sehr hohen Preburner-Druck über dem Brennkammerdruck, weil das Abgas danach ja in die Brennkammer strömen muss. Beim Nebenstromtriebwerk wie z.B. dem Vulcain 2 hat der Gasgenerator einen niedrigeren Druck als die Hauptbrennkammer, weil die Gase danach ja durch die Turbine in die Umgebung entlassen werden.
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Reinraum, les dir mal die Beschreibungungen im Internet (https://www.bernd-leitenberger.de/triebwerke.shtml) oder bei (der englischen) Wikipedia zu den verschiedenen Triebswerksarten (Pumpengefoerdert (https://en.wikipedia.org/wiki/Pressure-fed_engine), Tap Off (https://en.wikipedia.org/wiki/Combustion_tap-off_cycle), Expanderverfahren (https://www.bernd-leitenberger.de/triebwerke.shtml), Nebenstromverfahren (https://en.wikipedia.org/wiki/Gas-generator_cycle) und Hauptstromverfahren (https://en.wikipedia.org/wiki/Staged_combustion_cycle)) durch.
Aehnlich wie bei einem Automotor, einer Flugzeugturbine oder im Dampfkraftwerk wird durch Druck etwas angetrieben. Dieser Druck wird zu einem Zeitpunkt (mechanisch) erzeugt, wenn das Volumen noch nicht so gross ist (vor der Verbrennung oder vor dem Verdampfen - beides erhoeht das Volumen enorm). Dadurch wird beim Druckerhoehen weniger Energie benoetigt als beim Entspannen. Bei einem Automotor wird Luft im Zylinder verdichtet, die Energie dazu kommt vom Schwung oder von einem anderen Zylinder, der gerade Benzin in Luft verbrennt.
Bei Raketentriebwerken kommt das meist (nicht bei Druckfoerderung) durch eine Turbine, die eben auch irgendwie angetrieben werden muss. Das geht stark in die Gesamteffizienz und die Kosten ein, weshalb es hier unterschiedliche Loesungen gibt.
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Ein Hauptstromtriebwerk, wie z.B. das SSME hat einen sehr hohen Preburner-Druck über dem Brennkammerdruck, weil das Abgas danach ja in die Brennkammer strömen muss. Beim Nebenstromtriebwerk wie z.B. dem Vulcain 2 hat der Gasgenerator einen niedrigeren Druck als die Hauptbrennkammer, weil die Gase danach ja durch die Turbine in die Umgebung entlassen werden.
Der Druck kann sogar hoeher sein als in der Brennkammer, den die Treibstoffe haben nach den Pumpen den hoechsten Druck und fliessen dann in dieser Skizze direkt in den Gasgenerator, jedoch erst durch die regenerative Kuehlung zur Brennkammer..
Wikipedia EN(https://images.raumfahrer.net/up060382.png) (https://en.wikipedia.org/wiki/Gas-generator_cycle)
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Ok. Danke.
Hatte ich zwar schon gemacht, bin nur damals zu den Entschluss gekommen, Das der Treibstoff erst in den Vorbrenner kommt, und dann in die Pumpe…
Was mich jetzt noch Interessiert, sowohl im Nebenstromverfahren als auch im Expander open cycle.
Wie hoch ist eigentlich der Druck am „Auspuff“ also nach der Gastrubine? Die Ariane 5 hat 80 Bar Vorbrennerdruck (Gasgeneratordruck) wieviel bleiben davon übrig nach der Gasturbine?
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Stets Aussendruck (ca. 1 bara am Boden), da geht's ja hin :)
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Stets Aussendruck (ca. 1 bara am Boden), da geht's ja hin :)
naja direkt am Turbinenausgang hats etwas mehr. Man will verhindern, dass sich der Strömungszustand in der Turbine durch den sich verändernden Außendruck auch verändert. Daher ist oft noch eine Blende/Verjüngung zwischen Turbinenausgang und Austritt zur Umgebung.
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Sorry, aber irgendwie verstehe ich das immer noch nicht richtig.
Ich habe das richtig verstanden, dass der Gasdruck (Eingang) zum Vorbrenner Höher ist, als der Gasgenerator selbst? Wenn ja dann verstehe ich nur Bahnhof :D
Also das Prinzip einer Dampfturbine ist mir klar (Vereinfacht) Man bringt Druckloses Wasser zum Beispiel mit Wasserstoff und Sauerstoff zum Sieden. Je höher die Temperatur, je Stärker der Wasserdampfdruck. Womit man denn die Dampfturbine betreibt.
Bei der Rakete, wird Also das Wasserstoff und Sauerstoff mittels Turbopumpe auf 164 / 133 Bar (Ariane5)Komprimiert. Der Gasgenerator hat ein Druck von 80 Bar(Ariane5) (was ist mit der Differenz passiert?) Der einleite Druck in Gasgenerator ist ja höher als die 80 bar. Womit wird jetzt die Dampfturbine betrieben? Ich habe ja kein höherer Druck im Gasgenerator erzeugt, womit man jetzt die Dampfturbine betreiben könnte. Ohne Ungleichgewicht kann ich doch keine Arbeit verrichten? Der Gasgenerator müsste doch ein Höheren Ausgangsdruck haben als der einleite Druck oder nicht?