Konzeption thermische Speicherrakete für die Raumfahrt?

Wie sehr würde sich wohl bei dieser hypothetischen Rakete das Speichermedium abkühlen? Bekanntlich zieht ein Entspannen eines Mediums eine Energieaufnahme mit sich, wobei die dazu benötigte Energie aber leider irgendwo herkommen muss. Dabei handelt es sich um die in der Nähe befindliche Wärmeenergie, und das führt zu einer starken Abkühlung. Bis zum Einfrieren von Leitungen und Ventilen würde es vielleicht nicht kommen, aber ein Gutteil der Energie, die sich in der Temperatur von über 900° C bemerkbar macht, würde sicherlich bei der Entspannung verbraucht werden.

Sinnvoll scheint mir das alles nicht zu sein. Druckluftautos sind ja auch nur Spezialanwendungen für explosionsgefährdete Bereiche. Für den Normalbetrieb sind sie viel zu ineffizient.

Darf man bei der TU mal jemanden fragen bzgl. Tests oder wenigstens Unterlagen?

Das wird wenig bringen, denn Jens hat ja folgendes geschrieben:

[...]
mein Konzept ist neu und eine Weiterentwicklung der Heisswasserrakete der TU Berlin.
[...]

Die TU Berlin kann also höchstens das Material für ihre Heißwasserrakete bereit stellen, und wer weiß, wozu das gedacht war. Womöglich ist es nur ein Konzept für die Ausbildung von Studenten, das man aber auch einmal praktisch demonstrieren kann, und weit entfernt von jeder praktischen Anwendung.

Das hab ich gelesen , schon klar 

Die TU Berlin kann also höchstens das Material für ihre Heißwasserrakete bereit stellen, und wer weiß, wozu das gedacht war. Womöglich ist es nur ein Konzept für die Ausbildung von Studenten, das man aber auch einmal praktisch demonstrieren kann, und weit entfernt von jeder praktischen Anwendung.

So ist es!

Hallo zusammen,

mit Gravitationsbedingungen meine ich den Start einer Rakete von einem Mond oder einen kleineren Planeten.
Die thermische Energiemenge eines Speichermediums überträgt sich vom hohen zum kleinen Betrag.
Es sollte also nichts einfrieren.
In meiner Überlegung wollte ich auf die Aerospike Düse eingehen.
Diese ist leichter und ca.35% effizienter als die "Glockendüse".

Gruß,
Jens

Hallo zusammen,

mit Gravitationsbedingungen meine ich den Start einer Rakete von einem Mond oder einen kleineren Planeten.
Die thermische Energiemenge eines Speichermediums überträgt sich vom hohen zum kleinen Betrag.Es sollte also nichts einfrieren.
In meiner Überlegung wollte ich auf die Aerospike Düse eingehen.
Diese ist leichter und ca.35% effizienter als die "Glockendüse".

Gruß,
Jens 
 

Den von mir markierten Satz verstehe ich nicht. Kannst du das bitte noch einmal erläutern?

Und erklär uns bitte auch noch, wie du die Problematik des Energieverlustes durch den Druckabbau deines Speichermediums siehst.

Zur Erinnerung: Wenn du etwas unter Druck setzt, indem du etwa eine Substanz in einen Drucktank presst, einen Reifen aufpumpst oder auch mit einem Raumfahrzeug in die Atmosphäre eintauchst, dann wird Wärme frei, beim Wiedereintritt sogar ziemlich viel. Diese Wärmeenergie holt sich die Substanz aber leider wieder zurück, wenn der Druck abgebaut wird. Wenn es lokal nicht allzu warm ist, kann es durch diese Entspannung sogar ziemlich kalt werden, bis hin zum Einfrieren von Leitungen und Ventilen. Damit musst du bei deinem Entwurf auf jeden Fall zurecht kommen!

Da sehe ich also 2 parallele Entwicklungen -

a) den neuen "thermischen" Antrieb
b) Die Aerospike Maschine

Denn b) ist immer wieder mal angefangen worden bis gelegentliche Testflüge, aber nun - still ruht der See

Donnerwetter, denn mal los !

PS: Aerospike ist nicht 35% effizienter, sondern verbraucht 35% weniger Treibstoff in niedriger (Luft)höhe. Und leider sinkt der Über Alles (!) Wirkungsgrad wieder bei einer starken Vergrößerung des Gesamttriebwerkes. Was bislang geflogen ist, waren vergleichbar kleine Dingerchen, gemessen an dem , was mal lukrativ und gebraucht wird.

Ich glaube, da interpretierst du in a) zu viel hinein. Wie ich und einige andere schon versucht haben zu schreiben, ist kein nutzbringender Effekt darin zu erkennen. Es gibt ja Triebwerke dieser Bauart, die man Kaltgas-Raketentriebwerk nennt. Wenn man statt kaltem heißes Gas nimmt, dürfte die Energiedichte aber noch längst nicht dermaßen höher sein, dass sie mit herkömmlichen Verbrennungstriebwerken mithalten könnten, zumal dann noch das Problem hinzukommt, die Wärme auch dauerhaft zu speichern.

Letztlich geht es doch immer darum, die Energie mit einer hohen Dichte so lange zu speichern, bis man sie freisetzen will, um sich dann nach dem Prinzip des Rückstoßes fortbewegen zu können. Einzige bekannte Ausnahme davon sind die solarbetriebenen Ionentriebwerke, die ihre Antriebsenergie tatsächlich aus der Strahlung ziehen, mit der sie die Sonne kontinuierlich versorgt, und auch das Konzept des Sonnenwindsegels.

Naja ich bin halt mehr Techniker, dem es ein Graus ist, wenn Material letztlich nicht fliegt. 

Aber wer sich mit Aerospike nun nochmal beschäftigt, muß doch Absichten haben. Das macht man doch nicht "nur mal so, um zu sehn obs geht" und vlt. 'ne Doktorarbeit rauszuquetschen...

Ich bemühe mich ja, aber irgendwie erscheint mir die Sache hier....sagen wir mal....seltsam 

Aber handelt es sich bei Aerospike-Triebwerken nicht um Aggregate, die einen Treibstoff mit einem Oxidator verbrennen? Wie soll so etwas für ein "Heißgastriebwerk" taugen?

Hallo Ruhri,

ein Aerospike Triebwerk würde auch mit der Expansion von Wasserdampf funktionieren.
Vorteil dabei wäre, das es keine Überhitzung bzw. Kühlproblem des Kegels geben würde.

Wenn es auf dem Mond und Mars Wasser und Salz gibt, hätte man billige Stützmasse für den ("Notfall") Rückflug.
Wenn wir von einer One Way Mond/Marsbesiedlung sprechen wollen.
Man könnte dafür die leeren Tanks der Hinflugrakete benutzen bzw. konfigurieren.

Gruß,
Jens

Hast du denn aber mal durchgerechnet, wie stark sich dein heißes Speichermedium abkühlen würde, wenn sich der Druck abbaut? Wo liegt es denn größenordnungmäßig, wenn es in die Düse gelangt? 500° C, 100° C oder sogar unter 0° C?

Wenn es auf dem Mond und Mars Wasser und Salz gibt, hätte man billige Stützmasse für den ("Notfall") Rückflug.

Ok, nun stell Dir mal vor, jemand zeigt Dir "Hier ist Wasser drin, mußt es nur extrahieren, transportieren, lagern. Hier ist Salz (?) Reinige es penibel und mach Stützmasse draus, tonnenweise." Und nun stell Dir die Anlage und den Energieerzeuger (!) dafür vor. Das alles mußt Du erstmal hinschaffen mit einer zugegebenermaßen nicht optimalen Rakete.

Gibs zu, der Thread hier ist ein Test

Aerospike ist nicht 35% effizienter, sondern verbraucht 35% weniger Treibstoff in niedriger (Luft)höhe. Und leider sinkt der Über Alles (!) Wirkungsgrad wieder bei einer starken Vergrößerung des Gesamttriebwerkes. Was bislang geflogen ist, waren vergleichbar kleine Dingerchen, gemessen an dem , was mal lukrativ und gebraucht wird.

So was ähnliches hat einer der Poster bei NSF (ein ehemaliger Techniker beim X-33 Projekt) auch mal gesagt. Er ging sogar soweit zu sagen, dass sich Aerospike Triebwerke inzwischen als " technische Sackgasse" herausgestellt haben.

Edit: Ok, hab das Zitat wiedergefunden.

Aerospikes are fascinating. But after years of reflection I would propose air launching rockets and thus doing away with the need for altitude compensation (and the aerospike) in the first place.

Also im Prinzip, das was McFire schon gesagt hat.

Gibs zu, der Thread hier ist ein Test

Jens hat ja auch nie behauptet, dass es sich um ein Projekt der TU Berlin handelt.

Richtig, er nimmt lediglich Bezug auf ein Projekt der TU Berlin.

Falls ich mich allerdings nicht irre, stellt Jens uns die Idee als sein eigenes Projekt vor.

Eben!

Hallo zusammen,

richtig, das Konzept ist von mir und bezog sich nur auf die Heisswasserrakete.
Ich habe nichts mit der TU Berlin zu tun.

Können wir den "Test" zum Abschluss bringen und sagen, das eine Speicherrakete durch die geringe Energiedichte für die Raumfahrt
ungeeignet ist?

Gruß,
Jens

Darin können wir übereinstimmen.

Darin können wir übereinstimmen.

Das hast Du sehr edel und vornehm gesagt 

Vielen Dank! 

Also, ich finde die Idee mit dem thermischen Speicher gar nicht schlecht.

Man könnte so einen Speicher nutzen, um Manövertriebwerke im Weltraum mit Solarenergie aufzuladen. Als Speicher würde z.B. ein Metall in einem nach außen isolierten Keramikbehälter dienen. So etwas läßt sich sicherlich elektrisch auf etliche tausend Grad aufheizen, so dass man weit höhere Temperaturen erhält, als bei chemischen Antrieben.
Wenn man dann Wasser durch den heißen Speicher drückt, wird dieses sehr heftig reagieren, und man erhält wegen der sehr hohen Temperatur vielleicht sogar mehr Antriebsenergie, als beim chemischen Antrieb.

Nachteile wären sicherlich, dass man aus Gewichtsgründen nur einen eher kleinen Speicher verwenden könnte, und dass der Speicher für einen kurzen Antriebsstoß immer erst längere Zeit aufgeheizt werden muß, denn die Leistung der Solarpanel ist begrenzt.

Für einen Start von der Erde ist so ein Konzept sicher ungeeignet, aber für den Antrieb im Weltraum kann ich mir so etwas vorstellen.

Viele Grüße
Steffen

...
 So etwas läßt sich sicherlich elektrisch auf etliche tausend Grad aufheizen, so dass man weit höhere Temperaturen erhält, als bei chemischen Antrieben.
...

"Etliche tausend Grad" ... da schmilzt und verdampft aber alles. Festkörper mit diesen Temperaturen wird es nicht geben.

Nochmal was grundsätzliches zum Energiegehalt .... und zu den Größenordnungen.

Wasserstoff hat mit Sauerstoff einen Brennwert von 142000 kJ/kg. So viel Energie kann man durch Oxidation herausholen. Was am Ende nutzbar wird, hängt vom Wirkungsgrad der Maschine ab.

Für einen Wärmespeicher ist das an sich nicht so absolut anzugeben, denn wie viel Wärme man in ihn leiten kann, hängt von der erreichbaren Temperaturdifferenz zwischen ihm und der Wärmesenke ab. Ein sehr temperaturbeständiger Festkörper ist Titan. Das hat einen Schmelzpunkt von T_s=1668 °C und eine spezifische Wärmekapazität c = 523 J/kg/K. Wenn wir es von "Bordtemperatur" (um die 0°C) bis zum Schmelzpunkt um dt=1668 K erwärmen, leiten wir dann:

c*dT = 523*1668 J*K/kg/K = 872 kJ/kg

Wärme in jedes kg des Titans. Mehr geht nicht, außer wir beginnen bei niedrigeren Temperaturen. Aber das Maximum ausgehend vom absoluten Nullpunkt wäre immer noch:

c*dT = 523*1941 J*K/kg/K = 1015 kJ/kg


Jetzt ist Wasserstoff (ohne die Masse des Reaktionspartners) auf der einen Seite, und Titan auf der anderen Seite, ein holpriger Vergleich ... Chemisch lässt sich aber grundsätzlich viel mehr Energie aus einem Molekül rausholen, als sich in Form von Wärme in der Masse speichern lässt. Je nach gewählten Stoffen, fallen nur die individuellen Differenzen anders aus.