Da ich mich ein wenig bei NSF belesen habe, weiß ich an dieser Stelle tatsächlich einiges besser
Die Verflüssigung der Luft erfolgt meines Wissens nach in der Turbopumpe, nachdem sie im Pre-Cooler schon vorgekühlt wurde.
Die Luft wird an keiner Stelle verflüssigt. Die ca. -150°C nach dem Preecooler ist die kleinste Temperatur die, die Luft "sieht". Danach kommt sie direkt in einen Turbo
kompressor (nicht Turbopumpe) und wird infolge der Kompressionswäreme wieder wärmer. Die Turbopumpen sind für den flüssigen Wasserstoff und im Raketenodus flüssigen Sauerstoff.
Die Verflüssigung wird vermieden, weil man sonst viel mehr zusätzlichen Wasserstoff als Wärmesenke bräuchte.
Übrigens interessant, dass in der Luft nur ca. 20% Sauerstoff ist. Der Rest der Abkühlleistung/Pumpleistung (=80%) ist defacto verloren. Eine Trennung von Sauerstoff und Stickstoff kann in der Kürze der Zeit vermutlich nicht stattfinden, also wird auch 78% Stickstoff und die restlichen Luftanteile komprimiert und in die BK eingespritzt.
Nein, verloren geht da fast nichts. Erstens liefert die Wärme zum Teil die Antriebsleistung für die Turbopumpen/den Turbokompressor. Der Stickstoff ist an dieser Stelle also ein zusätzlicher Energielieferant. Die restliche Antriebsleistung liefert der Pre-burner. Zweitens ist der Stickstoff, der mit durchgesaugt wird, zusätzliche Stützmasse.
Verluste handelt man sich nur ein, weil der Lufteinlass in der Mitte des atmosphärischen Flugs (schon Mach 3 aber Atmosphäre noch ziemlich dicht) zu viel Luft bekommt und deswegen ein Teil der Luft um das Haupttriebwerk herum durch einen Bypass geführt werden muss und eigentlich unnötige Reibung verursacht. Das wird z.T. ausgeglichen, indem mit dieser Luft überschüssiger Wasserstoff nach dem Ramjet-Prinzip verbrannt wird. Überschüssigen Wasserstoff hat man, weil wie oben angedeutet, die Wasserstoff-Menge im luftatmenden Modus durch den Bedarf an Kühlleistung definiert wird und nicht etwa durch den Bedarf der Brennkammer.
Eine interessante Frage dürfte auch sein, wie Skylon mit dem unterschiedlichen Mischungsverhältnis bei der Einspritzung klarkommt. Schließlich ist bei der Luft nur 20% Sauerstoff und damit reaktiv, der Rest ist tote Masse. Dann muss auch nur 20% der Wasserstoffmenge eingespritzt werden oder mehr Luft um das Mischungsverhältnis LOX/LH2 zu optimieren. Im Weltraum dagegen werden LOX/LH2 direkt eingespritzt.
Wie bereits erwähnt, ist sowieso im luftatmenden Modus sowieso "zu viel" Wasserstoff da. Die Verbrennung ist also treibstoffreich, ein Teil des Wasserstoffs dient faktisch nur als Stützmasse. Das ist aber selbst bei reinen Raketen gar nicht mal unüblich. Das stöchiometrische Verhältnis muss nicht zwangsläufig das Optimum sein.
Im Raketenmodus wird dann kein Wasserstoff mehr in den oben beschriebenen Bypässen verbrannt. Das Gemisch ist so weit ich weiß deswegen dann trotzdem treibstoffreich.
Übrigens dürften durch die Einfuhr von Stickstoff in die Brennkammer auch Stickoxide (NOx) bei der Verbrennung entstehen, die Umweltfreundlichkeit von LH2/LOX geht damit verloren.
Das stimmt. Daher hat REL auch schon daran gearbeitet, die Lösung besteht in der Kühlung der Brennkammerwände, die bei der Bildung von NOx sonst katalytisch wirken. Die Arbeiten daran fanden zwar im Rahmen der LAPCAT Studie (Mach 5-Passagierflug von Brüssel nach Sydney) statt, die Ergebnisse könnten aber auch in SABRE einfließen.
