Charakterisierung der Innenballistik und der Wärmeübertragung in der Brennkammer von Feststoff- und Hybridraketentriebwerken

Abstract

Das DLR in Braunschweig entwickelt derzeit im Vorhaben AHRES (Advanced Hybrid Rocket Engine Simulation) Berechnungsprogramme für einen schnellen Entwurf von Hybridraketentriebwerken. Im Rahmen dieser Arbeit wurden der Aufbau und die Prozessabläufe in Feststoff- und Hybridraketentriebwerken dargestellt. Feststoffraketentriebwerke sind relativ einfach aufgebaut und der Treibstoff ist gut lagerbar. In Hybridraketentriebwerken liegen der Oxidator und der Brennstoff getrennt in unterschiedlichen Phasen vor. Meistens werden ein flüssiger Oxidator und ein fester Brennstoff verwendet. Des Weiteren wurde das Berechnungsverfahren für die innerballistischen Prozesse in der Brennkammer von Feststoff- und Hybridraketentriebwerken dargestellt. Hierzu wurde mit dem CEA-Code die Rauchgaszusammensetzung und daraus die benötigten gasdynamischen Größen bestimmt. Neben der Struktur der Strömungsgrenzschicht in Hybridraketen-triebwerken, wurde das Verfahren nach Raizberg, Erohin und Samsonov für die Berechnung der Strömungsgrößen in der Brennkammer erläutert. Das beschriebene Verfahren berücksichtigt dabei Verluste durch Reibung und Wärmeleitung im inneren Strömungskanal des festen Treibsatzes. Mit den bekannten Strömungsgrößen ist die Berechnung der Wärmeübertragung in Brennkammern von beiden Triebwerkstypen möglich. Diese Berechnung wurde anhand von zwei verwandten Berechnungsverfahren für die Wärmeübertragung detailliert beschrieben. In Hybridraketentriebwerken wird die Wärmeenergie in einer dünnen Flammenzone in der Strömungsgrenzschicht freigesetzt und von dort mittels Konvektion und Strahlung zur Brennstoffwand transportiert. Die Regressionsrate wird durch den verwendeten Brennstoff und den Gesamtmassenstrom im Strömungskanal der Brennkammer beeinflusst. Das verwendete Strahlungsmodell berücksichtigt Strahlung durch das Rauchgas, Strahlung von Rußpartikeln und Strahlung durch Metallpartikel und -tropfen. Die Regressionsrate und die konvektive Wärmeübertragung wurden über zwei untersuchte Modelle von Marxman und Chiaverini bestimmt. Eine Bestimmung der Wandtemperatur ist damit möglich. In Feststoffraketentriebwerken befindet sich die Reaktionszone auf der Oberfläche des festen Treibsatzes. Bei kleinen Geschwindigkeiten im Strömungskanal ist die Regressionsrate nur vom Brennkammerdruck abhängig. Bei hohen Massenströmen und Geschwindigkeiten kommt es zu einer zusätzlichen Erosion der Treibstoffoberfläche. Hierzu wurden zwei unterschiedliche Berechnungsmodelle betrachtet. Die Wärmeübertragung durch den Brennstoff wurde mit einem zeitabhängigen, quasistationären Temperaturmodell betrachtet. Die dabei bestimmte Durchwärmungsdicke, trifft eine Aussage darüber, ob und wie stark sich die Brennkammerwand während des Abbrands erhitzt. Der Hitzeschutz und die Brennkammeraußenwand wurden mit einem weiteren quasistationären Wärmeübertragungsmodell berücksichtigt. Bei der Betrachtung der Übertragung der Wärme von der Triebwerksoberfläche in die Umgebung wurden die Wärmestrahlung und die freie Konvektion berücksichtigt. Zum Abschluss wurden mit den entwickelten innerballistischen Berechnungsprogrammen zwei Beispiele berechnet und die Ergebnisse dargestellt. Dabei handelt es sich um ein Feststoffraketentriebwerk einer Trägerrakete und das AHRES-Hybridraketentriebwerk.