Diskussion:Flüssigkeitsraketentriebwerk

Trennung Flüssigkeitsrakete/Flüssigkeitsraketentriebwerk

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Ich habe den Artikel zwar nach Flüssigkeitsraketentriebwerk verschoben aber so richtig ist das auch nicht. Es gibt nämlich beides. Flüssigkeitsraketentriebwerke werden in Raketenflugzeuge und in Flüssigkeitsraketen eingebaut. --Avron 12:40, 6. Jan. 2009 (CET)Beantworten

Quellen fehlen...

Letzter Kommentar: vor 14 Jahren2 Kommentare2 Personen sind an der Diskussion beteiligt

Wenn ich mich nicht verguckt habe sind hier keine Quelllinks angegeben, oder? --84.59.43.68 20:10, 28. Jul. 2009 (CEST)Beantworten

Also ist es eine Quellenwarnung keine Überarbeitungs-Warnung - habe das geändert. --Bernd.Brincken 15:35, 5. Jan. 2010 (CET)Beantworten

Turbinen

Letzter Kommentar: vor 3 Jahren3 Kommentare3 Personen sind an der Diskussion beteiligt

Die Antriebe der Kreiselpumpen (?) efolgen immer durch Turbinen mit innerer Verbrennung von Brennstoff?

Gibt es auch Turbinen, die – ähnlich Pressluftwerkzeug – bloss mittels Entspannung von Hochdruckgas, ich sag mal 200–800 bar Helium, angetrieben werden?

Jedenfalls gibt es auch das Beaufschlagen von Treibstofftanks mit Druckgas. Möglicherweise jedoch nur für die viel, viel kleineren Steuertriebwerke/Steuerdüsen.

--Helium4 (Diskussion) 16:46, 1. Feb. 2020 (CET)Beantworten

Zur ersten Frage: Nein; es gibt zumindest auch elektrisch angetriebene Turbinen, z.B. (namensgebend) bei der Electron und bei der Astra. --PM3 23:54, 1. Feb. 2020 (CET)Beantworten

Streiche ~~Turbinen~~, setze elektrisch angetriebene *Pumpen*. --Rex250 (Diskussion) 10:44, 24. Mai 2021 (CEST)Beantworten

Wie startet ein Expandertriebwerk?

Letzter Kommentar: vor 4 Jahren2 Kommentare2 Personen sind an der Diskussion beteiligt

Es heißt im Artikel: "... wird eine der beiden Treibstoffkomponenten zur Kühlung der Brennkammer durch deren Kühlmantel gepumpt. Dabei verdampft die Flüssigkeit und der expandierende Heißdampfstrom treibt die Arbeitsturbine der Förderpumpen an." Das gilt für das bereits in Betrieb befindliche Expandertriebwerk. Da aber die Brennkammer anfänglich kalt ist, wird beim Pumpen durch deren Kühlmantel zunächst kein Heißdampfstrom erzeugt. Es wird also vermutlich eine Art Starthilfe vonnöten sein, z. B. durch externe Erhitzung der Brennkammer vor Zünden des Triebwerks. Dazu wünsche ich mir noch ein paar Aussagen. --Turdus (Diskussion) 12:52, 10. Mai 2020 (CEST)Beantworten

Hier eine Beschreibung des Starts eines Vinci-Triebwerks:

„Before the start-up sequence, the engine feeding lines and pumps are chilled down by liquid oxygen and hydrogen flowing from the tanks through the pumps and discharging to vacuum via chilldown lines (or purge lines). Then the hydrogen chamber valve (VCH) is opened, and hydrogen flows from the tank through the pump, the cooling jacket, the turbines and discharges to vacuum via the nozzle. Heat transfer from the chamber wall initially at ambient conditions to hydrogen gives the fluid the energy required to produce the torque needed to power both turbopumps. Then the oxygen chamber valve (VCO) is opened and the chamber is ignited using a H2/O2 gas fed torch, electrically initiated by a spark system. The heat flux produced by the combustion of propellants is transferred to the hydrogen through the cooling jacket and thus drives the pressure build-up of the engine. At the end of the start-up sequence the chilldown valves (VPH and VPO), that were so far kept open to maintain a sufficient flow in the pumps, are finally closed.“^[1]

Und hier für ein RL-10:

„The RL-10 engine starts by using the pressure difference between the fuel tank and the nozzle exit (upper atmospheric pressure), and the ambient heat stored in the metal of the cooling jacket walls. The engine “bootstraps” to full-thrust within two seconds after ignition.“^[2]

TL;DR: Tankdruck liefert Treibstoff ans Triebwerk, verdampft dort durch Umgebungswärme und startet die Turbine. --Sense Amid Madness, Wit Amidst Folly (Diskussion) 15:01, 10. Mai 2020 (CEST)Beantworten

Turbineneintrittstemperatur

Letzter Kommentar: vor 7 Monaten1 Kommentar1 Person ist an der Diskussion beteiligt

@Asdert hat zurecht meine Angabe für die Turbineneintrittstemperatur des RD-170 von "772 °C" auf "772 K" geändert. Ich habe daher meine vorherige Änderung in der Einleitung (ursprünglich "400 bis 700 K", dann "400 bis 700 °C") überprüft und nun auf "400 bis 833 K" für das RD-107/108 korrigiert. Mir erschien die K-Angabe als unplausibel, da ich vermutete, dass mit entsprechend hochfesten Turbinenwerkstoffen weit höhere Temperaturen als 550 Grad C möglich sein müssten, um eine höhere Turbinenleistung zu erzielen, zumal die Turbopumpe durch die kalten Treibstoffe stark gekühlt wird. --SchmiAlf (Diskussion) 10:52, 25. Mär. 2024 (CET)Beantworten

↑ Stéphane Durteste: A Transient Model of the VINCI Cryogenic Upper Stage Rocket Engine. In: 43rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. American Institute of Aeronautics and Astronautics, Cincinnati, OH 2007, ISBN 978-1-62410-011-6, doi:10.2514/6.2007-5531.
↑ Francesco Di Matteo, Marco De Rosa, Marcello Onofri: Start-Up Transient Simulation of a Liquid Rocket Engine. In: 47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. American Institute of Aeronautics and Astronautics, San Diego, California 2011, ISBN 978-1-60086-949-5, doi:10.2514/6.2011-6032.

Abschnitt hinzufügen

[1] Stéphane Durteste: A Transient Model of the VINCI Cryogenic Upper Stage Rocket Engine. In: 43rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. American Institute of Aeronautics and Astronautics, Cincinnati, OH 2007, ISBN 978-1-62410-011-6, doi:10.2514/6.2007-5531.

[2] Francesco Di Matteo, Marco De Rosa, Marcello Onofri: Start-Up Transient Simulation of a Liquid Rocket Engine. In: 47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. American Institute of Aeronautics and Astronautics, San Diego, California 2011, ISBN 978-1-60086-949-5, doi:10.2514/6.2011-6032.

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