PDF zum Download - Tim Boson / Condor

SSME (Space Shuttle Main-Engine) Das Objekt der Begierde – 50 Millionen Dollar pro Stück. Das SSME wird von Pratt & Whitney
Rockedyne gebaut und wiegt 3,2 Tonnen. Die Schubdüse hat eine Länge von 2,87 Metern und einen maximalen Durchmesser von 2,39
Metern. Jeder Orbiter hat drei Stück davon in einem Cluster eingebaut. Beim Start beträgt die Brenndauer achteinhalb Minuten. Im
Gegensatz zu den Feststoffraketen kann jedoch bei diesem Triebwerk der Schub geregelt werden oder im Flug abgestellt werden. Jedes
Triebwerk liefert mehr als 2000 Kilonewton (200 Tonnen) Schub. In der Brennkammer erreicht die Temperatur über 3300 Grad Celsius.
Durch Turbopumpen wird der Treibstoff mit einem Druck von ca. 450 Bar und der Oxidator mit ca 300 Bar zur Brennkammer befördert.
Dabei erreichen die Pumpen Drehzahlen von ca 35 000 U/min. Der Erstlauf eines SSME fand im Oktober 1975 statt. Auch noch nach
fast 35 Jahren zählen die SSMEs zum Hauptrisikofaktor der Shuttle-Flüge.
Die NASA verfügte zum Zeitpunkt der Entwicklungen über keine wirklich zuverlässigen numerischen
Verfahren; sie benutzte standardisierte, aber teilweise veraltete Berechnungsmethoden
zur Dimensionierung eines solchen neuen Triebwerks wie es die SSME (Space Shuttle
Main Engine) ist. Die Physik, die sich in solchen Strömungsprozessen im Verhältnis zwischen
Gasgeschwindigkeit, Druck, Temperatur und Materialverhalten abspielt, gehört zum Anspruchsvollsten,
was man heutzutage mathematisch zuverlässig formulieren und numerisch
mit ausreichender Genauigkeit berechnen kann. Und die mathematischen, vorrangig numerischen
Methoden, die man dafür benötigt, um z. B. turbulente Strömungen reaktiver Gase berechnen
zu können, sind oft mindestens unter zwei Aspekten unzureichend: Erstens fehlen auf
der numerischen Seite gewöhnlich die adäquaten Lösungsalgorithmen, und zweitens herrscht
ein eklatanter Mangel vor an zuverlässigen Materialfunktionen. Beispielsweise gibt es nur die
rein mechanistische kinetische Gastheorie, 100 Jahre alt, um die Viskositäten, oder die Wärmeleitfähigkeiten
oder die polynären Diffusionskoeffizienten eines reaktiven Vielkomponenten-Gasgemisches
bei hohen Temperaturen zu ermitteln. Eine experimentelle Überprüfung
dieser Daten ist in aller Regel ohnehin unmöglich!
Tim Boson:
Können Sie das Problem ein bisschen näher beschreiben?
TSWS:
Sie müssen sich Folgendes vorstellen: Die elektrische Zündung eines solchen Triebwerks
verursacht zunächst eine gewaltige Explosion in der Brennkammer. Alles fliegt auseinander.
Das können Sie wörtlich nehmen. Da gibt es sozusagen keinen einzigen Punkt in den strömenden
Gasen, der sich im Laufe des Startvorgangs nicht irgendwie bewegt und verschiebt.
Temperatur, Druck, Gegendruck, Gaszusammensetzung und Gasströmung sorgen dafür, dass
kein Teilchen an der Stelle bleibt, an der es vor der Zündung war.
Im Endeffekt resultiert eine Vorzugsrichtung im Raketenmotor, in die sich das Gas rasch ausbreitet,
um die Brennkammer zu verlassen. Das gilt indes nicht für die Wandmaterialien, welche
die Brennkammer begrenzen und schützen. Übrigens expandiert ein solches “explodierendes”
Milieu nicht homogen, sondern zeigt in aller Regel ein nichtlineares Verhalten – ergo,
es explodiert zum Beginn der Zündung anders als in der Mitte und am Ende der Startphase,
weil sich die Temperaturen und Drücke des Gases nicht plötzlich, sondern kontinuierlich ein-
9