Experimentelle Ermittlung der Zündverzugszeiten

Zusammenfassung

Das Raketentriebwerk mit festem Treibstoff wird im allgemeinen dadurch gezündet, daß die Treibstoffoberfläche plötzlich einer intensiven Wärmequelle, gewöhnlich einer durch elektrischen Impuls ausgelösten Zündflamme ausgesetzt wird. Die Oberflächentemperatur nimmt infolgedessen zu. Der im Treibstoff enthaltene Brennstoff verdampft in der Regel bei einer Oberflächentemperatur T(0, t) < 600°K wesentlich schneller als der Oxydator (Ammonium-Perchlorat). Ist nun Sauerstoff in dem heißen Umgebungsgas enthalten, so reagiert der Brennstoffdampf mit dem Sauerstoff in der Gasphase und leitet die Zündung ein. Enthält das Umgebungsgas keinen Sauerstoff, so ist eine intensivere Erhitzung nötig, um die Zersetzung des Oxydators und damit die Befreiung des gebundenen Sauerstoffs herbeizuführen. Die Verhältnisse in den Feststoff-Raketentriebwerken sind daher gekennzeichnet durch einen hohen Energiefluß an der Treibstoffoberfläche und eine hohe Gastemperatur dicht außerhalb der Oberfläche. Die Zündverzugszeiten sind im allgemeinen sehr kurz und liegen in der Größenordnung von einigen Millisekunden oder weniger. Um diese Verhältnisse gut zu simulieren und die Zündverzugszeiten experimentell zu ermitteln, eignet sich insbesondere das Stoßwellenrohr [31]. Das Stoßwellenrohr gestattet die homogene Erhitzung eines beliebigen Gases in kleiner Menge, wobei die Temperatur dieses Gases sehr rasch bis zu einem beliebig wählbaren hohen Wert gebracht werden kann. Da die nutzbare Testzeit im allgemeinen kurz ist, eignet sich diese einfache Apparatur nur für die Untersuchung der schnell ablaufenden Vorgänge. Das erhitzte Gas in der Zone hinter der an der Endwand reflektierten Stoßwelle bleibt nahezu in Ruhe, was für die vorliegende Untersuchung besonders vorteilhaft ist.