CN116771549A - 推力室装置和用于运行推力室装置的方法 - Google Patents
推力室装置和用于运行推力室装置的方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN116771549A CN116771549A CN202310682709.3A CN202310682709A CN116771549A CN 116771549 A CN116771549 A CN 116771549A CN 202310682709 A CN202310682709 A CN 202310682709A CN 116771549 A CN116771549 A CN 116771549A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- thrust
- propellant
- section
- nozzle wall
- space
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 9
- 239000003380 propellant Substances 0.000 claims abstract description 223
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims abstract description 14
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 61
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 37
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 28
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 28
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 11
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 13
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 11
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 10
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 9
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 9
- 239000000463 material Substances 0.000 description 8
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 6
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 6
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 229910010293 ceramic material Inorganic materials 0.000 description 5
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 5
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 5
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 5
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 5
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 4
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 4
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 4
- 125000004435 hydrogen atom Chemical class [H]* 0.000 description 4
- 238000005507 spraying Methods 0.000 description 4
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 3
- 239000003949 liquefied natural gas Substances 0.000 description 3
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 3
- 229920006395 saturated elastomer Polymers 0.000 description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 239000012809 cooling fluid Substances 0.000 description 2
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 2
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 2
- 238000004781 supercooling Methods 0.000 description 2
- 239000000654 additive Substances 0.000 description 1
- 230000000996 additive effect Effects 0.000 description 1
- 239000000470 constituent Substances 0.000 description 1
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 1
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 239000003345 natural gas Substances 0.000 description 1
- 239000011148 porous material Substances 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 230000001172 regenerating effect Effects 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/52—Injectors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/44—Feeding propellants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
- F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/002—Wall structures
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
- F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/16—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration with devices inside the flame tube or the combustion chamber to influence the air or gas flow
- F23R3/18—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants
- F23R3/20—Flame stabilising means, e.g. flame holders for after-burners of jet-propulsion plants incorporating fuel injection means
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
- F23R3/34—Feeding into different combustion zones
- F23R3/346—Feeding into different combustion zones for staged combustion
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/10—Two-dimensional
- F05D2250/17—Two-dimensional hyperbolic
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/20—Three-dimensional
- F05D2250/27—Three-dimensional hyperboloid
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/203—Heat transfer, e.g. cooling by transpiration cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
- F05D2300/514—Porosity
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Fuel-Injection Apparatus (AREA)
- Nozzles (AREA)
- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
本发明涉及一种具有推力空间的推力室装置，该推力空间具有依次相互连接的第一区段、第二区段和第三区段，其中所有三个区段中的推力空间由具有外推力空间面的外喷嘴壁限定，该外推力空间面在第一区段和第二区段中向着第三区段逐渐缩小，在第三区段中背离于第二区段而变宽，并且在从第二区段到第三区段的过渡处形成最窄位置，其中第一区段由内喷嘴壁界定，内喷嘴壁具有朝向第二区段逐渐缩小的内推力空间面；推力室装置还包括用于第一推进剂成分的多个第一推进剂入口和用于第二推进剂成分的多个第二推进剂入口，外喷嘴壁包括多个第一推进剂入口的至少一部分。此外，提出了一种用于运行推力室装置的改进的方法。
Description
技术领域
本发明涉及一种推力室装置，包括具有推力空间的推力室，该推力空间具有第一区段、与第一区段连接的第二区段和与第二区段连接的第三区段，其中所有三个区段中的推力空间由具有外推力空间面的外喷嘴壁限定，外推力空间面在第一和第二区段中向着第三区段逐渐缩小，在第三区段中背离于第二区段而变宽，并且在从第二区段到第三区段的过渡处形成最窄位置，其中第一区段由内喷嘴壁界定，内喷嘴壁具有朝向第二区段逐渐缩小的内推力空间面，其中在内推力空间面和外推力空间面之间形成环形燃烧室，环形燃烧室在第一区段上延伸，其中推力室装置还包括用于第一推进剂成分的多个第一推进剂入口和用于第二推进剂成分的多个第二推进剂入口。
此外，本发明涉及用于运行推力室装置的方法。
此外，本发明涉及一种推进装置，特别是用于飞行体或飞行器的推进装置。
此外，本发明涉及一种飞行体或飞行器，包括用于至少第一推进剂成分的第一推进剂存储器，用于至少第二推进剂成分的第二推进剂存储器和推进装置。
背景技术
上述类型的推力室装置例如用在推进装置中以特别是通过推进剂成分的燃烧产生推力，例如用于驱动诸如火箭的飞行体。推进剂成分尤其可以是燃料。例如，液态氢(LH2)可以用作燃料并且液态氧(LOX)可以用作另外的推进剂成分，液态氧接管氧化剂的功能。
目前可用的高性能火箭驱动器的问题尤其是由外喷嘴壁的冷却引起的较高的压力损失。特别地，这里已知再生冷却、薄膜冷却和蒸发冷却。
特别是为了热保护，可以完全使用薄膜冷却也或者仅对于推力空间内的由金属材料形成的传统推力室的再生的壁冷却补充地使用薄膜冷却。然而，这种形式的冷却导致可用的燃烧焓的损失，这反过来降低了推进装置效率。
尽管利用蒸发冷却的外喷嘴壁可以实现与高性能气体发生器推进装置类似的良好效率，但是诸如薄膜冷却的蒸发冷却导致未燃烧的推进剂的过量的质量流动。此外，以系统为条件，蒸发冷却不适用于膨胀机循环，在膨胀机循环中，涡轮机由在推进装置的冷却系统中被加热的推进剂成分驱动以供给燃料。
因此，为了提高具有蒸发冷却的推力室的效率，仅使用这样的系统(如果有的话)：其中一小部分热气体从推力室转移以在所谓的“分接循环”中驱动用于输送燃料的涡轮泵的涡轮机。
因此，所有所述方法中的问题是显着的压力损失或未反应推进剂的燃烧焓的过度损失。
发明内容
因此，本发明的目的是改进上述类型的推力室装置、方法、推进装置和飞行体或飞行器，使得提高推力室装置的效率。
该目的根据本发明在上述类型的推力室装置中通过以下方式实现，即，外喷嘴壁包括多个第一推进剂入口的至少一部分。
所提出的已知推力室装置的改型方案具有的特别的优点是，通过多个第一推进剂入口进入推力室的第一推进剂成分可以完全进入推力空间。当流过外喷嘴壁时，第一推进剂成分被冷却。因此，第一推进剂成分没有质量流量损失。第一推进剂入口尤其构造成使得可以将比冷却外喷嘴壁所需的推进剂更多的推进剂喷射到推力空间中。这使得尤其可以将第一推进剂成分的全部量通过这些第一推进剂入口引入推力空间中。特别是，这使得可以在空间上将第一和第二推进剂入口彼此分开，使得一个推进剂入口布置在外喷嘴壁中，第二推进剂入口布置在推力室的界定推力空间的另一个壁中。如果推力室装置没有内喷嘴壁并且如果第一区段和第二区段形成推力空间的共同区段，则该构造方案也是可能的。通过第一推进剂成分的这种提出的喷射形式，推进剂成分可以是例如燃料，特别是液态氢、液态甲烷(CH4)也或者液态天然气(LNG)，一方面可以最佳地冷却外喷嘴壁，并且另一方面可以将第一推进剂成分针对性地喷射到推力空间的第一和/或第二区段的任意区域中，从而可以实现这两个区段中的第一和第二推进剂成分之间的最佳混合。由此，可以提高燃烧效率。此外，特别是也可以任意减少对用于形成外喷嘴壁的材料的要求，因为外喷嘴壁的冷却可以在推力室装置的整个运行期间进行，该冷却能够实现比根本需要的更好的冷却。此外，损坏推力室壁的风险能够最小化，因为推力室壁实际上总是大致可以保持到在相同的低温。可选地，内喷嘴壁或外喷嘴壁还可具有另外的推进剂入口，特别是用于第二推进剂成分的第二推进剂入口或用于第三或另外的推进剂成分的推进剂入口。
有利的是，外喷嘴壁至少部分被构造成流体可通过的，以形成多个第一推进剂入口的至少一部分。可选地或替代地，第一推进剂入口也可以以外喷嘴壁的喷嘴或通道的形式形成。
如果外喷嘴壁被制成多孔的以形成多个第一推进剂入口的至少一部分，则可以使推力室装置特别紧凑地构造。多孔外喷嘴壁尤其使得可以通过外喷嘴壁中的孔将第一推进剂成分喷射或引入到推力空间中。在此，特别地，具有为此所需的孔隙率的材料可以用于外喷嘴壁。孔隙率优选大于8％，特别是显着更大。这种孔隙率尤其用于通过蒸发冷却保护外喷嘴壁免于过热。
更有利地，外喷嘴壁的孔隙率至少部分地至少约为10％。优选地，孔隙率局部至少约为15％。更优选地，孔隙率至少部分地为至少约20％。特别是，至少部分意味着，在希望冷却外喷嘴壁的区域中的孔隙率，在足以进行蒸发冷却的范围内，即约8％。然而，为了在推力空间中喷射一定量的第一推进剂成分以在那里进行所希望的燃烧，孔隙率应优选大于至少约10％。孔隙率越大，可以引入推力空间的第一推进剂成分的量越大。在这种情况下，孔隙率特别优选地设定为使得质量流量和供应压力之间产生最佳关系，其中当多孔喷嘴壁上的压降恰好至少大到以至于喷嘴壁被保护免受由于燃烧不稳定性而造成的临界压力冲击时达到最佳供应压力。此外，应该再次澄清的是，即使第一推进剂成分的全部量在进入推力空间之前已经冷却了外喷嘴壁，第一推进剂成分的全部量也可用于燃烧目的。具有所述最小孔隙率的外喷嘴壁的区域可以在推力空间的所有所述区段上或在该推力空间或该区段的部分上延伸，特别是可以是外部喷嘴壁的以环形方式围绕推力空间的区域。
有利的是，外喷嘴壁的孔隙率根据距第一区段的第一端的距离而变化。这使得尤其可以有针对性地在推力空间的某些区域中喷射比在其他区域中更大量的第一推进剂成分。在最窄位置附近，不一定需要过量的第一推进剂成分用于燃烧。相反，特别是在第一区段中，期望在环形燃烧室中的用于燃烧第一推进剂成分的相应足够的量。例如，外喷嘴壁的孔隙率也可以多次增加以及还有减少。因此，可以形成喷嘴壁的区域，例如混合区域或推进剂混合区域，其中可以将更大量或更少量的第一推进剂成分喷射到推力空间中。
有利的是，孔隙率从第一区段的第一端开始向着最窄位置的方向减小。特别地，孔隙率可以连续降低。特别地，孔隙率可以与从第一区段的第一端开始的推力空间的横截面面积成比例地设置。因此，在具有较大横截面的区域中，可以将更多的第一推进剂成分引入推力空间中。
此外，有利的是，内喷嘴壁包括多个第一推进剂入口的至少一部分。这使得可以以简单的方式在第一推进剂成分喷射到推力空间中时通过第一推进剂成分充分冷却内喷嘴壁。另外，为了燃烧目的，还可以通过内喷嘴壁将第一推进剂成分的部分喷射到推力空间中。特别地，可以实现推力空间的第一区段的环形空间中的改善的燃烧稳定性。此外，如果第一推进剂入口设计成使得第一推进剂入口实现整个第一推进剂成分通过内喷嘴壁和外喷嘴壁喷射，则也可以简化在推力空间的端侧端面朝向第一区段的端部的区域中的传统喷射器的结构。因此，可以避免复杂的同轴喷射器，利用该同轴喷射器将传统推进装置中的两个推进剂成分彼此同轴喷射，即一次地通过喷嘴并通过同心地围绕该喷嘴的环形喷嘴。因此，内喷嘴壁和外喷嘴壁可以被形成为用于第一推进剂成分的全部的待喷射量的喷射器。在有效的、即以最大化的比冲量Isp优化的燃烧中，即具有过量燃料，内喷嘴壁和外喷嘴壁可成为喷射器，从而对于壁冷却不会产生额外的压力损失。通过第一区段中的环形燃烧室的设计也实现了改进的燃烧稳定性。另外，形成内喷嘴壁的燃烧室芯，也称为推入体，可以缓冲或甚至完全消除推力空间中的特定的共振模式。如上面对于外喷嘴壁已经描述的那样，内喷嘴壁可以由实际上任何材料形成，特别是也可以由金属材料形成，因为通过经由内喷嘴壁而喷射到推力空间中的第一推进剂成分的足够高的量似乎可以实现内喷嘴壁的过冷，以确保避免内喷嘴壁的过热。用于形成内喷嘴壁和/或外喷嘴壁的材料的选择实际上是完全不重要的，因为通过喷嘴壁的饱和通流可以实现更好的冷却。饱和通流在这种意义上意味着更多的因此比蒸发冷却内喷嘴壁和/或外喷嘴壁所需的更大量的第一推进剂成分通过内喷嘴壁和/或外喷嘴壁。
当内喷嘴壁被构造成至少部分地流体可通过以形成多个第一推进剂入口的至少一部分时，第一推进剂成分可以通过内喷嘴壁容易地喷射到推力空间中。例如，流体通过性可以通过形成用于喷射第一推进剂成分的流体通道来实现，该流体通道接合到推力空间中。
更有利地，内喷嘴壁被构造成多孔，以形成多个第一推进剂入口的至少一部分。例如，要喷射的推进剂量可以至少部分地由孔隙率预先确定。此外，本身多孔的材料可用于形成内喷嘴壁。例如，在这里考虑陶瓷。纤维织物或纤维增强材料也可用于形成内喷嘴壁和/或外喷嘴壁。
为了不仅能够确保内喷嘴壁的冷却，而且还有足够大的推进剂流进入推力空间，有利的是内喷嘴壁的孔隙率至少约为10％。优选地，孔隙率至少约为15％。更优选地，孔隙率至少部分地为至少约20％。在任何情况下，孔隙率被选择为大于纯蒸发冷却所需的孔隙率。
优选地，内喷嘴壁的孔隙率根据距第一区段的第一端的距离而变化。例如，孔隙率可以增加一次或多次并且然后再次减小。因此，可以在内喷嘴壁和外喷嘴壁中实现孔隙率的局部最大值和最小值。
根据本发明的另一个优选实施方式可以规定，孔隙率从第一区段的第一端开始朝向第二区段减小。以这种方式可以实现的是，在第一区段的背离于第二区段指向的第一端的附近，比在第一和第二区段之间的过渡中的内喷嘴壁的端部的区域中的显着更多的第一推进剂成分可以被喷射到推力空间中。
有利的是，所有第一推进剂入口布置或形成在外喷嘴壁和内喷嘴壁中。这使得尤其可以将第一推进剂成分完全通过内喷嘴壁和外喷嘴壁引入到推力空间中。如上已经所述，可以完全省去复杂构造的同轴喷射器，如同轴喷射器传统使用的那样。所需要的只是用于第二推进剂成分的喷射器，该喷射器优选地在ALM方法(“添加层制造”)中可以非常简单地制造。因此不需要为喷射器中的两个或更多个推进剂成分分离不同的喷射通道。此外，能够以彼此横向的喷射方向将推进剂成分喷射到推力空间中。这实现改善推力空间中的推进剂成分的彻底混合。此外，特别是由此也可以实现高燃烧效率和良好的燃烧稳定性。
特别是，如果内喷嘴壁和外喷嘴壁仅具有第一推进剂入口，则可以实现推力室装置的特别简单的结构。以这种方式，只有这种推进剂成分可以通过内喷嘴壁和外喷嘴壁喷射到推力空间中。
有利的是，内喷嘴壁和/或外喷嘴壁由陶瓷材料和/或金属材料形成。特别是可以利用所希望的孔隙率形成陶瓷材料或纤维陶瓷材料。在金属喷嘴壁中，特别是可以以限定的方式引入喷射通道。任选地还可以在喷嘴壁的形成中组合金属材料和陶瓷材料，以便特别地形成具有限定的入口通道的区域和具有限定的孔隙率的区域。
有利的是，内喷嘴壁具有多个内冷却剂入口和/或外喷嘴壁具有多个外冷却剂入口以用于冷却剂，冷却剂用于冷却内喷嘴壁和/或外喷嘴壁。该构造方案使得尤其可以以简单的方式冷却喷嘴壁，例如通过蒸发冷却。在此，如果推力室不在介质的过临界状态下运行，则在流过内部和/或外部喷嘴壁时液体冷却剂蒸发所需的热量被从内喷嘴壁和/或外喷嘴壁排出。
特别是通过多个第一推进剂入口形成多个内部冷却剂入口和/或多个外部冷却剂入口，可以实现推力室装置的特别简单和紧凑的结构。换句话说，如上所述，第一推进剂入口不仅可用于喷射第一推进剂成分，而且还可用于冷却内喷嘴壁和外喷嘴壁。这可以如上所述实现，特别是没有过多的焓损失和压力损失。
有利的是，推力空间的第一区段在将内喷嘴壁和外喷嘴壁彼此连接的喷射壁的背离第二区段的一侧上被限定，并且将多个第二推进剂入口的至少一部分布置或形成在喷射壁中。该构造方案尤其使得可以将第二推进剂成分至少部分地、特别是完全地通过喷射壁喷射到推力空间中。特别地，可以沿着喷射方向将推进剂成分彼此横向地引入到推力空间中，由此可以实现良好的混合并因此也实现高燃烧稳定性。
如果多个第二推进剂入口仅布置或形成在喷射壁中，则可以进一步简化推力室装置的结构。特别地，第一推进剂成分可以仅通过内喷嘴壁和外喷嘴壁喷射到推力空间中，第二推进剂成分仅通过喷射壁喷射到推力空间中。
以简单的方式，当喷射壁被构造成环形以封闭环形的环形燃烧室时，可以形成推力室装置。
特别地，利用这种形式的喷射壁，可以以简单的方式封闭推力室的环形开口，用于在推力空间的第一区段的第一端处限制推力空间。
喷射壁可任选地具有用于第三推进剂成分的另外的推进剂入口。有利的是，喷射壁仅包括第二推进剂入口。因此，如果仅设置第一和第二推进剂入口，则可以实现系统简化。
为了实现将第二推进剂成分有针对性地喷射到推力空间中，有利的是，多个第二推进剂入口被构造为通道形式，该通道具有指向环形燃烧室的通道口部。例如，这些通道口部可以定向和对准，如DE 10 2013 105 342 A1中所述。特别地，第二推进剂入口可以布置和构造成使得第二推进剂成分在环形燃烧室中形成喷雾锥或双曲面。在后一种情况下，第二推进剂入口可以例如以通道的形式形成，通道相对于推力室的纵轴线弯曲地布置和/或形成。特别地，喷射射流也可以平行于燃烧室轴剖面中的面切线延伸，即在平行于燃烧室轴线的平面中延伸，并且因此不一定沿着双曲面的生成直线。
为了在推力空间中实现燃烧产物的有效冷却和引导，有利的是，内推力空间面向着外推力空间面的方向凸起地弯曲或基本上凸起地弯曲。基本上，凸起弯曲尤其意味着，内推力空间面的外壳凸起地弯曲。然后，内推力空间面也可以具有带有凹曲率的短区域，例如为了改变环形燃烧室的横截面面积，特别是增大，以形成推进剂混合区域。
有利的是，外推力空间面向着内推力空间面的方向凸出地弯曲或者被构造成基本上凸出地弯曲。与推力室的外喷嘴壁的经典轮廓相比，如图1中的示例所示，可以以这种方式避免典型的边界层涡流，边界层涡流也被称为戈尔特勒涡流。这种涡流尤其被形成在由外喷嘴壁限定的最窄位置的区域中。
根据本发明的另一个优选实施方式可以规定，推力室限定纵轴线，并且推力室，特别是第一区段和/或第二区段和/或第三区段，相对于纵轴线旋转对称地形成。这尤其简化了推力室装置的结构和构造。
此外，有利的是，外推力空间面和/或内推力空间面相对于纵轴线旋转对称地构造。这尤其简化了推力室装置的结构。
特别是，如果内推力空间面和/或外推力空间面至少部分地具有旋转双曲面的形状，则可以实现内喷嘴壁和外喷嘴壁附近的特别是最佳的均匀粘度分布。
特别地，它们可以包括不同弯曲的旋转双曲面的区段。此外，由此尤其可以以简单的方式实现预设环形燃烧室的恒定横截面。
优选地，环形燃烧室具有恒定或基本恒定的横截面面积。虽然内推力空间面和外推力空间面可以改变，但可以用这种方式形成准圆柱形的环形燃烧室，环形燃烧室此后在不改变曲率方向的情况下过渡到收敛的推力室区段中以用于声音通过，曲率方向通过纯凸起的外推力空间面和纯凸起的内推力空间面的几何相互作用自动得到。由于逐渐缩小的外喷嘴壁，因此随着减小由外喷嘴壁限定的推力空间的自由横截面面积也可以减少对也就是说特别是在第一推进剂成分处的冷却剂的需求。
此外能够有利的是，环形燃烧室的横截面面积根据距环形燃烧室的第一端的距离而变化，以在环形燃烧室中形成至少一个燃料混合区域。特别地，可以在环形燃烧室中形成两个、三个、四个或更多个这样的推进剂混合区域。特别地，如果内推力空间面或外推力空间面在纵轴线方向上延伸的区域上不弯曲或与优选的凸曲率相反地凹形弯曲，则可以实现这种横截面变化。
有利的是，推力室装置具有第一喷射装置，用于在横向于内推力空间面和/或外推力空间面的方向上将至少一个第一推进剂成分喷射到推力空间中。特别地，喷射装置可以构造成将垂直于内推力空间面和/或外推力空间面的至少一个第一推进剂成分喷射到推力空间中。第一喷射装置的这种类型的构造方案具有的特别的优点是，第二推进剂成分可以横向于、特别是垂直于第一推进剂成分而喷射或喷入到推力空间中。
为了能够以足够高的压力将第一推进剂成分喷射到推力空间中，有利的是，第一喷射装置包括第一泵装置，用于将至少一个第一推进剂成分从第一推进剂存储器泵送通过多个第一推进剂入口而进入推力空间。
此外，有利的是，设置第二喷射装置，用于在与内推力空间面和/或外推力空间面的切线平行或基本平行的方向上将至少一个第二推进剂成分喷射到第一区段中。因此，推进剂成分尤其可以在推力空间中横向地、优选地彼此垂直地喷入。
以简单的方式，当第二喷射装置包括第二泵装置时，第二推进剂成分可以喷射到推力空间中，第二泵装置用于将来自第二推进剂存储器的至少一个第二推进剂成分通过多个第二推进剂入口泵送到第一区段中。第一和第二泵装置都可以特别设计成涡轮泵的形式，涡轮泵具有驱动涡轮和特别是布置在同一轴上的泵轮。涡轮泵的涡轮机尤其可以由从推力空间移除的燃烧气体驱动，或者通过使推进剂成分的一部分在预燃室中反应并将燃烧气体供应到涡轮机来驱动。以这种方式，特别地可以形成气体发生器推进装置。备选地，如果泵装置的涡轮机由来自预燃室的废气驱动，可以形成所谓的预燃室推进装置，以很大的过量将推进剂成分喷射到该预燃室中。然后可以通过第一或第二推进剂入口将具有未在燃烧中反应的推进剂成分的废气喷射到推力空间中。例如，预燃室中的一小部分第一推进剂成分可以与第二推进剂成分聚集，其中只有一小部分第一推进剂成分发生反应。当涡轮泵用作泵装置时，尤其可以使用涡轮机来驱动两个泵轮，利用泵轮一方面可以输送第一推进剂成分，另一方面可以输送第二推进剂成分。优选使用液体推进剂成分作为推进剂成分，例如液氧、液氢、液态甲烷等。
根据本发明，开始所提到的目的此外在开始所述类型的推进装置中通过使得推进装置包括上述推力室装置之一实现。
这种改型的推进装置然后具有上面结合优选实施方式描述的优点。
根据本发明，此外在上述类型的飞行体或飞行器中通过使得它们包括根据本发明的的推进装置而实现了开始所述的目的。通过推力室装置的喷嘴壁的改进的冷却和所描述的较低损失，由于较高的比冲量ISP，可以用相同的推进剂量能够移动较大的有效载荷。
根据本发明，在开始所述类型的方法中通过以下方式实现了开始所提到的目的，即，与冷却内喷嘴壁和/或外喷嘴壁所需的相比，至少通过多个第一推进剂入口的至少一部分将更大量的第一推进剂成分喷射到推力空间中。
如上已经所述，可以因此实现喷嘴壁的过饱和冷却，因此喷嘴壁的过热实际上不再可能。此外，可以减少质量流量损失和压力损失，由此可以改善推力室装置的比冲量Isp。
有利的是，通过多个第一推进剂入口喷射的第一推进剂成分的量至少大于冷却内喷嘴壁和/或外喷嘴壁所需的量的两倍。优选地，通过多个第一推进剂入口喷射第一推进剂成分的多于三倍的量。
如果整个第一推进剂成分通过多个第一推进剂入口喷射到推力空间中，则由此可以以简单的方式简化推力室装置的结构。特别地，如上所述，因此可以形成第二喷射装置，第二喷射装置包括第二推进剂入口，第二推进剂入口既不布置或形成在内喷嘴壁中也不布置或形成在外喷嘴壁中。
附图说明
为了进一步说明，结合附图使用本发明的优选实施方式的以下描述。图示：
图1示出了推力空间设计的传统轮廓的示意图；
图2示出了由简单的双曲面限定的推力室轮廓的示意图；
图3示出了具有用于限定内喷嘴壁和外喷嘴壁的两个双曲面的推力空间轮廓的示意图；
图4示出了具有内喷嘴壁和外喷嘴壁的根据本发明的推力空间设计的示意图；
图5示出了推力室装置的一部分的示意图，推力室装置具有流入推力空间中的第一推进剂成分；
图6示出了气体发生器推进装置的一部分的示意图；
图7示出了具有用于在预燃循环中运行的预燃室的推进装置的一部分的示意图；
图8示出了来自热气模拟的计算的均匀的壁附近的粘度分布的示例性表示；
图9示出了推力空间中的温度分布的示意图，其中一方面通过喷射壁并且另一方面通过内喷嘴壁和外喷嘴壁完全分开地喷射推进剂成分；
图10示出了环形燃烧室的截取部分的示意性放大图；
图11示出了沿图10中的线11-11穿过环形燃烧室的剖视图的一部分的示意图；
图12示出了推力室的另一个实施例的环形燃烧室的截取部分的示意图；并且
图13示出了推力室的另一个实施例的环形燃烧室的截取部分的示意图。
具体实施方式
在图1中示意性地示出了如从现有技术中已知那样的推力室10的一部分。推力室包括与纵轴线14同轴延伸的圆柱形的第一区段12，与第一区段连接的向着纵轴线14的方向凹形弯曲的第二区段16和与第二区段连接的第三区段18，第三区段向着纵轴线14的方向凸起弯曲。
在第三区段18的区域中，界定推力室10的壁20限定了最窄位置22，燃烧气体通过该最窄位置朝向喷嘴出口发散地加速。从位置22开始的第三区段也称为超音速区域。
特别是在第二区段16的区域中，可以形成边界保护涡流，即所谓的戈尔特勒涡流(涡流)，边界保护涡流使得以期望的方式冷却壁20的内壁面26更加困难。特别地，在利用在壁面26处的冷却流体膜进行薄膜冷却的情况下，这里可以发生脱离并因此导致冷却剂的损失和第二区段16和位置22的区域中的过热。
图2示意性地示出了经更改的推力室10的示例，推力室的界定了推力空间28的壁20具有旋转双曲面形状。壁面26在推力室10的这种形状中完全凸出地朝向纵轴线14弯曲。所以壁面没有凹形弯曲的区段。推力空间28从入口区域30到最窄位置22连续地逐渐缩小。
由于壁20的连续弯曲，实际上完全避免了传统轮廓的缺点，即在薄膜冷却中出现的边界层涡流。
推力室10的第三变型在图3中示意性地示出。壁20在此形成外壁20，外壁相对于纵轴线14又形成为旋转双曲面。推力室10具有第一区段32、第二区段34和第三区段36，它们将推力空间28分成相应的区段32、34和36。
第一区段32由插入推力空间28中的推入体38限定，推入体与推入空间28的壁面42限定了内壁40，内壁具有双壳的旋转双曲面的形式。在第一区段32和第二区段34之间的过渡中的在推入体38处的切线44垂直于纵轴线14。
第一区段32限定环形燃烧室46作为推力空间28的一部分。壁面26和42尤其可以被选择成使得自由横截面面积48根据与第一区段32的第一端52的距离50是恒定的。从第一端52开始，由环形燃烧室46限定的环形面的外径减小，该环形面的内边界的直径也减小。在第一区段32和第二区段34之间的过渡54中，环形面于是优选地没有曲率地过渡到圆形面中，圆形面的横截面进一步逐渐缩小直到最窄位置。
通过环形燃烧室46的如所述那样在图3所示的推力室10情况下的恒定横截面，产生了准圆柱形的环形燃烧室46，但具有的优点是，从第一端52开始，壁面26连续地逐渐缩小，并且因此在冷却时不会发生冷却流体膜的脱离和紊流。
再次在图4中以略微不同的形状轮廓示意性地示出了图3中示意性示出的推力室10的构造方案。外喷嘴壁56向着纵轴线14的方向连续地凸出地弯曲。推入体38以双壳的双曲面的形式构造，并且以其端部58限定了第一区段32和第二区段34之间的过渡54。界定推力空间28的壁面42限定内推力空间面60。界定推力空间28的壁面26限定外推力空间面62。
在第一区段32的区域中，内推力空间面60和外推力空间面62界定环形燃烧室46。根据推力空间面60和62的形状，横截面面积48可以是恒定的或者朝向过渡44增大或减小。
第二区段34从过渡54到最窄位置22延伸。这里，推力空间28仅由外推力空间面62界定。
从过渡64中的最窄位置22开始，从第一区段34到第二区段36，推力空间28再次变宽。
因此，第一区段32尤其可以形成准圆柱形区域。第二区段34形成推力空间28的收敛区域，第三区段36形成发散区域，也称为超音速区域。
图5示出了推力室10的其他特征。
外喷嘴壁56和限定内推力空间面60的内喷嘴壁66都设置有多个第一推进剂入口68。通过第一推进剂入口，在箭头70的方向上，第一推进剂成分可以通过外喷嘴壁56喷入或喷射到推力空间28中。同样地，该第一推进剂成分可以通过内喷嘴壁66中的推进剂入口68在箭头72的方向上喷射到推力空间28中。
优选地，如通过箭头70和72所示，第一推进剂成分的喷射横向于、特别是垂直于纵轴线14进行。
由箭头74表示的第二推进剂成分可以从第一端52喷入到环形的环形燃烧室46，其中可以进行由箭头74表示的基本平行于内推力空间面和/或外推力空间面60、62的喷射方向。
通过第一推进剂入口68喷射到推力空间28中的第一推进剂成分的量比外喷嘴壁56和内喷嘴壁66的蒸发冷却所需的量更大，优选地显著更大。
特别地，第一推进剂成分可以通过外喷嘴壁56和内喷嘴壁66完全喷射到推力空间28中。
为了形成第一推进剂入口68，内喷嘴壁66和外喷嘴壁56尤其可以具有喷射通道，所述喷射通道横向于、特别是垂直于或倾斜于纵轴线14接合到推力空间28中。
备选地，第一推进剂入口68也可以通过由多孔材料形成的外喷嘴壁56和内喷嘴壁66的孔形成。
内喷嘴壁66和外喷嘴壁56可以特别地由陶瓷材料和材料形成。任选地，它们也可以由陶瓷材料和/或金属材料的组合形成。
由于冷液态的第一推进剂成分流动穿过第一推进剂入口68，第一推进剂入口从而同时形成多个冷却剂入口78，大致实现了内喷嘴壁56和外喷嘴壁66的过冷。这尤其实现了实际上自由选择形成内喷嘴壁56和外喷嘴壁66的材料，因为其在运行中实际上不可能过热。
由于狭窄的环形燃烧室46，可以实现在推力空间28中彼此反应的推进剂成分的彻底混合和稳定燃烧。
多孔喷嘴壁56和66中的孔隙率优选在约10％至约30％的范围内，更优选在约15％至约25％的范围内。特别地，孔隙率可为约22％。在纯蒸发冷却中，需要约8％的孔隙率来可靠地实现所需的冷却。由于孔隙率较大，因此可以确保的是，通过第一推进剂入口68喷射到推力空间28中的足够量的第一推进剂成分可用于燃烧。
第一推进剂成分尤其可以是液态氢、液态甲烷或液态天然气。
图10示出了图5中的截取部分A的放大图。多孔喷嘴壁56和66由限定内推力空间面66和外推力空间面62的虚线示出。
图11示出了图10中的截取部分的剖视图。沿箭头74的方向喷射的第二推进剂成分然后例如在点78处撞击在横向喷射的第一推进剂成分上。因此造成第一推进剂成分与第二推进剂成分在环形燃烧室46中定向燃烧。
第二推进剂成分尤其可以是液氧。
图12以示例的方式示出了推力空间28的第一区段32的另外的截取部分。这里，外喷嘴壁56例如形成有三个凸起80，该凸起形成混合区域82，在混合区域中环形燃烧室46的横截面面积稍微增大。特别地，可以在这些混合区域82中优化推进剂成分的彻底混合。
图13中示意性地示出了图12中所示的构造方案或变型的替代方案。这里，混合区域82由内喷嘴壁66的凸起80形成。即使如此，也可以实现环形燃烧室56在平行于纵轴线14的长度上的横截面加宽。
可选地，凸起80也可以设置在外喷嘴壁56和内喷嘴壁66上以形成混合区域82。
图6示意性地示出了具有推力室装置86的推进装置84，推力室装置包括再次示意性地示出的推力室10。推力空间28的形状与图4所示的推力空间28相对应。
推进装置84可用于驱动飞行体88或飞行器。
飞行体88包括用于液态的第一推进剂成分的第一推进剂存储器90和用于液态的第二推进剂成分的第二推进剂存储器92。优选地，第一推进剂成分是燃料，第二推进剂成分是氧化剂。
通过推进剂管线94，来自第一推进剂存储器90的第一推进剂成分被传送到泵装置98的泵轮96。泵装置包括涡轮机100，在涡轮机的轴102上布置有第一泵轮96和第二泵轮104。
通过第二推进剂管线106，将第二推进剂成分供应到第二泵轮。
通过第三推进剂管线108，将第一推进剂成分从泵轮96输送到预燃室110。
第二推进剂成分从第二泵轮104经由第三推进剂管线112输送到预燃室110。在那里，第一和第二推进剂成分的一部分被燃烧。利用通过进料管线114传递到泵装置的涡轮机110的燃烧气体，驱动涡轮机100。燃烧废气116从预燃室110导出并且不再使用。
通过第五推进剂管线118，第一推进剂成分从第一泵轮96引导到外喷嘴壁56上的分配器120并且引导到内喷嘴壁66上的分配器122。然后，从分配器120和122，第一推进剂成分可以流到图6中未示出的第一推进剂入口68并通过该第一推进剂入口进入推力空间28。
第二泵轮104将第二推进剂成分的一部分通过第六推进剂管线124输送到喷射装置126，喷射装置包括用于封闭推力空间28的第一端52的喷射壁，喷射壁具有至少一个第二推进剂出口128或多个第二推进剂出口128，第二推进剂成分通过所述第二推进剂出口通过第一端52喷入到环形燃烧室46中。
因此，在图6中示意性地示出了气体发生器推进装置的结构。
图7示意性地示出了推力室装置86的替代构造方案，其在其结构中基本上与图6中的推力室装置86一致。
然而，图7中所示的推力室装置在预燃循环中运行。也就是说，向预燃室110供应两种推进剂成分的混合物，其中第二推进剂成分较大程度占主要部分。
具有来自预燃室110的燃烧废气和尚未反应的氧化剂作为第二推进剂成分的涡轮机100的排气管线通过排气管线130供应到喷射装置126。
包括图7中所示的推力室装置86的推进装置84可以如所述的那样在预燃循环中运行。因此，这里不会出现燃烧气体的损失，而且用于驱动涡轮机100的预燃室的燃烧气体进入推力空间28以产生推进装置84的推力。
图8示出了如上所述的在推力室10中的流动分布。沿着内推力空间面和外推力空间面60和62得到来自热气模拟的均匀的壁附近的粘度分布。在所示粘度分布的右侧的刻度上，给出了0至1000范围内的雷诺数，雷诺数对应于粘度分布中的亮度。
而且最后图9示出了当第一推进剂成分和第二推进剂成分彼此完全分开地喷射到推力空间28中时实现的有效燃烧的模拟示例。作为第一推进剂成分的燃料仅通过外喷嘴壁56和内喷嘴壁66中的第一推进剂入口68喷射到推力空间28中。第二推进剂成分仅通过喷射装置126的喷射壁喷射，喷射壁封闭推力空间28的第一端52。
通过第一推进剂成分的饱和或过饱和通流内喷嘴壁56和外喷嘴壁66，可以实现内喷嘴壁和外喷嘴壁的更好的冷却，而没有第一推进剂成分的质量流量损失。同样，如果压力损失确实出现，则显着减少了压力损失。以这种方式，可以避免内喷嘴壁56和外喷嘴壁66的过热。
在设置推入体38方面改善了燃烧。另外，由于简化了喷射装置126的结构，因此整体上简化了推力室装置86的系统。该喷射装置专门用于喷射第二推进剂成分。
特别地，已知推力室装置的所提出的改型方案也使得有效使用液体形式的甲烷成为可能，特别是也可以直接作为天然气体作为燃料或第一推进剂成分。
附图标记列表
10 推力室
12 第一区段
14 纵轴线
16 第二区段
18 第三区段
20 壁
22 最窄位置
24 喷嘴出口
26 壁面
28 推力空间
30 入口区域
32 第一区段
34 第二区段
36 第三区段
38 推入体
40 壁
42 壁面
44 切线
46 环形燃烧室
48 横截面面积
50 距离
52 第一端
54 过渡
56 外喷嘴壁
58 端部
60 内推力空间面
62 外推力空间面
64 过渡
66 内喷嘴壁
68 第一推进剂入口
70 箭头
72 箭头
74 箭头
76 冷却剂入口
78 点
80 凸起
82 混合区域
84 推进装置
86 推力室装置
88 飞行体
90 第一推进剂存储器
92 第二推进剂存储器
94 推进剂管线
96 第一泵轮
98 泵装置
100 涡轮机
102 轴
104 第二泵边缘
106 第二推进剂管线
108 第三推进剂管线
110 预燃室
112 第四推进剂管线
114 进料管线
116 废气
118 第五推进剂管线
120 分配器
122 分配器
124 第六推进剂管线
126 喷射装置
128 第二推进剂出口
130 排气管线
Claims (10)
1.一种推力室装置(86)，包括具有推力空间(28)的推力室(10)，所述推力空间具有第一区段(32)、与第一区段连接的第二区段(34)和与第二区段(34)连接的第三区段(36)，其中所述推力空间(28)在所有三个区段(32、34、36)中由具有外推力空间面(62)的外喷嘴壁(56)界定，所述外推力空间面(62)在所述第一区段和所述第二区段(32、34)中向着所述第三区段(36)逐渐缩小、在所述第三区段(36)中从所述第二区段(34)远离地加宽、并且在从所述第二区段(34)到所述第三区段(36)的过渡处形成最窄位置(22)，其中所述第一区段(32)由内喷嘴壁(66)界定，所述内喷嘴壁具有朝向所述第二区段(34)逐渐缩小的内推力空间面(60)，其中在内推力空间面(60)和外推力空间面(62)之间形成环形燃烧室(46)，所述环形燃烧室在所述第一区段(32)上延伸，其中推力室装置(86)还包括用于第一推进剂成分的多个第一推进剂入口(68)和用于第二推进剂成分的多个第二推进剂入口(128)，其特征在于，外喷嘴壁(56)包括所述多个第一推进剂入口(68)的至少一部分。
2.根据权利要求1所述的推力室装置，其特征在于，所有第一推进剂入口(68)被布置或构造在外喷嘴壁(56)和内喷嘴壁(66)中。
3.根据前述权利要求任一项所述的推力室装置，其特征在于，所述内喷嘴壁(66)和所述外喷嘴壁(56)仅具有第一推进剂入口(68)。
4.根据前述权利要求任一项所述的推力室装置，其特征在于，所述内推力空间面(60)被构造成向着外推力空间面(62)的方向凸出地弯曲或基本上凸出地弯曲。
5.根据前述权利要求任一项所述的推力室装置，其特征在于，所述外推力空间面(62)被构造成向着内推力空间面(60)的方向凸出地弯曲或基本上凸出地弯曲。
6.根据前述权利要求任一项所述的推力室装置，其特征在于，环形燃烧室(46)的横截面面积(48)根据距所述环形燃烧室(46)的第一端(52)的距离(50)而变化，以在所述环形燃烧室(46)中形成至少一个燃料混合区域(82)。
7.根据前述权利要求中任一项所述的推力室装置，其特征在于，第二喷射装置用于沿与所述内推力空间面(60)和/或外推力空间面(62)的切线平行或基本平行的方向(74)将所述至少一个第二推进剂成分喷射到所述第一区段(32)中。
8.一种推进装置(84)，特别是用于飞行体(88)或飞行器的推进装置，包括根据前述权利要求中任一项所述的推力室装置(86)。
9.一种飞行体(88)或飞行器，包括用于至少第一推进剂成分的第一推进剂存储器(90)、用于至少第二推进剂成分的第二推进剂存储器(92)和根据权利要求8所述的推进装置(84)。
10.一种用于运行根据权利要求1到7中任一项所述的推力室装置(86)的方法，其特征在于，与用于冷却内喷嘴壁(66)和/或外喷嘴壁(56)所需的第一推进剂成分的量相比，至少通过多个第一推进剂入口(68)的至少一部分将更大量的第一推进剂成分喷射到推力空间(28)中。
Applications Claiming Priority (6)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE102017105581 | 2017-03-15 | ||
| DE102017105581.9 | 2017-03-15 | ||
| DE102017106758.2A DE102017106758A1 (de) | 2017-03-15 | 2017-03-29 | Schubkammervorrichtung und Verfahren zum Betreiben einer Schubkammervorrichtung |
| DE102017106758.2 | 2017-03-29 | ||
| CN201880018413.9A CN110475963B (zh) | 2017-03-15 | 2018-03-15 | 推力室装置和用于运行推力室装置的方法 |
| PCT/EP2018/056517 WO2018167204A1 (de) | 2017-03-15 | 2018-03-15 | Schubkammervorrichtung und verfahren zum betreiben einer schubkammervorrichtung |
Related Parent Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201880018413.9A Division CN110475963B (zh) | 2017-03-15 | 2018-03-15 | 推力室装置和用于运行推力室装置的方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN116771549A true CN116771549A (zh) | 2023-09-19 |
Family
ID=63372042
Family Applications (2)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201880018413.9A Active CN110475963B (zh) | 2017-03-15 | 2018-03-15 | 推力室装置和用于运行推力室装置的方法 |
| CN202310682709.3A Pending CN116771549A (zh) | 2017-03-15 | 2018-03-15 | 推力室装置和用于运行推力室装置的方法 |
Family Applications Before (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201880018413.9A Active CN110475963B (zh) | 2017-03-15 | 2018-03-15 | 推力室装置和用于运行推力室装置的方法 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US11555471B2 (zh) |
| EP (1) | EP3596327B1 (zh) |
| CN (2) | CN110475963B (zh) |
| DE (1) | DE102017106758A1 (zh) |
| FR (1) | FR3064031B1 (zh) |
| RU (1) | RU2757376C2 (zh) |
| WO (1) | WO2018167204A1 (zh) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102020123422A1 (de) | 2020-09-08 | 2022-03-31 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Schubkammervorrichtung und Verfahren zum Betreiben einer Schubkammervorrichtung |
| DE102020124542A1 (de) | 2020-09-21 | 2022-03-24 | Arianegroup Gmbh | Brennkammer mit schwingungsdämpfender Innenwandform und Verfahren zum Herstellen eines Brennkammerabschnitts |
Family Cites Families (26)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2555081A (en) * | 1946-03-26 | 1951-05-29 | Daniel And Florence Guggenheim | Means for supplying liquids to an annular rotating combustion chamber |
| US2544419A (en) * | 1947-03-22 | 1951-03-06 | Daniel And Florence Guggenheim | Combustion chamber with wide-angle discharge for use in propulsion apparatus |
| US2667740A (en) * | 1950-06-06 | 1954-02-02 | Daniel And Florence Guggenheim | Means for supplying and cooling rocket type combustion chambers |
| US3451223A (en) * | 1966-12-06 | 1969-06-24 | Howard Vern Main | Rocket engine chamber cooling and injection system |
| DE1926728B1 (de) * | 1969-05-24 | 1971-03-25 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Brennkammer fuer Strahltriebwerke,insbesondere fuer Raketen-Staustrahltriebwerke |
| DE2300983A1 (de) * | 1973-01-10 | 1974-07-11 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Zuendsystem fuer mit nichthypergolen treibstoffkomponenten betriebene brennkammern von raketentriebwerken |
| US4073138A (en) * | 1974-05-28 | 1978-02-14 | Aerojet-General Corporation | Mixed mode rocket engine |
| FR2605053A1 (fr) * | 1986-10-14 | 1988-04-15 | Gen Electric | Aeronef a combustibles multiples, et son systeme de propulsion |
| US4835959A (en) | 1986-10-14 | 1989-06-06 | General Electric Company | Multiple-propellant air vehicle and propulsion system |
| US4840025A (en) | 1986-10-14 | 1989-06-20 | General Electric Company | Multiple-propellant air vehicle and propulsion system |
| US4841723A (en) * | 1986-10-14 | 1989-06-27 | General Electric Company | Multiple-propellant air vehicle and propulsion system |
| FR2610044A1 (fr) * | 1986-10-14 | 1988-07-29 | Gen Electric | Systeme de propulsion comportant une garniture perfectionnee de la chambre de combustion et procede de fabrication d'une telle fabrication |
| US4926632A (en) * | 1988-02-01 | 1990-05-22 | Olin Corporation | Performance arcjet thruster |
| DE19730674A1 (de) * | 1997-07-17 | 1999-01-21 | Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt | Brennkammer und Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer |
| WO1999022903A1 (en) * | 1997-10-30 | 1999-05-14 | Volvo Aero Corporation | A method for producing rotational-symmetrical articles of sheet metal with double curved surface and varying thickness of material |
| RU2158841C2 (ru) * | 1999-01-21 | 2000-11-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" | Камера жидкостного ракетного двигателя и ее корпус |
| FR2836699B1 (fr) | 2002-03-04 | 2005-02-11 | Eads Launch Vehicles | Moteur de fusee |
| DE102005036137A1 (de) | 2005-07-26 | 2007-02-01 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Brennkammer und Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer |
| DE102006029586A1 (de) | 2006-06-20 | 2007-12-27 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Einblaskopf, Mischungsraum und Triebwerk |
| DE102011000383B4 (de) * | 2011-01-28 | 2015-01-22 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Triebwerkvorrichtung und Verfahren zum Betreiben einer Triebwerkvorrichtung |
| FR2987081B1 (fr) | 2012-02-21 | 2017-03-31 | Snecma | Ensemble et procede propulsifs |
| RU2511791C1 (ru) * | 2013-03-18 | 2014-04-10 | Николай Борисович Болотин | Система охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя |
| DE102013105345B4 (de) | 2013-05-24 | 2019-01-10 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Schubkammervorrichtung und Verfahren zum Betreiben einer Schubkammervorrichtung |
| DE102013105342B4 (de) | 2013-05-24 | 2021-06-17 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Verfahren zur Herstellung eines Injektors und Injektor |
| CN103670797B (zh) * | 2013-12-06 | 2015-12-09 | 北京动力机械研究所 | 一种固液冲压发动机 |
| US20150267615A1 (en) * | 2014-03-21 | 2015-09-24 | Michael Marion McCulley | Alternative fuel rocket augmentation device |
-
2017
- 2017-03-29 DE DE102017106758.2A patent/DE102017106758A1/de not_active Ceased
-
2018
- 2018-03-07 FR FR1851967A patent/FR3064031B1/fr active Active
- 2018-03-15 WO PCT/EP2018/056517 patent/WO2018167204A1/de unknown
- 2018-03-15 CN CN201880018413.9A patent/CN110475963B/zh active Active
- 2018-03-15 EP EP18712154.6A patent/EP3596327B1/de active Active
- 2018-03-15 RU RU2019131586A patent/RU2757376C2/ru active
- 2018-03-15 CN CN202310682709.3A patent/CN116771549A/zh active Pending
-
2019
- 2019-09-11 US US16/567,049 patent/US11555471B2/en active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN110475963A (zh) | 2019-11-19 |
| CN110475963B (zh) | 2023-06-23 |
| US11555471B2 (en) | 2023-01-17 |
| WO2018167204A1 (de) | 2018-09-20 |
| RU2757376C2 (ru) | 2021-10-14 |
| EP3596327A1 (de) | 2020-01-22 |
| FR3064031B1 (fr) | 2021-12-10 |
| FR3064031A1 (fr) | 2018-09-21 |
| US20200095956A1 (en) | 2020-03-26 |
| RU2019131586A (ru) | 2021-04-15 |
| RU2019131586A3 (zh) | 2021-08-16 |
| EP3596327B1 (de) | 2021-06-09 |
| DE102017106758A1 (de) | 2018-09-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2430307C2 (ru) | Устройство впрыскивания смеси воздуха с топливом, камера сгорания и газотурбинный двигатель, снабженные таким устройством | |
| US6244041B1 (en) | Liquid-propellant rocket engine chamber and its casing | |
| US20210148307A1 (en) | Rocket engine with integrated oxidizer catalyst in manifold and injector assembly | |
| KR100674118B1 (ko) | 로켓 추진용 메탄엔진 | |
| US8272219B1 (en) | Gas turbine engine combustor having trapped dual vortex cavity | |
| JP2007093200A (ja) | コーキング防止型インジェクタアーム | |
| JPS5860124A (ja) | ガスタ−ビンのプリチエンバ・燃料マニホルド構造 | |
| US4974415A (en) | Staged, coaxial multiple point fuel injection in a hot gas generator | |
| CN110475963B (zh) | 推力室装置和用于运行推力室装置的方法 | |
| US10995669B2 (en) | Nozzle for combustors and gas turbine including the same | |
| US6666016B2 (en) | Mixing enhancement using axial flow | |
| US4707981A (en) | Variable expansion ratio reaction engine | |
| US11060483B2 (en) | Hybrid rocket engine with improved solid fuel segment | |
| US8919126B2 (en) | Cooled pilot fuel lance | |
| US11692515B2 (en) | Liquid rocket engine tap-off power source | |
| US2676456A (en) | Rocket propulsion unit without separate gas generator for turbopumps | |
| US4901524A (en) | Staged, coaxial, multiple point fuel injection in a hot gas generator | |
| RU2514863C1 (ru) | Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя | |
| JP4117931B2 (ja) | ガスタービンエンジンにおけるターボクーラーエアアシスト燃料噴霧 | |
| CN114777162A (zh) | 一种径向供油供气的连续旋转爆震冲压发动机 | |
| US8701414B2 (en) | Injection device for combustion chambers of liquid-fueled rocket engines | |
| RU2511785C1 (ru) | Система охлаждения камеры жидкостного ракетного двигателя | |
| RU2315193C1 (ru) | Прямоточный воздушно-реактивный двигатель с распределенным по длине тепломассоподводом | |
| JPH05272411A (ja) | スクラムジェットエンジン | |
| AU2020103757A4 (en) | Hybrid Rocket Engine With Improved Solid Fuel Segment |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |