DE10037776A1 - Brennkammer für ein Flüssigkeitsraketentriebwerk - Google Patents
Brennkammer für ein FlüssigkeitsraketentriebwerkInfo
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Abstract
Die Erfindung gehört zum Bereich der Raketentechnik und kann bei Entwicklung der Raketentriebwerke mit sehr hohen Dichten der Wärmeströmung in die Kammerwand verwendet werden. Hierzu ist eine Brennkammer für ein Flüssigkeitsraketentriebwerk vorgesehen, die zumindest eine Transpirationskühlung, einen Einspritzkopf mit Frontplatte und koaxialen Einspritzelementen mit einem Einsatz und einer den Einsatz koaxial umgebenden Hülse aufweist. Die Innenwand der Brennkammer weist einen porösen Abschnitt auf, wobei der poröse Abschnitt von der Frontplatte im Abstand von 15 bis 20 Innendurchmessern der Hülse liegt.
Description
Die Erfindung gehört zum Bereich der Raketentechnik und kann für Brenn
kammern von Raketentriebwerken mit einem sehr hohen Wärmeeintrag in die
Kammerwand verwendet werden.
Eines der wichtigsten Probleme bei der Entwicklung der Triebwerke mit ho
hem Wärmeeintrag in die Brennkammerwand ist zur Zeit die Sicherung einer
zuverlässigen Kühlung der Brennkammerwände. Ab einem bestimmten
Wärmebrennkammerinnendruck ist die verbreitete Methode der Kühlung der In
nenseite oder Heissgasseite der Brennkammerwände durch Kühlmittelzufuhr
in Kühlungswege auf der von der Heissgasseite abgewandten Seite nicht
mehr sonderlich wirksam.
Eine der Methoden zur Lösung dieses Problems kann die Verwendung von
transpirationsgekühlten Innenseiten der Brennkammern darstellen, wobei die
Brennkammerwand zumindest teilweise aus Porenmaterial besteht und das
Kühlmittel in die Brennkammer durch die Materialporen der Brennkammer
wand zugeführt wird. Solche Transpirationskühlungen sind z. B. aus DE 196 16 838,
US 4,703,620 und US 5,363,645 sowie aus D. Haeseler, V. Rubinskiy et
al. "Experimental Investigation of Transpiration Cooled Hydrogen-Oxygen
Subscale Chambers", AIAA 98-3364, Joint Propulsion Conference & Exhibit,
July 13-15, 1998 bekannt. Dabei entsteht ein Schutzschleier des Kühlmittels
an der Oberfläche der Brennkammerwand, der Wärmeeintrag in die Brenn
kammerwand wird reduziert. Bei einem gewissen kritischen Wert des Mas
senstroms des flüssigen Kühlmittels durch die Materialporen wird die Wand
temperatur gleich der Siedetemperatur der Flüssigkeit beim vorliegenden
Druck. Liegt gerade der kritische Massenstrom vor, so wird die Innenwand
durch einen kontinuierlichen Flüssigkeitsschleier geschützt. Bei Reduzierung
des Massenstroms verdampft die Flüssigkeit teilweise, der Schleier wird im
wesentlichen gasförmig. Die Vorteile einer Transpirationskühlung kommen
insbesondere bei einer hohen Temperaturdifferenz zwischen der Brennkam
mer und dem Kühlmittel zum tragen.
Die Zufuhr eines Teils des Kühlmittels durch die Materialporen in die Brenn
kammer führt zwar zu einem gewissen Verlust der Brennkammerleistung, die
erforderliche Arbeitsfähigkeit der Brennkammer bleibt aber weiterhin ge
währleistet. Dieser Hauptmangel der Transpirationskühlung, die Reduzierung
der Brennkammerleistung, rührt daher, dass ein Teil des Kühlmittelmassen
stroms, d. h. in der Regel eines Treibstoffs, dem Verbrennungsraum durch die
Wände der Brennkammer zugeführt wird, anstatt den Einspritzkopf vorüber zu
passieren. Dieser Effekt sollte weitgehend minimiert werden, wobei trotzdem
eine möglichst optimale Kühlung gewährleistet sein sollte. Daher ist die güns
tigste Anordnung eines Abschnitts mit einer porösen Brennkammerwand (z. B.
einer speziellen Innenwand der Brennkammer, die als Einsatz ausgebildet
sein kann) im Kühlungsweg der Brennkammer auszuwählen und das günstigs
te Verhältnis zwischen der Länge des porösen Abschnitts und der Länge des
gesamten Kühlungswegs zu bestimmen.
Bekannt ist eine Brennkammer eines Flüssigkeitsraketentriebwerks mit In
nen- und Außenwänden, die einen Kühlungsweg bilden, der mit einem transpi
rationsgekühlten Poreneinsatz verbunden ist. Dessen Innenprofil entspricht
einem gasdynamischen Profil. Weiterhin ist ein Einspritzkopf mit Frontplatte
und koaxialen Einspritzdüsen vorgesehen, die einen Einsatz und eine Hülse
beinhalten, welche mit dem Einsatz einen Ringspalt als Austrittsöffnung für
eine der Treibstoffkomponenten bildet. Eine weitere Treibstoffkomponente
tritt durch eine Öffnung in dem Einsatz aus, der von dem Ringspalt koaxial
umschlossen wird. Die Einspritzdüsen verbinden Vorräume die für Treibstoff
komponenten mit dem Brennkammerraum (Alemassow W.E., Dregalin A.F.,
Tischin A.P. Theorie der Raketentriebwerke. M., Maschinostrojenije, 1980,
535 S, S. 303-304 Urbild).
In der bislang vorliegenden Brennkammer werden somit die Treibstoffkompo
nenten dem Einspritzkopf zugeführt und treten durch die Einspritzdüsen in die
Brennkammer ein. Ein Teil der Brennkammer in der Nähe des Einspritzkopfes
wird regenerativ mit Hilfe einer Außenkühlung abgekühlt. Ein weiterer Teil der
Brennkammer im Bereich des maximalen Wärmeeintrages in die Brennkam
merwand weist eine Transpirationskühlung auf.
Der Hauptmangel dieser bisher bekannten Brennkammer nach dem Stand der
Technik besteht darin, dass der spezifische Schubimpuls der Kammer für ei
nen gegebenen Treibstoffkomponentendurchsatz auf einen zu geringen Wert
gegenüber dem spezifischen Schubimpuls einer Kammer ohne Transpirati
onskühlung gesenkt ist. Dies ist durch ein ungünstiges Verhältnis der Längen
der Regenerativ- und Transpirationskühlungsbereiche des gesamten Küh
lungsweges zueinander bedingt. Folge ist ein übermäßiger Durchsatz des
Kühlmittels durch den porösen Abschnitt der Brennkammerwand und damit
eine übermäßigen Reduzierung des spezifischen Schubimpulses.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist daher die Bereitstellung einer Brenn
kammer eines Flüssigkeitsraketentriebwerks, dessen Konstruktion die zuver
lässige Abkühlung der Kammerwände mit minimalen Leistungsverlusten bei
möglichst geringer Brennkammermasse gewährleistet.
Diese Aufgabe wird gelöst durch die Merkmale des Anspruchs 1.
Es wird dabei eine Brennkammer für ein Flüssigkeitsraketentriebwerk be
schrieben, die zumindest eine Transpirationskühlung, einen Einspritzkopf mit
Frontplatte und koaxialen Einspritzelementen mit einem Einsatz und einer den
Einsatz koaxial umgebenden Hülse besitzt, wie bereits aus dem vorgenannten
Stand der Technik bekannt, wobei die Innenwand der Brennkammer einen
porösen Abschnitt aufweist. Erfindungsgemäß liegt der poröse Abschnitt von
der Frontplatte im Abstand von 15 bis 20 Innendurchmessern der Hülse. Die
Brennkammer des Flüssigkeitsraketentriebwerkes kann dabei insbesondere
Innen- und Außenmäntel besitzen, die zumindest einen Teil des Kühlungswe
ges bilden und mit dem porösen Abschnitt zur Transpirationskühlung verbun
den sind. Das Innenprofil des porösen Abschnitts entspricht dabei bevorzugt
dem gasdynamischen Kammerprofil.
Wie die durchgeführten Untersuchungen zeigen, kommt es bei einer weiteren
Reduzierung der unteren Grenze des genannten Verhältnisses zu einer inten
siven Abtragung des porösen Materials der Brennkammerwand, bedingt durch
die Wirkung von Einspritzdüsen des Einspritzkopfes, die im Peripheriebereich
des Einspritzkopfes angeordnet sind. Bei der Wahl der oberen Grenze des ge
nannten Verhältnisses muß berücksichtigt werden, daß die Vorteile der
Transpirationskühlung möglichst vollkommen realisiert werden können, d. h.
eine ausreichende Wirkung der Transpirationskühlung garantiert werden
kann.
Eine technische Lösung wie in Anspruch 1 vorgeschlagen ist aus dem bisheri
gen Stand der Technik nicht bekannt. Außerdem zeigt sich, daß diese techni
sche Lösung über das technische Niveau des Standes der Technik hinaus
geht. Dies gründet sich auf der Möglichkeit einer wirtschaftlicheren Nutzung
des Oxydatordurchsatzes und höherer Werte der spezifischen Parameter der
Brennkammer ohne Komplizierung der Konstruktion.
Eine Weiterbildung der Erfindung betrifft eine vorgenannte Brennkammer,
wobei der der Frontplatte zugewandte Bereich des porösen Abschnittes eine
1,1 bis 2,5-fach höhere Durchlässigkeit aufweist als der der Frontplatte ab
gewandte Bereich des porösen Abschnittes.
Insbesondere kann vorgesehen sein, daß zumindest in dem der Frontplatte
zugewandten Bereich des porösen Abschnittes seitens der Kühlmittelzufuhr
Vertiefungen in dem porösen Abschnitt vorgesehen sind, wobei die Wanddi
cke des porösen Abschnittes im Bereich der Vertiefung das 0,3 bis 0,4-fache
der Wanddicke des porösen Abschnittes ohne Vertiefung beträgt. Die Vertie
fungen können dabei als umlaufende Rille ausgeführt sein.
Eine spezielle Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wird anhand der
nachfolgenden Beschreibung sowie der Fig. 1 und 2 erklärt.
Fig. 1 Darstellung eines Querschnitts durch die Brennkammer
Fig. 2 vergrößerte Darstellung von Ausschnitt A aus Fig. 1.
Die Brennkammer beinhaltet einen Einspritzkopf 1 mit einer Frontplatte 2. In
die Frontplatte 2 sind koaxiale Einspritzdüsen 3 montiert, die aus einem Ein
satz 4 und einer Hülse 5 bestehen, welche den Einsatz 4 koaxial umschließt
und mit diesem einen Ringspalt 11 bildet. Die Einspritzdüsen 3 verbinden
Komponentenräume 12, 13 für Treibstoffkomponenten mit einem Brenn
kammerraum 14. Die Wände der Brennkammer bestehen aus einem Außen
mantel 6 und einem Innenmantel 7, wobei ein Zwischenraum zwischen diesen
beiden Mänteln 6, 7 einen Kühlungsweg 8 für den an die Frontplatte 2 an
grenzenden Teil der Brennkammer bilden. Die Mäntel 6, 7 sind mit einem po
rösen Abschnitt 9 zur Transpirationskühlung der Brennkammer verbunden,
der als von den Mänteln 6, 7 separater Einsatz 9 ausgebildet sein kann und
dessen dem Brennkammerraum 14 zugewandtes Innenprofil dem gasdynami
schen Profil der Brennkammer entspricht. Der poröse Abschnitt liegt erfin
dungsgemäß im Abstand von 15 bis 20 Innendurchmessern der Hülse 5 von
Frontplatte 2 entfernt. An der dem Brennkammerraum 14 abgewandten Au
ßenseite des porösen Abschnittes bzw. Einsatzes 9 sind Zuführungen 10 für
das zu verwendende Kühlmittel angeordnet.
Der der Frontplatte 2 zugewandte Bereich des porösen Abschnittes 9 kann
mit Durchlässigkeit ausgestattet sein, die etwa 1,1 bis 2,5 mal höher ist als
Durchlässigkeit in dem der Frontplatte 2 abgewandten Bereich des porösen
Abschnittes 9. Dies ist notwendig zur Sicherung eines höheren Kühlmittel-
Durchsatzes am Anfangsbereich des porösen Abschnittes 9 nahe der Front
platte 2, um dort eine erhöhte Wirkung der Transpirationskühlung zu erzielen.
Untere Grenze des genannten Verhältnisses für den Abstand des porösen Ab
schnittes 9 von der Frontplatte 2 ist so gewählt, daß noch keine Gefahr für
intensive Erosion des porösen Abschnittes bzw. Einsatzes 9 in dem der Front
platte 2 zugewandten Bereich entsteht. Bei einer weitergehenden Reduzie
rung besteht jedoch die Gefahr einer solchen Erosion. Analoges gilt für die
Wahl der unterschiedlichen Durchlässigkeiten des porösen Abschnittes 9.
Die obere Grenze des genannten Verhältnisses ist so ausgewählt, daß gerade
noch eine genügende Wirkung der Transpirationskühlung realisiert werden
kann. Bei einer weiteren Vergrößerung des Abstandes besteht jedoch die Ge
fahr einer nur unzureichenden Kühlwirkung der Transpirationskühlung.
Grundsätzlich ist sowohl bei der unteren Grenze als auch bei der oberen
Grenze eine ausreichende Wirkung der Transpirationskühlung zu garantieren.
Es ist zweckmäßig, daß zumindest in dem der Frontplatte 2 zugewandten Be
reich des porösen Abschnitts 9 Vertiefungen 15 in dem porösen Abschnitt 9
vorgesehen sind, die sich von der Kühlmittelzufuhr 10 aus in den porösen Ab
schnitt 9 erstrecken. Diese Vertiefungen 15 können beispielsweise als umlau
fende Rille ausgeführt sein. Dabei beträgt die verbleibende Wanddicke des
porösen Abschnittes 9 im Bereich der Vertiefung das 0,3 bis 0,4-fache der
Wanddicke des porösen Abschnittes 9 ohne Vertiefung.
Die Vertiefungen 15 werden insbesondere vorgesehen, um einen höheren
Kühlmitteldurchsatz in der Übergangszone von den Mänteln 6, 7 zum porösen
Abschnitt 9 zu sichern sowie auch in dem der Frontplatte 2 am nächsten lie
genden Bereich des porösen Abschnittes 9, was durch die Reduzierung des
hydraulischen Wegwiderstands in dem porösen Abschnitt 9 aufgrund der ge
ringeren Materialdicke bewirkt wird.
Untere Grenze des genannten Verhältnisses ist dabei so ausgewählt, daß die
Wirkung der Transpirationskühlung möglichst optimal realisiert werden kann.
Die vorliegende Brennkammer funktioniert wie folgt: Die Treibstoff-
Komponenten werden dem Einspritzkopf 1 in die Komponentenräume 12, 13
zugeführt. Aus dem Einspritzkopf 1 treten die Treibstoffkomponenten durch
die koaxialen Einspritzdüsen 3, die in der Frontplatte 2 montiert sind und aus
dem Aufsatz 4 und der Hülse 5 bestehen, in den Brennkammerraum 14 ein.
Ein Teil des Kühlmittels wird dem Kühlungsweg 8 zugeführt, der durch den
Außenmantel 6 und Innenmantel 7 gebildet wird und wird für seine weitere
Verwendungen in anschließend dem entsprechenden Komponentenraum 6, 7
zugeführt. Der andere Teil des Kühlmittels wird in Zuführungen 10 zugeführt,
die auf der dem Brennkammerraum 14 abgewandten Seite des porösen Ab
schnittes 9 liegen. Durch die Poren innerhalb des porösen Abschnittes 9 wird
das Kühlmittel zur Heißgasseite des porösen Abschnittes 9, der dem Brenn
kammerraum 14 zugewandt ist, geführt und kühlt dort die Wand der Brenn
kammer ab.
Die erfindungsgemäße technischen Lösung gestattet die zuverlässige Kühlung
der Brennkammerwände in der Zone maximaler Dichte der Wärmeströmun
gen, wobei gleichzeitig die Sicherung der günstigen massenenergetischen
Charakteristiken gewährleistet ist.
Claims (4)
1. Brennkammer für ein Flüssigkeitsraketentriebwerk, zumindest aufwei
send eine Transpirationskühlung (9), einen Einspritzkopf (1) mit Frontplatte
(2) und koaxialen Einspritzelementen (3) mit einem Einsatz (4) und einer den
Einsatz (4) koaxial umgebenden Hülse (5), wobei die Innenwand der Brenn
kammer einen porösen Abschnitt (9) aufweist, dadurch gekennzeichnet,
daß der poröse Abschnitt (9) von der Frontplatte (2) im Abstand von 15 bis 20
Innendurchmessern der Hülse (5) liegt.
2. Brennkammer nach Anspruch 1 ist, dadurch gekennzeichnet, daß
der der Frontplatte (2) zugewandte Bereich des porösen Abschnittes (9) eine
1,1 bis 2,5-fach höhere Durchlässigkeit aufweist als der der Frontplatte (2)
abgewandte Bereich des porösen Abschnittes (9).
3. Brennkammer nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet,
daß zumindest in dem der Frontplatte (2) zugewandten Bereich des porösen
Abschnittes (9) seitens der Kühlmittelzufuhr (10) Vertiefungen (15) in dem
porösen Abschnitt (9) vorgesehen sind, wobei die Wanddicke des porösen
Abschnittes (9) im Bereich der Vertiefung das 0,3 bis 0,4-fache der Wanddi
cke des porösen Abschnittes (9) ohne Vertiefung beträgt.
4. Brennkammer nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die
Vertiefungen (15) als umlaufende Rille ausgeführt sind.
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