DE10156124A1

DE10156124A1 - Flüssigkeitsgekühltes Raketentriebwerk mit mäanderförmigen Kühlkanälen

Info

Publication number: DE10156124A1
Application number: DE2001156124
Authority: DE
Inventors: Christian Hensel; Oliver Knab; Stefan Menne
Original assignee: Astrium GmbH
Current assignee: EADS Space Transportation GmbH
Priority date: 2001-11-16
Filing date: 2001-11-16
Publication date: 2003-06-12
Anticipated expiration: 2021-11-17
Also published as: FR2832461A1; FR2832461B1; ITMI20022367A1; DE10156124B4

Abstract

Beschrieben wird ein flüssigkeitsgekühltes Raketentriebwerk (1) mit einer Brennkammer (2) und einer Expansionsdüse (3), wobei die Brennkammer (2) und/oder die Expansionsdüse (3) Kühlkanäle (8) einer Flüssigkeitskühlung aufweisen. Dabei weist zumindest ein Teil der Kühlkanäle (8) zumindest abschnittsweise eine mäanderförmige Geometrie auf.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein flüssigkeitsgekühltes Raketentriebwerk mit einer Brennkammer und einer Expansionsdüse, wobei die Brennkammer und/oder die Expansionsdüse Kühlkanäle einer Flüssigkeitskühlung aufweisen. Welcher der genannten Teile des Raketentriebwerkes mit einer Flüssigkeitskühlung versehen wird, hängt von den jeweiligen Anforderungen an das Triebwerk, den verwendeten Materialien sowie den Anwendungsbereichen für das Triebwerk ab.
Solche Raketentriebwerke sind aus dem Stand der Technik hinreichend bekannt, beispielsweise aus G. P. Sutton "Rocket Propulsion Elements", Sixth Edition, John Wiley & Sons Inc. 1992, S. 289-298. In der Regel verlaufen dabei die Kühlkanäle in Längsrichtung, also in Axialrichtung des Raketentriebwerkes. Es sind aber auch Raketentriebwerke bekannt, bei denen die Kühlkanäle in Form einer Helix verlaufen. Hierzu wird beispielsweise auf US 5,221,045 verwiesen.
Die genannten Raketentriebwerke sind thermisch hoch belastet und werden daher durch Abführung der Wärme aus dem Triebwerk durch die Triebwerkswand an eine Kühlflüssigkeit, insbesondere an einen Brennstoff, gekühlt, der durch die Kühlkanäle in der Triebwerkswand geleitet wird. Aufgrund der dabei auftretenden großen Temperaturgradienten im Wandbereich (siehe hierzu beispielsweise G. P. Sutton "Rocket Propulsion Elements") ergibt sich eine mehr oder weniger ausgeprägte Temperaturschichtung der Kühlflüssigkeit (Stratifizierung) im Verlauf des Kühlkanals, die mit zunehmender Lauflänge immer ausgeprägter wird. Es erfolgt also eine Ausbildung von stabilen Flüssigkeitsschichten unterschiedlicher Temperatur in der Kühlflüssigkeit.
Vor allem in denjenigen Bereichen eines Triebwerkes, die eine gleichmäßige Kontur aufweisen (zylindrisch, gleichmäßig konisch), kann sich die Stratifizierung weitgehend ungestört ausbilden. Die in solchen gleichmäßig konturierten Teiles des Triebwerkes auftretende Stratifizierung des Kühlmediums führt zu einer verminderten Wärmeabfuhr, da der übertragene Wärmestrom annähernd proportional zum Temperaturunterschied zwischen Brennkammerwand und Kühlmedium ist. Bei stratifizierter Strömung führt die höhere Temperatur der Kühlmittelschicht in Wandnähe zu einer Verringerung der Kühlleistung und damit zu höheren Wandtemperaturen und einer geringeren Lebensdauer der Kammer.
Zusätzlich gibt es Anwendungen, in denen eine möglichst hohe Aufheizung des Kühlmediums gefordert wird (z. B. bei regenerativ gekühlten Triebwerken, d. h. Expander Cycle Triebwerken). Diese Anforderungen können bei Vorliegen einer stratifizierten Strömung ebenfalls nur bedingt erfüllt werden.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, ein verbessertes Raketentriebwerk mit Flüssigkeitskühlung bereitzustellen, das einen höheren Wärmeübertrag von der Triebwerkswand in das Kühlmedium garantiert, und dabei insbesondere die in den Kühlkanälen auftretende Stratifizierung des Kühlmediums entweder auszuschließen oder wenigstens zu vermindern.
Diese Aufgabe wird gelöst durch die Merkmale des Anspruchs 1. Die Erfindung umfasst ein flüssigkeitsgekühltes Raketentriebwerk mit einer Brennkammer und einer Expansionsdüse, wobei die Brennkammer und/oder die Expansionsdüse Kühlkanäle einer Flüssigkeitskühlung aufweisen. Gemäß der Erfindung ist nun vorgesehen, dass zumindest ein Teil der Kühlkanäle zumindest abschnittsweise eine mäanderförmige Geometrie aufweist. Mäanderförmig bedeutet dabei, dass die Kühlkanäle mindestens eine Krümmung in positive Umfangsrichtung sowie mindestens eine Krümmung in negative Umfangsrichtung aufweist. Der Effekt dieser speziellen Geometrie ist folgender: Tritt eine Krümmung des Kühlkanals auf, werden durch die daraus resultierende Strömungsumlenkung, abhängig vom lokalen Krümmungsradius, Zentrifugalkräfte und Corioliskräfte induziert, die sich in der Ausbildung eines im Strömungsquerschnitts liegenden Wirbelpaares auswirken. Dieses Wirbelpaar sorgt für einen erheblichen konvektiven Strömungsaustausch innerhalb des Strömungsquerschnitts, wodurch die Temperaturschichtung (Stratifizierung) im Kühlmedium verringert wird. Es erfolgt also die Induzierung einer Querströmung innerhalb des Kühlkanalquerschnitts, die zu einem effektiven Temperaturaustausch durch konvektive Vermischung innerhalb des Kühlmediums führt.
Wie bereits erwähnt tritt der Effekt der Stratifizierung besonders deutlich in Bereichen mit gleichmäßiger Geometrie auf. Damit können besonders in solchen Bereichen mäanderförmige Kühlkanäle vorgesehen werden. So kann insbesondere vorgesehen sein, dass die Kühlkanäle in einem zylindrischen Bereich der Brennkammer des Raketentriebwerkes zumindest abschnittsweise eine mäanderförmige Geometrie auf weisen. Je nach Anforderung und verwendeten Materialien des Triebwerkes kann alternativ oder zusätzlich aber auch vorgesehen sein, dass die Kühlkanäle im Bereich der Düsenerweiterung der Brennkammer und/oder im Bereich der Expansionsdüse zumindest abschnittsweise eine mäanderförmige Geometrie aufweisen.
Die Gestaltung der mäanderförmigen Geometrie der Kühlkanäle ist weitgehend frei wählbar und kann jeweils an den gewünschten Wärmeübergang von der Triebwerkswand in das Kühlmittel durch Variation der Krümmungsradien sowie der Anzahl der Krümmungen pro Längeneinheit angepasst werden. Es ist dabei jedoch gegebenenfalls der durch die Krümmungen induzierte zusätzliche Druckverlust zu berücksichtigen. Dieser kann minimieret werden durch geeignete Wahl der Zahl und der geometrischen Ausbildung der Krümmungen. Dabei kann insbesondere vorgesehen werden, dass in Bereichen höherer Wärmebelastung die mäanderförmige Geometrie der Kühlkanäle eine größere Zahl von Krümmungen pro Längeneinheit aufweist als in Bereichen geringerer Wärmebelastung.
Spezielle Ausführungsbeispiele der vorliegenden Erfindung werden nachfolgend anhand der Fig. 1 bis 4 erläutert.
Es zeigen:
Fig. 1 Raketentriebwerk mit Kühlkanal-Geometrie nach dem Stand der Technik
Fig. 2 Raketentriebwerk mit mäanderförmiger Kühlkanal-Geometrie im Brennkammer- Bereich
Fig. 3 Raketentriebwerk mit mäanderförmiger Kühlkanal-Geometrie im Bereich der Düsenerweiterung bzw. der Expansionsdüse
Fig. 4 Raketentriebwerk mit variierender mäanderförmiger Kühlkanal-Geometrie in Bereichen unterschiedlicher Wärmebelastung
Fig. 1 zeigt schematisch ein Raketentriebwerk 1, welches insbesondere eine Brennkammer 2 und eine Expansionsdüse 3 (hier nur angedeutet) aufweist. Die Brennkammer 2 besteht dabei aus einem zylindrischen Teil 4 und einem konturierten Düsenteil 5, welches wiederum einen Brennkammerhals 6 und eine Düsenerweiterung 7 umfasst. Das Triebwerk 1 besitzt eine Flüssigkeitskühlung, die durch Kühlkanäle 8 realisiert wird, welche in die Wand 12 des Triebwerkes 1 eingelassen sind und sich in Längsrichtung x des Triebwerkes 1 erstrecken. Durch die Kühlkanäle 8 wird ein flüssiges Kühlmedium, insbesondere ein Treibstoff wie z. B. flüssiger Wasserstoff, geleitet, um die heiße Innenseite 11 der Triebwerkswand 12 während des Betriebs zu kühlen. Für diese Kühlkanäle 8 ist also der Winkel θ entsprechend der üblichen Bauweise immer konstant, da sich die Kühlkanäle 8 in einer Ebene parallel zur x-Achse erstrecken. Der in Fig. 1 exemplarisch dargestellte Kühlkanal 8 erstreckt sich in Fig. 1 nur über den Bereich der Brennkammer 2, er kann aber je nach Anforderung sich auch weiter in den Bereich der Expansionsdüse 3 erstrecken.
Wie bereits beschrieben weisen solche Triebwerke jedoch den Nachteil auf, dass vor allem in denjenigen Bereichen des Triebwerkes 1, die eine gleichmäßige Kontur aufweisen (zylindrisch, gleichmäßig konisch), sich eine Stratifizierung des Kühlmediums weitgehend ungestört ausbilden kann. Die in solchen gleichmäßig konturierten Teil des Triebwerkes 1 auftretende Stratifizierung des Kühlmediums führt dann zu einer unerwünschten Verminderung der Wärmeabfuhr. Das Triebwerk 1 nach Fig. 1 weist vor allem drei gleichmäßig konturierte Bereiche auf, nämlich den zylindrischen Teil 4, die Düsenerweiterung 7 sowie die sich daran anschließende Expansionsdüse 3. In den Fig. 2 bis 4 werden analoge Komponenten ebenfalls mit den vorstehend genannten Bezugszeichen bezeichnet.
Fig. 2 zeigt ein erfindungsgemäßes Triebwerk 1, wobei im Bereich des zylindrischen Teils 4 eine mäanderförmige Geometrie des Kühlkanals 8 vorgesehen ist. Mäanderförmig bedeutet dabei, dass der Kühlkanal 8 mindestens eine Krümmung in positive θ-Richtung sowie mindestens eine Krümmung in negative θ-Richtung, also mindestens eine Krümmung in positive Umfangsrichtung sowie mindestens eine Krümmung in negative Umfangsrichtung aufweist. Es wird dadurch eine Stratifizierung des Kühlmediums im Kühlkanal 8 vermieden, und vielmehr eine Durchmischung des Kühlmediums erreicht. Die Mischung der Strömungsbereiche des Kühlmediums im Kühlkanalquerschnitt wird durch Verwendung der mäanderförmigen Krümmungen des Kühlkanals 8 erreicht, die, wie vorher geschildert, zur Ausbildung eines Wirbelpaares im Kühlkanalquerschnitt führt, induziert durch Zentrifugalkräfte und Corioliskräfte. Diese Krümmungen des Kühlkanals 8 liegen dabei in einer Mantelfläche, also in einer Fläche, die durch die Koordinaten (x, θ) definiert wird.
Bedingt durch die Lage der Kühlkanalkrümmung in einer radialen (x, θ)-Mantelfläche liegt die Symmetrieachse des Wirbelpaares in Umfangsrichtung (θ), also entlang eines Kreises mit konstantem Radius r. Daraus ergibt sich eine untere und eine obere Wirbelzelle. Insbesondere bei besonders in Hochleistungs-Raketentriebwerken verwendeten Kühlkanälen 8 mit großem Verhältnis von Kühlkanalhöhe zu Kühlkanalbreite ergibt sich für die so erzeugten Wirbelpaare eine sehr günstige, weitgehend runde Wirbelform.
Fig. 3 zeigt eine alternative oder zusätzliche Anwendung der vorliegenden Erfindung, wobei nun alternativ oder zusätzlich zu mäanderförmigen Kühlkanälen 8 im Bereich des zylinderförmigen Teils der Brennkammer 2 auch mäanderförmige Kühlkanäle 8 im Bereich der Düsenerweiterung 7 bzw. der Expansionsdüse 3 vorgesehen werden können.
Fig. 4 zeigt eine weitere alternative Ausführungsform der vorliegenden Erfindung. Hierbei sei angenommen, dass in einem ersten Bereich 9 eine geringere Wärmebelastung der Triebwerkswand 12 vorliegt als in einem zweiten Bereich 10, in dem also eine höhere Wärmebelastung der Triebwerkswand 12 gegeben sein soll. Es kann dann vorgesehen werden, dass in dem zweiten Bereich 10 mit höherer Wärmebelastung die Geometrie der Kühlkanäle 8 eine größere Zahl von Krümmungen pro Längeneinheit aufweist als in dem ersten Bereich 9, also in dem zweiten Bereich 10 die Krümmungen eine kürzere "Wellenlänge" besitzen. Es kann dadurch in dem zweiten Bereich 10 mit einer größeren Zahl von Krümmungen pro Längeneinheit eine noch stärkere Durchmischung des Kühlmediums erreicht werden und so eine noch weiter verbesserte Wärmeaufnahme garantiert werden.

Claims

1. Flüssigkeitsgekühltes Raketentriebwerk (1) mit einer Brennkammer (2) und einer Expansionsdüse (3), wobei die Brennkammer (2) und/oder die Expansionsdüse (3) Kühlkanäle (8) einer Flüssigkeitskühlung aufweisen, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest ein Teil der Kühlkanäle (8) zumindest abschnittsweise eine mäanderförmige Geometrie aufweist.

2. Raketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühlkanäle (8) in einem zylindrischen Bereich (4) der Brennkammer (2) zumindest abschnittsweise eine mäanderförmige Geometrie aufweisen.

3. Raketentriebwerk nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühlkanäle (8) im Bereich der Düsenerweiterung (7) der Brennkammer (2) und/oder im Bereich der Expansionsdüse (3) zumindest abschnittsweise eine mäanderförmige Geometrie aufweisen.

4. Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass in Bereichen höherer Wärmebelastung (10) die mäanderförmige Geometrie der Kühlkanäle (8) eine größere Zahl von Krümmungen pro Längeneinheit aufweist als in Bereichen (9) geringerer Wärmebelastung.