DE1019867B

DE1019867B - Relaxation nozzle for reaction devices, especially for rocket engines

Info

Publication number: DE1019867B
Application number: DEB36521D
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Helmut Von Zborowski
Original assignee: Bayerische Motoren Werke AG
Current assignee: Bayerische Motoren Werke AG
Priority date: 1940-02-02
Filing date: 1940-02-02
Publication date: 1957-11-21

Description

Entspannungsdüse für Reaktionsgeräte, insbesondere für Raketentriebwerke Bei Reaktionsgeräten, insbesondere Raketentriebwerken, würden die aus einer einfachen Bohrung in der Brennkammer ins Freie austretenden Schwaden einen Schub erzeugen, der etwa 601/a des praktisch erzielbaren Schubes betragen, kann. Um die Schubausbeute zu erhöhen, wird- daher nach dem Austrittsquerschnitt aus der Brennkammer eine Entspannungsdüse vorgesehen. Solche Entspannungsdüsen würden bei reibungsfreier Strömung die Schubausbeute bis zu einem Höchstwert erhöhen, der bei vollem Druckausgleich zwischen statischem Druck im Gasstrahl und außen herrschendem Druck gegeben. ist.Relaxation nozzle for reaction devices, in particular for rocket engines In response devices, especially rocket engines, the would be from a simple Drilling in the combustion chamber creates a thrust for vent escaping into the open air, which can amount to about 601 / a of the practically achievable thrust. About the thrust yield to increase, therefore, after the exit cross-section from the combustion chamber, a relaxation nozzle intended. Such expansion nozzles would reduce the thrust yield in the case of a frictionless flow Increase to a maximum value, which is at full pressure equalization between static Given the pressure in the gas jet and the pressure prevailing outside. is.

Derartige Entspannungsdüsen müssen aber mit einer ausreichenden Kühlung versehen werden. Handelt es sich um Entspannungsdüsen von Raketenmotoren:, deren Kühlung nur durch die an Bord mitgeführten: Kraftstoffe mittelbar oder unmittelbar zu erfolgen hat, dann müssen die gesamten durch die gekühlten Wände eines Raketentriebwerkes wandernden Wärmemengen in. den Kraftstoffen unterbringhar sein. Diese Forderung zwingt nun zu einer einschneidenden Beschränkung der zulässigen Düsenoberfläche.Such expansion nozzles must, however, have sufficient cooling be provided. Are the expansion nozzles of rocket motors: whose Cooling only through those on board: Direct or indirect fuels has to be done, then the entire must through the cooled walls of a rocket engine migrating amounts of heat in. the fuels be accommodated. This requirement now forces a drastic restriction of the admissible nozzle surface.

Um bei derartigen beschränkten Düsenflächen trotzdem ausreichend hohe Erweiterungsverhältnisse zu bekommen, wurde bereits vorgeschlagen, die bisher gebräuchlichen, in Fig.1 dargestellten Lavaldüsen durch Düsen mit starkem Öffnungswinkel zu ersetzen, wie dies die Fig. 2 und 3 zeigen.In order to still be sufficiently high with such limited nozzle areas To get expansion ratios, it has already been suggested that the previously common, to replace Laval nozzles shown in Fig. 1 with nozzles with a large opening angle, as shown in FIGS. 2 and 3.

Es ist Aufgabe der Erfindung, die bekannten Entspannungsdüsen mit beschränkten Düsenoberflächen hinsichtlich ihres Wirkungskreises zu verbessern, wo: bei jene Düse bzw. Düsenform die günstigste sein wird, bei der mit gleichem zu kühlendem Düsen.-flächenaufwand die durch die Düse gebrachte Erhöhung des Schubes. ein. Maximum wird.It is the object of the invention to use the known expansion nozzles to improve limited nozzle surfaces in terms of their effective range, where: with that nozzle or nozzle shape will be the cheapest, with the one with the same Nozzle area to be cooled. The increase in thrust brought about by the nozzle. a. Becomes maximum.

Der durch die Düsen gebrachte Gewinn an Schub setzt sich aber aus zwei Komponenten zusammen: erstens aus der durch ein entsprechendes; üblicherweise beschränktes Öffnungsverhältnis zugelassenen Geschwindigkeitserhöhung im Feuergasstrahl über die im Austrittsquerschnitt aus der Brennkammer sich einstellende Schallgeschwindigkeit hinaus, da sich damit die Schubausbeute erhöht, trotz des gleichzeitig verminderten statischen Druckes im Gasstrahl, und zweitens aus der mehr oder weniger starken. Richtkraft, die die Düse auf den Gasstrahl ausübt, wodurch ein größerer oder kleinerer Anteil des Impulses des austretenden Strahles für die Schubausbildung nutzbar wird.However, the gain in thrust brought by the nozzles is suspended two components together: firstly from the through a corresponding; usually limited opening ratio permitted speed increase in the fire gas jet via the speed of sound that is established in the exit cross-section from the combustion chamber since this increases the thrust yield, despite the simultaneous decrease static pressure in the gas jet, and secondly from the more or less strong. Directional force that the nozzle exerts on the gas jet, creating a larger or smaller Share of the momentum of the exiting jet is usable for the thrust training.

Bei Düsen mit sehr kleiner Steigung, beispielsweise bei Lavaldüsen nach Fig.l, sind die austretenden Strablfäden nahezu parallel der Düsenachse, wodurch der Gesamtimpuls des austretenden Strahles fast völlig der Schubausbildung zugute kommt. Besteht jedoch die Forderung, daß die Düsenoberfläche ein bestimmtes Maß nicht überschreiten darf, dann ist das Eröffnungsverhältnis der Düsen beschränkt, und diese besitzen dadurch einen geringen Düsenwirkungsgrad.For nozzles with a very small pitch, for example Laval nozzles According to Fig.l, the exiting string threads are almost parallel to the nozzle axis, whereby the total momentum of the exiting jet almost entirely benefits the thrust development comes. However, there is a requirement that the nozzle surface a certain amount must not exceed, then the opening ratio of the nozzles is limited, and these therefore have a low nozzle efficiency.

Übliche Düsen mit großem Eröffnungswinkel, beispielsweise nach Fig. 2 und 3, zeigen ein günstigeres Eröffnungsverhältnis gegenüber Düsen mit geringerem Eröffnungswinkel, wobei die austretenden Teilstrahlen aber bei weitem nicht mehr der Düsenachse parallel gerichtet sind, sondern. sie schließen zum großen Teil mit dieser große Winkel ein. Für die Schubausbeute stehen aber nur diejenigen Anteile der Teilimpulse aus dem Treibstrahl zur Verfügung, die gleich dem Kosinus des. von ihnen mit der Schubachse eingeschlossenen Winkels sind, so daß der Wirkungsgrad solcher Düsen ungünstig ist.Usual nozzles with a large opening angle, for example according to Fig. 2 and 3, show a more favorable opening ratio compared to nozzles with a smaller one Opening angle, with the exiting partial rays but no longer by far the nozzle axis are directed parallel, but. they include for the most part this big angle. However, only those parts are available for the thrust yield of the partial impulses from the propulsion jet are available, which are equal to the cosine of the. of them with the thrust axis included angle, so that the efficiency such nozzles is unfavorable.

Diese Nachteile werden gemäß der Erfindung dadurch vermieden, daß statt der bisher üblichen Düsen mit starkem Öffnungswinkel der Öffnungswinkel der Düse aus Erzeugenden gebildet wird, welche gegenüber der Düsenachse konkave Krümmung besitzen. Die Erzeugenden können dabei derart konkav gekrümmt sein, daß im ersten Düsenteil ein großes Eröffnungsverhältnis besteht, während die weiteren Düsenteile vorzugsweise strahlrichtend wirken, wie dies die Düse in Fig. 4 im Schnitt zeigt. Ferner ist es möglich, die mittlere Krümmung der Erzeugenden längs der Düsenachse in. Richtung des austretenden Strahles zunächst zu- und dann abnehmen. zu lassen. Um die zu kühlende Fläche der Düse zu verringern, kann die Eröffnung der Düse so gewählt werden, da,ß kein völliger Druckausgleich zwischen statischem Druck im Strahl und Außendruck eintritt. Ein Ausführungsbeispiel einer solchen Düse zeigt die Fig.5 im Schnitt.These disadvantages are avoided according to the invention in that instead of the previously common nozzles with a large opening angle, the opening angle of the Nozzle is formed from generatrices, which opposite the nozzle axis concave curvature own. The generatrices can be curved so concavely that in the first Nozzle part there is a large opening ratio, while the other nozzle parts preferably act in a beam-directing manner, as the nozzle in Fig. 4 shows in section. It is also possible to measure the mean curvature of the generatrix along the nozzle axis In the direction of the exiting beam, first increase and then decrease. allow. In order to reduce the area of the nozzle to be cooled, the opening of the nozzle can be done like this be chosen because, ß no complete pressure equalization between static pressure occurs in the jet and external pressure. An embodiment of such a nozzle is shown the Fig.5 in section.

Wenn man das Verhältnis des höchsterzielbaren Schubes bei vollem Druckausgleich zwischen statischem Drück im Strahl und@Außendruck durch den erzielten Schub über der Länge oder der Oberfläche der Düse aufträgt, so ergibt sich ein Kurvenverlauf, aus dem sofort zu erkennen. ist, daß bereits mit kurzen Düsenabschnitten hohe Wirkungsgrade erzielbar sind, während die weiterfolgenden, gleichflächigen Düsenabschnitte anteilig immer weniger zur Schuberhöhung beitragen. Eine solche Düsenb auform kann dazu gewählt werden, um eine Düse aus mehreren Einzelstufen zu einer Stufendüse zusammenzusetzen, um bei stark geändertem Gegendruck oder bei stark veränderlichen Brennkammerdrücken - also erheblich sich ändernden Druckverhältnissen - hohe Wirkungsgrade zu erzielen. Eine solche Stufendüse ist in den Fig. 6 und 7 als zwei- und dreifache Stufendüse dargestellt. Die Änderung des Gegendruckes kann durch Hecksog bei hohen. Geschwindigkeiten des Raketengerätes einerseits und durch die verminderten Drücke in höheren. Luftschichten andererseits gegeben sein, während die vorzugsweise periodisch veränderlichen Brennkainmerdrücke durch ein intermittieren, des Arbeiten des Triebwerkes bedingt sein können. Die Austrittsdüse kann beispielsweise als Dreistufen.-düse so, ausgebildet werden, daß die erste Stufe für einen guten Wirkungsgrad für einen Gegendruck von 1 ata, die zweite für einen, Gegendruck von 1/1o ata und die dritte für 1/100o ata ausgelegt ist.If one considers the ratio of the highest achievable thrust at full pressure equalization between static pressure in the jet and @ external pressure due to the thrust achieved the length or the surface of the nozzle, the result is a curve, immediately recognizable from it. is that even with short nozzle sections high efficiencies can be achieved, while the subsequent, uniform nozzle sections proportionally contribute less and less to the increase in thrust. Such a nozzle shape can be selected for this purpose to assemble a nozzle from several individual stages into a stage nozzle, around with strongly changed back pressure or with strongly changing combustion chamber pressures - thus significantly changing pressure conditions - to achieve high levels of efficiency. Such a stage nozzle is shown in FIGS. 6 and 7 as a double and triple stage nozzle shown. The change in back pressure can be caused by rear suction at high. Speeds the rocket device on the one hand and through the reduced pressures in higher. Layers of air on the other hand be given, while the preferably periodically changing combustion chamber pressures can be caused by an intermittent operation of the engine. the The outlet nozzle can, for example, be designed as a three-stage nozzle in such a way that the first stage for good efficiency for a back pressure of 1 ata, the The second is designed for a counter pressure of 1 / 1o ata and the third for 1 / 100o ata is.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Expansion nozzle for reaction devices, in particular for rocket engines, characterized in that they are formed from generators which have a concave curvature with respect to the nozzle axis.

2. Relaxation nozzle according to claim 1, characterized in that the generatrixes are curved in such a concave manner are that in the first. Nozzle part while there is a large opening ratio the other nozzle parts preferably act in a beam-directing manner. (Fig. -1).

3. Relaxation nozzle according to claim 1 and 2, characterized in that the mean curvature of the generatrix along the nozzle axis in the direction of the exiting jet, initially closed and then decreases (Fig. d).

Relaxation nozzle according to one of the preceding claims, characterized characterized in that the opening of the nozzle to reduce the area to be cooled is chosen so that no complete pressure equalization between static pressure in the jet and external pressure occurs.

5. Relaxation nozzle according to one of the preceding claims, characterized in that it consists of several nozzle sections, which to a stage nozzle are combined (Fig. 6 and 7).