DE10325170A1

DE10325170A1 - Verfahren und Vorrichtung zur Schuberhöhung von Raketen

Info

Publication number: DE10325170A1
Application number: DE2003125170
Authority: DE
Inventors: Thorge Von Ostrowski
Original assignee: EADS Space Transportation GmbH
Current assignee: EADS Space Transportation GmbH
Priority date: 2003-06-04
Filing date: 2003-06-04
Publication date: 2004-12-30
Also published as: RU2004116906A; JP2004360679A

Abstract

Ein Verfahren zur Schuberhöhung von Raketen mittels eines Mantelstromtriebwerks sieht vor, dass in den Bereich der Triebwerksummantelung zusätzlicher Treibstoff über Elemente zur Kühlung des Triebwerks zugeführt wird, wobei sowohl Brennstoff als auch Oxydator eingespritzt werden kann. Ferner kann dieser zusätzliche Treibstoff zugleich als Kühlmedium zur Abkühlung der verzögerten Luft eingesetzt werden. Eine Vorrichtung zur Durchführung dieses Verfahrens besteht aus einer Rakete mit einem Mantelstromtriebwerk, die mit Elementen zur Einspritzung von Treibstoff in den Bereich der Triebwerksummantelung sowie mit Kühlvorrichtungen ausgestattet ist, und bei der die Kühlvorrichtungen als offenes, vom Treibstoff beaufschlagbares System mit wenigstens einem Kühlkanal ausgebildet sind, der mit einer Austrittsöffnung für den Treibstoff im Bereich der Triebwerksummantelung versehen ist. Insbesondere besteht die Wandung der Raketendüse aus aneinander liegenden Kühlkanälen, deren Enden am Düsenaustritt unmittelbar in die Mantelgeometrie übergehen. Dabei kann eine Verengung der Kühlkanäle am Austritt in der Weise vorgesehen sein, dass die Austrittsenden der Kühlkanäle als Lochblenden, als konvergent geformte Düsen oder als konvergent divergent geformte Düsen ausgebildet sind.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Schuberhöhung von Raketen mittels eines Mantelstromtriebwerks, bei dem in den Bereich der Triebwerksummantelung zusätzlicher Treibstoff eingebracht wird. weiterhin betrifft die Erfindung eine Vorrichtung zur Durchführung eines derartigen Verfahrens.

Weltweit existiert ein erhebliches Interesse an Antriebskonzepten für Raumtransportsysteme, die einen höheren spezifischen Impuls als die herkömmlichen Raketenantriebe aufweisen. Eine Möglichkeit, dieses Ziel zu erreichen, besteht in der Verwendung luftatmender Antriebe, insbesondere sogenannter Ramjets und Scramjets, wobei bislang nur die Ramjets zu nennenswerter Anwendungsreife gelangt sind. Daneben herrscht aber auch starkes Interesse am Konzept der sogenannten Mantelstrom- oder Ejektorraketen, im Englischen häufig als shrouded rockets, ejector rockets oder ram rockets bezeichnet. Der Stand der Technik in Bezug auf derartige Antriebe ist im wesentlichen den folgenden Veröffentlichungen entnehmbar:

L. Addy: "Supersonic ejector-diffuser theory and experiments", Mechanical and Industrial Engineering Department, University of Illinois at Urbana Champaign, 1981,
J. C. Dutton: "Limitation of ejector performance due to exit choking", Journal of Fluids Engineering, March 1988, Vol. 110,
W. J. D. Escher: "A retrospective on early cryogenic primary rocket subsystem designs as integrated into rocket-based combined cycle engines", AIAA, 1993,
W. J. D. Escher: "The seven operating modes of the supercharged ejector scramjet combined-cycle engine", 37th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, Utah 2001,
R. W. Foster: "Studies of an extensively axisymmetric rocket based combined-cycle engine powered SSTO vehicle", 25th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, Montery 1989,
H. Immich: "Experimental investigation of the thrust enhancement potential of ejector rockets", 33th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, Seattle 1997,
W. Nüdling: "Untersuchungen über die optimale Auslegung eines Raketentriebwerkes mit Luftzumischung und Nachverbrennung", Dissertation, TH Darmstadt, 1970,
N. Voß: "Über ein Verfahren zur Berechnung der Mischungs- und Verbrennungsvorgänge in einem Raketentriebwerk mit Luftzumischung", Dissertation, TU München, 1972.

Die Arbeitsweise solcher Mantelstromraketen läßt sich wie folgt zusammenfassen: Im Standbetrieb, d.h. bei Fluggeschwindigkeit gleich Null, wird durch den Abgasstrahl eines herkömmlichen Raketentriebwerks (Primärtriebwerk), der in eine Mantelgeometrie einströmt, eine Strömung der Umgebungsluft in den Mantel induziert. Bei Fluggeschwindigkeiten größer Null strömt zusätzlich zu dieser Induzierung auch aufgrund der Flugkörperbewegung Umgebungsluft in den Mantel. Überschreitet die Fluggeschwindigkeit die Schallgeschwindigkeit, so kann die Strömung der Luft im Mantel durch Verdichtungsstöße verzögert werden und das Prinzip des Staustrahls oder Ramjets gelangt zur Anwendung. Werden Fluggeschwindigkeiten größer Mach 6 erreicht, dann erfolgt der Übergang in den sogenannten Scramjet-Modus, bei dem die Luft im Mantel nicht mehr bis auf Unterschallgeschwindigkeit verzögert wird.

Die Zufuhr von Umgebungsluft in die Mantelgeometrie hat zwei wesentliche Vorteile für den spezifischen Impuls. Zum einen kann der für H2/O2-Raketentriebwerke typische brennstoffreiche Abgasstrahl im Mantel nachverbrannt werden, zum anderen kann weiterer Brennstoff zugeführt und mit der Umgebungsluft verbrannt werden. Der zur Verbrennung notwendige Sauerstoff muß dadurch nicht vom Träger mitgeführt werden, sondern er kann unmittelbar aus der Umgebungsluft entnommen werden. Bei den bekannten Triebwerken dieser Art ist daher bereits vorgeschlagen worden, zur Schubvergrößerung zusätzlichen Treibstoff über spezielle Einspritzelemente im Mantel zuzuführen.

Zur Kühlung herkömmlicher Raketentriebwerke wird häufig die Regenerativkühlung eingesetzt, die als effektivste Kühlmethode für diesen Zweck gilt. Bei dieser ist zwischen offenen und geschlossenen regenerativen Kühlkreisläufen zu unterscheiden, wobei offene Kreisläufe auch unter dem Begriff "Dump-Kühlung" bekannt sind. Bei ihnen tritt das Kühlmedium am Brennkammerkopf ein, durchströmt die Kühlkanäle und tritt am Düsenende direkt in die freie Umgebung aus, parallel zum Abgasstrahl des Triebwerks. Dieses Verfahren hat allerdings den Nachteil, daß das Kühlmedium nicht wesentlich zur Schuberzeugung beitragen kann und daher den spezifischen Impuls niedrig hält. Bei geschlossenen Kreisläufen ergibt sich hingegen das Problem, daß der zur Verfügung stehende Kühlmassenstrom durch die Auslegungsparameter, z. B. den Schub, begrenzt ist.

Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verfahren der eingangs genannten Art so auszubilden, daß die Leistungsfähigkeit eines herkömmlichen Raketentriebwerks nachhaltig gesteigert werden kann. Weiterhin ist es Aufgabe der Erfindung, eine Vorrichtung zur Durchführung eines solchen Verfahrens bereitzustellen.

Die Erfindung löst die Aufgabe dadurch, daß bei dem in einem Mantelstromtriebwerk der zusätzliche Treibstoff über Elemente, die von der Kühlungsvorrichtung des Primärtriebwerks her kommen, zugeführt wird.

Geeignet für die Durchführung des Verfahrens nach der Erfindung sind alle Kühlvorrichtungen, bei denen das Kühlmedium nach dem Durchlaufen der Kühlflächen nicht in die Primärraketenbrennkammer geleitet wird und daher nicht zur Energieerzeugung in der Primärbrennkammer beiträgt. Das Kühlmedium wird dabei vorzugsweise vom Brennstoff selbst gebildet. Im Rahmen des erfindungsgemäßen Verfahrens ist es aber gleichermaßen auch möglich, den Oxydator als Kühlmedium einzusetzen, wobei in diesem Fall der Brennstoff durch zusätzliche Vorrichtungen eingespritzt wird.

Eine Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens wird mit den kennzeichnenden Merkmalen des Patentanspruchs 8 gelöst.

Bei der Durchführung des Verfahrens nach der Erfindung wird ein Kühlverfahren mit einem offenem Kreislauf für das Raketentriebwerk der Mantelstromrakete eingesetzt, wobei das aus dem Raketentriebwerk austretende Kühlmedium, das in flüssiger oder auch in gasförmiger Form vorliegen kann, in die Mantelgeometrie hineinströmt und dort bei der Nachverbrennung genutzt wird. Dadurch ist der Kühlmassenstrom nicht mehr ausschließlich von den Betriebsbedingungen des Raketentriebwerks abhängig und es können deutlich höhere Kühlmassenströme durchgesetzt werden, ohne daß der spezifische Impuls beeinträchtigt wird. Als Folge können wesentlich höhere Brennkammerdrücke im Raketentriebwerk realisiert werden, die zu einem erheblich schubstärkeren Triebwerk führen.

Nachfolgend soll die Erfindung anhand von in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispielen näher erläutert werden. Es zeigen:
1 eine Mantelstromrakete in geschnittener Darstellung und
2 bis 5 verschiedene Details der Brennstoffzufuhr über die Kühlvorrichtung.
Die in 1 in einer Schnittdarstellung gezeigte Mantelstromrakete ist mit einer Regenerativkühlung, die auch als Zirkulationskühlung oder Zwangskühlung bezeichnet wird, für das Primärtriebwerk ausgestattet. Die Rakete besteht aus einem Flugkörper 1 mit einem herkömmlichen Raketentriebwerk (Primärtriebwerk) 2, dessen Auslaßbereich von einem Mantel 3 umgeben ist, der seinerseits einen Einlaß 4 für Umgebungsluft aufweist. Mit eingezeichnet in die Figur sind zum einen der Abgasstrahl 5 und die Grenzen 6, 7 der Mischungszone des Abgasstrahls 5 mit der Umgebungsluft. Die Wandung der Raketendüse wird aus aneinander liegenden Kühlkanälen 8, 12 gebildet, die nachfolgend im Detail erläutert werden.
Das Einblasen des Kühlmediums von der Raketendüsenwandung in die Mantelrohrgeometrie kann auf verschiedene, in den 2 bis 5 veranschaulichte Weise geschehen. Die einfachste Variante ist der direkte Übergang der Enden der Kühlkanäle 8 am Düsenaustritt 9 in die Mantelgeometrie 3, wie dies in 2 dargestellt ist.
Um ein beginnendes Sieden des Kühlmediums zu vermeiden, kann ein erhöhter Flüssigkeitsdruck in den Kühlkanälen vorteilhaft sein. Dies kann durch eine Verengung der Strömungskanäle am Austritt realisiert werden, beispielsweise durch eine einfache Lochblende wie in 3 gezeigt, durch eine konvergent geformte Düse 10 oder aber, wie in 4 gezeigt, durch eine konvergent divergent geformte-Laval-Düse 11.
Anstelle von Blenden oder Düsen können aber auch Drall- oder Zerstäuberelemente eingesetzt werden, die durch eine entsprechende Auslegung, z. B. einen großen Öffnungswinkel des Sprühkegels, eine günstigere Vermischung mit der Umgebungsluft ermöglichen. Weiterhin können auch Kühlverfahren wie Film- und Effusionskühlung angewandt werden.
Um den Wirkungsgrad eines derartigen luftatmenden Triebwerks über einen möglichst großen Fluggeschwindigkeitsbereich günstig zu gestalten, ist es weiterhin vorteilhaft, die verzögerte Luft abzukühlen. Diese Abkühlung kann durch das Kühlmedium selbst erfolgen. Zu diesem Zweck ist es vorteilhaft, wenn das Kühlmedium senkrecht zur Strömungsrichtung bzw. axial aus Leitungen 12, die senkrecht zur Strömungsrichtung orientiert sind, austritt, wie abschließend in 5 gezeigt.
In all diesen Fällen wird erreicht, daß eine Brennstoff- und/oder Oxydatorzufuhr für eine zusätzliche Verbrennung im Mantel zuvor die Raketentriebwerksummantelung zu Kühlzwecken durchströmt hat und damit auf zweifache weise zur Schuberhöhung beigetragen hat.

Claims

Verfahren zur Schuberhöhung von Raketen mittels eines Mantelstromtriebwerks, bei dem in den Bereich der Triebwerksummantelung zusätzlicher Treibstoff eingebracht wird, dadurch gekennzeichnet, daß der zusätzliche Treibstoff über Elemente (8, 12) zur Kühlung des Triebwerkes zugeführt wird.
verfahren nach Anspruch 1, bei dem der Treibstoff aus einem Brennstoff und einem Oxydator besteht, dadurch gekennzeichnet, daß zusätzlicher Brennstoff eingespritzt wird.
Verfahren nach Anspruch 1, bei dem der Treibstoff aus einem Brennstoff und einem Oxydator besteht, dadurch gekennzeichnet, daß zusätzlicher Oxydator eingespritzt wird.
Verfahren nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß sowohl zusätzlicher Brennstoff als auch zusätzlicher Oxydator eingespritzt werden.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Kühlmedium zur Abkühlung der verzögerten Luft eingesetzt wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Kühlung als Filmkühlung ausgebildet ist.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Kühlung als Effusionskühlung ausgebildet ist.
Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 7, bestehend aus einer Rakete mit einem Mantelstromtriebwerk, die mit Elementen zur Einspritzung von Treibstoff in den Bereich der Triebwerksummantelung sowie mit Kühlvorrichtungen ausgestattet ist, dadurch gekennzeichnet, daß die Kühlvorrichtungen als offenes, vom Treibstoff beaufschlagbares System mit wenigstens einem Kühlkanal (8, 12) ausgebildet sind, der mit einer Austrittsöffnung (9) für den Treibstoff im Bereich der Triebwerksummantelung (3) versehen ist.
Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Wandung der Raketendüse (2) aus aneinander liegenden Kühlkanälen (8) besteht, deren Enden am Düsenaustritt unmittelbar in die Mantelgeometrie übergehen.
Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß eine Verengung der Kühlkanäle (8) am Austritt vorgesehen ist.
Vorrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Austrittsenden der Kühlkanäle (8) als Lochblenden (10) ausgebildet sind.
Vorrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Austrittsenden der Kühlkanäle (8) als konvergent geformte Düsen ausgebildet sind.
Vorrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Austrittsenden der Kühlkanäle (8) als konvergent divergent geformte Düsen (11) ausgebildet sind.
Vorrichtung nach einem der Ansprüche 8 bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß die Austrittsenden der Kühlkanäle (12) senkrecht zur Strömungsrichtung angeordnet sind.
Vorrichtung nach Anspruch 8 bis 14, dadurch gekennzeichnet, daß die Austrittsenden der Kühlkanäle (8) durch Zerstäuberelemente ausgebildet sind.