DE1138283B - Fluessigtreibstoffrakete - Google Patents

Fluessigtreibstoffrakete

Info

Publication number
DE1138283B
DE1138283B DEU7912A DEU0007912A DE1138283B DE 1138283 B DE1138283 B DE 1138283B DE U7912 A DEU7912 A DE U7912A DE U0007912 A DEU0007912 A DE U0007912A DE 1138283 B DE1138283 B DE 1138283B
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
fuel
line
turbine
combustion chamber
pump
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
Application number
DEU7912A
Other languages
English (en)
Inventor
Walter A Ledwith
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Raytheon Technologies Corp
Original Assignee
United Aircraft Corp
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by United Aircraft Corp filed Critical United Aircraft Corp
Publication of DE1138283B publication Critical patent/DE1138283B/de
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44Feeding propellants
    • F02K9/46Feeding propellants using pumps

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)

Description

  • Flüssigtreibstoffrakete Es sind Flüssigkeitsraketen bekannt, bei denen die zum Antrieb der Förderpumpen verwendeten Turbinen durch den Treibstoff selbst angetrieben werden. Hierzu wird ein Treibstoff von einer Pumpe über einen sogenannten Kühleinlaß in und durch die Brennkammerwand gefördert. Beim Durchlauf durch die doppelwandig ausgebildete Brennkammerwand kühlt der Treibstoff unter gleichzeitiger eigener Erwärmung die Brennkammerwand. Durch die Erwärmung reichert er sich mit Energie an, und er wird anschließend einer Turbine zugeführt, in der er sich entspannt, abkühlt und damit die Turbine antreibt. Die Turbine ist über ein Getriebe mit der bzw. den Treibstoffpumpen gekuppelt und treibt diese an.
  • Bei einer der ersten nach diesem Prinzip arbeitenden Flüssigkeitsraketen wird die gesamte Menge des einen Treibstoffes durch die Brennkammerwand geführt. Der Treibstoff muß daher vorher durch die Förderpumpe auf einen solchen Druck gebracht werden, daß er nach dem Durchlauf durch die Brennkammerwand und nach der Entspannung in der Turbine noch einen über dem Brennkammerdruck liegenden Druck aufweist, damit er beim Eintritt in den Einspritzkopf den Brennkammerdruck überwindet und in diese eintritt. Dies bedingt verhältnismäßig große Pumpen und Turbinen.
  • Bei einer weiteren nach diesem allgemeinen Prinzip arbeitenden Flüssigkeitsrakete wird für den einen Treibstoff, den Sauerstoffträger, eine zweistufige Pumpe verwendet. Die beiden Stufen arbeiten nicht unmittelbar, sondern unter Zwischenschaltung der Brennkammerwand hintereinander. Der Hochdruckstufe wird damit bereits erhitzter Treibstoff zugeführt. Der Wirkungsgrad des zweistufigen Pumpenaggregates wird dadurch ungünstig beeinflußt, da der Wirkungsgrad einer Pumpe mit steigender Temperatur sinkt. Diese bekannte Flüssigkeitsrakete läßt sich so umschreiben, daß sie eine einstufige Pumpe für den einen Treibstoff und eine zweistufige Pumpe für den anderen Treibstoff enthält, eine Turbine zum Antreiben beider Pumpen und eine von einer Pumpe zu dem Kühleinlaß in der Brennkammerwand führende Leitung und eine von einem Auslaß der Brennkammerwand zur Turbine führende Leitung, die den Einspritzkopf an die Turbine anschließt.
  • Auch bei der erfindungsgemäßen Flüssigkeitsrakete wird eine zweistufige Pumpe für den einen Treibstoff verwendet. Erfindungsgemäß gabelt sich jedoch der Weg des Treibstoffes nach dem Austritt aus der Niederdruckpumpe und vor dem Eintritt in die Hochdruckpumpe, was dadurch erreicht wird, daß die Hochdruckpumpe einen Teil des von der Niederdruckpumpe geförderten Treibstoffes über eine Leitung in den Kühleinlaß der Brennkammerwand speist, die Turbine in an sich bekannter Weise an deren Auslaß über eine Leitung angeschlossen ist und der in der Turbine entspannte Treibstoff über eine Leitung gemeinsam mit dem von der Niederdruckpumpe über die Leitung geförderten Treibstoff dem Einspritzkopf zugeleitet wird.
  • Durch die Aufteilung des einen Treibstoffes in zwei Wege erzielt man mehrere Vorteile. Es wird nämlich nur die zum Kühlen der Brennkammerwand benötigte Menge dieses einen Treibstoffes durch die zweite Stufe der Pumpe, d. h. die Hochdruckpumpe, auf den zum Durchlauf durch die Brennkammerwand und den sich anschließenden Durchgang durch die Turbine erforderlichen höheren Druck hochgespannt. Der verbleibende Teil des Brennstoffes, der unmittelbar dem Einspritzkopf zugeführt wird, wird lediglich durch die Niederdruckpumpe . durchgeleitet. Hierdurch wird Energie gespart.
  • Ein weiterer Vorteil ergibt sich daraus, daß nur ein Teil der Gesamtmenge dieses einen Treibstoffes zum Kühlen der Brennkammerwand verwendet wird. Diese daher notwendigerweise geringere Menge wird deshalb auf eine höhere Temperatur erwärmt, als sich beim Durchlauf der gesamten Treibstoffmenge durch die Brennkammerwand ergeben würde.. Der Treibstoff tritt daher mit einer höheren Temperatur in die Turbine ein. Da eine Turbine bei höheren Temperaturen die gleiche Leistung mit einem geringeren Druckgefälle erzielt, wird der Abgabedruck der Turbine höher, oder umgekehrt, kann der Förderdruck der Hochdruckpumpe niedriger gewählt werden.
  • Man kann dies auch so ausdrücken, daß dieTurbine mit einem höheren Wirkungsgrad arbeitet und bei gleicher Turbinengröße die Anlage daher so ausgebildet werden kann, daß die Treibstoffe der Brennkammer unter höherem Druck zugeführt werden können.
  • Die obenerwähnte, durch das Aufteilen des Treibstoffes in zwei Wege erzielte Energieersparnis folgt daraus, daß der Leistungsbedarf der Niederdruckpumpe und der Hochdruckpumpe unter dem Bedarf einer Pumpe liegt, in der die gesamte Treibstoffmenge auf den zum Durchlauf durch die Brennkammerwand und die Turbine erforderlichen hohen Druck gebracht wird.
  • Es ist praktisch mit keinem Nachteil verbunden, daß durch die Brennkammerwand nur ein Teil des einen Treibstoffes durchgeleitet wird. Die der Brennkammerwand entnehmbare Energie ist eine Funktion von deren Temperatur und Oberfläche und ist im wesentlichen unabhängig von der Geschwindigkeit und der Menge des durchlaufenden Kühlmittels. Bei Verwendung von z. B. nur der halben Menge des Treibstoffes ist daher die Kühlung fast genauso wirksam, und der Turbine wird daher im wesentlichen die gleiche Energiemenge zugeführt, da das geringere Volumen durch die erhöhte Temperatur des zugeführten Treibstoffes ausgeglichen wird.
  • Die erfindungsgemäß erzielbare Energieersparnis und der erhöhte Wirkungsgrad der Antriebsaggregate ermöglichen, entweder deren Dimensionen herabzusetzen oder bei gleicher Größe die Rakete mit einem höheren Brennkammerdruck zu betreiben. Ein erhöhter Brennkammerdruck gibt die Möglichkeit, bei gleichbleibender Leistung die Abmessungen von Brennkammer und Schubdüse herabzusetzen. Ebenso ist es möglich, einen höheren spezifischen Schub zu erzielen.
  • Die Erfindung sieht weiter ein Ventil vor, das in den beiden vor dem Einspritzkopf zusammenlaufenden und von der Turbine und der Niederdruckpumpe kommenden Leitungen angeordnet ist. Ein weiteres Ventil liegt im Wege des die einstufige Pumpe durchlaufenden Treibstoffes in der diese Pumpe mit dem Einspritzkopf verbindenden Leitung. Weiter sieht die Erfindung als Dampfsperren wirkende Krümmer vor, die in den beiden von der Turbine und der Niederdruckpumpe kommenden Leitungen auf der Oberstromseite des gemeinsamen Ventils angeordnet sind.
  • Die Zeichnung zeigt schematisch als Beispiel für die Erfindung eine mögliche Ausführung.
  • Die Zeichnung zeigt eine Brennkammer 2 mit einer Schubdüse 4. Schubdüse und Brennkammer weisen eine Wand 6 mit dem Hohlraum 8 auf, durch den der zur Kühlung dienende Treibstoff läuft. Die Rakete weist weiter den Einspritzkopf 9 auf.
  • Als Treibstoff wird ein Sauerstoffträger (Sauerstoff) und der eigentliche Treibstoff (Wasserstoff) verwendet. Auch andere Treibstoffe sind anwendbar. In jedem Fall ist einer der beiden Treibstoffe kryogen, wie z. B. flüssiger Wasserstoff.
  • Der Sauerstoffträger wird aus einem Tank über eine Leitung 10 einer Pumpe 12 und dann über eine Leitung 14 und ein Ventil 16 dem Einspritzkopf 9 zugeführt. Die Pumpe 12 fördert den Sauerstoffträger mit einem Druck, der über dem Druck in der Brennkammer 2 liegt, so daß der Sauerstoffträger durch Düsen im Einspritzkopf in die Brennkammer 2 einströmt.
  • Der andere Treibstoff, im vorliegenden Fall flüssiger Wasserstoff, wird aus einem- Tank über eine Leitung 18 der Niederdruckpumpe 0 zugeführt. Am Auslaßende der Pumpe wird dieser Treibstoff in zwei Wege aufgeteilt. Eine Leitung 22 führt ihn unmittelbar einem Ventil 24 und von diesem dem Einspritzkopf 9 zu. Der Förderdruck der Niederdruckpumpe 20 liegt über dem Druck in der Brennkammer 2, so daß der Treibstoff mit gewünschter Geschwindigkeit in die Brennkammer 2 eintritt.
  • Der übrige Teil des Treibstoffes aus der Niederdruckpumpe 20 wird über eine Leitung 26 einer Hochdruckpumpe 27 zugeführt, die zusammen mit der Niederdruckpumpe 20 ein mehrstufiges Aggregat bildet. Vom Auslaßende der Hochdruckpumpe 27 fördert eine Leitung 30 den Treibstoff in den Hohlraum 8 der Wand 6. Von der Wand 6 führt eine Leitung 32 den Treibstoff mit wesentlich erhöhter Temperatur zu der Turbine 34. Von der Turbine 34 wird der Treibstoff über eine Leitung 36 einem Ventil 24 und von dort in den Einspritzkopf 9 geleitet. Die Drucke in der Leitung 36 und der Leitung 22 sind im wesentlichen gleich, und es wird damit gewährleistet, daß der Treibstoff aus diesen beiden Leitungen an dem Ventil 24 vorbei in den Einspritzkopf 9 strömt.
  • Der Läufer der Turbine 34 ist an einer Welle 38 befestigt, die die Pumpen 20 und 27 antreibt. Ein Zahnrad 40 auf der Welle 38 steht mit dem Zahnrad 42 auf der Welle 44 der Pumpe 12 für den Sauerstoffträger im Eingriff, so daß auch diese Pumpe von der Turbine 34 angetrieben wird. Das Ventil 16 für den Sauerstoffträger und das Ventil 24 für den Treibstoff werden durch Steuerungen 46 und 48 zum Starten der Rakete betätigt.
  • Das Ventil 24 ist vorzugsweise so ausgebildet, daß mit dem beweglichen Ventilelement 50 die Leitung 22 geschlossen werden kann, während die Leitung 36 offen bleibt. Dies erleichtert das Starten der Rakete, da dann die gesamte durch das Pumpenaggregat 20,27 unter Druck gesetzte Treibstoffmenge durch den Hohlraum 8 in der Wand 6 und über die Turbine 34 geschleust werden kann.
  • Beim öffnen des Ventils 24 zum Durchlaß von Treibstoff aus der Leitung 36 in den Einspritzkopf 9 strömt dieser unter dem Einfluß der Schwerkraft durch das Triebwerk, da sich die Wasserstofftanks oben befinden. Durch die Normaltemperatur in der Wand 6 und in den Leitungen 30 und 32 wird der Wasserstoff bereits beim Durchtritt vor dem Anlassen des Triebwerks genügend aufgewärmt, so daß in ihm genügend Energie zur Entspannung in und zum Antreiben der Turbine 34 vorhanden ist. Sobald die Treibstoffe, wenn auch in kleinen Mengen, die Brennkammer 2 erreichen, werden sie gezündet, heizen die Wand 6 auf und erhöhen die Temperatur des Wasserstoffes in der Leitung 32, bis die Turbine 34 auf voller Leistung läuft und die Rakete bei ganz geöffnetem Ventil 24 vollen Schub entwickelt. Der Anlaßvorgang spielt sich in ganz kurzen Zeiträumen von nur wenigen Sekunden ab.
  • Der Krümmer 52 in der Leitung 22 und der Krümmer 54 in der Leitung 36 sind Dampfsperren, die den Durchtritt von Dampf in die Treibstofftanks vermeiden, der sich in den Leitungen 22 oder 30 auf der Unterstromseite der Krümmer 52 oder 54 bilden könnte.

Claims (4)

  1. PATLNTANSPRUCH TE-1. Flüssigtreibstoffrakete mit einer einstufigen Pumpe für den einen Treibstoff und einer zweistufigen Pumpe für den anderen Treibstoff, einer Turbine zum Antreiben beider Pumpen und einer von einer Pumpe zu einem Kühleinlaß in der Brennkammerwand führenden Leitung und einer von einem Auslaß der Brennkammerwand zur Turbine führenden Leitung sowie einer von der Turbine zum Einspritzkopf führenden Leitung, dadurch gekennzeichnet, daß die Hochdruckpumpe (27) einen Teil des von der Niederdruckpumpe (20) geförderten Treibstoffes über eine Leitung (30) in den Kühleinlaß der Brennkammerwand (6) speist, die Turbine (34) in an sich bekannter Weise an deren Auslaß über eine Leitung (32) angeschlossen ist und der in der Turbine (34) entspannte Treibstoff über eine Leitung (36) gemeinsam mit dem von der Niederdruckpumpe (20) über die Leitung (22) geförderten Treibstoff dem Einspritzkopf (9) zugeleitet wird.
  2. 2. Rakete nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Leitungen (22, 36) in einem vor dem Einspritzkopf (9) liegenden Ventil (24) zusammenlaufen.
  3. 3. Rakete nach Anspruch 1 und 2, gekennzeichnet durch ein in der die einstufige Pumpe (12) mit dem Einspritzkopf verbindenden Leitung (14) liegendes Ventil (16).
  4. 4. Rakete nach Anspruch 1 bis 3, gekennzeichnet durch in den Leitungen (22, 36) auf der Oberstromseite des Ventils (24) liegende Krümmer (52, 54). In Betracht gezogene Druckschriften: Britische Patentschrift Nr. 793 689; »Interavia«, 15. Jahrgang, Nr. 2 (Februar 1960), S.168, 169.
DEU7912A 1960-04-12 1961-04-05 Fluessigtreibstoffrakete Pending DE1138283B (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US1138283XA 1960-04-12 1960-04-12

Publications (1)

Publication Number Publication Date
DE1138283B true DE1138283B (de) 1962-10-18

Family

ID=22351737

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DEU7912A Pending DE1138283B (de) 1960-04-12 1961-04-05 Fluessigtreibstoffrakete

Country Status (1)

Country Link
DE (1) DE1138283B (de)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1264870B (de) * 1965-10-21 1968-03-28 Boelkow Gmbh Fluessigkeitsraketentriebwerk

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB793689A (en) * 1953-06-19 1958-04-23 Havilland Engine Co Ltd Rocket motors

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB793689A (en) * 1953-06-19 1958-04-23 Havilland Engine Co Ltd Rocket motors

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1264870B (de) * 1965-10-21 1968-03-28 Boelkow Gmbh Fluessigkeitsraketentriebwerk

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE69923944T2 (de) Flüssigtreibstoffrakete
DE1751851B2 (de) Gasturbinenanlage
DE2640362A1 (de) Brennstoffsystem fuer gasturbinentriebwerke
DE3419216A1 (de) Chemischer prozessor mit geschlossenem kreislauf
WO2000045041A1 (de) Einrichtung zur treibstoffzufuhr für ein raketentriebwerk und wärmetauscher zur verwendung in der einrichtung
EP3246559A1 (de) Raketenantriebssystem und verfahren zum betreiben eines raketenantriebssystems
DE3228162C2 (de)
EP0474894B1 (de) Gasturbinenanordnung
DE3506826A1 (de) Verfahren zum betreiben eines fluessigkeitsraketentriebwerks und raketentriebwerk zur durchfuehrung des verfahrens
DE1138283B (de) Fluessigtreibstoffrakete
GB1213497A (en) Liquid fuelled rocket propulsion unit
DE2332698A1 (de) Verfahren zum betrieb einer gasturbinenanlage und fuer das verfahren eingerichtete gasturbinenanlage
DE1626082B1 (de) Raketentriebwerk fuer fluessige treibstoffe
DE1950407A1 (de) Raketentriebwerk
DE19732268A1 (de) Gasturbine und Verfahren zum Betreiben derselben sowie Verfahren und Vorrichtung zum Verdichten eines Arbeitsgases
DE2416766C3 (de) Hauptstromraketentriebwerk
DE618829C (de) Gasturbinenanlage
DE955558C (de) Strahltriebwerk
DE1639538B1 (de) Kernreaktor
DE2213063C3 (de) Winderzeugungsanlage zur Lieferung von Heißluft, insbesondere für Hochofenanlagen
DE889533C (de) Verfahren und Einrichtung zur Brennstoffoerderung fuer Turbinen- und Rueckstosstriebwerke
DE587723C (de) Dampfkraftanlage
DE1948239A1 (de) Waermekraftanlage
DE840030C (de) Brennkraftanlage mit einer vor einer selbstansaugenden und selbstzuendenden Brennkammer angeordneten Turbine
DE1159696B (de) Fluessigkeitsrakete