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Die Erfindung betrifft eine Raketenbrennkammer mit einem an ihrem
stromaufwärtigen Ende angeordneten Einspritzkopf für flüssige Treibstoffe, die von
Pumpen gefördert werden, welche, durch mindestens eine Turbine angetrieben werden,
die von aus den Treibstoffen in einem im Einspritzkopf koaxial zur Brennkammer angeordneten
und mit dieser in Verbindung stehenden Gasgenerator erzeugten Treibgasen beaufschlagt
wird, dessen von der Brennkammer abgewandtes Ende mit der Zuleitung zur Turbine
in Verbindung steht.
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Bei den meisten Raketenmotoren werden die Treibgase in einer parallel
zur Hauptbrennkammer angeordneten Nebenbrennkammer, dem Gasgenerator, erzeugt. Beim
Anfahren des Motors wird zunächst der Gasgenerator aus unter Druck stehenden StarttankS
mit Treibstoff versorgt und mit einer eigenen Zündanlage gezündet. Wenn die Turbinen-Piimpen-An-'
lage eine ausreichende Drehzahl erreicht hat, werden die Treibstoffventile zur Hauptbrennkammer
geöffnet und das in der Hauptbrennkaminer entstehende Gemisch ebenfalls mit einer
eigenen Zündanlage gezündet.
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Es ist auch bereits bekannt, die zum Antrieb der Turbine benötigten
Treibgase aus der Hauptbrennkammer abzuzapfen. Dabei ergibt sich das Problem, die
Abzweigleitung durch die Brennkammerwand und bei rekuperativ gekühlten Brennkammern
durch den Kühlmantel zu führen. Da die Brenngastemperatur stets weit über der für
die Turbinen zulässigen Höchsttemperatur liegt, ist es erforderlich, die Treibgase
z. B. in einem zusätzlich einzubauenden Wärmetauscher oder in einer Mischkammer,
in der Stoffe von nierigerer Temperatur zugemischt werden, zu kühlen.
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Bei einer bereits bekannten Konstruktion werden die Turbinentreibgase
durch den Einspritzkopf abgeleitet. Die beschriebene Anordnung hat den Nachteil,
daß beim Anfahren sofort die Hauptbrennkammer gestartet wird, die dazu aus Starttanks
versorgt werden muß, was große Startgasmengen und -tanks bedingt. Außerdem ist das
System in seinem Betriebsverhalten nicht stabil, d. h., jede Störung z. B.
des Brennkammerdruckes wird durch Rückkopplungseffekte über die Turbine und die
Pumpen im gleichen Sinne verstärkt, da der Turbinenteil nicht getrennt zu steuern
ist. Ein weiterer Nachteil dieser Anordnung besteht darin, daß die heißen Brennkammergase
durch die ungekühlte übertrittsöffnung abgeleitet werden.
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Es ist ferner bereits eine Raketenbrennkammer der eingangs genannten
Art mit einem an ihrem stromaufwärtigen Ende angeordneten Einspritzkopf für flüssige
Treibstoffe mit Pumpenförderung bekanntgeworden, wobei die Pumpen durch eine Turbine
angetrieben werden, die von aus den Treibstoffen gebildeten Treibgasen beaufschlagt
wird. Die Erzeugung der Turbinentreibgase erfolgt in einem im Einspritzkopf koaxial
zur Brennkammer angeordneten und mit dieser in Verbindung stehenden Gasgenerator,
dessen von der Brennkammer abgewandtes Ende mit der Zuleitung zur Turbine in Verbindung
steht.
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Die vorstehend genannte Brennkammer besitzt indessen ebenfalls den
Nachteil, daß große Startgasmengen benötigt werden, da die Hauptbrennkammer während
des Anlaßvorganges vom Gasgenerator nicht abschaltbar ist. Außerdem zeichnen sich
Brennkammern der vorgenannten Art durch eine verhältnismäßig große Baulänge aus.
Bei einem anderen bekannten Flüssigkeitsraketentriebwerk werden die vorstehend,gegebildorten
Nachteile dadurch v#rinieden, daß der Gasgenerator im Nebenstrom angeordnet ist
und beim Anlassen des Triebwerkes das Startgas ausschließlich der Turbine zugeführt
wird. Als ungünstig hat sich jedoch bei diesem Triebwerk erwiesen, daß nach erfolgtem
Anlassen zwei Ventile betätigt werden müssen, von denen eines die Leitung zum Startgasbehälter
absperrt und ein anderes die Leitung vom Gasgenerator zur Turbine öffnet.
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- Aufgabe der Eifindung ist es, eine Raketenbrennkammer der
em'gang s genannten Art so auszubilden, daß unter Beibehaltung des günstigen Betriebsverhaltens
eines Triebwerkes mit einem im Nebenstrom angeordneten Gasgenerator der übergang
von der Anlaßphase zum Betrieb der Brennkammer in technisch einfacher und funktionssicherer
Weise durchführbar ist und wobei - wie beim letztgenannten, bekannten Triebwerk
- zum Anlassen das Startgas unter Vermeidung von Gasverlusten ausschließlich
der Turbine zugeführt wird.
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Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß an der Verbindungsstelle
von Zuleitung und Gasgenerator ein Umschaltventil angeordnet ist, dessen Ventilglied
in seiner einen Endstellung den Weg vom Gasgenerator zur Turbine freigibt und in
seiner anderen, diesen Weg verschließenden Endstellung zugleich die Leitung von
einem unter Druck stehenden Startgasbehälter zur Turbine öffnet.
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Auf diese Weise ist es möglinh, bei geschlossenem Umschaltventil,
getrennt von der-Hauptbrennkammer zunächst die Turbine anzufahren. Die Pumpen fördern
gegen geschlossene Ventile, bis der Einspritzdruck erreicht ist. Dann werden in
schneller Aufeinanderfolge die Treibstoffventile geöffnet, die Hauptbrennkammer
und damit der Gasgenerator gezündet und das Umschaltventil auf Normalbetrieb geschaltet,
bei dem die Turbine vom Gasgeneratorteil versorgt wird.
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Eine Vereinfachung hinsichtlich des Aufbaues und des Betriebes ergibt
sich nach einem anderen Merkmal der Erfindung daraus, daß im Einspritzkopf für jede
Treibstoffkomponente je ein Sammelraum mit Zuleitungen vorhanden ist, von dem aus
sowohl die Einspritzorgane für die Brennkammer als auch die Einspritzvorrichtungen
für den Gasgenerator versorgt werden.
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Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung ist vorgesehen, daß das
Gehäuse der Pumpen und der Turbine mit dem den Gasgenerator enthaltenden Einspritzkopf
eine in sich geschlossene kompakte Baueinheit bilden.
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Die letztgenannten Merkmale, nämlich im Einspritzkopf für jede Treibstoffkomponente
je einen Sammelraum mit entsprechenden Leitungen vorzusehen, sowie die kompakte
bauliche Anordnung sind jedoch bekannt, welche Merkmale daher nur in Verbindung
mit den übrigen Anspruchsmerkmalen hier unter Schutz stehen sollen.
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Die Erfindung ist im folgenden an Hand von zwei Ausführungsbeispielen
näher erläutert. Es zeigt F i g. 1 im Längsschnitt den stromaufwärtigen Teil
einer erfindungsgemäßen Raketenbrennkammer, bei der das Gehäuse der Turbine und
der Pumpen mit dem Einspritzkopf eine in sich geschlossene Baueinheit bilden, F
i g. 2 im Längsschnitt den stromaufwärtigen Teil
einer anderen
Ausführungsform der Raketenbrennkammer, bei der die Turbinentreibgase über eine
Leitung der gesondert angeordneter. Turbine zugeführt werden, F i g. 3 einen
Querschnitt entsprechend der Linie A -A der F i g. 1.
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Die Hauptbrennkammer 1 in F i g. 1 wird an ihrem stromaufwärtigen
Ende durch den Einspritzkopf 2 abgeschlossen. Dieser Einspritzkopf beinhaltet für
die beiden Treibstoffkomponenteil je einen Treibstoffsammelraum
3 bzw. 4, die Über Kanäle 5 bzw. 6 mit der Hauptbrennkammer
in Verbindung stehen.
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Konzentrisch im Einspritzkopf ist ein Gasgenerator 7 angeordnet,
dessen Wand aus einem dickwandigen Rohrstück besteht. Parallel zur Rohrachse sind
in der Wand von der unteren Stirnseite her Sackbohrungen 8, 8 a angebracht.
Diese Bohrungen stehen, jeweils abwechselnd, über Kanäle 9
mit dem Brennstoffsammelraum
3 und über Kanäle9a mit dem Oxydatorsammelraum4 in Verbindung. Aus den Bohrungen
8 und 8 a wird der Treibstoff durch die entsprechenden Einspritzöffnungen
10 und 10 a in den Gasgenerator 7
eingespritzt. Das Mischungsverhältnis
im Gasgenerator ist durch Anzahl und Querschnitt der Einspritzöffnungen so eingestellt,
daß die Verbrennungstemperatur der für die Turbine zulässigen Temperatur entspricht.
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Ein Umschaltventil 11 ist an der Verbindungsstelle der Zuleitung
12 und des Gasgenerators 7 angeordnet und in der Figur in zwei Stellungen
gezeigt. Links von der Mittellinie ist das Ventil in seiner geöffneten Stellung
dargestellt. Die im Gasgenerator 7
erzeugten Gase strömen durch die Zuleitung
12 zur Turbine 13, treiben diese an und werden über den Sammelraum 14 und
die Leitung 15 in an sich bekannter Weise Nebendüsen, Wärmetauschern od.
ä.
zugeführt.
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Rechts der Mittellinie (F i g. 1) ist das Umschaltventil
11 in seiner Startstellung gezeigt. Der Gasgenerator 7 ist turbinenseitig
verschlossen und gleichzeitig der Weg von einem nicht dargestellten Startgastank
oder von Startpatronen über die Leitung 17, den Sammelraum 18 und
die Zuleitung 12 zur Turbine geöffnet. Nach dem Anlauf der Turbine und dem Zünden
der Hauptbrennkammer und des Gasgenerators wird das Umschaltventil 11,
welches
über den Schaft 19 durch die hohle Turbinenwelle 20 mit einem Stellmotor
21 in Verbindung steht, in seine geöffnete Stellung gebracht, wodurch von der Startgasversorgung
auf Versorgung durch den Gasgenerator 7 umgeschaltet wird. Das Umschaltventil
11 verhindert dabei gleichzeitig ein Rückströmen des Generatorgases über
den Raum 18
und die Leitung 17 in den Startgasbehälter.
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F i g. 1 zeigt weiter noch das übersetzungsgetriebe 22 für
die Treibstoffpumpen 23 und 24 sowie teilweise die Treibstoffzuführleitung
25 der einen Treibstoffkomponente zum Sammelraum 4. Eine entsprechende Zuführleitung
für die andere Komponente zum Sammelraum 3 ist der besseren übersichtlichkeit
halber nicht dargestellt.
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In F i g. 2 sind alle Teile, die den in F i g. 1 dargestellten
funktionsmäßig entsprechen, mit den gleichen Bezugszeichen versehen.
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Das Umschaltventil 11 ist in diesem Ausführungsbeispiel als
Klappe ausgebildet. Die Zuleitung 12 führt das im Gasgenerator 7 erzeugte
Gas zu einem nicht gezeigten Turbinen-Pumpen-Aggregat, welches an beliebiger, einbautechnisch
günstiger Stelle angeordnet sein kann.
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F i g. 3 zeigt einen Schnitt entsprechend der Linie A-A von
F i g. 1 durch den oberen Sammelraum 4 und den Gasgenerator 7, letzteren
mit den Bohrungen 8 und 8 a, den Kanälen 9 und 9 a,
den Einspritzbohrungen 10 und 10 a sowie den im Einspritzkopf 2 angeordneten
Kanälen 6.