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Die Erfindung bezieht sich auf eine Anordnung zur Raketentriebwerkskühlung,
bei der die Treibstoffeinspritzung auf die Außenseite der Schubdüse radial nach
innen erfolgt, derart, daß der Treibstoff zunächst an der Außenseite der Düse entlangströmt.
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Für Raketentriebwerke sind entsprechend den zur Anwendung gelangenden
Kühlverfahren bereits verschiedene Arten von Kühlvorrichtungen entwickelt worden,
die jedoch keineswegs als vollkommen bezeichnet werden können. Es handelt sich hierbei
im wesentlichen um folgende vier Kühlverfahren-, 1. Die sogenannte Rekuperationskühlung,
bei der der Treibstoff veranlaßt wird, die an einen die Düse und die Brennkammer
vollständig umschließenden Kühlmantel abgegebene Wärme vor dem Einspritzen aufzunehmen.
Dieses Verfahren ist jedoch bei großen Triebwerken zu aufwendig, während es bei
temperaturempfindlichen Treibstoffen keineswegs explosionssicher ist, da der Treibstoff
meist unter Einspritzdruck und in engen Kanälen um die zu kühlenden Bauteile geführt
wird, so daß bei einem etwaigen durch die Erwärmung auftretenden Zerfall des Treibstoffes
keinerlei Verpuffungsmöglichkeit besteht.
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2. Bei der sogenannten Ablationskühlung wird die gesamte Brennkammer
sowie die Düse aus einem Material mit schlechten Wärmeleitungseigenschaften gefertigt,
wie z. B. aus Graphit oder einem schwer schmelzbaren Kunstharz, das zweckmäßigerweise
faserverstärkt wird. Beim Betrieb der Vorrichtung nimmt dieses Material an seiner
Oberfläche die Brenngastemperatur an, wobei die Wärme in den Brennraum zurückgestrahlt
und das Material langsam abgeschmolzen oder abgebrannt wird. Eine auf dieser Basis
hergestellte Brennkammer bringt jedoch infolge schwankender Abnutzungserscheinungen
die Gefahr eines asymmetrischen Düsenausbrandes mit sich.
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3. Bei der sogenannten Schwitzkühlung wird durch Einführen
von Treibstoff durch Poren oder feine Löcher längs der Brennkammerwandung und der
Düse eine Kühlwirkung bei den gefährdeten Wandteilen erzeugt, die vom Kühlmedium
gleichsam wie von einem schützenden Film bedeckt werden. Jedoch ist dieses die gesamte
Brennkammer- und Düsenausbildung durch die Anordnung der genannten Löcher betreffende
Kühlsystern nicht einfach, und es besteht die Gefahr, daß durch die Löcher in die
Randschichten der Strömung eingeführter Treibstoff zum Teil unverbrannt mit nach
außen gerissen wird, was eine, verringerte Leistung zur Folge hat.
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4. Beim Anwenden der sogenannten Strahlungskühlung müssen Brennkammer
und Düse aus hochschmelzbaren Werkstoffen hergestellt sein, da sie annähernd die
Verbrennungstemperatur erreichen und die Wärme an die Umgebung abstrahlen, wobei
aber auch ein Erhitzen der die Brennkammer und Düse umgebenden anderen Vorrichtungsteile
eintritt.
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Eine bekannte Rakete weist bereits eine torusförmig auswärts gebogene
Wand des Düsenhalses auf, jedoch handelt es sich hierbei um eine Doppelwand für
rekuperative Kühlung der Düse. Bei dieser bekannten Rakete erfolgt die Kühlung der
Wandungsteile von Düse und Brennkammer ebenfalls im Gegenstrom, jedoch soll durch
die Einführung der einen, bereits gasförmigen Werkstoffkomponente im Gegenstrom
in die Brennkammer in erster Linie eine gute Vermischung mit der im stromaufwärtigen
Teil der Brennkammer eingespritzten anderen Komponente erzielt werden. Dagegen ist
bei der bekannten Rakete von der Durchströmung der Umlenkung mit großer Geschwindigkeit
und der damit verbundenen Zentrifugalwirkung auf den flüssigen Treibstoff und die
daraus folgende Erhöhung der Wärmeübertragungsverhältnisse von der zu kühlenden
Wand auf den Werkstoff - welche Wirkungen bei der Erfindung von Wichtigkeit
sind - kein Gebrauch gemacht.
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Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die vorstehend genannten
Nachteile zu vermeiden, und hierbei wird vor allem dem Umstand Rechnung getragen,
daß beim Raketentriebwerk ein großer Teil der an die Brennkammer abgehenden Wärme
in einem engen Bereich stromaufwärts und stromabwärts das engsten Querschnittes
der Schubdüse auftritt.
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Zur Lösung der gestellten Aufgabe wird erfindungsgemäß vorgeschlagen,
daß beide Treibstoffkomponenten oder auch nur eine Komponente von außen auf die
hohltorusförmig auswärts gebogene Wand des Düsenhalses aufgebracht wird und von
dort nach Umlenkung um etwa 1800 auf die Brennkammerinnenwand übertritt,
um an dieser im Gegenstrom zu den heißen Verbrennungsgasen filmkühlend entlangzuströmen.
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Beide Treibstoffkomponenten bzw. nur eine Komponente werden durch
die hohe Einspritzgeschwindigkeit und die daraus resultierende Zentrifugalkraft
an die Außenseite der Düsenwand gedrückt, wodurch eine intensive Kühlung des Düsenhalses
als dem am stärksten von innen her wärmebelasteten Düsenteil erzielt wird.
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Das Kühlmittel strömt anschließend von der Außenseite der Düse etwa
radial nach außen und wird dabei ebenfalls durch Zentrifugalkraft an die konkave
Innenwand der Brennkammer gedrückt. Hierdurch erfährt die Brennkammerwand eine Gegenstrom-Filmkühlungswirkung.
Hier setzt die Verbrennung ein, wobei die Verbrennungsgase zum Zentrum der Kammer
und zur Düse strömen und die noch unverbrannten Flüssigkeiten und Gase weiter an
der Wand entlangströmen. Die Brennkammer kann - wie beim schematisch dargestellten
Ausführungsbeispiel - etwa kugelförmig sein; sie kann aber auch zylindrisch
oder vorzugsweise torusförmig ausgebildet sein.
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Die Merkmale: Hohltorusförmig auswärts gebogene Wand des Düsenhalses
sowie Filmkühlung im Gegenstrom zu den heißen Verbrennungsgasen sind bereits bekannt
und sollen daher nur in Verbindung mit den übrigen Merkmalen des Erfindungsgegenstandes
unter Schutz stehen.
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Der Treibstoff kann beim Einspritzen in Weiterbildung der Erfindung
zusätzlich eine zum Kühlkammertorus tangentiale Geschwindigkeitskomponente aufweisen.
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In weiterer Ausgestaltung der Erfindung kann die Düse axial verschieblich
angeordnet werden, so daß bei Verschiebung der spaltförmige Eintrittsquerschnitt
für die Treibstoffkomponente(n) in seiner Breite verändert wird. Damit wird eine
Regelung der Treibstoffzufuhr erreicht. Da das Merkmal der Verschiebbarkeit gesamter
Düsen bereits bekannt ist, wird auf dieses Merkmal kein gesonderter Schutz
be-
ansprucht.
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In der Zeichnung sind schematisch zwei Ausführungsbeispiele einer
erfindungsgemäßen Anordnung zur Raketentriebwerkskühlung dargestellt. Im einzelnen
zeigt
F i g. 1 einen Längsschnitt durch ein einstrahliges
Raketentriebwerk, F i g. 2 einen Querschnitt durch ein ring- oder torusförmiges
Raketentriebwerk, das rein geometrisch durch Rotation der Längssehnittform der F
i g. 1 um eine exzentrische, parallel zu ihrer Symmetrieachse verlaufende
Drehachse entstanden ist und das mit einer erfindungsgemäßen Anordnung zur Triebwerkskühlung
ausgerüstet ist.
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Gemäß der ein rotationssymmetrisches Ausführungsbeispiel darstellenden
F i g. 1 wird der Brennstoff durch die Leitung 1 und der Oxydator
durch die Leitung 2 zugeführt. Diese beiden Flüssigkeiten werden je längs
einer Seite der kreisringscheibenförmigen Membran 5 in radialer Richtung
strömend in die den Düsenhals 10 torusförmig umgebende Kühlkammer
7 eingespritzt.
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Durch die hohe Einspritz-Geschwindigkeit und die daraus resultierende
Zentrifugalkraft wird der Flüssigkeitsstrom, der im Verlauf seines Kühlweges verdampft,
kräftig an die Düsenaußenwand 8 gedrückt, wie dies in F i g. 1 gestrichelt
dargestellt ist. Hierdurch wird eine intensive Kühlung dieses im Bereich des Düsenhalses
am stärksten von innen her wärmebelasteten Düsenteils erreicht.
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Die vorgemischten Flüssigkeiten treten nunmehr - beaufschlagt
durch die zentrifugale Umlenkkraft -
längs der Brennkammerwand nach dem Gegenstromprinzip
mit Filmkühlungswirkung in die allgemein mit 9 bezeichnete Brennkammer ein.
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Hier reagieren die vorgemischten Flüssigkeiten miteinander und bilden
die Verbrennungsgase, die aus der Düse 11 ausströmen.
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Bei Verwendung von Treibstoffen mit sehr hoher Reaktionsgeschwindigkeit
wird nur eine der beiden Komponenten in beschriebener Weise eingeführt, die andere
Komponente aber in an sich bekannter Weise im Gegenstrom dazu an der Brennkammerwand
oder am Brennkammerkopf.
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Ähnliches gilt für Drei- oder Mehrstoffsysteme. Das in F i
g. 2 in einem Radialschnitt dargestellte ring- oder torusförinige Raketentriebwerk
besitzt eine ringförmige Düse 12, deren engster Querschnitt zwischen den sie beiderseits
begrenzenden Kühlkammern 13 liegt, in welche die Treibstoffe eingeführt werden.