DE1626067B1 - Zündsystem für Brennkammern von Raketentriebwerken - Google Patents
Zündsystem für Brennkammern von RaketentriebwerkenInfo
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/95—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by starting or ignition means or arrangements
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf ein Zündsystem für Brennkammern von Raketentriebwerken, insbesondere
für Vorbrennkammern von Hauptstromraketentriebwerken, mit einer Einförderung der beiden, nicht
hypergolen Treibstoffkomponenten in die Brennkammer über viele, auf der Stirnseite des Einspritzkopfes
in Umfangsrichtung verteilt angeordnete, zueinander benachbarte Öffnungen, wobei zum Zünden der
Brennkammer in diese die eine der beiden Treibstoffkomponenten und das mit dieser hypergol reagierende
Zündmittel gleichzeitig durch einander benachbarte Öffnungen eingebracht werden.
Zum Zünden der Brennkammer eines z. B. mit flüssigem Wasserstoff und Sauerstoff betriebenen
Raketentriebwerks ist es bekannt, Chlortrifluorid oder Aluminiumtriäthyl als Zündmittel zu verwenden,
je nachdem bei Ingangsetzen der Brennkammer vorab Wasserstoff oder Sauerstoff in die Brennkammer
eingebracht wird, die mit dem einen oder anderen der vorgenannten Zündmittel hypergol reagieren.
Nach Zünden der Brennkammer wird dann die jeweilige zweite Treibstoffkomponente in die Brennkammer
eingefördert und diese voll in Betrieb genommen (NASA, Technical Note, D 684, April 1961).
Das Einbringen der vorgelagerten Zündmittelmenge erfolgt hierbei über einen einzigen in die Brennkammer
führenden Zündkanal und wird durch ein unbrennbares (inertes) Druckgas bewirkt, das die für
einen Zündvorgang bestimmte Zündmittelmenge aus einem für mehrere Zündungen bemessenen Vorratsbehälter
verdrängt und über eine Zufuhrleitung und den erwähnten Zündkanal schräg zu den Einspritzöffnungen
für die Sauerstoffkomponente in die Brennkammer einfördert. Um Oxydbildung und Verstopfung
der Zulaufleitung und des Zündkanals zu vermeiden, wird vor jeder neuen Zündung der Zündkanal
mit unbrennbarem Gas durchgespült. Es ist ferner bekannt, an Stelle eines unbrennbaren Gases
eine Teilmenge der mit dem Zündmittel nicht reagierenden Treibstoffkomponente während des ganzen
Betriebes durch den Zündkanal in die Brennkammer strömen zu lassen, um den Zündkanal vor Verkokung
zu schützen.
Bei den bekannten Einspritzvorrichtungen wird das Zündmittel, wie bereits erwähnt, aus einem einzigen
Kanal in die Brennkammer eingespritzt. Durch die Lokalisierung des Zündherdes ist jedoch ein spontanes
Durchzünden der Brennkammer nicht immer gewährleistet, so daß Fehlzündungen nicht ausgeschlossen
sind. Ferner ergibt es sich, daß während der Übergangszeit zwischen Zündphase und Vollbetrieb
der Brennkammer, also am Ende der Zündphase, im Bereich der Zünddüse sowohl Zündmittel
als auch Brennstoff miteinander vermischt eingefördert werden. Durch nachfolgende Verbrennung dieses
Gemisches treten jedoch hohe Temperaturspitzen auf, durch welche die Brennkammerwände überhitzt und
beschädigt werden können. Um diesen nachteiligen Umstand zu vermeiden, ist man bestrebt, die einzuspritzende
Zündmittelmenge möglichst klein zu halten. Dies setzt jedoch eng bemessene Zündkanäle voraus,
die wiederum Gefahrenquellen für Zündstörungen (durch schnelle Verkokung) bilden. Außerdem
kann eine zu klein bemessene Zündmittelmenge überhaupt ein Versagen der Zündung nach sich ziehen.
Ferner sind, wie sie USA.-Patentschrift 3 334 490 zeigt, für Brennkammern von Raketentriebwerken
scheibenförmige Einspritzköpfe bekannt, die über ihrer ganzen, zum Brennkammerinnenraum hin gerichteten
Stirnfläche verteilt zum Einspritzen beider Treibstoffkomponenten viele kleine, nahe beieinanderliegende
Bohrungen aufweisen. Dabei wird auf der radial äußeren Ringzone aus den Öffnungen zum
Zwecke der Kühlung der Brennkammerwand nur Brennstoff ausgespritzt, während in den radial weiter
innenliegenden Bereichen Bohrungen, aus denen Brennstoff in die Brennkammer gelangt, mit Bohrangen,
aus denen Oxydator gespritzt wird, abwechseln. Die Zündung der Brennkammer erfolgt dabei
entweder dadurch, daß die Brennkammer von vornherein mit hypergolen Treibstoffkomponenten betrieben
wird oder aber durch übliche Zündeinrichtungen.
Es ist Aufgabe der Erfindung, mit einfachen Mitteln ein betriebssicher arbeitendes Zündsystem für
eine Raketenbrennkammer zu schaffen.
Gelöst wird diese Aufgabe gemäß der Erfindung dadurch, daß die mit dem Zündmittel nicht hypergol
ao reagierende Treibstoffkomponente das Zündmittel vor sich herschiebt, wobei dieses und die mit ihm
nicht hypergol reagierende Treibstoffkomponente durch ein und dieselben Öffnungen im Einspritzkopf
in die Brennkammer gelangen.
Durch das erfindungsgemäße Zündsystem wird mit Sicherheit ein spontanes und über den Querschnitt
der Brennkammer gleichmäßiges Durchzünden der Brennkammer erreicht, wobei im Hinblick auf die
ohnehin vorhandenen Einrichtungen des Zünd- und Treibstoff systems kein zusätzlicher Bauaufwand bzw.
kerne zusätzlichen Einrichtungen und Hilfsmittel erforderlich sind; denn das Zündmittel wird von der
Treibstoffkomponente in die Brennkammer eingetrieben, mit der es nicht hypergol reagiert, die dann nach
dem Zündvorgang den Brennkammervollbetrieb mit der anderen Treibstoffkomponente »nahtlos« übernimmt.
Aus den angegebenen Gründen arbeitet das erfindungsgemäße Zündsystem insofern auch betriebssicher,
als beim Versagen eines Ventils weder Zündmittel nich die nicht mit diesem hypergol reagierende
Treibstoff komponente in die Brennkammer gelangen, so daß die Möglichkeit einer Explosion oder
einer örtlichen Überhitzung durch unerwünschte Treibstoffkonzentrationen ausgeschlossen ist.
In Ausgestaltung der Erfindung wird bei einem Einspritzkopf mit auf mehreren Kreisen auf seiner
Stirnseite angeordneten Öffnungen zum Einbringen der Treibstoffkomponenten weiter vorgeschlagen, die
Öffnungen zum Einbringen des Zündmittels bzw. der nicht mit diesem hypergol reagierenden Treibstoffkomponente
auf einem mittleren Kreis vorzusehen, wobei zwischen den vorgenannten Öffnungen — in
Umfangsrichtung betrachtet — Öffnungen zum Einbringen lediglich einer kleineren Teilmenge der mit
dem Zündmittel hypergol reagierenden Treibstoffkomponente liegen und radial innerhalb und außerhalb
des mittleren Kreises mindestens je ein Kreis von Öffnungen zum Einbringen der übrigen, größeren
Teilmenge der mit dem Zündmittel hypergol reagierenden Treibstoffkomponente vorgesehen ist.
Durch diese Maßnahme ist die sichere Gewähr dafür gegeben, daß das eingeförderte Zündmittel nicht
nur in der mittleren Ringzone unmittelbar benachbart die mit ihr hypergol reagierende Treibstoffkomponente
vorfindet, sondern daß auch durch die radial innere und äußere Beschickung der Brennkammer
mit dieser für das Zündmittel hypergolen Treibstoffkomponente allseits eine reaktionsfreund-
liehe Umgebung geschaffen wird, die eine absolute Gewähr für das Zustandekommen einer Zündung
gewährleistet.
In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung schematisch dargestellt. Es zeigt
Fig. 1 einen Längsschnitt durch eine Brennkammer und einen Teil des Treibstoffversorgungssystems
und
F i g. 2 einen Schnitt nach der Linie II-II gemäß
Fig. 1. ίο
Die in F i g. 1 dargestellte Brennkammer 1 ist als Ringbrennkammer ausgebildet, die im Beispielsfall
als Vorbrennkammer für ein sogenanntes Hauptstromraketentriebwerk dient, wobei die in der
Brennkammer 1 erzeugten Treibgase eine Turbine (nicht gezeichnet) zum Antrieb von Hiifsgeräten beaufschlagen.
Auf der Stirnseite des Einspritzkopfes 2 der Brennkammer 1 sind über den Umfang verteilt
Einspritzdüsen als Öffnungen 3 vorgesehen, die während des Vollbetriebes der Brennkammer 1 über
einen gemeinsamen, im Brennkammergehäuse 4 verlaufenden Ringraum 5 mit Treibstoff T versorgt werden.
In Umfangsrichtung gesehen sind zwischen den Einspritzdüsen kleinere Öffnungen 6 zum Einbringen
einer kleineren Teilmenge der zweiten, mit dem Zündmittel Z hypergol reagierenden Treibstoffkomponente
(Sauerstoffträger S) vorgesehen. Im Einspritzkopf 2 ist ferner noch ein radial äußerer Kreis und ein radial
innerer Kreis von Öffnungen? angeordnet, durch welche die übrige größere Teilmenge der mit dem
Zündmittel Z hypergol reagierenden Treibstoffkomponente S eingebracht wird. Das Zündmittel Z
ist in einem Zündmittelvorratsraum 8 gespeichert, der innerhalb der Haupttreibstoffleitung 9 angeordnet ist.
Die beiden Stirnseiten 10 des Zündmittelvorratsraumes 8 sind mit je einer Durchflußbohrung 11 versehen,
die, um ein Auslaufen des Zündmittels vor Inbetriebnahme der Brennkammer 1 zu vermeiden, mit
Platzmembranen 12 verschlossen sind.
Beim Starten des Triebwerks wird zunächst die Sauerstoffkomponente 5 in die Brennkammer 1 eingefördert,
wobei das Sauerstoffgas bereits Leistung an die in der Zeichnung nicht dargestellte Turbine
abgibt und diese beschleunigt. Beim Erreichen einer vorbestimmten Drehzahl der Turbine wird ein in
Strömungsrichtung vor dem Zündmittelvorratsraum 8 in der Haupttreibstoffleitung 9 angeordnetes Ventil
13 selbsttätig geöffnet. Dadurch kann die unter Druck stehende Treibstoffkomponente T auf die Platzmembranen
12 im Zündmittelvorratsraum 8 einwirken und sie zerstören. Hierauf schiebt die Treibstoffkomponente
T das Zündmittel Z vor sich her und preßt es durch die Einspritzdüsen in die Brennkammer
1, die so aufeinander abgestimmt sind, daß sie unter einem bestimmten Druck gleichzeitig öffnen.
Das Zündmittel Z wird in den gesamten Brennkammerinnenraum gleichmäßig verteilt eingebracht.
Durch die Konstellation zwischen den Öffnungen 3 und den Öffnungen 6 und 7 wird mit Sicherheit eine
hypergole Reaktion bzw. Zündung der Brennkammer 1 hervorgerufen. Nach Einspritzen der gesamten
Zündmittelmenge in die Brennkammer 1 wird aus den gleichen Einspritzdüsen die zweite Treibstoffkomponente
T in die Brennkammer 1 eingefördert und das Triebwerk nunmehr voll in Betrieb genommen.
Claims (2)
1. Zündsystem für Brennkammern von Raketentriebwerken, insbesondere für Vorbrennkammern
von Hauptstromraketentriebwerken, mit einer Einförderung der beiden, nicht hypergolen
Treibstoffkomponenten in die Brennkammer über viele, auf der Stirnseite des Einspritzkopfes
in Umfangsrichtung verteilt angeordnete, zueinander benachbarte Öffnungen, wobei zum
Zünden der Brennkammer in diese die eine der beiden Treibstoffkomponenten und das mit die-.
ser hypergol reagierende Zündmittel gleichzeitig durch einander benachbarte Öffnungen eingebracht
werden, dadurch gekennzeichnet,
daß die mit dem Zündmittel (Z) nicht hypergol reagierende Treibstoffkomponente (T)
das Zündmittel (Z) vor sich herschiebt, wobei dieses und die mit ihm nicht hypergol reagierende
Treibstoffkomponente (T) durch ein und dieselben Öffnungen (3) in die Brennkammer (1) gelangen.
2. Zündsystem nach Ansprach 1, mit auf mehreren Kreisen auf der Stirnseite des Einspritzkopfes
angeordneten Öffnungen zum Einbringen der Treibstoffkomponenten, dadurch gekennzeichnet,
daß die Öffnungen (3) zum Einbringen des Zündmittels (Z) bzw. der nicht mit diesem hypergol
reagierenden Treibstoffkomponente (Γ) auf einem mittleren Kreis liegen und zwischen diesen Öffnungen
(3) — in Umfangsrichtung betrachtet — Öffnungen (6) zum Einbringen lediglich einer
kleineren Teilmenge der mit dem Zündmittel (Z) hypergol reagierenden Treibstoffkomponente (T)
liegen, wobei radial innerhalb und außerhalb des mittleren Kreises mindestens je ein Kreis von
Öffnungen (7) zum Einbringen der übrigen, größeren Teilmenge der mit dem Zündmittel (Z)
hypergol reagierenden Treibstoffkomponente (S) vorgesehen ist.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen COPY
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DEB0094938 | 1967-10-13 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE1626067B1 true DE1626067B1 (de) | 1971-11-18 |
Family
ID=6987871
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19671626067 Withdrawn DE1626067B1 (de) | 1967-10-13 | 1967-10-13 | Zündsystem für Brennkammern von Raketentriebwerken |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE1626067B1 (de) |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3334490A (en) * | 1964-11-04 | 1967-08-08 | United Aircraft Corp | Liquid engine injector |
-
1967
- 1967-10-13 DE DE19671626067 patent/DE1626067B1/de not_active Withdrawn
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3334490A (en) * | 1964-11-04 | 1967-08-08 | United Aircraft Corp | Liquid engine injector |
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E77 | Valid patent as to the heymanns-index 1977 | ||
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