DE1626069B1 - Kombinationstriebwerk - Google Patents

Description

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Die Erfindung bezieht sich auf ein Kombinations- Regeleinrichtungen verursachen nicht nur höhere triebwerk, bestehend aus einem Raketentriebwerk als Kosten, sondern bringen auch größeres Baugewicht Starttriebwerk und einem Staustrahltriebwerk als mit sich und beanspruchen zusätzlich Einbauraum. Marschtriebwerk, mit einem während der Startphase, Außerdem geht aus der USA.-Patentschrift in der der Lufteinlauf des Staustrahltriebwerks ge- 5 2 799 987 ein aus einem Raketentriebwerk als Startschlossen ist, abbrennenden festen Oxydator als triebwerk und ein aus einem Staustrahltriebwerk als Starttreibstoffkomponente, die als Hohlbrenner inner- Marschtriebwerk bestehendes Kombinationstriebwerk halb einer gemeinsamen, eine Schubdüse mit kon- hervor, dessen feste brennstoffreiche Start-Marschstanter Geometrie speisenden Hauptbrennkammer treibstoffkomponente hohlzylindrisch ausgebildet ist. angeordnet ist, und mit einer während der Start- und io In ihrem stromabwärtigen Ende nimmt diese Start-Marschphase abbrennenden, festen, brennstoffreichen Marschtreibstoffkomponente eine feste oxydator-Start-Marschtreibstoffkomponente, deren brennstoff- reiche Starttreibstoffkomponente auf, die während reiche Gase während der Startphase zusammen mit der Startphase den zentralen Durchgang für die den Sauerstoffgasen der Starttreibstoffkomponente Stauluft verschlossen hält. Der Abbrand der brenn- und während der Marschphase mit dem Sauerstoff 15 stoffreichen Start-Marschtreibstoffkomponente erfolgt der Stauluft in der Hauptbrennkammer reagieren. dabei während der Startphase zusammen mit der

Gemäß der USA.-Patentschrift 2 948 112 ist ein Starttreibstoffkomponente im wesentlichen an der

aus einem Raketentriebwerk und einem Staustrahl- hinteren Stirnfläche und nur zu einem geringen Teil

triebwerk bestehendes Kombinationstriebwerk mit an der hinteren Innenfläche und während der

einer für beide Betriebsarten gemeinsamen Brenn- 20 Marschphase sowohl an der Innenfläche als auch an

kammer und Schubdüse unveränderlicher Geometrie der hinteren Stirnfläche, wobei die hauptsächliche

bekannt. Während der Startphase werden in die ge- Reaktion zwischen der durchströmenden Luft und

meinsame Brennkammer flüssiger Brennstoff und dem chemischen Brennstoff an der Innenseite des

flüssiger Sauerstoff eingefördert, wobei die Luft- Treibstoffs erfolgt.

zufuhr für den Staustrahlkreis gesperrt ist. Bei Stau- 25 Im Gegensatz zu den bekannten Kombinationsstrahlbetrieb wird die flüssige Sauerstoffzufuhr unter- triebwerken ist gemäß der Erfindung die brennstoffbunden und die gemeinsame Brennkammer mit Stau- reiche Start-Marschtreibstoffkomponente in ihrem für luft versorgt, deren Sauerstoff mit der zerstäubten die Startphase bestimmten Startteil als Innenbrenner Brennstoffkomponente reagiert. Die Absperrung des oder Röhrenbrenner und in ihrem für die Marsch-Staustrahlkreises gegenüber der gemeinsamen Brenn- 30 phase bestimmten Marschteil in an sich bekannter kammer erfolgt mit Hilfe von Klappen, die durch Weise als Stirnbrenner ausgebildet,
den während des Raketenbetriebes in der Brenn- In Ausgestaltung der Erfindung kann der Startkammer vorherrschenden Druck selbsttätig ge- teil der festen Start-Marschtreibstoffkomponente als schlossen und während des Staustrahlbetriebes durch Sterninnenbrenner ausgeführt sein,
den Staudruck der einströmenden Luft geöffnet 35 Es wird also erfindungsgemäß durch eine andere werden. Gestaltung des Startteils gegenüber dem Marschteil

Ferner offenbart die deutsche Auslegeschrift bei gleichem und gegenüber bekannten Triebwerken 1203 543 (F i g. 1) ein Kombinationstriebwerk der vergleichsweise relativ schlankerem Außendurcheingangs genannten Art, bei dem zum Starten (Be- messer (Gehäusedurchmesser) und bei durchgehend schleunigen) des Flugkörpers in einer vor der 40 gleicher chemischer Struktur der brennstoffreichen Schubdüse liegenden Hauptbrennkammer ein fester Start-Marschtreibstoffkomponente eine Wirkung erOxydator als Starttreibsatz (Hohlbrenner) angeordnet zielt, die der Funktion und den betrieblichen Anist, der den Lufteinlauf des Staustrahlkreises während forderungen des Gesamttriebwerks mit einfachen der Startphase sperrt. Vor der Hauptbrennkammer Mitteln gerecht wird. Somit kann die Start-Marschbefindet sich eine Vorbrennkammer, in der mit Hufe 45 treibstoffkomponente durch ihre erfindungsgemäße eines eingespritzten flüssigen Brennstoffs brennbare Gestaltung auf einfache Weise, und zwar sowohl im Gase erzeugt werden, die während der Startphase Hinblick auf zeitlich verschieden lange Start- und mit dem festen Oxydator und während der Marsch- Marschphasen als auch in bezug auf dabei mengenphase mit dem Sauerstoff der Stauluft reagieren. mäßig unterschiedlichen Gasanfall, während der

Mit flüssigen Treibstoffen betriebene Raketentrieb- 50 Startphase mehr und während der Marschphase

werke erfordern bekanntlich einen hohen technischen weniger, jedem Abbrandprogramm angepaßt, herge-

Aufwand in Form von Zusatzeinrichtungen und stellt (gegossen) werden.

Hilfsgeräten, wie Treibstoffbehältern, Treibstoff- In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der pumpen oder Druckgasfördereinrichtungen und Erfindung dargestellt. Es zeigt
Treibstoffreglern zur richtigen Dosierung der je- 55 F i g. 1 einen Flugkörper, teilweise im Längsweiligen Einspritzmengen, um einen günstigen Brenn- schnitt, mit einem in Rede stehenden Kombinationskammerwirkungsgrad zu erzielen. Kombinations- triebwerk und

triebwerke dieser Art machen, um gute Wirkungs- F i g. 2 einen Schnitt nach der Linie Π-Π der

grade während beider Betriebsphasen zu erhalten, Fig. 1.

weitere Steuer- und Regeleinrichtungen erforderlich, 60 Wie aus Fig. 1 hervorgeht, besteht das in einem mit dem Zweck, während des Raketenbetriebes eine Flugkörper 1 verwendete Kombinationstriebwerk aus gegenüber dem Staustrahlbetrieb vergleichsweise einer Vorbrennkammer 2 mit einer dort eingelagergrößere Brenngasmenge zu erzeugen, um einen wirt- ten festen, brennstoffreichen Start-Marschtreibstoffschaftlichen Brennkammerdruck bei gleicher Düsen- komponente 3, aus einer Hauptbrennkammer 4 mit geometrie zu erzielen, der bei Staustrahlbetrieb durch 65 einem eingelagerten festen Oxydator als Starttreibden einen höheren Massendurchsatz mit sich bringen- Stoffkomponente 5 in Form eines Sterninnenbrenners, den Luftdurchsatz schon bei niedriger Brenngas- aus einem die Vorbrennkammer 2 mit der Haupterzeugung gegeben ist. Die zusätzlichen Steuer- und brennkammer 4 verbindenden Gaskanal 6, aus einer

Schubdüse 7 unveränderlicher Geometrie und aus zwei Lufteinlaufkanälen 8 mit Absperrklappen 9. Die Start-Marschtreibstoffkomponente 3 wird gebildet aus einem für die Startphase vorgesehenen Startteil 3 a, der als Sterninnenbrenner ausgeführt ist, und aus einem für die Marschphase bestimmten Marschteil 3 b, der als Stirnbrenner ausgeführt ist.

Die Wirkungsweise des Kombinationstriebwerks ist wie folgt:

Gezündet wird die Start-Marschtreibstoffkomponente 3 bzw. deren Startteil 3 α durch eine elektrische Zündeinrichtung 10, die an der nach hinten zeigenden freien Stirnfläche des Marschteils 3 b angeordnet ist. Der Abbrand der Start-Marschtreibstoffkomponente 3 verläuft während der Startphase (bei geschlossenem Lufteinlauf), im wesentlichen auf den Startteil 3 α beschränkt, auf eingezeichneten Abbrandflächen AS und während der Marschphase, nur mehr auf den Marschteil 3 b beschränkt, auf eingezeichneten Abbrandflächen AM. Durch die Geometrie (Innenbrenner bzw. Stirninnenbrenner) des Startteils 3 α wird ein wesentlich höherer Brenngasanfall während der Startphase erreicht, wobei die Brenngase aus der Vorbrennkammer 2 durch den Gaskanal 6 in die Hauptbrennkammer 4 einströmen und dort mit dem Oxydator bzw. der sauerstoffreichen Starttreibstoffkomponente 5 reagieren. Die Schubgaserzeugung mit Hilfe des Startteils 3 α und der Starttreibstoffkomponente 5 ist dabei mengenmäßig so ausgelegt, daß ein wirkungsgradmäßig günstiger Raketenbetrieb bei gegebener (konstanter) Schubdüsengeometrie erreicht wird.

Nach der Startphase werden die Absperrklappen 9 entweder zwangläufig geöffnet, oder sie werden durch den anstehenden Staudruck der umgebenden Luft, der durch den Druckabfall in der Hauptbrennkammer nach Beendigung des Ausbrandes der Start

treibstoffkomponente S zur Wirkung kommen kann, selbsttätig geöffnet. Hierauf wird den durch das Gasrohr 6 in die Hauptbrennkammer 4 nach wie vor einströmenden brennbaren Gasen, deren Menge durch den Stirnabbrand des Marschteils 3 b. nunmehr kleiner geworden ist, Sauerstoff durch die Stauluft zugeführt.

Claims (2)

Patentansprüche:

1. Kombinationstriebwerk, bestehend aus einem Raketentriebwerk als Starttriebwerk und einem Staustrahltriebwerk als Marschtriebwerk, mit einem während der Startphase, in der der Lufteinlauf des Staustrahltriebwerks geschlossen ist, abbrennenden festen Oxydator als Starttreibstoffkomponente, die als Hohlbrenner innerhalb einer gemeinsamen, eine Schubdüse mit konstanter Geometrie speisenden Hauptbrennkammer angeordnet ist, und mit einer während der Start- und Marschphase abbrennenden, festen brennstoffreichen Start-Marschtreibstoffkomponente, deren brennstoffreiche Gase während der Startphase zusammen mit den Sauerstoffgasen der Starttreibstoffkomponente und während der Marschphase mit dem Sauerstoff der Stauluft in der Hauptbrennkammer reagieren, dadurch gekennzeichnet, daß die brennstoff reiche Start-Marschtreibstoffkomponente (3) in ihrem für die Startphase bestimmten Startteil (3 ä) als Innenbrenner oder Röhrenbrenner und in ihrem für die Marschphase bestimmten Marschteil (3 b) in an sich bekannter Weise als Stirnbrenner ausgebildet ist.

2. Kombinationstriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Startteil (3 a) der festen Start-Marschtreibsatzkomponente (3) als Sterninnenbrenner ausgeführt ist.

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