DE1626082B1

DE1626082B1 - Raketentriebwerk fuer fluessige treibstoffe

Info

Publication number: DE1626082B1
Application number: DE19671626082
Authority: DE
Inventors: Friedrich Hutter
Original assignee: Erno Raumfahrttechnik GmbH
Current assignee: Erno Raumfahrttechnik GmbH
Priority date: 1967-07-26
Filing date: 1967-07-26
Publication date: 1970-06-25

Description

Die Erfindung betrifft ein Raketentriebwerk für vorbeigeführt. Der als Oxydator verwendete flüssige flüssige Treibstoffe verschiedener Verflüssigungstem- Sauerstoff wird von einer einstufigen Zentrifugalperatur, insbesondere flüssiger Wasserstoff und flüssi- ' pumpe auf den Einspritzdruck gebracht und strömt ger Sauerstoff, die einer Brennkammer über Leitun- von dieser Pumpe direkt zu dem Einspritzkopf, wo gen zugeführt sind, in denen je eine durch eine 5 er durch die Einspritzkanäle in die Brennkammer Turbine angetriebene Pumpe liegt, wobei die Tür- gelangt.

bine durch einen von der Treibstoffkomponente mit Es ist ein Nachteil dieses Prinzips, daß nur ein

der höheren Verflüssigungstemperatur abgezweigten bestimmter Anteil der in den Kühlkanälen vom Was- und in Kühlkanälen der Schubdüse und/oder der serstoff aufgenommenen Wärmeenergie als kinetische Brennkammer aufgeheizten Teilstrom angetrieben io Energie für den Antrieb der Turbine zur Verfügung wird. steht. Dies ist darauf zurückzuführen, daß bei dem

Zweck der Erfindung ist es, die Gruppe von Entzug von kinetischer Energie in der Turbine nicht Flüssigkeitsraketen mit einer Treibstoff-Förderung nur die Temperatur, die ja ein Gradmesser für die mittels Turbopümpen, die als Hauptstromtriebwerke enthaltene Wärmeenergie ist, sondern auch der Druck bezeichnet werden und bei denen alle Treibstoffe 15 des Wasserstoffgases sinkt. Weil der Gasdruck aber während der Antriebsphase in»der^Brennkammer nur bis auf den vorgesehenen Einspritzdruck absinverbrannt werden und die Rakete ausschließlich ken darf, bleibt die zugehörige Wärmeenergie des durch die Expansionsdüse verlassen, hinsichtlich ihrer Druckgefälles, welches vom Einspritzdruck bis zur Abmessungen und Baugewichte weiter zu verklei- Verflüssigung verläuft, für den Antrieb der Turbine nern, ihrer spezifischen Treibstoffenergieausnutzung 20 ungenutzt.

weiter zu verbessern und ihres Entwicklungszeit- und Von der Turbinenleistung hängt aber unmittelbar

Kostenaufwandes weiter zu verringern. der Brennkammerdruck ab. Weil nun bei diesem

Die Gruppe der Hauptstromtriebwerke umschließt Prinzip keine hohe Turbinenleistung verwirklicht die Raketentriebwerke für flüssige Treibstoffe, die werden kann, ergibt sich ein für Raketenantriebe den höchsten als Leistungskriterium eingeführten 25 mit Turbopumpenförderung verhältnismäßig niedri-Quotienten »Summe aller Schübe/Summe aller se- ger Brennkammerdruck. Das Ergebnis ist eine verkundlich die Rakete verlassenden Treibstoffe« ^:—als hältnismäßig große und schwere Brennkammer und spezifischer Stufenimpuls (s) bezeichnet—aufweisen. Schubdüse, die, wenn sie als Antrieb für eine Ober-Demgegenüber werden die in der Stufenleiter des stufe Verwendung finden, auch einen vergrößernden spezifischen Stufenimpulses nachfolgenden und vor- 30 und damit gewichtserhöhenden Einfluß auf die ganze wiegend verwendeten Triebwerke von Flüssigkeits- Rakete haben. Außerdem macht der für dieses Prinraketen als Nebenstromtriebwerke bezeichnet, bei de- zip notwendige hohe Förderdruck für den flüssigen nen zur Erzeugung der*^rAntriebsgase für die Turbine Wasserstoff eine zweite Pumpenstufe erforderlich, zum Antrieb der Förderpumpen ein besonderer Gas- die — zusammen mit den für den hohen Druck ausgenerator verwendet wird. Ein derartiges Triebwerk 35 gelegten Leitungen und Flanschen —■ das Baugewicht ist z. B. in der deutschen Auslegeschrift 1 164 753 der Rakete weiter erhöht.

beschrieben, bei dem ein gewisser Treibstoffanteil in Ein höherer Anteil am Baügewicht, der durch die

einer Vorbrennkammer mit Rücksicht auf die Tür- mitgeführten Treibstoffe mitgehoben werden muß, bine bei einer niedrigeren Temperatur verbrannt wird bedeutet aber einen Verlust an Nutzlast. Ein weiterer und deshalb eine schlechtere Energieausnutzung für 40 Nutzlastverlust entsteht dadurch, daß der als »Schub die hinter der Turbine anschließende Abgasschubdüse pro sekundlich ausgestoßene Treibstoffmasse« defiaufweist als die Treibsfoffe, die in der Brennkammer nierte spezifische Impuls auf Grund thermodynaverbrannt werden und durch die Expansionsdüse mischer Vorgänge, strömungsmechanischer Grenzen entweichen. Demnach weisen auch Hauptstromtrieb- und baulicher Beschränkungen bei einem niedrigen werke hinsichtlich ihres Entwiclilungszeit- und 45 Brennkammerdruck geringer ist als bei einem hohen. Kostenaufwandes Nachteile auf. Auf Grund einer Aus der USA.-Patentschrift 3 049 870 ist weiterbestimmten Schaltung der einzelnen Triebwerksele- hin ein Flüssigkeitstriebwerk bekannt, bei welchem mente, die ähnlich wie bei den Nebenstromtriebwer- im Unterschied zum vorstehend erläuterten Prinzip ken ist, werden bei der vorliegenden Erfindung diese zwischen dem Austritt aus der zweiten Stufe der Nachteile vermieden. \ 50 Zentrifugalpumpe für den Brennstoff, z. B. flüssigen

Es ist eine Flüssigkeitsrakete bekannt, bei der der Wasserstoff, und dem Eintritt in die Kühlkanäle der als Brennstoff verwendete flüssige" Wasserstoff von Expansionsdüse und der Brennkammer zusätzlich einer zweistufigen Zentrifugalpumpe auf einen we- ein Wärmetauscher eingeschaltet ist, dessen Rohre sentlich höheren als "für den Einspritzvorgang er- außen unter Wärmeabgabe an den in den Rohren forderlichen Druck gebracht und anschließend unter 55 strömenden flüssigen Wasserstoff von dem gasförmi-Wärmeaufnahme durch die Kühlkanäle der Schub* gen Wasserstoff umspült werden, der von der Andüse und der Brennkammer geleitet wird. Danach^ *_ triebsturbine für die Förderpumpen zu dem Eingibt der inzwischen gasförmig gewordene Wasserstoff spritzkopf strömt. Hierdurch wird ein Anteil von beim Durcrfströmen der Antriebsturbine für die Wärmeenergie, der als nicht mehr nutzbar zu Brennstoff- und Oxydatorpumpe einen Anteil von der 60 machende kinetische Energie an das im gasförmigen aufgenommenen Wärmeenergie als kinetische Ener- Wasserstoff enthaltene Druckgefälle vom Druck Mngie wieder ab und gelangt anschließend durch die ter der Turbine bis zur Verflüssigung gebunden ist, Einspritzkanäle des Einspritzkopfes zur Verbrennung an den Wasserstoff übertragen, der von der Förderin die Brennkammer. Aus regelungstechnischen pumpe zu den Kühlkanälen strömt und hier weiter Gründen wird nicht der ganze Wasserstoff-Gasstrom 65 aufgeheizt wird. Weil somit die im Wasserstoff entdurch die Antriebsturbine geleitet, sondern es wird haltene Wärmeenergie bereits beim Eintritt in die ein kleiner Anteil durch eine Bypaßleitüng, in die ein Kühlkanäle höher ist als bei dem vorher beschriebe-Durchsatzregelorgan eingebaut ist, an der Turbine nen Prinzip, wird die im Wasserstoff enthaltene

Wärmeenergie vor dem Eintritt des Wasserstoffs in Vermischung angesichts der unterschiedlichen die Antriebsturbine ebenfalls höher sein, wodurch Aggregatzustände nicht gewährleistet erscheint, ein größerer Anteil an kinetischer Energie an die Alle bisher abgehandelten Flüssigkeitsraketen

Antriebsturbine abgegeben werden kann. haben folgende Reihenschaltung der einzelnen Trieb-

Der maximale Gewinn an Nutzlast durch die An- 5 Werkselemente gemeinsam: Brennstoffpumpe(n) — wendung des zusätzlichen Wärmetauschers ist je- Kühlkanäle —Antriebsturbine — Einspritzkanäle — doch — wie Nachrechnungen beweisen — nicht groß, Brennkammer. Weil sich bei dieser Anordnung alle weil die wärmetauschenden Medien nur eine ver- Triebwerkselemente gegenseitig stark beeinflussen hältnismäßig niedrige Temperaturdifferenz voneinan- und eine kleine Abweichung in der Charakteristik der aufweisen und die Größe und damit das Gewicht io eines Triebwerkselementes eine große Veränderung eines Wärmetauschers bei einer bestimmten auszu- in der Gesamtcharakteristik hervorrufen kann, köntauschenden Wärmemenge unmittelbar von der Tem- nen die einzelnen Triebwerkselemente nur in beperaturdifferenz abhängt. schränktem Umfang getrennt voneinander entwickelt

Es ist außerdem eine Flüssigkeitsrakete bekannt, und erprobt werden. Deshalb ist die Entwicklung bei der zunächst der gesamte Brennstoffstrom, z. B. 15 dieser Art von Flüssigkeitsraketen teuer und langflüssiger Wasserstoff, durch eine erste Pumpenstufe wierig.

auf den Einspritzdruck gebracht wird. Hinter der Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die

ersten Pumpenstufe wird dann ein Teilstrom des Nachteile der vorstehend beschriebenen Prinzipien flüssigen Wasserstoffs abgezweigt und einer zweiten zu vermeiden und die Abmessungen und Baugewichte Pumpenstufe zugeführt, die diesen Teilstrom unter "ao der Hauptstrom-Raketentriebwerke zu verkleinern, hohem Druck und unter Aufnahme von Wärme- ihre spezifische Ausnutzung der Treibstoffenergie zu energie durch die Kühlkanäle der Schubdüse und verbessern sowie ihren Entwicklungsaufwand zu verder Brennkammer fördert und anschließend den in ringern.

gasförmigen Zustand gebrachten Teilstrom der An- Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst durch

triebsturbine zuführt. Der Anteil an kinetischer Ener- 25 einen von der Treibstoffkomponente mit der höheren gie, der von dem Teilstrom aus seiner gespeicherten Verflüssigungstemperatur abgezweigtenTeilstrom, der Wärmeenergie an die Turbine abgegeben wird, ent- nach der Aufheizung bis zur Vergasung in einem die spricht dem Druckabfall bis zu dem zulässigen Druck Kühlkanäle bildenden Erhitzerteil die Turbine antreibt hinter der Turbine, der gleich dem Druck des von und sich anschließend in einem Wärmetauscher durch der ersten Pumpenstufe kommenden Flüssigwasser- 30 Abgabe seiner Wärme an die Treibstoffkomponente stoff-Stromes sein muß. Vor dem Einspritzkopf wer- mit der tieferen Verflüssigungstemperatur wieder verden der von der ersten Pumpenstufe kommende flüssigt, so daß er an einer Stelle stromauf zur ihm Flüssigwasserstoff-Strom und der von der Antriebs- zugeordneten Pumpe in die zu dieser Pumpe fühturbine kommende gasförmige Teilstrom zusammen- renden Leitung wieder einführbar ist. geführt, um anschließend gemeinsam durch die Ein- 35 In vorteilhafter Ausgestaltung der Erfindung spritzkanäle in die Brennkammer einzutreten. strömt ein Anteil des zum Antrieb der Turbine vor-

Der Oxydator wird in bekannter Weise direkt von gesehenen Teilstroms zwecks Regelung der Turbineneiner einstufigen Förderpumpe über die dafür vor- leistung durch eine Bypaßleitung, in die ein Durchgesehenen Einspritzkanäle in die Brennkammer ge- flußregelorgan eingeschaltet ist, an der Turbine vorfördert. 40 bei unmittelbar zum Wärmetauscher. Da die Turbine Durch den abgezweigten Teilstrom flüssigen Was- die Pumpen antreibt, ergibt sich auf diese Weise eine serstoffs, der zum Kühlen der Düsen- und Brenn- Möglichkeit zur Regelung des Brennkammerdrucks kammerwände und zum Antrieb der Turbine heran- und damit des Schubes der Rakete, gezogen wird, soll eine kleinere gesamte Pumpen- Um das in der Turbine ausnutzbare Druckgefälle leistung oder wahlweise — bei gleichbleibender 45 und damit die verwertbare kinetische Energie zu ver-Pumpenleistung — ein höherer Brennkammerdruck ' großem, ist in weiterer Ausgestaltung der Erfindung und außerdem eine höhere Eintrittstemperatur für die zwischen dem Wärmetauscher und der Einführstelle Turbine gegenüber den vorher beschriebenen Syste- in die entsprechende vom Tank zur Pumpe führende men erreicht werden. Auslegungsberechnungen haben Leitung eine Pumpe eingeschaltet, die den Anteil aber gezeigt, daß der zur Kühlung heranziehbare 50 der zum Antrieb der Turbine herangezogenen, wieder maximale sekundliche Mengenstrom einer Treibstoff- verflüssigten Treibstoffkomponente mit der höheren komponente, z. B. Wasserstoff, gerade ausreichend Verflüssigungstemperatur auf den zur Wiedereinfühist und hierbei die Materialtemperatur auf der Flam- rung erforderlichen Druck bringt, menseite im oberen Teil der Brennkammer Werte Bei Verwendung der Treibstoffkombination flüserreicht, die technologisch gerade noch beherrscht 55 siger Wasserstoff/flüssiger Sauerstoff ist unter gleiwerden können. Eine Verringerung des sekundlichen chem Druck die Verflüssigungstemperatur des Sauer-Mengenstroms könnte allein schon deswegen unzu- Stoffs um etwa 70⁰C höher als die des Wasserlässig hohe Wandtemperaturen auf der Flammenseite Stoffs. Es können aber grundsätzlich auch andere ergeben, weil die kühlende Wirkung auch von der Treibstoffkombinationen zur Anwendung kommen, Geschwindigkeit des Kühlmediums in der Weise ab- 60 wenn diese einen genügend großen Abstand hinsichthängt, daß bei einer niedrigeren Geschwindigkeit eine lieh ihrer Verflüssigungstemperaturen aufweisen. Der schlechte Kühlung erzielt wird. Bei diesem Vorschlag hinter der Förderpumpe abgezweigte Sauerstoff-Teildürfte es außerdem fraglich sein, ob unzulässig starke strom wird, nachdem er im gasförmigen Zustand Gasschwingungen bei der Verbrennung in der Brenn- und unter einem Druck, der weit unter dem Einkammer vermieden werden können, wenn vor der 65 spritzdruck liegt, die Turbine verlassen hat, in einem Einspritzung flüssiger und gasförmiger Wasserstoff Wärmetauscher durch den von der Pumpe zum Einzusammengeführt werden, weil bei den hohen Ge- spritzkopf strömenden flüssigen Wasserstoff im Geschwindigkeiten und kurzen Wegstrecken eine gute genstrom verflüssigt und anschließend in den vom

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Tank zur Förderpumpe strömenden flüssigen Sauer- stoff und Sauerstoff sind an der Stelle 7 voneinander stoff wieder eingeleitet. Die Sauerstoffpumpe muß getrennt.

deshalb so ausgelegt sein, daß sie den zwischen den Flüssiger Wasserstoff wird über eine Leitung 8

Kühlkanälen, der Turbine, dem Wärmetauscher und von einem nicht dargestellten Tank zu einer Förderder Pumpe zirkulierenden Teilstrom zusätzlich zu 5 pumpe 9 geleitet und von dort durch die Rohre eines dem für die Verbrennung erforderlichen Sauerstoff- Wärmetausehers 10, durch ein Absperrventil 11, strom auf den Einspritzdruck fördern kann. durch den Doppelmantel der Düsenhalswand 5 und

Weil gegenüber den bekannten Prinzipien jetzt der Brennkammerwand 4 und anschließend durch die alle Treibstoffe nur auf den zur Einspritzung in die Eihspritzbohrungen im Einspritzkopf 1 zur Verbren-Brennkammer erforderlichen Druck gebracht werden iö nung in die Brennkammer 2 gedruckt. Der Förderbrauchen und das ausnutzbare Druckgefälle in der druck der Pumpe 9 Hegt um die Strömungsverluste, Turbine sehr viel größer ist, wodurch der Anteil der die auf dem Weg von der Pumpe 9 bis zum Einin der Turbine abgegebenen kinetischen Energie von spritzkopf 1 entstehen, über dem erforderlichen Einder in den Kühlkanälen aufgenommenen Wärmeener- spritzdruck.

gie· größer wird, kann bei vergleichsweise gleichem ig Flüssiger Sauerstoff wird über eine Leitung 12 Schub ein höherer Brennkammerdruck verwirklicht vom Tank zu einer Förderpumpe 13 geleitet. Von werden. Dadurch ergeben sich, wie schon eingangs dort wird der größere Anteil des Sauerstoffstroms ausgeführt, kleinere Abmessungen und Baugewichte durch ein Absperrventil 14 und durch die entspreder Brennkammer und der Düse sowie, wenn es sieh chenden Einspritzbohrungen im Einspritzkopf 1 dium den Antrieb für eine Oberstufe handelt, des zo- rekt zur Verbrennung in die Brenkammer 2. ge-Verbindungsringes zwischen den Stufen sowie eine drückt. Der Förderdruck der Pumpe 13 liegt dabei bessere spezifische Treibstoffausnutzung. Diese Ver- um die Strömungsverluste·, die in diesem größeren besserungen führen zu einer Nutzlasterhöhung der Teilstrom zwischen der Pumpe 13 und dem Einspritz-Rakete. kopf entstehen, über dem erforderlichen Einspritz*

Ein weiterer Vorteil besteht darin, daß der vom ag druck. Ein kleiner Teilstrom wird an der Stelle 15 Wärmetauscher kommende flüssige Sauerstoff we- abgezweigt und unter Aufnahme von Wärmeenergie sentlich kalter sein kann als der flüssige Sauerstoff, durch den Doppelmantel der Schubdüsenwand 6 geder direkt vom Tank zur Pumpe strömt. Durch die drückt.

Zusammenführung und Vermischung der beiden Obwohl bei einer Strömungsrichtung des kleineren

Sauerstoffströme vor der Förderpumpe ergibt sich 30/ Säuerstoff-Teilstromes entgegengesetzt zur Ströeine Mischtemperatur, die niedriger ist als die Tem- mungsrichtung der in der Schubdüse 3 strömenden peratur des flüssigen Sauerstoffs im Tank. Hierdurch Brenngase die vom Sauerstoff aufgenommene Wärmewird der Differenzdruck zwischen dem statischen energie größer wäre als bei einer gleichsinnigen Strö-Flüssigkeitsdruck und dem zur Flüssigkeitstemperatur mungsrichtung, ist auf Grund konstruktiver Schwiegehörenden Siededruck größer, wodurch im Ansaug- 35 rigkeiten, die durch unterschiedliche. Wärmedehnunraum die Gefahr einer Dampfblasenbildung, die eine gen — insbesondere an der Verbindungsstelle 7— schlagartige Verminderung oder gar Unterbrechung bedingt sind, in· diesem Beispiel das Gleichstromder sekundlich geförderten Treibstoffmenge zur Folge prinzip angewendet werden.

hätte, vermindert wird. Hierdurch ergibt sich der Aus dem Doppelmantel der Schubdüsenwand 6

Vorteil einer größeren Zuverlässigkeit der Rakete. 4° tritt der Sauerstoff in gasförmigem Zustand wieder

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in den aus, um anschließend die Turbine 16 unter Abgabe Zeichnungen dargestellt und wird im folgenden näher von kinetischer Energie zu durchströmen. Der nach beschrieben. Es zeigt Austreten aus der Turbine immer noch gasförmige

Fig. 1 ein Funktionsschema des Raketentrieb- Sauerstoff durchströmt jetzt die zwischen den Rohren werks gemäß der Erfindung und 45 befindlichen Räume des Wärmetauschers 10 und wird

Fig. 2 das Funktionsschema gemäß Fig. 1 mit hier durch Abgabe von Wärme an den in den Rohren einer geringfügigen Abwandlung. im Gegenstrom strömenden, kälteren Wasserstoff ver-

Ih den Figuren sind alle nicht unmittelbar zur flüssigt. Anschließend wird der verflüssigte Sauer-Erfindung gehörenden Triebwerkselemente, insbeson- stoff-Teilstrom an der Stelle 17 wieder in die Leitung dere diejenigen zum Anfahren der Triebwerksanlage, 5a 12 eingeleitet.

aus Gründen einer besseren Übersichtlichkeit fort- Durch ein.Regelventil 18 gesteuert kann ein begelassen worden. Zur Vereinfachung wird für die liebiger "Anteil des Sauerstoff-Teilstromes durch eine Betrachtung die Treibstofflcombination flüssiger Was-' Bypaßleitung 19 an der Turbine 16 vorbeiströmen, serstoff/flüssiger Sauerstoff herangezogen. wodurch diese in ihrer Leistung und Drehzahl gere-

Das Raketentriebwerk enthält einen Einspritzkopf 1 55 gelt werden kann. Die Turbine 16 treibt die Förder- und eine Brennkammer 2 mit einer Schubdüse 3. pumpe 9 für den Brennstoff direkt und die Förder-Die Brennkammerwand 4, die Düsenhalswand 5 so- pumpe 13 für den Oxydator über ein Untersetzungswie die Schubdüsenwand 6 sind zu Kühlzwecken als getriebe 20 an.

Doppelmäntel ausgebildet, wobei in diesem Beispiel Die maximal erzielbare Turbinenleistung bei dem

die Brennkammerwand 4 mit der Düsenhalswand 5 60 erfmdungsgemäßen Prinzip und die sich daraus erdurch Wasserstoff gekühlt wird und die Schubdüsen- gebenden Verbesserungen gegenüber den besehriebewand 6 durch Sauerstoff. Diese Aufteilung der Küh- nen bekannten Prinzipien wird begrenzt durch die lung ist erforderlich, weil der Sauerstoff-Teilstrom, größtmöglich verwendbare Oberfläche der Schubder als Antriebsmedium für erne Turbine 16 heran- düsenwand 6, die auf Grund¹ der ungünstigen Kühlgezogen wird, zum Kühlen der wärmemäßig sehr 65 eigenschaften des Sauerstoffes von diesem gerade hoch belasteten Brennkammerwand 4 sowie der noch ausreichend gekühlt werden kann. Es kommt Düsenhalswand 5 nicht geeignet ist. deshalb darauf an, das Verhältnis der an die Turbine

Die Kühlkanäle in den Doppelmänteln für Wasser- 16 abgegebenen kinetischen Energie zu der an der

Schubdüsenwand 6 aufgenommenen Wärmeenergie so groß wie möglich zu halten. Wie schon eingangs erläutert, hängt dieses Verhältnis unter anderem auch von dem Druckverhältnis ab. welches in der Turbine 16 entstehendarf. DiesesDruckverhältnis wurdedurch die Forderung begrenzt, daß der Druck hinter der Turbine 16 um die im Wärmetauscher 10 auftretenden Strömungsverluste höher sein mußte als der statische Flüssigkeitsdruck in dem vom Tank zur Förderpumpe 13 strömenden Sauerstoffstrom an der Einleitstelle 17.

In F i g. 2 ist eine Anordnung dargestellt, bei der zwischen dem Wärmetauscher 10 und der Einleitstelle 17 noch eine kleine Pumpe 21 eingeschaltet ist, die von der Turbine 16 über ein dem Untersetzungsgetriebe 20 nachgeschaltetes weiteres Untersetzungsgetriebe 22 angetrieben wird. Der Flüssigkeitsdruck kann auf Grund dieser Anordnung hinter dem Wärmetauscher 10 niedriger sein als der zur Einleitung erforderliche Flüssigkeitsdruck an der Einleitstelle 17. Muß ζ. Β. der erforderliche Flüssigkeitsdruck an der Einleitstelle 17 2,5 ata betragen und stellt sich im Wärmetauscher 10 ein mittlerer Druckverlust von 1,5 ata ein, dann beträgt der Druck hinter der Turbine 16 ohne die Pumpe 21 4 ata und bei Anwendung der Pumpe 21 2,5 ata. Das Druckverhältnis in der Turbine 16 kann somit bei einem Druck von beispielsweise 46 ata vor der Turbine 16 bei Anwendung der Pumpe 21 um 60 % größer werden, wodurch sich eine Steigerung der an die Turbine abgegebenen kinetischen Energie um etwa 13 % ergibt. Die zur Überwindung einer Druckdifferenz von 1,5 ata in dem flüssigen Sauerstoff-Teilstrom erforderliche Leistung der Pumpe 21 ist dabei gegenüber dem Gewinn an Turbinenleistung sehr gering.

Claims

Patentansprüche :

1. Raketentriebwerk für flüssige Treibstoffe verschiedener Verflüssigungstemperatur, insbesondere flüssiger Wasserstoff und flüssiger Sauerstoff, die einer Brennkammer über Leitungen zugeführt sind, in denen je eine durch eine Turbine angetriebene Pumpe liegt, wobei die Turbine durch einen von der Treibstoffkomponente mit der höheren Verflüssigungstemperatur abgezweigten Teilstrom angetrieben wird, der zur Aufheizung durch Kühlkanäle der Schubdüse und/ oder der Brennkammer geleitet ist, dadurch gekennzeichnet, daß der Teilstrom mit der höheren Verflüssigungstemperatur nach Aufheizung bis zur Vergasung in einem die Kühlkanäle bildenden Erhitzerteil (6) die Turbine (16) antreibt und sich anschließend in einem Wärmetauscher (10) durch Abgabe seiner Wärme an die Treibstoffkomponente mit der tieferen Verflüssigungstemperatur wieder verflüssigt, so daß er an einer Stelle (17) stromauf zur ihm zugeordneten Pumpe (13) in die zu dieser Pumpe (13) führenden Leitung (12) wieder einführbar ist.

2. Raketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der zum Antrieb der Turbine (16) vorgesehene Teilstrom der Treibstoffkomponente mit der höheren Verflüssigungstemperatur zwecks Regelung der Turbinenleistung durch eine Bypaßleitung (19), in die ein Durchflußregelorgan (18) eingeschaltet ist, an der Turbine (16) vorbei unmittelbar zum Wärmetauscher (10) strömt.

3. Raketentriebwerk nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen dem Wärmetauscher (10) und der Stelle (17) eine weitere Pumpe (21) eingeschaltet ist, die den aus dem Wärmetauscher (10) kommenden Teilstrom der Treibstoffkomponente mit der höheren Verflüssigungstemperatur auf den zur Wiedereinführung in die Leitung (12) erforderlichen Druck bringt.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen COPY

009 520/134