DE1626082C - Raketentriebwerk fur flussige Treib stoffe - Google Patents

Description

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Die Erfindung betrifft ein Raketentriebwerk für vorbeigeführt. Der als Oxydator verwendete flüssige

flüssige Treibstoffe verschiedener Verflüssigungstem- Sauerstoff wird von einer einstufigen Zentrifugal-

peratur, 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 Turbopumpen, die als Hauptstromtriebwerke enthaltene Wärmeenergie ist, sondern auch der Druck bezeichnet werden und bei denen alle Treibstoffe 15 des Wasserstoff gases 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 ver-

kundlich 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 Prin-

raketen als Nebenstromtriebwerke bezeichnet, bei de- zip notwendige hohe Förderdruck für den flüssigen

nen zur Erzeugung der Antriebsgase für die Turbine Wasserstoff eine zweite Pumpenstufe erforderlich,

zum Antrieb der Förderpumpen ein besonderer Gas- die — zusammen mit den für den hohen Druck aus-

generator 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 Treibstoff anteil in Ein höherer Anteil am Baugewicht, 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 Treibstoffe, die in der Brennkammer nierte spezifische Impuls auf Grund thermodynaverbrannt werden und durch die Expansionsdüse mischer Vorgänge, strömungsmechanischer Grenzen entweichen. Demnach weisen auch Hauptsiromtrieb- und baulicher Beschränkungen bei einem niedrigen werke hinsichtlich ihres Entwicklungszeit- 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. 5° 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-Wärrneaufnahme 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 Durchströmen der Antriebsturbine für die Wärmeenergie, der als nicht mehr nutzbar zu Brennstoff- und Oxydatorpumpe einen Anteil von der 5o machende kinetische Energie an das im gasförmigen aufgenommenen Wärmeenergie als kinetische Ener- Wasserstoff enthaltene Druckgefälle vom Druck hinf:ie 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-Gusstrom 55 aufgeheizt wird. Weil somit die im Wasserstoff entdurch die Antriebsturbine geleitet, sondern es wird haitene Wärmeenergie bereits beim Eintritt in die ein kleiner Anteil durch eine Bypaßleitung, in die ein Kühlkanäle höher ist als bei dem vorher beschriebe-Durchsatzregeiorgan eingebaut ist. an der Turbine r.en Prinzip, wird die im Wasserstoff enthaltene

Wärmeenergie vor dem Eintritt des Wasserstoffs in die Antriebsturbine ebenfalls höher sein, wodurch ein größerer Anteil an kinetischer Energie an die Antriebsturbine abgegeben werden kann.

Der maximale Gewinn an Nutzlast durch die Anwendung des zusätzlichen Wärmetauschers ist jedoch — wie Nachrechnungen beweisen — nicht groß, weil die wärmetauschenden Medien nur eine verhältnismäßig niedrige Temperaturdifferenz voneinander aufweisen und die Größe und damit das Gewicht eines Wärmetauschers bei einer bestimmten auszutauschenden Wärmemenge unmittelbar von der Temperaturdifferenz abhängt.

Es ist außerdem eine Flüssigkeitsrakete bekannt, bei der zunächst der gesamte Brennstoff strom, z. B. flüssiger Wasserstoff, durch eine erste Pumpenstufe auf den Einspritzdruck gebracht wird. Hinter der ersten Pumpenstufe wird dann ein Teilstrom des flüssigen Wasserstoffs abgezweigt und einer zweiten Pumpenstufe zugeführt, die diesen ' Teilstrom unter hohem Druck und unter Aufnahme von Wärmeenergie durch die Kühlkanäle der Schubdüse und der Brennkammer fördert und anschließend den in gasförmigen Zustand gebrachten Teilstrom der Antriebsturbine zuführt. Der Anteil an kinetischer Energie, der von dem Teilstrom aus seiner gespeicherten Wärmeenergie an die Turbine abgegeben wird, entspricht dem Druckabfall bis zu dem zulässigen Druck hinter der Turbine, der gleich dem Druck des von der ersten Pumpenstufe kommenden Flüssigwasserstoff-Stromes sein muß. Vor dem Einspritzkopf werden der von der ersten Pumpenstufe kommende Flüssigwasserstoff-Strom und der von der Antriebsturbine kommende gasförmige Teilstrom zusammengeführt, um anschließend gemeinsam durch die Einspritzkanäle in die Brennkammer einzutreten.

Der Oxydator wird in bekannter Weise direkt von einer einstufigen Förderpumps über die dafür vorgesehenen Einspritzkanäle in die Brennkammer gefördert.

Durch den abgezweigten Teilstrom flüssigen Wasserstoffs, der zum Kühlen der Düsen- und Brennkammerwände und zum Antrieb der Turbine herangezogen wird, soll eine kleinere gesamte Pumpenleistung oder wahlweise — bei gleichbleibender Purnpenleistung — ein höherer Breiinkarnmerdruck und außerdem eine höhers Eintrittstemperamr für die Turbine gegenüber den vorher beschriebenen Systemen erreicht werden. Auslegungsbereclinungen haben aber gezeigt, daß der zur Kühlung heraiiziehbare maximale sekundliche Mingenstrcm einer Treibstoffkomponente, ζ. Β. Wasserstoff, gerade ausreichend ist und hierbei die.Mav&riaIiemperatuf auf der Flammenseiis im oberen Teil der Brennkammer Werte erreicht, die technologisch «grade noch beherrscht werden können. Eine Verringerung des sekundlichen ivlengenstrorns könnte allein schon c'x:;vvegen unzulässig hohe Wandtercpsraturen auf der Flamrnsnseite ergeben, weil die kühlende Wirkung auch von der Geschwindigkeit des Kühlmediums in der Weis« abhängt, daß bsi einer niedrigeren Geschwindigkeit eine schlechie Kühlung erzielt wird. Bei diesem Vorschlag dürfte es außerdem fraglich sein, ob unzulässig :-.tarke Gasschwingungen bei der Verbrennung in der Brennkammer vermieden v/erden· können, wenn vor der Einspritzung flüssiger und gasförmiger Wasserstoff zusammengeführt werden, weil bei ini hohen Geschwindigkeiten und kurzen Wegstrecken 'jimi gute Vermischung angesichts der unterschiedlichen Aggregatzustände nicht gewährleistet erscheint.

Alle bisher abgehandelten Flüssigkeitsraketen haben folgende Reihenschaltung der einzelnen Triebwerkselemente gemeinsam: Brennstoffpumpe(n) — Kühlkanäle — Antriebsturbine — Einspritzkanäle — Brennkammer. Weil sich bei dieser Anordnung alle Triebwerkselemente gegenseitig stark beeinflussen und eine kleine Abweichung in der Charakteristik

ίο eines Triebwerkselementes eine große Veränderung in der Gesamtcharakteristik hervorrufen kann, können die einzelnen Triebwerkselemente nur in beschränktem Umfang getrennt voneinander entwickelt und erprobt werden. Deshalb ist die Entwicklung dieser Art von Flüssigkeitsraketen teuer und langwierig.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Nachteile der vorstehend beschriebenen Prinzipien zu vermeiden und die Abmessungen und Baugewichte

ao der Hauptstrom-Raketentriebwerke zu verkleinern, ihre spezifische Ausnutzung der Treibstoffenergie zu verbessern sowie ihren Entwicklungsaufwand zu verringern.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst durch

»5 einen von der Treibstoffkomponente mit der höheren Verflüssigungstemperatur abgezweigtenTeilstrom, der nach der Aufheizung bis zur Vergasung in einem die Kühlkanäle bildenden Erhitzerteil die Turbine antreibt und sich anschließend in einem Wärmetauscher durch Abgabe seiner Wärme an die Treibstoffkomponente mit der tieferen Verflüssigungstemperatur wieder verflüssigt, so daß er an einer Stelle stromauf zur ihm zugeordneten Pumpe in die zu dieser Pumpe führenden Leitung wieder einführbar ist.

In vorteilhafter Ausgestaltung der Erfindung strömt ein Anteil des zum Antrieb der Turbine vorgesehenen Teilstroms zwecks Regelung der Turbinenleistung durch eine Bypaßleitung, in die ein Durchflußregelorgan eingeschaltet ist, an der Turbine vorbei unmittelbar zum Wärmetauscher. Da die Turbine die Pumpen antreibt, ergibt sich auf diese Weise eine Möglichkeit zur Regelung des Brennkammerdrucks und damit des Schubes der Rakete.

Um das in der Turbine ausnutzbare Druckgefälle und damit die verwertbare kinetische Energie zu vergrößern, ist in weiterer Ausgestaltung der Erfindung ' zwischen dem Wärmetauscher und der Einführstelle in die entsprechende vom Tank zur Pumpe führende Leitung eine Pumpe eingeschaltet, die den Anteil der ram Antrieb der Turbine herangezogenen, wieder verflüssigten Treibstoffkomponente mit der höheren Vcnlüssigungstemperatur auf den zur Wiedereinführunj» erforderlichen Druck bringt.

Bei Verwendung der Treibstoffkombination flüssiger Wasserstoff/flüssiger Sauerstoff ist unter gleichem Druck die Verflüssigungstemperatur des Sauerstoffs um etwa 70 ° C höher als die des Wasserstoffs. £3 können, aber grundsätzlich auch andere Treibstoffkombinationen zur Anwendung kommen, wenn diese einen genügend großen Abstand hinsiehtiicfl ihrer Vcrilüssigungstemperaturen aufweisen. Der hinter der Förderpumpe abgezweigte Sauerstoff-Teiluirorn wird, nachdem er im gasförmigen Zustand und unter einem Druck, der weit unter dem Ein-

öS spritzdruck liegt, die Turbine verlassen hat, in einem Wärmetauscher durch den von der Pumpe zum Einspritzkopf strömenden flüssigen Wasserstoff im Gcgenstrom ysrt'lössigt und anschließend in den vom

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 Förder-

der Pumpe zirkulierenden Teilstrom zusätzlich zu 5 pumpe 9 geleitet und von dort durch die Rohre eines

dem für die Verbrennung erforderlichen Sauerstoff- Wärmetauschers 10, durch ein Absperrventil 11,

strom auf den Einspritzdruck fördern kann. durch den Doppelmantel der Düsenhaiswand 5 und

Weil gegenüber den bekannten Prinzipien jetzt der Brennkammerwand 4 und anschließend durch die alle Treibstoffe nur auf den zur Einspritzung in die Einspritzbohrungen im Einspritzkopf 1 zur Verbren-Brennkammer erforderlichen Druck gebracht werden io nung in die Brennkammer 2 gedrückt. Der Förderbrauchen und das ausnutzbare Druckgefälle in der " druck der Pumpe 9 liegt 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 15 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 entspre-

der Brennkammer und der Düse sowie, wenn es sich chenden Einspritzbohrungen im Einspritzkopf 1 di-

um den Antrieb für eine Oberstufe handelt, des ao 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 »5 druck. Ein kleiner Teilstrom wird an der Stelle 15

Wärmetauscher kommende flüssige Sauerstoff we- abgezweigt und unter Aufnahme von Wärmeenergie

sentlich kälter sein kann als der flüssige Sauerstoff, durch den Doppelmantel der Schubdüsenwand 6 ge-

der 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-Sauerstoff-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 Reförderten 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. 40 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

F i g. 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-

In 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, 50 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 Treibstoffkombination 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 Förderund eine Brennkammer 2 mit einer Schubdüse 3. pumpe 9 für den Brennstoff direkt und die Förder-Die Brennkammerwand 4, die Düsenhaiswand S 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 Düsenhaiswand 5 60 erfindungsgemäßen Prinzip und die sich daraus erdurch Wasserstoff gekühlt wird und die Schubdüsen- gebenden Verbesserungen gegenüber den beschriebewand 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 eine Turbine 16 heran- düsenwand 6, die auf Grund 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 Düsenhaiswand 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 Dnickverhältnis ab. welches in der Turbine H) einstehen darf. DiesesPruckverhültnis wurde durch die Forderung begrenzt, daß der Druck hinter der Turbine ICi um die im Wärmetauscher 10 auftretenden Strömungsverlustc höher sein mußte als der statische Flüssigkeitsdruck in dem vom Tank zur Förderpumpe 13 strömenden Sauerstoffstrom an der I-Iinleitstelle 17.

In Fig. 2 ist eine Anordnung dargestellt, bei der /wischen dem Wärmetauscher 10 und der Einleitstelle 17 not h eine kleine Pumpe 21 eingeschaltet ist. die von det Turbine 16 über ein dem rntcrselzungsgetriebe 2(1 nachgeschaltetes weiteres Untersetzungsgetriebe 22 angetrieben wird. Der Flüssigkeilsdruck kann auf (irimd dieser Anordnung hinter dem Wärmetauscher 10 niedriger sein .als der zur Einleitung erforderliche Flüssigkeitsdruck an der F.inleitstelle 17. Muß ζ. B. der erforderliche Flüssigkeitsdruck an der Hinleitstelle 17 2,5 ata betragen und stellt sich im Wärmetauscher 10 ein mittlerer Druekverlust 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 (3)

Patentansprüche:

1. Raketentriebwerk· für flüssige Treibstoffe verschiedener Yerfliissigungstemperatur. 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 Auf-■ heizung bis zur Vergasung in einem die Kühlkanäle bildenden Erhitzerteil (6) die Turbine (16) antreibt und sich anschließend in einem Wärmelauscher (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 \nspruch 1. dadurch gekennzeichnet, daß der zum Antrieb der Turbine (16) vorgesehene Teilstrom der Treibstoffkomponente mit der höheren Verflüssigungstemperatur zwecks Regelung der Turbinenleistung durch eine ßypaßleitung (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

009 686/196