DE1626101C

DE1626101C - Fuel supply system for a rocket engine

Info

Publication number: DE1626101C
Authority: DE
Inventors: Michael Dipl Ing 8000 Mun chen Obermenzing Simon
Original assignee: MAN Maschinenfabrik Augsburg Nuernberg AG
Current assignee: MAN AG
Publication date: 1971-09-09

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Treibstoffversorgungssystem für ein Raketentriebwerk, welches mittels mehrerer flüssiger kryogener Treibstoffkomponenten, d. h. solcher in Form verflüssigter Gase tiefer Temperatur, beispielsweise flüssigem Sauerstoff und flüssigem Wasserstoff, betrieben wird, wobei die vor dem Starten des Triebwerks bzw. unmittelbar danach durch Einwirkung der Umgebungstemperatur aus den Treibstoffbehältern abdampfenden Treibstoffkomponenten nach deren Zündung zur Schuberzeugung herangezogen werden.The invention relates to a fuel supply system for a rocket engine, which by means of a plurality of liquid cryogenic fuel components, d. H. those in the form of liquefied gases deeper Temperature, for example liquid oxygen and liquid hydrogen, is operated, with the before the start of the engine or immediately afterwards due to the effect of the ambient temperature from the Fuel tanks evaporating fuel components used after their ignition to generate thrust will.

Es sind Raketentriebwerke bekannt, welche zu ihrem Antrieb kryogene Treibstoffe, d. h. verflüssigte Gase, als Treibstoffe verwenden. Diese Raketentriebwerke werden mit einer kryogenen Treibstoffkomponente in Form flüssigen Oxydators und einer weiteren Treibstoffkomponente in Form eines lagerfähigen flüssigen Brennstoffes betrieben.There are rocket engines known which use cryogenic propellants for their propulsion, d. H. liquefied Use gases as fuels. These rocket engines are made with a cryogenic fuel component in the form of a liquid oxidizer and a further fuel component in the form of a storable one liquid fuel operated.

Durch die in jüngerer Zeit notwendig gewordenen Leistungssteigerungen von Raketentriebwerken ist es zweckmäßig, nur kryogene Treibstoffe zum Antrieb eines Raketentriebwerkes anzuwenden.Due to the recently necessary increases in the performance of rocket engines, it is expedient to use only cryogenic propellants to drive a rocket engine.

Die Anwendung verflüssigter Gase tiefer Temperaturen bringt jedoch eine Reihe von Problemen mit sich, welche an Hand eines nachstehend beschriebenen bekannten Treibstoffversorgungssystems aufgezeigt sind.However, the use of liquefied gases at low temperatures brings with it a number of problems which is shown on the basis of a known fuel supply system described below are.

Dieses bekannte Raketenantriebssystem wird mit zwei kryogenen Treibstoffkomponenten, beispielsweise flüssiger Sauerstoff und flüssiger Wasserstoff, betrieben. Der flüssige Sauerstoff wird hierbei direkt und flüssig in die Brennkammer des Triebwerkes eingeführt; der flüssige Wasserstoff wird unter gleichzeitiger Kühlung der Brennkammer verdampft und gelangt in gasförmigem Zustand in die Brennkammer.This known rocket propulsion system uses two cryogenic propellant components, for example liquid oxygen and liquid hydrogen. The liquid oxygen is here directly and liquid introduced into the combustion chamber of the engine; the liquid hydrogen is under simultaneous Cooling of the combustion chamber evaporates and enters the combustion chamber in a gaseous state.

Hierbei müssen die Treibstoffleitungen, welche die flüssigen Gase von den zugehörigen Treibstofftanks, d. h. von den Treibstoffbehältern, zur Brennkammer führen, stark gekühlt sein, um den flüssigen Zustand der Gase stets aufrechtzuerhalten. Dies trifft hierbei z. B. im besonderen für den direkt und flüssig in die Brennkammer einzuführenden Sauerstoff zu.The fuel lines that carry the liquid gases from the associated fuel tanks, d. H. from the fuel tanks, leading to the combustion chamber, be strongly cooled to the liquid state of the gases at all times. This applies here, for. B. in particular for the direct and liquid in the Oxygen to be introduced into the combustion chamber.

Zur Kühlhaltung der flüssigen Gase sind die zugehörigen Treibstoffleitungen isoliert. Es hat sich jedoch gezeigt, daß diese Rohrleitungsisolationen in vielen Fällen nicht ausreichend wirksam sind, so daß die zusätzliche Anwendung besonderer Kühlaggregate erforderlich wurde.To keep the liquid gases cool, the associated Insulated fuel lines. However, it has been shown that this pipe insulation in many Cases are not sufficiently effective, so that the additional use of special cooling units is necessary would.

Es hat sich ferner gezeigt, daß vor dem Start dieses bekannten Triebwerkes ein Teil der Brennkammer oder zumindest das für den · flüssigen Treibstoff ausgelegte Einspritzsystem der Brennkammer zusätzlich auf die zugehörige Flüssigkeitstemperatur vorgekühlt werden muß.It has also been shown that before the start of this known engine, part of the combustion chamber or at least the injection system of the combustion chamber designed for the liquid fuel in addition must be pre-cooled to the associated liquid temperature.

Es folgt hieraus also, daß dieses Triebwerk erst nach der erforderlichen Kühlung der Treibstoffleitungen sowie des zur Einführung der flüssigen Gase in die Brennkammer dienenden Einspritzsystems einsatzbereit ist.It follows from this that this engine only works after the necessary cooling of the fuel lines as well as the injection system used to introduce the liquid gases into the combustion chamber is.

Ferner ist ein Treibstoffversorgungssystem für ein mit flüssigen Treibstoffen betriebenes Raketentriebwerk bekannt, das für den Start im schwerelosen Zustand vorgesehen ist (USA.-Patentschrift 3 224 189). Während hierbei die aus den Treibstoffbehältern abdampfenden Treibstoffkomponenten der Brennkammer zugeführt und darin gezündet werden, wird die Brennkammer im Anschluß an die Startphase mit rein flüssigen Treibstofikomponeiiten versorgt.Furthermore, there is a fuel supply system for a rocket engine operated with liquid fuels known, which is intended for the start in a weightless state (US Pat. No. 3,224,189). During this, the fuel components of the combustion chamber evaporating from the fuel tanks are supplied and ignited in it, the combustion chamber is activated after the start-up phase purely liquid fuel components supplied.

Dies führt demnach dahin, daß die dampfförmige und flüssige Phase der Treibstoffe scharf voneinander getrennt und die Treibstoffe jeweils über getrennte Einspritz- bzw. Einblassysteme in die Brennkammer eingeführt werden.Accordingly, this leads to the fact that the vaporous and liquid phases of the propellants are sharply separated from each other separately and the fuels into the combustion chamber via separate injection or injection systems to be introduced.

Bei der Umschaltung von der Beaufschlagung der Brennkammer mit dampfförmigen Treibstoffen über das eine Einspritzsystem zur Beaufschlagung mit rein flüssigen Treibstoffen über das zweite EinspritzsystemWhen switching over from the application of vaporous fuels to the combustion chamber one injection system for the application of purely liquid fuels via the second injection system

ίο muß ein schubloser Zwischenintervall eingeschaltet werden, um im weiteren einen sicheren Betrieb zu gewährleisten. ίο an intermittent interval must be switched on to ensure safe operation in the future.

Bei den bekannten Treibstoffversorgungssystemen müssen also mehrere Einblassysteme bzw. Einspritzsysteme zur Anwendung kommen. Hierbei wird es als nachteilig angesehen, daß diese Systeme keine optimalen Einströmverhältnisse und daher keine ausreichende Vermischung der Treibstoffkomponenten gewährleisten. Als weiterer Nachteil tritt hinzu, daß diese bekannten Triebwerke mitunter einen kleinen Schubverstellbereich aufweisen.In the known fuel supply systems, several injection systems or injection systems must therefore be used come into use. It is considered a disadvantage here that these systems are not optimal Ensure inflow conditions and therefore insufficient mixing of the fuel components. Another disadvantage is that these known engines are sometimes small Have thrust adjustment range.

Die Aufgabe der Erfindung besteht darin, unter Vermeidung der oben angeführten Nachteile ein vereinfachtes Treibstoffversorgungssystem für ein schnell einsatzbereites und leistungsstarkes Flüssigkeitsraketentriebwerk zu schaffen, welches neben sicherer und leichter Zühdbarkeit, optimalen Einströmverhältnissen und ausreichender Durchmischung der Treibstoffkomponenten einen großen Schubverstellbereich gewährleistet.The object of the invention is to provide a simplified one while avoiding the disadvantages mentioned above Fuel supply system for a rapidly deployable and powerful liquid rocket engine to create, which in addition to safe and easy ignitability, optimal inflow conditions and sufficient mixing of the fuel components a large thrust adjustment range guaranteed.

Zur Lösung dieser Aufgabe wird erfindungsgemäß vorgeschlagen, daß sowohl für die vor dem Starten des Triebwerkes bzw. unmittelbar danach abdampfenden Treibstoffkomponenten als auch für die im Verlauf der weiteren Startphase in flüssigem Zustand aus den Treibstoffbehältern nachströmenden Treibstoffkomponenten, die in an sich bekannter Weise auf Grund der Wärmeabgabe in der als Regenerativkühler ausgebildeten Brennkammer und/oder Schubdüse verdampfen, ein und dieselben Einblaskanäle zur Einführung in die Brennkammer dienen.To solve this problem, the invention proposes that both for before starting of the engine or immediately afterwards evaporating fuel components as well as for the im Course of the further start-up phase in the liquid state, fuel components flowing in from the fuel tanks, in a manner known per se due to the heat dissipation in the regenerative cooler formed combustion chamber and / or exhaust nozzle evaporate, one and the same injection channels for Serve introduction to the combustion chamber.

Es findet somit bei einem Treibstoffversorgungssystem nach der Erfindung unabhängig von der Wahl der einzelnen Treibstoffbeaufschlagungsphasen stets das gleiche für die Dampfphase ausgelegte Treibstoffeinblassystem Anwendung. Da sich die Treibstoffe somit grundsätzlich stets vor ihrem Eintritt in die Brennkammer in einem dampfförmigen Zustand befinden, entfällt somit auch die bei einem herkömmliehen Triebwerk mit flüssiger und gasförmiger Treibstoffeinbringung erforderliche Zuordnung eines speziell für die flüssige Treibstoffzufuhr ausgebildeten Einspritzsystems zu einem für eine gasförmige Treibstoffzufuhr geeigneten Gaseinblassystems.It thus takes place in a fuel supply system according to the invention regardless of the choice the individual fuel admission phases always use the same fuel injection system designed for the vapor phase Application. Since the fuels are therefore always before they enter the Combustion chamber are in a vaporous state, thus also eliminating the need for a conventional one Engine with liquid and gaseous fuel introduction required assignment of a special Injection system designed for the liquid fuel supply to one for a gaseous fuel supply suitable gas injection system.

Der Vorteil eines mit dem erfindungsgemäßen Versorgungssystem ausgestatteten Triebwerkes ist darin zu sehen, daß es wahlweise mit den Treibstoff-Beaufschlagungsphasen flüssig/flüssig, flüssig/Gas oder Gas/ Gas zu betreiben ist. Es gelangen somit unabhängig von der Wahl der einzelnen Beaufschlagungsphasen die Treibstoffe grundsätzlich in dampfförmigem Zustand in die Brennkammer. Die Bezeichnung »Beaufschlagungsphase« bezieht sich hierbei also immer auf den Aggregatzustand der Treibstoffkomponenten vor dem Regenerativsystem Brennkammer—Schubdüse.The advantage of an engine equipped with the supply system according to the invention is therein to see that it is optionally with the fuel application phases liquid / liquid, liquid / gas or gas / Gas is operated. It is thus achieved regardless of the choice of the individual loading phases the fuels are always in a vaporous state in the combustion chamber. The term »loading phase« always refers to the physical state of the fuel components the combustion chamber-exhaust nozzle regenerative system.

Bei einem Versorgungssystem nach der ErfindungIn a supply system according to the invention

entfällt somit die bei direkter flüssiger Einbringung in die Brennkammer erforderliche GemischaufbereitungThe mixture preparation required for direct liquid introduction into the combustion chamber is thus omitted

3 43 4

zur Zündung und zur Verbrennung der Treibstoffe in triebssystem eine anschließende Hauptantriebsphase der Brennkammer. Die vor dem Start des Trieb- verlangt, so öffnen sich die zusätzlichen Ventile in werkes bereits in einen dampfförmigen Zustand über- den Haupttreibstoffleitungen, und die Ventile in den geführten flüssigen Gase sind sicher und leicht zu zusätzlichen, die abdampfenden Treibstoffe führenzünden und ermöglichen eine rasche Einsatzbereit- 5 den Leitungen werden geschlossen oder schließen als schaft des Triebwerkes und demzufolge auch einen Rückschlagventile von selbst, wenn die einwirkende kurzzeitig erforderlichen Pulsbetrieb, um die Lage Vorbeschleunigung den Druck am unteren Tankeines Flugkörpers zu regeln. Außerdem ist die Explo- boden durch die entsprechende Flüssigkeitshöhe ansionsgefahr der Brennkammer stark vermindert. steigen läßt. Das Triebwerk arbeitet dann mit flüssigera subsequent main propulsion phase for ignition and combustion of the fuels in the propulsion system the combustion chamber. Required before the start of the drive, the additional valves open in works already in a vaporous state via the main fuel lines, and the valves in the Managed liquid gases are safe and easy to ignite additional ones that lead to evaporating propellants and enable rapid operational readiness- 5 the lines are closed or closed as shaft of the engine and consequently also a check valve by itself when the acting short-term pulse operation required to pre-accelerate the pressure at the lower tank position To regulate missile. In addition, there is a risk of exposure to the explode due to the height of the liquid the combustion chamber is greatly reduced. lets rise. The engine then works with liquid

Die nach dem Start bzw. unmittelbar danach ein- io Treibstoffzufuhr.The one-oo fuel supply after the start or immediately thereafter.

tretende Vorverdampfung und damit weiter an- Gegen Ende der letzten Hauptantriebsphase behaltende dampfförmige Einbringung der Treibstoffe steht dann auf Grund der Unempfindlichkeit gegen in die Brennkammer führt zu einer beschleunigten, sich verändernde Phasen der dem Triebwerk zugeintensivierten Verbrennung der Treibstoffe und damit führten Treibstoffe die Möglichkeit, die flüssigen zu erhöhter Schubleistung des Triebwerkes. 15 Treibstoffe restlos zu verbrauchen, bis die DruckgaseOccurring pre-evaporation and thus continuing to be retained towards the end of the last main drive phase vaporous introduction of the propellants is then due to the insensitivity to in the combustion chamber leads to an accelerated, changing phase of the intensified to the engine Combustion of fuels and thus fuels gave way to the liquid to increased thrust of the engine. Consume 15 fuels completely until the pressurized gases

Im Gegensatz zu einem herkömmlichen Versor- nachströmen. Mit Vorteil können bei kryogenen gungssystem mit direkter, flüssiger Einbringung der Treibstoffkombinationen die Treibstoffe selbst zur flüssigen Gase in die Brennkammer entfallen bei Druckgaserzeugung herangezogen werden, so daß sich einem Triebwerk nach der Erfindung die aufwendi- ohne Übergang an den Betrieb mit den flüssigen gen Rohrisolationen für die von den Treibstofftanks ao Treibstoffresten eine Schubphase unter Ausnutzung abführenden Leitungen. Dies wirkt sich dahingehend der Druckgase anschließen kann. Die Druckgase günstig aus, daß die in den Treibstoffleitungen befind- können verbraucht werden, bis der zulässige niedlichen flüssigen Gase bereits vor dem Start des Trieb- rigste Brennkammerdruck erreicht wird,
werkes erwärmt und in einen gasförmigen Zustand Zweckmäßige Ausgestaltungen des erfindungsgeübergeführt sind. . 25 mäßen Treibstoffversorgungssystems sind in denIn contrast to a conventional supply flow. Advantageously, in the case of a cryogenic supply system with direct, liquid introduction of the fuel combinations, the fuels themselves for the liquid gases in the combustion chamber are dispensed with in the case of compressed gas generation, so that an engine according to the invention can be used without a transition to operation with the liquid pipe insulation for the lines discharging from the fuel tanks ao fuel residues in an overrun phase with utilization. This affects the pressure gases can connect. The pressurized gases are favorable so that the ones in the fuel lines can be used up until the admissible, cute liquid gases are reached before the start of the engine.
factory heated and in a gaseous state Appropriate refinements of the invention are transferred. . 25 major fuel supply system are in the

Bei einem Versorgungssystem nach der Erfindung Unteransprüchen aufgezeigtIn a supply system according to the invention, subclaims are shown

entfallen ferner zusätzliche Kühlmaßnahmen, welche An Hand einiger schematisch dargestellter Ausfüh-there are also no additional cooling measures, which are based on some schematically shown execution

bei flüssiger Treibstoffeinspritzung zum Kühlen des rungsbeispiele, die auch zweckmäßige Ausgestaltun-in the case of liquid fuel injection for cooling the example, which is also expedient

für die flüssige Treibstoffzufuhr ausgelegten Einspritz- gen des Gegenstandes der Erfindung beinhalten, wirdcontain injections of the subject invention designed for liquid fuel supply

systems erforderlich sind. 30 in den Zeichnungen die Erfindung weiter erläutert.systems are required. 30 further explains the invention in the drawings.

Es ist ferner zu bemerken, daß durch die aus- In den Zeichnungen zeigtIt should also be noted that the drawing shows

schließlich dampfförmige Einführung der Treibstoff- F i g. 1 ein erfindungsgemäßes Treibstoffversor-finally vaporous introduction of the fuel F i g. 1 an inventive fuel supply

komponenten in die Brennkammer gemäß dem Treib- gungssystem für ein Raketentriebwerk in seinercomponents in the combustion chamber according to the propulsion system for a rocket engine in its

Stoffversorgungssystem nach der Erfindung im Gegen- grundsätzlichen Ausführungsform,Substance supply system according to the invention in the opposite, basic embodiment,

satz zur Flüssigtreibstoffeinspritzung eine lineare Ab- 35 F i g. 2 einen Längsschnitt der Brennkammer und35 F i g. 2 shows a longitudinal section of the combustion chamber and

hängigkeit zwischen dem Treibstoffdurchsatz und deren zugehöriger Schubdüse eines mit dem erfin-dependency between the fuel throughput and its associated thrust nozzle one with the inven-

dem Einspritz-(Einblas-)Vordruck besteht. Hierdurch dungsgemäßen Treibstoffversorgungssystem gemäßthe injection (blowing) pre-pressure. As a result, the fuel supply system according to the invention

bleibt das Einspritz-(Einblas-)Druckgefalle konstant, F i g. 1 versehenen Triebwerkes,the injection (blowing) pressure gradient remains constant, F i g. 1 provided engine,

während bei flüssiger Einspritzung in die Brennkam- Fig. 3 ein Schaubild über den qualitativen Schub-/while in the case of liquid injection into the combustion chamber, Fig. 3 shows a graph of the qualitative thrust /

mer das Einspritzdruckgefälle einer etwa quadrati- 40 Zeitverlauf während der Startphase eines Trieb-the injection pressure gradient of an approximately square time during the starting phase of an engine

schen Änderung unterliegt. Es werden somit bei flüs- werkes nach Fig. 1,is subject to change. Thus, in the case of the flue works according to FIG. 1,

siger Einspritzung niedrige Schübe durch zu geringe F i g. 4 eine zweckmäßige Ausführungsform des er-siger injection low thrusts due to insufficient F i g. 4 an expedient embodiment of the

Einspritzgeschwindigkeit, welche mit schlechter findungsgemäßen Treibstoffversorgungssystems,Injection speed, which with poor fuel supply system according to the invention,

Durchmischung und Schwingungsneigung verbunden F i g. 5 ein weiteres Schaubild mit einer gegenüber ist, begrenzt, und es werden ferner hohe Schübe 45 F i g. 3 zusätzlichen Schubkennlinie, hervorgerufenMixing and tendency to vibrate connected F i g. 5 another diagram with an opposite is limited, and there are also high thrusts 45 F i g. 3 additional thrust characteristic

durch zu hohe Einspritzdrücke begrenzt. Demgegen- durch die Ausführungsform nach F i g. 4,limited by excessively high injection pressures. In contrast, the embodiment according to FIG. 4,

über bleibt bei dampfförmiger Einspritzung der F i g. 6 eine weitere zweckmäßige Ausführungsformremains in the case of vaporous injection of FIG. 6 a further expedient embodiment

Treibstoffe in die Brennkammer die Einspritzge- des erfindungsgemäßen Versorgungssystems, wobeiFuels in the combustion chamber the injection of the supply system according to the invention, wherein

schwindigkeit konstant, und der Einspritz-(Einblas-) nur der Bereich unmittelbar vor dem Einblaskopf der Druck verändert sich lediglich proportional mit dem 50 Brennkammer gezeigt ist,constant speed, and the injection (injection) only the area immediately in front of the injection head Pressure changes only proportionally with the 50 combustion chamber shown

Schub. Auf diese Weise erhöht sich bei unveränder- F i g. 7 eine letzte zweckmäßige Ausführungsform temEinspritz-(Einblas-)Querschnitt der Schubverstell- des erfindungsgemäßen Treibstoffversorgungssystems, bereich von etwa 1: 5 auf etwa 1 : 100 bei einem In der folgenden Beschreibung der einzelnen Aus-Triebwerk mit dem erfindungsgemäßen Versorgungs- führungsbeispiele sind gleiche Teile im wesentlichen system. 55 mit gleichen Bezugszeichen versehen.Thrust. In this way, when unchanged, F i g. 7 a last expedient embodiment system injection (injection) cross section of the thrust adjustment of the fuel supply system according to the invention, range from about 1: 5 to about 1: 100 with an In the following description of the individual off-engine With the supply management examples according to the invention, the same parts are essentially the same system. 55 are provided with the same reference numerals.

Während der Freiflugphase kann das mit dem er- In F i g. 1 sind die Isolationen 23 und 24 derDuring the free flight phase, this can be done with the In F i g. 1 are the isolations 23 and 24 of the

findungsgemäßen Treibstoffversorgungssystem ausge- Treibstofftanks 14 und 19 gestrichelt angedeutet. Diefuel supply system according to the invention, fuel tanks 14 and 19 indicated by dashed lines. the

stattete Triebwerk mit den aus den Treibstoffbehältern Isolationen 23 und 24 haben die Aufgabe, die in denEquipped engine with the insulation 23 and 24 from the fuel tanks have the task of being in the

abdampfenden Treibstoffkomponenten betrieben und Treibstoffbehältern 14 und 19 befindlichen Treibgezündet werden. Während der einsetzenden Be- 60 stoffe unterkühlt zu halten.evaporating fuel components operated and fuel tanks 14 and 19 located propellant ignited will. Keep hypothermic during the onset of substances.

schleunigung ergibt sich ein Schubverlauf mit Warm- Im Gegensatz zu herkömmlichen Triebwerken mit gas-Zündung, Kaltgas-Schubaufbau, kurzzeitigem Flüssigtreibstoffeinspritzung in die Brennkammer sind Mischphasenbetrieb und schließlich reinem Kaltgas- die Zufuhrleitungen 15, 15 a und 20, 20a, welche die betrieb mit den jetzt aus der Flüssigkeit in den Tanks Treibstoffe von den Treibstoffbehältern 14, 19 in die abdampfenden Treibstoffen. Der weitere Schubverlauf 65 Brennkammer 1 führen, isolationsfrei, und es wird entspricht dann dem sich im Tank einstellenden, ab- auf diese Weise gewährleistet, daß bereits vor dem fallenden Druck. Der Vorgang kann beendet und be- Start des Triebwerkes die flüssigen Gase in den Leiliebig oft wiederholt werden. Wird von dem An- Hingen 15, 20 durch Einwirkung der Umgebungstem-acceleration results in a thrust curve with warm In contrast to conventional engines with gas ignition, cold gas thrust build-up, short-term liquid fuel injection into the combustion chamber Mixed-phase operation and finally pure cold gas the supply lines 15, 15 a and 20, 20 a, which the operated with the now from the liquid in the tanks fuels from the fuel containers 14, 19 in the evaporating fuels. The further course of thrust 65 lead to combustion chamber 1, insulation-free, and it will then corresponds to the setting in the tank, from- in this way ensures that already before the falling pressure. The process can be ended and the engine can start the liquid gases in the Leiliebig be repeated many times. If the attachment 15, 20 is affected by the ambient temperature

5 65 6

peratur erwärmt und demzufolge der Brennkammer sich anschließenden Hauptantriebsphase öffnen sichtemperature and consequently the combustion chamber subsequent main drive phase open

in gasförmigem Zustand zugeführt werden, wodurch die zusätzlichen Ventile 36, 37 in den Haupttreib-are supplied in a gaseous state, whereby the additional valves 36, 37 in the main

das Triebwerk leicht und sicher zu zünden und so- stoffleitungen 15 α, 20 α, und die Ventile 34, 35 in dento ignite the engine easily and safely and so- material lines 15 α, 20 α, and the valves 34, 35 in the

fort einsatzbereit ist. die abdampfenden Treibstoffe führenden Leitungenis still ready for use. the pipes carrying the evaporating fuel

In F i g. 1 sind die HaupUreibstoffleitungen 15 und 5 32, 33 werden geschlossen oder schließen als Rück-20 zur vereinfachten Darstellung jeweils nur an einer schlagventile von selbst, wenn die einwirkende VorSeite der Schubdüse 2 bzw. der Brennkammer 1 ent- beschleunigung den Druck am Boden des Treibstofflanggeführt (punktiert dargestellter Linienzug der behälters durch die entsprechende Flüssigkeitshöhe Treibstoffleitungen 15 und 20). In F i g. 1 sowie in ansteigen läßt. Das Triebwerk arbeitet dann mit flüsden nachfolgend dargestellten Ausführungsbeispie- io siger Treibstoffzufuhr zu dem Regenerativsystem 8, 9 len ist der Flüssigkeitsspiegel der Treibstoffe in den (als Teil der strichpunktiert dargestellten Leitungen Tanks 14 und 19 nach der erfolgten Vorbeschleuni- 15, 20 in F i g. 1).In Fig. 1 are the main fuel lines 15 and 5 32, 33 are closed or close as return 20 to simplify the illustration, only on one check valve by itself, if the acting fore-side the thrust nozzle 2 or the combustion chamber 1 decelerates the pressure at the bottom of the propellant (dotted line of the container through the corresponding liquid level Fuel lines 15 and 20). In Fig. 1 as well as in increases. The engine then works with fluids The exemplary embodiment shown below is supplied with fuel to the regenerative system 8, 9 len is the liquid level of the propellants in the (as part of the lines shown in dash-dotted lines Tanks 14 and 19 after the pre-acceleration 15, 20 in FIG. 1).

gung jeweils mit 25 und 26 bezeichnet. Die strich- Gegen Ende der letzten Hauptantriebsphase bepunktiert angedeuteten Konturen 27 und 28 in den steht dann auf Grund der Unempfindlichkeit gegen Treibstoffbehältern 14, 19 verdeutlichen die Wirkung »5 sich verändernde Phasen der dem Triebwerk zugedes während der Freiflugphase auftretenden Über- führten Treibstoffe die Möglichkeit, die flüssigen drucks. Treibstoffkomponenten restlos zu verbrauchen, bisindicated by 25 and 26, respectively. The dashed dotted towards the end of the last main drive phase indicated contours 27 and 28 in the is then due to the insensitivity to Fuel tanks 14, 19 illustrate the effect of the changing phases of the engine Conveyed fuels that occur during the free flight phase give the possibility of the liquid pressure. Consume fuel components completely until

Das in F i g. 1 gezeigte Ausführungsbeispiel des er- die Druckgase aus dem Treibstoffbehälter nachströfindungsgemäßen Treibstoffversorgungssystems für men. Mit Vorteil können kryogenen Treibstoffkombiein Raketentriebwerk enthält Einrichtungen, mit 20 nationen die Treibstoffe selbst zur Druckgaserzeugung deren Hilfe die aus den Treibstoffbehältern 14 und 19 herangezogen werden, so daß sich ohne Übergang an abdampfenden Treibstoffe oder Resttreibstoffe zur den Betrieb mit den flüssigen Treibstoffresten eine Schuberzeugung mit hinzugezogen werden können. Schubphase unter Ausnutzung der Druckgase an-Hierzu sind Rohrleitungen 32, 33 vorgesehen, welche schließen kann. Die Druckgase können verbraucht mit ihrem einen Ende jeweils im oberen Ende eines 25 werden, bis der zulässige niedrigste Brennkammer-Treibstofftanks 14, 19 und mit ihrem anderen Ende druck erreicht wird.The in Fig. 1 of the exemplary embodiment shown in FIG Fuel supply system for men. Cryogenic propellants can advantageously be used Rocket engine contains facilities, with 20 nations the propellants themselves for the production of compressed gas the help of which are drawn from the fuel tanks 14 and 19, so that there is no transition to evaporating fuels or residual fuels for operation with the liquid fuel residues Thrust generation can also be included. Overrun phase using the pressurized gases on-To this pipes 32, 33 are provided, which can close. The compressed gases can be used up with one end each in the upper end of a 25, up to the lowest permissible combustion chamber fuel tank 14, 19 and at the other end of the pressure is achieved.

jeweils in der einem jeden Treibstoffbehälter 14, 19 Wegen der geforderten Bahngenauigkeit bei Brennzugeordneten Haupttreibstoffzufuhrleitung 15, 20 schluß nach der letzten Hauptantriebsphase wird münden. In den Treibstoffleitungen 32, 33 befinden hierbei von dem weiten Schubverstellbereich Gesich wahlweise zu- oder abschaltbare Ventile 34, 35. 30 brauch gemacht, indem während der letzten Phase Weitere wahlweise zu- oder abschaltbare Ventile mit einem stark verringerten Schubniveau gefahren 36, 37 befinden sich in den Haupttreibstoffzufuhr- wird, so daß sich dann die geringsten Schubschwanleitungen 15 a und 20 a, und zwar zwischen den züge- kungen bei dem zu durchfahrenden Phasenwechsel hörigen Treibstoffbehältern 14,19 und den jeweiligen sowie ein geringerer Schubabfall bei sich absenken-Mündungsstellen Af₁, M₂ der Leitungen 32 und 33 in 35 dem Tankdruck ergeben,
die Haupttreibstoffzufuhrleitungen 15, 20. Die nach dem Start und während des Triebswerks-in each case in each fuel tank 14, 19 because of the required path accuracy in the main fuel supply line 15, 20 associated with the fuel after the last main drive phase will open. In the fuel lines 32, 33 there are valves 34, 35, 30 which can optionally be switched on or off from the wide thrust adjustment range, by using additional valves 36, 37 which can be optionally switched on or off with a greatly reduced thrust level during the last phase in the main fuel supply, so that the slightest thrust swan lines 15 a and 20 a, namely between the pulls in the phase change to be driven through, the fuel tanks 14, 19 and the respective and a lower thrust drop at lowering-outlet points Af ₁ , M ₂ of lines 32 and 33 in 35 result in the tank pressure,
the main fuel supply lines 15, 20. The after start-up and during the engine

Für die Funktion eines mit dem Versorgungs- betriebes einsetzende Verdampfung und damit Übersystem nach F i g. 1 ausgestatteten Triebwerkes wird führung der flüssigen Gase in den dampfförmigen Zunachfolgend der Fall einer Freiflugphase betrachtet, stand auf Grund der Wärmeabstrahlung der Brennwährend der unerwünscht hohe Verdampfungsverluste 40 kammer 1 und der Schubdüse 2 erfolgt gemäß F i g. 1 auftreten. Um im Zustand der Freiflugphase, d. h. bei in der strichpunktiert dargestellten Rohrleitung 15 an Schwerelosigkeit, den Schubverlauf in Abhängigkeit der Schubdüse 2 und der Leitung'20 an der Brennvon der Zeit sowie in Abhängigkeit von den einzelnen kammer. Diese Darstellung entspricht der in F i g. 2 Betriebszuständen während des Startes verfolgen zu gegebenen detallierten Darstellung von Brennkammer können, soll in der weiteren Beschreibung der Funk- 45 und Schubdüse.For the function of an evaporation starting with the supply operation and thus an over-system according to FIG. 1 equipped engine will lead the liquid gases in the vaporous initially Considering the case of a free flight phase, the burning period was due to the heat radiation the undesirably high evaporation losses 40 in chamber 1 and the exhaust nozzle 2 take place according to FIG. 1 appear. In order to be in the state of the free flight phase, i.e. H. at in the pipeline 15 shown in dash-dotted lines Weightlessness, the thrust course depending on the thrust nozzle 2 and the line'20 at the Brennvon the time as well as depending on the individual chamber. This representation corresponds to that in FIG. 2 Follow the operating conditions during the start to the given detailed representation of the combustion chamber can, should in the further description of the radio 45 and thrust nozzle.

tion des Versorgungssystems nach F i g. 1 die F i g. 3 Wie aus F i g. 2 hervorgeht, sind Brennkammertion of the supply system according to FIG. 1 the F i g. 3 As shown in Fig. 2 are combustion chamber

mit einbezogen werden. und Schubdüse zu einer gemeinsamen Antriebseinheitbe included. and thrust nozzle to a common drive unit

In F i g. 3 ist der qualitative Schub-Zeit-Verlauf für miteinander verbunden. An ihrem oberen Ende ist ein mit zwei kryogenen Treibstoffkomponenten be- die Brennkammer 1 durch den Einblaskopf 3 vertriebenes Triebwerk nach Fig. 1 für den Start unter 5° schlossen. Mit 4 und 5 sind fest mit dem Einblasschwerelosen Bedingungen aufgezeigt. Darin sind auf kopf 3 verbundene Regelventile, mit 6 und 7 die im der senkrechten Ordinate die Schubleistung S von Einblaskopf 3 befindlichen Einblaskanäle bezeichnet. Null bis 100°/o und auf der waagerechten Ordinate Die Wandungen der Brennkammer 1 sind über deren eine entsprechende Zeiteinheit / von Null bis 4 auf- gesamten Mantelumfang von im wesentlichen in getragen, wobei dem zeitlichen Maßstab hier nur eine 55 axialer Richtung verlaufenden Kühlkanälen 8 durchqualitative Bedeutung zukommt. setzt, ebenso die Wandungen der Schubdüse 2 vonIn Fig. 3, the qualitative thrust-time course is linked to one another. At its upper end, an engine according to FIG. 1, which is driven by the injection head 3 with two cryogenic fuel components, is closed for the take-off at below 5 °. With 4 and 5 are firmly shown with the blowing weightless conditions. Control valves connected to the top 3 are therein, with 6 and 7 the injection ducts located in the vertical ordinate, the thrust S of injection head 3. Zero to 100 ° / o and on the horizontal ordinate. The walls of the combustion chamber 1 are essentially supported over a corresponding time unit / from zero to 4 over the entire circumference of the jacket, with the time scale here only one cooling ducts 8 running in the axial direction is of qualitative importance. sets, as well as the walls of the exhaust nozzle 2 of

Während bzw. nach der Freiflugphase wird das Kanälen 9. Am oberen und unteren Ende der Brenn-Triebwerk über die Treibstoffleitungen 32, 33 ver- kammer münden die Kanäle 8 und 9 in die die sorgt. Während der einsetzenden Beschleunigung er- Brennkammer 1 an diesen Enden umgebende Ringgibt sich ein Schubverlauf entsprechend dem Kurven- 60 flanschen 10 und 11. Auch die Schubdüse 2 weist ar. zug 38 in F i g. 3 mit Warmgas-Zündung, Kaltgas- ihrem stromauf- und stromabwärtigen Ende hohle Schubaufbau, kurzzeitigem Mischphasenbetrieb und Ringflansche 12 und 13 auf, in welche die Kühl schließlich reinem Kaltgasbetrieb mit dem jetzt aus kanäle 9 mit ihren oberen und unteren Enden in entden Treibstoffbehältern 14, 19 abdampfenden Treib- sprechender Weise einmünden.
Stoffkomponenten. Der weitere Schubverlauf ent- 65 Das Triebwerk wird beispielsweise mit den kryoge spricht dann den sich in den Treibstoffbehältern ein- nen Treibstoffkomponenten Fluor und Wasserstol stellenden, abfallenden Drücken. Der Vorgang kann betrieben. Während des Triebwerkstriebes wird Fluo beendet und beliebig oft wiederholt werden. Bei der als Oxydator, von dem Treibstoffbehälter 14 (Fig. ΓDuring or after the free flight phase, the ducts 9. At the upper and lower ends of the combustion engine, the ducts 8 and 9 open into the chamber via the fuel lines 32, 33. During the onset of acceleration, the ring surrounding the combustion chamber 1 at these ends results in a thrust course corresponding to the curve flanges 10 and 11. The thrust nozzle 2 also has ar. train 38 in FIG. 3 with hot gas ignition, cold gas - its upstream and downstream end hollow thrust structure, brief mixed phase operation and ring flanges 12 and 13, in which the cooling finally pure cold gas operation with the now from channels 9 with their upper and lower ends in the fuel tanks 14, 19 pouring out steaming propellant way.
Fabric components. The further course of thrust corresponds to the falling pressures that are created in the fuel tanks, for example, with the cryogenic pressure. The process can be operated. While the engine is running, Fluo is stopped and repeated as often as required. When used as an oxidizer, from the fuel tank 14 (Fig. Γ

Das in Abhängigkeit von diesen Betriebsphasen sich ergebende Schubniveau ist an Hand des ausgezogenen Kurvenzuges 38 ersichtlich, der dem Kurvenzug 38 nach F i g. 3 entspricht. Dieser Kurvenzug entsteht 5 bei einem Rohrleitungssystem ohne Anwendung von Zwischenbehältern 40a, 40 b. Man erkennt den starken Anstieg der Kurve 38 nach der Zündung über den Auslegungsschub (10(Wo) hinaus. Jedoch braucht die maximale Zündspitze im Normalfall nicht denThe thrust level that results as a function of these operating phases can be seen from the solid curve 38, which corresponds to the curve 38 according to FIG. 3 corresponds. This curve is created 5 in a pipeline system without the use of intermediate tanks 40a, 40b . You can see the sharp rise in curve 38 after ignition beyond the design thrust (10 (Wo)). However, the maximum ignition peak does not normally need that

kommend, über die Treibstoffzufuhrleitung 15 a und
den Kanalstutzen 16 in den Ringflansch 13 der Schubdüse 2 und von da in deren zugehörige Kühlkanäle 9
eingeführt. Durch die Wärmeabgabe der Schubdüse 2
wird das flüssige Fluor innerhalb der Kühlkanäle 9
verdampft. Anschließend tritt das gasförmige Fluor
über den Ringkanal 12 am oberen Ende der Schubdüse 2 und den an den Ringkanal 12 angeschlossenen
Kanalstutzen 17 in die gestrichelt dargestellte Treibstoffleitung 18 (Fig. 2) und gelangt von dort über io Auslegungsschub zu erreichen. Der Abfall der Kurve das zugehörige Regelventil 4 und den Einblaskanal 6 38 nach der Zündspitze erfolgt durch die einsetzende in die Brennkammer 1. Regenerativkühlung der Brennkammer 1 und dercoming, via the fuel supply line 15 a and
the duct connector 16 into the annular flange 13 of the thrust nozzle 2 and from there into its associated cooling ducts 9
introduced. Due to the heat given off by the thrust nozzle 2
the liquid fluorine within the cooling channels 9
evaporates. Then the gaseous fluorine occurs
Via the ring channel 12 at the upper end of the thrust nozzle 2 and the one connected to the ring channel 12
Channel connector 17 into the fuel line 18 (FIG. 2) shown in dashed lines and from there it can be reached via io design thrust. The drop in the curve of the associated control valve 4 and the injection duct 6 38 after the ignition tip takes place through the regenerative cooling of the combustion chamber 1 and the combustion chamber 1 that begins

Aus dem Treibstoffbehälter 19 (F i g. 1) strömt die Schubdüse 2 und die damit verbundene zusätzliche andere Treibstoffkomponente, in diesem Falle bei- Erwärmung der dem Triebwerk zugeführten Teibspielsweise flüssiger Wasserstoff, über die zugehörige 15 stoffgase. Ist das Rohrleitungssystem heruntergekühlt Treibstoffleitung 20 a und über den Kanalstutzen 21 und strömen aus den Treibstoffbehältern 14, 19 so-(F i g. 2) in den am unteren Ende der Brennkammer 1 wohl Treibstoffgase als auch Flüssigkeiten dem Triebbefindlichen Ringflansch 11 und von dort in die werk vor dessen Regenerativsystem Brennkammer— Kühlkanäle 8 innerhalb der Wandungen der Brenn- Schubdüse zu, dann setzt, hierdurch bedingt, die kammer 1. In den Kühlkanälen 8 verdampft der flüs- 20 »Mischphase« mit Schubschwankungen ein. Es folgt sige Wasserstoff und gelangt über den am oberen mit der anschließenden »Flüssigphase« ein weiterer Ende der Brennkammer 1 befindlichen Ringflansch Schubanstieg bis zum Auslegepunkt. Die Auswirkung 10 in eine ebenfalls gestrichelt dargestellte Treibstoff- der Zwischenbehälter 40α, 40& (Fig. 4) auf das leitung 22 und von dort zu dem Regelventil 5, von Schubniveau während der Startphase wird durch den wo der gasförmige Wasserstoff über den zugehörigen 35 strichpunktiert dargestellten Kurvenzug 41 nach Einblaskanal 7 im Einblaskopf 3. in die Brenn- F i g. 5 verdeutlicht. Man erkennt aus dem Schubverkammer 1 eingeführt wird. Die Treibstoffe sind wäh- lauf entsprechend der Kurve 41, daß die Schubrend des Triebwerkbetriebes also stets im gasförmigen Schwankungen durch starke Dämpfung mittels der Zustand, bevor sie zur Verbrennung in die Brenn- Zwischenbehälter 40 a, 40 b ausreichend unterdrückt kammer gelangen. Die Ventile 4 und 5 sind vorteil- 30 werden können.From the fuel tank 19 (FIG. 1), the thrust nozzle 2 and the associated additional other fuel component, in this case liquid hydrogen supplied to the engine, for example, flows through the associated substance gases when the engine is heated. If the pipeline system is cooled down, the fuel line 20 a and over the duct connection 21 and flow out of the fuel tanks 14, 19 so- (Fig. 2) into the fuel gases and liquids at the lower end of the combustion chamber 1, probably the fuel gases and liquids, into the ring flange 11 and from there into the The plant in front of its regenerative system - combustion chamber - cooling channels 8 within the walls of the combustion nozzle, then, as a result, chamber 1. In the cooling channels 8, the liquid "mixed phase" evaporates with thrust fluctuations. This is followed by hydrogen and reaches the upper end of the combustion chamber 1 with the subsequent »liquid phase«, another end of the combustion chamber 1, with an increase in thrust up to the design point. The effect 10 in a fuel, also shown in dashed lines, the intermediate container 40α, 40 & (Fig. 4) on the line 22 and from there to the control valve 5, from the thrust level during the starting phase is shown by the where the gaseous hydrogen over the associated 35 is shown in dash-dotted lines Curve 41 to the injection channel 7 in the injection head 3. in the combustion F i g. 5 clarifies. It can be seen from the thrust chamber 1 is introduced. The fuels are selected according to the curve 41, that the thrust trend of the engine operation so always in gaseous fluctuations by strong damping by means of the state before they reach the combustion intermediate container 40 a, 40 b sufficiently suppressed chamber for combustion. The valves 4 and 5 are advantageous.

hafterweise den zugehörigen Kühlkanälen 8 und 9 Fig. 6 zeigt ausschnittsweise eine dahingehendeAdhesively to the associated cooling channels 8 and 9 Fig. 6 shows a detail of a pertinent

nachgeschaltet und sind deshalb reine Gasregelventile, Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Versorgungsdie wesentlich einfacher auszuführen sind als ent- systems, daß die dampfförmigen Treibstoffkomposprechende, bei flüssiger Treibstoffzufuhr in die nenten vor dem Eintritt in die Brennkammer unter Brennkammer vorzusehende Flüssigtreibstoffregel- 35 gleichzeitigem Zusatz von Metallpulver vorgemischt ventile, für deren konstruktive Ausführung beispiels- werden, wobei dieses Treibstoffgemisch anschließend weise die bei Flüssigkeiten auftretenden Kavitations- über den gemeinsamen Einblaskanal im Einblaskopf erscheinungen und Temperaturdehnungen zu berück- in die Brennkammer gelangt. Die vor dem Start des sichtigen wären. Triebwerks durch die Rohrleitungen 15, 20 von derdownstream and are therefore pure gas control valves, embodiment of the supply according to the invention are much easier to implement than ent systems that the vaporous fuel components, with liquid fuel in the nents before entering the combustion chamber below Combustion chamber to be provided liquid fuel rule- 35 simultaneous addition of metal powder premixed valves, for their structural design are exemplary, this fuel mixture then wise the cavitation that occurs with liquids via the common injection channel in the injection head phenomena and temperature expansions to be taken back into the combustion chamber. The before the start of the would be careful. Engine through the pipes 15, 20 from the

Fig. 4 weicht von dem Ausführungsbeispiel des 4° Umgebungstemperatur vorgewärmten und demzu-Treibstoffversorgungssystems nach F i g. 1 dahin- folge in einem gasförmigen Zustand übergeführten gehend ab, daß in zweckmäßiger Ausgestaltung zur Treibstoffe gelangen über die Kühlkanäle 8, 9 in die Dämpfung der Druck- und Temperaturschwankungen Regelventile 4 und 5 und von dort bei gleichzeitiger der in die Brennkammer eingeführten Treibstoffe und inniger Vermischung in eine gemeinsame, zum Eindamit zur Dämpfung der Schubschwankungen Zwi- 45 blaskopf 3 der Brennkammer 1 führende Mischleischenbehälter 40 a und 40 b in den von den Treib- tung 30 und schließlich durch den gemeinsamen Einstoffbehältern 14, 19 zur Brennkammer 1 führenden blaskanal 31 im Einblaskopf 3 in die Brennkammer 1. Treibstoffleitungen 15, 20 angeordnet sind. Die Metallpulverzusätze, gelangen aus einem· geson-FIG. 4 differs from the exemplary embodiment of the 4 ° ambient temperature preheated and demzu fuel supply system according to FIG. 1 in a gaseous state so that, in an expedient embodiment, the fuels pass through the cooling channels 8, 9 into the damping of the pressure and temperature fluctuations control valves 4 and 5 and from there with the fuels introduced into the combustion chamber and more intimately Mixing in a common mixed meat container 40 a and 40 b leading from the propellant 30 and finally through the common single-material containers 14, 19 to the combustion chamber 1 leading to the combustion chamber 1, in order to dampen the thrust fluctuations Injection head 3 in the combustion chamber 1. Fuel lines 15, 20 are arranged. The metal powder additives come from a

Die Zwischenbehälter 40a und 40 b sind den Kühl- derten Behälter 70 überfeine daran anschließende kanälen 8 und 9 der Brennkammer 1 und der Schub- 50 Leitung 71, welche in der gemeinsamen Treibstoffdüse 2 nachgeschaltet und befinden sich oberhalb des leitung 30 mündet, unter inniger Vermischung mit Einblaskopfes 3. Aus den Zwischenbehältern 40 a den Treibstoffen gemeinsam in die Brennkammer, und 40 b gelangen die dampfförmigen Treibstoffe in In der gleichen beschriebenen Weise werden auchThe intermediate tank 40a and 40 b are the cooling derten container 70 via fine adjoining channels 8 and 9 of the combustion chamber 1 and the pusher 50 conduit 71 downstream in the common fuel nozzle 2 and are located opens above the line 30, with intimate mixing with injection head 3. From the intermediate containers 40 a, the fuels together into the combustion chamber, and 40 b , the vaporous fuels arrive in the same manner as described

die Regelventile 4 und 5 und von dort über die zum während des Triebwerksbetriebs die auf Grund der Einblaskopf 3 gehörigen Einblaskanäle 6 und 7 in 55 Wärmeabgabe der Brennkammer 1 und der Schubdie Brennkammer 1. Die Volumina der Behälter 40 düse 2 verdampften Treibstoffkomponenten vor der sind auf das Brennkammer- und das Rohrleitungs- Einführung in die Brennkammer vorgemischt und mit volumen sowie auf die jeweiligen Durchflußbeiwerie den Metallpulverzusätzen gemeinsam in die Brennabgestimmt, kammer eingeführt. Auf Grund der Vormischung der Die Wirkungsweise der Zwischenbehälter 40a, 40 b 60 Gase bei gleichzeitiger Zumischung der Metallpulverwird am besten in der nachfolgenden Fi g. 5 verdeut- zusätze kann der Verbrennungswirkungsgrad auf anlicht. Darin ist der qualitative Schub-Zeit-Verlauf für nähernd 100% gesteigert und damit die Leistung weein mit zwei Treibstoffkomponenten betriebenes sentlicli angehoben werden.the control valves 4 and 5 and from there via the injection ducts 6 and 7, which are associated with the injection head 3 during the engine operation, in 55 heat emission from the combustion chamber 1 and the thrust, the combustion chamber 1. The volumes of the container 40 nozzle 2 evaporated fuel components in front of the nozzle 2 are on the combustion chamber and the pipeline introduction into the combustion chamber are premixed and introduced into the combustion chamber together with the volume and the respective flow rates of the metal powder additives. Due to the premixing of the The mode of operation of the intermediate containers 40a, 40b 60 gases with simultaneous admixture of the metal powder is best shown in the following Fig. 5 clarify the combustion efficiency. In this, the qualitative thrust-time curve is increased by almost 100% and thus the performance is significantly increased when operated with two fuel components.

Triebwerk dargestellt. Das Schaubild nach Fig. 5 Fig. 7 zeigt eine weitere Ausgestaltungsmöglich-Engine shown. The diagram according to Fig. 5 Fig. 7 shows a further possible embodiment.

entspricht in seinem grundsätzlichen Aufbau dem- 65 kcit des erfindungsgemäßen Treibstoffversorgungs-corresponds in its basic structure to the fuel supply according to the invention

systems, in dem zur Erzeugung einer hohen Schub-Icistung Turbopumpen 55, 56 in den HaupttrcibstolT-leitungen 15 a, 20a vorgesehen sind, welche walil-systems, in which to generate a high level of thrust Turbo pumps 55, 56 in the main transport lines 15 a, 20a are provided, which walil-

jenigen der Fig. 3 mit den vier wesentlichen Betriebsphasen während des Startvorganges, nämlich »Warmgas«, »Kaltgas«, »Mischphase« und »Flüssig«.those of Fig. 3 with the four essential operating phases during the starting process, namely "warm gas", "cold gas", "mixed phase" and "liquid".

109 637/225109 637/225

weise zuschaltbar sind, um die Treibstoffzufuhr von den Treibstoffbehältern 14, 19 zur Brennkammer 1 zu intensivieren.can be switched on in order to control the fuel supply from the fuel tanks 14, 19 to the combustion chamber 1 to intensify.

An Hand der folgenden Ausführungen soll beispielsweise die Funktion eines mit einem in der F i g. 7 gezeigten Treibstoffversorgungssystem ausgestatteten Triebwerks im Zustand der Schwerelosigkeit erläutert werden. Die infolge Überdruck aus den Treibstoffbehältern 14, 19 abdampfenden Treibstoffe werden der Brennkammer 1 über die Leitungen 32, 33 zugeführt, und zwar so lange, bis die reine Kaltgaszufuhr nach erfolgter Vorbeschleunigung des Triebwerkes und die damit verbundene Drucksenkung in den Treibstoffbehältern 14, 19 erreicht ist. Die Isolierung der Treibstoffbehälter ist mit 23, 24 angedeutet; die Treibstoffleitungen 15 α, 20 α vor den Turbopumpen 55, 56 sind gleichermaßen isoliert. Der Flüssigkeitsspiegel in den Treibstoffbehältern 14,19, wie er sich nach erfolgter Vorbeschleunigung ergibt, ist schematisch dargestellt und mit 25 und 26 be- so zeichnet. Die Wirkung des während der Freiflugphase auftretenden Überdrucks in den Treibstoffbehältern 14, 19 ist jeweils strichpunktiert angedeutet und mit 27 und 28 verdeutlicht. Im Anschluß an die Druckabsenkung in den Treihstoffbehältern werden die »5 kalten Gase mittels eines einen erneuten Druckanstieg in den Treibstoffbehältern 14, 19 hervorrufenden fremd zugeführten Hilfsdruckgases weiter unterkühlt, worauf die in den Leitungen 32, 33 befindlichen Ventile 34, 35 geschlossen werden, während sich gleichzeitig die in den nicht isolierten Haupttreibstoffleitungen 15 α, 20 α angeordneten Ventile 36, 37 öffnen. Zur Erzeugung einer hohen Schubleistung werden die Treibstoffkqmponenten unter entsprechend hohem Druck von den in den Haupttreib-Stoffleitungen 15 a, 20 a angeordneten. Turbopumpen 55, 56 gefördert.On the basis of the following explanations, for example, the function of a with one shown in FIG. 7 are explained in the state of weightlessness equipped with the fuel supply system. The fuels that evaporate from the fuel tanks 14, 19 as a result of overpressure are fed to the combustion chamber 1 via the lines 32, 33 until the pure cold gas supply after the pre-acceleration of the engine and the associated pressure reduction in the fuel tanks 14, 19 is achieved . The insulation of the fuel tank is indicated by 23, 24; the fuel lines 15 α, 20 α in front of the turbo pumps 55, 56 are equally insulated. The liquid level in the fuel tanks 14, 19, as it results after the pre-acceleration has taken place, is shown schematically and labeled 25 and 26. The effect of the overpressure occurring in the fuel tanks 14, 19 during the free flight phase is indicated by dash-dotted lines and illustrated with 27 and 28. After the pressure drop in the fuel containers, the cold gases are further subcooled by means of an externally supplied auxiliary compressed gas causing a renewed pressure increase in the fuel containers 14, 19, whereupon the valves 34, 35 located in the lines 32, 33 are closed while at the same time the valves 36, 37 arranged in the non-insulated main fuel lines 15 α, 20 α open. To produce a high thrust the Treibstoffkqmponenten be correspondingly high pressure of the propellant in the main-fuel lines 15 a, 20 a arranged. Turbo pumps 55, 56 promoted.

Entsprechend dem Ausführungsbeispiel nach F i g. 1 sind auch bei dem Versorgungssystem nach Fig. 7 die Treibstoffe vor dem Start vorgewärmt, weil bei den Leitungen 15 a, 20« die Rohrisolationen fehlen.According to the embodiment of FIG. 1 are also in accordance with the supply system Fig. 7 the fuels preheated before take-off, because with the lines 15 a, 20 "the pipe insulation miss.

Claims

Patent claims:

1. Fuel supply system for a rocket engine, which by means of several liquid cryogenic fuel components, d. H. such in the form of liquefied gases of low temperature, for example liquid oxygen and liquid hydrogen, is operated, the before starting the engine or immediately afterwards due to the effect of the ambient temperature fuel components evaporating from the fuel tanks after they have been ignited Thrust generation are used, characterized in that both for the fuel components evaporating before the engine is started or immediately afterwards as well as for those in the course of the further start-up phase in the liquid state from the fuel tanks (14, 19) follow-up fuel components, which in a manner known per se are used as a regenerative cooler due to the heat dissipation in the formed combustion chamber and / or exhaust nozzle evaporate, one and the same injection channels (6,7,31) serve for introduction into the combustion chamber (1).

2. Supply system according to claim 1, characterized in that the fuel tank (14,19) leaving lines (32, 33) for the evaporating fuel components and the fuel tank (14, 19) leaving lines (15 a, 20 α) for liquid fuel components open into one another (orifice points M ₁ , M ₂ ), a valve (34, 35, 36, 37) being arranged in each of the lines (15 a, 20 a, 32, 33).

3. Supply system according to. Claim 2, characterized in that the fuel _{components reach the regenerative cooling system from the orifice points (M 1} , M ₂ ) of the lines (15 α, 20 α, 32, 33) via further lines (15, 20).

4. Supply system according to claims 1 to 3, characterized in that further valves (4,5), through which the introduction of the vaporous fuel components into the combustion chamber (1) takes place immediately in front of the injection head having the injection channels (6, 7, 31) (3) are arranged.

5. Supply system according to claims 1 to 4, characterized in that for damping the pressure and temperature fluctuations of the vaporous ones introduced into the combustion chamber Fuel components and thus to dampen the thrust fluctuations in the regenerative cooling systems (8, 9) to the combustion chamber (1) leading fuel lines immediately before the further valves (4, 5) intermediate container (40 a, 406) are arranged.

6. Supply system according to claims 1 to 5, characterized in that to increase of the combustion efficiency, the vaporous fuel components before entering the combustion chamber (1) is premixed in a mixing line (30) with the simultaneous addition of metal powder The fuel component mixture then passes through the injection duct (31) in the injection head (3) enters the combustion chamber (1).

7. supply system according to claims 1 to 6, characterized in that for Erzeu- ¹ High thrust performance supply in the fuel tank (14,19) leaving the lines (15 a, 20 a), for the liquid fuel components selectively connected and disconnected turbopumps (55, 56) are arranged, the suction lines are insulated.

For this purpose 3 sheets of drawings