DE1916245A1 - Brennkammer mit Schubdruese von Fluessigkeitsraketentriebwerken - Google Patents
Brennkammer mit Schubdruese von FluessigkeitsraketentriebwerkenInfo
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
- F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
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Description
Messerschmitt-Bölkow Ottobrunn, 21. März I969
Gesellschaft mit SX3 Hn/er
beschränkter Haftung BP 8 München
Zusatz zu Patent . (Patentanmeldung P I7 51 69I.5)
Die Hauptanmeldung hat eine Brennkammer mit Schubdüse von
Flüssigkeitsraketentriebwerken zum Gegenstand, bestehend aus einem Brennkammer-Schubdüsengrundkörper mit durchlaufenden
Kühlkanälen, die durch eine Außenwand abgedeckt sind und von mindestens einer Treibstoffkomponente durchströmt werden.
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Nach der Hauptanmeldung wird im wesentlichen vorgeschlagen,
den Grundkörper aus praktisch säuerstofffreiem Kupfer oder
bezüglich seiner Wärmeleitfähigkeit gleichwertigem Material, wie Silber oder Molybdän, herzustellen und dann die Außenwand
aufzugalvanisieren.
Wie bei allen Brennkraftmaschinen ist auch im Raketenbau das Druckverhältnis bzw. der in der Brennkammer vorherrschende
Druck ein entscheidender Parameter zur Beeinflussung der Leistung bzw. Leistungsausbeute des Brennprozesses. Konstruktive
Schwierigkeiten und vor allen Dingen die mechanische und, da Druck und thermische Belastung Hand in Hand gehen, insbesondere
die thermischen Eigenschaften der Werkstoffe setzen der Höhe des Brennkammerdruckes eine werkstoffabhängige natürliche
Grenze. Die Grenze der Belastbarkeit von Hochleistungsbrennkammern wird nach dem heutigen Stand der Erkenntnisse
durch die noch mögliche Bewältigung des sogenannten Wärmestromes, nämlich der anfallenden und abzuführenden Wärmemenge
pro Flächeneinheit und Zeiteinheit, bestimmt. Der Wärmestrom ist seinerseits abhängig vom Brennkammerdruck bzw. diesem angenähert
proportional, d.h. je größer die Heißgasdichte ist, desto größer ist die Intensität des Wärmeübergangs vom Heißgas
auf die Brennkammerwand. Um stationäre thermische- Verhältnisse in der Brennkammerwand zu garantieren, muß Gleichgewicht
herrschen zwischen anfallenden und durch das Kühlmedium abgeführten Wärmemengen. Berechnungen und Versuche haben ergeben,
daß bei aus z. B. durch Hartlöten miteinander verbundenen Stahlrohren bestehenden Brennkammern mit Außenbandagen,
die bisher gebräuchlichste Bauweise, die thermische Grenzbelastung
bei etwa 100 atü Brennkammerdruck liegt.
) Ferner ist aus Theorie und Praxis der Raketentechnik bekannt, daß den Nebenstromtriebwerken, die meist verwendete Triebwerksart, eine aus dem Nebenstromprlnzip resultierende Wirkungsgrad·
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charakteristik eigen ist, die bei etwa 100 atü Brennkammerdruck ein Maximum ,aufweist, um dann bei noch höheren Brennkammerdrücken
wieder abzufallen. Die Gründe für diesen Nachteil des Nebenstromverfahrens liegen darin, daß die für den
Nebenstrom aus der Hauptkammer abgezweigten Treibgase oder in Hilfsbrennkammern erzeugten Treibgase relativ niedriger
Temperatur zur Beaufschlagung der Turbinen zum Antrieb für
die Treibstoffpumpen bereits in den Turbinen auf einen Druck entspannt werden, der wesentlich unter dem der Hauptbrennkammer
liegt.
Diese Turbinenabgase niedrigen Druckes und niedriger Temperatur können daher - wenn überhaupt - nur mit einem sehr
schlechten Wirkungsgrad in Zusatzschubdüsen entspannt werden.
Bei steigenden bzw. extrem hohen Brennkammerdrücken wird mit der dadurch zwangsläufig steigenden Pumpen- bzw. Turbinenleistung
dieser abzuzweigende Treibstoffanteil immer größer und
dadurch der Gesamtwirkungsgrad des Triebwerkes entsprechend verschlechtert. ^
Eine teilweise Verminderung dieser Verluste wäre möglich durch die Verwendung vieler Turbinenstufen zum Antrieb der Treibstoffpumpen]
dieser relative Vorteil müßte jedoch mit einem · ungewöhnlich hohen konstruktiven Aufwand erkauft werden, der
für sich wiederum einen Nachteil darstellt.
Es ist Aufgabe und Zielsetzung der Erfindung, Mittel und Wege vorzuschlagen, die dem Raketenbau die Möglichkeit eröffnen,
Triebwerke bei höchsten Brennkammerdrücken zu betreiben und zwar einerseits mit hohen Wirkungsgraden und andererseits bei
zuverlässiger Beherrschung des In der Brennkammerwand anfallenden
Wärmestromes.
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Gelöst wird die Aufgabe gemäß der Erfindung durch die Verwendung der Brennkammer nach den Merkmalen der Hauptanmeldung
als Hauptbrennkammer bei einem an sich bekannten Hauptstromraketentriebwerk, das dadurch charakterisiert ist,
daß hinter einer Vorbrennkammer, in der brennstoffreiche oder oxydatorreiche Gase erzeugt werden, eine Turbine zum
Antrieb der Hilfsaggregate, wie Treibstoffpumpen, elektrische
Maschinen, Regler, angeordnet ist, die von diesen Gasen beaufschlagt wird. Nach der Turbine folgt die Hauptbrennkammer,
in welche die Abgase der Turbine einströmen und in die außerdem die restliche Oxydatorteilmenge oder Brennstoffteilmenge
eingebracht wird, die jeweils den Hauptteil dieser Treibstoffkomponente
bildet, so daß dann in der Hauptbrennkammer eine impulsoptimale Endverbrennung stattfindet. Das Hauptstromverfahren (Vorbrennkammer mit nachfolgender Turbine und dazu in
Serie geschalteter Hauptbrennkammer) zeichnet sich in vorteilhafter Weise dadurch aus, daß auch im Bereich extrem hoher
Brennkammerdrücke bei steigenden Brennkammerdrücken der spezifische Impuls, im Gegensatz zum Nebenstromverfahren, weiterhin
noch ansteigt.
Die Erfindung liegt gleichsam in der Kombination eines Hauptstromraketentriebwerkes
und der gemäß der Hauptanmeldung gekennzeichneten Brennkammer, und zwar als Hauptbrennkammer in
einem solchen Triebwerk. Beide Maßnahmen fördern und ergänzen sich gegenseitig, insofern, als einerseits das Hauptstromtriebwerk
thermodynamisch die Möglichkeit eröffnet, extrem hohe Brennkammerdrücke auch über etwa 100 atü mit steigendem
Wirkungsgrad bzw. spezifischem Impuls zu fahren und andererseits die Brennkammerbauweise nach der Hauptanmeldung in der
Lage ist, den bei extrem hohen Drücken auftretenden hohen Wärmestrom zu bewältigen. Erst beide Maßnahmen lassen eine
wirkungsgradmäßig sinnvolle Realisation eines Raketentriebwerkes hcihster spezifischer Leistung zu.
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In Ausgestaltung der Erfindung wird weiter vorgeschlagen, · den Grundkörper der Brennkammer aus einer Kupferlegierung
mit einer gegenüber dem Kupfer wesentlich höheren Festigkeit zu fertigen. Um dies zu erreichen, kann das Kupfer mit
einem geringeren Zusatz von Chrom, etwa 0,5 %, legiert sein.
Durch folgendes Fertigungsverfahren bzw. folgende -schritte
kann die Brennkammer erfindungsgemäß hergestellt werden:
a) Herstellung eines aus sauerstofffreiem Kupfer bestehenden Grundkörperrohlings durch Schmieden, wodurch dessen Gefüge
verdichtet und damit verfestigt wird,
b) spanabhebende Bearbeitung der Innen- und Außenfläche des Grundkörperrohlings und Herausarbeiten der Kühlkanäle,
letztere insbesondere durch Fräsen,
c) Ausfüllen der Kühlkanäle mit elektrisch leitendem, leicht
schmelzbarem Werkstoff,
d) Aufgalvanisieren der Außenwand und
e) Ausschmelzen des unter Punkt c) genannten Werkstoffs aus
den Kühlkanälen.
Unter Bezugnahme auf die in der Hauptanmeldung genannten Vorteile der dortigen Brennkammerbauweise sei noch zum Thema
Wärmestrom bzw. spezifische Wärmeleitfähigkeit weiterhin angeführt, daß der Grundkörper nicht nur durch seinen Werkstoff
Kupfer und duroh seine massive Bauweise mit seiner günstigen Bearbeitungs- und Gestaltungsmöglichkeit für die Praxis die
Möglichkeit der Beherrschung maximaler Wärmeströme mit sioh bringt, sondern daß darüber hinaus duroh die Aufgalvanisierung
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der Brennkammeraußenwand auf diesen Grundkörper eine strukturell angenähert homogene Brennkammergesamtwand, bestehend
aus Brennkammerinnen- und Brennkammeraußenwand mit eingeschlossenen Kühlkanälen, entsteht. Eine solche Brennkammerwand
ergibt einerseits einen maximalen unmittelbaren Wärmeübergang zwischen der Innenwand und dem in den Kühlkanälen
strömenden Kühlmittel und bringt andererseits einen durch den praktisch nahtlosen galvanischen Übergang an den gegenseitigen
Berührungsflächen zwischen den Oberflächen der Kühlkanalstege und der Innenseite der Brennkammeraußenwand praktisch staufreien
Wärmeübergang zwischen Brennkammerinnenwand und Brennkammeraußenwand zur Erzielung auch einer günstigen mittelbaren
Wärmekonvektion von der Brennkammeraußenwand auf den
Kühlmittelstrom zur Erhöhung der Ge samt konvektion mit sich.
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Claims (3)
1. !Brennkammer mit Schubdüse von Flüssigkeitsraketentriebwerken,
bestehend aus einem Brennkammer-Schubdüsengrundkörper mit durchlaufenden Kühlkanälen, die
durch eine Außenwand abgedeckt sind und von mindestens einer Treibstoffkomponente durchströmt werden, wobei
der Grundkörper aus praktisch sauerstofffreiem Kupfer oder bezüglich seiner Wärmeleitfähigkeit gleichwertigem
Material, wie Silber oder Molybdän, hergestellt und die Außenwand aufgalvanisiert ist, nach Patent . ...
(Patentanmeldung P I7 5I 69I.5), gekennzeich
net durch die Verwendung der Brennkammer als Hauptbrennkammer
bei einem an sich bekannten Hauptstromrake-. tentriebwerk.
2. Brennkammer mit Schubdüse nach Anspruch 1, dadurch g e kennzeichnet,
daß der Grundkörper aus einer Kupferlegierung mit einer dem Kupfer angenäherten Wärmeleitfähigkeit,
jedoch einer gegenüber dem Kupfer wesentlich größeren Festigkeit besteht.
3. Brennkammer mit Schubdüse nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Kupfer mit einem
geringen Zusatz von Chrom, etwa 0,5 %» legiert ist.
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Verfahren zum Herstellen der Brennkammer mit Schubdüse nach Anspruch 1, 2 oder 3, gekennzeichnet
durch folgende, für sich bekannte Fertigungsschritte zur Herstellung dieser Baueinheit:
a) Herstellung eines GrundkÖrperrotilings durch Schmieden,
b) spanabhebende Bearbeitung der Innen- und Außenfläche
des Grundkörperrohlings und Herausarbeiten der KUhI-kanäle,
letztere insbesondere durch Fräsen,
c) Ausfüllen der Kühlkanäle mit elektrischjLeitendem,
leicht schmelzbarem Werkstoff,
d) Aufgalvanisieren der Außenwand und
e) Ausschmelzen des unter Punkt c) genannten Werkstoffs aus den Kühlkanälen.
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Priority Applications (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19691916245 DE1916245A1 (de) | 1969-03-29 | 1969-03-29 | Brennkammer mit Schubdruese von Fluessigkeitsraketentriebwerken |
GB1329170A GB1292188A (en) | 1969-03-29 | 1970-03-19 | Combustion chamber with thrust nozzle for propulsion units of liquid-fuelled rockets |
FR7010638A FR2041104B2 (de) | 1969-03-29 | 1970-03-25 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE1916245A1 true DE1916245A1 (de) | 1971-01-14 |
Family
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Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19691916245 Pending DE1916245A1 (de) | 1969-03-29 | 1969-03-29 | Brennkammer mit Schubdruese von Fluessigkeitsraketentriebwerken |
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Country | Link |
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DE (1) | DE1916245A1 (de) |
FR (1) | FR2041104B2 (de) |
GB (1) | GB1292188A (de) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2553148A1 (fr) * | 1983-10-07 | 1985-04-12 | Nat Aerospace Lab | Procede pour realiser des chambres de combustion pour fusees |
EP2093409A2 (de) | 2008-02-25 | 2009-08-26 | Deutches Zentrum für Luft- und Ramfahrt e. V. | Düsenerweiterung und Verfahren zur Herstellung einer Düsenerweiterung |
Family Cites Families (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1164753B (de) * | 1959-12-12 | 1964-03-05 | Boelkow Entwicklungen Kg | Raketentriebwerk fuer fluessige Treibstoffe |
US3154914A (en) * | 1959-12-12 | 1964-11-03 | Bolkow Entwicklungen Kg | Rocket engine construction |
-
1969
- 1969-03-29 DE DE19691916245 patent/DE1916245A1/de active Pending
-
1970
- 1970-03-19 GB GB1329170A patent/GB1292188A/en not_active Expired
- 1970-03-25 FR FR7010638A patent/FR2041104B2/fr not_active Expired
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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FR2553148A1 (fr) * | 1983-10-07 | 1985-04-12 | Nat Aerospace Lab | Procede pour realiser des chambres de combustion pour fusees |
EP2093409A2 (de) | 2008-02-25 | 2009-08-26 | Deutches Zentrum für Luft- und Ramfahrt e. V. | Düsenerweiterung und Verfahren zur Herstellung einer Düsenerweiterung |
DE102008011502A1 (de) * | 2008-02-25 | 2009-09-03 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Düsenerweiterung und Verfahren zur Herstellung einer Düsenerweiterung |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2041104A2 (de) | 1971-01-29 |
FR2041104B2 (de) | 1974-08-09 |
GB1292188A (en) | 1972-10-11 |
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