DE1950407A1

DE1950407A1 - Raketentriebwerk

Info

Publication number: DE1950407A1
Application number: DE19691950407
Authority: DE
Inventors: Michael Dipl-Ing Simon
Original assignee: MAN Maschinenfabrik Augsburg Nuernberg AG
Current assignee: MAN AG
Priority date: 1969-10-07
Filing date: 1969-10-07
Publication date: 1971-04-22
Also published as: DE1950407B2; GB1320766A; FR2031047A6

Description

MASCHIIiENFABBIK AUGSBUBG-HÜEHBERG

Aktiengesellschaft
Zweigniederlassung München

München, den 3. Oktober 1969

Haket entri ehwerk

Zusatz zu Patent

(Patentanmeldung P 16 26101.1)

Die Hauptpatentanmeldung besieht sich auf ein Raketentriebwerk, welches mittels mehrerer flüssiger, vorzugsweise cryogener Treibstoffkomponenten, d.h. Treibstoffe in Form verflüssigter Gase tiefer Temperatur, beispielsweise flüssigem Sauerstoff als Oxidator und flüssigem Wasserstoff als Brennstoffe betrieben wird.

Um die zum Antrieb des Triebwerkes zur Verwendung kommenden cryogenen Treibstoffkomponenten sicher und leicht zünden zu können, wird in der Hauptpatentanmeldung vorgeschlagen, dies· nicht in flüssiger Form in isolierten Versorgungsleitungen dem Brennraum zuzuführen und in diesen einzuspritzen, sondern die kalt verflüssigten Treibßtof!komponenten jeweils vor dem Start des Triebwerkes in nicht isolierten Versorgungsleitungen mittels Wärmeübertragung mittel« dessen Umgebungstemperatur zu erwärmen und in gasförmigen

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Zustand überzuführen. Die im weiteren Betriebe des Triebwerkes von den Treibstöfftanks nachströmenden kaltverflüssigten Gase werden auf Grund der Wärmeabgabe der Brennkammer und / oder der zugehörigen Schubdüse über die ßattdampfgrenze erwärmt, verdampft und in gasförmigem Zustand in den Brennraum eingeblasen. Bei dem Triebwerk nach der Hauptanmeldung ist es weiterhin möglich, wahlweise flüssige oder gasförmige Treibstoffe zu verarbeiten.

Ein Triebwerk nach der Erfindung gewährleistet gegenüber bekannten Triebwerken mit Zuführung flüssiger Treibstoffe in den Brennraum eine sichere Zündung ohne Explosionsgefahr des Brennraumes, da sich nur gasförmige Treibstoffe im Brennraum entsprechend ihren Volumina ansammeln können, die in ihrer Menge bei plötzlicher Zündung selbst in ungünstigsten Fall keine Zerstörung des Antriebssystem herbeiführen können. Als weiterer Torteil der gasförmigen Einbringung in den Brennraum kann die gute Durchmischung und beschleunigte Verbrennung der Treibstoffe angesehen werden, womit der Verbrennungswirkungsgrad des Triebwerkes erhöht wird.

Weiterhin ist bekannt, Raketentriebwerke mit einem Turbopumpen-Hauptstrom-Förderverfahren auszurüsten, bei denen nur eine Treibstoffkomponente im Kühlkanal vorverdampft und der Gasstrom in einer Antriebsturbine für die S¹Ir der pump en teilweise expandiert wird. Reicht die Expansionsleistung zum Antrieb der Förderpumpen nicht au«, wird bekannt erweise eine teilweise Vorverbrennung vor der Antriebeturbine vorgesehen.

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Bezüglich der Hebenstromförderung ist bei Turbofördersystemen die Maßnahme bekannt, mit unterschiedlichen Drehzahlen für Oxidator- und Brennstoffpumpe zur Vermeidung eines aufwendigen Untersetzungsgetriebes zwei seperate Pumpenläufer mit Je einer Antriebsturbine zu verwenden.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, die Turbopumpenförderung für ein Hauptschubniveau, und die Druckgaeförderung für ein Hilfsschubniveau in einem Triebwerk zu vereinigen und beide Treibst of fkomponenten nach einer Kühlungsverdampfung im. Haupt stromverfahr en zum Antrieb der Turbopumpen heranzuziehen} dies wi*d erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß der im ersten Kühlkanal vorverdampfte Omidator eine seperate Oxidatorturbopumpe und der im zweiten Kühlkanal vorverdampfte Brennstoff eine seperate Brennstoff turbopumpe antreibt.

Neben der allgemeinen Leistungssteigerung wird erreicht, daß bei dem erfindungemäßen Triebwerk auch die Leistungsgrenze, ab der eine Vorverbrennung vor den Antriebsturbinen notwendig ist, zu höheren Werten verschoben wird. Außerdem können höhere Brennkammerdrücke ohne Vorverbrennung angewendet werden.

Ein Ausführungebeispiel eines Raketentriebwerkes gemäß der vorliegenden Erfindung wird in der Zeichnung schematisch wiedergegeben. Anhand der folgenden Aueführungen sollen beispielsweise Aufbau und Funktion des Triebwerkes im Zustand der Schwerelosigkeit erläutert werden.

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Zur Erzeugung eine» Hilfeschubes werden die von den Treibstofftanks 14 und 19 durch die Leitungen 69» 71 und 70» 72 abdampf enden Treibstoffe über die Kühlkanal« 9 und 8 den (Turbinen 67 und 68 zugeführt, welche von den hochgespannten und erhitzten Gasen einen Teil der Energie übernehmen.

Bei den Yorbeechleunigungsvorgangen sind die Drücke in den Hilfeleitungen 69 und 70 so groß, daß die Rückschlagventile 61 und 62 geöffnet sind, während die Ventile 63 und 64 in den Hauptstromförderleitungen 75 und 76 bis zum Erreichen eines bestimmten Druckes infolge der Tankdruekabaenkung in den Tanks 14 und 19 freaehlossen bleiben. Der Flüssigkeitsspiegel in den Tanks nach Erfolg der Vorbeschleunigung ist echeaatisch mit 25 und 26 bezeichnet. Der während der Freiflugphase auftretende Überdruck in den Tanks ist Jeweils Strichpunktiert angedeutet und mit 28 und 27 bezeichnet.

Bei Erreichen des bestimmten durch Tankdruckabfall sich einstellender Druckvertee schließen die Ventile 61 und 62 und öffnen die Ventile 63 und 64, so daß die Brennstoffzufuhr der kaltverflüesigten Gase von den unteren Böden der Treibstofftanks 14 und 19 mittels der Treibstoffförderpumpen 65 und 66 vor sich gehen kann, welche ihrerseits von den Turbinen 67 und 68 angetrieben werden. Die Pumpen fördern die Treibstoffe in die nicht isolierten Leitungen 77, 71 und 78, 72, über die Kühlzonen 9 und 8, in denen die kalt verflüssig-

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ten Gase infolge Wärmeübertragung über die ßattdampfgrenze erwärmt und in gasförmigen Zustand übergeführt werden, zu den Turbinen 67 und 68. Die Gase werden nach Arbeitsabgahe an den Turbinen in den Versorgungsleitungen 73 und 74- gemeinsam über die im Einblaskopf 3 angeordneten Binblasdüeen 6 und 7 dem Brennraum 1 des Triebwerkes zugeführt. Durch die Förderung reiner Flüssigkeiten aus den Treibstofffanks kann die hohe Schubleistung für das Hauptschubniveau erzeugt werden.

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Claims

f.

MASCHINiKFABRIK AUGSBURG-ITUHHBERG

Aktiengesellschaft Zweigniederlassung Hünchen

München, den 3. Oktober 1969

Patentanspruch

Raketentriebwerk welches mittels mehrerer flüssiger erlogener Treibstoffkomponenten, d.h. Treibstoffkomponenten in Form verflüssigter Gase tiefer Temperatur, beispielsweise flüssigem Sauerstoff als Oxidator und flüssigem Wasserstoff als Brennstoff betrieben wird, wobei beide zum Betrieb des Triebwerkes vorgesehenen cryogenen Treibstoffkomponenten in Abhängigkeit von der Umgebungstemperatur des Triebwerkes erwärmt und verdampft und grundsätzlich gasförmig in die Brennkammer eingeführt werden, nch der Patentanmeldung P 16 26101.1, dadurch gekennzeichnet, daß der im ersten Kühlkanal vorverdampfte Oxidator eine seperate Oxidatorturbopumpe und der im zweiten Kühlkanal vorverdaripfte Brennstoff eine seperate Brennstoffturbopumpe antreibt.

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