DE2057326C3 - Flüssigkeits-Raketentriebwerk - Google Patents

Description

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Die Erfindung bezieht sich auf ein Flüssigkeits-Raketentriebwerk mit getrennten, jeweils aus einer Brennkammer und Schubdüse bestehenden Längs- und Querschubtriebwerken, die an ein gemeinsames Treib- ⁴ⁱ stoffsyslem angeschlossen und durch Treibstoffventile unabhängig voneinander einschaltbar sind.

Bei einem bekannten Raketenantrieb (DE-OS 53 868) mit voneinander unabhängiger Längs- und Querschuberzeugung werden die beiden Flüssigtreib- ^M Stoffkomponenten dem aus Brennkammer und Schubdüse bestehenden Längsschubtriebwerk mit Hilfe einer Druckgasförderung zugefiihri, während zur Querschuberzeugung kleine Druckmittelejektoren vorgesehen sind, die mit der einen Flüssigtreibstoffkomponente ">"> oder Druckgas aus dem Druckgassystem gespeist werden. Neben dem hohen Bau- und insbesondere Gewichtsaufwand für das gesonderte Druckgassy.stem ist bei diesem bekannten Antrieb vor allem nachteilig, daß der bei der Querschubsteuerung erzielte spezifische ^h0 Impuls, bezogen auf den Treibmitlelvcrbrauchi gering ist.

F.in weiterer bekannter Antrieb mit einem aus Brennkammer und Schubdüse bestehenden l.iingsschubtriebwerk und von diesem unabhängig einschult- ^h> biiren Druckgas- b/w. -d;:impfdüscn /ur Querschiiner-/eugung enthält in ebenfalls aufwendiger, gewichtsiiui llig nachteiliger Weise drei verschiedene Tmbiiutielsy sterne, nämlich ein Turbopumpensystem zur Treibstoffförderung in die Brennkammer des Längsschubtriebwerks, ein Druckdampfsystem, das nur bei eingeschaltetem Längsschubtriebwerk arbeitet und dann die Turbopumpen und die Querschubdüsen mit Druckmittel versorgt, und schließlich ein Druckgassystem zum Betrieb der Querschubdüsen bei abgeschaltetem Längsschubtriebwerk (US-PS 29 68 454).

Demgegenüber sind bei dem Raketentriebwerk der eingangs erwähnten Art sowohl für den Längs- als auch für den Querschub jeweils aus Brennkammer und Schubdüse bestehende Einzeltriebwerke vorgesehen, die an ein gemeinsames Treibstoffsystem angeschlossen und unabhängig voneinander einschaltbar sind. Diese bekannte Triebwerkskombination arbeitet also mit einer impulsmäßig günstigen Treibstoffreaktion auch bei der Querschuberzeugung und einem einfachen Treibstoffsystem für die getrennt steuerbaren Längsund Querschubtriebwerke. Um jedoch dort die voneinander unabhängige Treibstoffeinspeisung in die Längsund Querschubtriebwerke sicherzustellen, ist wiederum ein gesondertes Druckgassystem erforderlich, das die einzelnen Treibstofftanks mit einem dem Einspritzdruck entsprechenden Gasdruck beaufschlagt. Diese müssen daher als hochfeste Druckbehälter großer Wandstärke ausgebildet sein, was bei Raketentriebwerken, wo es entscheidend auf ein. geringes Baugewicht ankommt, ein gravierender Nachteil ist.

Demgegenüber soll nach der Aufgabe der Erfindung ein Raketentriebwerk mit einem Flüssigtreibstoffsystem geschaffen werden, das beim wahlweisen oder gleichzeitigen Betrieb der einzelnen Längs- bzw. Querschubtriebwerke eine zwangsweise Treibstoffeinspritzung in die entsprechenden Triebwerksbrennkammern aus gemeinsamen Treibstofftanks sicherstellt und zugleich eine einfache und vor allem gewichtsmäßig leichte Bauweise ermöglicht.

Zur Lösung dieser Aufgabe ist das Raketentriebwerk der beanspruchten Art erfindungsgemäß dadurch gekennzeichnet, daß den Langs- und den Querschubtriebwerken ein gemeinsames Turbopumpenaggregat zur Treibstofförderung mit einem beim Betrieb der Längs- und/oder der Querschubtriebwerke mit Flüssigtreibstoff aus dem Treibstoffsystem gespeisten Heißgaserzeuger zum Turbinenantrieb zugeordnet ist.

Bei dem erfindungsgemäßen Raketenantrieb ist somit für die gesamte Treibstofförderung zu sämtlichen Längs- und Querschubtriebwerken ein einzelnes, diesen gemeinsam zugeordnetes Turbopumpenaggregat vorgesehen, das nicht nur beim Längsschub, sondern auch bei abgeschaltetem Längsschubtriebwerk und ausschließlicher Querschuberzeugung wirksam ist und bei dem das zum Turbinenantrieb benötigte Treibgas durch Verbrennung der gleichen Treibsioffkomponenten gewonnen wird, die auch für den Reaktionsprozeß in den Längs- und/oder Querschubbrennkammern verwendet werden. Somit ist zusätzlich zu den Flüssigtreibsloffkomponenten kein weiteres Druckmittclsystem für die Treibstofförderung oder die Querschuberzeugung erforderlich, und die Treibstofftanks sind im wesentlichen drufklos und ebenso wie das Treibstoffördersystem. das nur aus einem ein/einen Turbopumpenaggregat einschließlich eines einzigen Heißgaserzeugers für sämtliche fjnzcltriebwerke besieht, von konstruktiv äußerst einfacher Weise. Daher ist der apparative und vor allem auch der Cicwichlsaufwand für die voneinander unabhängige Längs und Qiicrschuber/eiigiiMg nach der I rfindung wesentlich geringer als bei den

vergleichbaren bekannten Antrieben.

Im Hinblick auf einen entsprechend dem jeweiligen Gesamtschub des Raketentriebwerks veränderlichen Treibstoffverbrauch des Gaserzeugers ist die Treibstoffzufuhr zum Gaserzeugers zweckmäßigerweise entsprechend dem Treibstoffbedarf der jeweils eingeschalteten Längs- bzw. Querschubtriebwerke durch Regelventile steuerbar. Vorzugsweise sind ferner die im Turbopumpenaggregat entspannten Reaktionsgase des Heißgaserzeugers bei ausschließlicher Querschuberzeugung über das Längsschubtriebwerk abführbar, so daß die im Gaserzeuger gebildeten Reaktionsgase nicht unmittelbar, sondern über das bei ausschließlicher Querschuberzeugung abgeschaltete Längsschubtriebwerk abgeblasen werden und dadurch das Wiederzünden des Längsschubtriebwerks erleichtern. Weiterhin ist der Heißgaserzeuger zweckmäßigerweise als Vorbrennkammer des Längsschubtriebwerks ausgebildet, so daß dieses gemeinsam mit dem Heißgaserzeuger ein Hauptstromtriebwerk darstellt und die den im Gaserzeuger gebildeten Reaktionsgasen nach Durchströmen des Turbopumpenaggregats noch innewohnende Restenergie bei eingeschaltetem Längsschubtriebwerk zur Schuberzeugung beiträgt. In diesem Fall empfiehlt es sich, die Vorbrennkammer mit Brennstoffüberschuß zu betreiben und die restliche Oxydatormenge bei eingeschaltetem Längsschubtriebwerk in dessen Hauptbrennkammer einzuspeisen, so daß der gesamte Brennstoffbedarf und ein Teil der vom Längsschubtriebwerk benötigten Oxydatormenge in der Vorbrennkam- Jo mer brennstoffreich und dabei Treibgase verhältnismäßig niedriger Temperatur erzeugend vorverbrannt und anschließend im Turbopumpenaggregat teilentspannt werden können, wodurch der spezifische Impuls, bezogen auf die mitgeführte Gesamttreibstoffmenge, wesentlich verbessert wird.

Die Erfindung wird nunmehr anhand eines Ausführungsbeispiels in Verbindung mit der Zeichnung näher beschrieben. Diese zeigt in schematischer Darstellung ein Raketentriebwerk mit Turbopumpenförderung nach ■*" der Erfindung. Aus einem Brennstoffbehälter 13 und einem Oxydatorbehälter 14 werden die Treibstoffkomponenten über Leitungen 15 bzw. 16 einer brennstoffpumpe 17 bzw. einer Oxydatorpumpe 18 zugeführt. Ausgangsseitig ist die Brennstoffpumpe 17 über eine « Brennstoffleitung 19 mit durch Regelventile 20a und 20b eingangsseitig schließbaren Querschubtriebwerken 21a und 2ib sowie über eine mittels eines Regelventils 22 zusteuerbare Brennstoffleitung 23, den Kühlmantel 24 des Längsschubtriebwerks 25 und schließlich über eine weitere Brennstoffleitung 26 mit einem Gaserzeuger 27 verbunden. In diesen wird gleichzeitig von der Oxydatorpumpe 18 über eine Zweigleitung 28 einer Oxydatorleitung 29, die über die Regelventile 20a und 20b zu den Querschubtriebwerken 21a und 21b führt, Oxydator über ein vorgeschaltetes Regelventil 30 eingespeist Im Gaserzeuger 27 entsteht Heißgas mit Brennstoffüberschuß, das über eine die Pumpen 17, 18 auf gemeinsamer Welle antreibende Turbine 31 geleitet und von dort über eine Leitung 34 dem Längsschubtriebwerk 25 zugeführt wird. Die restliche Oxydatormenge wird auf einem anderen Wege, nämlich über eine weitere, an die Pumpe 18 angeschlossene Oxydatorleitung 32 und ein Regelventil 33 dem Längsschubtriebwerk 25 zugeführt.

Bei ausschließlichem Längsschub sind die Regelventile 30, 22 und 33 geöffnet, die RegCidoppelventile 20a und 20b dagegen geschlossen. Bei ausschließlicher Querschuberzeugung sind die Regeldoppelventile des jeweils zur Querschuberzeugung benötigten Querschubtriebwerks 21a und/oder 216 geöffnet, das Regelventil 33 ist geschlossen und die beiden Regelventile 30 und 22 sind dem Treibstoffbedarf des Gaserzeugers 27 entsprechend geöffnet. Vom Gaserzeuger 27 gelangt das Heißgas über die Turbine 31 und die Leitung 34 in die Hauptbrennkammer des Längsschubtriebwerks 25, aus dem es ohne Oxydatorzumischung ins Freie abgeführt wird.

Werden das Längsschubtriebwerk 25 und ein oder mehrere Querschubtriebwerke 21a, 21b gleichzeitig benutzt, so werden die beschriebenen Regelventile je nach der geforderten Schubkraft geschaltet. Zusätzlich zu den beiden, entgegengesetzt wirkenden Querschubtriebwerken 21a 216 können natürlich auch weitere Querschubtriebwerkspaare vorgesehen sein, z. b. zwei entgegengesetzt gerichtete, gegenüber den Querschubtriebwerken 21a, 21 b um 90° versetzte Triebwerke mit zugeordneten Doppelventilen, um durch entsprechende Betätigung und evtl. Querschnittsregulierung der einzelnen Doppelregelventile eine vektoriell veränderliche Querschubsteuerung zu ermöglichen

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims (5)

Patentansprüche:

1. Flüssigkeits-Raketentriebwerk mit getrennten, jeweils aus einer Brennkammer und Schubdüse bestehenden Längs- und Querschubtriebwerken, die an ein gemeinsames Treibstoffsystem angeschlossen und durch Treibstoffventile unabhängig voneinander einschaltbar sind, dadurch gekennzeichnet, daß den Längs- und den Querschubtriebwerken (25,21a,2ib)emgemeinsamesTurbopumpenaggregat (17,18,31) zur Treibstofförderung mit einem beim Betrieb der Längs und/oder der Querschubtriebwerke mit Flüssigtreibstoff aus dem Treibstoffsystem (13,14) gespeisten HeiQgaserzeuger (27) zum Turbinenantrieb zugeordnet ist ''

2. Raketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Treibstoffzufuhr zum Gaserzeuger (27) entsprechend dem Treibstoffbedarf der jeweils eingeschalteten Längs- bzw. Querschubtriebwerke (25 bzw. 21a, 2\b) durch Regelventil (22,30) steuerbar ist.

3. Raketentriebwerk nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die im Turbopumpenaggregat (17,18,31) entspannten Reaktionsgase des Heißgaserzeugers (27) bei ausschließlicher Längsschuberzeugung über das Längsschubtriebwerk (25) abführbar sind.

4. Raketentriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Heißgaserzeuger (27) als Vorbrennkammer des M Längsschubtriebwerks (25) ausgebildet ist.

5. Raketentriebwerk nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß Ae Vor^!.-7ennkammer (27) mit Brennstoffüberschuß betrieben und die restliche Oxydatormenge bei eingesclv'ietem Längsschub- J⁵ triebwerk (25) in dessen Hauptbrennkammer eingespeist wird.