DE2137109A1 - Regenerativ gekuehlte raketenbrennkammer. - Google Patents

Regenerativ gekuehlte raketenbrennkammer.

Info

Publication number
DE2137109A1
DE2137109A1 DE2137109A DE2137109A DE2137109A1 DE 2137109 A1 DE2137109 A1 DE 2137109A1 DE 2137109 A DE2137109 A DE 2137109A DE 2137109 A DE2137109 A DE 2137109A DE 2137109 A1 DE2137109 A1 DE 2137109A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
webs
combustion chamber
cooling channels
thrust nozzle
slots
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
DE2137109A
Other languages
English (en)
Other versions
DE2137109B2 (de
DE2137109C3 (de
Inventor
Karl Butter
Manfred Christl
Otto Tuscher
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Defence and Space GmbH
Original Assignee
Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Messerschmitt Bolkow Blohm AG filed Critical Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Priority to DE2137109A priority Critical patent/DE2137109C3/de
Priority to GB2592572A priority patent/GB1371439A/en
Priority to US00263693A priority patent/US3832847A/en
Priority to FR7223072A priority patent/FR2147036B1/fr
Publication of DE2137109A1 publication Critical patent/DE2137109A1/de
Publication of DE2137109B2 publication Critical patent/DE2137109B2/de
Application granted granted Critical
Publication of DE2137109C3 publication Critical patent/DE2137109C3/de
Expired legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Molds, Cores, And Manufacturing Methods Thereof (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Description

Messerschmitt-Bölkow-Blohm Ottobrunn, 21. Juli 1971
Gesellschaft mit B 513 Jk/sch
beschränkter Haftung ■ 7256 München
Regenerativ gekühlte Raketenbrennkainmer
Die Erfindung bezieht sich auf eine regenerativ gekühlte Raketen brennkammer mit Schubdüse, bei welcher zwischen einem Außenmantel und einem Innenmantel mit profilfreier Innenkontur durch Stege getrennte Kühlkanäle längsveränderlichen Querschnitts vorgesehen sind»
Bei bekannten Brennkammerausführungen eingangs genannter Gattung steht dem aus der unprofilierten Innenkontur
des Innenmantels resultierenden Vorteil einer minimalen "
-2-
0 9 8 8 8/07-05
zu kühlenden Oberfläche auf der Heißgasseite der Nachteil kritischer Schubspannungszustände an den Übergangsstellen zwischen Innenmantel und Kühlkanalstegen gegenüber.
Besteht der Innenmantel der Raketenbrennkammer mit Schubdüse - wie in jüngster Zeit vorgeschlagen - aus auf einem Kreis liegenden Abschnitten und dazwischen radial nach innen sich erstreckenden Kühlkanälen halbkreisförmigen Querschnitts tritt vorgenannter Nachteil · nicht mehr in Erscheinung.
Dafür hat die Querprofilierung des Innenmantels auf der Heißgasseite eine vergleichsweise große zu kühlende Oberfläche zur negativen Folge.
Aufgabe vorliegender Erfindung ist es, eine in Aufbau und Herstellung einfache Raketenbrennkammer eingangs genannter Gattung zu entwickelnE, welche die Vorteile der bekannten Brennkammerausführungen vereinigt, deren Nachteile dagegen vermeidet.
Gelöst wird diese Aufgabe erfindungsgemäß dadurch, daß in den von Innenmantel zu Außenmantel sich erstreckenden Stegen zwischen den Kühlkanälen zur Heißgasseite hin offene Schlitze verlaufen«
Die erfindungsgemäße Raketenbrennkammer mit Schubdüse weist folgende Vorteile auf: Einmal erreicht bei ihr wegen des Fehlens von Querprofilen auf der Heißgasseite des Innenmantels dessen dem Heißgas ausgesetzte Oberfläche ein Minimum. Zum anderen können bei einer mechanischen und thermischen Belastung die Querschnittsflä-
-3-
9885/0705
_ ο
chen der Kühlkanäle frei atmen, und zwar infolge der in den Kühlkanalstegen verlaufenden, zur Heißgasseite
hin offenen Schlitze. Dadurch entfall-err die-bisher~an
den Stegübergängen zum Innenmantel aufgetretenen Schubspannungen, die rechnerisch schwer erfaßbar waren und somit einer genauen statischen Bestimmung der Brennkammer mit Schubdüse im Wege standen.
Besonders billig wird die erfindungsgemäße Brennkammer mit Schubdüse dann, wenn sowohl der Innenmantel mit den Stegen und den durch letzteren getrennten Kühlka- ä
nälen als auch der Außenmantel galvanoplastisch hergestellt werden und die zur Heißgasseite hin offenen Schlitze in den Kühlkanälen gemäß einem ausgestaltenden Erfindungsmerkmal bei der Stegbildung gleich mit entstehen· Hierzu bedarf es lediglich eines elektrisch leitenden Kerns entsprechender Gestalt, und zwar aus einem eine Kernauflösung ermöglichenden Material, beispielsweise einer mittels Natronlauge ausbeizbaren Legierung aus Aluminium, Magnesium und Kupfer.
In weiterer Ausgestaltung der Erfindung führen mindestens in den thermisch besonders hoch belasteten Brennkammer- und/oder Schubdüsenbereichen von außen "
Strömungswege zum Grunde der Schlitze in den Kühlkanalstegen. Sie dienen der Zufuhr eines Kühlmediums, das an den Schlitzwänden Schleier bildet (Schleierkühlung) .
Die Erfindung wird anhand der in den Zeichnungen schematisch dargestellten Ausführungsbeispiele näher erläutert. Es zeigen:
209 885/0705
Fig. 1 eine regenerativ gekühlte Raketenbrennkarnmer mit Schubdüse und
Pigο 2 einen bei deren Herstellung verwendeten Galvanisierkern.
Wie bereits erwähnt, zeigt Fig« 1 eine Ausführungsform der erfindungsgemäßen Raketenbrennkammer mit Schubdüse, und zwar in perspektivischer Darstellungsweise. Aufgebaut ist sie. (1) im wesentlichen aus einem Innenmantel 2j einem Außenmantel 3 und Stegen 4, die sich in radialer Richtung von Innen- zu Außenmantel erstrecken. Die Stege 4 bilden die seitlichen Begrenzungen von längsverlaufenden Kühlkanälen 5 mit über die Kanallänge veränderlichen Querschnittene In ihnen (4) verlaufen ebenfalls in Längsrichtung - zur Heißgasseite 6 hin offene Schlitze 7, Zum Grund dieser Schlitze 7 können - wie an einer Stelle angedeutet - Strömungswege 9 für der Schleierkühlung dienende Medien führen. Bei starken thermischen Belastungen empfiehlt es sich, solche Strömungswege 9 raindestens im Bereich des Schubdüsenhalses vorzusehen=
Hergestellt wurde die beispielsweise aus Kupfer oder Nickel bestehende Raketenbrennkammer mit Schubdüse 1 auf galvanoplastischem Wege, und zwar unter Zuhilfenahme eines in Fig ο 2 ira Querschnitt zu sehenden Kerns 10. Auf diesem Erhöhungen 11 und Vertiefungen 12 aufweisenden Galvanisierkern 10 werden als erstes in einem einzigen Arbeitsgang der Innenrnantel 2 und die Stege 4 mit den Kühlkanälen 5 und den Schlitzen 7 angefertigt. Nach dem Überdrehen der freien Stegstirnflächen und dem Auswachsen der Kühlkanäle 5 wird sodann der Außenmantel 3
-5-
209885/0705
aufgalvanisiert. Es folgt - im Bereich der Kühlkanalenden - das Bohren von Ein- und Auslauflöchern, durch welche das in einem weiteren Arbeitsgang erhitzte Wachs aus den Kühlkanälen, entweichen kann« Schließlich wird der Galvanisierkern, der beispielsweise aus Aluminium oder einer Aluminium-Magnesium-Kupfer-Legierung besteht bis auf wenige Millimeter Wandstärke durch spanabhebende Verformung ausgehöhlt und der hohle Kernrest mit Natronlauge ausgebeizt»
Patentansprüche:
-6-
209885/0705

Claims (3)

  1. Messerschmitt-Bölkow-Blohm Ottobrunn, 21. Juli 1971
    Gesellschaft mit B 513 Jk/sch
    beschränkter Haftung 7256 München
    P at en t an s ρ rü ch e
    [ 1.)Regenerativ gekühlte Raketenbrermkammer mit Schubdüse, bei v/elcher zwischen einem Außenmantel und einem Innenmantel mit profilfreier Innenkontur durch Stege getrennte Kühlkanäle längsveränderlichen Querschnitts vorgesehen sind, dadurch gekennzeichnet daß in den von Innenmantel (2) zu Außenmancel (3) sich erstreckenden Stegen (4) zwischen den Kühlkanälen (5) zur Heißgasseite (6) hin offene Schlitze (7) verlaufen»
  2. 2. Raketenbrermkammer mit Schubdüse nach Anspruch 1, bei welcher der Innenmantel mit den Stegen und den durch letztere getrennten Kühlkanälen in einem Schritt und der die Kühlkanäle nach außen abdeckende Außenmantel in einem weiteren Schritt galvanoplastisch hergestellt sind, dadurch gekennzeichnet , daß die zur Heißgasseite (6) hin offenen Schlitze (7) in den Kühlkanalstegen (4) bei der Bildung der letzteren mit entstehen·
  3. 3. Raketenbrennkammer mit Schubdüse nach Anspruch 1 oder 2j dadurch gekennzeichnet , daß mindestens in den thermisch besonders hoch belasteten Brennkammer- und/oder Schubdüsenbereichen von außen Strömungswege (9) für zur Schleierkühlung geeignete Medien zum Grunde der Schlitze (7) in den Kühlkanalstegen (4) führen.
    203 8 35/0705
DE2137109A 1971-07-24 1971-07-24 Herstellung einer regenerativ gekühlten Raketenbrennkammer Expired DE2137109C3 (de)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE2137109A DE2137109C3 (de) 1971-07-24 1971-07-24 Herstellung einer regenerativ gekühlten Raketenbrennkammer
GB2592572A GB1371439A (en) 1971-07-24 1972-06-02 Rocket combustion chamber and thrust nozzle assembly
US00263693A US3832847A (en) 1971-07-24 1972-06-16 Regeneratively cooled rocket combustion chamber with slots between cooling channels
FR7223072A FR2147036B1 (de) 1971-07-24 1972-06-26

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE2137109A DE2137109C3 (de) 1971-07-24 1971-07-24 Herstellung einer regenerativ gekühlten Raketenbrennkammer

Publications (3)

Publication Number Publication Date
DE2137109A1 true DE2137109A1 (de) 1973-02-01
DE2137109B2 DE2137109B2 (de) 1979-09-06
DE2137109C3 DE2137109C3 (de) 1980-04-30

Family

ID=5814720

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE2137109A Expired DE2137109C3 (de) 1971-07-24 1971-07-24 Herstellung einer regenerativ gekühlten Raketenbrennkammer

Country Status (4)

Country Link
US (1) US3832847A (de)
DE (1) DE2137109C3 (de)
FR (1) FR2147036B1 (de)
GB (1) GB1371439A (de)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2700583A1 (fr) * 1993-01-16 1994-07-22 Deutsche Aerospace Procédé de fabrication d'une paroi refroidie par fluide formée de petits tubes assemblés.

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4199937A (en) * 1975-03-19 1980-04-29 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Heat exchanger and method of making
DE2657474A1 (de) * 1976-12-18 1978-06-22 Messerschmitt Boelkow Blohm Verfahren zum herstellen von regenerativ gekuehlten raketenbrennkammern und/oder schubduesen
DE4321393C2 (de) * 1993-06-26 1996-08-22 Daimler Benz Aerospace Ag Wandstruktur, insbesondere für ein Staustrahltriebwerk
US5832719A (en) * 1995-12-18 1998-11-10 United Technologies Corporation Rocket thrust chamber
DE19602731C1 (de) * 1996-01-26 1997-07-10 Daimler Benz Aerospace Ag Wandstruktur für treibstoffgekühlte Triebwerkswände
DE19901422C2 (de) * 1999-01-18 2000-11-16 Daimler Chrysler Ag Brennkammer-Kühlstruktur für ein Raketentriebwerk
DE10054333B4 (de) * 2000-11-02 2006-11-30 Eads Space Transportation Gmbh Brennkammer mit erhöhtem Wärmeeintrag in eine Kühleinrichtung
US7493691B2 (en) * 2004-05-20 2009-02-24 Honeywell International Inc. Co-molding metallic-lined phenolic components
WO2008069705A1 (en) * 2006-12-06 2008-06-12 Volvo Aero Corporation A liner for a turbine section, a turbine section, a gas turbine engine and an aeroplane provided therewith
DE102016212314B4 (de) * 2016-07-06 2022-05-12 Arianegroup Gmbh Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer
EP3945245B1 (de) * 2020-07-27 2024-02-07 Ansaldo Energia Switzerland AG Heissgaspfadkomponente für eine gasturbine mit eingebautem wärmetauscher
DE102020133967A1 (de) * 2020-12-17 2022-06-23 Arianegroup Gmbh Brennkammer, Verfahren zur Herstellung einer Brennkammer und Triebwerk
CN113389659B (zh) * 2021-07-27 2022-10-25 中国人民解放军国防科技大学 一种低热沉的高温燃气通道设计方法

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1019176A (fr) * 1950-06-01 1953-01-19 Soc Et Propulsion Par Reaction Propulseur à poussée variable
US2844939A (en) * 1954-10-04 1958-07-29 Gen Electric Tube-bundle combustion chamber
US3066702A (en) * 1959-05-28 1962-12-04 United Aircraft Corp Cooled nozzle structure
US3353359A (en) * 1966-01-26 1967-11-21 James E Webb Multislot film cooled pyrolytic graphite rocket nozzle
DE1264160B (de) * 1966-12-15 1968-03-21 Boelkow Gmbh Fluessigkeitsgekuehlte Bauteile, wie Raketenbrennkammern, und Verfahren zu deren Herstellung
GB1220223A (en) * 1967-01-16 1971-01-20 Messerschmitt Boelkow Blohm A liquid cooled rocket combustion chamber with thrust nozzle
US3605412A (en) * 1968-07-09 1971-09-20 Bolkow Gmbh Fluid cooled thrust nozzle for a rocket

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2700583A1 (fr) * 1993-01-16 1994-07-22 Deutsche Aerospace Procédé de fabrication d'une paroi refroidie par fluide formée de petits tubes assemblés.

Also Published As

Publication number Publication date
DE2137109B2 (de) 1979-09-06
GB1371439A (en) 1974-10-23
FR2147036A1 (de) 1973-03-09
DE2137109C3 (de) 1980-04-30
FR2147036B1 (de) 1976-08-06
US3832847A (en) 1974-09-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE2657474A1 (de) Verfahren zum herstellen von regenerativ gekuehlten raketenbrennkammern und/oder schubduesen
DE2137109A1 (de) Regenerativ gekuehlte raketenbrennkammer.
DE2555049C2 (de) Gekühlte Turbinenschaufel
DE2031917C3 (de) Gasgekühlte Schaufel einer Strömungsmaschine
DE3211139C1 (de) Axialturbinenschaufel,insbesondere Axialturbinenlaufschaufel fuer Gasturbinentriebwerke
DE3401057C2 (de)
DE1601550B2 (de) Kuehlbare wand mit porositaet, insbesondere fuer schaufeln oder leitflaechen in einer gasturbine
DE60225902T2 (de) Partikelfilter zum reinigen der abgase von verbrennungsmotoren
DE2938159A1 (de) Keramik-waermeaustauscher und verfahren zu dessen herstellung
DE1265495B (de) Hohle Stator- oder Rotorschaufel
EP1188500A1 (de) Vorrichtung und Verfahren zur Herstellung einer Schaufel für eine Turbine sowie entsprechend hergestellte Schaufel
DE19915082C1 (de) Verfahren zur Herstellung einer gekühlten Düse für ein Raketentriebwerk
DE4102358C2 (de) Im Druckgußverfahren herzustellendes Formteil, Verfahren zur Herstellung des Formteils sowie Hohlkörper zur Einlage in das Formteil
DE2015024B2 (de) Verfahren zur herstellung von regenerativ gekuehlten brenn kammern und oder schubduesen
DE3320557C2 (de) Verfahren zur Herstellung der Kühlwand einer Raketenbrennkammer und Verwendung derselben
DE2406976A1 (de) Verfahren zur herstellung von brennkammern und/oder schubduesen fuer fluessigkeitsraketentriebwerke
DE2502631A1 (de) Gehaeuse fuer ein gekuehltes einteiliges ventil in brennkraftmaschinen
DE2832830A1 (de) Honigwabenaufbau fuer gasturbinentriebwerke
DE1433914A1 (de) Verfahren zur Herstellung eines aus einem Aluminiumgusskoerper bestehenden Trochoidzylindergehaeuses fuer Rotationskolbenmaschinen
DE2230719C3 (de) Kühlwasserschlauch für Kraftfahrzeuge und Verfahren zu seiner Herstellung
DE1296746B (de) Stranggiesskokille
DE102017213529A1 (de) Form zur Ausbildung einer Wabenstruktur
DE2204560A1 (de) Verfahren zum herstellen eines gehaeusemantels fuer eine rotationskolben-brennkraftmaschine
DE1576407B2 (de) Verfahren zum vergroessern des waermeueberganges und zum vermeiden von passungsrost bei zylinderlaufbuchsen von brennkraftmaschinen und zylinderlaufbuchse zur durchfuehrung des verfahrens
EP1245792A1 (de) Gekühlter Mantelring für eine Turbine und Verfahren zur Herstellung eines Mantelrings

Legal Events

Date Code Title Description
OD Request for examination
C3 Grant after two publication steps (3rd publication)
8339 Ceased/non-payment of the annual fee