DE2144818A1

DE2144818A1 - Mit steuerduesen bzw. steuerduesengruppen ausgestattetes fluessigkeitsraketentriebwerk der sog. hauptstrombauart

Info

Publication number: DE2144818A1
Application number: DE19712144818
Authority: DE
Inventors: Guenther Dr Schmidt
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1971-09-08
Filing date: 1971-09-08
Publication date: 1973-03-15
Also published as: FR2152647A1; FR2152647B1

Description

2U4818

Messerschmitt-Bölkow-Blohm Ottobrunn, 30. August 1971

Gesellschaft mit B 513 Jk/sch

beschränkter Haftung 7280
München

Mit Steuerdüsen bzw. Steuerdüsengruppen ausgestattetes Flüssigkeitsraketentriebwerk der sog. Hauptstrombauart

Die Erfindung betrifft ein Flüssigkeitsraketentriebwerk der sogenannten Hauptstrombauart, bei welchem in einer Vorbrennkammer erzeugte oxydator- bzw. brennstoffreiche Reaktionsgase nach Expansion in einer Turbine zur weiteren Reaktion mit Brennstoff bzw. Oxydator in eine Hauptbrennkammer eingespeist werden, mit Steuerdüsen bzw. Steuerdüsengruppen zum Erzeugen von Steuermomenten um mindestens eine der drei Hauptachsen.

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Bei raketengetriebenen Flugkörpern wird vielfach von einer Steuerbewegungen ermöglichenden, schwenkbaren Aufhängung des Vortrieb erzeugenden Haupttriebwerks abgesehen, und zwar wegen

a) des großen konstruktiven Mehraufwands,

b) dem Erfordernis starker und dementsprechend schwerer Stellmotoren und

c) der bei den extremen Betriebsbedingungen gegebenen großen Gefahr eines Festfressens beweglicher Teile.

Stattdessen wird dem Flugkörper ein mehrere Düsen- bzw. Düsengruppen unterschiedlicher Schubrichtung aufweisendes Steuertriebwerkssystem mit vom Haupttriebwerk getrennter TreibstoffVersorgung zugeordnet. Um das aus vorgenannter Trennung der Treibstoffversorgung resultierende Mehrgewicht zu vermeiden, ist für Flüssigkeitsraketentriebwerke der sogenannten Hauptstrombauart jüngst der Vorschlag gemacht worden, die Steuerdüsen bzw. Steuerdüsengruppen mit aus dem Raketenprozeß abgezweigtem Turbinenabgas zu versorgen. Letzteres gefährdet allerdings aufgrund seiner hohen Temperaturen die im Aufbau äußerst komplizierten Schaltventile stromaufwärts der Steuerdüsen bzw. Steuerdüsengruppen sowie die in den Verbindungsleitungen gegebenenfalls vorhandene^, beweglichen Leitungsabschnitte·

Aufgabe der Erfindung ist es, ein Flüssigkeitsraketentriebwerk eingangs genannter Gattung mit einem gewichts- und raumsparenden Steuertriebwerkssystem hoher Zuverlässigkeit zu entwickeln.

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Gelöst wird diese Aufgabe erfindungsgemäß dadurch, daß die Steuerdüsen bzw. Steuerdüsengruppen von Druckgas aus der Vorbrennkammer beaufschlagt werden.

Beim erfindungsgemäßen Flüssigkeitsraketentriebwerk kommen einmal unerwünschte Gewichtszunahmen, wie sie aus einer vom Haupttriebwerk getrennten Treibstoffversorgung des Steuertriebwerkssystems resultieren, in Fortfall. Da die Vorbrennkammer - wie bereits erwähnt mit Oxydator- bzw. Brennstoffüberschuß gefahren wird, sind außerdem die Temperaturen des ihr entnommenen Gases wesentlich niedriger als die Gastemperaturen stromabwärts der Turbine in der Hauptbrennkammer. Dies trifft vor allem dann zu, wenn gemäß einem ausgestaltenden Erfindungsmerkmal die Entnahmestellen für das Druckgas im vorderen Endbereich der Vorbrennkammer liegen. Die positive Folge davon ist, daß temperaturempfindliche, bewegliche Teile in den zu den Steuerdüsen bzw. Steuerdüsengruppen führenden Leitungen sowie die Schaltventile vor thermischen Überbelastungen verschont bleiben.

Die Erfindung wird anhand des in der Zeichnung schematisch dargestellten Ausführungsbeispiels nachfolgend näher erläutert.

Die einzige Figur zeigt das hintere Ende eines raketengetriebenen Flugkörpers 1 mit teils längsgeschnittenem (2a), teils abgewickeltem (2b) Mantel. Als Antrieb dient ein Flüssigkeitsraketentriebwerk 3 der- sogenannten Hauptstrombauart. Letzteres besteht im wesentlichen aus einer Vorbrennkammer 4, einer Hauptbrennkammer 5, einer zwischen beiden Brennkammern 4 und 5 befindlichen Hilfsturbine 6 sowie aus einer der Hauptbrennkammer 5 nachgeschalteten Schubdüse 7. In Strömungsrichtung

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gesehen befindet sich vor der Hilfsturbine 6 ein Vorleitgitter 8 und hinter der Hilfsturbine 6 ein Verzögerungsnachlei tgitter 9. Die Hilfsturbine 6 treibt über eine Welle 10 zwei Pumpen 11 und 12 an, die je eine Treibstoff komponente aus entsprechenden Vorratsbehälter 13, 14 fördern. Die eine Treibstoffkomponente, beispielsweise flüssiger Wasserstoff, wird zu Kühlzwecken zunächst durch die Wandung der Schubdüse 7 und Hauptbrennkammer 5 geleitet, bevor sie.über eine Leitung 15 vollständig in die Vorbrennkammer 4 eingespeist wird. Darin reagiert sie mit einem über eine Leitung 16 zugeführten Teil der anderen Treibstoffkpmponente, beispielsweise flüssigem Sauerstoff, unter Bildung von brennstoffreichen Treibgasen. Der Rest der letztgenannten Treibstoffkomponente gelangt über eine Leitung 17 in das Verzögerungsnachleitgitter 9, wo er den in der Hilfsturbine 6 entspannten, brennstoffreichen Treibgasen beigemischt wird·

Der Figur ist ferner zu entnehmen, daß der Vorbrennkammer 4 im vorderen Kammerbereich an vier gleichmäßig über den Kammerumfang verteilten Stellen, von denen lediglich zwei (18b, 18d) zu sehen sind, zu Steuerzwecken geringe Mengen des beispielsweise brennstoffreichen Treibgases entnommen werden_o Zugeführt werden die entnommenen Treibgasteilmengen vier Steuerdüsengruppen 19 bis 22, die - wie die Mantelabwicklung 2b zeigt - in gleichmäßigen Abständen voneinander außen am Flugkörpermantel angebracht sind. Die Steuerdüsengruppen 19 bis 22 weisen jeweils drei Steuerdüsen 19a bis c, 20a bis c, 21a bis c und 22a bis c auf, nämlich

eine erste (19a, 20a, 21a, 22a) mit dem Hauptschub gleichgerichteter Steuerschubrichtung,

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eine zweite (19b, 20b, 21b, 22b) mit tangentialer Steuerschubrichtung im Uhrzeigersinn und

eine dritte (19c, 20c, 21c, 22c) mit tangentialer Schubrichtung im Gegenzeigersinn·

Die wechselweise Beaufschlagung dieser Steuerdüsen 19a bis c, 20a bis c, 21a bis c und 22a bis c wird durch Ventile 23 bis 26 oder dergleichen Absperrorgane geregelt.

Patentansprüche:

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Claims

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Messerschmitt-Bölkow-Blohm Ottobrunn, 30. August 1971

Gesellschaft mit B 513 Jk/sch

beschränkter Haftung 7280 M ü nc hen

Patentansprüche

f 1.,/Flüssigkeitsraketentriebwerk der sogenannten Hauptstrombauart, bei welchem in einer Vorbrennkammer erzeugte Oxydator- bzw. brennstoffreiche Reaktionsgase nach Expansion in einer Turbine zur weiteren Reaktion mit Brennstoff bzw. Oxydator in eine Hauptbrennkammer eingespeist werden, mit Steuerdüsen bzw. Steuerdüsengruppen zum Erzeugen von Steuermomenten um mindestens eine der drei Hauptachsen, dadurch gekennzeichnet , daß die Steuerdüsen (19a bis c, 20a bis c, 21a bis c, 22a bis c) bzw. Steuerdüsengruppen (19, 20, 21, 22) von Druckgas aus der Vor brennkammer (4^J) beaufschlagt werden.
2. Raketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß das Druckgas für die Steuerdüsen(19a bis c, 20a bis c, 21a bis c, 22a bis c) bzw. Steuerdüsengruppen (19, 20, 21, 22) aus dem vorderen Bereich der Vorbrennkammer (4) entnommen wird.

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