DE2155786A1 - Startverfahren fuer ein fluessigkeitsraketentriebwerk - Google Patents

Startverfahren fuer ein fluessigkeitsraketentriebwerk

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DE2155786A1
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Guenther Dr Schmidt
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Description

Messerschmitt-Bölkow-Blohm Ottobrunn, 14. Okt. 1971
Gesellschaft mit B 513 Jk/sch
beschränkter Haftung 7305 München
Startverfahren für ein Flüssigkeitsraketentriebwerk
Die Erfindung betrifft ein Startverfahren für ein Flüssigkeitsraketentriebwerk der sogenannten Hauptstrombauart mit mindestens einer Vorbrennkammer, einer Hauptbrennkammer, einer im Strömungsweg zwischen beiden Brennkammern liegenden Turbine und turbinengetriebenen Brennstoff- und Oxydatorpumpen unterschiedlichen Förderdrucks, wie sie insbesondere bei einer regenerativen
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Triebwerkskühlung Verwendung finden, sowie eine Einrichtung zur Durchführung dieses Verfahrens.
Bei Flüssigkeitsraketentriebwerken der sogenannten Hauptstrombauart wird bekanntlich während des Vollastbetriebs in der bzw· den Vorbrennkammern ein oxydator- oder brennstoffreiches Treibgas erzeugt· Das oxydator- oder brennstoffreiche Treibgas wird sodann in einer oder mehreren, für den Antrieb der Treibstoffpumpen verantwortlichen Turbinen entspannt. Im Anschluß an diese arbeitsleistende Entspannung wird es in die Hauptbrennkammer eingespeist, wo es mit direkt eingespritztem Brennstoff bzw. Oxydator weiterreagiert·
Das Anfahren solch eines Flüssigkeitsraketentriebwerks gestaltet sich - wie im folgenden gezeigt wird - bis heute noch äußerst problematisch»
Eine Zündung der Vorbrennkammer bzw· -kammern vor der Hauptbrennkammer führt beispielsweise wegen des fehlenden Gegendrucks zu einer starken Beschleunigung der Turbine bzw· Turbinen· Bei nicht rechtzeitigem Einsatz der Hauptbrennkammer birgt dies die Gefahr einer Überschreitung der von der Festigkeit her vorgegebenen Höchstdrehzahl des Turbinen-Pumpen-Aggregats in sich·
Um diese Gefahr auszuschließen, wird bei Verwendung kryogener Raketentreibstoffe und bei regenerativer Triebwerkskühlung durch eine der kryogenen,Treibstoffkomponenten, beispielsweise flüssigem Sauerstoff, der Startvorgang mit der Zündung und Inbetriebnahme der Hauptbrennkammer eingeleitet· Erst nach erfolgter Rückmeldung über den Betriebsdruck in der Hauptbrennkammer
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wird die Vorbrennkammer bzw. werden die Vorbrennkammern zugeschaltet· Die erforderliche Energie zur Startbeschleunigung des Turbinen-Pumpen-Aggregats wird im vorliegenden Fall aus der Wärmekapazität der Hauptbrennkammer gegenüber der ihre Kühlkanäle durchströmenden kryogenen Treibstoffkomponente, beispielsweise Flüssigsauerstoff, gedeckt· Die aufgrund dieser Wärmekapazität in den BrennkammerkühIkanalen anfallenden Treibstoffdämpfe sorgen nämlich unter der Voraussetzung eines einige Atmosphären betragenden Drucks im entsprechenden Treibstoffbehälter für ein allerdings träges Anlaufen des Turbinen-Pumpen-Aggregats.
Bei einer Verwendung lagerfähiger Flüssigtreibstoffe kommt das vorbeschriebene Startverfahren nicht in Betrachte Der Grund hierfür ist die bei Raumtemperatur praktisch fehlende Wärmekapazität der Brennkammer gegenüber Treibstoffen des in Rede stehenden Typsο Infolgedessen bleibt eine Dampfbildung in den von einer solchen Treibstoffkomponente, wie Stickstofftetroxid (NpO.), durchströmten Brennkammerkühlkanälen aus, solange letztere nicht vorgewärmt werdeno
Bei einem bekannten Startverfahren für ein mit Stickstofftetroxid und unsymmetrischem Dimethylhydrazin betriebenes Flüssigkeitsraketentriebwerk der Hauptstrombauart werden die Brennkammerkühlkanäle durch unmittelbare Aufheizung der Hauptbrennkammer vorgewärmt· Zu diesem Zweck wird in letzterer durch Einspeisung entsprechender Treibstoffmengen bei leeren Kühlkanälen ein oxydatorreiches Gas von beispielsweise 150 C erzeugt» Im Anschluß an diese Vorwärmung der leeren Brennkammerkühlkanäle wird analog zum Startverfahren der mit
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kryogenen Treibstoffen betriebenen Raketentriebwerke der Hauptstrombauart die Förderung des Stickstofftetroxids vom entsprechenden Behälter durch die zugeordnete Turbopumpe und das vorgewärmte Kühlkanalsystem eingeleitet, und zwar durch den herrschenden Behälterdruck von einigen Atmosphären· Das geförderte Stickstofftetroxid verdampft in den vorgewärmten Kühlkanälen, gelangt von da in die Vorbrennkammer und expandiert nach dem Austritt aus dieser unter Leistungsabgabe in der nachgeschalteten Turbine. Dadurch werden die Treibstoffpumpen in Bewegung gesetzt. Sobald die Treibstoffpumpen einen vorgegebenen Förderdruck erreichen, wird die zum Hauptbrennkammereinspritzkopf führende Versorgungsleitung für unsymmetrisches Dimethylhydrazin freigegeben· Das auf diesem Wege unmittelbar in die Hauptbrennkammer einströmende unsymmetrische Dimethylhydrazin verbrennt darin mit dem zuvor in den Kühlkanälen verdampften und nach Austritt aus der Vorbrennkammer in der dieser nachgeschalteten Turbine entspannten Stickstofftetroxid, was eine fortlaufende Vorwärmung des Kühlkanalsystems und somit eine Aufrechterhaltung der Treibstoff-Förderung garantiert. Nach den Erfahrungen ergibt sich hierbei ein stationärer Triebwerksiauf bei etwa 10 % des Auslegungsdrucks der Hauptbrennkammer.
An dieser Stelle ist zu erwähnen, daß bei Raketentriebwerken der in Rede stehenden Art im Auslegungspunkt für den Kühlungsdruckabfall im Stickstofftetroxid üblicherweise zwischen entsprechendem Pumpenaustritt und Vorbrennkammer eine Druckdifferenz von beispielsweise mindestens 100 at vorgesehen wird, welche die für die Einspritzung des unsymmetrischen Dimethylhydrazins in die Vorbrennkammer erforderliche von beispielsweise
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60 at weit übertrifft. Di -se vergleichsweise geringe Differenz zwischen dem Hochdruck der unsymmetrisches Dimethylhydrazin fördernden Pumpe und dem Druck der Vorbrennkammer ist es, die eine Inbetriebnahme der letzteren wesentlich erschwert. Tatsache ist, daß dadurch die Totzeit zur Auffüllung des entsprechenden Leitungssystems bis zu den zugeordneten Vorbrennkammer-Einspritzdüsen einige Sekunden beträgt und aufäerdem nicht exakt reproduzierbar ist· Da andererseits aus bereits erwähnten Gründen die Zündung der Vorbrennkammer erst nach erfolgter Inbetriebnahme der Hauptbrennkammer erfolgen darf, ist eine sehr schnelle Folge verschiedener Schalt- und Kontrollfunktionen erforderlich, die an die Schaltzeitgrenzen handelsüblicher Schalt- und Steuerelemente führt.
Dem letztbeschriebenen bekannten Startverfahren haften noch zwei weitere Nachteile an. Einmal bereitet die Integrierung des Einspritzsystems für die Aufheizung der Hauptbrennkammer mit dem Einspritzkopf für Normalbetrieb und seine Umschaltung vom Betrieb mit flüssigem Stickstofftetroxid auf Turbinenabgas erhebliche Schwierigkeiten« Zum anderen wird bei diesem Startverfahren die Vorbrennkammer samt Turbine nicht aufgeheizt· Die negative Folge davon ist, daß in den vorgewärmten Kühlkanälen der Hauptbrennkammer verdampftes Stickstofftetroxid in der Vorbrennkammer zum Teil wieder kondensiert und darin unkontrollierbare Flüssigkeitsansammlungen bildet·
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, für ein Flüssigkeitsraketentriebwerk der sogenannten Hauptstrombauart mit mindestens einer Vorbrsnnkammer, einer Haupt-
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brennkammer, einer im Strömungsweg zwischen beiden Brennkammern liegendenTurbine und turbinengetriebenen Brennstoff- und Oxydatorpumpen unterschiedlichen Förderdrucks, wie sie insbesondere bei einer regenerativen Triebwerkskühlung Verwendung finden, ein Startverfahren zu entwickeln, das die genannten Nachteile der bekannten Startverfahren auf einfache Art und Weise vermeidet·
Gelöst wird diese Aufgabe erfindungsgemäß durch folgende, der Erzeugung eines oxydator» bzw· brennstoffreichen Treibgases in der Vorbrennkammer, der Beaufschlagung
der Turbine mit diesem Treibgas und der weiteren Reaktion desselben in der Hauptbrennkammer mit in letztere direkt eingespeistem Brennstoff bzw« Oxydator vorangehende Verfahrensschritteι
a) Vorwärmen der Vorbrennkaramer, Turbine und
Hauptbrennkammer durch oxydator- bzw· brennstoff reiches Gas aus mindestens einer, in die vergleichsweise große Vorbrennkammer einspei-
' senden Zündkammer, das gleichzeitig die Turbine und mit dieser die Brennstoff- und Oxydatorpumpen in Bewegung setzt und
b) Erzeugen von Treibgas in der vorgewärmten
Hauptbrennkammer, wobei auf höherem Enddruck geförderter Oxydator bzw· Brennstoff ohne
Vorreaktion auf dem Wege über gegebenenfalls vorhandene Kühlkanäle zur regenerativen
Triebwerkskühlungι die vorgewärmt® Vorbrennkammer und die vorgewärmt· Turbine und auf
niedrigeren Enddruck geförderter Brennstoff
baw. Oxydator direkt in die Hauptbrannkammer eingespeist werden.
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Mit Hilfe des erfindungsgemäßen Verfahrens lassen sich Flüssigkeitsraketentriebwerke der Hauptstrombauiart unabhängig davon, ob kryogene oder lagerfähige Treibstoffe zur Energiezeugung herangezogen werden - kontrolliert und "weich" starten.bzw· nach einem Leerlaufbetrieb Wiederstarten, was unter anderem für zukünftige wiederverwendbare Raumtransporter von großem Vorteil ist· Eines bestimmten Vordrucks in den Treibstoffhauptbehältern bedarf es hierzu nicht, eine Tatsache, die eine leichtere Behälterbauweise ermöglicht· Außerdem entfällt die Gefahr, daß die in den Kühlkanälen der vorgewärmten Hauptbrennkammer verdampfende Treibstoffkomponente anfänglich beim Übertritt in die Vorbrennkammer kondensiert und darin unkontrollierbare, explosionsfreudige Flüssigkeitsansammlungen bildet·
Zurückzuführen sind die beiden letzterwähnten Vorteile auf die gleichzeitige Vorwärmung der Vorbrennkammer bzw- -kammern, Hauptbrennkammer und Turbine bzw· Turbinen sowie die Startbeschleunigung der letzteren durch Oxydator- bzw. brennstoffreiches Gas von beispielsweise etwa 150 bis 2000C Temperatur und etwa 30 at Druck aus mindestens einer Zündkammer. Dabei sind Zündkammer-Austrittsquerschnitt und effektiver Turbinenquerschnitt derart aufeinander abgestimmt, daß das aus der Zündkammer in die Vorbrennkammer überströmende Gas in letzterer einen vergleichsweise geringen Druck von maximal beispielsweise etwa 2 at aufbaut und nach seiner Leistungsabgabe in der Turbine die Hauptbrennkammer drucklos durchströmt.
In Ausgestaltung der Erfindung wird die Zündkammer anfänglich beispielsweise bis zu einer einem Pumpenhoch-
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druck von etwa 50 at entsprechenden Turbinendrehzahl von etwa 12 000 UPM, mittels Druckgas aus Hilfsbehältern und anschließend mittels der nunmehr stationär laufenden Pumpen über Regelventile, feste Drosseln oder dergleichen aus den Brennstoff- und Oxydatorhauptbehältern mit Treibstoff versorgte Das Schließen der anfänglich offenen Absperrorgane in den Verbindungsleitungen zwischen dem Druckgasbehälter und den Hilfsbehältern sowie den Hilfsbehältern und der Zündkammer und das Öffnen der anfänglich geschlossenen Absperrorgane in den Verbindungsleitungen zwischen den Pumpenhochdruckleitungen und der Zündkammer erfolgt hierbei zweckmäßigerweise automatisch, und zwar in Abhängigkeit vom Pumpendrucko
Zur besseren Aufbereitung wird gemäß einem v/eiteren ausgestaltenden Erfindungsmerkmal der auf einen höheren Enddruck geförderte Oxydator bzwo Brennstoff vor dem Einspeisen in die ebenso wie die Turbine bzwo Turbinen und Hauptbrennkammer auf eine definierte Temperatur von beispielsweise etwa 1500C vorgev/ärmte Vorbrennkammer bzw» -kammern mit dem oxydator- bzw. brennstoffreichen Gas aus der Zündkammer bzw«, den Zündkammern innig gemischte,
In der Hauptbrennkammer reagiert der die Vorbrennkammer bzw» -kammern und Turbine bzwo Turbinen ohne Vorreaktion durchströmende Oxydator bzw· Brennstoff - wie bereits erwähnt - mit direkt eingespeistem Brennstoff bzwo Oxydator. Im Verlauf des letzterwähnten reinen Hauptbrennkammer-Betriebs steigen die Betriebsdrücke in der Haupt— brennkammer auf beispielsweise etwa 20 at und in der Vorbrennkammer bzw. in den Vorbrennkammern auf beispielsweise 22 at an. Das Schubniveau läßt sich in diesem Betriebszustand durch Regelung der Zündkammer bzwo -kammern in geringen Grenzen einstellen,,
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Die Erzeugung eines Oxydator- bzw· brennstoffreichen Treibgases in der Vorbrennkammer setzt ein, sobald die sich während des reinen Hauptbrennkammer-Betriebs zwischen dem Austritt der auf niedrigerem Enddruck fördernden Brennstoff- bzw. Oxydatorpumpe und besagter Brennkammer aufbauende Druckdifferenz für eine einwandfreie Brennstoff- bzw· Oxydatoreinspeisung in letztere ausreicht·
Besonders einfach gestaltet sich die Durchführung des erfindungsgemäßen Startverfahrens mit einer mit der Vorbrennkammer kommunizierenden, vergleichsweise kleinen Zündkaramer, einem oxydator- und einem brennstoffgefüllten Hilfsbehälter, einem beispielsweise Stickstoff enthaltenden Druckgasbehälter und absperrbaren Verbindungsleitungen zwischen dem Druckgasbehälter und den HiIfsbehältern, den HiIfsbehältern und der Zündkammer sowie den teils über gegebenenfalls vorgesehene Kühlkanäle lediglich zur Vorbrennkammer, teils sowohl zur Vor- als auch zur Hauptbrennkammer führenden Druckleitungen der saugseitig an den Brennstoff- bzw. Oxydatorhauptbehältern angeschlossenen Treibstoffpumpen und der Zündkammer·
Die Zündkammer kann im gesamten Regelbereich bis zum Vollastpunkt des Triebwerks hin weiterbetrieben werden, selbst dann, wenn in ihren von den Pumpendruckleitungen abzweigenden Versorgungsleitungen statt Regelventile feste Drosseln installiert sind· Sie kann aber auch falls betriebs- oder regeltechnische Gründe es erfordern - durch ein vorzugsweise zeitlich gestaffeltes Schließen ihrer brennstoff- und oxydatorführenden Versorgungsleitungen gelöscht und durch ein Absperrorgan gänzlich von der Vorbrennkammer getrennt werden.
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Ein solches Absperrorgan im Strömungsweg zwischen Zünd- und Vorbrennkammer ermöglicht außerdem zusammen mit einer weiteren, vom Druckgasbehälter unmittelbar zur Zündkammer führenden, absperrbaren Verbindungsleitung noch während des Triebwerkslaufs eine Zündkammerspülung mit beispielsweise Stickstoff. Dies ist eine Garantie füe eine Wiederzündung des Triebwerks unmittelbar nach dem Brennschlußvorgang. Bei kleinem Zeitintervall zwischen Brennschluß und Wiederzündung des Triebwerks empfiehlt sich auch ein kontinuierlicher Zündkammerbetrieb.
k Die Erfindung wird anhand des in der Zeichnung schematisch dargestellten und nachfolgend beschriebenen Ausführungsbeispiels näher erläutert: ·
Die einzige Figur gibt ein Durchflußschema für ein Flüssigkeitsraketentriebwerk 1 der sogenannten Hauptstrombauart wieder. Dieses Raketentriebwerk 1 besteht im wesentlichen aus einer regenerativ gekühlten Hauptbrennkammer 2 mit Schubdüse 3, einer der Hauptbrennkammer 2 vorgeordneten Vorbrennkammer 4 mit Einspritzkopf 5 sowie aus einer im Strömungsweg zwischen beiden Brennkammern 2 und 4 angeordneten Hilfsturbine 6. In Strömungsrichtung gesehen befindet sich vor der Hilfsturbine 6 ein Vorleitgitter 7 und nach der Hilfsturbine 6 ein Verzögerungsnachleitgitter 8. Die Hilfsturbine 6 treibt über eine Welle 9 zwei Pumpen 10 und 11 an·
Die eine Pumpe 10 ist saugseitig über eine Leitung 12 mit Absperrorgan 13 an einem beispielsweise mit Stickstofftetroxid (NpO4) gefüllten Hauptbehälter 14 angeschlossen. Ihre Druckleitung 15, die ebenfalls ein Ab-
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sperrorgan 16 enthält, geht am hinteren Ende der Schubdüse 3 in Kühlkanäle 17 über. Die Kühlkanäle 17 erstrecken sich in Triebwerkslängsrichtung durch die Wand der Schubdüse 3 und Hauptbrennkammer 2 bis zum vorderen Ende derletzteren (2). Dort gehen sie (17) in eine Leitung 18 über, die ihrerseits im dem Oxydator vorbehaltenen Abschnitt 5a des Vorbrennkammer-Einspritzkopfes 5 endet·
Die andere Pumpe 11 ist saugseitig über eine Leitung 19 mit Absperrorgan 20 an einem beispielsweise mit unsymmetrischem Dimethylhydrazin (UDMH) gefüllten Hauptbehälter 21 angeschlossen. Ihre Druckleitung 22 teilt sich in zwei Leiterzweige 22a und 22b. Der eine Leiterzweig 22a mündet in das Verzögerungsnachleitgitter 8 und ist in dessen Nähe durch ein Absperrorgan 23 verschließbar. Der andere Leiterzweig 22b, in dem ebenfalls ein Absperrorgan 24 installiert ist, endet im dem Brennstoff vorbehaltenen Abschnitt 5b des Vorbrennkammer-Einspritzkopfes 5.
Außerdem ist dem Raketentriebwerk 1 eine Zündkammer 25 zugeordnet. Die Zündkammer 25 speist über den dem Oxydator vorbehaltenen Einspritzkopfabschnitt 5a in die vergleichsweise große Vorbrennkammer 4 ein. In ihrem beispielsweise tangential in letztgenannten Einspritzkopfabschnitt 5a einmündenden Austrittsstutzen 26 ist ein Absperrorgan 27 installiert. Dieses (27) ermöglicht erforderlichenfalls eine Trennung von Zündkammer 25 und Vorbrennkammer 4.
Eintrittsseitig steht die Zündkammer 25 einerseits mit einem oxydatorgefüllten (28) und einem brennstoffgefüllten (29) Hilfsbehälter, andererseits mit der Druck-
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leitung 15 der Oxydatorpumpe 10 und dem zum Verzögerungsnachleitgitter 8 führenden Druckleitungszweig 22a der Brennstoffpumpe 11 in Verbindung, und zwar über Versorgungsleitungen 30 und 32 bzw. 34 und 36 mit darin installierten Absperrorganen 31 und 33 bzw. 35 und 37. Die Entleerung der Hilfsbehälter 28 und 29 erfolgt mittels Druckgas, beispielsweise Stickstoffo Der hierfür erforderliche Druckbehälter trägt das Bezugszeichen 38· Von diesem (38) nehmen zwei, jeweils ein Absperrorgan 39 bzw· 40 enthaltende Leitungen 41 und 42 ihren Ausgang. Die eine (41) führt - wie bereits angedeutet zu den beiden Hilfsbehältern 28 und 29, die andere (42) unmittelbar zur Zündkammer 25 o
Gestartet wird das vorbeschriebene Flüssigkeitsraketentriebwerk 1 der Hauptstrombauart wie folgt:
Zunächst werden aus dem Stickstoffbehälter 38, in dem beispielsweise ein Druck von etwa 100 at herrscht, durch Öffnen des Absperrorgans, beispielsweise Ventils, 39 in der Leitung 41 die beiden Hilfsbehälter 28 und 29 druckgasbeaufschlagt. Gleichzeitig öffnen die Absperrorgane, beispielsweise Ventile, 31 und 33 in den von den Hilfsbehältern 28 und 29 zur Zündkammer 25 führenden Versorgungsleitungen 3Ö und 32 und geben den Oxydator- und Brennstoffeintritt in letztere (25) frei. Mengenmäßig sind die beiden Treibstoffkomponenten derart aufeinander abgestimmt, daß sie nach erfolgter Zündung in der Zündkammer 25 beispielsweise ein oxydatorreiches Gas von etwa 150 bis 2000C und etwa 30 at Druckerzeugen· Dieses Gas tritt über das Vorbrennkammer-Einspritzsystem 5a für den Oxydator, beispielsweise Stickstofftetroxid (N2O.), in die Vorbrennkammer 4 ein.
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Durch entsprechende Abstimmung des Zündkammer-Austrittsquerschnitts und effektiven Turbinenquerschnitts entsteht dabei in der Vorbrennkammer 4 ein Druck von maximal etwa 2 at· Das aus der Zündkammer 25 stammende Gas tritt von der Vorbrennkammer 4 durch die Turbine 6 in die Hauptbrennkammer 2 ein. Durch seine arbeitsleistende Entspannung in der Turbine 6 bringt sie letztere etwa auf eine Drehzahl von beispielsweise 12 000 UPM, Die Pumpenhochdrücke betragen bei dieser Drehzahl etwa 50 at. Nachdem das Turbinen-Pumpen-Aggregat diesen Betriebszustand erreicht hat, wird die TreibstoffVersorgung der Zündkammer 25 automatisch durch Öffnen der Ventile 35 und 37 in den Versorgungsleitungen 34 und und Schließen der Ventile 31 und 33 in den Versorgungsleitungen 30 und 32 auf die Treibstoffpumpen 10 und 11 umgeschaltet, von denen die Oxydatorpumpe 10 für einen maximalen Förderdruck von beispielsweise 500 at und die Brennstoffpumpe 11 für einen maximalen Förderdruck von beispielsweise 350 at ausgelegt ist. Das Turbinen-Pumpen-Aggregat läuft in dem in Rede stehenden Betriebszustand stationär. Die Versorgung der Zündkammer 25 durch die Pumpen 10 und 11 kann statt - wie beschrieben - mittels Regelventilen 35 und 37 auch mit festen Drosseln gesteuert werden. Ein Überdrehen des Turbinen-Pumpen-Aggregats ist in jedem Fall ausgeschlossen.
Das aus der Turbine 6 austretende Zündkammergas durchströmt Hauptbrennkammer 2 und Schubdüse 3 drucklos und erwärmt diese ebenso wie die Vorbrennkammer 4 und Turbine 6. Nach Erreichen einer definierten Temperatur von beispielsweise etwa 1500C in der Hauptbrennkammer 2 öffnet das Absperrorgan, beispielsweise Ventil, 16 in
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der Druckleitung 15 der Oxydatorpumpe 10, Als Folge davon strömt das Stickstofftetroxid unter Verdampfung durch die Kühlkanäle 17 zur Vorbrennkammer 4, wobei es sich im entsprechenden Abschnitt 5a des Vorbrennkammer-Einspritzkopfs 5 zur besseren Aufbereitung mit Zündkammergas mischt· Von der Vorbrennkammer 4 gelangt dieses Gasgemisch in die Turbine 6 und von dort in die Hauptbrennkammer 2. Zu diesem Zeitpunkt wird durch Öffnen des Absperrorgans, beispielsweise Ventils, 23 im Druckleitungszweig 22a der Brennstoffpumpe 11 das unsymmetrische Dimethylhydrazin für die Hauptbrennkammer 2 freigegeben, in der es mit dem Stickstofftetroxid reagiert· Während dieses reinen Hauptbrennkammer-Betriebs steigt der Druck in der Hauptbrennkammer 2 auf beispielsweise etwa 20 at und derjenige in der Vorbrennkammer auf beispielsweise etwa 22 at. Durch Regulierung der Zündkammer 25 läßt sich in dieser Betriebsphase das Schubniveau in geringen Grenzen einstellen·
Die Zuschaltung der Vorbrennkammer 4 erfolgt durch Öffnen des Absperrorgans, beispielsweise Ventils., 24 im Druckleitungszweig 22b der Brennstoffpumpe 11, sobald sich ein ausreichender Hauptkammerdruck und eine ausreichende Druckdifferenz zwischen Brennstoffpumpe 11 und Vorbrennkammer 4 eingestellt hat·
Auch dann, wenn die TreibstoffVersorgung der Zündkammer 25 von den Pumpen 10 und 11 her nicht durch Regelventile 35 und 37, sondern durch feste Drosseln gesteuert wird, besteht grundsätzlich die Möglichkeit eines Zündkammerbetriebs im gesamten Regelbereich bis zum Vollastpunkt des Triebwerks hin. Für eine solche Maßnahme spricht die bereits beschriebene Unterstützung der
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Oxydator-Aufbereitung im Vorbrennkammer-Einspritzkopf durch Zumischüng des Zündkammergases. Erforderlichenfalls läßt sich die Zündkammer 25 selbstverständlich von der Vorbrennkammer 4 trennen, und zwar mittels des Absperrorgans 27 in ihrem Austrittsstutzen 26, nachdem zuvor durch Schließen des Absperrorgans 37 in der Versorgungsleitung 36 die Verbrennung beendet und durch Schließen des Absperrorgans 35 in der Versorgungsleitung 34 auch die Oxydatorzufuhr gestoppt worden ist. Wird die auf diese Weise stillgelegte Zündkammer 25 noch während des Triebwerklaufs durch die Leitung 42 mit gasförmigem Stickstoff aus dem Druckbehälter 38 gespült, ist bereits unmittelbar nach Brennschluß eine Wiederzündung des Raketentriebwerks 1 möglich.
Patentansprüche:
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Claims (6)

  1. Patentansprüche
    \1. iEtartverfahren für ein Flüssigkeitsraketentriebwerk der sogenannten Hauptstrombauart mit mindestens einer Vorbrennkammer, einer Hauptbrennkammer, einer im Strömungsweg zwischen beiden Brennkammern liegen-P den Turbine und turbinengetriebenen Brennstoff- und
    Oxydatorpumpen unterschiedlichen Förderdrucks, wie sie insbesondere bei einer regenerativen Triebwerkskühlung Verwendung finden, gekennzeichnet durch folgende, der Erzeugung eines oxydator- bzw. brennstoffreichen Treibgases in der Vorbrennkammer (4), der Beaufschlagung der Turbine (6) mit diesem Treibgas und der weiteren Reaktion desselben in der Hauptbrennkammer (2) mit in letztere direkt eingespeistem Brennstoff bzw. Oxydator vorangehende Verfahrensschritte:
    k a) Vorwärmen der Vorbrennkammer (4), Turbine (6)
    und Hauptbrennkammer (2) durch oxydator- bzw. brennstoffreiches Gas aus mindestens einer, in die vergleichsweise große Vorbrennkammer (4) einspeisenden Zündkammer (25), das gleichzeitig die Turbine (6) und mit dieser die Brennstoff- und Oxydatorpumpen (10, 11) in Bewegung setzt und
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    b) Erzeugen von Treibgas in der vorgewärmten Hauptbrennkammer (2), wobei auf höherem Enddruck geförderter Oxydator bzw. Brennstoff ohne Vorreaktion auf dem Wege über gegebenenfalls vorhandene Kühlkanäle (17) zur regenerativen Triebwerkskühlung, die vorgewärmte Vorbrennkammer (4) und die vorgewärmte Turbine (6) und auf niedrigerem Enddruck geförderter Brennstoff bzw. Oxydator direkt in die Hauptbrennkammer (2) eingespeist werden.
  2. 2. Startverfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß die Zündkammer (25) anfänglich mittels Druckgas aus HiIfsbehältern (28, 29) und anschließend mittels der Pumpen (10, 11) aus den Brennstoff- und Oxydatorhauptbehältern (14, 21) mit Treibstoff versorgt wird,,
  3. 3. Startverfahren nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet , daß der auf höheren Enddruck geförderte Oxydator bzw. Brennstoff vor dem Einspeisen in die vorgewärmte Vorbrennkammer (4) mit dem oxydator— bzw. brennstoffreichen Gas aus der Zündkammer (25) innig gemischt wird.
  4. 4. Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach den Ansprüchen 1 bis 3, gekennzeichnet durch eine mit der Vorbrennkammer (4) kommunizierende, vergleichsweise· kleine Zündkammer (25), einen oxydatorgefüllten (28) und einen brennstoffgefüllten (29) Hilfsbehälter, einen Druckgasbehälter (38) und absperrbare Verbindungsleitungen (41 bzw. 30, 32 bzw· 34, 36) zwischen dem Druckgasbehälter (38) und den HiIfsbehältern (28, 29), den Hilfsbehältern (28, 29)
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    und der Zündkammer (25) sowie den teils über gegebenenfalls vorgesehene Kühlkanäle (17) lediglich zur Vorbrennkammer (4), teils sowohl zur Vor- (4) als auch zur Hauptbrennkammer (2) führenden Druckleitungen (15 bzw. 22a, 22b) der saugseitig an den Brennstoff- bzw· Oxydatorhauptbehälter (14, 21) angeschlossenen Treibstoffpumpen (10, 11) und der Zündkammer (25).
  5. 5. Einrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet , daß eine weitere absperrbare Verbindungsleitung (42) vom Druckgasbehälter (38) unmittelbar zur Zündkammer (25) führt und im Strömungsweg (26) zwischen der letzteren (25) und der Vorbrennkammer (4) ein Absperrorgan (27) vorgesehen ist.
  6. 6. Einrichtung nach Anspruch 4, dadurch g e k e η η ζ e i ch η e t , daß das Schließen der während des Startvorgangs des Raketentriebwerks (1) anfänglich offenen Absperrorgane (39, 31, 33) in den Verbindungsleitungen (41, 30, 32) zwischen dem Druckgasbehälter (38) und den Hilfsbehältern (28, 29) sowie den Hilfsbehältern (28, 29) und der Zündkammer (25) und das Öffnen der anfänglich geschlossenen Absperrorgane (35, 37) in den Verbindungsleitungen (34, 36) zwischen den Pumpendruckleitungen (15, 22a) und der Zündkammer (25) in Abhängigkeit vom Pumpendruck automatisch erfolgt.
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