DE2241383A1

DE2241383A1 - Fluessigkeitsraketentriebwerk der hauptstrombauart

Info

Publication number: DE2241383A1
Application number: DE19722241383
Authority: DE
Inventors: Guenther Dr Ing Schmidt
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1972-08-23
Filing date: 1972-08-23
Publication date: 1974-02-28
Also published as: JPS59557U; FR2197117B3; JPS49108414A; DE2241383C3; FR2197117A1; GB1439535A; DE2241383B2

Description

Messerschmitt-Bölkow-Blohm Gesellschaft mit beschränkter Haftung München

Ottobrunn, 11. August 1972 BS63 Jk/ml 7461

Flüssigkeitsraketentriebwerk der Hauptstrombauart

Die Erfindung betrifft ein Flüssigkeitsraketentriebwerk der Hauptstrombauart mit einer oder mehreren Vorbrenn- . kammern und saugseitig an die Treibstoffbehälter, druckseitig an die Vorbrennkammer bzw* -kammern und gegebenenfalls auch an die Hauptbrennkammer angeschlossenen Turbopumpen. · .

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Die Hauptstromtriebwerke bekannter Bauart sind lediglich für Schübe über etwa 2000 kp sinnvoll, und zwar wegen der bei niedrigeren Schubwerten zu hohen Drehzahlen des Turbopumpenaggregates.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein im Aufbau einfaches, betriebssicheres Hauptstromtriebwerk eingangs genannter Gattung zu entwickeln, das bei Vermeidung extrem Schnellaufiger Turbopumpenaggregate in der Lage ist, vergleichsweise niedrige Schübe, beispielsweise zwischen einigen 100 kp und 2000 kp zu liefern, wie sie u.a. für Flugkörper militärischer Art von großem Interesse sind.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß die Treibstoffbehälter mit aus der bzw. den Vorbrennkammern abgezweigtem Gasgemisch bedrückt werden und daß die Turbopumpen lediglich die Druckverluste im Leitungssystem kompensieren und die Überdrücke für die Treibstoffeinspritzung in die Vorbrennkammer bzw. -kammern liefern.

Das erfindungsgemäße Raketentriebwerk ist insbesondere für kleine Schübe, beispielsweise zwischen einigen 100 kp und 2000 kp hervorragend geeignet. Diese Eignung gründet sich in erster Linie auf die spezielle, kombinierte Druckgas-Pumpenförderung der Treibstoffe, bei der sich im Unterschied zur reinen Druckgasförderung, ein besonderer Gasgenerator mit einem selbständigen, aufwendigen Treibstoffversorgungssystem, erübrigt. Da im Falle der Erfindung die Pumpen lediglich die Druckverluste im Leitungssystem zu kompensieren und die Überdrücke für die Treibstoffeinspritzung in die Vorbrennkammer bzw. -kammern zu liefern haben, ist ihr Leistungsbedarf im Vergleich zur reinen Pumpenförderung der Treibstoffe sehr gering. Folglich stellt im Gegensatz zu gattungsgleichen Raketentriebwerken bekannter Bauart die Drehzahl des Turbopumpen-

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aggregates kein Hindernis mehr dar für eine Anwendung des wegen der hohen spezifischen Leistung interessanten Hauptstromprinzips in niedrigen Schubbereichen. Gefragt sind derartige Schubbereiche u.a. für Flugkörper militMrischer Art, für die das erfindungsgemäße Raketentriebwerk hauptsächlich konzipiert ist. Bei diesen Flugkörpern bilden Teile der mit Rücksicht auf die während des Einsatzes auftretenden Querbeschleunigungen relativ starkwandigen Zellenstruktur meist auch die Treibstoffbehälter. Aufgrund dessen wirkt sich die Tatsache, das letztere bei der erfindungsgemäßen Druckgas-Pumpenforderung im Gegensatz zur in niedrigen Schubbereichen unbrauchbaren, reinen Pumpenförderung einer druckfesten Ausbildung bedürfen, nicht gewichtserhöhend aus·

Bei den Hauptstromtriebwerken wird bekanntlich zwischen zwei Typen unterschieden. Der eine Triebwerkstyp kommt mit einer Vorbrennkammer aus. Sie dient der Erzeugung eines Oxydator- oder brennstoffreichen Gasgemisches, das in der Hauptbrennkammer mit dem überschüssigen, flüssig eingespritzten Brennstoff bzw. Oxydator weiterreagiert· In diesem Fall ist darauf zu achten, daß das aus der Vorbrennkammer zur Eigenbedrückung der Treibstoffbehälter abgezweigte Gasgemisch mit beiden zu fördernden Flüssigtreibstoffen verträglich ist· Andernfalls ist durch Installation eines Ausstoßbalges oder dergleichen für eine Trennung von abgezweigtem Gasgemisch und zu förderndem Flüssigtreibstoff zu sorgen· Der andere Triebwerkstyp weist zwei Vorbrennkammern auf· In der einen findet eine Vorverbrennung unter Brennstoff-Überschuß, in der anderen eine Vorverbrennung unter Oxydatorüberschuß statt. In der Hauptbrennkammer reagiert sodann das oxydatorreiche Gasgemisch mit dem brennstoffreichen '

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Da - wie vorbeschrieben - das Turbinenarbeitsgas jeweils diejenige Treibstoffkomponente im Überschuß enthält, welche von der zugeordneten Pumpe gefördert wird, braucht auf die Abdichtung zwischen Turbine und damit gekoppelter Pumpe keine besondere Sorgfalt verwandt werden. Wird die Turbopumpeneinheit samt Abgasleitung nach außen hin vollkommen gekapselt ausgeführt, ergeben sich auch keinerlei Dichtprobleme gegenüber der Umgebung. Für die Treibstoffpumpen empfiehlt sich eine Ausbildung alc Axialpumpen, die ohne weiteres direkt in die von den Speicherbehältern zu der bzw. den Vorbrennkammerη füh-. renden Treibstoffleitungen integriert werden können.

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

Die einzige Figur gibt in Form einer Prinzipsskizze ein Flüssigkeitsraketentriebwerk 1 wieder, dessen Brennkammer und Schubdüse mit 2 bzw. 3 bezeichnet sind. Das Flüssigkeitsraketentriebwerk 1, das nach dem Hauptstromprinzip arbeitet, ist für niedrige Schübe, beispielsweise zwischen einigen 100 kp und 2000 kp ausgelegt. Bestimmt ist es in erster Linie zum Antreiben von Flugkörpern militärischer Art. Im Zusammenhang mit seiner Anwendung als Flugkörperantrieb kommen hauptsächlich die Treibstoffkombinationen N₂O₄ / UDMH und HNO₃ / RPl in Frage» Der Speicherbehälter für den Oxydator, wie Stickstofftetroxid oder Salpetersäure, ist mit 4, derjenige für den Brennstoff," wie unsymmetrisches Dimethylhydrazin oder RPl₅, mit 5 bezeichnet. Beide Treibstoffbehälter 4 und 5 stehen mit zwei Vorbrennkammern 6 und 7 In Verbindung₉ und zwar über Leitungen 8₉ 8a und 8b bzw« 9, 9a und 9b» In der einen Vorbrennkasnsner 6 wird ein oxydatorreiches Gasgemisch erzeugt, dessen

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Mammutanteil über eine Leitung 10 zum EinblaSekopf der Hauptbrennkammer 2 gelangt. Die andere Vofbrennkammer 7 dient der Erzeugung eines brennstoffreichen Gasgemisches, das bis auf eine geringe Teilmenge über eine Leitung 11 und den Einblasekopf 12 ebenfalls in die Hauptbrennkammer 2 gelangt, wo es mit dem eingeblasenen oxydatorreichen Gasgemisch weiterreagiert·

Wie der Figur ferner zu entnehmen ist, befindet sich sowohl im Strömungsweg 8 zwischen dem Oxydatorbehälter 4 und den beiden Vorbrennkammern 6, 7 als auch im Strömungsweg 9 zwischen dem Brennstoffbehälter 5 und. den beiden Vorbrennkammern 6, 7 eine Treibstoffpumpe 13 bzw. 14 mit eigener Antriebsturbine 15 bzw. 16, die von abgezweigtem Gasgemisch aus der oxydator- bzw· brennstoffreich betriebenen Vorbrennkammer 6 bzw· 7 beaufschlagt wird. Das Abgas dieser Turbinen 15, 16 wird, wie der Verlauf ihrer Abgasleitungen 17, 18 zeigt, im Bereich der Triebwerksdüse 3 an einer ihren Druck entsprechenden Stelle der Haupttreibgasströmung beigemischt. Die Treibstoffpumpen 13, 14 haben lediglich die Druckverluste im zugehörigen Leitungssystem zu kompensieren und die Lberdrücke für die Treibstoffeinspritzung in die Vorbrennkammern 6,.7 zu liefern. Das Förderdruckniveau wird dagegen durch eine Bedrückung des Cxydatorbehälters 4 mit abgezweigtem Gasgemisch aus der oxydatorreich betriebenen Vorbrennkammer 6 und eine Bedrückung des Brennstoffbehälters 5 mit abgezweigtem Gasgemisch aus der brennstoffreich betriebenen Vorbrennkammer 7 hergestellt. Die entsprechenden Zweigleitungen sind mit 19 bzw. 20 bezeichnet.

Patentansprüche: -7-

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Claims

BrennstoffÜberschuß aufweist, Gasgemisch für die Bedrückung des Brennstoffbehälters (5) und aus derjenigen Vorbrennkanuner (6), welche eine Vor verbrennung unter Oxydatorüberschuß aufweist, Gasgemisch für die Bedrückung des Oxydatorbehälters (4) abgezweigt wird·

3. Raketentriebwerk nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine Beaufschlagung der den Treibstoffpumpen (13, 14) zugeordneten. Turbine bzw. Turbinen (15, 16) mit aus der bzw· den Vorbrennkammern (6, 7) abgezweigtem Gasgemisch und einer Beimischung des Turbinenabgases zum Haupttreibgasstrom im Bereich der Triebwerksdüse (3).

4· Raketentriebwerk nach den Ansprüchen 2 und 3, bei welchem die Brennstoff- und die Oxydatorpumpe eine eigene Turbine als Antrieb besitzen, dadurch gekennzeichnet , daß die der Brennstoffpumpe (14) zugeordnete Turbine (16) ihr Arbeitsmedium von der brennstoffreich betriebenen Vorbrennkamraer (7) und die der Oxydatorpumpe (13) zugeordnete Turbine (15) ihr Arbeitsmedium von der oxydatorreich betriebenen Vorbrennkammer (6) erhält.

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