DE2241383B2

DE2241383B2 - Fluessigkeitsraketentriebwerk der hauptstrombauart

Info

Publication number: DE2241383B2
Application number: DE19722241383
Authority: DE
Inventors: Günther Dr.-Ing 8025 Unterhaching 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: 1977-11-10
Also published as: DE2241383C3; FR2197117B3; GB1439535A; JPS49108414A; DE2241383A1; FR2197117A1; JPS59557U

Description

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Die Erfindung betrifft ein Flüssigkeitsi aketentriebwerk der Hauptstrombauart, insbesondere zur Erzeugung niedriger Schübe, mit mindestens einer Vorbrennkammer und saugseitig an die Treibstoffbehälter, druckseitig an die Vorbrennkammer sowie gegebenenfalls auch an die Hauptbrennkammer angeschlossenen Turbopumpen, wobei die Treibstoffbehälter mit aus der Vorbrennkammer abgezweigtem Gasgemisch bedrückt werden und die Turbopumpen lediglich die Druckverlusie im Leitungssystem kompensieren und die Überdrükke für die Treibstoffeinspritzung in die Vorbrennkammer liefern.

Aus der GB-PS 11 67 948 ist ein Flüssigkeitsraketentriebwerk eingangs genannter Gattung bekannt, und zwar ein solches, bei dem nur ein kleiner Bruchteil der am Gesamtprozeß beteiligten Mengen flüssigen Treibstoffs seinen Weg über die Pumpen zur Vorbrennkammer nimmt. Letzteres erweist sich für eine Anwendung des wegen seiner hohen spezifischen Leistung interessanten Hauptstromprinzips auch in niedrigen Schubbereichen, beispielsweise in der Größenordnung zwischen einigen 100 kp und 2000 kp, als nachteilig. In diesem Anweiidungsfall würden nämlich die Fördermengen zu klein ausfallen, als daß hierfür noch Pumpen entsprechender Schnelläufigkeit konstruierbar wären.

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

Gelöst wird diese Aufgabe erfindungsgemäß durch eine Stromführung der gesamten, den Oxydatorbehälter als Folge seiner Bedrückung mit abgezweigtem Gasgemisch aus der bzw. einer Vorbrennkammer verlassenden Oxydatormenge durch die Oxydatorpumpe und eine Stromführung der gesamten, den Brennstoffbehälter als Folge seiner Bedrückung mit abgezweigtem Gasgemisch aus der bzw. einer weiteren Vorbrennkammer verlassenden Brennstoffmenge durch die Brennstoffpumpe.

Die erfindungsgemäß ergriffenen Maßnahmen lassen sich ohne großen Aufwand verwirklichen. Sie haben ein Flüssigkeitsraketentriebwerk der Hauptstrombauart zum Resultat, bei dem im Gegensatz zur gattungsgleichen bekannten Triebwerksausführung die Drehzahl des Turbopumpenaggregates kein Hindernis mehr darstellt für eine Anwendung des — wie bereits an anderer Stelle erwähnt — wegen der hohen spezifischen Leistung interessanten Hauptstromprinzips in niedrigen Schubbereichen. Gefragt sind derartige Schubbereiche u. a. für Flugkörper militärischer Art, für die das erfindungsgemäße Flüssigkeitsraketentriebwerk hauptsächlich konzipiert ist.

Weist letzteres beispielsweise eine brennstoffreiches und eine oxydatorreiches Gasgemisch für die Weiterverbrennung in der Hauptbrennkammer erzeugende Vorbrennkammer auf und kommuniziert sowohl dessen saugseitig an den Brennstoffbehälter angeschlossene Turbopumpe als auch dessen saugseitig an den Oxydatorbehälter angeschlossene Turbopumpe druckseitig mit beiden vorerwähnten Vorbrennkammern, empfiehlt sich dabei aus Gründen der Einfachheit eine Abzweigung des Gasgemisches zum Bedrücken des Brennstoffbehälters aus derjenigen Vorbrennkammer, welche eine Vorverbrennung unter Brennstoffüberschuß aufweist, und eine Abzweigung des Gasgemisches zum Bedrücken des Oxydatorbehälters aus derjenigen Vorbrennkammer, welche eine Vorverbrennung unter

Oxydatorüberschuß aufweist.

Im Fall einer Beaufschlagung der den Treibstoff pumpen zugeordneten Turbine bzw. Turbinen mit aus der bzw. den Vorbrennkammern abgezweigtem Gasgemisch läßt sich der aus dieser Gasgemischabzweigung resultierende Impulsverlust durch eine Beimischung des Turbinenabgases zum Haupttreibgasstrom im Bereich der Trielwerksdüse in wirtschaftlich vertretbaren Grenzen halten, zumal aufgrund des geringen Leistungsbedarfs der Pumpen, als Folge der kombinierten Druckgas-Pumpenforderung der Treibstoffe, die zum Turbinenbetrieb erforderliche Gasgemischteilmenge ohnehin relativ klein ist

Gemäß einem weiteren ausgestalteten Erfindungsmerkmal dient bei solchen Triebwerksausführungen, bei denen die Brennstoff- und die Oxydatorpumpe eine eigene Turbine als Antrieb besitzen und für die Erzeugung eines brennstoff- und eines oxydatorreichen Gasgemisches zwei Vorbrennkammern vorhanden sind, der Turbine für die Brennstoffpumpe das abgezweigte Gasgemisch aus der brennstoffreich betriebenen Vorbrennkammer und der Turbine für die Oxydatorpumpe das abgezweigte Gasgemisch aus der oxydatorreich betriebenen Vorbrennkammer als Arbeitsmedium.

Da — wie vorbeschrieben — das Turbinenabgas 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 als Axialpumpen, die ohne weiteres direkt in die von den Speicherbehältern zu der bzw. den Vorbrennkammern führenden Treibstoffleitungen integriert werden können.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachfolgend anhand deir schematischen Zeichnung näher erläutert.

Die Figur gibt in Form einer Prinzipskizze ein Flüssigkeitsrakete:ntriebwerk 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/RPI in Frage. Der Speicherbehälter für den Oxydator, wie Stickstofftetroxid oder Salpetersäure, ist mit 4, derjenige für den Brennstoff, wie unsymmetrisches Dimethylhydrazin oder RPl mit 5 bezeichnet. Beide Speicherbehälter 4 und 5 stehen mit zwei Vorbrennkammern 6 und 7 in Verbindung, und zwar über Leitungen 8,8a und 86 bzw. 9,9a und 9i>.

In der einen Vorbrennkammer 6 wird ein oxydatorreiches Gasgemisch erzeugt, dessen Hauptanteil über eine Leitung 10 zum Einblasekopf 12 der Hauptbrennkammer 2 gelangt. Die andere Vorbrennkammer 7 dient der Erzeugung eines brennstoffreichen Gasgemisches, das bis auf eine geringe Teilmenge über eine Leitung 11 und den Einbiasekopf 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. Da — wie aus der Figur desweiteren ersichtlich ist — direkte Verbindungsleitungen zwischen den Speicherbehältern 4 und 5 und der Hauptbrennkammer 2 fehlen, kommt es folglich beim Betrieb der in Rede stehenden Triebwerksausführung zu einer Stromführung der gesamten, den Oxydatorbehälter 4 als Folge der nachfolgend beschriebenen Gasbedrückung verlassenden Oxydatormenge durch die Oxydatorpumpe 13 und einer Stromführung der gesamten, den Brennstoffbehälter 5 als Folge seiner nachfolgend beschriebenen Gasbedrückung verlassenden Brennstoffmenge durch die Brennstoffpumpe 14. Beiden Pumpen 13 bzw. 14 ist eine gesonderte Antriebsturbine 15 bzw. 16 zugeordnet, wobei der Turbine 15 für die Oxydatorpumpe 13 abgezweigtes Gasgemisch aus der oxydatorreich betriebenen Vorbrennkammer 6 und der Turbine 16 für die Brennstoffpumpe 14 abgezweigtes Gasgemisch aus der brennstoffreich betriebenen Vorbrennkammer 7 als Arbeitsmedium dient. Das Abgas dieser Turbinen 15 und 16 wird, wie der Verlauf ihrer Abgasleitungen 17 und 18 zeigt, im Bereich der Triebwerksdüse 3 an einer seinem Druck entsprechenden Stelle der Haupttreibgasströmung beigemischt. Die Treibstoff pumpen 13 und 14 haben lediglich die Druckverluste im zugehörigen Leitungssystem zu kompensieren und die Oberdrücke für die Treibstoffeinspritzung in die Vorbrennkammern 6 und 7 zu liefern. Das Förderdruckniveau wird dagegen durch eine Bedrückung des Oxydatorbehälters 4 mit abgezweigtem Gasgemisch aus der oxydatotreich 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.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Flüssigkeitsraketentriebwerk der Haaptstrom· bauart, insbesondere zur Erzeugung niedriger Schübe, mit mindestens einer Vorbrennkammer und saugseitig an die Treibstoffbehälter, druckseitig an die Vorbrennkammer sowie gegebenenfalls auch an die Hauptbrennkammer angeschlossenen Turbopumpen, wobei die Treibstoffbehälter mit aus der ·ο Vorbrennkammer abgezweigtem Gasgemisch bedrückt werden und die Turbopumpen lediglich die Druckverluste im Leitungssystem kompensieren und die Überdrücke für die Treibstoffeinspritzung in die Vorbrennkammer liefern, gekennzeichnet durch eine Stromführung der gesamten, den Oxydatorbehälter (4) als Folge seiner Bedrückung mit abgezweigtem Gasgemisch aus der bzw. einer Vorbrennkammer (6) verlassenden Oxydatormenge durch die Oxydatorpumpe (13) und eine Stromführung der gesamten, den Brennstoffbehälter (5) als Folge seiner Bedrückung mit abgezweigtem Gasgemisch aus der bzw. einer weiteren Vorbrennkammer (7) verlassenden Brennstoffmenge durch die Brennstoffpumpe (14).

2. Flüssigkeitsraketentriebwerk der Hauptstrombauart nach Anspruch 1 mit einer brennstoffreiches und einer oxydatorreiches Gasgemisch für die Weiterverbrennung in der Hauptbrennkammer erzeugenden Vorbrennkainmer, bei welchem sowohl die saugseitig an den Brennstoffbehälter angeschlossene Turbopumpe als auch die saugseitig an den Oxydatorbehälter angeschlossene Turbopumpe druckseitig mit beiden Vorbrennkammern kommuniziert, gekennzeichnet durch eine Abzweigung des Gasgemisches zum Bedrucken des Brennstoffbehälters (5) aus derjenigen Vorbrennkammer (7), welche eine Vorverbrennung unter Brennstoffüberschuß aufweist, und eine Abzweigung des Gasgemisches zum Bedrücken des Oxydatorbehälters (4) aus derjenigen Vorbrennkammer (6), welche eine Vorverbrennung unter Oxydatorüberschuß aufweist.

3. Flüssigkeitsraketentriebwerk der Hauptstrombauart nach Anspruch 1, bei dem für eine « Beaufschlagung der den Treibstoffpumpen zugeordneten Turbine bzw. Turbinen mit aus der bzw. den Vorbrennkammern abgezweigtem Gasgemisch gesorgt ist, gekennzeichnet durch eine Beimischung des Turbinenabgases zum Haupttreibgasstrom im Bereich der Triebwerksdüse (3).

4. Flüssigkeitsraketentriebwerk der Hauptstrombauart nach den Ansprüchen 2 und 3, bei dem die Brennstoff- und die Oxydatorpumpe eine eigene Turbine als Antrieb besitzen, dadurch gekennzeichnet, daß der Turbine (16) für die Brennstoffpumpe (14) das abgezweigte Gasgemisch aus der brennstoffreich betriebenen Vorbrennkammer (7) und der Turbine (15) für die Oxydatorpumpe (13) das abgezweigte Gasgemisch aus der oxydatorreich ω betriebenen Vorbrennkammer (6) als Arbeitsmedium dient.