DE2241424B2

DE2241424B2 - Verfahren zum betreiben eines fluessigkeitsraketentriebwerkes

Info

Publication number: DE2241424B2
Application number: DE19722241424
Authority: DE
Inventors: Albert Dipl.-Ing 8014 Neubiberg Seidel
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: 1977-10-06
Also published as: GB1439368A; DE2241424C3; FR2197118A1; FR2197118B1; DE2241424A1

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Betreiben eines Flüssigkeitsraketentriebwerks, welches für Einstoff- und Zweistoffbetrieb ausgelegt ist, wobei im Einstoffbetrieb Hydrazin, Hydrazinderivate oder Gemische aus diesen und im Zweistoffbetrieb zusätzlich ein damit hypergol reagierender kryogener Oxydator, wie F'uor, Sauerstoffdifluorid oder Sauerstoff-Fluor-Gemisch als Treibstoff verwendet wird. Stand der Technik ist es, ein Flüssigkeitsraketentriebwerk zur Erzeugung niedriger Schübe mit katalytisch zersetztem Wasserstoffperoxid, zur Erzeugung mittlerer Schübe mit katalytisch zersetztem Hydrazin und zur Erzeugung hoher Schübe mit hypergol reagierenden ίο katalytischen Zersetzungsprodukten von Hydrazin und Wasserstoffperoxid zu betreiben.

Außer Wasserstoffperoxid und Hydrazin sind bei Flüssigkeitsraketentriebwerken u.a. Hydrazinderivate sowie Gemische aus Hydrazin und Hydrazinderivaten als monergole Treibstoffe gebräuchlich.

Schließlich ist es auch bekannt, daß Brennstoffe, wie Hydrazin, Hydrazinderivate oder Gemische aus diesen, und ein damit hypergol reagierender kryogener Oxydator, wie Fluor, Sauerstoffdifluorid oder Sauerstoff-Fluor-Gemisch, für Flüssigkeitsraketentriebwerke interessante Treibstoffkombinationen darstellen, und zwar wegen iiires hohen Leistungsvermögens.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren eingangs genannter Gattung zu entwickeln, das es ermöglicht, Flüssigkeitsraketentriebwerke ohne nennenswerten regeltechnischen Aufwand wahlweise mit Hydrazin, Hydrazinderivaten oder Gemischen aus diesen auf niedrigem Schubniveau oder mit einem Brennstoff vorerwähnter Art und einem damit hypergol reagierenden kryogenen Oxydator wie Fluor, Sauerstoffdifluorid oder Sauerstoff-Fluor-Gemisch, auf hohem Schubniveau arbeiten zu lassen, und zwar auf eine Weise, die jedwedes Explosionsrisiko ausschließt und im Zweistoffbetrieb eine Vorkühlung des Einblasekopfes der Raketenbrennkammer sowie der zu diesem führenden Leitungen für den kryogenen Oxydator überflüssig macht.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß sowohl im Einstoff- als auch im Zweistoffbetrieb das Hydrazin, Hydrazinderivat oder Hydrazin-Hydrazinderivat-Gemisch in einem Gasgenerator vollständig katalytisch zersetzt wird und die Zersetzungsprodukte auf dem Wege zur Raketenbrennkammer durch einen Wärmetauscher geleitet werden, wo sie lediglich während des Zweistoffbetriebes stark abgekühlt werden, und zwar im Wärmeaustausch mit dem der Raketenbrennkammer zuströmenden kryogenen Oxydator, der dabei vom flüssigen in den dampfförmigen Zustand übergeht.

Erfindungsgemäß betriebene Flüssigkeitsraketentriebwerke kommen mit vergleichsweise kleinen Treibstoffbehältern aus, was sich aus der großen Dichte bzw. Gemischdichte der verwendeten hochenergetischen Treibstoffe erklärt. Auf die Treibstoffwahl für den Einstoff- und Zweistoffbetrieb ist es auch zurückzuführen, daß sie im letzterwähnten Betriebszustand einen etwa um den Faktor drei größeren Schub liefern als im erstgenannten Betriebszustand. Die im Einstoffbetrieb mittels Hydrazin, Hydrazinderivat oder Hydrazin-Hydrazinderivat-Gemisch erzielbare Vorbeschleunigung erweist sich dabei als ausreichend, um den kryogenen Oxydator an den Boden des entsprechenden Treibstoffbehälters zu drücken. Dadurch erübrigt es sich, im Oxydatorbehälter zur gravitationsunabhängigen Gestaltung des Fördervorgangs einen Ausstoßbalg zu installieren, was infolge der Aggressivität des Oxydators mit einem Risiko behaftet wäre. Zu diesen Vorteilen gesellen sich beim Betreiben von Flüssigkeitsraketen-

triebwerken nach dem erfindungsgemäßen Verfahren noch zwei weitere, die nachfolgend zur Aufzählung gelangen: Da nämlich im Wärmetauscher, der beim Einstoffbetrieb — wie bereits erwärm - oxydatorseitig abgeschaltet ist, während des Zweistoffbetriebes der kryogene Oxydator im Wärmeaustausch mit den katalytischen Zersetzungsprodukten des. Hydiazins, Hydrazinderivats oder Hydrazin-Hydrazinderivat-Gemisches vollständig verdampft und in diesem Aggregatszustand dem Einblasekopf der Raketenbrennkammer zugeführt wird, entfällt die sonst erforderlich aufwendige Vorkühlung des letzteren und der zu diesem führenden Oxydatorleitungen. Außerdem resultiert aus der dadurch gewährleisteten gas- bzw. dampfförmigen Einförderung sämtlicher Treibstoffe in die Raketenbrennkammer eine leichtere Regelbarkeit und eine bessere Gemischaufbereitung im ZweistoTbetrieb.

Vorstehende Ausführungen machen die besondere Eignung des erfindungsgemäßen Betriebsverfahrens für solche Flugmissionen deutlich, wo die Leistungsanforderungen an Flüssigkeitsraketentriebwerke über die bloße Erteilung eines einzigen genau definierten Antriebsimpulses hinausgehen. Der Fall ist dies beispielsweise beim Einschuß geostationärer Satelliten in die 24-h-Bahn oder beim Einschuß von Raum- oder Planetensonden auf ihre interplanetare Bahn.

In Ausgestaltung der Erfindung werden die während des Zweistoffbetriebes im Wärmetauscher durch den verdampfenden kryogenen Oxydator stark abgekühlten katalytischen Zersetzungsprodukte des Hydrazins, Hydrazinderivats oder Hydrazin-Hydrazinderivat-Gemisches zur Regenerativkühlung oder Filmkühlung des Triebwerkes herangezogen. Da im Gasgenerator die vorerwähnten monergolen Treibstoffe einwandfrei gesteuert auf katalytischem Wege vollständig in ihre Bestandteile zersetzt werden, ist die vorerwähnte, leicht zu verwirklichende Maßnahme mit keinerlei Risiko behaftet. Anders liegen dagegen die Verhältnisse bei der sonst gebräuchlichen direkten Verwendung flüssigen Hydrazins zu Kühlzwecken. In diesem Fall besteht unter bestimmten Umständen die Möglichkeit einer spontanen thermischen Hydrazinzersetzung in der Kühlzone und somit die Gefahr einer Explosion.

Bei erfindungsgemäß betriebenen Flüssigkeitsraketentriebwerken mit einem Speicherbehälter für das Hydrazin, Hydrazinderivat oder Hydrazin-Hydrazinderivat-Gemisch, einem Speicherbehälter für den kryogenen Oxydator und einem Druckgassystem zum wahlweisen Bedrucken des erstgenannten Speicherbehälters oder beider Speicherbehälter mit inertem Druckgas für eine Treibstoffeinförderung in die Raketenbrcnnkammer wirkt es sich raum- und gewichtssparend aus, wenn der Gasgenerator für die katalytische Zersetzung des Hydrazins, Hydrazinderivats oder Hydrazin-Hydrazinderivat-Gemisches und der diesem nachgeschaltete Wärmetauscher für die Abkühlung der katalytischen Zersetzungsprodukte beim Zweistoffbetrieb und die Verdampfung des bei dieser Betriebsart zur Einförderung in die Raketenbrennkammer gelangenden kryogenen Oxydators eine bauliche Einheit bilden.

Weist ein Flüssigkeitsraketentriebwerk, das nach dem erfindungsgemäßen Verfahren betrieben wird, eine oder mehrere Steuerdüsen bzw. Steuerdüsengruppen zum Erzeugen von Steuermomenten um mindestens eine der drei Triebwerkshauptachsen auf, empfiehlt es sich, aus Gründen der Einfachheit dafür zu sorgen, daß die Steuerdüsen bzw. Steuerdüsengruppen im Bedarfsfall mit vom Gasgenerator für die katalytische Zersetzung

ydrazin

des Hydrazins, Hydrazinderivats oder Hydrazin-Hydrazinderivat-Gemisches abgezapften katalytischen Zersetzungsprodukten beaufschlagbar sind. Eine andere, wegen des zusätzlichen Bedarfs an Katalysatoren allerdings etwas aufwendigere Möglichkeit der Erzeugung von Steuerschüben besteht in der Zufuhr abgezweigten flüssigen Hydrazin·?, Hydrazinderivats oder Hydrazin-Hydrazinderivat-Gemisches zu den Steuerdüsen bzw. Steuerdüsengruppen und einer katalytischen Zersetzung desselben an Ort und Stelle.

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

Die Figur zeigt in Form einer Prinzipskizze ein u.a. beispielsweise für Raumflugmissionen hervorragend geeignetes Flüssigkeitsraketentriebwerk 1 mit integriertem Lagekorrektursystem 2 zum Erzeugen von Steuermomenten um Gier-, Nick- und Rollachse. Das Raketentriebwerk 1, dessen Brennkammer mit 3 und Schubdüse mit 4 bezeichnet sind, arbeitet bei Bedarf eines niedrigen Schubes im Einstoffbetrieb, beispielsweise mit katalytisch zersetztem Hydrazin, und bei Bedarf eines hohen Schubes im Zweistoffbetrieb, beispielsweise mit den letzterwähnten Zersetzungsprodukten und damit hypergol reagierendem dampfförmigen Fluor. Das Hydrazin wird mittels Druckgas aus seinem Speicherbehälter 5a in einen Gasgenerator 6 eingefördert, wo es katalytisch vollständig zu Wasserstoff und Stickstoff zersetzt wird. Die Hydrazinzersetzungsprodukte gelangen vom Gasgenerator 6 in einen nachgeschalteten Wärmetauscher 7.

Während des Zweistoffbetriebes gelangt auch flüssiges Fluor unter Druckgaseinwirkung vom entsprechenden Speicherbehälter 5b in den Wärmetauscher 7. Darin verdampft es im Wärmeaustausch mit den Hydrazinzersetzungsprodukten vollständig, die dabei eine starke Abkühlung erfahren. Das dampfförmige Fluor strömt vom Wärmetauscher 7 über eine Leitung 8 direkt der Raketenbrennkammer 3 zu. Die stark abgekühlten Hydrazinze. Setzungsprodukte werden nach Austritt aus dem Wärmetauscher 7 — wie der mit 9 bezeichnete Leitungszweig andeutet — zunächst zur regenerativen Triebwerkskühlung herangezogen, bevor sie in die Raketenbrennk ammer 3 eingeblasen werden.

Während des Einstoffbetriebs ist der Wärmetauscher 7 oxydatorseitig abgeschaltet. Die Hydrazinzersetzungsprodukte passieren folglich den Wärmetauscher 7 ohne merkliche Abkühlung. Von ihm gelangen sie über eine direkte Leitung 10 in die Raketenbrennkammer 3.

Wie bereits an anderer Stelle erwähnt, erfolgt die Treibstoff-Förderung sowohl im Einstoff- als auch im Zweistoffbetrieb mittels inerten Druckgases, das in einem Druckbehältnis 11 gespeichert ist. Ein im Hydrazinbehälter 5a installierter Ausstoßbalg 12 gestaltet die Hydrazinförderung gravitationsunabhängig. Im Fluorbehälter 5b erübrigt sich die Installation solch eines Ausstoßbalges, da die im Einstoffbetrieb dem Raketentriebwerk 1 mitgeteilte Vorbeschleunigung ausreicht, um das Fluor an den Behälterboden zu drücken.

Zum Lagekorrektursystem gehören zwei Steuerdüsengruppen. Jede Steuerdüsengruppe weist eine Düse 13a, 14a mit dem Hauptschub gleichgerichteter Sieuerschubrichtung, eine Düse 13c, 14c mit dem Hauptschub entgegengerichteter Steuerschubrichtung und eine Düse 136, 146 mit tangentialer Steuerschub richtung im Uhrzeigersinn (13b) bzw. Gegenzeigersinn (14b) auf. Die wechselweise Beaufschlagung der

Steuerdüsen 13a bis c und 14a bis c mit Sleuermedium wird durch Ventile 15a bis c und 16a bis c oder dergleichen Absperrorgane geregelt. Als Siteuermedium dienen beispielsweise vom Gasgenerator 6 über Leitungen 17,18 abgezapften Hydrazinzersetzungspro-

dukte. Es kommt aber auch abgezweigtes flüssiges Hydrazin als Steuermedium in Frage. In diesem Fall bedarf es allerdings der Zuordnung von Katalysatoren zu den Steuerdüsen 13a bis cund 14a bis c.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Verfahren zum Betreiben eines Flüssigkeitsraketentriebwerks, welches für Einstoff- und Zweistoffbetrieb ausgelegt ist, wobei im Einstoffbetrieb Hydrazin, Hydrazinderivate oder Gemische aus diesen und im Zweistoffbetrieb zusätzlich ein damit hypergol reagierender kryogener Oxydator, wie Fluor, Sauerstoffdifluorid oder Sauerstoff-Fluor-Gemisch als Treibstoff verwendet wird, dadurch gekennzeichnet, daß sowohl im Einstoff- als auch im Zweistoffbetrieb das Hydrazin, Hydrazinderivat oder Hydrazin-Hydrazinderivat-Gemisch in einem Gasgenerator (6) vollständig katalytisch zersetzt wird und die Zersetzungsprodukte auf dem Wege zur Raketenbrennkammer (3) durch einen Wärmetauscher (7) geleitet werden, wo sie lediglich während des Zweistoffbetriebes stark abgekühlt werden, und zwar im Wärmeaustausch mit dem der Raketenbrennkammer (3) zuströmenden kryogenen Oxydator, der dabei vom flüssigen in den dampfförmigen Zustand übergeht.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die während des Zweistoffbetriebes im Wärmetauscher (7) durch den verdampfenden kryogenen Oxydator stark abgekühlten katalytischen Zersetzungsprodukte des Hydrazins, Hydraiinderivats oder Hydrazin-Hydrazinderivat-Gemisches zur Regenerativkühlung oder Filmkühlung des Triebwerks (1) herangezogen werden.

3. Flüssigkeitsraketentriebwerk, das nach dem Verfahren gemäß Anspruch 1 betrieben wird, mit einem Speicherbehälter für das Hydrazin, Hydrazinderivat oder Hydrazin-Hydrazinderivat-Gemisch, einem Speicherbehälter für den kryogenen Oxydator und einem Druckgassystem zum wahlweisen Bedrücken des erstgenannten Speicherbehälters oder beider Speicherbehälter mit inertem Druckgas für eine Treibstoffeinförderung in die Raketenbrennkammer, dadurch gekennzeichnet, daß der Gasgenerator (6) für die katalytische Zersetzung des Hydrazins, Hydrazinderivats oder Hydrazin-Hydrazinderivat-Gemisches und der diesem nachgeschaltete Wärmetauscher (7) für die Abkühlung der katalytischen Zersetzungsprodukte beim Zweistoffbetrieb und die Verdampfung des bei dieser Betriebsart zur Einförderung in die Raketenbrennkammer (3) gelangenden kryogenen Oxydators eine bauliche Einheit bilden.

4. Flüssigkeitsraketentriebwerk, das nach dem Verfahren gemäß Anspruch 1 betrieben wird, mit einer oder mehreren Steuerdüsen bzw. Steuerdüsengruppen zum Erzeugen von Steuermomenten um mindestens eine der drei Triebwerkshauptachsen, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerdüsen bzw. Steuerdüsengruppen (13a bis 13cund 14a bis i4c)m\l vom Gasgenerator (6) für die katalytische Zersetzung des Hydrazins, Hydrazinderivats oder Hydrazin-Hydrazinderivat-Gemisches abgezapften katalytischen Zersetzungsprodukten beaufschlagbar sind.