DE2247054C3 - - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Nachverbrennen der brennstoffreichen Abgase eines Raketentriebwerks, mit mehreren konvergierend in den Abgasstrom mündenden Zuführungskanälen für einen Oxydator.

Aus der US-PS 30 95 694 ist es bekannt, eine Nachverbrennung zur Erhöhung der Schubleistung eines Raketentriebwerks vorzusehen, wobei dazu aus der Atrnosphäre Luft in den divergierenden Teil der Schubdüse über öffnungen in der Wandung des divergierenden Teils geleitet wird.

Aus der US-PS 34 91 539 ist ebenfalls eine Vorrichtung zum Nachverbrennen der brennstoffreichen Abgase eines Raketentriebwerkes bekannt, bei der im Triebwerk im Bereich der Schubdüse ein Behälter für einen Oxydator vorgesehen ist. Hierbei ist in der Schubdüsenwandung eine öffnung vorgesehen, die durch einen Stopfen verschlossen ist, welcher unter der Einwirkung der heißen Abgase zerstört wird. Nach erfolgter Zerstörung dieses Verschlußstopfens kann unter Druck stehender Oxydator aus dem Behälter austreten, sich mit den Abgasen vermischen und eine Nachverbrennung bewirken. Im Hinblick auf die bei dieser bekannten Vorrichtung vorhandene geringe Länge der Schubdüse stromab der Oxydator-Zuführöffnung ist eine vollständige Verbrennung des zugeführten Oxydators und damit auch ein vollständiges Nachverbrennen der brennstoffreichen Abgase des Triebwerkes nicht zu erwarten.

Es liegt die Aufgabe vor, eine Vorrichtung der eingangs genannten Art so auszubilden, daß eine Rauchgasentwicklung mit einfachen Mitteln zuverlässig vermieden werden kann.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß der Oxydator unmittelbar stromab der Schubdüse des Raketentriebwerks in die Abgase eingeleitet wird und daß im Bereich des sich ergebenden Gasgemisches ein einen Staupunkt zur Selbstzündung bildendes körperliches Hindernis vorgesehen ist.

Vorteilhaft ist dabei, daß das vorgesehene Hindernis einerseits infolge der an ihm entstehenden Nachkomprimierung einen Heißpunkt bildet, an dem sich das Gasgemisch entzündet, und andererseits in dem sich stromab des Hindernisses ausbildenden Turbulenzbereich eine das Hindernis berührende Flammenfront entsteht die ein kontinuierliches Weiterbrennen des sich am Heißpunkt entzündenden Gasgemisches gewährleistet.

Ausgestaltungen der Erfindung gehen aus den Unteransprüchen hervor. So z. B. besteht das körperliche Hindernis aus Nadeln oder aus einem bogenförmigen Bügel, oder es ist sogar von den Enden der Zuführungskanäle selbst gebildet, was einen besonders geringen Aufwand bedeutet, wenn die Zuführungskanäle aus der umgebenden Atmosphäre mit Sauerstoff versorgt werden.

Es ist im übrigen bekannt, in der Verbrennungsgasströmung eines Strahltriebwerks Hinderniskörper vorzusehen. Diese bekannten Körper haben die Funktion, in ihiem Windschatten ein Rückströmgebiet zu bilden, in welchem die Strömungsgeschwindigkeit die Flammenfortpflanzungsgeschwindigkeit nicht übersteigt, so daß das darin enthaltene Luft-Brennstoff-Gemisch verbrennt und das frisch eintretende Gemisch sich laufend entzündet (»Forschung auf dem Gebiete des Ingenieurwesens«, Band 24, Heft 1, S. 15 bis 18). Diese Hinderniskörper dienen also als Flammenhalter zur Verhinderung des Abreißens der Flamme. Sie bilden jedoch keinen mit dem erfindungsgemäßen körperlichen Hindernis vergleichbaren Staupunkt zur Selbstzündung.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden .nachstehend an Hand der Zeichnung erläutert. Es zeigen die

F i g. 1 bis 6 jeweils ein Ausführungsbeispiel und die

Fig 7 und 8 Ansichten in Richtung VII-VII bzw. VIII-VIlI gemäß F i g. 4 bzw. F i g. 5.

Die F i g. 1 zeigt schematisch den insgesamt mit 10 bezeichneten stromabwärtigen Teil eines Raketentriebwerks. Mit 2 ist die Schubdüse, mit 3 eine vom Abgas durchströmte Kammer bezeichnet. Im hinteren Teil 10 des Triebwerks befinden sich mindestens zwei Zuführungskanäle 4, durch die aus Behälter 1 entnommener Sauerstoff O2 strömt. Die Kanäle 4 münden in Richtung der Pfeile h konvergierend in die von der Düse 2 ausgestoßenen Abgase. Hierdurch entsteht in einem Bereich mit der axialen Länge L ein Gasgemisch, welches in einer durch einen körperlichen Austrittskegel 7, der das Hindernis bildet, begrenzten Zone 5 entzündbar ist. Der Antriebsstrahl divergiert auf bekannte Weise in Richtung der Pfeile h.

Durch die Zufuhr von Sauerstoff wird am Ort 6 ein stöchiometrisches Gemisch mit den unverbrannten Anteilen der Abgase gebildet.

Zur Zündung, d. h. zur Auslösung der Oxydation zwischen den unverbrannten Anteilen der Abgase und dem zugeführten Sauerstoff, wird im Antriebsstrahl des Triebwerks ein körperliches Hindernis vorgesehen, in F i g. 1 der Kegel 7, das am Ort 6 einen Staupunkt für das Gasgemisch bildet. Infolge der Nachkomprimierung des Gasgemisches an diesem Staupunkt bildet sich an diesem ein das Gasgemisch entzündender Heißpunkt.

Das körperliche Hindernis kann aus Nadeln 8 (Fig.4) oder aus einem bogenförmigen Bügel 9 (F i g. 5) bestehen oder einfach durch die Einspritzen-

den der Zufuhrungskanäle 11 (F i g. 6) gebildet sein. Die Temperatur der die Schubdüse verlassenden Abgase, die beispielsweise 200O⁰C betragen kann, und der Staudruck am körperlichen Hindernis führer zu einer solchen Hitze, daß sich das Gasgemisch am Staupunkt entzündet.

Bei der in F i g. 2 dargestellten Ausführungsform wird das sauerstoffhaltige Gas aus der Atmosphäre bezogen. Demgemäß sind die Zufuhrungskanäle 12 an die Atmosphäre angeschlossen. Durch aerodynamische Auffänger 17, die außen am Flugkörper angeordnet sind, wird dafür gesorgt, daß beim Flug die Luft aus der Atmosphäre in Richtung des Pfeils h unter Druck in die Kanäle 12 strömt, um von dort konvergierend in die Abgase eingeleitet zu werden.

Die F i g. 3 zeigt eine Ausführungsform, bei welcher der stromabwärtige Teil 100 des Triebwerks zwei Behälter 13 enthält, von denen jeder ein Reaktionsprodukt 14 und eine oxydierende Verbindung 15 aufnimmt.

Der durch chemische oder thermische Reaktion in den Behältern frei werdende Sauerstoff gelangt durch die konvergierenden Kanäle 11 in die von der Schubdüse ausgestoßenen Abgase. Dies wird erreicht entweder durch Überdruck in den Behältern 13 oder durch Saugwirkung der Abgase an den Mündungen der Kanüle 11.

An Stelle der in den F i g. 4 und 7 gezeigten Nadeln 8 oder des in den F i g. 5 und 8 dargestellten Bügels 9 kann das die Staupunkte zur Selbstzündung bildende körperliche Hindernis das Zuführungsorgan für den Oxydator selbst sein. Eine entsprechende Ausbildung zeigt die F i g. 6. Gemäß dieser enden die den Sauerstoff zuführenden Kanäle 11 im Nachzündungsbereich 16 und bilden dort Staupunkte zur Selbstzündung der Abgase.

Die im Weg der von der Schubdüse ausgesioßcncn Abgase liegenden körperlichen Hindernisse können so klein ausgelegt werden, daß die Strömungsbedingungen für die Abgase kaum geändert werden.

Hierzu 2 ßiatt Zeichnuneen

Claims (5)

Patentansprüche:

1. Vorrichtung zum Nachverbrennen der brennstoffreichen Abgase eines Raketentriebwerks, mit mehreren konvergierend in den Abgasstrom mündenden Zuführungskanälen für einen Oxydator, dadurch gekennzeichnet, daß der Oxydator unmittelbar stromab der Schubdüse (2) des Raketentriebwerks in den Abgasstrom eingeleitet wird und daß im Bereich des sich ergebenden Gasgemisches ein einen Staupunkt zur Selbstzündung bildendes körperliches Hindernis vorgesehen ist.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das körperliche Hindernis aus Nadeln (8) besteht

3. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das körperliche Hindernis ein bogenförmiger Bügel (9) ist.

4. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das körperliche Hindernis von den Einspritzenden der Zuführungskanäle (11) für den Oxydator gebildet ist.

5. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch mindestens einen ein Reaktionsprodukt (14) und eine oxydierende Verbindung (15) enthaltenden Behälter (13) zur Erzeugung des Sauerstoffs für die Nachverbrennung.