DE2304422A1

DE2304422A1 - Rueckstosstriebwerk

Info

Publication number: DE2304422A1
Application number: DE2304422A
Authority: DE
Inventors: Yvonne Claeys Brill
Original assignee: RCA Corp
Current assignee: RCA Corp
Priority date: 1972-01-31
Filing date: 1973-01-30
Publication date: 1973-08-09
Also published as: CA965246A; US3807657A; DE2304422C2; FR2169833B1; JPS5338520B2; GB1405847A; FR2169833A1; JPS4883597A

Description

7431-72 Dr.ν.Β/Ε 2 3 QA 42 2

RCA 62,062 .

US-Ser.No. 221,955
Filed January 31,1972

RCA Corporation
New York, N.Y. (V.St.A.)

Rück stoß tr iejjwerk

Für viele Raumfahrzeuge und Raumflugkörper werden kleinere Rückstoßtriebwerke oder Hilfsantriebe benötigt, z.B. um Kursfehler beim Einschuß oder Ausstoßen in eine Umlaufbahn zu korrigieren, um den Raumflugkörper in die vorgesehene Umlaufbahn zu bringen und in dieser zu halten, ihn in einer erdstationären Lage zu stabilisieren oder seine Orientierung zu steuern, um eine einwandfreie Leistungserzeugung, thermische Kontrolle und Systemfunktion zu gewährleisten. Es sind bereits die verschiedensten Antriebssysteme für solche Korrekturzwecke bekannt, z.B. eine magnetische Drehmomenterzeugung, Einrichtungen, die die Schwerkraft ausnutzen, Sonnenwindsegel und die Verwendung von zersetzbaren Brennstoffen, wie Wasserstoffperoxid und Hydrazin als Treibstoffe für Motoren oder Schubdüsen für erdstationäre Raumflugkörper, die für langer dauernde Missionen von z.B. zv/ei und mehr Jahren bestimmt sind. Auch die Verwendung von elektrostatischen oder Ionentriebwerken ist in Betracht gezogen worden, da solche Triebwerke hohe spezifische Impulse I zu liefern vermögen. Der Spezifische Impuls hängt bekanntlich von der brennkammertemperatur oder Ausstoßgeschwindigkeit der

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Treibstoffteilchen und dem Molekulargewicht des ausgestoßenen Treibstoffes ab. Ionentriebwerke sind für das Platzhalten von erdstationären Raumflugkörpern aber nur scheibar attraktiv, da sie sehr kompliziert sind und v/egen des hohen spezifischen Leistungsbedarfes nur sehr kleine Schübe zu liefern verrröcjen. Ionentriebwerke sind daher für Bahnkorrekturen zur Einstellung einer gewünschten Umlaufbahn und andere Manöver, bei denen kurzzeitig eine verhältnismäßig große Leistung benötigt wird, üenn man also für Platzhalternnaöver ein Ionentriebwerk verwendet, braucht man außerdem noch ein chemisches Triebwerk für andere Manöver. Für die effektivste oder optimale Ausnutzung eines verfiigbaren Treibstoffes für ein Antriebssystem ist aber das Gewicht des 'Treibstoffes von ausschlaggebender Bedeutung. '

Eine bekannte Möglichkeit, Gewicht zu sparren, besteht darin, einen einzigen Treibstoff für alle Antriebsaufgaben zu verwenden. Es ist auch schon bekannt, mittels eines Ilonotreibstoffes sowohl große als auch kleine Schübe zu erzeugen, bisher war es jedoch noch nicht möglich, den Monotreibstoff über die ganze Dauer der Mission gerechnet optimal ausznutzen.

Der vorliegenden Erfindung liegt dementsprechend die Aufgabe zugrunde, ein für die Lagesteuerung, Umlaufbahnkorrektur, Platzhaltemanöver und dgl. eines Raumflugkörpers geeignetes Rückstoßtriebwerk (Hilfstriebwerk) anzugeben, das unter sehr guter Ausnutzung einer zur Verfügung stehenden Menge an flüssigem Monotreibstoff während sehr lange dauernden F.issionen sowohl relativ große als auch relativ kleine Sch&leistungen zu erzeugen vermag.

Gemäß der' Erfindung wird diese Aufgabe durch ein Rückstoß triebwerk gelöst, das eine Quelle für einen zersetzbaren flüssigen Monotreibstoff enthält, der durch einen Verteiler auf

wird

eine Anzahl von Triebwerkeinheiten aufgeteilt, die am Raumflugkörper angeordnet sind. Eine Gruppe von Triebwerkeinheiten ist

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für die Erzeugung relativ großer Schubkräfte, z.B. 4,4 N(I Ib Kraft) und darüber und eine andere Gruppe von Triebwerkeinheiten für relativ kleine Schubkräfte, z.B. etwa 0,04 bis 0,2 N (0,01 bis 0,05 Ib Kraft) ausgelegt. Der Treibstoff kann über eine Ventilanordnung wahlweise der einen oder anderen Gruppe von Triebwerkeinheiten zugeführt werden. Die beiden verschiedenen Schubkräfte der Triebwerkeinheiten können in einer gemeinsamen Triebwerkeinheit erreicht werden, indem eine steuerbare elektrische Heizung des Treibstoffes und eine Steuerung des Querschnittes von Schubdüsen zur Änderung des effektiven Schubes angewendet wird.

Weiterbildungen und Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen gekennzeichnet.

Im folgenden werden Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand der Zeichnung näher erläutert? es zeigen:

Fig. 1 eine schematische Darstellung eines Raumflugkörper-Rückstoßtriebwerkes für zwei verschiedene Schubkräfte gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung;

Fig. 2 eine schematische Darstellung einer Triebwerkeinheit zum Erzeugen relativ großer Schübe;

Fig. 3 eine schematische Darstellung einer Triebwerkeinheit zum Erzeugen relativ kleiner Schübe;

Fig. 4 eine schematische Darstellung einer Verbund-Triebwerkeinheit, die sowohl relativ große als auch relativ kleine Schübe zu erzeugen vermag und

Fig. 5 eine graphische Darstellung des Gewichtes von verschiedenen konkurrierenden Rückstoßtriebwerken in Abhängigkeit von der nutzbaren Lebensdauer.

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Das in Fig. 1 als Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellte Raumflugkörper-Rückstoßtriebwerk für zwei verschiedene Schubleistungen enthält einen Behälter 10 für einen flüssigen Treibstoff, wie Hydrazin N-H^, der über einen Verteiler 12 Triebwerkeinheiten 14 zur Erzeugung verhältnismäßig·- großer Schubkräfte und Triebwerkeinheiten 16 zum Erzeugen verhältnismäßig kleiner Schubkräfte zugeführt werden kann, welche an einem Raumflugkörper so angeordnet sind, daß beim Ausstoßen des Treibstoffes die für die Manövrierung des Raumflugkörpers erforderlichen Reaktionskräfte erzeugt werden können.

Der flüssige Treibstoff 11 wird dem Verteiler 12 durch eine erste Rohrleitung 18 zugeführt, welche ein mikroporöses Filter 20 zur Entfernung etwaiger teilchenförmiger Bestandteile enthält. Zum Auftanken und Entleeren dient ein Treibstoffventil 28, das an die Rohrleitung 18 angeschlossen ist. Der Treibstoff wird durch ein Druckgas, wie Stickstoff unter Druck gesetzt, der in einem Hochdruckbehälter 22 gespeichert ist und unter einem

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Druck von z.B. 210 kg/cm stehen kann. Das Druckgas kann auch in demselben Behälter wie der Treibstoff gespeichert werden. Der Hochdruckbehälter 22 ist mit einem Ventil 24 versehen, durch das das Druckgas eingespeist und abgelassen v/erden kann. Der Druck, unter dem das Druckgas steht, kann durch einen Druckgeber 26 überwacht werden. Der Hochdruckbehälter 22 ist über einen Druckregler 30, der den auf den Treibstoff 11 wirkenden Druck einzustellen gestattet, und ein Filter 32 zum Reinigen des Druckgases vor seinem Eintritt in eine zum Behälter 10 führende Speiseleitung 19 verbunden.

Vom Behälter 10 kann der flüssige Treibstoff einem Verteilerventil 34 zugeführt werden, das mit einer nicht dargestellten Steuervorrichtung versehen ist und dazu dient, den flüssigen Treibstoff über Verteilerabschnitte 36 den für einen relativ großen Schub bemessenen Triebwerkeinheiten 14 oder durch Verteilerabschnitte 38 und 40 den für einen verhältnismäßig kleinen Schub ausgelegten Triebwerkeinheiten 16 zuzuführen. Das Vertex-

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lerventil kann durch entsprechende Steuersignale betätigt werden; die Steuerung erfolgt vorzugsweise von Hand in einer Bodenstation über die mit dem Raumflugkörper bestehenden Nachrichtenverbindungen. Wenn das Vertexlerventil 34 auf die Triebwerkeinheiten 14 eingestellt ist, wird diesen der flüssige Treibstoff praktisch mit dem im Behälter 10 herrschenden Druck zugeführt,

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der zweckmäßigerweise etwa 20 kg/cm oder weniger betragen kann.

Wenn das Verteilerventil 34 dagegen auf die Triebwerkeinheiten 16 eingestellt ist, wird ein Druckabfall durch eine Strömungsdrosselvorrichtung 42 erzeugt, welche ein poröser Stopfen, eine feste Öffnung mit einem Querschnitt, der bezüglich des Querschnittes des Verteilerabschnitts 38 verengt ist, oder irgend eine andere bekannte Vorrichtung zum Erzeugen eines Druckabfalles sein kann. Der Treibstoff 11 wird dann unter vermindertem Druck durch die Verteilerabschnitte 40 auf die verschiedenen Triebwerkeinheiten 16 verteilt. Das Verteilerventil 34 kann bei Verteileranlagen entfallen, bei denen jede Triebwerkeinheit mit einem eigenen Steuerventil zur Steuerung der Treibstoffzufuhr versehen ist.

Fig 2 zeigt einen vergößerten Querschnitt einer typischen Triebwerkeinheit 14. Die Triebwerkeinheit ist integral aus einem zylindrischen Teil 44 gebildet, das ein Katalysatorbett 46 aufnimmt. Die zersetzten Gase expandieren aus dem Katalysatorbett 46 in eine Kammer 48 mit einem kegelstumpfförmigen Teil. Die Kammer wird durch ein Halterungsnetz 47 begrenzt. Am anderen Ende verjüngt sich die Kammer 48 zu einem Düsenhals 50, auf den eine sich erweiternde Düse 52 folgt, deren Auslaß 54 in der Umgebung 56 mündet, in die die Abgase ausgestoßen werden. Eine typische Triebwerkeinheit 14 ist etwa 19 cm lang und hat einen Durchmesser von etwa 5 cm. Sie besteht aus einer geeigneten hochfesten und korrosionsbeständigen Nickellegierung, die den Zersetzungsprodukten beim Betriebsdruck und bei der Betriebstemperatur standzuhalten vermag. Eine typische Legierung für cliorjcm Zweck vjLrd von der Firma Union Carbide Company unter

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dem Handelsnamen Hastalloy 25 vertrieben. Der zylindrische Teil der Triebwerkeinheit kann von einer Wärmeisolation 60 umgeben sein.

Im Betrieb wird der flüssige Treibstoff 11, vorzugsweise Hydrazin, durch den Verteilerabschnitt 36 und eine Reihe von perforierten Verteilerröhren 61 in das Katalysatorbett 46 geleitet, das z.B. einen Träger aus Aluminiumoxid enthalten kann, der mit einem Katalysatormaterial, wie Shell 4O5A ASBG-

imprägniert ist. Das Hydrazin zersetzt sich bei der Berührung mit dem Katalysator unter Entwicklung von Gasen, die mit einer Temperatur in der Größenordnung von 1600 bis 1800 R und mit Drücken, die vom Treibmittel-Speisedruck abhängen und typischerweise in der Größenordnung von 7 kg/cm liegen, in die Kammer 48 austreten. Das zersetzte Gas strömt von der Kammer 48 durch den Düsenhals 50 und expandiert in der Düse 52, bis es schließlich in die Umgebung 56 austritt. Der dabei entvriekelte Schub beträgt größenordnungsmäßig 4 bis 5 N (ca 1 Ib) und mehr mit einem spezifischen Impuls bis hinauf zu 250 Sekunden.

Die durch die Triebwerkeinheiten entwickelte Kraft läßt sich durch die folgende Gleichung ausdrücken:

F = C_F A_t P_c (1)

dabei bedeuten:

F die Schubkraft in lbs (4,4 N),

C_p der Schub&oeffizient;

P der Druck in der Kammer 48 in psia; und

A. die Querschnittsfläche des Düsenhalses bei 50 in Ouadratzoll.

Der spezifische Impuls läßt sich näherungsweise durch die folgende Gleichung angeben:

* (Tc/M)^1/2 ' (2)

O [ J

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Dabei sind:

I der spezifische Impuls in Sekunden; sp

T die Temperatur in der Kammer 48 in Grad Rankine und M das Molekulargewicht der Verbrennungs- oder Zersetzungsprodukte in Molen.

Für Triebwerke der hier interessierenden Art können alle thermisch zersetzbaren Monotreibstoffe verwendet werden, wie Hydrazin, Wasserstoffperoxid, IsopropyInitrat. Hydrazin wird bevorzugt, da es einen größeren spezifischen Impuls pro Gewichtseinheit zu liefern vermag als alle anderen bekannten Monotreibstoffe, nämlich in der Größenordnung von 230 Sekunden für eine Triebwerkeinheit der in Fig. 2 dargestellten Art.

H-öhere spezifische Impulse I lassen sich dadurch erreichen, daß man Enthalpie der Zersetzungsprodukte des Hydrazins durch Zufuhr von Wärme zu dem in der Kammer 48 enthaltenen Gas vergrößert, wodurch die Kammertemperatur T in Gleichung (2) vergrößert wird. Die Erhöhung eines/spezifischen Impulses I durch Zufuhr von Wärme erfolgt bei dem vorliegenden Rückstoßtriebwerk z.B. durch Verwendung einer Triebwerkeinheit 16, wie sie in Fig. 3 dargestellt ist. Die Triebwerkeinheit 16 ähnelt der Triebwerkeinheit 14 gemäß Fig. 2 darin, daß sie einen zylindrischen Teil 44 für das Katalysatorbett 46 mit einem Halterungsnetz 47, eine Kammer 48 für die Zersetzungsprodukte, einen Düsenhals 50 sowie eine Düse 52 mit einem Auslaß 54,durch die die expandierenden Gase in die Umgebung 56 ausgestoßen v/erden, enthält. Bei der Triebwerkeinheit 16 gemäß Fig. 3 ist die ringförmige /iußenseite der Kammer 48 mit einer elektrischen Ileizwendel 58 versehen. Die Heizwendel 58 ist mit einer steuerbaren Stromquelle mit einer z.B. zwischen 0 und 150 Watt veränderbaren Ausgangsleistung verbunden. Eine solche elektrische Heizwendelanordnung ist unter der Bezeichnung "resisto-jet" bekannt. Die Triebwerkeinheit 16 ist wieder mit einer Wärmeisolation 60 umgeben, z.B. Aluminiumoxid-Siliciumoxidfasern oder ascrn, vor allem im Bereich der Kammer 48, wo die größte

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Erwärmung auftritt. Ein typisches, gut geeignetes Quarzfaser-Isoliermaterial wird von der Firma John Manville Company unter dem Handelsnamen MIN-K vertrieben. Die Triebwerkeinheit 16 ist typischerweise etwa 12,5 cm lang und hat einen Außendurchmesser von etwa 5 cm. Das Gehäuse wird gewöhnlich aus warmfesten Legierungen ausreichender mechanischer Festigkeit hergestellt, mit denen die geforderte lange Lebensdauer gewährleistet ist, wie sie für die Triebwerkeinheiten eines Raumflugkörpers für Synchronsatelliten-Nachrichtensysteme Bedingung ist. Typische Nickellegierungen, die sich für das Gehäuse eignen, sind die Legierungen Haynes 25 und Union Carbide L 605.

Der Treibstoff wird wieder durch einen an den Verteilerabschnitt 40 angeschlossenen Injektor der oben erwähnten Art eingeführt und im Katalysatorbett 46 zersetzt, das einen geeigneten Katalysator (z.B. Shell 405) enthalten kann.

Im Betrieb wird vorzugsweise Hydrazin als Treibstoff 11 durch den Verteilerabschnitt 40 unter Druck in das Katalysatorbett 46 eingeführt. Der flüssige Treibstoff wird dann durch den Katalysator zersetzt und die Zersetzungsprodukte expandieren in die Kammer 48 unter einem spezifischen Impuls I

von etwa 200 Sekunden. Durch die in Betrieb befindliche Heizwendel 58 werden die Hydrazingase auf eine höhere Temperatur erwärmt, wodurch der spezifische Impuls I auf 300 Sekunden oder mehr erh-öht wird, je nachdem wieviel Wärme durch die Heizwendel 58 zugeführt wird. Bei einer typischen Schubdüse läßt sich der spezifische Impuls mittels der Heizung zwischen etwa 200 Sekunden und etwa 350 Sekunden ändern.

Fig. 4 zeigt eine Triebwerkeinheit 62, mit der im selben Gehäuse sowohl ein verhältnismäßig großer Schub als auch verhältnismäßig kleiner Schub erzeugt werden kann. Die Triebwerkeinheit 62 enthält wieder einen zylindrischen Teil 44 mit einem Katalysatorbett 46, eine Kammer 48 für auf hohe Tempe-

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raturen erhitztes Gas, welche mit einer Heizwendel 58 versehen ist, sowie eine Düse 52 mit einem Auslaß 54.

Bei der Triebwerkeinheit 62 ist ein Düsenhals 64 mit einer Vorrichtung 65 zum Verändern der Düsenhaisöffnung vorgesehen. Die Verstellung der Düsenhaisöffnung kann durch einen verschlußartigen Mechanismus oder irgend eine andere bekannte Einrichtung zur Änderung der öffnungsfläche des Düsenhalses erfolgen. Die zum Verstellen der Düsenhaisöffnung dienende Vorrichtung 65 wird durch eine nicht dargestellte Steuervorrichtung über eine Nachrichtenverbindung mit der Bodenstation betätigt. Der Durchmesser des im wesentlichen kreisförmigen Düsenhalses beträgt bei kleinen Schüben in der Größenordnung von 0,4 N (100 milli-pounds) typischerweise etwa 0,75 mm (0,030 Zoll) und ist für Schubkräfte in der Größenordnung von 4 bis 25 N (1 bis 5 Ib) bis zu einem Durchmesser von 2,5mm (0,10 Zoll) erweiterbar.

Bei einem Triebwerk der in Fig. 1 dargestellten Art können die an den Verteilerabschnitt 36 angeschlossenen Triebwerkeinheiten 14 (Fig. 2 und 3) durch jeweils eine Triebwerkeinheit 62 der in Fig. 4 dargestellten Art ersetzt werden. Bei einer solchen Anordnung sind die Triebwerkeinheiten 16 überflüssig. Der flüssige Treibstoff wird unter ein und demselben (einzigen) Druck den Triebwerkeinheiten 62 zugeführt, in der der flüssige Treibstoff in ein hocherhitztes und unter hohem Druck stehendes Gas umgewandelt wird, das durch den Düsenhals 64 ausströmt. Durch eine Verstellung des verstellbaren Düsenhalses 64 v/ird der Querschnitt und damit der Schub geändert. Da der Schub nun eine Funktion des Düsenhaisquerschnittes ist, wird keine Strömungsdrosselvorrichtung, wie die Strömungsdrosselvorrichtung 42 zum Ändern des Druckes des flüssigen Treibstoffes mehr benötigt. Mit ein und derselben Triebwerkeinheit 62 kann der Monotreibstoff sowohl zur Erzeugung hoher als auch zur Erzeugung niedriger Schübe verwendet werden.

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Die großen Schübe, die die Triebwerkeinheiten 14 oder 62 (mit großer öffnung des Düsenhalses 64 und ohne Einschaltung der Heizwendeln 58) liefern, v/erden bei dem in der Umlaufbahn befindlichen Raumkörper zuerst verwendet, um Einschußfehler sowie Abweichungen zu korrigieren und anschließend die gewünschte Station oder Umlaufbahn zu erreichen. Die großen Schubkräfte werden ferner auch bei allen späteren Manövern benutzt, bei denen große Schubkräfte für sehr kurze Zeitspannen benötigt werden. Das dynamische Verhalten eines Raumflugkörpers macht jedoch oft auch die Verwendung von Schubkräften in der Größenordnung von o,C04 Μ (milli-pounds) erforderlich. Derart niedrige Schubkräfte können mit der Triebwerkeinheit 16 (Fig. 3) und vorzugsweise der Triebwerkeinheit 62 (Fig. 4) erzeugt v/erden. Die mit diesen Triebwerkeinheiten erzeugbaren niedrigen Schubkräfte ermöglichen eine zuverlässige und genaue Steuerung der Orientierung des Raumflugkörpers und exakte Platzhaltemanöver. Die durch die Triebwerkeinheiten unter Verwendung des zersetzbaren Treibstoffes erzeugten Kraftimpulse ergeben über die ganze Dauer einen stetigen Vakuumimpuls, der einen genauen und folgerichtigen Antrieb für Orientierungs-und Platzhaltemanöver ergibt. Die größeren spezifischen Impulse, die durch Erhöhung der Enthalpie der Zersetzungsprodukte des Monotreibstoffes erreichbar sind, ist bei dem Rückstoßtriebwerk gemäß der Erfindung nur durch die Temperatur- und Formbeständigkeit der für die Herstellung der Triebwerkeinheiten verwendeten Werkstoffe beschränkt.

Die beschriebenen Triebwerkeinheiten enthalten kegelförmige oder exponentiell verlaufende Düsen 52, in denen die ausgestoßenen Gase expandieren. Solche Düsen sind jedoch für die Schuberzeugung nicht unbedingt erforderlich, wie der Fachmann weiß. Der Wirkungsgrad,leidet zwar etwas, wenn man die Düse wegläßt, für die vorliegende Erfindung ist es jedoch nicht wesentlich, ob die Triebwerkeinheit eine Düse enthült oder nicht.

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AIs bevorzugter Treibstoff wurde bei den oben erläuterten Ausführungsbeispielen Hydrazin erwähnt, selbstverständlich können bei dem vorliegenden Triebwerk auch andere Treibstoffe verwendet werden, z.B. irgend ein Hydrazinderivate wie Methylhydrazin sowie symmetrisches und unsymmetrisches Dimethylhydrazin.

Als aktiver Bestandteil des Katalysatorbettes lassen sich alle bekannten Katalysatormetalle der Gruppe VIIIb des Periodensystems der Elemente verwenden.

Dadurch, daß die Enthalpie des Treibstoffes und damit der mit einem vorgegebenen Monotreibstoff erzielbare spezifische Impuls vergrößert werden, läßt sich also bei dem Rückstoßtriebwerk gemäß der Erfindung das Treibstoffgewicht, das für eine Raumflugkörpermission vorgegebener Dauer erforderlich ist, erheblich verringern.

Fig. 5 zeigt eine graphische Darstellung zum Vergleich verschiedener Antriebssysteme, die für langdauernde Raummissionen in Frage kommen. Wie erwähnt, kann man mit einem Ionentriebwerk spezifische Impulse von etwa 3000 Sekunden erzeugen. Interessanterweise kann jedoch die Hydrazin-Triebwerkkombination, die zwei verschiedene Schubwerte zu liefern vermag, gut mit dem Ionentriebwerk konkurrieren, obwohl der spezifische Impuls einer Hydrazin-Triebwerkeinheit mit Zusatzheizung eine G—rößenordnung kleiner ist als der eines Ionentriebwerks (I_SD ⁼ 340 Sekunden im Vergleich zu 3000 Sekunden für das Ionentrieb-

Für Missionen mit einer vorgesehenen Dauer von weniger als vier Jahren ist das Hydrazintriebwerk mit elektrischer Zusatzheizung leichter als Hydrazin/Ionentriebwerksysteme. Für länger dauernde Missionen, beispielsweise sieben Jahre, ist das Hydrazin/Hydrazin+Zusatzheizung-Triebwerk etwa 30% schwerer als ein Hydrazin/Ionentriebwerk. Sind sieben Jahre Missions-

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dauer, 680 kg Raumflugkörpergewicht und 0,04 N (10 milli-pounds) Schub für eine bestimmte Mission vorgegeben, so ist bei einem Hydrazintriebwerk mit Zusatzheizung ("hydrazine resisto-jet") eine gesamte Brennzeit im Gleichgewichtszustand von etwa 1450 Stunden erforderlich, um den Anforderungen der Mission zu genügen. Mit Zusatzheizung versehene Triebwerke ("resisto-jets") mit 0,04 N (milli-pounds) Schub, Wasserstoff als Brennstoff und Ammoniak als Brennstoff haben Dauerprüfungen von 8000 Stunden mit einem Verhältnis von 50/50 von Einschaltzeit zu Ruhezeit bestanden. Das Arbeitsmedium bei einem mit Zusatzheizung versehenen Hydrazintriebwerk besteht aus Ammoniak, Wasserstoff und Stickstoff.

Das Hydrazintriebwerke und Hydrazintriebwerke mit Zusatzheizung enthaltende Rückstoßtriebwerk gemäß der Erfindung ist nicht nur sehr einfach im Aufbau und sehr zuverlässig, es weist außerdem noch eine bei keinem anderen Triebwerksystem erreichte Redundanz auf. Z.B. kann bei Missionen, die ein Platzhalten über lange Zeiten erfordern, auch beim Ausfall der einfachen elektrothermischen Vorrichtung (Zusatzheizung mit der Heizwendel 58) ein Teil der langzeitigen Platzhaltemanöver mit katalytischer Zersetzung des im Behälter verbliebenen Hydrazins, durchgeführt werden. Ferner ist alles Treibmittel, das in der Anfangsphase der Mission für die Korrektur von Einschußfehlern und das Einnehmen der vorgesehenen Station nicht verbraucht wurde, für die mit Zusatzheizung versehenen Triebwerke verfügbar und verlängert die nutzbare Betriebsdauer in der Umlaufbahn. Diese Möglichkeiten stehen bei den bekannten Trieb-. Werksystemen nicht zur Verfügung.

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Claims

Patentansprüche

Rückstoßtriebwerk mit einem Behälter für einen zersetzbaren flüssigen Monotreibstoff, der durch einen Verteiler, welcher eine Ventilanordnung und einen den Speisedruck verringernden Druckminderer enthält, wahlweise auf eine von zwei Gruppen von Trie.bwerkeinheiten aufteilbar ist, von denen die der ersten Gruppe eine Anordnung zum Erzeugen von relativ kleinen Schubkräften, bei der der Monotreibstoff zuerst zersetzt wird, enthalten und die der zweiten Gruppe eine Anordnung zum Erzeugen relativ großer Schubkräfte durch katalytisches Zersetzen des Monotreibstoffes enthalten, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Gruppe von Triebwerkeinheiten (16) mit einer Vorrichtung (58) zum Erhitzen des zersetzten llonotreibstoffes (11) versehen ist.
2. Rückstoßtriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung zum Zersetzen des flüssigen Monotreibstoffes in den Triebwerkeinheiten (16) einen Katalysator (46) zum katalytischen Zersetzen des flüssigen Treibstoffes in gasförmige Bestandteile enthalten.
3. Rückstoßtriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung zum Erhitzen der gasförmigen Bestandteile des zersetzten Monotreibstoffes eine elektrische Heizwendel (58) enthalten, die eine die gasförmigen Bestandteile enthaltende Kammer (48) umgibt.
4. Rückstoßtriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß es als Monotreibstoff Hydrazin oder Hydrazinderivate, wie Methylhydrazin, sowie symmetrisches oder unsymmetrisches Dimethylhydrazin enthält.
5. Rückstoßtriebwerk nach einem der vorhergehenden

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Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Katalysator ein Metall aus der Gruppe VIIIb des Periodensystems der Elemente enthält.
6. Rückstoßtriebwerk zur Lagesteuerung, Geschwindigkeitskorrektur und Ausführung von Platzhaltemanövern für einen Raumflugkörper, mit einem Behälter für einen zersetzbaren flüssigen Monotreibstoff, einem Verteiler zum Verteilen des flüssigen Monotreibstoffes auf eine oder mehrere Triebwerkeinheiten, welche eine erste Kammer zum Zersetzen des flüssigen Monotreibstoffes in gasförmige Bestandteile sowie eine zweite Kammer zum Erhitzen der gasförmigen Bestandteile enthalten, dadurch gekennzeichnet, daß eine Düse zum Ausstoß der gasförmigen Bestandteile in die Umgebung (56) und eine Vorrichtung(65) zur Verstellung des Düsenguerschnitts und damit der von den durch die Düse nach außen strömenden gasförmigen Bestandteilen erzeugten Schubkraft vorgesehen sind und daß die gasförmigen Bestandteile in der zweiten Kammer (48) durch eine steuerbare Heizvorrichtung (58) zur Änderung des von den gasförmigen Bestandteilen beim Austreten durch die Düse erzeugten spezifischen Impulses erhitzbar sind.
7. Verfahren zum Betrieb eines Rückstoßtriebwerkes für ein Raumfahrzeug, gekennzeichnet durch die Verfahrensschritte:

a) Zersetzen eines ersten Teiles eines Vorrates an zersetzbarem Monotreibstoffgas in gasförmige Bestandteile;

b) Ausstoßen dieser Bestandteile des ersten Teiles durch eine Düse unter Erzeugung eines relativ großen Schubes;

c) Zersetzen eines anderen Teiles des Vorrates an zersetzbarem Monotreibstoffgas in gasförmige Bestandteile;

d) Erhitzen der gasförmigen Bestandteile des anderen Teiles zur Erhöhung des spezifischen Impulses der Gase;

e) Ausstoßen der erhitzten Bestandteile durch eine Düse unter Erzeugung eines verhältnismäßig kleinen Schubes.

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8. Verfahren zum Betrieb eines Rückstoßtriebwerkes für ein Raumfahrzeug, gekennzeichnet durch die Verfahrensschritte:

a) Zersetzen eines ersten Teiles eines Vorrates an zersetzbarem flüssigen Monotreibstoff in gasförmige Bestandteile;

b) Ausstoßen dieser gasförmigen Bestandteile durch eine Düse unter Erzeugung relativ großer Schubkräfte;

c) Zersetzen eines anderen Teiles des Vorrates des zersetzbaren flüssigen Monotreibstoffes in gasförmige Bestandteile;

d) Erhitzen der gasförmigen Bestandteile des zersetzten anderen Teiles des Vorrates an flüssigem Monotreibstoff unter Erhöhung des spezifischen Impulses der gasförmigen Bestandteile und

e) Ausstoßen der erhitzten gasförmigen Bestandteile durch eine Düse unter Erzeugung von relativ großen Schubkräften.

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