DE2304422C2

DE2304422C2 - Rückstoßtriebwerksystem

Info

Publication number: DE2304422C2
Application number: DE2304422A
Authority: DE
Inventors: Yvonne Claeys Skillman N.J. Brill
Original assignee: RCA Corp
Current assignee: RCA Corp
Priority date: 1972-01-31
Filing date: 1973-01-30
Publication date: 1983-01-05
Also published as: GB1405847A; DE2304422A1; JPS5338520B2; JPS4883597A; FR2169833B1; US3807657A; CA965246A; FR2169833A1

Description

J5

Die Erfindung betrifft ein Rückstoßtriebwerksystem gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.

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 είπτ erdstationären Lage zu stabilisieren oder seine Orientierung zu steuern, um eine einwandfreie Leistungserzeu- gung, thermische Kontrolle und Systemfunktion zu gewährleisten. Es sind bereits die verschiedensten Antriebssysteme für solche Korrekturzwecke bekannt, t. B. eine magnetische Drehmomenterzeugung, Einrichtungen, die die Schwerkraft ausnutzen. Sonnenwindse- so gel und die Verwendung von zersetzbaren Brennstoffen, tvie Wasserstoffperoxid und Hydrazin als Treibstoffe tür Motoren oder Schubdüsen für erdstationäre Raumflugkörper, die für länger dauernde Missionen von I. B. zwei und mehr Jahren bestimmt sind. Auch die Verwendung von elektrostatischen oder Ionentriebwerken ist in Betracht gezogen worden, da solche Triebwerke hohe spezifische Impulse Ι_ψ zu liefern Vermögen. Der spezifische Impuls hängt bekanntlich Von der Brennkammertemperatur oder Ausstoßgelchwindigkeit der Treibstoffteilchen und dem Molekulargewicht des ausgestoßenen Treibstoffes ab. Ionentriebwerke sind für das Platzhalten von erdstationären Raumflugkörpern aber nur scheinbar attraktiv, da sie sehr kompliziert sind und wegen des hohen spezifischen l.cistungsbedarfes nur sehr kleine Schübe zu liefern vermögen. Ionentriebwerke sind daher unbrauchbar für Bahnkorrekturen zur Einstellung einer gewünschten Umlaufbahn und andere Manöver, bei denen kurzzeitig ein verhältnismäßig großer Schub benötigt wird. Wenn man also für Platzhaltemanöver ein Ionentriebwerk verwendet, braucht man außerdem noch ein chemisches Triebwerk für andere Manöver. Für die optimale Ausnutzung des für ein Antriebssystem verfügbaren 7 reibsioffes ist aber das Gewicht des Treibstoffes von ausschlaggebender Bedeutung.

Eine bekannte Möglichkeit, Gewicht zu sparen, besteht darin, für aüe Antriebsaufgaben ein- und denselben Treibstoff zu verwenden. Es ist auch schon bekannt, mittels eines Monotreibstoffes sowohl große als auch kleine Schübe zu erzeugen. So ist aus der US-PS 32 31 223 ein mit Monotreibstoff gespeistes Rückstoßtriebwerksystem mit den Merkmalen des Oberbegriffs des Patentanspruchs 1 bekannt, bei dem die verschiedenen Sehubmotoren so angeordnet und mit Schüben, die sich um den Faktor 2 unterscheiden können, so betreibbar sind, daß sich ein Schub jeder gc/ünschten Richtung mit sechs Sehubmotoren erzeugt werden kann. Die Sehubmotoren werden dabei unter Steuerung durch einer. Rechner so betrieben, daß sich der gewünschte Schub durch Addition und/oder Subtraktion der Komponenten der von den einzelnen Sehubmotoren erzeugten Schübe ergibt.

Aus der US-PS 35 83 161 ist ein mit Ammoniak als Monotreibstoff gespeistes Rückstoßtriebwerk bekannt, das eine radioaktiv«. Wärmequelle zur Vorerhitzung und eine elektrische Widerstandsheizung zur Nacherhitzung des Treibstoffes enthält.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein für die Lagesteuerung, Umlaufbahnkorrektur. Platzhaltemanöver und dergleichen eines Raumflugkörpers geeignetes Rückstoßtriebwerksystem anzugeben, das sowohl relativ große als auch relativ kleine Schubleistungen zu erzeugen vermag und den hierfür zur Verfügung stehenden Monotreibstoff optimal ausnutzt.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch das im Patentanspruch I gekennzei-hnete Rückstoßtriebwerksystem gelöst.

Weiterbildungen und vorteilhatte Ausgestaltungen des erfindungsgemäßen Rückstoßtriebwerksystems sind Gegenstand von Unteransprüchen.

Das Rückstoßtriebwerksystem 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. Zum Beispiel kann bei Missionen, die ein Platzhalten über lange Zeiten erfordern, auch beim Ausfall der einfachen elektrischen Heizeinrichtung ein Teil der langzeitigen Platzhaltemanöver mit katalytische Zersetzung des verbleibenden Monotreibstoffs (insbesondere Hydrazin) durchgeführt werden. Ferner ist a"er Treibstoff, der in der Anfangsphase der Mission für die Korrektur von Einschußfehlern und das Einnehmen der vorgesehenen Position nicht verbraucht wurde, für die mit Zusatzheizung versehenen Sehubmotoren verfügbar und verlängert dadurch die nutzbare Betriebsdauer in der Umlaufbahn. Diese Möglichkeiten stehen bei den bekannten Triebwerksystemen nicht zur Verfugung.

Im folgenden wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung unter Bezugnahme auf die Zeichnung näher erläutert.

Es zeigt

Fig. 1 eine schematische Darstellung eines Raumflugkörper-Rückstoßtriebwerksystemes für zwei verschiedene Schubkräfte gemäß einem Ausführungsbei-

spiel der Erfindung,

F i g. 2 eine schematische Darstellung eines Schubmotors zum Erzeugen relativ großer Schübe,

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

Fig.4 eine graphische Darstellung des Gewichtes von verschiedenen konkurrierenden Rückstobtriebwu ken in Abhängigkeit von der nutzbaren Lebensdauer.

Das in F i g. 1 als Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellte Raumflugkörper-Rückstoßtriebwerksystem für zwei verschiedene Schubleistungen enthält eineii Scimitar iO für einen flüssigen Treibstoff, wie Hydrazin N₂H₄, der über einen Verteiler 12 Schubmotoren oder Triebwerkeinheiten 14 zur Erzeugung verhältnismäßig großer Schubkräfte und Schubmotoren oder 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! 1 wird dem Verteiler 12 durch eine erste Rohrleitung 18 zugeführt, we!·, he 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 Druck von z. B. 210 bar 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 werden 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 "9 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 Triebwerkeir^heiten 14 oder durch Vtrteilerabschnitte 38 und 40 den für einen verhältnismäßig kleinen Schub ausgelegten Triebwerkeinheiten 16 zuzuführen. Das Verteiierventil kann durch entsprechende Steuersignale betätigt werden; die Steu:rung erfolgt vorzugsweise von Hand in einer Bodenstation über die mit dem Raumflugköi per bestehenden Nachrichtenverbindungen. Wenn das Verteilerventil 34 auf die Triebwerkeinheiten 14 eingestellt ist, wird diesen der flüssige Treibstoff praktisch mit dem im Behälter 10 herrschenden Druck zugeführt, der zweckmäßigerweise etwa 20 bar oder weniger beiragen 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 Verteilerab'.chnitts 38 verengt ist. oder irgend eine andere bekannte Vorrichtung zum Erzeugen eines Druckabfalles sein kanh. Der Treibstoff 11 wird dann unter vermindertem Diuck durch die Verteilerabschnitte 40 auf die verschiedn^en Triebwerkeinheiten 16 verteilt Das Verteüerventil 34 kann bei Veueiieranlagen entfallen, bei denen jede Trkbwerkeinheit mit einem eigenen Steaerveni:! zur Srfwruug dtr Treibstoffzufuhr yersehen ist

Fig.2 zeigt einen vergrößerten Querschnitt einer ivpischen Triebwerkeinheit 14. Die Triebwerkeinheit ist integral aas einem zylindrischen Teil 44 gebildet, das ein Katalysatorbett 46 aufnimmt Die zersetzten Oase expandieren aus dem Katalysatorbett 46 in eine

ίο 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 denen 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 !9 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 Legicing für diesen Zweck enthält Mo, Cr, Mn, Cu. Si und K? als Zuschläge. Der zylindrische Teil der Triebwerkeinheit kann von einer Wärmeisolation 60 umgeben sein.

Im Betrieb wird der flüssige Treibstoff 11, vorzjgsweise 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 imprägniert ist. Das Hydrazin zersetzt sich bei der Berührung mit dem Katalysator unter Entwicklung von Gasen, die mit einer Temperatur in der Größenordnung von 890 bis 1000 K und mit Drücken, die vom Treibmittel-Speisednick abhängen und typi-

J5 scherweise in der Größenordnung von 7 bar liegen, in die Kammer 48 austreten. Das zersetzte Gas strömt von der Kammer 48 durch den Düsenhals 50 und expandiert in der Düse 5Z bis es schließlich in die Umgebung 56 austritt. Der dabei entwickelte Schub beträft größenordnungsmäßig 4 bis 5 N und mehr mit einem spezifischen Impuls bis hinauf zu 250 Sekunden.

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

F=CfA,P_c

(1)

dabei bedeuten:
F die Schubkraft,
Cf der Schubkoeffizient.
Pc der Druck in der Kammer 48 und A, die Querschnittsfläche des Düsenhalses bei 50.

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

l_sp^(Tc/M)^v' (2)

Dabeisind:

Up der spezifische Impuls.
Tc die Temperatur in der Kammer 48 und M das Molekulargewicht der Verbrennungs- oder Zersetzungsprodukte in Molen.

Für Triebwerke df hier interessierenden Art können alle thermisch zersetzbaren Monotreibstoffe verwendet werden, wie Hydrazin, Wasserstoffperoxid. isoproDylnitrat. Hydrazin wird bevorzugt, da es eine': gröf3eren spezifischen Impuls pro Gewichtseinheit zu liefern vermag als alle anderen bekannten Monotreibstoffe, nämlich in r'cv Große..Ordnung von 230 Sekunden ¹Ur eine Triebwerkeinheit der in F i g. 2 dargestellten Art. Höhere soezifische Impulse /<„ lassen sich dadurch

< 11 eichen, daß man Enthalpie der Zerset/ungsprodukte des Hydra/ins durch Zufuhr vin Warme /u dem in der Kammer 48 enthaltenen Cjas vergrößert, wodurch die Kammcriemperatur 7~, in Gleichung (2) vergrößert wird. Die Erhöhung eines höheren spezifischen Impulses /,,, durch Zufuhr von Wärme erfolgt bei dem vorliegenden Rückstoßtriebwerk /. B. durch Verwendung einer Triebwerkeinheit 16. wie sie in F i g. 3 dargestellt ist. Die Triebwerkeinheit 16 ähnelt der Triebwerkeinheit 14 gemäß F i g. 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 werden, enthält. Bei der Triebwerkeinheit 16 gemäß Fig. 3 ist die ringförmige Außenseite der Kammer 48 mit einer elektrischen Heizwendel 58 versehen. Die dung des /ersetzbaren Treibstoffes erzeugten Kraftimpulse ergeben über die ganze Dauer einen stetigen Vakuuminipuls, der einen genauen und reproduzierbaren Antrieb für Orientieriings- und Platzhaltemanöver

• ergibt. Die größeren spezifischen Impulse, die durch erhöhung der Enthalpie der Zersetzungsprodukte des Monotreibsioffes erreichbar sind, ist bei dem Rückstoßtriebwerk gemäß der Erfindung nur durch die Temperatur- und Formbeständigkeit der für die

i" Herstellung der Triebwerkeinheiten verwendeten Werkstoffe beschränkt.

Die beschriebenen Triebwerkeinheiten enthalten kegelförmige oder exponentiell verlaufende Düsen 52. in denen die ausgestoßenen Gase expandieren. Solche

ι ι Düsen sind jedoch für die Schuberzctigung nicht unbedingt erforderlich, wie der Fachmann weiß. Der Wirkungsgrad leidet zwar etwas, wenn man die Düse wegläßt, für die vorliegende Erfindung ist es jedoch !lieh¹, wesentlich ob di? Trirhwi>rlci"inhpit einp DiKp

mit einer z. B. zwischen 0 und 150 Watt veränderbaren Ausgangsleistung verbunden. Die Triebwerkeinheit 16 ist wieder mit einer Wärmeisolation 60 umgeben, z. B. Aluminiumoxid-Siliciumoxidfasern oder Quarzfasern, vor allem im Bereich der Kammer 48. wo die größte Erwärmung auftritt. 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. 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 enthält.

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 /_sp von etwa 200 Sekunden. Durch die in Betrieb befindliche Heizwendel 58 werden die Hydrazingase auf eine höhere Temperatur erwärmt, wodurch der spezifische Impuls /_sp auf 300 Sekunden oder mehr erhöht 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.

Die großen St-'.iübe von z. B. 4 bis 25 N. die die Triebwerkeinheiten 14 liefern, werden 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 0.004 N oder 0.4 N erforderlich. Derart niedrige Schubkräfte können mit der Triebwerkeinheit 16 (Fig.3) erzeugt werden. 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 Verwen-'» enthält oder nicht.

Als 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 Hydrazinderivat, wie Methylhydrazin sowie symmetrisches und unsymmetrisches Dimethylhydrazin. Als aktiver Bestandteil des Katalysatorbettes lassen sich alle bekannten Katalysatormetalle verwenden.

Dadurch, daß die Enthalpie des Treibstoffes und in damit der mit einem vorgegebenen Monotreibstoff erzielbare spezifische Impuls vegrößert werden, läßt sich also bei dem Rückstoßi.-iebwerk gemäß der Erfindung das Treibstoffgew icht, das für eine Raumflugkörpermission vorgegebener Dauer erforderlich ist. i^:· erheblich verringern.

Fig. 4 zeigt eine grapnische Darstellung zum Vergleich verschiedener Antriebssysteme, die für langdauernde Raummissionen in Frage kommen. Wie erwähnt, kann man mit einem Ionentriebwerk spezifi-■<o sehe 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 spezif'iche Impuls einer Hydrazin-•»5 Triebwerkeinheit mit Zusatzheizung eine Größenordnung kleiner ist als der eines Ionentriebwerks (7_sp=340 Sekunden im Vergleich zu 3000 Sekunden für das Ionentriebwerk).

Für Missionen mit einer vorgesehenen Dauer von jo weniger als vier Jahren ist das Hydrazintriebwerk mit elektrischer Zusatzheizung leichter als Hydrazin/', ,-nentriebwerksysteme. Für länger dauernde Missionen, beispielsweise sieben Jahre, ist das Hydrazin/Hydrazin +Zusatzheizung-Triebwerk etwa 30% schwerer als ein Hydrazin/Ionentriebwerk. Sind sieben Jahre Missionsdauer, 680 kg Raumflugkörpergewicht und 0,04 N Schub für eine bestimmte Mission vorgegeben, so ist bei einem Hydrazintriebwerk mit Zusatzheizung eine gesamte Brennzeit im Gleichgewichtszustand von etwa w> 1450 Stunden erforderlich, um den Anforderungen der Mission zu genügen. Mit Zusatzheizung versehene Triebwerke (»resisto-jets«) mit 0,04 N Schub, Wasserstoff als Brennstoff und Ammoniak als Brennstoff haben Dauerprüfungen von 8000 Stunden mit einem Verhält-" nis von 50/50 von Einschaltzeit zu Ruhezeit bestanden. Das Arbeitsmedium bei einem mit Zusatzheizung versehenen Hydrazintriebwerk besteht aus Ammoniak, Wasserstoff und Stickstoff.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Rückstoßtriebwerksystem für die Bahn- und Lagekorrektur von Raumflugkörpern mit einem Behälter für flüssigen Monotreibstoff, der mit zwei Gruppen von Sehubmotoren unterschiedlicher Schubstärke über einen Verteiler verbunden ist, wobei Vorrichtungen zum Steuern der Zufuhr des Monotreibstoffes zu den Sehubmotoren vorgesehen sind und wobei die Sehubmotoren eine katalytische Zersetzungskammer aufweisen, dadurch gekennzeichnet, daß die Schubmotoren (14) der ersten Gruppe für Schübe in der Größenordnung von mindestens 5 N und die Sehubmotoren (16) der zweiten Gruppe, der eine Druckminderungsvorrich- ι? tung (42) für den Monotreibstoff vorgeschaltet ist, für Schübe in der Größenordnung von 0,04 N bis 0,4 N ausgelegt sind, und daß die Sehubmotoren (16) der zweiten Gruppe eine mit einer elektrischen Heizeinrichtung (58) versehene Kammer (48j aufweisen, du- der katalytischen Zersetzungskammer (46) nachgeschaiiet ist.

2. Rückstoßtriebwerksystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Heizvorrichtung (58) als elektrische Heizwendel ausgeführt ist, die die Kammer (48) umgibt.

3. Rückstoßtriebwerksystem nach Anspruch 1 oder 2. dadurch gekennzeichnet, daß es als Monotreibstoff Hydrazin oder Hydrazinderivate, wie Methylhydrazin. sowie symmetrisches oder unsymmetrisches Dimethylhydrazin enthält.