DE2329624C3

DE2329624C3 - A missile system comprising a main flow liquid rocket engine and a plurality of control rocket engines

Info

Publication number: DE2329624C3
Application number: DE19732329624
Authority: DE
Inventors: Günther Dr.-Ing. 8025 Unterhaching; Küderli Fritz Dipl.-Ing.; Behr Siegfried; 8012 Ottobrunn; Achmüller Christian 8025 Unterhaching Schmidt
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Filing date: 1973-06-09
Publication date: 1976-02-12

Description

Die Erfindung betrifft ein Raketensystem, umfassend ein Flüssigkeitsraketentriebwerk der Hauptstrombauart und mehrere Steuerraketen'riebwerke, wobei das Hauptstromtriebwerk aus mindestens einer Vorbrennkammer, in der ein brennstoff- bzw. oxydatorreiches Gasgemisch erzeugt wird, einem der Treibstofförderung dienenden Turbopumpenaggregat, in dessen Turbine das in der Vorbrennkammer erzeugte Gasgemisch teilweise entspannt wird, einer Hauptbrennkammer, in der das Teilweise entspannte Gasgemisch mit eingefördertem Oxydator bzw. Brennstoff weiterreagiert, insbesondere stöchiometrisch verbrennt, und einer Schubdüse besteht, die ebenso wie die Hauptbrennkammer durch indirekten Wärmetausch gekühlt ist, und zwar insbesondere durch diejenige Treibstoffkomponente, die gänzlich in die Vorbrennkammer eingefördert wird, und wobei die Steuerraketentriebwerke vom Turbopumpenaggregat des Hauptstromtriebwerks versorgt werden.The invention relates to a missile system comprising a liquid rocket engine of the main flow type and several control rocket engines, the main flow engine consisting of at least one pre-combustion chamber, in which a fuel-rich or oxidizer-rich gas mixture is generated, one of the fuel delivery serving turbo pump unit, in whose turbine the gas mixture generated in the pre-combustion chamber is partially expanded, a main combustion chamber, in which the partially expanded gas mixture with fed Oxidator or fuel continues to react, in particular burns stoichiometrically, and a thrust nozzle exists, which, like the main combustion chamber, is cooled by indirect heat exchange, namely in particular by the fuel component that is completely fed into the pre-combustion chamber, and wherein the control rocket engines are powered by the turbo pump assembly of the main power engine will.

Bei einem bekannten Raketensystem eingangs genannter Gattung wird zum Betreiben der Steuerraketentriebwerke von dem in der Vorbrennkammer des Hauptstromtriebwerks erzeugten und in der Turbine des der Treibstofförderung dienenden Turbopumpenaggregats teilweise entspannten, brennstoff- bzw. oxydatorreichen Gas vor dem Übertritt desselben in die Hauptbrennkammer des Hauptstromtriebwerks eine Teilmenge abgezweigt und dieser Teilgasmenge zum Zwecke der Temperaturabsenkung auf dem Wege zu den Steuerraketentriebwerken eine geringe Teilmenge einer Treibstoffkomponente in flüssiger Form beigemischt. Die besagten Steuerraketentriebwerke können folglich nur in Funktion treten, wenn auch das Hauptstromtriebwerk voll in Betrieb ist.In a known rocket system of the type mentioned at the beginning, the control rocket engines are operated from that generated in the pre-combustion chamber of the main flow engine and in the turbine of the turbopump unit serving for fuel delivery partially relaxed, fuel-rich or oxidizer-rich Gas before it passes into the main combustion chamber of the main flow engine Partial amount branched off and this partial amount of gas for the purpose of lowering the temperature on the way to the control rocket engines are mixed with a small amount of a fuel component in liquid form. The said control rocket engines can therefore only come into operation, even if the main power engine is fully operational.

Außerdem ist ein aus einem Flüssigkeitsraketentriebwerk der Nebenstrombauart und mehreren Flüssigkeitsraketentriebwerken der Hauptstrombauart bestehendes Raketensystem bekannt, bei dem das Nebenstromtriebwerk der Erzeugung des überwiegenden Schubanteils und die Hauptstromtriebwerke der Erzeugung des kleineren Schubanteils eines vorbestimmten Gesamtvortriebsschubs dienen. Letztgenannte Hauptstromtriebwerke liefern dabei sowohl die Antriebsleistung zur Förderung der eigenen Treibstoffkomponenten als auch die Antriebsleistung zur Förderung der Treibstoffkomponenten für das leistungsstarke Nebenstromtriebwerk. Dies geschieht in der Weise, daß die der Vorbrennkammer eines jeden Hauptstromtriebwerks nachgeschaltete Turbine oder Turbinen zum Antrieb von Pumpen zur Förderung der Treibstoffkomponenten für das betreffende Hauptstromtriebwerk und von Pumpen zur Forderung der Treibstoffkomponenten für das Nebenstromtriebwerk ausgeführt ist bzw. sind. Aufgrund dessen kann das Nebenstromtriebwerk großer Leistung ohne den sonst bei solchen Triebwerkstypen auftretenden prinzipgebundenen Impulsverlust zusammen mit den Hauptstromtriebwerken relativ kleiner Leistung betrieben werden. Außerdem gestatten in den zum Nebenstromtriebwerk führenden Treibstoffversorgungsleitungen installierte Ventile die diesem zugeordneten Förderpumpen bei Inbetriebnah-Also, one is made up of a bypass type liquid rocket engine and a plurality of liquid rocket engines the mainstream rocket system known, in which the bypass engine the generation of the predominant thrust portion and the main current engines of the generation serve the smaller thrust portion of a predetermined total propulsive thrust. The latter main power engines supply both the drive power for promoting their own fuel components as well as the drive power for conveying the fuel components for the powerful bypass engine. This is done in such a way that that of the pre-combustion chamber of each main flow engine Downstream turbine or turbines to drive pumps to convey the fuel components for the main flow engine concerned and pumps for the demand of the fuel components is or are designed for the bypass engine. Because of this, the bypass engine high performance without the principle-bound impulse loss that otherwise occurs with such types of engines be operated together with the main current engines of relatively low power. Also allow valves installed in the fuel supply lines leading to the bypass engine feed pumps assigned to this during commissioning

der Hauptstroir.triebwerke über Bypass-Leitungen hlind arbeiten zu lassen. Dagegen ist die Möglichkeit, j_s Njebenstromtriebwerk für sich allein, d. h. bei abgehalteten Hauptbrennkammern der Hauptstromtriebwerke zu betreiben, nicht vorgesehen. Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, das einumrissene Raketensystem im Hinblick auf eine Verwendung bei einem Orbiterfahrzeug zu dessen eregelung auf der Umlaufbahn derart auszubilden, daß die Treibstoffanlage des gesamten Systems bei relativ einfachem Aufbau weitgehend freie Hand bezüg-"ch der Wahl der Leistung der Steuerraketentriebwerke läßt.to let the main flow drive units work via bypass lines. In contrast, the ability to operate j _s Njebenstromtriebwerk itself ie abgehalteten main combustion chambers of the main power engines, not provided. The invention is based on the object of designing the outlined missile system with a view to its use in an orbiter vehicle for regulating it in orbit so that the fuel system of the entire system is largely free with regard to the choice of the power of the control rocket engines with a relatively simple structure leaves.

Gelöst wird diese Aufgabe erfindungsgemäß dadurch daß das Turbopumpenaggregat wahlweise das Hauptstromtriebwerk und die Steuerraketentriebwerke mit Brennstoff und Oxydator versorgt, wobei beim Steuerraketenbelrieb der geförderte Brennstoff und Oxydator auf dem Wege zu den Sieuerraketentriebwerken in Regenerativ-Wärmetauschern verdampft wird die mit in einem vom Turbopumpenaggregat mit Brennstoff und Oxydator gespeisten Generator erzeugten heißen Gasen beaufschlagt werden, während die Regenerativ-Wärmetauscher beim Betrieb des Hauptstromtriebwerks abgeschaltet sind.This object is achieved according to the invention in that the turbo pump unit optionally the Main power engine and the control rocket engines supplied with fuel and oxidator, with the Control rocket drive the extracted fuel and oxidizer on the way to the Sieuer rocket engines This is evaporated in regenerative heat exchangers in one of the turbo pump units Fuel and oxidator-fed hot gases generated are acted upon during the generator Regenerative heat exchangers are switched off during operation of the main flow engine.

Die erfindungsgemäßen Maßnahmen lassen sich einfach verwirklichen. Sie haben ein Raketensystem zum Resultat, das höchsten Anforderungen an die Manövrierbarkeit ohne großen Aufwand gerecht zu werden vermag und demzufolge bei Orbiterfahrzeugen für Bahngeschwindigkeitskorrekturen und Lageregelungen bestens geeignet ist. Zurückzuführen ist dieser positive Sachverhalt auf die getroffene Zuordnung von Regenerativ-Wärmetauschern zu dem dem Hauptsiromtriebwerk und dem Steuerraketentriebwerken gemeinsamen Turbopumpenaggregat sowie die spezielle Art und Weise der Beaufschlagung dieser Wärmetauscher. Dadurch kann nämlich nicht nur das Hauptstvomtriebwerk bei stillgelegten Steuerraketentriebwerken, sondern auch jedes Steuerraketentriebwerk bei stillgelegter Hauptbrennkammer betrieben werden, woraus sich der Vorteil ergibt, daß man bezüglich der Wahl der Leistung der Steuerraketentriebwerke freiere Hand hat.The measures according to the invention can be easily implemented. They have a missile system for The result of meeting the highest demands on maneuverability with little effort capable and consequently in orbiter vehicles for orbital speed corrections and position control is best suited. This positive fact can be traced back to the allocation of regenerative heat exchangers to the one common to the main Sirom engine and the control rocket engines Turbo pump unit and the special way in which these heat exchangers are applied. Through this can namely not only the mainstvomkraftwerk with decommissioned control rocket engines, but every control rocket engine can also be operated with the main combustion chamber shut down, which results in the The advantage is that you have a freer hand with regard to the choice of the performance of the control rocket engines.

Konstruktiv vereinfachend wirkt es sich aus, wenn in Ausgestaltung der Erfindung das Heißgas, das beim Steuerbetrieb in den Regenerativ-Wärmetauschern für die Verdampfung des den Steuerraketentriebwerken zuströmenden Brennstoffs und Oxydators sorgt, in der Vorbrennkammer des Hauptstromtriebwerks erzeugt wird, dessen Hauptbrennkammer in dieser Zeitspanne außer Betrieb bleibt. Die besagten Wärmetauscher können dabei gemäß weiteren ausgestaltenden Erfindungsmerkmalen sowohl stromabwärts als auch stromaufwärts der Turbine des Turbopumpenaggregates angeordnet sein. Wie nachfolgend gezeigt wird, ist die beim Steuerbetrieb in der Vorbrennkammer des Hauptstromtriebwerks zu erzeugende Heißgasmenge im erstgenannten Fall durch die Regenerativ-Wärmetauscher und im zweitgenannten Fall durch die Turbine des Turbopumpenaggregates festgelegt.It has a structurally simplifying effect if, in an embodiment of the invention, the hot gas that is produced during Control operation in the regenerative heat exchangers for the evaporation of the control rocket engines inflowing fuel and oxidizer ensures, generated in the pre-combustion chamber of the main flow engine whose main combustion chamber remains inoperative during this period. The said heat exchangers can, according to further inventive features, both downstream and upstream the turbine of the turbo pump unit be arranged. As shown below, the amount of hot gas to be generated during control operation in the pre-combustion chamber of the main flow engine in the first case by the regenerative heat exchanger and in the second case by the turbine of the turbo pump unit.

Bei einer Anordnung der Regenerativ-Wärmetauscher stromabwärts der Turbine muß mit Rücksicht auf die Turbinenschaufeln davon abgesehen werden, das Heißgas mit der maximal möglichen Temperatur in die Wärmetauscher eintreten zu lassen. Der Abkühlung des Heißgases in den Wärmetauschern ist ebenfalls eine Grenze gesetzt. Die Wandtemperatur dieser Wärmetaiisrher soll nämlich am Austritt des Gases möglichst nicht unter dessen Kondensationstemperatur liegen. Dadurch ist die Heißgasmenge festgelegt die für die Aufbereitung einer vorgegebenen Brennstoff- und Oxydatormenge erforderlich ist Die den Regenerativ-Wärmetauschern vorgeschaltete Turbine würde für die benötigte Pumpenleistung bereits mit einem Bruchteil dieser Heißgasmenge auskommen.If the regenerative heat exchanger is arranged downstream of the turbine, consideration must be given to the turbine blades are refrained from introducing the hot gas with the maximum possible temperature into the To allow heat exchanger to enter. The cooling of the hot gas in the heat exchangers is also one Limit set. The wall temperature of these heat exchangers namely should not be below its condensation temperature at the outlet of the gas. As a result, the amount of hot gas is determined for the preparation of a given fuel and The amount of oxidizer is required. The turbine upstream of the regenerative heat exchangers would be used for the The required pump output can manage with a fraction of this amount of hot gas.

Gänzlich anders liegen dagegen die Verhältnisse bei einer Anordnung der Regenerativ-Wärmetauscher ίο stromaufwärts der Turbine des Turbopumpenaggregates. In diesem Fall stellen die Turbinenschaufeln kein Kriterium mehr für die Einlaßtemperatur des Heißgases in die Wärmetauscher dar. Das Heißgas kann vielmehr mit der maximal möglichen Temperatur in die Wärmetauscher eintreten. Die darin für die Aufbereitung des den Steuerraketentriebwerken zuströmenden Brennstoffs und Oxydators erforderliche Heißgasmenge nimmt bekanntlich mit größer werdender Differenz zwischen Gaseintritts- und Gasaustrittstemperatur ab. Andererseits ist die Gastemperatur am Turbineneintritt und somit die Turbinenleistung um so niedriger, je tiefer das Heißgas in den vorgeschalteten Wärmetauschern abgekühlt wird. Von einem bestimmten Abkühlungsgrad an kann folglich die Turbine die erforderliche Leistung nicht mehr aufbringen, es sei denn, der Gasdruck wird am Turbineneintritt zur Erzielung eines ausreichend hohen Volumenstromes abgesenkt.In contrast, the situation is completely different when the regenerative heat exchangers are arranged ίο upstream of the turbine of the turbo pump unit. In this case, the turbine blades are no longer a criterion for the inlet temperature of the hot gas into the heat exchanger. Rather, the hot gas can enter the Enter heat exchanger. The in it for the preparation of the inflowing the control rocket engines The amount of hot gas required by the fuel and oxidizer increases as the difference increases between gas inlet and gas outlet temperature. On the other hand, the gas temperature is at the turbine inlet and thus the lower the turbine output, the deeper the hot gas in the upstream heat exchangers is cooled. As a result, from a certain degree of cooling on, the turbine can perform the required Do not apply more power, unless the gas pressure is sufficient at the turbine inlet to achieve a high volume flow.

In Weiterbildung der Erfindung wird beim Steuerbetrieb das in der Vorbrennkammer des Hauptstromtriebwerks erzeugte und in der Turbine des Turbopumpenaggregates teilweise entspannte, brennstoff- bzw. oxydatorreiche Gas in einem Zwischenerhitzer mit weiterem Oxydator bzw. Brennstoff zur Reaktion gebracht, bevor es in die vorzugsweise in den Zwischenerhitzer eingebauten Regenerativ-Wärmetauscher gelangt, wo es — wie bereits erwähnt — den zu den Steuerraketentriebwerken geförderten Brennstoff und Oxydator verdampft. Damit entfällt die in den beiden vorbeschriebenen Fällen bestehende Abhängigkeit zwischen den Betriebstemperaturen der Turbine und Regenerativ-Wärmetauscher.In a further development of the invention, that in the pre-combustion chamber of the main flow engine is used in the control mode generated and partially relaxed in the turbine of the turbo pump unit, fuel or Oxygen-rich gas reacted in a reheater with another oxidizer or fuel, before it goes into the regenerative heat exchanger, which is preferably built into the reheater where it - as already mentioned - the fuel delivered to the control rocket engines and the oxidizer evaporates. This eliminates the dependency in the two cases described above between the operating temperatures of the turbine and regenerative heat exchanger.

Da beim Steuerbetrieb die Temperatur des die Turbine durchströmenden Heißgases aus Leistungsgründen höher ist als beim Vollbetrieb des Hauptstromtriebwerks, empfiehlt es sich, während der erstgenannten Betriebsart den Abgassammeiraum der Turbine zu kühlen. Zum Zwecke solch einer Kühlung wird gemäß weiteren ausgestaltenden Erfindungsmerkmalen das Turbinenabgasgehäuse doppelwandig ausgebildet und durch den gegebenenfalls mittels Stegen unterteilten Hohlraum zwischen den beiden Gehäusewänden beim Steuerbetrieb als Kühlmittel diejenige Oxydator- bzw. Brennstoffteilmenge durchgeleitet, dio in den Zwischenerhitzer eingefördert wird und darin mit dem in der Vorbrennkammer des Hauptstromtriebwerks erzeugten brennstoff- bzw. oxydatorreichen Gasgemisch reagiert.Since during control operation the temperature of the hot gas flowing through the turbine for reasons of performance is higher than during full operation of the main current engine, it is advisable to carry out the former Operating mode to cool the exhaust gas collection chamber of the turbine. For the purpose of such cooling, according to further design features of the invention, the turbine exhaust housing is double-walled and through the cavity, optionally subdivided by means of webs, between the two housing walls at Control mode as coolant that oxidizer or partial amount of fuel passed through, dio in the reheater is conveyed and therein with the generated in the pre-combustion chamber of the main flow engine gas mixture rich in fuel or oxidizer reacts.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden nachfolgend an Hand der schematischen Zeichnungen näher erläutert. Es zeigenExemplary embodiments of the invention are described in greater detail below with reference to the schematic drawings explained. Show it

F i g. 1 bis 3 in Form von Prinzipsskizzen jeweils ein Flüssigkeitsraketentriebwerk der Hauptstrombauart und mehrere Steuerraketentriebwerke umfassende Raketensysteme, die sich hinsichtlich der Anordnung ihrer 65 Regenerativ-Wärmetauscher zur Treibstoffaufbereitung unterscheiden, undF i g. 1 to 3 in the form of principle sketches each a liquid rocket engine of the main flow type and missile systems comprising a plurality of control rocket engines, which differ in terms of the arrangement of their 65 Regenerative heat exchanger for fuel processing differ, and

Fig.4 ein gegenüber den Raketensystemen gemäß F i g. 1 bis 3 abgewandeltes Raketensystem.FIG. 4 shows a comparison with the missile systems according to FIG F i g. 1 to 3 modified missile system.

F i g. 1 zeigt ein Raketensystem, das ein Flüssigkeitsraketentriebwerk als Hauptstromtriebwerk 1 und meh^ rere, beispielsweise vier Steuerraketentriebwerke umfaßt, von denen der Einfachheit halber lediglich eines 2 wiedergegeben ist. Zugeordnet ist dieses Raketensystem einem aus Gründen der Übersichtlichkeit nicht dargestellten Orbiterfahrzeug. Dessen Lageregelung wird von den Steuerraketentriebwerken 2 übernommen, die beispielsweise jeweils für 1 t Schub ausgelegt sind. Für eine gegebenenfalls erforderliche Korrektur bzw. Variierung der Bahngeschwindigkeit des besagten Orbiterfahrzeugs ist hingegen das Hauptstromtriebwerk 1 zuständig. Es besteht im wesentlichen aus einer Vorbrennkammer 4, einer Hauptbrennkammer 5 mit Schubdüse 6, einer im Strömungsweg zwischen diesen Brennkammern 4 und 5 liegenden Turbine 7 und zwei von letzterer angetriebenen Pumpen 8,9. Von den beiden Pumpen 8, 9 steht die eine 8 saugseitig mit einem Brennstoffbehälter 10, die andere 9 mit einem Oxydatorbehälter Il in Verbindung. Als Brennstoff dient beispielsweise Flüssigwasserstoff. Bei dem Oxydator handelt es sich beispielsweise um Flüssigsauerstoff. Außer den beiden Behältern 10 und 11 für Flüssigwasserstoff und Flüssigsauerstoff sind zwei wesentlich kleinere Druckbehälter 12 und 13 vorgesehen. Der eine Druckbehälter 12 beinhaltet geringe Mengen gasförmigen Wasserstoffs, der andere 13 geringe Mengen gasförmigen Sauerstoffs. Damit wird sowohl bei Bedarf einer Lageregelung als auch bei Bedarf einer Bahngeschwindigkeitskorrektur die Turbine 7 des Turbopumpenaggregates gestartet. Hat die auf vorbeschriebene Art und Weise gestartete Turbine 7 eine ausreichende Drehzahl erreicht, setzt die Pumpenförderung ein.F i g. Fig. 1 shows a missile system using a liquid rocket engine as the main power engine 1 and several, for example four control rocket engines, of which only one 2 is shown for the sake of simplicity. This missile system is assigned an orbiter vehicle not shown for the sake of clarity. Its position control is taken over by the control rocket engines 2, each designed, for example, for 1 t of thrust are. For any necessary correction or variation of the path speed of the aforementioned On the other hand, the main power engine 1 is responsible for the orbiter vehicle. It essentially consists of one Pre-combustion chamber 4, a main combustion chamber 5 with thrust nozzle 6, one in the flow path between them Combustion chambers 4 and 5 lying turbine 7 and two pumps 8,9 driven by the latter. Of the two Pumps 8, 9, one 8 is on the suction side with a fuel tank 10, the other 9 with an oxidator tank Il related. Serves as fuel, for example Liquid hydrogen. The oxidizer is, for example, liquid oxygen. Except the two containers 10 and 11 for liquid hydrogen and liquid oxygen, two much smaller pressure vessels 12 and 13 are provided. The one pressure vessel 12 contains small amounts of gaseous hydrogen, the other 13 contains small amounts of gaseous hydrogen Oxygen. This enables both position control and path speed correction when required the turbine 7 of the turbo pump unit started. Has the type described above If the turbine 7 has been started and reaches a sufficient speed, the pump delivery begins.

Beim Vollbetrieb des Hauptstromtriebwerkes 1 wird der von der Pumpe 8 geförderte Brennstoff gänzlich in die Vorbrennkammer 4 und der von der Pumpe 9 geförderte Oxydator teils in die Vorbrennkammer 4, teils in die Haptbrennkammer 5 eingespeist. Auf seinem Wege zur Vorbrennkammer 4 wird der Brennstoff zur Kühlung der Hauptbrennkammer 5 und Schubdüse 6 herangezogen. Zu diesem Zweck sind die Schubdüse und die Brennkammer mit Kühlkanälen 14 versehen, in denen der Brennstoff vom flüssigen in den dampfförmigen Aggregatszustand übergeht. Verdampft wird auch die der Vorbrennkammer 4 zuströmende Oxydatorteilmenge. Diese Verdampfung findet im Wärmeaustausch mit dem in der Vorbrennkammer 4 erzeugten brennstoffreichen Gasgemisch statt, und zwar in einem Wärmetauscher 15. Letzterer ist in die Vorbrennkammer 4 eingebaut. Das die Vorbrennkammer 4 verlassende brennstoffreiche Gasgemisch wird in der die Pumpen 8, 9 antreibenden Turbine 7 entspannt Im Anschluß an diese arbeitsleistende Entspannung gelangt das brennstoffreiche Gasgemisch auf direktem Wege über Leitungen 16, 17, 18 und den Einspritzkopf 19 in die Hauptbrennkammer 5. Darin reagiert es mit der bei 20 eintretenden Oxydatorteilmenge. Das aus dieser Reaktion resultierende Treibgas erzeugt in der Schubdüse 6 einen Schub von beispielsweise 5 tWhen the main current engine 1 is in full operation, the fuel delivered by the pump 8 is completely in the pre-combustion chamber 4 and the oxidizer conveyed by the pump 9 partly in the pre-combustion chamber 4, partly fed into the main combustion chamber 5. On its way to the pre-combustion chamber 4, the fuel is to Cooling of the main combustion chamber 5 and thrust nozzle 6 are used. This is the purpose of the thrust nozzle and the combustion chamber is provided with cooling channels 14 in which the fuel changes from liquid to vapor Physical state passes. The partial amount of oxidizer flowing into the pre-combustion chamber 4 is also evaporated. This evaporation takes place in the heat exchange with the fuel-rich generated in the pre-combustion chamber 4 Gas mixture takes place, specifically in a heat exchanger 15. The latter is in the pre-combustion chamber 4 built-in. The fuel-rich gas mixture leaving the pre-combustion chamber 4 is in the pumps 8, 9 driving turbine 7 relaxed Subsequent to this work-performing relaxation comes the fuel-rich Gas mixture directly via lines 16, 17, 18 and the injection head 19 into the Main combustion chamber 5. In it it reacts with the partial amount of oxidizer entering at 20. That from this reaction The resulting propellant generates a thrust of, for example, 5 t in the thrust nozzle 6

Beim Steuerbetrieb ist die Hauptbrennkammer 5 abgeschaltet. Abgeschaltet ist auch der Wärmetauscher 15. Dafür treten zwei beim Vollbetrieb des Hauptstromtriebwerkes 1 abgeschaltete Wärmeaustauscher 21, 22 in Aktion. Angeordnet sind die beiden Wärmeaustauscher 21, 22 stromabwärts der Turbine 7. In ihnen werden der von der Pumpe 8 geförderte Brennstoff und der von der Pumpe 9 geförderte Oxydator verdampft, und zwar im Wärmeaustausch mit Heißgas aus der Vorbrennkammer, das zuvor in der Turbine 7 entspannt wird. Besagtes Gas verläßt die Wärmeaustauscher 21, 22 bei 23, gelangt von da in die mit 24 bezeichnete Leitung und strömt durch diese Leitung 24 — wie durch Pfeile 25, 26 angedeutet — direkt ins Freie. Erzeugt wird es durch Verbrennung einer Teilmenge verdampften Brennstoffs mit einer Teilmenge verdampften Oxydators. Mit dem übrigen verdampften Brennstoff und Oxydator werden die SteuertriebwerkeIn the control mode, the main combustion chamber 5 is switched off. The heat exchanger is also switched off 15. There are two heat exchangers that are switched off when the main flow engine 1 is in full operation 21, 22 in action. The two heat exchangers 21, 22 are arranged downstream of the turbine 7. In them the fuel delivered by the pump 8 and the oxidizer delivered by the pump 9 become evaporated, namely in heat exchange with hot gas from the pre-combustion chamber, which was previously in the turbine 7 is relaxed. Said gas leaves the heat exchangers 21, 22 at 23, from there into those with 24 designated line and flows through this line 24 - as indicated by arrows 25, 26 - directly into the Free. It is generated by burning a partial amount of evaporated fuel with a partial amount evaporated oxidator. With the rest of the vaporized fuel and the oxidizer, the control engines become

ίο 3 betrieben und die den Druckbehältern 12, 13 zuvor entnommenen Treibstoffmengen ergänzt.ίο 3 operated and the pressure vessels 12, 13 previously removed amounts of fuel supplemented.

Das Ausführungsbeispiel gemäß F i g. 2 unterscheidet sich von dem in F i g. 1 wiedergegebenen lediglich hinsichtlich der Anordnung derjenigen Wärmeaustauscher, in denen beim Steuerbetrieb der Brennstoff und Oxydator verdampft wird. Besagte Wärmeaustauscher sind im vorliegenden Fall in die Vorbrennkammer 4 des Hauptstromtriebwerkes 1 eingebaut. Bezeichnet sind sie mit 21a und 22a. Für die Bezeichnung der übrigenThe embodiment according to FIG. 2 differs from that in FIG. 1 reproduced only with regard to the arrangement of those heat exchangers in which the fuel and Oxydator is evaporated. Said heat exchangers are in the present case in the pre-combustion chamber 4 of the Main current engine 1 installed. They are labeled 21a and 22a. For the designation of the rest

2c Bauteile sind die gleichen Bezugsziffern gewählt worden wie in F i g. 1.2c components have been given the same reference numbers as in Fig. 1.

In F i g. 3 sind diejenigen Wärmeaustauscher, in denen beim Steuerbetrieb der Brennstoff und Oxydator verdampft wird, mit den Bezugszeichen 216 und 22b versehen. Sie befinden sich ebenso wie in F i g. 1 stromabwärts der zum Antrieb der Pumpen 8, 9 dienenden Turbine 7. Im Unterschied zur letztgenannten Figur sind die Wärmeaustauscher 216 und 22b aber in einem Zwischenerhitzer 27 integriert. Der Zwischenerhitzer 27 ist beim Vollbetrieb des Hauptstromtriebwerkes 1 ebenfalls abgeschaltet. Beim Steuerbetrieb wird dagegen das in der Vorbrennkammer 4 erzeugte und in der Turbine 7 entspannte brennstoff- oder oxydatorreiche Gasgemisch in den Zwischenerhitzer 27 eingespeist.In Fig. 3 those heat exchangers in which the fuel and oxidizer are evaporated during control operation are provided with the reference numerals 216 and 22b . They are just as in FIG. 1 downstream of the turbine 7 used to drive the pumps 8, 9. In contrast to the last-mentioned figure, however, the heat exchangers 216 and 22b are integrated in an intermediate heater 27. The intermediate heater 27 is also switched off when the main current engine 1 is in full operation. In the control mode, on the other hand, the fuel-rich or oxidizer-rich gas mixture generated in the pre-combustion chamber 4 and expanded in the turbine 7 is fed into the intermediate heater 27.

Darin reagiert es vor der Beaufschlagung der Wärmeaustauscher 21 b und 22b mit gleichzeitig eingefördertem Oxydator bzw. Brennstoff. Das aus dieser Reaktion resultierende Gasgemisch wird nicht der Hauptbrennkammer 5 zugeführt Analog zu den F i g. 1 und 2 verläßt es die Wärmeaustauscher 21 b und 226 bei 23, gelangt von da in die Leitung 24 und tritt aus der Leitung 24 bei 25 und 26 direkt ins Freie über.Therein it reacts before application of the heat exchangers 21 b and 22b at the same time eingefördertem oxidant or fuel. The gas mixture resulting from this reaction is not fed to the main combustion chamber 5, analogously to FIGS. 1 and 2 it leaves the heat exchangers 21b and 226 at 23, from there into the line 24 and passes from the line 24 at 25 and 26 directly into the open.

F i g. 4 zeigt ein Raketensystem, das — ebenso wie die vorbeschriebenen — ein Flüssigkeitsraketentriebwerk als Hauptstromtriebwerk 31 und mehrere, beispielsweise vier, jeweils eine Tonne Schub erzeugende ₍ Steuerraketentriebwerke umfaßt, wobei von den letztgenannten Triebwerken aus Gründen der Übersichtlichkeit wiederum lediglich eines 32 dargestellt ist. VorF i g. 4 shows a missile system, which - like the above - comprises a liquid-propellant rocket as a main power engine 31 and a plurality, for example four, each one ton of thrust-producing _(control rocket engines, where again only one is shown 32 of the latter engines for clarity before.

brennkammer, Hauptbrennkammer und Schubdüse de; Hauptstromtriebwerks 31 sind in der genannten Rei henfolge mit 34, 35 und 36 bezeichnet. Die stromab wärts der Vorbrennkammer 34 angeordnete Turbine weist im vorliegenden Fall zwei Stufen 37a, 37b auf Zwei Stufen 38a, 386 besitzt auch die Brennstoffpumpe Sie wird ebenso wie die einstufig ausgebildete Oxyda torpumpe, die das Bezugszeichen 39 trägt, von dei zweistufigen Turbine 37a, 376 angetrieben. Deren Ab gasgehäuse 40 ist auf der am höchsten beanspruchtercombustion chamber, main combustion chamber and exhaust nozzle de; Main flow engine 31 are in the aforementioned Rei sequence numbered 34, 35 and 36. The turbine arranged downstream of the pre-combustion chamber 34 In the present case has two stages 37a, 37b. The fuel pump also has two stages 38a, 386 It is just like the single-stage Oxyda gate pump, which bears the reference numeral 39, of dei two-stage turbine 37a, 376 driven. From their gas housing 40 is the most heavily used

Seite aus zwei Wänden 41, 42 aufgebaut, zwischen de nen ein Hohlraum 43 belassen ist. Zwischen dem Turbi nenabgasgehäuse 40 und der Hauptbrennkammer 3i befindet sich ein Zwischenerhitzer 44. In letzterem sine zwei Gruppen aus jeweils zwei Regenerativ-WärmePage built up from two walls 41, 42, between which a cavity 43 is left. Between the Turbi An intermediate heater 44 is located in the inner exhaust gas housing 40 and the main combustion chamber 3i. The latter sine two groups of two regenerative heat each

tauschern 45a, 456 und 46a, 466 eingebaut, auf derer Funktion weiter unten näher eingegangen wird.built-in exchangers 45a, 456 and 46a, 466 on which Function is discussed in more detail below.

Wie bereits erwähnt, kommt das vorbeschriebem Raketensystem für Orbiterfahrzeuge in Frage, an dereiAs already mentioned, this comes as described above Missile system for orbiter vehicles in question

Manövrierfähigkeit hohe Anforderungen gestellt werden. Bedarf es einer Korrektur ihrer Bahngeschwindigkeit, wird aus zwei Druckbehältern 47, 48 relativ kleinen Fassungsvermögens beispielsweise gasförmiger Wasserstoff und gasförmiger Sauerstoff in die Vorbrennkammer 34 eingefördert und darin verbrannt. Die Verbrennungsprodukte werden in der zweistufigen Turbine 37a, 376 entspannt. Vom Turbinenabgasgehäuse 40 gelangt sie sodann auf direktem Wege in die Hauplbrennkammer 35, die sie über die Schubdüse 36 verlassen. Hat die auf diese Art und Weise gestartete Turbine 37a, 376 eine bestimmte Drehzahl erreicht, setzt die Pumpen förderung und somit der Vollbetrieb des Hauptstromtriebwerks 31 ein.Maneuverability high demands are made. If your path speed needs to be corrected, becomes gaseous, for example, from two pressure vessels 47, 48 of a relatively small capacity Hydrogen and gaseous oxygen fed into the pre-combustion chamber 34 and burned therein. the Combustion products are expanded in the two-stage turbine 37a, 376. From the turbine exhaust housing 40 it then arrives directly in the main combustion chamber 35, which it enters via the thrust nozzle 36 leaving. If the turbine 37a, 376 started in this way has reached a certain speed, starts the pump delivery and thus full operation of the main flow engine 31.

Während dieser Betriebsphase fördert die Pumpe 38a, 386 beispielsweise Flüssigwasserstoff aus einem Behälter 49 zur Vorbrennkammer 34 und die Pumpe 39 beispielsweise Flüssigsauerstoff aus einem Behälter 50 teils zur Vorbrennkammer 34, teils zur Hauptbrennkammer 35. Auf dem Wege zur Vorbrennkammer 34 passiert der Flüssigwasserstoff die mit 51 bezeichneten Kanäle, die sich vom hinteren Ende der Schubdüse 36 zum vorderen Ende der Hauptbrennkammer 35 erstrecken, und anschließend einen die Vorbrennkammer 34 umgebenden Ringraum 52. Schubdüse 36, Hauptbrennkammer 35 und Vorbrennkammer 34 werden dadurch ausreichend gekühlt. Als Folge dieser Kühlung steht der Wasserstoff am Einspritzkopf 53 der Vorbrennkammer 34 in Dampfform zur Verfügung. Vor der Einförderung in die Vorbrennkammer 34 wird auch die hierfür bestimmte Teilmenge Flüssigsauerstoff verdampft, und zwar im Zwischenraum 43 des Turbinenabgasgehäuses. Sie wird in der Vorbrennkammer 34 mit dem verdampften Wasserstoff zur Reaktion gebracht. Das aus dieser Reaktion resultierende Gasgemisch ist brennstoffreich. Nach der Entspannung in der Turbine 37a, 37b gelangt es vom Turbinenabgasgehäuse 40 unter Umgehung des Zwischenerhitzers 44 zum Einspritzkopf 54 der Hauptbrennkammer 35. In letzterer reagiert es mit der gleichzeitig eingeförderten anderen Sauerstoffteilmenge. Das Ergebnis ist ein Treibgas, dessen Expansion in der Schubdüse zu einem Schub von beispielsweise 51 führt.During this operating phase, the pump 38a, 386, for example, conveys liquid hydrogen from a container 49 to the pre-combustion chamber 34 and the pump 39, for example, conveys liquid oxygen from a container 50, partly to the pre-combustion chamber 34 and partly to the main combustion chamber 35 designated channels, which extend from the rear end of the thrust nozzle 36 to the front end of the main combustion chamber 35, and then an annular space 52 surrounding the pre-combustion chamber 34. Thrust nozzle 36, main combustion chamber 35 and pre-combustion chamber 34 are thereby adequately cooled. As a result of this cooling, the hydrogen is available in vapor form at the injection head 53 of the pre-combustion chamber 34. Before it is fed into the pre-combustion chamber 34, the partial amount of liquid oxygen determined for this is also evaporated, to be precise in the space 43 of the turbine exhaust housing. It is reacted with the vaporized hydrogen in the pre-combustion chamber 34. The gas mixture resulting from this reaction is fuel-rich. After expansion in the turbine 37a, 37b , it passes from the turbine exhaust gas housing 40, bypassing the intermediate heater 44, to the injection head 54 of the main combustion chamber 35. In the latter, it reacts with the other partial amount of oxygen that is simultaneously fed in. The result is a propellant, the expansion of which in the exhaust nozzle leads to a thrust of, for example, 51.

Soll statt der Bahngeschwindigkeit die Lage des aus Gründen der Übersichtlichkeit nicht dargestellten Raumfahrzeuges geregelt werden, bleibt die Hauptbrennkammer 35 außer Betrieb. In diesem Fall wird das in der Vorbrennkammer 34 unter Wasserstoffüberschuß erzeugte und in der Turbine 37a, 376 entspannte Gasgemisch vom Turbinenabgasgehäuse 40 in den Zwischenerhitzer 44 eingefördert, und zwar über einen Verteilerring 55. Im Zwischenerhitzer 44 reagiert das Gasgemisch mit Sauerstoff, der gleichzeitig über Düsen 60 eingefördert wird Auf seinem Weg zu den Einspritzdüsen «0 strömt der Sauerstoff durch den Zwi schenraum 43 im Turbinenabgasgehäuse 40 und sorg somit für eine Kühlung des letzteren.Should, instead of the path speed, the position of the not shown for reasons of clarity Spacecraft are controlled, the main combustion chamber 35 remains inoperative. In this case it will Generated in the pre-combustion chamber 34 with excess hydrogen and expanded in the turbine 37a, 376 Gas mixture fed from the turbine exhaust housing 40 into the reheater 44, through a Distributor ring 55. In the intermediate heater 44, the gas mixture reacts with oxygen, which at the same time via nozzles 60 is fed in. On its way to the injection nozzles «0, the oxygen flows through the intermediate interstitial space 43 in the turbine exhaust housing 40 and thus ensure that the latter is cooled.

Das in den Zwischenerhitzer 44 eingeforderte Gas gemisch erfährt durch die Reaktion mit dem gleichzeiThe gas required in the reheater 44 mixture experiences through the reaction with the same time

tig eingeförderten Sauerstoff eine merkliche TemperaThe oxygen fed in has a noticeable temperature

turerhöhung. Auf seinen Wege zu einem ins Freie füh renden Sammelraum 61 wird es durch Bleche 62, 6:door increase. On its way to a collecting space 61 leading to the outside, it is through sheets 62, 6:

mehrmals umgelenkt. Dabei umströmt es die Rohre deidiverted several times. It flows around the pipes

ίο im Zwischenerhitzer 44 integrierten Wärmeaustau scher 45a, 456 und 46a, 466, in denen der von den Pum pen 38a, 386 und 39 geförderte Wasserstoff und Sauer stoff vor seiner Verwendung verdampft wird.ίο integrated heat exchange in the intermediate heater 44 shear 45a, 456 and 46a, 466, in which the Pum pen 38a, 386 and 39 promoted hydrogen and oxygen is vaporized before its use.

Der Flüssigwasserstoffwird von der Pumpe 38a, 3Sl zu einem den Zwischenerhitzer 44 umgebenden Ein laufsammelring 64 gefördert. Vom Einlaufsammelrinj 64 gelangt er über Strömungswege 65,66 zum Wärme austauscher 45a, wobei die Außenwand des Zwi schenerhitzers 44 gekühlt wird. Die Rohre des Wärme austauschers 45a durchströmt der Flüssigwasserstofi radial von außen nach innen. Beim Austritt aus dieser wird er durch ein Blech 67 zum Wärmeaustauscher 45/ umgelenkt. Dabei erfährt auch die Innenwandung de; Zwischenerhitzers 44 eine Kühlung. Die Rohre des Wärmeaustauschers 456 durchströmt der inzwischen teilweise verdampfte Wasserstoff radial von innen nach außen. In diesen findet die vollständige Verdampfung des Wasserstoffs statt. Gesammelt wird der verdampft« Wasserstoff in einem Ringkanal 68. Von letzterem füh· ren absperrbare Leitungen zur Vorbrennkammer 34 zum Druckbehälter 47 und zu den Steuerraketentriebwerken 32. The liquid hydrogen is conveyed by the pump 38a, 3Sl to an inlet collecting ring 64 surrounding the intermediate heater 44. From the inlet collector 64 it reaches the heat exchanger 45a via flow paths 65,66, the outer wall of the intermediate heater 44 being cooled. The liquid hydrogen flows through the tubes of the heat exchanger 45a radially from the outside to the inside. When it emerges from this it is deflected by a plate 67 to the heat exchanger 45 /. The inner wall also experiences de; Interheater 44 cooling. The hydrogen, which has meanwhile partially evaporated, flows through the tubes of the heat exchanger 456 radially from the inside to the outside. In these the complete evaporation of the hydrogen takes place. The vaporized hydrogen is collected in an annular channel 68. From the latter, lockable lines lead to the pre-combustion chamber 34 to the pressure vessel 47 and to the control rocket engines 32.

Der Flüssigsauerstoff wird von der Pumpe 39 zu einem Einlaufsammelring 69 gefördert, der ebenso wie der Einlaufsammelring 64 den Zwischenerhitzer 44 umgibt. Vom Einlaufsammelring 69 gelangt der Flüssigsauerstoff zum Wärmeaustauscher 46a, dessen Rohre ei radial von außen nach innen durchströmt.The liquid oxygen is conveyed by the pump 39 to an inlet collecting ring 69, which like the inlet collecting ring 64 surrounds the reheater 44. The liquid oxygen arrives from the inlet collecting ring 69 to the heat exchanger 46a, the tubes of which ei flow through radially from the outside to the inside.

Anschließend tritt der teilweise verdampfte Sauerstoff bei 71 in den Wärmeaustauscher 466 über. In dessen Rohren, die er radial von innen nach außen durchströmt, wird der Sauerstoff vollständig verdampft Gesammelt wird der dampfförmige Sauerstoff in einem Ringkanal 72. Von letzterem führen absperrbare Leitungen zur Vorbrennkammer 34, zum Druckbehälter 48 und zu den Steuerraketentriebwerken 32.The partially evaporated oxygen then passes into the heat exchanger 466 at 71. In its In the pipes through which it flows radially from the inside to the outside, the oxygen is completely evaporated. Collected the vaporous oxygen is in an annular channel 72. From the latter lead lockable lines to the pre-combustion chamber 34, to the pressure vessel 48 and to the control rocket engines 32.

Mit einem Teil des in den Wärmeaustauschern 45a, 456 und 46a, 466 verdampften Wasserstoffs und Sauerstoffs werden die Steuerraketentriebwerke 32 gespeist und die den Druckbehältern 47,48 zuvor zu Start- und Steuerzwecken entnommenen Gasmengen ergänzt Mit dem restlichen Wasserstoff- und Sauerstoffdampf werden die Vorbrennkammer 34 und der Zwischenerhitzer 44 in der vorbeschriebenen Weise betrieben.The control rocket engines 32 are fed with part of the hydrogen and oxygen evaporated in the heat exchangers 45a, 456 and 46a, 466 and the gas quantities previously taken from the pressure vessels 47, 48 for starting and control purposes are supplemented with the remaining hydrogen and oxygen vapor, the pre-combustion chamber 34 and the reheater 44 operated as described above.

Hierzu 2 Blatt ZeichnungenFor this purpose 2 sheets of drawings

Claims

Patent claims:

1. Rocket system, comprising a liquid rocket engine of the main flow type and several control rocket engines, the main flow engine consisting of at least one pre-combustion chamber in which a fuel-rich or oxidizer-rich gas mixture is generated, a turbo pump unit serving to convey fuel, in whose turbine the gas mixture generated in the pre-combustion chamber is partially depressurized is, a main combustion chamber in which the partially expanded gas mixture reacts further with the supplied oxidizer or fuel, in particular burns stoichiometrically, and a thrust nozzle which, like the main combustion chamber, is cooled by indirect heat exchange, in particular by the fuel component that is completely absorbed by the Pre-combustion chamber is fed in, and the control rocket engines are supplied by the turbo pump unit of the main flow engine, characterized in that the turbo pump unit (7, 8, 9; 37a, 37b, 38a, 38t>, 39) optionally the Ha uptstromtriebwerk (1; 31) and the control rocket engines (2; 32) are supplied with fuel and oxidizer, with the fuel and oxidizer being supplied during the control rocket operation on the way to the control rocket engines (2; 32) in regenerative heat exchangers (21, 22; 21a, 22a; 45a, 45b, 46a, 46b) , which are acted upon by hot gases generated in a generator fed by the turbo pump unit with fuel and oxidator, while the regenerative heat exchangers are switched off during operation of the main flow engine (1,31).

2. missile system according to claim 1, characterized in that the gas generator is the pre-combustion chamber (4) of the main power engine (1).

3. missile system according to claim 1 or 2, characterized in that the regenerative heat exchanger (21, 22) are arranged downstream of the turbine (7) of the turbo pump unit.

4. missile system according to claim 1 or 2, characterized in that the regenerative heat exchanger (21a, 22a) are arranged upstream of the turbine (7) of the turbo pump unit.

5. missile system according to claim 1, characterized in that the gas generator is a downstream of the turbine (7; 37a, 37b) of the turbo pump unit arranged intermediate heater (27; 44) in which in the pre-combustion chamber (4; 34) generated, fuel or Oxidator-rich gas continues to react with additionally supplied oxidizer or fuel.

6. missile system according to claim 5, characterized in that the regenerative heat exchanger (45a, 45b; 46a, 46έ>) built into the reheater (44) are.

7. missile system according to claim 5 or 6, characterized in that the exhaust housing (40) the turbine (37a, 37 £>) is double-walled and through the cavity (43), optionally subdivided by means of webs, between the two housing walls (41,42) that oxidizer or partial fuel quantity is used as coolant in control mode is passed through, which is fed into the reheater (44) during control operation and therein reacts with the fuel-rich or oxidizer-rich gas mixture generated in the pre-combustion chamber (34)