DE2416766B2 - Hauptstromraketentriebwerk - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Hauptstromraketentriebwerk, im wesentlichen bestehend aus einer Vorbrennkammer zur Erzeugung von brennstoffreichen oder saueiVioffreichen Treibgasen in der Weise, daß entweder der gesamte Brennstoff oder der gesamte Sauerstoff und nur eine Teilmenge des Sauerstoffs oder Brennstoffs in die Vorbrennkammer eingebracht wird, aus zwei mechanisch voneinander getrennten Turbinen, die von den Vorbrennkanimer-Treibgasen über einen Strömungskanul hintcreinander beaufschlagt werden und über jeweils eine eigene Welle Treibstolförderpumpen antreiben, und aus einer Hauptbrennkammer zur Erzeugung von im stöchiometrischen Verhältnis verbrannten Treibgasen für eine nachfolgende Schubdüse, wobei die Hauptbrennkammer die Turbinenabgase aufnimmt, in welche die zweite Teilmenge des Treibstoffs eingefördert wird, der in der Vorbrennkammer mit Unterschuß verbrannt wird.

Wie bei allen Brennkraftmaschinen ist auch im Raketenbaudas Druckverhältnis bzw. der in der Brennkammer vorherrschende Druck einer der entscheidenden Parameter für die Brennkammerleistung bzw. die Leistungsausbeute des Brennprozesses. Das Hauptstromverfahren zeichnet sich in vorteilhafter

Weise dadurch aus, daß auch im Bereich extrem hoher Brennkammerdrücke bei weiter ansteigenden Brennkammerdrücken der spezifische Impuls, im Gegensatz zum Nebenstromverfahrcn, noch weiter ansteigt. Aus Theorie und Praxis der Raketentechnik ist bekannt, daß den Nebenstromtriebwerken, die heute noch meistverwendete Triebwerksart, eine aus dem Nebenstromprinzip resultierende Wirkungsgradcharakteristik eigen ist, die bei etwa KK) atü Brennkammerdruck ein Maximum aufweist, um dann aber bei noch höheren Brennkammerdrücken wieder abzufallen. Die Gründe für diesen Nachteil des Nebenstromverfahrens liegen darin, daß die für den Nebenstrom aus der Raketenbrcnnkammer abgezweigten Treibgase oder in Hilfsbrennkammern erzeugten Treibgase relativ niedriger Temperatur zur Beaufschlagung der Turbinen zum Antrieb für die Treibstoffpumpen bereits in den Turbinen auf einen Druck entspannt werden, der wesentlich unter dem der Hauptbrennkammer liegt. Diese Turbinengase niedrigen Druckes und niedriger Temperatur können daher - wenn überhaupt - nur mit einem sehr schlechten Wirkungsgrad in Zusatzschubdüsen entspannt werden. Bei steigenden bzw. extrem hohen Brennkammerdrücken wird mit der dadurch zwangsläufig steigenden Pumpen- bzw. Turbinenleistung dieser abzuzweigende Treibstoffanteil immer größer und dadurch der Gesamtwirkungsgrad des Triebwerks entsprechend verschlechtert.

Da ein Hauptstromraketentriebwerk durch die Serienschaltung von Vorbrennkammer, Turbinen für den Antrieb der Treibstofförderpumpen und Hauptbrennkammer mit nachgeschalteter Schubdüse diesen Nachteil nicht aufweist, vielmehr noch Wirkungsgradsteigerungen bis zu höchsten Brennkammerdrücken mit sich bringt, findet das Hauptstromprinzip bei Raketentriebwerken, von denen höchste spezifische Leistungen gefordert werden, immer mehr Anwendung. Hauptstromraketentriebwerke sind in verschiedenen Konzeptionen bereits bekannt. So zeigt die Deutsche Patentschrift 1626055 Hauptstromraketentriebwerke mit jeweils nur einer Vorbrennkammer zur Erzeugung von wasserstoff reichen Treibgasen, die mindestens zwei strömungsmäßig in Serie geschaltete und auch axial hintereinander angeordnete Turbinen antreiben. Diese sind mechanisch voneinander getrennt und treiben über jeweils eine zentrale Welle und jeweils eine zu dieser koaxialen Hohlwelle die Treibstofförderpumpen an. Der Turbinenabgasstrom

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gelangt dann nach der letzten Turbine, gegebenenfalls über einen Zwischenerhitzer, in die Hauptbrennkammer, in welche die zweite Teilmenge des Sauerstoffes eingebracht wird, um dort eine stöchiometrische Verbrennung zu ermöglichen.

Bei der genannten bekannten Konzeptior, von Hauptstromraketentriebwerken ist jeweils nur eine Konstruktionshauptachse gegeben, in der in axialer Gruppierung die Treibstofförderpumpen, die Vorbrennkammer, die Turbinen und die Hauptbrennkammer mit Schubdüse liegen.

Bekanntlich müssen Gasturbinen und auch die Treibstofförderpumpen sowohl solche von luftatmenden Triebwerken als auch von mit chemischen Treibstoffen versorgten Raketentriebwerken der Hauptstrombauart, um vernünftige und spezifisch günstige Betriebskennzahlen zu erhalten, mit hohen Drehzahlen laufen. Mit diesen hohen Drehzahlen rotieren folglich auch die Pumpenantriebswellen. Nun weiß man aus der mechanischen Schwingungsichre daß Wellen mit hoher Drehzahl dann vornehmlich zu Eigenschwingungen neigen, wenn sie lang und insbesondere im Verhältnis zu ihrer Länge einen geringen Durchmesser aufweisen, wobei beim Hochfahren der Triebwerke die gefährlichen Resonanzbereiche durchlaufen werden müssen. Um die Resonanzdrehzahlen von vornherein über die Betriebsdrchzahlen zu legen oder das Durchfahren solcher Resonanzbereiche zu entschärfen, sofern diese noch innerhalb der Betriebsdrehzahlen liegen, werden im Gasturbinentriebwerksbau bei Zwei- und Mehrwellenausführung mit mechanisch voneinander getrennten Hoch- und Niederdruckverdichtern die Verdichterantriebswellcn mit großen Durchmessern ausgeführt. Dieser Bauweise kommt die Gestaltung der mehrstufigen Axialverdichter entgegen, deren Trommelinnendurchmesscr von Stufe zu Stufe zunimmt. Damit können auch die Verdichterantriebswellen schwingungsunempfindlich gestaltet werden. Diese schwingungsfeindliche Konstruktionstendenz kann bei den weiter vorne beschriebenen Hauptstromraketentriebwerken mit einem koaxialen Wellenantrieb für die Treibstofförderpumpen durch die Vorbrennkammer hindurch nicht oder nur in geringem Maße praktiziert werden, da die Anschlüsse zwischen den Wellen und Pumpenläufern baulich über eine große Konstruktionslänge nicht mit großem Durchmesser ausgeführt werden können. Aus diesem Grunde sind die in Rede stehenden Konzeptionen von Hauptstromraketentriebwerken in koaxialer Zweiwellenausführung entweder schwingungsempfindlich oder aber müßten wellenmäßig konstruktiv aufwendig sein, wobei wiederum die theoretisch einerseits schlanke Bauweise durch die in der Praxis erforderlichen großen Wellendurchmesser verlorenginge. Außerdem muß hierbei die Vorbrennkammer als Ringbrennkammer ausgeführt sein, da der zentrale Brennkammerraum nicht ausgenutzt werden kann, was wiederum zu einem größeren Vorbrennkammerdurchmesser führt.

Es ist Aufgabe der Erfindung, für ein Hauptstromraketentriebwerk, in Zweiwellenausführung mit nur einer Vorbrennkammer und zwei bezüglich der Vorbrennkammertreibgase strömungsmäßig in Serie laufenden Turbinen zum Antrieb der Treibstofförderpumpen, eine gegenüber den bekannten Konzeptionen konstruktiv einfachere sowie übersichtliche, bauvolumenmäßig gedrängtere, dabei strömungstechnisch weniger aufwendige und im Hinblick auf die Schwingungsprobleme der rotierenden Bauteile unempfindliche Ausführung zu schaffen, d. h. eine Konzeption vorzuschlagen, welche die Vorteile der bekannten Ausführungen von Hauptstromraketentriebwerken in sich vereinigt, dabei aber deren rotationsmechanische Schwierigkeiten vermeidet und mit geringerem Bauaufwand die gestellten Forderungen erfüllt.

Gelöst wird diese Aufgabe gemäß der Erfindung

ίο durch die Zusammenfassung folgender Merkmale:

a) Die zweite Treibstoflörderpumpe ist mit der zweiten Turbine auf einer Welle angeordnet, die koaxial zur Hauptbrennkammer verläuft;

b) die erste Treibstoflörderpumpe ist mit der ersten Turbine auf einer koaxial zur Vorbrennkammer verlaufenden Welle angeordnet, die im wesentlicher« parallel zur Welle der zweiten Treibstofförderpumpe verläuft und keine mechanische Koppelung mit dieser aufweist;

c) die Treibgase der Vorbrennkammer gelangen über die erste Turbine, ohne weitere Zwischenverbrennung, in die zweite Turbine;
d) die Mittenflächen der Laufscheiben der beiden Turbinen sind in etwa der gleichen axialen Lage angeordnet.

Es ist zwar nach der Fachzeitschrift »Luftfahrttechnik und Raumfahrttechnik«, Februar 1965, Seite 42, bekannt, bei im Nebenstrom arbeitenden Flüssigkeitsraketentriebwerken zwei Turbincn-Pumpen-Aggregate auf zwei zueinander parallelen Wellen anzuordnen, wobei die beiden Turbinen in Strömungsrichtung hintereinander vom gleichen Treibgas beaufschlagt werden. Gegenüber der erfindungsgemäßen Konzeption eines Hauptstromrakctentriebwerkes besteht jedoch im bekannten Fall der Unterschied darin, daß hier der durch die Turbinen laufende Treibgasstrom als Turbinenabgas ins Freie gelangt. Durch die erfindungsgemäße Konzeption eines Hauptstromraketentriebwerks werden nicht nur die in der Aufgabenstellung genannten Forderungen erfüllt, sondern es ergibt sich darüber hinaus durch die erfindungsgemäße Konstellation zwischen den beiden Turbinen einerseits und der daraus resultierenden Lage der Vorbrennkammer und der Hauptbrennkammer andererseits eine kürzeste Verbindung für den hochaufgeheizten Wasserstoff zwischen diesen beiden Hauptaggregaten, der zuerst in der Wand der Hauptbrennkammer, dabei diese kühlend, von hinten nach vorne strömt, hier die Hauptbrennkammer verläßt und dann zum benachbarten Einspritzkopf der Vorbrennkammer überströmt. Nur eine Vorbrennkammer für das gesamte Triebwerk, dabei relativ kurze Treibgasführungen bei zwei in einem Abstand nebeneinanderliegenden Wellen lassen eine Gesamtwirkungsgradverbesserung und ein günstigeres Leistungsgewicht erwarten.

Die etwa gleiche axiale Lage der beiden Turbinen ermöglicht in Ausgestaltung der Erfindung, den Turbinenauslauf für die Abgase der ersten Turbine (Hochdruckturbine) und den Turbineneinlauf für die Treibgaze der zweiten Turbine (Niederdruckturbine) durch einen senkrecht zu den beiden Wellen verlaufenden geradlinigen Überströmkanal für die Treibgase zu verbinden.

Ferner fördert erfindungsgemäß die auf der Welle, die koaxial zur Hauptbrennkammer verläuft, angeordnete Pumpe flüssigen Sauerstoff und die auf der Welle, die koaxial zur Vorbrennkammer verläuft, an-

geordnete Pumpe flüssigen Wasserstoff. Hierdurch wird, was die erforderliche Turbinenleistung anlangt, der wesentlich größeren Menge des zu fördernden Wasserstoffes Rechnung getragen.

Die Zeichnung zeigt ein Ausführungsbeispiel gemäß der Erfindung in einem teilweisen Längsschnitt durch das Hauptstromraketentriebwerk.

Das erfindungsgemäße Hauptstromraketentriebwerk weist zwei Konstruktionshauptachsen A und B auf. In der Konstruktionshauptachse A sind von einer Bezugsebene E aus gesehen eine Vorbrennkammer 1, eine erste Turbine 2 (Hochdruckturbine) und eine erste Treibstofförderpumpe 3, im vorliegenden Fall für flüssigen Wasserstoff, koaxial hintereinander angeordnet. Diese Pumpe 3 wird durch eine verhältnismäßig kurze Welle 4 von der Hochdruckturbine 2 angetrieben. Der Pumpeneinlauf 5 liegt vorne und erfolgt axial.

Auf der zweiten Konstruktionshauptachse B liegen von der Bezugsebene E aus betrachtet eine Hauptbrennkammer 6 mit Schubdüse 7, eine zweite Turbine 8 (Niederdruckturbine) und eine zweite Treibstofförderpumpe 9, im vorliegenden Fall für flüssigen Sauerstoff, koaxial hintereinander. Der Einlauf 10 dieser Pumpe 9 ist ebenfalls axial und liegt vorne.

Nach der ersten Turbine 2 befindet sich ein rotationssymmetrischer Turbinenauslauf 11 koaxial zur Konstruktionshauptachse A, und vor der zweiten Turbine 8 ist ein rotationssymmetrischer Turbineneinlauf 12 koaxial zur Konstruktionshauptachse B angeordnet. Zwischen dem Turbinenauflauf 11 und em Turbineneinlauf 12 verläuft ein zylindrischer gerader Überströmkanal 13 für die Treibgase, dessen Längsachse d sich mit den Konstruktionshauptachsen A und B schneidet und zu diesen senkrecht verläuft.

Die erste Turbine 2 und die zweite Turbine 8 liegen, von der Bezugsebenc E aus betrachtet, etwa auf der gleichen Höhe h.

Der von der ersten Pumpe 3 über die Leitung 16 geförderte flüssige Wasserstoff gelangt, nachdem er sich beim Durchströmen der sehr heißen Wand der Schubdüse 7 und der Hauptbrennkammer 6 bei

¹S gleichzeitiger Kühlung dieses Aggregates aufgeheizt hat, über eine kurze Leitung 14 zum unmittelbar benachbarten Einspritzkopf der Vorbrennkammer 1. Auch eine Teilmenge des flüssigen Sauerstoffs wird von der zweiten Pumpe 9 über eine Zweigleitung 15ü in die Vorbrennkammer 1 eingebracht, in der aul diese Weise ein wasserstoffreiches Treibgas für die beiden Turbinen 2 und 8 erzeugt wird. Nach der zweiten Turbine 8 strömen die Turbinenabgasc in die Hauptbrennkammer 6, deren Einspritzkopf 6i über eine weitere Zweigleitung 156 die zweite Teilmenge des Sauerstoffs zugeführt wird. In der Hauptbrennkammer 6 findet dann eine stöchiometrische Verbrennung mit sehr hohen Temperaturen statt.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims (3)

Patentansprüche:

1. Hauptstromraketentriebwerk, im wesentlicliL'ii bestehend aus einer Vorbrennkammer zur Erzeugung von brennstoff reichen oder saiierstoffreichen Treibgasen in der Weise, daß entweder der gesamte Brennstoff oder der gesamte Sauerstoff und nur eine Teilmenge des Sauerstoffs oder Brennstoffs in die Vorbrennkammer eingebracht wird, aus zwei mechanisch voneinander getrennten Turbinen, die von den Vorbrennk-unmer-Treibgasen über einen Strömungskanal hintereinander beaufschlagt werden und über jeweils eine eigene Welle Treibstoffördcrpumpen antreiben, und aus einer Hauptbrennkummer zur Erzeugung von im stöchiometrischen Verhältnis verbrannten Treibgasen für eine nachfolgende Schubdüse, wobei die Hauplbrennkammer die Turbinenabgase aufnimmt, in welche die zweite Teilmenge des Treibstoffs eingefördert wird, der in der Vorbrennkammer mit Unterschuß verbrannt wird, gekennzeichnet durch folgende Merkmale:

a) Die zweite Treibstofförderpumpe (9) ist mit der zweiten Turbine (8) auf einer Welle angeordnet, die koaxial zur Hauptbrennkammer (6) verläuft;

b) die erste Treibstofförderpumpe (3) ist mit der ersten Turbine (2) auf einer zur Vorbrennkammer (1) koaxialen Welle angeordnet, die im wesentlichen parallel zur Welle der zweiten Treibstofförderpumpe (9) verläuft und keine mechanische Koppelung mit dieser aufweist;

c) die Treibgase der Vorbrennkammer (1) gelangen über die erste Turbine (2), ohne weitere Zwischenverbrennung, in die zweite Turbine (8);

d) die Mittenflächen der Lautscheiben der beiden Turbinen (2 und 8) sind in etwa der gleichen axialen Lage angeordnet.

2. Hauptstromraketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Turbincnauslauf (11) für die Abgase der ersten Turbine (2) und der Turbineneinlauf (12) für die Treibgase der zweiten Turbine (8) durch einen senkrecht zu den beiden Turbinen- bzw. Pumpenwellen verlaufenden geradlinigen Überströmkanal (13) für die Treibgase verbunden sind.

3. Hauptstromraketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die auf der zur Vorbrennkammer (1) koaxia' liegenden Welle ungeordnete erste Treibstofförderpumpe (3) flüssigen Wasserstoff und die auf der zur Hauptbrennkammer (6) koaxial liegenden Welle angeordnete zweite Treibstofförderpumpe (9) flüssigen Sauerstoff fördert.