DE2743983C2 - Flüssigkeitsraketentriebwerk in Nebenstrombauart für den Betrieb im luftleeren Raum - Google Patents
Flüssigkeitsraketentriebwerk in Nebenstrombauart für den Betrieb im luftleeren RaumInfo
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf ein Flüssigkeitsraketentriebwerk
in Nebenstrombauart für den Betrieb im luftleeren oder annähernd im luftleeren Raum, im
wesentlichen bestehend aus einer Brennkammer mit einem konvergent-divergenten Schubdüsenteil, insbesondere
mit einem dem Bodendruck entsprechenden Expansionsgrad, aus einem Vakuumschubdüsenteil, aus
Treibsloffpumpen zürn Fördern der flüssigen Treibstoff
fe, insbesondere Sauerstoff und Wasserstoff, aus einer
öder mehreren, zum Antrieb der Treibstoffpumpen dienenden, mit heißen Treibgäseil beaufschlagten
Turbinen^ deren Abgase über eine Nebenslromdüse ins
Freie Strömen, wobei ferner eine kleine Teilmenge eines
flüssigen Treibstoffs, insbesondere des Wasserstoffs, durch Kühlkanäle in der Wand des Vakuumdüsenteils
strömt und dort aufgeheizt wird.
Nach der DE-OS 23 56 572 sind Flüssigkeitsraketentriebwerke
in Nebenstrombauart bekannt, bei denen einer der beiden flüssigen Treibstoffe, nämlich der
Wasserstoff einerseits zur Kühlung der Brennkammer und des konvergent-divergenten Schubdüsenteils und
andererseits zur Kühlung der sog. Vakuumdüse verwendet wird. Dabei wird so verfahren, daß an der
ίο Trennstelle zwischen dem konvergent-divergenten Schubdüsenteil und dem Vakuumdüsenteil ein Verteilerring
für den flüssigen Wasserstoff vorgesehen ist, von dem aus die weit größere Wasserstoffteilmenge nach
vorne durch Kühlkanäle in der Wand des konvergentdivergenten Schubdüsenteiles und der Brennkammer
strömt und dann dem Einspritzkopf der Brennkammer zugeführt wird, in die auch der Sauerstoff eingebracht
wird, während der kleinere Teil der Wasserstoffmenge vom Verteilerring aus durch Kühlkanäle in der Wand
der Vakuumdüse nach hinten strömt, dabei aufgeheizt wird und am hinteren Ende der Vakuumdüse über am
Umfang verteilte viele kleine Schubdüsen ausitröuu.
Die Treibstoffpumpen werden bei Nebenstromraketentriebwerken, wie / B. in der vorstehend erwähnten
DE-OS 23 56 572 und in der Fachzeitschrift »L'Aeronautique«. Heft 6. 1968 beschrieben, von einer im
Nebenstrom arbeitenden Gasturbine angetrieben, die von Treibgasen beaufschlagt wird, welche in einer
besonderen, kleineren Brennkammer, einem sog. Gas-J«
generator, mittels Reaktion von Teilmengen der beiden Treibstoffkomponeiuen erzeugt werden. Die Turbinenabgase
gelangen dann über eine Nebenstromschubdüse ins Freie. Da aus Werkstoffgründen die zulässige
Eintritistemperatur für die heißen Turbinentreibgase
J> maximal nur 900'C betragen darf, also weit unter der
stöchiometrischen Verbrennungstemperatur liegt, muß der Gasgenerator mit einem hohen Überschuß an
Wasserstoff betrieben werden, wodurch beim Nebensiromverfahren
diesbezüglich ein Wirkungsgradverlust
ίο nicht /u vermeiden ist.
Ferner ist in der DF.-AS 19 50 407 ein Treibstoffversorgungssystem
fur ein RaketenmeDwerk beschrieben,
bei dem der flussige Wasserstoff umi der flussige
Sauerstoff, von den Treibstoffpumpen kommend, die
Wand der Raketenbrennkammer durchströmen und dort regenerativ aufgehei/l werden. Beide .lufgehei/ten
Treibstoffe beaufschlagen dann jeweils eine Turbine zum Antrieb der beulen Trcibstoffpumpcn und werden
d.inn dem Einsprit/Uopf der Raketenhrennkammer
w zugeführt.
Oiese bekannte Triebwerk arbeitet grundsätzlich
n.iih dem Hauptstromprtn/ip. da. wie sch'-·' erwähnt,
die gesamten aufgeheizten Trcibstoffmengcn über die
Pumpenantriebsturbinen strömen. Damit ergibt sich der
Nachteil, daß die Brennkammer in ihrer Gesamtheit
si.irkwandig ausgeführt sein muß. weil in .illen
BerciLhen. auch im hinteren Teil der Schubdüsenw.ind.
hohe Drücke, nämlich der jeweilige Einspnt/druck.
Vorherrschen. Hin/u kommt, daß durch die Beaufschla
giing der Turbinen mit der gesamten Treibstoffmenge
die Turbinen mit einer relativ niedrigen spezifischen
Leistung ■ ausgelegt sind, so daß auch für diese Maschinen ein hohes Baugewicht erforderlich ist.
Es ist Aufgabe der Erfindung, diese Nachteile zu beseitigen und ein Flüssigkeitsraketentriebwerk der
eingangs genannten Art zu schaffen, das sowohl eine höhere Leistungsausbeute bei gleichem Treibstoffverbrauch
mit sich bringt als auch ein günstigeres
Leistungsgewicht aufweist sowie in seinem konstruktiven
Aufbnu einfacher ist.
Gelöst wird diese Aufgabe gemäß der Erfindung dadurch, daß bei einem Triebwerk der eingangs
genannten Art die in den Kühlkanälen in der Wand des
Vakuumdüsenteils erzeugten Treibgase des einen Treibstoffs, insbesondere des Wasserstoffs, durch die
Turbine oder Turbinen zum Antrieb der Treibstoffpumpen strömen.
Durch die Erfindung ist der Vorteil gegeben, daß der Gasgenerator zur Erzeugung der Turbinenantriebsgase
wegfällt und die beiden sonst für den Betrieb dieses Gasgenerators erforderlichen Treibstoffmengen für den
wirkungsgradmäßig weitaus günstigeren stöchiometrischen Verbrennungsprozeß in der eigentlichen Raketenbrennkammer
mit zu: Verfugung stehen. Dadurch wird der Triebwerksprozeß leistungsmäßig insgesamt
wesentlich verbessert
Eine konstruktive Vereinfachung erfährt die Antriebsaniage
noch dann, wenn das Kühlsystem für den Vakuumsehubdüsenteil so ausgelegt wird, daß die aus
diesem Kühlsystem abströmenden Turbinenantriebsgase die für diese Turbine noch zulässige Eingangstemperatur
aufweisen. In einem bestimmten Leisturgsber;ich des Raketentriebwerks zwischen 50 000 und 60 000 N
ergibt es sich sogar, daß im Hinblick auf die notwendige Kühlleistung der Vakuumdüse die dort anfailenden
Treibgase nach Menge und Temperatur praktisch die für den Turbinenantrieb erforderliche Kapazität aufweisen.
Um geringe Unterschiede zwischen dem verwertbaren Leistungsvermögen der bei der Kühlung der
Vakuumdüse anfallenden Treibgase und der erforderlichen Turbinenleistung ausregeln zu können, wird bei
nicht ausreichender Treibgasleistung den Treibgasen erfindungsgemäß eine zusätzliche Gasmenge aus dem
Kühlsystem der konvergent-divergenten Schubdüse und der Brennkammer zugeführt. Umgekehrt kann bei
Treibgasüberschuß eine Teilmenge der Treibgase über eine Umgehungsleitung direkt zum Turbinenaustritt
geleitet und dann in der Nebenstromdüse zusammen mit den Turbine labgasen entspannt werden.
Durch den infolge der Erfindung erreichten Fortfall des Gasgenerators zur Erzeugung der Treibgase für die
Pumpenantriebsturbine wird eine Leistungsgewichtsverbesserung und eine wirtschaftliche Verbilligung der
Triebwerksanlage erreicht.
Ein weiterer Voi teil der Erfindunj besteht darin, daß
die Pumpenantriebsturbine mit einer spezifisch höheren Leistung ausgelegt, d. h. daß sie baulich kleiner und
gewichtsmäßig leichter konzipiert werden kann.
In der Zeichnung is' ein Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Flüssigkeitsraketentriebwerks im
Schema dargestellt.
Das Raketentriebwerk als Nebenstromtriebwerk. das mit flüssigen Treibstoffen, insbesondere Wasserstoff
und Sauerstoff, arbeitet, bestehl im wesentlichen ai's einer Brennkammer 1 mit Einspritzkopf 2 und einem
konvergent-divergenten Schubdüsenteil 3 mit einem Expansionsgrad für den Betrieb am Boden bzw. in
niedrigen Höhen, aus einem Vakuumsehubdüsenteil 4
ίο (mit einem Expansionsgrad für den Betrieb im luftleeren
Raum), aus einem Vorratsbehälter 5 für flüssigen Wasserstoff und einem Vorratsbehälter 6 für flüssigen
Sauerstoff, aus einer Treibstoffpumpe 7 für den Wasserstoff und einer Treibstoffpumpe 8 für den
Sauerstoff, aus einer über ein Getriebe 9 die beiden vorgenannten Pumpen 7 und 8 antreibenden Gasturbine
10 und aus einem Nebenstromschubrohr 11a mit Nebenschubdüse 110.
Der von der Treibsloffpumpe 7 geförderte Wasserstoff wird über eine Leitung 12 einem Verteilerring 13
zugeführt. Von diesem aus wird der überwiegende Teil der gesamten Wasserstoffmenge in die Kühlkanäle in
der Wand des Schubdüsenteiles 3 .j-.d der Brennkammer
1 zu deren Kühlung geleitet, wäi.rend nur eine geringe Teilmenge (5%) der gesamten Wasserstoffmenge
in die Kühlkanäle in der Wand des Vakuumschubdüsenteils 4 strömt. Die durch die Wand des Schubdüsenteils
3 jnd der Brennkammer 1 strömende, weitaus größere Wassersioffmenge wird in einem am vorderen
in Brennkammerende vorgesehenen Ring la gesammelt, von dort aus dem Einspritzkopf 2 zugeführt und in die
Brennkammer 1 zusammen mit der gesamten Sauerstoffmenge eingebracht. Diese wird über eine Leitung
14 zugeführt.
i'i Die in den Kühlkanälen der Wand der Vakuumschubdüse
4 aufgeheizte dampfförmige Wasserstoffmenge wird in einem Ring 15 gesammelt und über eine Leitung
16 der Pumpenantriebsturbine 10 zugeführt. Die Turbinenabgase werden in der Nebenslromdüse Wb
weiter entspannt und leisten hier noch einen gewissen zusätzlichen Schub.
Von dem Sammelring la zur Leitung 16 verläuft eine Leitung 17, über die zur Leistungsregelung der Turbine
10 mit Hilfe eines Ventiles 18 der Turbine 10 eine zusätzliche geringe Gasmenge zugeführt werden kann.
Ferner verläuft von der Leitung 16 zum Turbinenaustritt eine Umgehungsleitung 19 mit einem Ventil 20. so daß
bei Treibgasüberschuß die Überschußmenge direkt in das Schubrohr 11a überströmen kann.
Mit dem Treibsatz 21 wird das Triebwerk bzw. die Gasturbine 10 zum Antrieb der Treibstoffpumpen 7 und
8 gestartet.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
Claims (4)
1. Flüssigkeitsraketentriebwerk in Nebenstrombauart
für den Betrieb im luftleeren Raum, im wesentlichen bestehend aus einer Brennkammer mit
einem konvergenl-divergenten Schubdüsenteil, insbesondere mit einem dem Bodendruck entsprechenden
Expansionsgrad, aus einem Vakuumschubdüsenteil, aus Treibstoffpumpen zum Fördern der flüssigen
Treibstoffe, insbesondere Sauerstoff und Wasserstoff, aus einer oder mehreren, zum Antrieb der
Treibstoffpumpen dienenden, mit heißen Treibgasen beaufschlagten Turbinen, deren Abgase über eine
Nebenstromdüse ins Freie strömen, wobei ferner eine kleine Teilmenge eines flüssigen Treibstoffs,
insbesondere des Wasserstoffs, durch Kühlkanäle in der Wand des Vakuumschubdüsenteils strömt und
dort aufgeheizt wird, dadurch gekennzeichnet,
daß die in den Kühlkanälen in der Wand des Vakuumdüse-"'eils (4) erzeugten Treibgase des einen
Treibstoffs, miöesondere des Wasserstoffs, durch die
Turbine (10) oder Turbinen zum Antrieb der Treibstoffpumpen (7 und 8) strömen.
2. Flüssigkeitsraketentriebwerk nach Anspruch 1. gekennzeichnet durch eine solche Auslegung des
Kühlsystems im Vakuum-Schubdüsenteil (4), daß die Ausgangstcrnpeiatur der dort aufgehetzten Gase
der noch zulässigen Turbirieneintrittstemperatur entspricht.
3. Flüssigkeitsraketentriebwerk nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß zum Zwecke der
Leistungsregelung der Tubine (10) von der zu dieser führenden Le-tung (16) tine dir· xt in den Turbinenaustritt
mündende Umgehungsleitung (19) mit Regelventil (20) verläuft.
4. Flüssigkeitsraketentriebwerk nach Anspruch ! und 2. wobei die weitaus größere Teilmenge der
Gesamtmenge des flüssigen Treibstoffs, insbesondere des Wasserstoffs, dessen kleinere Teilmenge
durch Kühlkanäle in der Wand der Vakuumdüse
strömt, durch Kühlkanäle in der Wand des konvergent-divergenten Schubdüsenteils und in der
Wand der Brennkammer nach vorn strömt und dann in dieselbe eingebracht wird, dadurch gekennzeichnet,
daß /um Zwecke der Leistungsregelung der Turbine (10) von dem am vorderen Ende der
Brennkammer (1) gelegenen Ende der Kühlkanäle b/w. von einem dort vorgesehenen Sammelnng (Ij^
eine Leitung (17) mit Regelventil (18) /um Turbineneinlauf verläuft
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