DE3109269C2

DE3109269C2 -

Info

Publication number: DE3109269C2
Application number: DE3109269A
Authority: DE
Inventors: William Marion Burkes Jun.; William Hamilton Mcgregor Tex. Us Miller
Original assignee: Hercules LLC
Current assignee: Hercules LLC
Priority date: 1980-03-11
Filing date: 1981-03-11
Publication date: 1991-12-12
Also published as: GB2071285B; US4355663A; IT1194031B; CA1166855A; FR2482328B1; IT8120262A0; DE3109269A1; GB2071285A; FR2482328A1

Description

Die Erfindung betrifft eine Düsen-/Ventilanordnung der im Oberbegriff des Anspruchs angegebenen Art zum Einstellen des Durchflusses von Verbrennungsteilnehmern von einem Treib stoffgenerator zu einer Sekundärbrennkammer eines Raketen triebwerks.

Eine derartige Düsen-/Ventilanordnung ist aus der US 29 68 919 bekannt. Die Regelung der Ventilkolbenstellung bei dieser bekannten Anordnung erfolgt durch eine Schraubenfeder, die den Ventilkolben beaufschlagt, und deren Federkonstante so gewählt ist, daß Druckschwankungen des das Ventil durchset zenden Treibstoffs ausgeglichen werden, indem der Querschnitt des Ventildurchtritts entsprechend nachgeregelt wird. Er reicht werden soll durch diese Ventilkolbenregelung eine Kom pensation der Temperaturabhängigkeit des im Treibstoffgenera tor als Festtreibstoff vorliegenden Brennstoffs. Nicht er reichbar ist jedoch mit dieser bekannten Düsen-/Ventilan ordnung ein Nachlassen der Raketenantriebsleistung in großen Höhen oder bei Treibstofftemperaturen, die von den Bedin gungen am Erdboden stark abweichen. Damit aber eignet sich diese bekannte Düsen-/Ventilanordnung nicht zur Erreichung eines optimalen Luft-/Treibstoffverhältnisses in Abhängigkeit von der Flugbahn einer Rakete.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, eine Düsen-/Ven tilanordnung der eingangs genannten Art zu schaffen, mit welcher ein optimales Luft-/Treibstoffverhältnis in Abhän gigkeit von der Flugbahn einer Rakete erzielbar ist.

Gelöst wird diese Aufgabe durch die kennzeichnenden Merkmale des Anspruchs.

Die Erfindung besteht also darin, den im Treibstoffgenerator herrschenden Istdruck kontinuierlich zu überwachen und in Ab hängigkeit von abgespeicherten Soll-Druckwerten nachzusteu ern, wobei die Soll-Druckwerte den Verhältnissen während der Flugbahn einer Rakete Rechnung tragen.

Die Erfindung soll nachfolgend unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher erläutert werden. Es zeigt

Fig. 1 eine Seitenansicht der erfindungsgemäßen Düsen-/Ven tilanordnung im Schnitt;

Fig. 2 einen Schnitt längs der Linie 2-2 von Fig. 1;

Fig. 3 eine Seitenansicht im Schnitt eines mit der Dü sen-/Ventilanordnung von Fig. 1 versehenen Rake tentriebwerks;

Fig. 4 einen Querschnitt durch einen Zwischenabschnitt eines mit zwei erfindungsgemäßen Düsen-/Ventilan ordnungen versehenen Raketentriebwerks;

Fig. 5 einen Schnitt längs der Linie 5-5 von Fig. 4;

Fig. 6 einen Schnitt längs der Linie 6-6 von Fig. 4;

Fig. 7 eine teilweise schematische Darstellung der in einen Raketenantrieb eingesetzten erfindungsge mäßen Düsen-/Ventilanordnung mit Betätigungsein richtung;

Fig. 8 einen Schnitt längs der Linie 8-8 von Fig. 7;

Fig. 9 einen Teillängsschnitt längs der Linie 9-9 von Fig. 8, und

Fig. 10 ein Blockdiagramm einer vorprogrammierten Steuer schleife für die Steuerung der erfindungsgemäßen Düsen-/Ventilanordnung.

Die in Fig. 1 dargestellte Düsen-/Ventilanordnung 10 umfaßt ein Ventilgehäuse 12 mit einem Treibstoffdurchlaß 16, von dem ein einen Ventilkolben aufnehmender Teil 14 abzweigt. Die Ge häuseteile 14 und 16 sind tubusförmig ausgebildet und schnei den einander unter rechtem Winkel. Der Gehäuseteil 16 weist einander gegenüberstehende Öffnungen 18 und 20 auf, die je noch Einbaurichtung Einlaß- und Auslaßöffnungen bzw. Auslaß- und Einlaßöffnungen sind. In die Hohlräume 34, 36 der Gehäu seteile 14 und 16 sind tubusförmige Isolatoren 30,32 einge paßt, die mit ihren Außenflächen an den Innenflächen des Ven tilgehäuses anliegen. Jeder Isolator 30, 32 ist mit einem zentralen längserstreckten Hohlraum 38, 40 von kreisförmigem Querschnitt versehen, der sich in Längsrichtung durch den Isolator erstreckt. Die tubusförmigen Wände, die von dem zen tralen Hohlraum 40 im Isolator 32 ausgebildet werden, begren zen einen Strömungskanal 22 im Gehäuseteil 16, wie Fig. 3 zeigt. Die tubusförmigen Wände des Hohlraums 38 bilden eine Führung für den Ventilkolben 42. Der Isolator 32 weist eine Bohrung 46 kreisförmigem Querschnitts auf, die sich durch seine Seitenwand in rechtem Winkel zum Strömungskanal 22 er streckt und diesen schneidet. Die Bohrung 46 fluchtet mit dem Hohlraum 38 und bildet dessen Verlängerung.

Der Kolben 42 weist drei Abschnitte auf: Ein Drosselstück 48, einen Wärmeisolator 50 und ein Verbindungsstück 52. Der Kol ben 42 ist in Längsrichtung zwischen einer geschlossenen Stellung 54, die Fig. 1 zeigt, und einer voll geöffneten Stellung (nicht dargestellt), in der das Drosselstück 48 ganz aus dem Strömungskanal 22 herausgezogen ist, beweglich. Er wird von einem Antrieb bewegt, der später noch detailliert beschrieben wird.

In der Anordnung nach Fig. 1 weist der Isolator 32 einen axial verlaufenden zylindrischen Hohlraum 56 auf, der den Kreuzungsbereich des Gehäuseteils 14 mit dem Gehäuseteil 16 überbrückt. Der axial verlaufende Hohlraum 56 wird von einer ringförmigen Schulter 57 und einer zylindrischen Seitenwand 58 begrenzt und erstreckt sich vom einen Ende des Isolators 32 über einen wesentlichen Teil der Länge desselben.

Diese Düsen-/Ventilanordnung wird in einem mit Luftführung versehenen Raketentriebwerk verwendet mit dem die Anordnung über Einschnürungsabschnitte 59 und 60 verbunden ist, wobei O-Ringe 62 zur Abdichtung und Marmorklammern 61 zur Sicherung der Verbindung vorgesehen sind. Die Einschnürungsabschnitte 59 und 60 enthalten Isolatoren 63, die in Größe und Gestalt mit dem Isolator 32 übereinstimmen, der einen zylindrischen Einsatz 64 enthält. Es können auch andere Einrichtungen zum dichten Verbinden der Düsen-/Ventilanordnung mit dem Raketen triebwerk verwendet werden. Der zylindrische Einsatz 64 be steht aus einem erosionsfesten Material, vorzugsweise aus einer Titan-Zirkon-Molybdän-Legierung und weist Abmessungen auf, die ihn für den Einsatz in dem axialen Hohlraum 56 ge eignet machen. Die Innenfläche, die von dem Isolator 32 und dem zylindrischen Einsatz 64 im Hohlraum 56 gebildet wird, ist glatt und im wesentlichen durchgehend mit Ausnahme eines Durchbruches 65 im Einsatz 64, der sich durch seine Seiten wand erstreckt und mit den Hohlraum 38 und der Bohrung 46 in den Isolatoren 30 und 32 fluchtet.

Der Gehäuseteil 14 weist einen Kopf 84 auf, auf den ein Ver schluß 86 aufgeschraubt ist. Ein Metallring 87 dient zur Abdichtung von Kopf 84 und Verschluß 86. Andere kompressible metallbelegte Dichtungen können anstelle eines Metallrings 87 verwendet werden, beispielsweise Kupfer-Asbest- Quetschdichtungen. Der Verschluß 86 weist einen Kopf 88 auf, der einen kleinen axialen Hohlraum 90 umschließt. In dem Hohlraum 90 ist ein Nadellager 91 angeordnet. Dieses Nadella ger dient der Lagerung des Ventilkolbens 42. Ein ringförmiger Hohlraum 92 im Kopf 88 des Verschlusses 86 enthält einen ela stomeren O-Ring 93, der den Kolben 42 am Verschluß abdichtet.

Der Isolator 30 kann als ein einziges Bauteil ausgeführt sein, der sich durch die gesamte Länge des Hohlraums 34 im Gehäuseteil 14 erstreckt. Er kann jedoch auch, wie Fig. 1 zeigt, aus zwei zylindrischen Stücken bestehen, die aneinan derstoßen und eine im wesentlichen durchgehende Isolierfläche bilden. Wenn der Isolator in dieser Weise ausgeführt ist, kann man eine Scheuerdichtung 94 einsetzen, die gegen den Kolben 42 abdichtet. Die Scheuerdichtung 94 kann aus einem elastomeren Material, wie Gummi, hergestellt sein, oder aus einem keramischen, faserdurchsetzten Material bestehen.

Fig. 3 zeigt die Lage der Düsen-/Ventilanordnung 10 in einem mit Luftführung versehenen Raketentriebwerk 28 in bezug auf die vordere Kammer 66 des Triebwerks, in der eine ein treib stoffreiches Gas entwickelnder Feststoff 68 angeordnet ist, und in bezug auf die Sekundärbrennkammer 70 am hinteren Ende 72 des Triebwerks 28. Ein Strömungskanal 22 verbindet die vordere Kammer bzw. den Treibstoffgenerator 66 mit der Sekun därbrennkammer 70. Ein ausblasbarer Verschlußstopfen 74 dient dazu, den Kanal 22 zu verschließen. Damit Verbrennungsgase nicht durch den Kanal 22 in die vordere Kammer 66 gelangen können. Diese Verbrennungsgase entstehen bei der Verbrennung eines Feststoffes (nicht dargestellt), der zur Anfangsstufe des Raketentriebwerks gehört und der nach dem Abbrand einen Hohlraum zurückläßt, der dann die Sekundärbrennkammer 70 ist. Seine Verbrennungsgase würden ohne den Verschlußstopfen 74 zu einer vorzeitigen Zündung im Gasgenerator 68 führen, was in manchen Fällen unerwünscht ist.

Die Fig. 3 zeigt in Verbindung mit Fig. 4 die Zwischenstufe 76 zwischen der vorderen Kammer 66 und der Sekundärbrennkam mer 70 des Raketentriebwerks 28. Die Zwischenstufe 76 enthält einen Schutzschild und eine Zündeinrichtung 78 für den Brenn stoff der Anfangsstufe (nicht dargestellt), einen Schutz schild und eine Zündeinrichtung 80 für die Feststoffladung 68, einen Fühler 81 zum Messen des Druckes in der vorderen Triebwerkskammer 66 und ein Linearpotentiometer 82 zum Messen der Bewegung des Ventilkolbens 48 durch Überwachung der Bewe gung von Verbindungsstangen 114 und 116 (Fig. 5).

In Fig. 4 ist eine Zwillingsanordnung von Düsen-/Ventilanord nungen der in den Fig. 1 bis 3 beschriebenen Art in der Zwischenstufe 76 eines mit Luftführung versehenen Raketen triebwerks dargestellt. Eine Verbindungsstangenanordnung zum Bewegen der Ventilkolben zwischen einer geschlossenen und einer geöffneten Stellung ist teilweise in den Fig. 5 und 6 dargestellt. Die Zwillingsdüsen-/Ventilanordnungen 96 und 98 sind durch ein Joch 100 miteinander verbunden. Ventilkol ben 102 und 104 verlaufen in den entsprechenden Düsen-/Ven tilanordnungen 96 und 98 und sind an ihren oberen Enden 110 und 112 durch Schrauben 106 und 108 an den Querstangen 114 und 116 befestigt, zwischen welchen sie angeordnet sind. Eine Betätigungseinrichtung 118 ist zwischen den Ventilanordnungen 96 und 98 gelegen und ein Betätigungskolben 120 derselben verläuft durch das Joch 100 und ist durch eine Schraube 122 mit den Querstangen 114 und 116 verbunden. Die Betätigungs einrichtung 118 arbeitet in Abhängigkeit eines elektrischen Signals wie folgt. Wenn ein Signal als Folge eines Befehls für das Raketengeschoß erzeugt wird, kann der Kolben 120 nach oben oder unten bewegt, je nach Art des Signals, das davon abhängt, wie das Geschoß programmiert oder kommandiert ist. Die Bewegung der Ventilkolben 102 und 104 aus den Durchfluß kanälen 124 und 126 beseitigt den Teilverschluß der Durch flußkanäle 124 und 126. Ebenfalls kann in Abhängigkeit eines Signals der Kolben 120 der Betätigungseinrichtung 118 sich nach unten bewegen, wodurch die Ventilkolben 102 und 104 in die Durchflußkanäle 124 und 126 eingetaucht werden, womit sich deren freier Strömungsquerschnitt verringert.

Die Fig. 7, 8 und 9 zeigen eine einzelne Düsen-/Ventilan ordnung 142 in einem Zwischenabschnitt eines mit Luftführung versehenen Raketentriebwerks. Eine Betätigungseinrichtung 128 ist an einem Punkt an der Innenwand 130 des Zwischenab schnitts des Raketenmotors mit Hilfe einer Konsole 132 befe stigt. Ein Betätigungskolben 134 weist einen Hebelarm 136 auf, der schwenkbar mit dem Kolben 134 verbunden ist an einer festen Konsole 138 schwenkbar gelagert ist. Das freie Ende 139 des Hebelarmes 136 ist gelenkig mit dem Ventilkolben 140 der Düsen-/Ventilanordnung 142 verbunden. Der Kolben 140 ist im voll in den Strömungskanal 146 eingefahrenen Zustand dar gestellt. Der Strömungskanal 146 endet in einer Verzweigungs leitung 148. Die Verzweigungsleitung 148 weist zwei Ab gaskanäle auf, die in Abgasöffnungen 150 und 152 enden, die von Ausblasstopfen 154, 156 verschlossenen sind. Die Düsen- /Ventilanordnung 142 unterscheidet sich von der Düsen-/Ven tilanordnung 10 in der Hauptsache durch die verwendete Dich tungsanordnung. Die Düsen-/Ventilanordnung 142 weist eine ge schweißte Metallbalgdichtung 158 auf, die an der Stirnseite 160 des Verschlusses 162 des Abzweigs befestigt ist und das Ende 164 des Kolbens 140 abdichtet. Die Balgdichtung 158 kann sich ausdehnen und zusammenziehen, je nach Bewegung des Kol bens 140 und ist besonders für hohe Temperaturen geeignet, denen ein elastomerer O-Ring nicht widerstehen würde. Der Ventilkolben 140 besteht aus zwei Teilen, einem erosionsfe sten Teil 141, der in den Strömungskanal 146 vorgeschoben wird und einem Wärmeisolator 143.

Fig. 10 zeigt einen typischen Steuerkreis für die Vorprogram mierung der Betriebsweise der Düsen-/Ventilanordnung. Wie dargestellt, erfaßt ein Druckwandler oder Fühler den Druck im Gasgenerator und sendet ein dementsprechendes elektrisches Signal an einen Verstärker. Das verstärkte Signal wird auf einen Druckregler übertragen, in welchem der Druck mit einem Signal verglichen wird, das von einem Kurvenfolger stammt, der vorprogrammiert ist und der beim Abfeuern des Raketen triebwerks aktiviert wird. Wenn die vom Druckregler empfange nen Signale voneinander verschieden sind, erzeugt der Druck regler ein Signal, das einem Steuergerät zugeführt wird, das wiederum die Betätigungseinrichtung erregt, um die Düsen- /Ventilanordnung zu öffnen oder zu schließen, wodurch der Druck im Gasgenerator in Übereinstimmung mit dem vorprogram mierten Druck gebracht wird. Andere Steuersysteme als das soeben beschriebene können ebenfalls eingesetzt werden.

Die Düsen-/Ventilanordnung der vorstehend beschriebenen Art bildet eine voll variable, multizyklische, reversible Düse, in welcher der Düsenquerschnitt verändert werden kann. Diese Düsen-/Ventilanordnung kann durch jede geeignete Einrichtung betätigt werden, wie beispielsweise elektromechanische, pneu matische oder hydraulische Betätigungseinrichtungen mit Rück kopplungssteuerung. Diese Düsen-/Ventilanordnung kann inner halb der Gasgeneratorkammer eines Raketentriebwerks angeord net werden, in der Sekundärbrennkammer oder in einer Zwi schenstufe zwischen den Kammern, wie in den Zeichnungen dar gestellt. Die Installation in der Zwischenstufe ist besonders vorteilhaft, weil die Düsen-/Ventilanordnung dort von den um gebenden Verbrennungsvorgängen am besten isoliert ist.

Bei der in Rede stehenden Düsen-/Ventilanordnung wird der Kolben quer zur Gasströmung bewegt. Ihre Konstruktion erlaubt es, Dichtungen, Lager und die Betätigungseinrichtung vom di rekten Kontakt mit den heißen Verbrennungsgasen zu isolieren und ermöglicht es, den Einsatz von erosionsfesten Materialien auf die wenigen kritischen Punkte innerhalb der Düsen-/Ven tilanordnung zu beschränken. Die Isolation und der thermische Schutz vieler Bauelemente wird durch die vorstehend beschrie bene Düsen-/Ventilanordnung verbessert und es sind reprodu zierbare Verhältnisse in der Steuerung veränderbarer Treibstoffzuführmengen möglich.

Der in den Strömungskanal hineinragende Abschnitt des Ventil kolbens und der Einsatz im Strömungskanal, der teilweise den Strömungskanal für heiße kraftstoffreiche Fluide, die aus dem Gasgenerator in die Sekundärbrennkammer strömen, müssen ero sionsfest sein und hoher Temperatur widerstehen, sich dabei aber nur wenig ausdehnen. Materialien, die hierfür geeignet sind, d. h. bei Temperaturen um 1100°C und Drücken um 1000 bar sind Legierungen aus Titan, Zirkon und Molybdän, Legierungen aus Wolfram und Rhenium und Legierungen aus Tantal und Wolfram.

Die Isolatoren, die in der in Rede stehenden Düsen-/Ventil anordnung vorzugsweise verwendet werden, bestehen beispiels weise aus Kieselerde-Phenolen. Gegossene Isolatoren aus Kar bon-Phenolen können ebenso verwendet werden.

Als Betätigungseinrichtung sind elektromechanisch wirkende besonders vorteilhaft.

Dichtungen, die für die Verwendung in der vorstehend be schriebenen Düsen-/Ventilanordnung in Frage kommen, müssen aus solchen Materialien bestehen, die unter den Temperaturbe dingungen des Raketentriebwerks geeignet sind. Elastomere O- Ringe bestehen deshalb bevorzugt aus Materialien, wie Äthy len-Propylen-Terpolymer oder Silikongummi sein. Stirndichtun gen können aus festen Kupfergeweben, Kupferquetschgeweben oder Metallringen bestehen, wobei Inconel X-750 mit Sil ber- oder Nickelplattierung am besten geeignet sind.

Claims

Düsen-/Ventilanordnung zum Einstellen des Durchflusses von Verbrennungsteilnehmern von einem Treibstoffgenerator zu ei ner Sekundärbrennkammer eines Raketentriebwerks, mit einem Ventilgehäuse, dessen Einlaß an den Treibstoffgenerator und dessen Auslaß an die Sekundärbrennkammer angeschlossen ist, und mit einem Ventilkolben, dessen Stellung in Abhängigkeit vom Druck in dem Treibstoffgenerator geregelt ist, gekenn zeichnet durch,
einen Fühler (81) zum Erfassen des Drucks im Treibstoffgene rator (66) sowie zum Erzeugen eines diesem Druck entsprechen den Ausgangssignals,
eine erste Einrichtung, in welcher Soll-Druckwerte für den Treibstoffgenerator (66) abgespeichert sind, und die beim Ab feuern des Raketentriebwerks aktiviert wird, und dabei ein diesen Soll-Druckwerten entsprechendes Sollwertsignal abgibt, und
eine zweite Einrichtung, die aus dem Ausgangssignal des Füh lers (81) und dem Sollwertsignal durch Vergleich ein Steuer signal ermittelt, mit dem eine Betätigungseinrichtung (28) für den Ventilkolben (42, 102; 104, 140) beaufschlagt ist, um den Druck im Treibstoffgenerator (66) in Übereinstimmung mit den abgespeicherten Soll-Druckwerten zu bringen.