DE3535779C1 - Arrangement for the cooling of rocket engine walls - Google Patents
Arrangement for the cooling of rocket engine wallsInfo
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- DE3535779C1 DE3535779C1 DE19853535779 DE3535779A DE3535779C1 DE 3535779 C1 DE3535779 C1 DE 3535779C1 DE 19853535779 DE19853535779 DE 19853535779 DE 3535779 A DE3535779 A DE 3535779A DE 3535779 C1 DE3535779 C1 DE 3535779C1
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
- F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
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- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)
Description
Die Erfindung betrifft eine Anordnung zum Kühlen der
Brennkammer- und Düsenwände von Raketentriebwerken ge
mäß dem Oberbegriff des Patentanspruches.
Eine solche Anordnung ist aus der CH-PS 3 24 836 be
kannt. Vorteilhaft an derartigen Triebwerksstrukturen
ist, daß aufgrund der geringen Innenwandstärke ein
guter Wärmeübergang von der heißen Triebwerksinnenseite
an das die Kühlkanäle durchströmende Kühlmittel gewähr
leistet ist, wobei die mechanischen Belastungen durch
den Triebwerksinnendruck größtenteils außerhalb der
Kühlkanäle von einer relativ dicken Außenwandseite auf
genommen werden. Konstruktiv ist dies in der CH-PS 3 24
836 so gelöst, daß die eigentliche Kühlstruktur aus
vielen aneinandergrenzenden, spiralgewickelten Kühl
röhrchen auf der Außenseite mit einem druckfesten Man
tel (J) umhüllt ist. Dabei ergeben sich in den Kühl
röhrchen Strömungswege, welche - aufgrund des Spiral
winkels - in den Fig. 2 bis 5 mehr als doppelt so
lang sind wie das Triebwerk, in den Fig. 6 und 7
immerhin noch länger als das Triebwerk. Bei vorgegebe
nen, relativ geringen Triebwerksstrukturdicken mit ent
sprechend kleinen Kühlkanalquerschnitten führt dies zu
hohen Druckverlusten und somit zu einer Begrenzung des
Kühlmitteldurchsatzes. Dies wiederum begrenzt die Kühl
leistung und somit auch die Triebwerksleistung. Die
nach der CH-PS 3 24 836 bevorzugt zu verwendenden,
kreisrunden Kühlröhrchen sind relativ ungünstig hin
sichtlich der mechanischen Kraftübertragung an den
druckfesten Mantel, so daß sich auch Begrenzungen hin
sichtlich des Triebwerksinnendruckes ergeben.
Demgegenüber liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde,
konstruktive Maßnahmen aufzuzeigen, welche die ther
mischen und mechanischen Eigenschaften von Raketen
triebwerken im Hinblick auf eine Optimierung der Trieb
werksleistungen noch wesentlich verbessern.
Diese Aufgabe wird durch die im Patentanspruch gekenn
zeichneten Merkmale gelöst.
Die Ausführung der Kühlkanäle mit schmaler Umfangsbasis
und großer radialer Höhe ist mechanisch besonders
günstig, da die vielen radialen Stege zwischen den
Kühlkanälen eine direkte und gleichmäßige Einleitung
der aus dem Triebwerksinnendruck resultierenden Kräfte
in die Außenwandseite gewährleisten. Die strömungstech
nische Aufteilung der Kühlkanäle in mehrere Einzelab
schnitte über ihre Länge (Parallelschaltung) entspricht
einer Vervielfachung der Anzahl der Kanäle und somit
des Strömungsquerschnittes. In Verbindung mit der Län
genverkürzung ergeben sich dabei wesentlich geringere
Druckverluste, Triebwerkskühlung und -leistung werden
verbessert, außerdem kann durch die Verwendung
kleinerer und leichterer Kühlmittelpumpen Raum und Ge
wicht gespart werden.
Die Erfindung wird anhand der Figuren noch näher er
läutert. Dabei zeigt in vereinfachter Darstellung
Fig. 1 einen Querschnitt durch eine Triebwerkswand mit
einer dünnen Innenwandseite und einer relativ
dicken Außenwandseite;
Fig. 2 einen Schnitt durch eine Triebwerkswand in per
spektivischer Darstellung;
Fig. 3 eine schematische Darstellung eines Triebwerkes.
Aus der Fig. 1 ist ein Querschnitt ersichtlich, in dem
die Triebwerkswand 13 erfindungsgemäß aus einer dünnen
Innenwandseite 11 und einer relativ dicken Außenwand
seite 12 besteht und auch gleichzeitig über eine höhere
Zahl von Kühlkanälen 5 verfügt, die eine große radiale
Höhe a und eine kleine Umfangsbasis b besitzen.
Diese kleine Unfangsbasis b bei vorgegebener Kühlkanal
höhe dient zur Stützung der dünnen Innenwandseite 11
gegen den hohen Brennkammerdruck. Mit der dünneren
Innenwandseite 11 wird nämlich erreicht, daß aufgrund
der geringeren wärmeleitenden Masse die Temperaturdif
ferenz zwischen der heißen Brennkammerseite und der ge
kühlten Kühlkanalseite der Innenwandseite 11 verringert
wird. Das bedeutet, daß dadurch der Druckverlust in der
Kühlmittelströmung reduziert wird.
Um nun die Kühlleistung weiter zu verbessern, ist nach
der Fig. 2 vorgesehen, einen Zufuhrkanal 1 für die
Kühlmittelzuführung und einen weiteren Kanal 14 zur
Rückführung des Kühlmittels an der Außenseite der
Triebwerkswand 13 anzuordnen. Der Zufuhrkanal 1 und der
Abfuhrkanal 14 stehen durch die Ein- und Auslaßbohrun
gen 2, 10 über die Kammer 3 und über die weitere Kammer
8 mit den Kühlkanälen 5 in Wirkverbindung, wobei hierzu
die Triebwerkswand 13 im Bereich der Kammern 3, 8 mit
Bohrungen 4, 9 versehen ist. Die Kammern 3, 8 sind in
ihrer Bauhöhe derart ausgebildet, daß sie zur Vermei
dung einer thermischen Kopplung als Abstandhalter
zwischen der Triebwerkswand 13 und den Kanälen 1, 14
dienen. Die Richtung der Kühlmittelführung im Zufuhr
kanal 1 und im Abfuhrkanal 14 ist beispielsweise mit 6
und 7 bezeichnet.
Aus der Fig. 3 geht in schematischer Darstellung die
erfindungsgemäße Kühlmittelführung in der Triebwerks
wand 13 hervor. Dabei kann sowohl der Abstand e
zwischen dem Kühlmitteleinlaß und -auslaß in der
Triebwerkswand 13 als auch in dieser die Länge der
Kühlstrecke f je nach Bedarf variiert werden, wobei die
Kühlkanäle 5 parallel bis quer zur Längsachse L des
Triebwerkes in dessen Triebwerkswand 13 mit der ent
sprechenden Zuordnung der Kammern 3, 8 mit den Kanälen
1, 14 angeordnet sein können.
Claims (1)
- Anordnung zum Kühlen der Brennkammer- und Düsenwände von Raketentriebwerken, mit einer Vielzahl von dicht nebeneinanderliegenden, in Triebwerkslängsrichtung oder schräg dazu schraubenlinienförmig verlaufenden Kühlkanälen in den Wänden, mit mindestens zwei die Kühlkanäle verbin denden, ringförmigen Kammern für die Zu- und Abfuhr des Kühlmittels, sowie mit mindestens je einem in die entsprechende Kammer mündenden Zu- bzw. Abfuhrkanal, wobei die Wände aus einer, nicht von Kühlkanälen durch setzten, dünnen Innenwandseite und einer relativ dicken Außenwandseite bestehen, dadurch gekenn zeichnet, daß die Kühlkanäle (5) einen recht eckigen Querschnitt mit gegenüber der Umfangsbasis (b) großer radialer Höhe (a) aufweisen und daß die Kühlka näle (5) über ihre Länge in mehrere Einzelabschnitte (Kühlstrecke f) mit je einer Kammer (3) für die Zufuhr und einer Kammer (8) für die Abfuhr des Kühlmittels aufgeteilt sind, und daß alle Kammern (3) über mindes tens einen gemeinsamen Zufuhrkanal (1), alle Kammern (8) über mindestens einen gemeinsamen Abfuhrkanal (14) verbunden sind.
Priority Applications (3)
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Also Published As
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
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D1 | Grant (no unexamined application published) patent law 81 | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
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Owner name: DEUTSCHE AEROSPACE AG, 8000 MUENCHEN, DE |
|
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: DAIMLER-BENZ AEROSPACE AKTIENGESELLSCHAFT, 80804 M |
|
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: DAIMLERCHRYSLER AEROSPACE AKTIENGESELLSCHAFT, 8099 |
|
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |