DE4341376A1 - Raketenmotor - Google Patents
RaketenmotorInfo
- Publication number
- DE4341376A1 DE4341376A1 DE4341376A DE4341376A DE4341376A1 DE 4341376 A1 DE4341376 A1 DE 4341376A1 DE 4341376 A DE4341376 A DE 4341376A DE 4341376 A DE4341376 A DE 4341376A DE 4341376 A1 DE4341376 A1 DE 4341376A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- propellant
- injection
- combustion chamber
- injection plate
- gas generator
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- 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
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/46—Feeding propellants using pumps
- F02K9/48—Feeding propellants using pumps driven by a gas turbine fed by propellant combustion gases or fed by vaporized propellants or other gases
-
- 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
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/52—Injectors
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Feeding, Discharge, Calcimining, Fusing, And Gas-Generation Devices (AREA)
- Nozzles (AREA)
Description
Die Erfindung betrifft einen Raketenmotor für flüssige,
sich verzweigend fließende Treibmittel mit einer von einer
Hauptwand begrenzten Brennkammer, einer Einspritzeinrich
tung zum Einspritzen eines ersten und eines zweiten Treib
mittels in die Brennkammer, wenigstens einer Turbopumpe
zur Versorgung der Einspritzeinrichtung mit dem ersten und
zweiten Treibmittel unter einem vorbestimmten Druck, und
einem Gasgenerator zum Antreiben wenigstens einer Turbine
der Turbopumpe.
Aus US-A-3 413 810 sind Raketenmotoren für flüssige Treib
mittel bekannt, die integrierte Einheiten bilden und eine
Turbopumpe umfassen, die direkt auf einer Brennkammer mon
tiert ist und eine Turbine umfaßt, die ihrerseits durch
diejenigen Gase angetrieben ist, welche in einer besonde
ren Ringkammer erzeugt werden, die über der Einspritzplat
te liegt.
Die Tatsache, daß in diesem Falle die Hilfsbrennkammer
axial auf einem Niveau angeordnet ist, das gegenüber dem
jenigen der Hauptkammer verschieden ist, und zwar in Strö
mungsrichtung vor der Einspritzplatte, verhindert die Er
zielung einer maximalen Kompaktheit und verursacht ein
Hindernis für die Installierung äußerer Organe oberhalb
der Hauptkammer, beispielsweise eines Kardanantriebs, der
notwendig ist, wenn die Hauptbrennkammer orientierbar aus
gebildet werden soll.
Aus FR-A-2 636 376 sind Systeme bekannt, "tap off" be
zeichnet, die der Entnahme von heißem Gas in der Haupt
brennkammer eines Raketenmotors dienen, und zwar durch die
Einspritzplatte hindurch. In diesem Fall ist kein unabhän
giger Gasgenerator vorhanden, und die einzigen zum Einsatz
gelangenden Treibmitteleinspritzdüsen sind Düsen, die in
der Einspritzplatte angeordnet sind. Dafür ist es notwen
dig, besondere Entnahmeorgane vorzusehen, die durch ein
Treibmittel gekühlt sind und in der Einspritzplatte zwi
schen die Einspritzdüsen eingeschaltet sind. Ein Nachteil
solcher Abzugssysteme von heißen Gasen beruht auf der Tat
sache, daß man beim Start die Zusammensetzung der Treib
mittelmischung, welche diejenige der Hauptkammer ist,
nicht steuern kann, so daß man keine Heißgase abziehen
kann, deren Zustand an die gewünschten Verwendungszwecke
angepaßt ist.
Die vorliegende Erfindung stellt sich die Aufgabe, den ge
nannten Nachteilen abzuhelfen und einen Raketenmotor für
flüssige Treibmittel zu schaffen, dessen Raumbedarf in
axialer Richtung reduziert ist, bei dem die Montage des
Ganzen erleichtert und die Fabrikationskosten reduziert
sind, und welcher eine Möglichkeit zur unabhängigen Einre
gulierung des Mischungsverhältnisses der Treibmittel bie
tet, und zwar für die Erzeugung von Heißgasen, die außer
halb der Hauptbrennkammer für Zusatzorgane, beispielsweise
eine Turbopumpe, eingesetzt werden.
Die Aufgabe wird bei einem gattungsgemäßen Raketenmotor
dadurch gelöst, daß die Einspritzeinrichtung eine einzige
Einspritzplatte umfaßt mit einem Mittelteil, der den Boden
der Verbrennungszone der Brennkammer begrenzt und erste
Einspritzdüsen für Treibmittel mit hohem Mischungsverhält
nis enthält, das an die Bedingungen der Heißgaserzeugung
in der Verbrennungszone der Brennkammer angepaßt ist, und
mit einem kranzförmigen Umfangsteil, der den Boden eines
Ringraums des Gasgenerators begrenzt und zweite Einspritz
düsen für Treibmittel mit niedrigem Mischungsverhältnis
enthält, das an die Bedingungen der Heißgaserzeugung im
Gasgenerator angepaßt ist, wobei der Gasgenerator somit in
die Brennkammer integriert und der Ringraum des Gasgenera
tors von der Verbrennungszone der Brennkammer durch eine
zylindrische Wand getrennt ist, die senkrecht zur Ein
spritzplatte verläuft und an dieser abgedichtet befestigt
ist.
Die Integration des Gasgenerators in die Hauptkammer stei
gert die Kompaktheit der ganzen Baueinheit, wobei die Mon
tage vereinfacht und die Möglichkeit geboten wird, in ein
facher Weise beispielsweise einen Kardanantrieb oberhalb
der Einspritzplatte zu montieren, um eine Orientierung der
Hauptkammer zu gestatten.
Vor allem ermöglicht es die Integration von Einspritzdüsen
unterschiedlicher Typen in eine einzige Einspritzplatte
trotz der Einfachheit der Montage, eine maximale Flexibi
lität zu bewahren, und zwar für die Anpassung der Treib
stoffmischbedingungen an optimale Funktionsverhältnisse,
nämlich einerseits im Bereich der Hauptbrennkammer und an
dererseits im Bereich des Ringraums des Gasgenerators.
Gemäß einer ersten Ausführungsform ist die zylindrische
Wand unmittelbar durch den oberen, in der Nähe der Ein
spritzplatte gelegenen Teil der Hauptwand der Brennkammer
gebildet, und dieser obere Teil der Brennkammerwand ist in
einer Zwischenzone zwischen dem Mittelteil und dem Um
fangsteil abgedichtet an der Einspritzplatte befestigt.
In diesem Falle kann der Gasgenerator zur Abgabe der im
Ringraum erzeugten Heißgase einen Torus umfassen, wobei
der Ringraum zwischen dem oberen Teil der Hauptwand und
einer zylindrischen Trennwand bestimmt ist, die abgedich
tet an der Einspritzplatte in einer äußeren Zone des Um
fangsteils befestigt ist.
Die Tatsache, daß der Gasgenerator ganz außerhalb der
Brennkammer liegt, deren Wand abgedichtet mit der Ein
spritzplatte verbunden ist, gestattet es, im Gasgenerator,
der ganz und gar von der Hauptkammer unabhängig ist, einen
sehr schwachen Druck zu erhalten. Bei einer solchen Aus
führungsform wird vorteilhafterweise die Hauptwand der
Brennkammer regenerierend durch die Zirkulation einer
kleinen Menge des ersten oder zweiten Treibmittels ge
kühlt, die durch Kanäle fließt, die in der Hauptwand aus
gespart sind.
Gemäß einer zweiten möglichen Ausführungsform ist die zy
lindrische Wand durch eine zylindrische Trennwand gebil
det, die im Inneren des von der Hauptwand der Brennkammer
definierten Raumes angeordnet und mit ihrem oberen Teil
abgedichtet an der Einspritzplatte in einer Zwischenzone
zwischen dem Mittelteil und dem Umfangsteil befestigt ist,
wobei die Hauptwand der Brennkammer selbst abgedichtet an
der Einspritzplatte in einer äußeren Zone des Umfangstei
les befestigt ist und zwischen der Hauptwand und dem unte
ren Teil der Trennwand Verbindungsdurchlässe ausgespart
sind.
Insbesondere kann der untere Teil der zylindrischen Trenn
wand mit der Hauptwand der Brennkammer durch mit Öffnungen
versehene Stege verbunden sein.
Im Falle der zweiten Ausführungsform kann der Gasgenerator
eine radiale Rohrabzweigung umfassen, die in der Hauptwand
der Brennkammer ausgebildet ist und den Austritt der im
Ringraum erzeugten Heißgase gewährleistet, wobei der Ring
raum zwischen der zylindrischen Trennwand und der Haupt
wand der Brennkammer bestimmt ist.
Vorteilhafterweise ist die zylindrische Trennwand auf der
Seite der Verbrennungszone durch eine an ihr entlang lau
fende Zirkulation eines Filmes aus einem der in diese Ver
brennungszone eingespritzten Treibmittel gekühlt.
Die zweite Ausführungsform entspricht einer maximalen In
tegration des Gasgenerators, der zwischen der äußeren Wand
der Hauptbrennkammer und einer inneren zylindrischen Wand
liegt, die in einer bestimmten Entfernung unter der Ein
spritzplatte unterbrochen ist und im Abstand von der äuße
ren Wand liegt, um einen Mittelteil zu begrenzen, der den
Brennraum der eigentlichen Brennkammer bildet, sowie einen
ringförmigen Umfangeteil, der den Gasgenerator darstellt.
Gemäß einem besonderen Merkmal der vorliegenden Erfindung
umfaßt die Einspritzeinrichtung erste und zweite Vertei
lerkammern, die mit einem ersten bzw. einem zweiten Treib
mittel gespeist werden, zwischen einer Außenwand und der
Einspritzplatte angeordnet und voneinander durch eine
Trennwand getrennt sind, wobei ein erster Satz von Ein
spritzrohren für das erste Treibmittel von der ersten Ver
teilerkammer ausgeht und die zweite Verteilerkammer sowie
den Mittelteil der Einspritzplatte durchquert, und ein
zweiter Satz von Einspritzrohren für das zweite Treibmit
tel von der zweiten Verteilerkammer ausgeht und den Mit
telteil der Einspritzplatte vollständig durchdringt.
In diesem Falle kann der Raketenmotor einen Torus zur Ein
speisung eines zweiten Treibmittels umfassen, der den Um
fangsteil der Einspritzplatte umgibt und die Versorgung
der zweiten Verteilerkammer durch radiale Kanäle sicher
stellt, die im Umfangsteil der Einspritzplatte ausgespart
sind.
Insbesondere umfaßt der Raketenmotor Einspritzkanäle für
das erste Treibmittel, die von der ersten Verteilerkammer
ausgehen und den Umfangsteil der Einspritzplatte durchque
ren, um den Ringraum des Gasgenerators zu speisen.
Im übrigen umfaßt der Raketenmotor Einspritzkanäle für das
zweite Treibmittel, die im Umfangsteil der Einspritzplatte
ausgebildet sind, ausgehend von einem zweiten, den Um
fangsteil der Einspritzplatte umgebenden Torus mit einem
zweiten Treibmittel gespeist werden und im Ringraum des
Gasgenerators ausmünden.
Vorzugsweise münden die Einspritzrohre für das erste und
zweite Treibmittel, die den Mittelteil der Einspritzplatte
durchqueren, koaxial zueinander in der Verbrennungszone
der Brennkammer aus.
Ebenso münden die Kanäle zur Einspritzung des ersten und
zweiten Treibmittels, die den Umfangsteil der Einspritz
platte durchqueren, koaxial zueinander im Ringraum des
Gasgenerators aus.
Gemäß einem Merkmal, welches die Verwirklichung der Erfin
dung vereinfacht, ist der Umfangsteil der Einspritzplatte
gegen die Strömungsrichtung über den Mittelteil der Ein
spritzplatte hinaus verlängert und bildet die seitliche
Umfangswand der ersten und zweiten Treibmittel-Verteiler
kammern.
Beispielsweise sind die ersten Einspritzdüsen, welche die
Treibmittel mit hohem Mischungsverhältnis einspritzen, an
die Erzeugung von Heißgasen mit einer Temperatur in der
Größenordnung von 3000°K in der Verbrennungszone der
Brennkammer angepaßt, während die zweiten Einspritzdüsen,
welche die Treibmittel mit niedrigem Mischungsverhältnis
einspritzen, an die Erzeugung von Heißgasen mit einer Tem
peratur in der Größenordnung von 900°K im Ringraum des
Gasgenerators angepaßt sind.
Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich
aus der nachfolgenden Beschreibung besonderer und ledig
lich beispielhafter Ausführungsformen im Zusammenhang mit
der beiliegenden Zeichnung. Es zeigen
Fig. 1 eine Axialschnittansicht der Brennkammer
eines Raketenmotors mit integriertem Gas
generator entsprechend einer ersten Aus
führungsform der Erfindung;
Fig. 2 eine Schnittansicht entlang der Linie
II-II in Fig. 1;
Fig. 3 eine Einzelschnittansicht entlang der Li
nie III-III in Fig. 1 eines Beispiels
für eine einzelne Treibmitteleinspritz
einrichtung, die im Rahmen der vorliegen
den Erfindung eingesetzt werden kann;
Fig. 4 eine Axialschnittansicht der Brennkammer
eines Raketenmotors mit integriertem Gas
generator entsprechend einer zweiten Aus
führungsform der Erfindung;
Fig. 5 eine Schnittansicht entlang der Linie V-V
in Fig. 4 und
Fig. 6 eine schematische Gesamtansicht eines Ra
ketenmotors mit verzweigtem Fluß der
flüssigen Treibmittel als Basis für die
Anwendung der vorliegenden Erfindung.
Die Raketenmotoren mit flüssigen Treibmitteln funktionie
ren im allgemeinen mit einem abgeleiteten Flußzyklus oder
mit einem integrierten Flußzyklus.
Die Raketenmotoren mit integrierten Fluß umfassen eine
Verbrennungsvorkammer, die von der Hauptantriebskammer ge
trennt ist. Die am Ausgang der Vorkammer erzeugten Heißga
se haben eine beträchtliche Ergiebigkeit und werden wieder
in die Hauptbrennkammer eingespritzt, nachdem sie auf dem
Niveau einer Turbine für eine Treibmittelversorgungs-Tur
bopumpe eine geringe Entspannung erfahren haben. Ein der
artiger Zyklus mit integriertem Fluß stellt einen guten
Wirkungsgrad dar, führt jedoch zu praktischen Ausführungs
formen, deren Entwicklung und Fabrikation sehr teuer ist.
Die Raketenmotoren mit abgeleitetem Fluß, deren Schema in
Fig. 6 dargestellt ist, zeigen eine größere Flexibilität
in der Konzeption und Fabrikation und sind infolgedessen
weiter verbreitet. Die existierenden Ausführungen zeigen
trotzdem im allgemeinen einen erheblichen Raumbedarf.
Mit Bezug auf Fig. 6 wird zunächst das Gesamtschema eines
Raketenmotors mit in abgeleitetem Fluß strömenden, flüssi
gen Treibmitteln beschrieben, auf den sich die vorliegende
Erfindung anwenden läßt.
Die Brennkammer 210 eines Raketenmotors 200 mit abgeleite
tem Fluß umfaßt in klassischer Weise eine zylindrische
Wand 211, die einen Innenraum abgrenzt, der seinerseits
die Verbrennungszone 214 bildet und sich in Fließrichtung
nach unten vom Raum 214 aus in einen verengten Teil 212
fortsetzt, der den Hals einer Düse bildet, deren divergie
render Auslaß 213 im wesentlichen eine kegel- oder glocken
förmige Form hat. Die Treibmittel oder "Ergole", welche
aus einem eigentlichen Brennstoff und einem Verbrennungs
hilfsmittel, z. B. Sauerstoff, bestehen und in Reservoiren
gelagert sind, welche sich über der Brennkammer 210 erhe
ben, werden über Leitungen 284 bzw. 286 mit Hilfe von Pum
pen 283 bzw. 285 zugeführt, um über jeweilige Kanäle 251,
243 und 241 eine Treibmittel-Einspritzeinrichtung 230 in
der Verbrennungszone 214 der Brennkammer 210 zu speisen.
Ein unabhängiger Gasgenerator 220 umfaßt ein Verbrennungs
gehäuse 225 und wird über Kanäle 221 bzw. 224 mit Treib
mitteln ("Ergolen"), nämlich Brennstoff und Verbrennungs
hilfsmittel versorgt, wobei die Kanäle 221, 224 Ableitun
gen von einem Ausgang der Pumpen 283, bzw. 285 darstellen
und die Abzweigung eines Teiles der Hauptmengen ermögli
chen, die in den Hauptleitungen 241, 251 fließen, welche
der Versorgung der Einspritzeinrichtung 230 mit Treibmit
teln, nämlich Brennstoff und Verbrennungshilfsmittel, die
nen. Die Heißgase, die aus dem Gasgenerator 220 austreten,
dienen dem Antrieb einer Turbine 281 der Turbopumpenge
samteinheit 280, welche die Treibmittelversorgung der
Hauptbrennkammer 210 und des Gasgenerators 220 sicher
stellt. Nachdem die aus dem Gasgenerator 220 ausgetrete
nen, heißen Gase in der Turbine 281 eine starke Entspan
nung erfahren haben, werden sie durch eine separate Lei
tungsführung 226 abgegeben, die in ihrem in Fließrichtung
hinteren oder unteren Abschnitt in einer kleinen Düse 229
endet, die ihrerseits in das umgebende Milieu ausmündet.
Die Brennkammer 210 und die sie verlängernde Düse 212, 213
haben oft eine doppelte Wand, welche Durchlaßkanäle 253
definieren, die es einem der Treibmittel, beispielsweise
dem verbrennbaren Treibmittel gestatten, in diesen Kanälen
253 zu zirkulieren, bevor sie über die Einspritzeinrich
tung 230 in die Brennkammer 210 eingespritzt werden. Auf
diese Weise ist ein regenerierender Kreislauf 250 gebil
det, der beispielsweise einen Torus 252 zur Verteilung von
kühlendem Treibmittel umfaßt und am unteren Teil des di
vergierenden Auslasses 213 der Düse oder auch auf halber
Höhe derselben gelegen sein kann, wobei dieser Torus 252
das in der Leitung 251 zirkulierende Treibmittel aufnimmt.
Die Kanäle 253 werden ausgehend von dem Verteilertorus 252
gespeist und münden in einen Sammeltorus 254 aus, der
selbst in der Nähe der Einspritzeinrichtung 230 angeordnet
ist, wobei das erwärmte Treibmittel im Sammeltorus 254
selbst über eine Leitung 243 der Einspritzeinrichtung 230
zugeführt wird.
Ein Raketenmotor mit abgeleitetem Fluß gestattet es im Ge
gensatz zu einem Raketenmotor mit integriertem Fluß, die
verschiedenen Bestandteile unabhängig voneinander einzu
stellen, beispielsweise den Gasgenerator und die Haupt
brennkammer, da die aus dem Gasgenerator austretenden Gase
nicht wieder in die Hauptbrennkammer eingespritzt werden.
Im Prinzip führen die bekannten Ausführungen solcher Moto
ren dennoch zu einem häufig übermäßigen Raumbedarf, und
die Kosten erhöhen sich, insbesondere für die Einspritz
einheiten und Kammern, die mit Bezug auf den Gasgenerator
220 und die Hauptkammer 210 völlig verschieden sind.
Die Fig. 1 zeigt eine erste Ausführungsform der Erfin
dung, die es ermöglicht, einen Raketenmotor mit abgeleite
tem Fluß zu erhalten, dessen Funktionieren demjenigen so
eben mit Bezug auf die Fig. 6 beschriebenen Motor ent
spricht, dessen Aufbau jedoch gleichzeitig von einer ge
steigerten Kompaktheit ist und weniger Kosten erfordert,
wobei aber dennoch die allgemeine Anordnung des Raketenmo
tors verbessert werden kann.
In Fig. 1 ist ein Gasgenerator 20 dargestellt, welcher
die Brennkammer 10 eines Raketenmotors umgibt und einen
hohlen Ringraum 25 umfaßt, der koaxial zur Verbrennungszo
ne 14 der Brennkammer 10 liegt und von dieser lediglich
durch den oberen Teil 11 der Hauptwand der Brennkammer ge
trennt ist.
Die Wand 11 der Brennkammer 10 verlängert sich in Fließ
richtung nach unten durch einen konvergierenden Abschnitt,
der einen Hals 12 definiert, und anschließend in einen di
vergierenden Abschnitt 13, der die Gesamtheit des diver
gierenden Auslasses der Düse des Raketenmotors bildet,
oder, wie in Fig. 1 gezeigt, nur eine geringe Länge auf
zuweisen braucht und dann ein Verbindungselement, bei
spielsweise einen Flansch 15 bildet, an dem ein separater
divergierender Auslaß montiert werden kann, der den diver
gierenden Abschnitt 13 verlängert.
In Fig. 1 ist ein Kühlsystem für die Wand der Brennkammer
10 dargestellt, das einen regenerierenden Kreislauf 50
bildet, der einen herkömmlichen Aufbau haben kann. Das
kühlende Treibmittel oder Ergol wird durch eine Turbopum
pe, beispielsweise die Turbopumpe 280 in Fig. 6, ausge
hend von einem Reservoir zugeführt und gelangt über eine
Leitung 51 in einen Verteilertorus 52, der in der Nähe des
Flansches 15 angeordnet ist und von dem Kanäle oder Rohre
53 ausgehen, die ihrerseits auf dem gesamten Umfang der
Brennkammer 10 verteilt sind und sich entlang der gesamten
Wand 11, 12, 13 der Brennkammer 10 bis in die Nähe der
Treibmitteleinspritzeinrichtung 30 erstrecken, wo sie in
eine Verteilerkammer 35 ausmünden.
Die Einspritzeinrichtung 30 umfaßt eine einzige Einspritz
platte, welche in abgedichteter Weise von dem obersten En
de der Wand 11 der Brennkammer 10 durchquert ist. Ledig
lich die Kanäle oder Rohre 53 münden in die Kammer 35 aus,
die unmittelbar oberhalb der Einspritzplatte gelegen ist.
Die einzige Einspritzplatte (Fig. 1 und 2) besteht aus
einem Mittelteil 32, der den Boden der Verbrennungszone 14
der Brennkammer 10 bestimmt, und aus einem Umfangsteil 36
in Gestalt eines Kranzes, der den Boden des Ringraums 25
des Gasgenerators 20 bildet. Der Mittelteil 32 enthält er
ste Treibmitteleinspritzdüsen 40 für ein Treibmittel mit
hohem Mischungsverhältnis, wobei die Düsen 40 an die Be
dingungen der Erzeugung der Heißgase in der Verbrennungs
zone 14 angepaßt sind, während der Umfangsteil 36 zweite
Treibmitteleinspritzdüsen 21, 24 mit niederem Mischungs
verhältnis enthält, die an die Bedingungen der Heißgaser
zeugung in dem Gasgenerator 20 angepaßt sind. Ausgehend
von ein und derselben Einspritzplatte ist es dank der Ein
spritzdüsen, welche für die Verbrennungszone 14 und den
Ringraum 25 des von der Verbrennungszone 14 der Brennkam
mer 10 durch die zylindrische Wand 11 getrennten Gasgene
rators 20 verschieden sind, wobei die zylindrische Wand 11
in Axialrichtung senkrecht zur Einspritzplatte verläuft,
möglich, trotz der Kompaktheit der ganzen Einheit die Mi
schungsverhältnisse der Treibmittel für die Verbrennungs
zone 14 und für den Gasgenerator 20 unabhängig voneinander
einzuregulieren.
Der ringförmige Hohlraum 25 des Gasgenerators 20 ist ei
nerseits innen von der Wand 11 der Brennkammer und ande
rerseits außen von einer zylindrischen, äußeren Wand 27
begrenzt, die in abgedichteter Weise mit der Einspritz
platte in einer äußeren Zone des Umfangsteils 36 fest ver
bunden ist. Die heißen Gase, die im Ringraum 25 erzeugt
werden, können von einem Torus 26 aufgesammelt werden, um
einer Nutzungszone zugeführt zu werden, beispielsweise der
Turbine 281 in Fig. 6.
Wie aus Fig. 1 ersichtlich, liegt eine Verteilerkammer
31, in der eines der Treibmittel, beispielsweise das Ver
brennungshilfsmittel (ein Sauerstoffträger) unter Druck
über eine Leitung 33 eingeführt wird, oberhalb der Vertei
lerkammer 35 und ist von dieser durch eine Trennwand 34
getrennt. Die Verteilerkammer 31 ist in ihrem oberen Ab
schnitt durch eine Außenwand 39 verschlossen, die an dem
Umfangsteil 36 der Einspritzplatte befestigt ist, wobei
sich der Umfangsteil 36 über den Mittelteil 32 hinaus ver
längert, und eine periphere Seitenwand der Treibmittel-
Verteilerkammern 31, 31 bildet.
Wie man aus Fig. 1 und 2 erkennt, wird die Verteilerkam
mer 35 mit verbrennbarem Treibmittel einerseits ausgehend
von den Rohren 53 gespeist, die in der Verteilerkammer 35
in der Zone ausmünden, welche in der Einspritzplatte den
Mittelteil 32 des Umfangsteils 36 bilden, und andererseits
ausgehend von Radialkanälen 38, die im Umfangsteil 36 der
Einspritzplatte ausgespart sind und der Einführung eines
unter Druck stehenden, verbrennbaren Treibmittels dienen,
und zwar ausgehend von einem Torus 37, welcher den Um
fangsteil 36 der Einspritzplatte umschließt und das brenn
bare Treibmittel direkt aus einem Reservoir unter Vermitt
lung einer Turbopumpe erhält. Die Verteilerkammer 35 kann
somit gleichzeitig auch über die Rohre 53 eine gewisse
Treibmittelmenge aufnehmen, die bereits eine Kühlung der
Wand der Brennkammer 10 sichergestellt hat. Über die Kanä
le 38 wird eine weitere Treibmittelmenge unter Druck auf
genommen, die direkt aus einem Vorratstank kommt. Die Er
findung bezieht sich dennoch in gleicher Weise auf den
Fall, in dem die Verteilerkammer 35 nur von einem der
Speisemittel versorgt wird, nämlich entweder von den Roh
ren 53 oder den Kanälen 38.
Bei der Ausführungsform gemäß Fig. 1 und 2 haben erste
Einspritzrohre 41 für als Verbrennungshilfsmittel (Sauer
stoff) dienendes Treibmittel ihren Ursprung in der Vertei
lerkammer 31, beispielsweise in Höhe der Trennwand 34,
welche die Verteilerkammern 31 und 35 trennt. Die Rohre 41
durchqueren die Verteilerkammer 35 und den Mittelteil 32
der Einspritzplatte, um in die Verbrennungszone 14 eine
vorbestimmte Menge an die Verbrennung förderndem Treibmit
tel einzuspritzen, das in die Verteilerkammer 31 eingege
ben wird.
Zweite Einspritzrohre 42 für verbrennbares Treibmittel ge
hen von der Verteilerkammer 35 aus und durchqueren den
Mittelteil 32 der Einspritzplatte vollständig. Vorzugswei
se sind die Einspritzrohre 41 und 42 derart ausgebildet,
daß sie koaxial zueinander in der Verbrennungszone 14 der
Brennkammer ausmünden.
Wie in Fig. 3 dargestellt, kann eine koaxiale Einspritz
düse 40 ein äußeres Rohr 42 umfassen, das mit einem inne
ren Rohr 41 einen Ringkanal bildet, welcher der Einspei
sung eines brennbaren Treibmittels dient, während das in
nere Rohr 41 der Einspritzung eines als Verbrennungshilfs
mittel dienenden Treibmittels dient. Wie aus Fig. 3 er
sichtlich, kann sich das äußere Rohr 42 in die Verteiler
kammer 35 hinein verlängern, wenn in diesem äußeren Rohr
radial verlaufende Löcher 43 ausgespart sind, um die Ein
führung brennbaren Treibmittels aus der Verteilerkammer 35
in den von den Rohren 42 und 43 gebildeten Ringkanal zu
ermöglichen.
Der Ringraum 25 du Gasgenerators 20 kann für sich selbst
mit einem als Verbrennungshilfsmittel dienenden Treibmit
tel oder Ergol gespeist werden, und zwar ausgehend von der
Verteilerkammer 31 über Kanäle 21, die von der Verteiler
kammer 31 ausgehen und den Umfangsteil 36 der Einspritz
platte durchqueren.
Kanäle 24, die wie im Falle der Einspritzdüsen 40, zu den
Kanälen 21 koaxial verlaufen und im Ringraum 25 des Gasge
nerators 20 ausmünden, sind in gleicher Weise im Umfangs
teil 36 der Einspritzplatte ausgebildet, um brennbares
Treibmittel in den Ringraum 25 einzuspritzen. Die Kanäle
24 können ausgehend vom Verteilertorus 37 und unter Druck
über eine Leitung 59 (Fig. 2) mit brennbarem Treibmittel
versorgt werden. Dennoch kann auch, wie in Fig. 1 darge
stellt, ein zweiter Speisetorus 22 für brennbares Treib
mittel unter dem ersten Torus 37 angeordnet werden, wobei
er von diesem durch einfache Montageflansche 28, 27a ge
trennt ist und den Umfangsteil 36 der Einspritzplatte in
der Nähe des Ringraums 25 ebenfalls umschließt, so daß die
Kanäle 24 über radial verlaufende Kanäle 23 ausgehend vom
zweiten Torus 22 direkt mit Treibmittel gespeist werden
können.
Beispielsweise können die Einspritzdüsen 40 für die Treib
mittel mit hohem Mischungsverhältnis, welche im Mittelteil
32 der Einspritzplatte angeordnet sind, an die Erzeugung
heißer Gase mit einer Temperatur in der Größenordnung von
3000°K angepaßt sein, während die Einspritzdüsen 21, 24
für Treibmittel mit niederem Mischungsverhältnis, die am
Umfangsteil 36 der Einspritzplatte angeordnet sind, an die
Erzeugung heißer Gase angepaßt sein können, die sehr viel
niedrigere Temperaturen in der Größenordnung von 900 bis
1000°K haben.
Im voranstehenden wurde davon ausgegangen, daß das als
Verbrennungshilfsmittel dienende Treibmittel, beispiels
weise flüssiger Sauerstoff (LOx) in die Verteilerkammer 31
eingeführt wird, während das brennbare Treibmittel, bei
spielsweise flüssiger Wasserstoff (LH2) über die Rohre 53
und den Torus 37 in die Verteilerkammer 35 wie auch in den
Torus 22 eingeführt wird. Die Rollen der beiden Treibmit
tel können aber auch vertauscht werden, und zwar in Abhän
gigkeit von bestimmten Anwendungen oder der Natur der
Treibmittel, ohne daß das Verwirklichungsprinzip der vor
liegenden Erfindung modifiziert werden müßte. Auch können
die Einspritzdüsen 40 und 21, 24 in sehr unterschiedlicher
Art und Weise ausgebildet werden. Die voranstehende Be
schreibung ist insoweit nicht limitativ.
Man erkennt, daß ein Vorteil der Anordnung des Gasgenera
tors 20 konzentrisch zur Brennkammer 10 auf der Ablösung
der Wand 39 der Verteilerkammer 31 beruht, was die Aufhän
gung beispielsweise durch einen Kardanantrieb 60 in dem
Falle erleichtert, in dem die Brennkammer 10 des Raketen
motors orientierbar ausgebildet werden soll.
Nachstehend wird mit Bezug auf Fig. 4 und 5 eine zweite
Ausführungsform der Erfindung beschrieben.
Bei der zweiten Ausführungsform tragen die Elemente, wel
che die gleiche Rolle wie die Elemente der ersten Ausfüh
rungsform spielen, gleiche Bezugszeichen, wobei diesen Be
zugszeichen die Ziffer 1 vorangestellt ist. Diese Elemente
werden im Einzelnen nicht mehr beschrieben, da sie einen
identischen oder analogen Aufbau zu denjenigen der ent
sprechenden Elemente der ersten Ausführungsform nach Fig.
1 und 2 haben.
Der Raketenmotor gemäß Fig. 4 und 5 umfaßt eine Brennkam
mer 110, die, ebenso wie im Fall der Fig. 1 und 2, sehr
eng mit einem Gasgenerator 120 verbunden ist, und zwar in
soweit, als der Ringraum 125 des Gasgenerators 120 konzen
trisch zur Verbrennungszone 114 liegt und von dieser durch
eine einzige zylindrische Wand 171 getrennt ist, die ih
rerseits in axialer Richtung senkrecht zu einer einzigen
Einspritzplatte 132, 136 verläuft und an dieser abgedich
tet befestigt ist.
Im Fall der Fig. 4 und 5 besteht die zylindrische
Trennwand zwischen der Verbrennungszone 114 der Brennkam
mer 110 und dem Ringraum 125 des Gasgenerators 120 aus ei
ner einfachen zylindrischen Trennwand 171, die im Inneren
eines Raumes angeordnet ist, welcher durch die Hauptwand
111 der Brennkammer 110 definiert ist. Die Trennwand 171
ist an ihrem oberen Teil abgedichtet an der Einspritzplat
te 132, 136 in einer Zwischenzone zwischen dem Mittelteil
132 derselben und dem Umfangsteil 136 befestigt. Die
Hauptwand 111 der Brennkammer ist selbst abgedichtet an
der Einspritzplatte in einer äußeren Zone des Umfangsteils
136 befestigt. Zwischen der Hauptwand 111 und der Trenn
wand 171 sind an deren in Fließrichtung unten gelegenem
Teil Verbindungsdurchlässe ausgespart.
Wie aus Fig. 4 hervorgeht, kann der untere Teil der zy
lindrischen Trennwand 171 mit der Hauptwand 111 der Brenn
kammer 110 durch Stege 172 verbunden werden, die von Öff
nungen 173 durchdrungen sind.
Der Abzug der heißen Gase, welche im Ringraum 125 des Gas
generators 120 zwischen der Trennwand 111 und der Haupt
wand 111 erzeugt werden, kann sich über eine radiale Rohr
abzweigung 126 vollziehen, die direkt in der Hauptwand 111
der Brennkammer 110 ausgebildet ist.
Die Einspritzeinrichtung 130 gemäß Fig. 4 und 5 kann der
Einspritzeinrichtung 30 gemäß Fig. 1 und 2 vollkommen
gleich ausgebildet werden, wobei die Trennwand 171 und die
Wand 111 jeweils die Rolle der Hauptwand 11 und der äuße
ren Wand 27 übernehmen. Die Einspritzdüsen 40 können bei
spielsweise entsprechend der Ausführungsform gemäß Fig. 3
verwirklicht werden.
In Fig. 4 und 5 ist kein Kühlsystem für die Hauptwand 111
der Brennkammer 110 dargestellt, jedoch könnte ein System
von Kühlkanälen analog den Kanälen 53 in Fig. 1 und 2
auch in die Wand 111 inkorporiert werden. Die Trennwand
171 kann selbst wiederum gekühlt werden, und zwar durch
eine auf der Seite der Verbrennungszone 114 an ihr entlang
laufende Zirkulation eines Filmes 174 aus einem der beiden
Treibmittel, welche in die Verbrennungszone 114 injiziert
werden, wobei beispielsweise das verbrennbare Treibmittel,
nämlich insbesondere flüssiger Wasserstoff, in Frage kommt.
Die zylindrische Wand 171, welche die heißen Gase ab
grenzt, die ihrerseits zum Antrieb der Turbinen bestimmt
sind, kann im Umfangsteil 125 der Brennkammer um die Ver
brennungszone 114 herum beispielsweise aus einem Verbund
material bestehen oder auch aus einer Legierung, bei
spielsweise "Waspaloy".
Bei den Ausführungsformen gemäß Fig. 1 und 2 oder gemäß
Fig. 4 und 5 kann man eine Einspritzplatte realisieren,
welche der Brennkammer 10, 110 und dem Gasgenerator 20,
120 gemeinsam ist und einen Durchmesser in der Größenord
nung von beispielsweise 200 bis 300 mm hat. Der Umfangs
teil 36, 136 kann eine Breite in der Größenordnung von 20
bis 30 mm haben. Beispielsweise können 500 koaxiale Ein
spritzdüsen 40 im Mittelteil 32, 132 der Einspritzplatte
angeordnet sein, während etwa 60 koaxiale Einspritzdüsen
21, 24; 121, 124 im Umfangsteil 36, 136 der Einspritzplat
te vorgesehen werden können.
Wie bereits angegeben, haben die Einspritzdüsen 40, welche
zur Versorgung der Verbrennungszone 14, 114 der Brennkam
mer 10, 110 bestimmt sind, ein höheres Mischungsverhältnis
als die Einspritzdüsen 21, 24; 121, 124, welche zur Spei
sung des Ringraums 25, 125 des Gasgenerators 20, 120 be
stimmt sind.
Beispielsweise können in einem Fall, in welchem ein rege
nerierender Kreislauf, beispielsweise der Kreislauf 50 in
Fig. 1 in Tätigkeit gesetzt wird, die Einspritzdüsen 40
ein Mischungsverhältnis des verbrennbaren Treibmittels zum
als Verbrennungshilfsmittel dienenden Treibmittel in der
Größenordnung von 5,5 bei einer Mischung aus O2/H2 haben,
während die Einspritzdüsen 21, 24 oder 121, 124 ein Mi
schungsverhältnis des verbrennbaren Treibmittels zu dem
als Verbrennungshilfsmittel dienenden Treibmittel haben
können, welches bei einer Mischung von O2/H2 in der
Größenordnung von 1 liegt.
Claims (16)
1. Raketenmotor für flüssige, sich verzweigend
fließende Treibmittel mit einer von einer Haupt
wand (11; 111) begrenzten Brennkammer (10; 110,
210), einer Einspritzeinrichtung (30; 130; 241,
243) zum Einspritzen eines ersten und eines zwei
ten Treibmittels in die Brennkammer, wenigstens
einer Turbopumpe (280) zur Versorgung der Ein
spritzeinrichtung mit den ersten und zweiten
Treibmitteln unter einem vorbestimmten Druck, und
einem Gasgenerator (20; 120; 220) zum Antreiben
wenigstens einer Turbine (281) der Turbopumpe,
dadurch gekennzeichnet, daß
die Einspritzeinrichtung (30; 130) eine einzige Einspritzplatte (32, 36; 132, 136) umfaßt mit ei nem Mittelteil (32; 132), der den Boden der Ver brennungszone (14; 114) der Brennkammer (10; 110) begrenzt und erste Einspritzdüsen (40) für Treib mittel mit hohem Mischungsverhältnis enthält, das an die Bedingungen der Heißgaserzeugung in der Verbrennungszone (14; 114) der Brennkammer (10; 110) angepaßt ist, und mit einem kranzförmigen Um fangsteil (36; 136), der den Boden eines Ringraums (25; 125) des Gasgenerators (20; 120) begrenzt und zweite Einspritzdüsen (21, 24; 121, 124) für Treibmittel mit niedrigem Mischungsverhältnis ent hält, das an die Bedingungen der Heißgaserzeugung im Gasgenerator (20; 120) angepaßt ist, wobei der Gasgenerator (20; 120) so weit in die Brennkammer (10; 110) integriert und der Ringraum (25; 125) des Gasgenerators von der Verbrennungszone der Brennkammer durch eine zylindrische Wand (11; 171) getrennt ist, die senkrecht zur Einspritzplatte (32, 36; 132, 136) verläuft und an dieser abge dichtet befestigt ist.
die Einspritzeinrichtung (30; 130) eine einzige Einspritzplatte (32, 36; 132, 136) umfaßt mit ei nem Mittelteil (32; 132), der den Boden der Ver brennungszone (14; 114) der Brennkammer (10; 110) begrenzt und erste Einspritzdüsen (40) für Treib mittel mit hohem Mischungsverhältnis enthält, das an die Bedingungen der Heißgaserzeugung in der Verbrennungszone (14; 114) der Brennkammer (10; 110) angepaßt ist, und mit einem kranzförmigen Um fangsteil (36; 136), der den Boden eines Ringraums (25; 125) des Gasgenerators (20; 120) begrenzt und zweite Einspritzdüsen (21, 24; 121, 124) für Treibmittel mit niedrigem Mischungsverhältnis ent hält, das an die Bedingungen der Heißgaserzeugung im Gasgenerator (20; 120) angepaßt ist, wobei der Gasgenerator (20; 120) so weit in die Brennkammer (10; 110) integriert und der Ringraum (25; 125) des Gasgenerators von der Verbrennungszone der Brennkammer durch eine zylindrische Wand (11; 171) getrennt ist, die senkrecht zur Einspritzplatte (32, 36; 132, 136) verläuft und an dieser abge dichtet befestigt ist.
2. Raketenmotor nach Anspruch 1, dadurch gekennzeich
net, daß die zylindrische Wand (11) unmittelbar
durch den oberen, in der Nähe der Einspritzplatte
(32, 36) gelegenen Teil der Hauptwand (11) der
Brennkammer (10) gebildet ist und dieser obere
Teil der Brennkammerwand in einer Zwischenzone
zwischen dem Mittelteil (32) und dem Umfangsteil
(36) abgedichtet an der Einspritzplatte (32, 36)
befestigt ist.
3. Raketenmotor nach Anspruch 2, dadurch gekennzeich
net, daß der Gasgenerator (20) zur Abgabe der im
Ringraum (25) erzeugten Heißgase einen Torus (26)
umfaßt, wobei der Ringraum (25) zwischen dem obe
ren Teil der Hauptwand (11) und einer zylindri
schen Trennwand (27) bestimmt ist, die abgedichtet
an der Einspritzplatte (32, 36) in einer äußeren
Zone des Umfangsteils (36) befestigt ist.
4. Raketenmotor nach Anspruch 1, dadurch gekennzeich
net, daß die zylindrische Wand durch eine zylin
drische Trennwand (171) gebildet ist, die im Inne
ren des von der Hauptwand (111) der Brennkammer
(110) definierten Raumes angeordnet und mit ihrem
oberen Teil abgedichtet an der Einspritzplatte
(132, 136) in einer Zwischenzone zwischen dem Mit
telteil (132) und dem Umfangsteil (136) befestigt
ist, wobei die Hauptwand (111) der Brennkammer
(110) selbst abgedichtet an der Einspritzplatte
(132, 136) in einer äußeren Zone des Umfangsteils
(136) befestigt ist und zwischen der Hauptwand
(111) und dem unteren Teil der Brennwand (171)
Verbindungsdurchlässe ausgespart sind.
5. Raketenmotor nach Anspruch 4, dadurch gekennzeich
net, daß der untere Teil der zylindrischen Trenn
wand (171) mit der Hauptwand (111) der Brennkammer
(110) durch mit Öffnungen (173) versehene Stege
(172) verbunden ist.
6. Raketenmotor nach Anspruch 4 oder 5, dadurch ge
kennzeichnet, daß der Gasgenerator (120) eine ra
diale Rohrabzweigung (126) umfaßt, die in der
Hauptwand (111) der Brennkammer (110) ausgebildet
ist und den Austritt der im Ringraum (125) erzeug
ten Heißgase sicherstellt, wobei der Ringraum
(125) zwischen der zylindrischen Trennwand (171)
und der Hauptwand (111) der Brennkammer (110) be
stimmt ist.
7. Raketenmotor nach einem der Ansprüche 1 bis 6, da
durch gekennzeichnet, daß die Einspritzeinrichtung
(30; 130) erste und zweite Verteilerkammern (31;
131; 35; 135) umfaßt, die mit einem ersten bzw.
einem zweiten Treibmittel gespeist werden, zwi
schen einer Außenwand (39; 139) und der Einspritz
platte (32, 36; 132, 136) angeordnet und voneinan
der durch eine Trennwand (34, 134) getrennt sind,
wobei ein erster Satz von Einspritzrohren (41) für
das erste Treibmittel von der ersten Verteilerkam
mer (31; 131) ausgeht und die zweite Verteilerkam
mer (35; 135) sowie den Mittelteil (32; 132) der
Einspritzplatte (32, 36; 132, 136) durchquert, und
ein zweiter Satz von Einspritzrohren (42) für das
zweite Treibmittel von der zweiten Verteilerkammer
(35; 135) ausgeht und den Mittelteil (32; 132) der
Einspritzplatte (32, 36; 132, 136) vollständig
durchquert.
8. Raketenmotor nach Anspruch 7, dadurch gekennzeich
net, daß er einen Torus (37; 137) zur Einspeisung
eines zweiten Treibmittels umfaßt, der den Um
fangsteil (36; 136) der Einspritzplatte umgibt und
die Versorgung der zweiten Verteilerkammer (35;
135) durch radiale Kanäle (38; 138) sicherstellt,
die im Umfangsteil (36; 136) der Einspritzplatte
(32, 36; 132, 136) ausgespart sind.
9. Raketenmotor nach Anspruch 7 oder 8, dadurch ge
kennzeichnet, daß er Einspritzkanäle (21) für das
erste Treibmittel umfaßt, die von der ersten Ver
teilerkammer (31; 131) ausgehen und den Umfangs
teil (36; 136) der Einspritzplatte (32, 36, 132,
136) durchqueren, um den Ringraum (25; 125) des
Gasgenerators zu speisen.
10. Raketenmotor nach Anspruch 9, dadurch gekennzeich
net, daß er Einspritzkanäle (23, 24; 123, 124) für
das zweite Treibmittel umfaßt, die im Umfangsteil
(36; 136) der Einspritzplatte (32, 36; 132, 136)
ausgebildet sind, ausgehend von einem zweiten, den
Umfangsteil der Einspritzplatte umgebenden Torus
(22; 122) mit einem zweiten Treibmittel gespeist
werden und im Ringraum (25; 125) des Gasgenerators
(20; 120) ausmünden.
11. Raketenmotor nach einem der Ansprüche 7 bis 10,
dadurch gekennzeichnet, daß die Einspritzrohre
(41, 42) für das erste und zweite Treibmittel, die
den Mittelteil (32; 132) durchqueren, koaxial zu
einander in der Verbrennungszone (14; 114) der
Brennkammer ausmünden.
12. Raketenmotor nach Anspruch 10, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Kanäle (21, 23, 24; 121, 123,
124) zur Einspritzung des ersten und zweiten
Treibmittels, die den Umfangsteil (36; 136) der
Einspritzplatte (32, 36; 132, 136) durchqueren,
koaxial zueinander im Ringraum (25; 125) des Gas
generators (20; 120) ausmünden.
13. Raketenmotor nach einem der Ansprüche 7 bis 12,
dadurch gekennzeichnet, daß der Umfangsteil (36;
136) der Einspritzplatte gegen die Strömungsrich
tung über den Mittelteil (32; 132) der Einspritz
platte hinaus verlängert ist und die seitliche Um
fangswand der ersten und zweiten Treibmittel-Ver
teilerkammern (31, 35; 131, 135) bildet.
14. Raketenmotor nach einem der Ansprüche 1 bis 13,
dadurch gekennzeichnet, daß die ersten Einspritz
düsen (40), welche die Treibmittel mit hohem Mi
schungsverhältnis einspritzen, an die Erzeugung
von Heißgasen mit einer Temperatur in der Größen
ordnung von 3000°K in der Verbrennungszone (14;
114) der Brennkammer (10; 110) angepaßt sind, wäh
rend die zweiten Einspritzdüsen (21, 24; 121,
124), welche die Treibmittel mit niedrigem Mi
schungsverhältnis einspritzen, an die Erzeugung
von Heißgasen mit einer Temperatur in der Größen
ordnung von 900°K im Ringraum (25; 125) des Gasge
nerators (20; 120) angepaßt sind.
15. Raketenmotor nach Anspruch 2 oder 3, dadurch ge
kennzeichnet, daß die Hauptwand (11) der Brennkam
mer (10) regenerierend durch die Zirkulation einer
kleinen Menge des ersten oder zweiten Treibmittels
gekühlt ist, die durch Kanäle fließt, welche in
der Hauptwand (11) ausgespart sind.
16. Raketenmotor nach einem der Ansprüche 4 bis 6, da
durch gekennzeichnet, daß die zylindrische Trenn
wand (171) auf der Seite der Verbrennungszone (14;
114) durch eine an ihr entlang laufende Zirkulati
on eines Filmes aus einem der in diese Verbren
nungszone (14; 114) eingespritzten Treibmittel ge
kühlt ist.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR9214852A FR2698914B1 (fr) | 1992-12-09 | 1992-12-09 | Moteur-fusée à ergols liquides à flux dérivé et générateur de gaz intégré. |
FR9214852 | 1992-12-09 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE4341376A1 true DE4341376A1 (de) | 1994-06-16 |
DE4341376B4 DE4341376B4 (de) | 2004-06-17 |
Family
ID=9436399
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE4341376A Expired - Fee Related DE4341376B4 (de) | 1992-12-09 | 1993-12-04 | Raketenmotor |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5404715A (de) |
JP (1) | JP3310078B2 (de) |
DE (1) | DE4341376B4 (de) |
FR (1) | FR2698914B1 (de) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2767356A1 (fr) * | 1997-08-13 | 1999-02-19 | G Predpr K Bjurokhimicheskoi A | Tete de melange de la chambre de combustion d'un moteur de fusee a propergol liquide |
RU2806931C1 (ru) * | 2023-05-10 | 2023-11-08 | Владислав Юрьевич Климов | Газогенератор |
Families Citing this family (58)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2158841C2 (ru) * | 1999-01-21 | 2000-11-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" | Камера жидкостного ракетного двигателя и ее корпус |
DE19903664C2 (de) * | 1999-01-29 | 2000-11-16 | Daimler Chrysler Ag | Einrichtung zur Treibstoffzufuhr für ein Raketentriebwerk und Wärmetauscher zur Verwendung in der Einrichtung |
US6298659B1 (en) * | 1999-03-24 | 2001-10-09 | Orbital Technologies Corporation | Vortex flow field and apparatus and method for producing the same |
US6601380B2 (en) | 1999-03-24 | 2003-08-05 | Orbital Technologies Corporation | Hybrid rocket engine and method of propelling a rocket |
US6189315B1 (en) * | 1999-06-18 | 2001-02-20 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Low-cost gas generator and ignitor |
DE19958310C2 (de) * | 1999-12-03 | 2002-01-17 | Daimler Chrysler Ag | Raketentriebwerk für Flüssigtreibstoffe mit einem geschlossenen Triebwerkskreislauf |
JP4460795B2 (ja) * | 2001-04-24 | 2010-05-12 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | スラスタ装置 |
DE10141108B4 (de) * | 2001-08-22 | 2005-06-30 | Eads Space Transportation Gmbh | Raketentriebwerk mit geschlossenen Triebwerkskreislauf mit modularer Zuführung der Turbinenabgase |
KR100470278B1 (ko) * | 2002-07-23 | 2005-02-07 | 주식회사 로템 | 실험용 로켓엔진 |
US7124574B2 (en) * | 2002-12-04 | 2006-10-24 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for a substantially coaxial injector element |
US6860099B1 (en) * | 2003-01-09 | 2005-03-01 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Liquid propellant tracing impingement injector |
US6832471B2 (en) * | 2003-03-12 | 2004-12-21 | Aerojet-General Corporation | Expander cycle rocket engine with staged combustion and heat exchange |
US6918243B2 (en) * | 2003-05-19 | 2005-07-19 | The Boeing Company | Bi-propellant injector with flame-holding zone igniter |
DE10353423B3 (de) * | 2003-11-15 | 2005-04-14 | Eads Space Transportation Gmbh | Einspritzelement |
US7273352B2 (en) * | 2004-01-09 | 2007-09-25 | United Technologies Corporation | Inlet partial blades for structural integrity and performance |
DE102004018725B4 (de) * | 2004-04-17 | 2015-02-12 | Astrium Gmbh | Dämpfung von Schwingungen einer Brennkammer durch Resonatoren |
JP4100518B2 (ja) * | 2005-04-18 | 2008-06-11 | 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 | ピントル噴射器 |
US8122703B2 (en) | 2006-04-28 | 2012-02-28 | United Technologies Corporation | Coaxial ignition assembly |
US20100326043A1 (en) * | 2007-01-31 | 2010-12-30 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Expander cycle rocket engine nozzle |
US20080264035A1 (en) * | 2007-04-25 | 2008-10-30 | Ricciardo Mark J | Coolant flow swirler for a rocket engine |
JP5481978B2 (ja) * | 2009-07-10 | 2014-04-23 | 株式会社Ihi | ロケットエンジン |
JP2012189018A (ja) * | 2011-03-11 | 2012-10-04 | Ihi Aerospace Co Ltd | ガス発生器用の燃料/酸化剤供給装置 |
JP2012189014A (ja) * | 2011-03-11 | 2012-10-04 | Ihi Aerospace Co Ltd | ガス発生器 |
RU2445494C1 (ru) * | 2011-03-24 | 2012-03-20 | Владимир Викторович Черниченко | Камера жидкостного ракетного двигателя |
RU2445498C1 (ru) * | 2011-03-24 | 2012-03-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
RU2445496C1 (ru) * | 2011-03-24 | 2012-03-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
RU2488517C1 (ru) * | 2012-03-23 | 2013-07-27 | Николай Борисович Болотин | Атомная подводная лодка и жидкостный ракетный двигатель морского исполнения |
RU2494004C1 (ru) * | 2012-03-29 | 2013-09-27 | Николай Борисович Болотин | Атомная подводная лодка |
RU2493410C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-09-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
RU2496021C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-10-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
RU2490506C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-08-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
RU2490503C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-08-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
RU2490507C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-08-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
RU2493412C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-09-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
RU2493409C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-09-20 | Владимир Викторович Черниченко | Камера жидкостного ракетного двигателя |
RU2494274C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-09-27 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
RU2493411C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-09-20 | Владимир Викторович Черниченко | Жидкостный ракетный двигатель |
RU2490505C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-08-20 | Владимир Викторович Черниченко | Камера жидкостного ракетного двигателя |
RU2497012C1 (ru) * | 2012-06-27 | 2013-10-27 | Владимир Викторович Черниченко | Камера жидкостного ракетного двигателя |
US9777674B2 (en) * | 2014-02-26 | 2017-10-03 | Deepak Atyam | Injector plate for a rocket engine |
CN103775246B (zh) * | 2014-03-03 | 2015-08-05 | 葛明龙 | 过氧化氢/液氢气体发生器和推力室 |
DE102015001271A1 (de) * | 2015-02-04 | 2016-08-04 | Airbus Ds Gmbh | Turbopumpe für ein Raketentriebwerk mit einer Radialstufe |
CN106939850B (zh) * | 2017-03-09 | 2018-10-30 | 上海空间推进研究所 | 单组元发动机用防回火喷注装置 |
CN106837608A (zh) * | 2017-04-01 | 2017-06-13 | 北京航空航天大学 | 一种分段装药端燃变推力固液火箭发动机结构 |
CN107178437B (zh) * | 2017-06-05 | 2019-01-08 | 上海空间推进研究所 | 微型气和气双组元推进剂的燃烧器 |
WO2018227317A1 (zh) * | 2017-06-15 | 2018-12-20 | 葛明龙 | 载人登月登火星用超大型和大型火箭推力室 |
FR3071554B1 (fr) * | 2017-09-27 | 2022-04-15 | Arianegroup Sas | Paroi d'injection pour une chambre de combustion de moteur-fusee |
RU2703889C1 (ru) * | 2018-08-09 | 2019-10-22 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Смесительная головка камеры сгорания жрд |
US11661907B2 (en) | 2018-10-11 | 2023-05-30 | Sierra Space Corporation | Vortex hybrid rocket motor |
CN109630318B (zh) * | 2018-10-23 | 2019-12-27 | 陕西蓝箭航天技术有限公司 | 用于液体发动机的喷注器及液体发动机 |
US11378040B2 (en) | 2018-11-15 | 2022-07-05 | Stratolaunch, Llc | Swirl preburner system and method |
US11952965B2 (en) | 2019-01-30 | 2024-04-09 | Laboratoire Reaction Dynamics Inc. | Rocket engine's thrust chamber assembly |
US11572851B2 (en) | 2019-06-21 | 2023-02-07 | Sierra Space Corporation | Reaction control vortex thruster system |
CN113389658B (zh) * | 2021-07-21 | 2022-08-26 | 北京航空航天大学 | 针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构 |
US11952967B2 (en) | 2021-08-19 | 2024-04-09 | Sierra Space Corporation | Liquid propellant injector for vortex hybrid rocket motor |
US11879414B2 (en) | 2022-04-12 | 2024-01-23 | Sierra Space Corporation | Hybrid rocket oxidizer flow control system including regression rate sensors |
WO2023221250A1 (zh) * | 2022-05-18 | 2023-11-23 | 卢驭龙 | 一种共轴全流量分级燃烧循环液体火箭发动机 |
IT202200020457A1 (it) * | 2022-10-05 | 2024-04-05 | D Orbit S P A | Propulsore per manovre orbitali, sistema propulsivo per manovre orbitali e veicolo di trasporto orbitale |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3036428A (en) * | 1950-12-16 | 1962-05-29 | Curtiss Wright Corp | Self-feeding rocket motor |
US3134224A (en) * | 1961-05-26 | 1964-05-26 | United Aircraft Corp | Gas bleed from rocket chamber |
US3286469A (en) * | 1961-07-07 | 1966-11-22 | United Aircraft Corp | Rocket nozzle cooling and thrust recovery device |
DE1257489B (de) * | 1965-05-15 | 1967-12-28 | Boelkow Gmbh | Raketentriebwerk fuer fluessige Treibstoffe mit einer Hauptbrennkammer und einer Vorbrennkammer |
US3553964A (en) * | 1968-01-15 | 1971-01-12 | Thiokol Chemical Corp | Propellant feed system for rocket powerplants |
DE3506826A1 (de) * | 1985-02-27 | 1986-08-28 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Verfahren zum betreiben eines fluessigkeitsraketentriebwerks und raketentriebwerk zur durchfuehrung des verfahrens |
FR2636376B1 (fr) * | 1988-09-14 | 1993-12-03 | Propulsion Ste Europeenne | Dispositif de prelevement de gaz chauds dans une chambre de combustion et tete d'injection equipee d'un dispositif de prelevement |
-
1992
- 1992-12-09 FR FR9214852A patent/FR2698914B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1993
- 1993-12-04 DE DE4341376A patent/DE4341376B4/de not_active Expired - Fee Related
- 1993-12-09 JP JP30895593A patent/JP3310078B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1993-12-09 US US08/163,713 patent/US5404715A/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2767356A1 (fr) * | 1997-08-13 | 1999-02-19 | G Predpr K Bjurokhimicheskoi A | Tete de melange de la chambre de combustion d'un moteur de fusee a propergol liquide |
RU2806931C1 (ru) * | 2023-05-10 | 2023-11-08 | Владислав Юрьевич Климов | Газогенератор |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JPH06213076A (ja) | 1994-08-02 |
DE4341376B4 (de) | 2004-06-17 |
US5404715A (en) | 1995-04-11 |
FR2698914A1 (fr) | 1994-06-10 |
JP3310078B2 (ja) | 2002-07-29 |
FR2698914B1 (fr) | 1995-03-03 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE4341376A1 (de) | Raketenmotor | |
DE4438495B4 (de) | Einspritzsystem und zugehörige trikoaxiale Einspritzelemente | |
DE68908820T2 (de) | Heissgaszapfvorrichtung in einer Raketenbrennkammer und Einspritzkopf, versehen mit einer solchen Vorrichtung. | |
DE69308518T2 (de) | Injektor mit einer porösen Wand für eine Raketenbrennkammer | |
DE1938305A1 (de) | Duesen- und Verteileranordnung fuer Gasturbinen | |
EP2029881A1 (de) | Einblaskopf, mischungsraum und triebwerk | |
DE2321379A1 (de) | Selbstkompensierender stroemungsaufteiler fuer ein dampf-injektionssystem fuer gasturbinen | |
DE19931282C1 (de) | Kraftstoffeinspritzsystem für eine Brennkraftmaschine | |
DE1103085B (de) | Packung ebener katalytischer Elemente zur Zersetzung des Treibmittels fuer Turbinen oder Raketen | |
WO2016119993A1 (de) | Kraftstoffinjektor für den betrieb mit brenngas | |
DE2933932A1 (de) | Dampferzeuger | |
DE2341904A1 (de) | Einrichtung zur zufuehrung und aufbereitung des brennstoffes an brennkammern fuer gasturbinentriebwerke | |
DE2116429A1 (de) | Brennkammer fur Gasturbinenmaschinen | |
DE102006055655A1 (de) | Vorrichtung zum Eindüsen von Flüssigkeiten oder Gasen in einen Gasstrom sowie Modul | |
EP2227629B1 (de) | Brennkammervorrichtung | |
DE1198130B (de) | Brenner fuer ringfoermige Brennkammern | |
DE1934700B2 (de) | Brennstoffduese fuer gasturbinentriebwerke | |
DE2906364A1 (de) | Brenner-duesenanordnung und -mehrfachduesenanordnung fuer ein axialgasturbinentriebwerk | |
DE10351715B4 (de) | Einspritzkopf für ein Flüssigkeitsraketentriebwerk | |
EP2052149A1 (de) | Vorrichtung zum einspritzen von kraftstoff in den brennraum einer brennkraftmaschine | |
CH641265A5 (de) | Anordnung zum einfuehren einer speisefluessigkeit in ein fluessigkeit enthaltendes druckgefaess. | |
DE2336679A1 (de) | Vorrichtung zum einspritzen von fluessigkeit, insbesondere brennstoff, in einen raum hoher temperatur | |
EP4083508B1 (de) | Brennkammerbaugruppe für ein triebwerk mit mehreren wärmetauscherkanälen für einzudüsenden kraftstoff | |
DE19631473C2 (de) | Brennkraftmaschine | |
WO2022053496A1 (de) | Schubkammervorrichtung und verfahren zum betreiben einer schubkammervorrichtung |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8127 | New person/name/address of the applicant |
Owner name: SOCIETE NATIONALE D'ETUDE ET DE CONSTRUCTION DE MO |
|
8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
8380 | Miscellaneous part iii |
Free format text: DER VERTRETER WURDE AM 30.07.04 GEAENDERT: HOEGER, STELLRECHT & PARTNER PATENTANWAELTE, IN 70182 STUTTGART |
|
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |