DE60306435T2

DE60306435T2 - Raketenmotor

Info

Publication number: DE60306435T2
Application number: DE60306435T
Authority: DE
Inventors: Max Calabro
Original assignee: EADS Space Transportation SA; MBDA France SAS
Current assignee: EADS Space Transportation SA; MBDA France SAS
Priority date: 2002-03-04
Filing date: 2003-02-26
Publication date: 2007-06-21
Anticipated expiration: 2023-02-27
Also published as: JP2005519221A; AU2003229842A1; WO2003074859A1; US6915627B2; FR2836699B1; JP4439267B2; ATE331882T1; RU2003135210A; RU2266423C2; FR2836699A1; DE60306435D1; US20040128980A1; ES2268291T3; EP1342905A1; EP1342905B1; UA72352C2

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft einen Raketenmotor mit einer Brennkammer, in der die Verbrennung eines fluidförmigen (flüssigen oder gasförmigen) Brennstoffs, zum Beispiel Wasserstoff, und eines fluidförmigen (flüssigen oder gasförmigen) Verbrennungsstoffs, zum Beispiel Sauerstoff, durchgeführt wird, wobei die Brennkammer mit einer divergierenden Düse verbunden ist, durch die die aus der Verbrennung resultierenden Gase ausströmen.
In den bekannten Raketenmotoren dieses Typs ist auf Grund der sehr hohen Temperaturen (in der Größenordnung von 3.300°C), die in der Brennkammer erreicht werden, die Struktur der Wände besonders komplex, wobei sie Kanalnetze zur Zirkulation eines Kühlfluids aufweist, das übrigens der Brennstoff selbst sein kann. Beispiele bekannter Wände sind zum Beispiel in den Dokumenten FR-A-2 773 850, FR-A-2 774 432, FR-A-2 791 589 beschrieben. Darüber hinaus ist die Struktur der Wände nicht gleichförmig, sondern sie variiert im Gegenteil entlang der Achse des Motors in Abhängigkeit von der am Ort herrschenden Temperatur. Vor allem auf Grund der Tatsache, dass der Brennstoff als Kühlfluid verwendet wird und in den beiden entgegengesetzten Richtungen zirkulieren kann, benötigen diese bekannten Motoren schließlich komplexe Kollektoren zur Versorgung mit Brennstoff.
Gegenstand der vorliegenden Erfindung ist es, diesen Mängeln abzuhelfen, indem die Herstellung eines einfachen Raketenmotors ohne komplexen Kollektor und mit einer sehr begrenzten Anzahl an Teilen ermöglicht wird.
Zu diesem Zweck ist gemäß der Erfindung der Raketenmotor mit einer Brennkammer, in deren Kern die Verbrennung eines Brennstoffs und eines Verbrennungsstoffs durchgeführt wird und die über einen Hals mit einer divergierenden Düse verbunden ist, durch die die aus der Verbrennung resultierenden Gase ausströmen, wobei der Kern über sein dem Hals entgegengesetztes Ende mit Verbrennungsstoff versorgt wird und mit einer porösen Haut aus thermostrukturellem Verbundwerkstoff umgeben ist, die an ihrer dem Kern entgegengesetzten Außenseite Brennstoff aufnimmt, wobei ein Teil dieses Brennstoffs durch die poröse Haut in den Kern eingeführt wird, dadurch gekennzeichnet, dass der Teil des Brennstoffs, der durch die poröse Haut in den Kern eingeführt wird, die Brennstoffversorgung des Motors darstellt und dass der Teil des Brennstoffs, der die poröse Haut nicht durchquert, zu dem Hals geleitet wird, um ihn zu kühlen.
Auf diese Weise wird dank der vorliegenden Erfindung ein einfacher Raketenmotor mit geringer Masse erzielt, der nur wenige Teile umfassen und leicht hergestellt werden kann.
Man wird bemerken, dass das Dokument WO-99/04156 einen Raketenmotor mit einer Brennkammer beschreibt, in deren Kern die Verbrennung eines Brennstoffs und eines Verbrennungsstoffs durchgeführt wird und die über einen Hals mit einer divergierenden Düse verbunden ist, durch die die aus der Verbrennung resultierenden Gase ausströmen, wobei der Kern über sein dem Hals entgegengesetztes Ende mit Verbrennungsstoff versorgt wird und mit einer porösen Haut aus thermostrukturellem Verbundwerkstoff umgeben ist, die an ihrer dem Kern entgegengesetzten Außenseite Brennstoff aufnimmt, wobei ein Teil dieses Brennstoffs durch die poröse Haut in den Kern eingeführt wird.
Es ist jedoch festzustellen, dass in dem Raketenmotor des Dokuments WO-99/04156 der Teil des Brennstoffs, der durch die poröse Haut in den Kern eingeführt wird, klein ist und zur Kühlung der Wand des Kerns durch Transpiration dient und dass der Teil des Brennstoffs, der die poröse Haut nicht durchquert, zu Brennstoffeinspritzdüsen zurückgeleitet wird. In dem Raketenmotor gemäß der vorliegenden Erfindung hingegen ist der Teil des Brennstoffs, der durch die poröse Haut in den Kern eingeführt wird, groß und stellt die Brennstoffversorgung des Motors dar, während der Teil des Brennstoffs, der die poröse Haut nicht durchquert, zum Hals geleitet wird, um ihn zu kühlen.
Darüber hinaus sieht dieses frühere Dokument die Bildung von Kanälen zur Zirkulation von Brennstoff in der porösen Haut vor, was die vorliegende Erfindung durch die vorgeschlagenen originalen Strukturen der Brennkammer vermeidet.
Man wird darüber hinaus bemerken, dass in dem erfindungsgemäßen Raketenmotor thermostrukturelle Verbundwerkstoffe – mit Kohlenstoff- oder Keramikmatrix – verwendet werden, und zwar nicht nur wegen ihrer gut bekannten mechanischen Eigenschaften und Hitzebeständigkeitseigenschaften, sondern auch wegen der ihnen eigenen Porosität, die im Allgemeinen eher als Nachteil betrachtet wird (siehe das Patent US-5 583 895).
Dank der ausgezeichneten mechanischen Eigenschaften und Hitzebeständigkeitseigenschaften der thermostrukturellen Verbundwerkstoffe kann der Raketenmotor gemäß der vorliegenden Erfindung eine sehr geringe Masse im Vergleich zu den bekannten Motoren aufweisen. Dank der Porosität dieser Verbundwerkstoffe kann eine poröse Haut hergestellt werden, die einfach ist, obwohl sie eine große Hitzebeständigkeit aufweist. Selbstverständlich kann die Porosität der Haut bei der Verdichtung der Matrix des Verbundwerkstoffs, der sie bildet, auf bekannte Weise auf jeden gewünschten Wert eingestellt werden.
Vorzugsweise gehört die poröse Haut zu einem ersten thermostrukturellen monolithischen Verbundteil, das zwei Häute aus Verbundwerkstoff umfasst, die voneinander beabstandet sind, wobei sie zwischen ihnen einen Zwischenraum bilden, und die durch eine Vielzahl fadenförmiger Querstreben aus Verbundwerkstoff miteinander verbunden sind, die den Zwischenraum durchqueren, aber die freie Zirkulation eines Fluids in dem Zwischenraum in keiner Weise stören.
Wenn in dem Raketenmotor der vorliegenden Erfindung die divergierende Düse in der Verlängerung der Brennkammer auf der Seite des Halses angeordnet ist, der der Letztgenannten entgegengesetzt ist:

– kann das erste monolithische Teil zylindrisch sein und koaxial zur Längsachse des Motors angeordnet sein, so dass eine der Häute innen ist, während die andere außen ist;
– kann der Verbrennungsstoff von der Seite, die der Düse entgegengesetzt ist, in das Innere des zylindrischen Volumens eingeführt werden, das durch die Innenhaut begrenzt wird, wobei dieses Volumen auf diese Weise den Kern der Brennkammer bildet; und
– kann der Brennstoff ebenfalls von der Seite, die der Düse entgegengesetzt ist, in den Zwischenraum mit ringförmigem Querschnitt eingeführt werden, so dass die Innenhaut die Rolle einer porösen Haut spielt, um mindestens einen Teil des Brennstoffs in das Innere des Kerns der Brennkammer einzuführen.

Die Außenhaut des ersten monolithischen Teils kann gegenüber Flüssigkeiten und Gasen vollständig abgedichtet werden, zum Beispiel durch Anbringen eines geeigneten Überzugs.
Es ist vorteilhaft, dass das erste monolithische Teil einen Innendurchmesser aufweist, der größer ist als jener des Halses, und dass sich die ringförmige Öffnung des Zwischenraums, die an der Seite der Düse angeordnet ist, am Ort des zusammenlaufenden Abschnitts des Halses befindet.
Auf diese Weise ist es möglich, einen geringen Teil des Brennstoffs, der in den Zwischenraum mit ringförmigem Querschnitt eingeführt wird, aber die Innenhaut nicht in Richtung des Kerns durchquert, auf einfache Weise zum Kühlen des Bereichs des Halses zu verwenden.
Die Düse kann jenseits des Halses eine Hülse umfassen, die geeignet ist, das erste monolithische Teil aufzunehmen.
Auf diese Weise bildet die Gesamtheit aus Düse, Hals und Hülse ein zweites monolitisches Teil, in das das erste monolithische Teil eingefügt wird. Dieses zweite monolithische Teil kann zum Beispiel aus Metall sein. Aus den oben erwähnten Gründen ist es jedoch vorteilhaft, dass es, so wie das erste Teil, aus thermostrukturellem Verbundwerkstoff hergestellt ist. In diesem Fall kann das zweite monolithische Teil vorteilhafterweise eine Verlängerung der Außenhaut des ersten monolithischen Teils darstellen, wobei diese Verlängerung einen integralen Bestandteil der Außenhaut bildet. Daraus ergibt sich, dass das erste und zweite monolithische Teil nur ein einziges Teil bilden.
In einer Ausführungsvariante des Raketenmotors gemäß der vorliegenden Erfindung ist die Brennkammer in der divergierenden Düse in der Nähe der Spitze der Letztgenannten angeordnet.
In diesem Fall ist es vorteilhaft, dass:

– die Brennkammer umfasst: • ein erstes inneres monolitisches Verbundteil von zylindrischer Form, das koaxial zur Achse des Motors angeordnet ist und eine Innenhaut und eine Außenhaut aufweist, die durch einen Zwischenraum mit ringförmigem Querschnitt getrennt sind; und • ein erstes äußeres monolitisches Verbundteil von zylindrischer Form, das koaxial zu der Achse angeordnet ist und eine Innenhaut und eine Außenhaut aufweist, die durch einen Zwischenraum mit ringförmigem Querschnitt getrennt sind, wobei das erste äußere Teil das erste innere Teil umgibt, so dass zwischen ihnen ein ringförmiger Brennkern gebildet wird;
– das erste innere und äußere Teil zwischen ihnen und der Spitze der divergierenden Düse einen ringförmigen Durchlass zur Verbindung mit der Düse bilden;
– der Verbrennungsstoff von der Seite, die der Spitze der Düse entgegengesetzt ist, in den ringförmigen Brennkern eingeführt wird; und
– der Brennstoff ebenfalls von der Seite, die der Spitze entgegengesetzt ist, in die Zwischenräume mit ringförmigem Querschnitt des ersten inneren und äußeren Verbundteils eingeführt wird.

In dieser Ausführungsform wird somit der Brennstoff durch die Außenhaut des ersten inneren Teils und durch die Innenhaut des ersten äußeren Teils in den ringförmigen Brennkern eingeführt. Die Verbrennungsgase gelangen daher von der ringförmigen Brennkammer durch den ringförmigen Verbindungsdurchlass, der den Hals bildet, in die divergierende Düse. Der Brennstoff, der die Außenhaut des ersten äußeren Teils durchquert, erlaubt es, die divergierende Düse in der Nähe des ringförmigen Verbindungsdurchlasses zu kühlen. Im Bedarfsfall wird die Innenhaut des ersten inneren Teils gegenüber Flüssigkeiten und Gasen abgedichtet.
Vorteilhafterweise ist die Spitze der divergierenden Düse mit einer Öffnung versehen, und die Gesamtheit des ersten inneren und äußeren Teils ist mit der Düse über ein drittes monolithisches Teil aus Verbundwerkstoff in Form einer Büchse verbunden.
Vorzugsweise wird die Brennkammer über ein Teil in Form einer Kuppel mit Brennstoff versorgt, das an der Seite der Brennkammer angeordnet ist, die der Spitze der Düse entgegengesetzt ist, und dessen konvexe Wand zur Seite der Düse hin gerichtet und aus thermostrukturellem Verbundwerkstoff hergestellt ist.
Die beiliegenden Zeichnungen werden gut verständlich machen, wie die Erfindung ausgeführt werden kann. In diesen Figuren bezeichnen identische Bezugszeichen ähnliche Elemente.
1 stellt im schematischen Axialschnitt ein erstes Ausführungsbeispiel des Raketenmotors gemäß der vorliegenden Erfindung dar.
2A bis 2F illustrieren schematisch eine Ausführungsform der Brennkammer des Motors von 1.
3A bis 3D illustrieren schematisch in größerem Maßstab die Schritte des Verfahrens, das es ermöglicht, vom Zustand von 2E in den Zustand von 2F zu gelangen, wobei 3A der Schnittlinie IIIA-IIIA von 2E und 3D der Schnittlinie IIID-IIID von 2F entspricht. In diesen 3A bis 3D sind die beiden Abschnitte jedes Heftpunktes der Klarheit halber sehr weit voneinander entfernt dargestellt.
4 zeigt schematisch eine Ausführungsform des Motors von 1, der die Brennkammer von 2F umfasst.
5 zeigt im schematischen Axialschnitt ein zweites Ausführungsbeispiel des Raketenmotors gemäß der vorliegenden Erfindung.
Das Ausführungsbeispiel des Raketenmotors I, das der vorliegenden Erfindung entspricht und schematisch in 1 dargestellt ist, umfasst eine Brennkammer 1 und eine divergierende Düse 2, die durch einen Hals 3 miteinander verbunden sind. Die Längsachse des Motors I trägt das Bezugszeichen Z-Z.
Die Brennkammer 1 umfasst eine Außenwand 4, deren Abschnitt 4A, der der Düse 2 entgegengesetzt ist, im Wesentlichen zylindrisch ist, während der Abschnitt 4B der Außenwand 4, der an der Seite der Düse 2 angeordnet ist, zusammenlaufend ist, um sich mit dem Hals 3 zu verbinden. Auf diese Weise bilden die Außenwand 4, der Hals 3 und die Düse 2 eine Kontinuität und sind in der Lage, ein einziges Teil zu bilden.
Die Brennkammer 1 umfasst darüber hinaus eine poröse Innenwand 5, deren Achse mit der Achse Z-Z zusammenfällt und die im Inneren der Innenwand 4 angeordnet ist, wobei sie mit der Letztgenannten einen zylindrischen Zwischenraum mit ringförmigem Querschnitt 6 bildet. Die poröse Innenwand 5 ist ebenfalls im Wesentlichen zylindrisch, und ihr Durchmesser D ist größer als der Durchmesser d des Halses 3. Am Ort des zusammenlaufenden Abschnitts 4B der Außenwand 4 umfasst die Innenwand 5 einen zusammenlaufenden Abschnitt 5B, der mit dem zusammenlaufenden Abschnitt 4B einen ringförmigen Durchlass 7 festlegt, der eine Verengung für den ringförmigen Raum 6 bildet.
In dem dargestellten Beispiel wird die Brennkammer 1 mindestens teilweise durch ein erstes monolithisches Teil aus thermostrukturellem Verbundwerkstoff gebildet, wobei die poröse Innenwand 5 durch eine Haut aus Verbundwerkstoff gebildet ist. Ebenso kann die divergierende Düse 2 ein zweites monolitisches Teil aus thermostrukturellem Verbundwerkstoff bilden oder zu diesem gehören. Das erste und zweite monolithische Teil, die jeweils einen Teil des Halses 3 umfassen können oder von denen nur eines den Hals 3 umfasst, sind miteinander verbunden oder aus einem einzigen monolithischen Teil gefertigt, um den Raketenmotor I zu bilden.
In der Brennkammer 1 erfolgt die Verbrennung im Inneren des zylindrischen Volumens C, das durch die poröse Innenwand 5 abgegrenzt ist und den Kern der Brennkammer bildet. Ein Verbrennungsstoffstrom, im Wesentlichen Sauerstoff, wird in das Innere des Kerns C eingeführt, und zwar durch das Ende 5A der Innenwand 5, das der Düse 2 entgegengesetzt ist, wie dies durch die Pfeile 8 illustriert wird. Ein Brennstoffstrom, im Wesentlichen Wasserstoff, wird in den ringförmigen Zwischenraum 6 eingeführt, und zwar durch dessen Ende 6A, das der Düse 2 entgegengesetzt ist, wie dies durch die Pfeile 9 illustriert wird. Dank der geeigneten Porosität der Verbundwerkstoff-Innenwand 5 und der durch den Durchlass 7 gebildeten Verengung durchquert der größte Teil des in den ringförmigen Raum 6 eingeführten Brennstoffs die Verbundwerkstoff-Innenwand 5 und dringt in das Innere des Kerns C vor – wie dies durch die Pfeile 10 angezeigt wird – wo er durch die Zufuhr des Verbrennungsstoffs (Pfeile 8) verbrannt wird.
Die aus der Verbrennung resultierenden Gase strömen durch das Ende 5B der Wand 5, das dem Ende 5A entgegengesetzt ist, aus dem Kern C und gelangen in die Düse 2, indem sie den Hals 3 durchqueren, wie dies durch die Pfeile 11 illustriert wird.
Darüber hinaus strömt ein kleiner Teil des Brennstoffs, der in den ringförmigen Zwischenraum 6 eingeführt wird (Pfeile 9), durch den ringförmigen Durchlass 7, wie dies durch die Pfeile 12 illustriert wird, wobei er den Abschnitt 5B der Innenwand 5, den Abschnitt 4B der Außenwand 4 und den Hals 3 abkühlt. Im Bereich des Letztgenannten mischt sich der Brennstoff, der den zusammenlaufenden ringförmigen Durchlass 7 durchquert, mit den Verbrennungsgasen (Pfeile 11).
2A bis 2F, 3A bis 3D und 4 illustrieren schematisch eine Ausführungsform, in Form eines Verbundwerkstoffes, des Motors I von 1.
Dazu wird zu Beginn zum Beispiel aus einem synthetischen Schaumstoff, der in der Lage ist, von einer Nadel durchstochen zu werden, ein Dorn 20 (siehe 2A) gebildet, der die innere Form der porösen Innenwand 5, einschließlich des zusammenlaufenden Abschnitts 5B, aufweist. Anschließend wird auf diesem Dorn 20 auf alle bekannten Arten (Wickeln, Weben usw.) eine Struktur 21 aus Fasern mit hoher Festigkeit angebracht, wie z.B. aus Fasern auf Kohlenstoff- oder Siliziumcarbidbasis, die dazu bestimmt ist, eine faserförmige Bewehrung für die Innenwand 5 zu bilden (siehe 2B). Sodann wird auf der Faserstruktur 21 ein ringförmiger Kern 22, zum Beispiel aus Polystyrolschaum, angebracht, der durch die Harze nicht imprägnierbar ist, die dazu bestimmt sind, die Verbundwerkstoff-Matrizen zu bilden, wobei dieser Kern für den ringförmigen Zwischenraum 6, einschließlich des Durchlasses 7, repräsentativ ist (siehe 2C). Das Material des Kerns 22 ist in der Lage, von einer Nadel durchstochen zu werden und thermisch eliminiert zu werden.
Auf dem ringförmigen Kern 22 wird eine Struktur 23 aus Fasern mit hoher Festigkeit (C, SiC, ...) angebracht, die dazu bestimmt ist, eine faserförmige Bewehrung für mindestens einen Teil der Außenwand 4 zu bilden (siehe 2D).
Wie dies 2E und in größerem Maßstab 3A zeigen, werden die Faserstruktur 21, der ringförmige Kern 22 und die Faserstruktur 23 durch knotenloses Heften mit einem kontinuierlichen Faden 24 miteinander verbunden, der seinerseits aus einer Vielzahl von Fasern mit hoher Festigkeit (C, SiC, ...) besteht. Der kontinuierliche Faden 24 bildet Abschnitte 25, 26, die die Elemente 21, 22, 23 durchqueren und durch Brücken 27, die an der Faserstruktur 23 anliegen, und durch Schleifen 28, die in den Dorn 20 eindringen, abwechselnd miteinander verbunden sind.
Nach diesem Heftvorgang wird der Dorn 20 eliminiert, und die Schleifen 28 werden zusammengeklappt und gegen die Faserstruktur 21 gepresst, um Stapel 29 zu bilden (siehe 3B), anschließend wird die Gesamtheit der Faserstrukturen 21 und 23 mit einem Harz imprägniert, das härtbar, relativ gering viskos und eventuell verdünnt ist, zum Beispiel mit Alkohol. Das Imprägnieren wird vorzugsweise unter Unterdruck durchgeführt, so dass das Harz nicht nur in die Faserstrukturen 21 und 23, sondern auch entlang der durchgehenden Fadenabschnitte 25, 26 und in diese eindringt. Im Lauf dieses Imprägniervorgangs wird der Kern nicht 22 mit diesem Harz imprägniert, da er für dieses undurchlässig ist.
Das Imprägnierharz wird anschließend zum Beispiel durch Erhöhung der Temperatur während eines Zeitraums gehärtet, der ausreicht, damit die Faserstrukturen 21 und 23 jeweils starre Häute 30 und 31 werden und damit die durchgehenden Fadenabschnitte 25 und 26 starre fadenförmige Querstreben 32 werden (siehe 3C). Diese Querstreben 32 sind an ihren Enden in den starren Häuten 30 und 31 durch die starren Verankerungen 33 und 34 fest verankert, die durch die Stapel 29 bzw. die Brücken 27 gebildet werden.
Um die Matrix der Gesamtheit der starren Häute 30 und 31 und der Querstreben 32 zu bilden, wird die Gesamtheit einer Pyrolyse bei hoher Temperatur, zum Beispiel in der Größenordnung von 900°C, unterzogen, was die Geometrie der Gesamtheit stabilisiert und den Kern 22 eliminiert. Eventuell kann diese Gesamtheit verdichtet und auf bekannte Weise behandelt werden, damit ihre Matrix eine Matrix vom Keramiktyp wird. Auf diese Weise erhält man das monolithische Teil 40 (siehe 2F und 3D), das dazu bestimmt ist, mindestens teilweise die Brennkammer 1 zu bilden, und das umfasst:

– eine Außenhaut 41 aus Verbundwerkstoff, die aus der Haut 31 hervorgegangen ist und dazu bestimmt ist, mindestens teilweise die Außenwand 4, 4A, 4B der Brennkammer 1 zu bilden;
– eine Innenhaut 42 aus Verbundwerkstoff, die aus der Haut 30 hervorgegangen ist und dazu bestimmt ist, die Innenwand 5, 5A, 5B der Brennkammer 1 zu bilden; und
– eine Vielzahl von fadenförmigen Querstreben 43 aus Verbundwerkstoff, die aus den Querstreben 32 hervorgegangen sind.

In diesem monolithischen Teil 40 sind die Häute 41 und 42 voneinander beabstandet, wobei sie einen ringförmigen Raum 44 begrenzen, der von den Querstreben 43 durchquert wird, ohne verschlossen zu werden, und der dazu bestimmt ist, den ringförmigen Raum 6 der Brennkammer 1 zu bilden.
Es ist bekannt, dass ein Verbundwerkstoff von Natur her porös ist und dass diese Porosität von den Bedingungen der Bildung der Matrix abhängt. Es ist daher leicht zu begreifen, dass die Porosität der Innenhaut 42 angepasst werden kann, um der Letztgenannten die Porosität zu verleihen, die von der Innenwand 5, 5A, 5B gefordert wird. In diesem Fall wird der Außenhaut 41 eine Porosität verliehen, die identisch mit jener ist, die für die Innenhaut 42 gewünscht wird. Da nun die Außenwand 4 dicht sein muss, kann es vorteilhaft sein, die Außenhaut 41 außen mit einem Dichtungsüberzug 45 zu beschichten, wie dies in 2F dargestellt ist.
Es wird ein zweites monolithisches Verbundteil 50 hergestellt, das dazu bestimmt ist, mindestens teilweise die Düse 2 zu bilden. Ein solches zweites Verbundteil 50 ist durch Wickeln oder Weben widerstandsfähiger Fasern (C, Si, ...) auf einen geeigneten Dorn und anschließendes Imprägnieren mit einem Harz und Pyrolyse der so gebildeten Matrix leicht herzustellen. Um den Motor I zu erhalten, wird anschließend das monolithische Verbundteil 40 mit dem monolithischen Verbundteil 50 verbunden. Dies kann auf alle bekannten Arten erfolgen, zum Beispiel mechanisch oder durch Kleben. In einer bevorzugten Ausführungsform, die schematisch in 4 dargestellt ist, ist darüber hinaus an dem monolithischen Verbundteil 50 nicht nur ein Abschnitt 51 vorgesehen, der geeignet ist, den Hals 3 zu bilden, sondern auch ein Abschnitt 52, der geeignet ist, als Aufnahme für das monolithische Verbundteil 40 zu dienen. In diesem Fall wird die Außenwand 4 des Motors I durch Übereinanderlagern und Verbinden der Haut 41, eventuell des Überzugs 45 und des Abschnitts 52 gebildet.
Aus dem soeben Beschriebenen ist leicht zu verstehen, dass als Variante das zweite Verbundteil 50 die Verlängerung der Außenhaut 41 sein kann und mit der Letztgenannten ein monolithisches Teil bilden kann, wie dies schematisch in 1 illustriert wird.
In der Ausführungsvariante II des Raketenmotors, die der vorliegenden Erfindung entspricht und in 5 dargestellt ist, ist die Brennkammer 60 im Inneren der divergierenden Düse 61, in der Nähe der Spitze 62 der Letztgenannten, angeordnet. Diese divergierende Düse 61 wird zum Beispiel aus einem monolithischen Verbundteil gebildet, das auf ähnliche Weise wie jenes der oben beschriebenen Düse 2 erzielt wurde. Darüber hinaus ist vorgesehen, dass die Spitze 62 der divergierenden Düse 61 mit einer Öffnung 63 versehen ist.
Die Brennkammer 60 umfasst:

– ein inneres monolitisches Verbundteil 64 von zylindrischer Form, das koaxial zur Achse Z-Z des Motors angeordnet ist und eine Innenhaut aus Verbundwerkstoff 65 und eine Außenhaut aus Verbundwerkstoff 66 aufweist. Dieses Verbundteil 64 kann auf die Weise hergestellt werden, die oben unter Bezugnahme auf das Verbundteil 40 beschrieben wurde; und
– ein äußeres monolitisches Verbundteil 67 von zylindrischer Form, das koaxial zur Achse Z-Z angeordnet ist und eine Innenhaut aus Verbundwerkstoff 68 und eine Außenhaut aus Verbundwerkstoff 69 aufweist. Das Verbundteil 67 kann ebenfalls auf gleiche Weise wie das Teil 40 hergestellt werden.

Das äußere Verbundteil 67 umgibt das innere Verbundteil 64, wobei zwischen ihnen ein ringförmiger Kern C für die Brennkammer abgegrenzt wird.
Die Verbundteile 64 und 67 sind auf der Seite der Düse 61 mit einem Kollektor 70 verbunden, der in der Lage ist, sie mit gasförmigem Brennstoff zu versorgen, und auf der entgegengesetzten Seite mit einem dritten monolithischen Verbundteil 71 in Form einer Büchse, das sie entlang dem Rand der Öffnung 63 mit der divergierenden Düse 61 verbindet. Die Brennkammer 60 bildet zwischen sich und der Spitze der Düse 61 einen ringförmigen Durchlass 72, der einen Hals bildet und für die Verbindung mit der Düse sorgt.
Wie die Wand 41 des Teils 40 ist auch die Innenhaut 65 des inneren Teils 64 vorteilhafterweise gegenüber Gas abgedichtet.
Durch das Teil 71 wird der gasförmige Verbrennungsstoff von der der Spitze 62 entgegengesetzten Seite her über Einspritzdüsen 73 in das Innere des ringförmigen Kerns C eingeführt. Durch das Teil 71 und den Kollektor 70 wird der Brennstoff von der der Spitze 62 entgegengesetzten Seite her in die ringförmigen Zwischenräume 74 und 75 (die analog zum ringförmigen Zwischenraum 44 des Teils 4 sind) der Verbundteile 64 und 67 eingeführt. Durch die Außenhaut 66 des Teils 64 und die Innenhaut 68 des Teils 67 gelangt der Brennstoff in den ringförmigen Kern C, wo er mit dem Verbrennungsstoff verbrennt. Die Verbrennungsgase strömen an der Seite der Spitze 62 aus der Brennkammer 60 und gelangen durch den Hals 72 in die Düse 61. Das Brenngas, das durch die Außenhaut 69 strömt, kühlt die Düse 61 in der Nähe der Brennkammer 60. Die Gasströme sind in 5 durch Pfeile angezeigt.
In der in 5 dargestellten Ausführungsform umfasst die Brennstoffversorgungsvorrichtung eine hohle Kuppel 76, die über eine durch das Teil 71 verlaufende Rohrleitung 77 mit Brennstoff versorgt wird und ihrerseits den Kollektor 70 versorgt. Die Wölbung der Kuppel 76 ist, der Brennkammer 60 entgegengesetzt, zur Seite der Düse 61 hin gerichtet. Vorzugsweise ist mindestens die konvexe Wand 78 der Kuppel 76 aus einem thermostrukturellen – und somit porösen – Verbundwerkstoff hergestellt, so dass die Letztgenannte durch Transpiration des Brennstoffs durch die konvexe Wand 78 gekühlt wird.

Claims

Raketenmotor (I, II) mit einer Brennkammer (1, 60), in deren Kern (C) die Verbrennung eines Brennstoffs und eines Verbrennungsstoffs durchgeführt wird und die über einen Hals (3, 72) mit einer divergierenden Düse (2, 61) verbunden ist, durch die die aus der Verbrennung resultierenden Gase ausströmen, wobei der Kern (C) über sein dem Hals entgegengesetztes Ende (5A) mit Verbrennungsstoff versorgt wird und mit einer porösen Haut aus thermostrukturellem Verbundwerkstoff (5, 42, 66, 68) umgeben ist, die an ihrer dem Kern entgegengesetzten Außenseite Brennstoff aufnimmt, wobei ein Teil dieses Brennstoffs durch die poröse Haut in den Kern eingeführt wird, dadurch gekennzeichnet, dass der Teil des Brennstoffs, der durch die poröse Haut (5, 42, 66, 68) in den Kern (C) eingeführt wird, die Brennstoffversorgung des Motors darstellt und dass der Teil des Brennstoffs, der die poröse Haut nicht durchquert, zu dem Hals (3, 72) geleitet wird, um ihn zu kühlen.
Raketenmotor nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die poröse Haut (5, 42, 66, 68) zu einem ersten thermostrukturellen monolithischen Verbundteil (40, 61, 67) gehört, das zwei Häute aus Verbundwerkstoff (41, 42; 65, 66; 68, 69) umfasst, die voneinander beabstandet sind, wobei sie zwischen ihnen einen Zwischenraum (44, 74, 75) bilden, und die durch eine Vielzahl fadenförmiger Querstreben (43) aus Verbundwerkstoff miteinander verbunden sind.
Raketenmotor nach Anspruch 2, der mit einer Längsachse (Z-Z) versehen ist und in dem die divergierende Düse (2) in der Verlängerung der Brennkammer (1) auf der Seite des Halses (3) angeordnet ist, der der Letztgenannten entgegengesetzt ist, dadurch gekennzeichnet, dass: – das erste monolithische Teil (40) zylindrisch ist und koaxial zur Längsachse (Z-Z) angeordnet ist, so dass eine der Häute (5, 42) innen ist, während die andere (41) außen ist; – der Verbrennungsstoff von der Seite, die der Düse (2) entgegengesetzt ist, in das Innere des zylindrischen Volumens (C) eingeführt wird, das durch die Innenhaut (5, 42) begrenzt wird und den Kern der Brennkammer bildet; und – der Brennstoff ebenfalls von der Seite, die der Düse (2) entgegengesetzt ist, in den Zwischenraum (6, 44) eingeführt wird, der hier einen ringförmigen Querschnitt aufweist.
Raketenmotor nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Außenhaut (41) des ersten monolithischen Teils (40) gegenüber Flüssigkeiten und Gasen abgedichtet ist.
Raketenmotor nach Anspruch 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, dass das erste monolithische Teil (40) einen Innendurchmesser (D) aufweist, der größer ist als jener (d) des Halses, und dass sich die ringförmige Öffnung (7) des Zwischenraums (6), die an der Seite der Düse (2) angeordnet ist, am Ort des zusammenlaufenden Abschnitts (4B) des Halses (3) befindet.
Raketenmotor nach einem der Ansprüche 2 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Düse (2) jenseits des Halses (3) eine Hülse (52) umfasst, die geeignet ist, das erste monolithische Teil aufzunehmen.
Raketenmotor nach einem der Ansprüche 2 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Düse (2) aus einem zweiten monolithischen Teil aus Verbundwerkstoff (50, 61) gebildet ist.
Raketenmotor nach einem der Ansprüche 2 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Düse (2) durch ein zweites monolitisches Teil aus Verbundwerkstoff (50) gebildet ist und dass das zweite monolithische Teil (50) eine Verlängerung der Außenhaut (41) des ersten monolithischen Teils (40) darstellt, wobei diese Verlängerung einen integralen Bestandteil der Außenhaut (41) bildet.
Raketenmotor nach Anspruch 2, der mit einer Längsachse (Z-Z) versehen ist und dem die Brennkammer (60) in der divergierenden Düse (61) in der Nähe der Spitze (62) der Letztgenannten angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, dass: – die Brennkammer (60) umfasst: • ein erstes inneres monolitisches Verbundteil (64) von zylindrischer Form, das koaxial zur Achse (Z-Z) angeordnet ist und eine Innenhaut aus Verbundwerkstoff (65) und eine Außenhaut aus Verbundwerkstoff (66) aufweist; und • ein erstes äußeres monolitisches Verbundteil (67) von zylindrischer Form, das koaxial zur Achse (Z-Z) angeordnet ist und eine Innenhaut aus Verbundwerkstoff (68) und eine Außenhaut aus Verbundwerkstoff (69) aufweist, wobei das erste äußere Teil (67) das erste innere Teil umgibt, so dass zwischen ihnen ein ringförmiger Kern (C) für die Brennkammer (60) gebildet wird; – das erste innere (64) und äußere Teil (67) zwischen sich und der Spitze der divergierenden Düse einen ringförmigen Durchlass (72) zur Verbindung mit der Düse (61) bilden; – der Verbrennungsstoff von der Seite, die der Spitze der Düse entgegengesetzt ist, in das Innere des ringförmigen Kerns (C) der Brennkammer eingeführt wird; und – der Brennstoff von der Seite, die der Spitze der Düse entgegengesetzt ist, in die Zwischenräume (74, 75) mit ringförmigem Querschnitt des ersten inneren (64) und äußeren (67) Teils eingeführt wird.
Raketenmotor nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Innenhaut (65) des ersten inneren Teils (64) gegenüber Flüssigkeiten und Gasen abgedichtet ist.
Raketenmotor nach einem der Ansprüche 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Spitze (62) der divergierenden Düse (61) mit einer Öffnung (63) versehen ist und dass die Gesamtheit des ersten inneren (64) und äußeren (67) Teils mit der Düse (61) über ein drittes monolithisches Teil aus Verbundwerkstoff (71) in Form einer Büchse verbunden ist.
Raketenmotor nach einem der Ansprüche 9 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennkammer (60) über ein Teil (76) in Form einer Kuppel mit Brennstoff versorgt wird, das an der Seite der Brennkammer angeordnet ist, die der Spitze der Düse entgegengesetzt ist, und dessen konvexe Wand (78) zur Seite der Düse hin gerichtet und aus thermostrukturellem Verbundwerkstoff hergestellt ist.