DE69820173T2

DE69820173T2 - Verbindungsring für eine Raketenbrennkammer

Info

Publication number: DE69820173T2
Application number: DE69820173T
Authority: DE
Inventors: Kurt B. Hawthorne Kreiner; Carl R. Northridge Stechmann; Joel Agoura Hills Neiderman; David Manhattan Beach Bronson; Peter Santa Clarita Woll
Original assignee: Hughes Electronics Corp
Current assignee: DirecTV Group Inc
Priority date: 1997-08-29
Filing date: 1998-08-27
Publication date: 2004-10-14
Anticipated expiration: 2018-08-28
Also published as: JP3068060B2; EP0899447B1; US6269630B1; DE69841644D1; EP0899447A2; EP0899447A3; DE69820173D1; JPH11132107A

Description

Hintergrund der Erfindung
Diese Erfindung betrifft die Struktur eines Flüssigbrennstoff-Raketentriebwerks und insbesondere die Struktur am Injektor und der Verbrennungskammer.
US 4,882,905 und US 4,936,091 offenbaren einen zweistufigen Raketen-Combustor und ein Verfahren zum Betreiben eines Raketentriebwerks durch Einspritzen eines Brennstoffs und eines Oxidationsmittels in eine längliche Verbrennungskammer in zwei Strömen, einem Kernstrom und einem peripheren Vorhangstrom, der den Kernstrom umgibt und der in Kontakt mit einer Verbrennungskammerwand ist, um diese zu kühlen und um den Wärmetransport von der Wand zu dem Injektor zu begrenzen, um Dampfsperren zu verhindern. Der Vorhangstrom wird radial nach innen in den Kernstrom abgelenkt, bevor zersetzte oder teilweise verbrannte Produkte in Kontakt mit der Wand gelangen, um den Vorhangstrom ohne Kontakt mit der Wand vollständig zu verbrennen. Das Raketentriebwerk wird als seriell angeordnete erste und zweite Verbrennungskammern und einem Injektor gebildet, der zur Aus bildung des Kernstroms und des Vorhangstroms konstruiert ist. Eine Ringplatte springt radial nach innen an dem stromabwärtigen Ende der ersten Kammer hervor und lenkt den Vorhangstrom in den Kernstrom ab.
Im Allgemeinen weist ein typisches Flüssigbrennstoff-Raketentriebwerk eine im Allgemeinen zylindrische Verbrennungskammer auf, mit einem an seinem Injektorende angebrachten Injektor und einer an seinem Düsenende angebrachten trichterförmigen Düse. Ein flüssiger Treibstoff, der Brennstoff und ein Oxidationsmittel umfasst, strömt durch Injektoröffnungen in den Injektor und in die Verbrennungskammer. Der Treibstoff wird gemischt und in der Verbrennungskammer gezündet. Das heiße Gas, das sich aus der Verbrennung ergibt, expandiert durch die Düse und treibt das Raketentriebwerk und den angebrachten Raketenaufbau in die Richtung an, die entgegengesetzt zu der ist, in die die Düse zeigt.
Um eine maximale Effizienz des Raketentriebwerks im Hinblick auf Schubkraft pro Treibstoffgewicht und einen maximalen spezifischen Impuls zu erreichen, muss das Vermischen der Treibstoffkomponenten vollständig sein, um eine vollständige Verbrennung zu unterstützen. Eine innere Stufenstruktur am Injektorende der Verbrennungskammer wurde vor kurzer Zeit entwickelt, um das vollständige Vermischen und Verbrennen zu fördern. Frühere Versionen des Raketentriebwerks mit dieser inneren Stufenstruktur innerhalb der Verbrennungskammer litt jedoch an zwei Problemen. Erstens, ihre Effizienz war nicht so gut wie gewünscht, während sie besser als die eines Raketentriebwerks vergleichbaren Gewichts ohne die innere Stufenstruktur war. Zweitens kam es in einigen Fällen zu einem vorzeitigen Ausfall der Wand der Verbrennungskammer während der Herstellung oder während der Testzündungen.
Das zweite Problem ist von speziellem Interesse, da eine bevorzugte Ausführungsform des Raketentriebwerks in kommerziellen Kommunikationssatelliten verwendet werden soll. Dass Raketentriebwerk treibt den Satelliten von einer niederen Erdumlaufbahn in eine geostationäre Umlaufbahn oder initiiert interplanetare Missionen. Falls die Raketentriebwerk-Verbrennungskammer vor dem Abschluss der Mission ausfällt, wäre der ganze Satellit verloren, da er nicht die gewünschte geostationäre Umlaufbahn erreichen würde.
Während das Raketentriebwerk mit der inneren Stufenstruktur in der Verbrennungskammer wichtige mögliche Vorteile in Bezug auf verbesserte Effizienz liefert, wurden diese Vorteile bisher nicht vollständig in den anfänglichen Formen des Raketentriebwerks realisiert. Es gibt deshalb ein Bedürfnis nach einem Design, das maximale Effizienz mit hoher Zuverlässigkeit und geringre Wahrscheinlichkeit eines vorzeitigen Ausfalls erreicht. Die vorliegende Erfindung erfüllt dieses Bedürfnis und liefert weitere zugehörige Vorteile.
ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Raketentriebwerk mit einer inneren Stufenstruktur an dem Injektorende. Die Konfiguration der Stufenstruktur wird für eine höhere Verbrennungseffizienz und einen höheren spezifischen Impuls optimiert, während die Wand der Verbrennungskammer geschützt wird und ein relativ kühles Injektorende aufrechterhalten wird. Die Anbrin gung der Stufenstruktur an dem Injektor und der Wand der Verbrennungskammer wird ausgewählt, um eine ausreichende strukturelle Festigkeit und Dichtigkeit gegen ein Austreten des heißen Gases zu erreichen, und ebenfalls, um eine Beschädigung der Verbrennungskammerwand zu verhindern. Das sich ergebende Raketentriebwerk hat eine hohe Effizienz und ebenfalls eine gute Zuverlässigkeit.
Erfindungsgemäß umfasst ein Raketentriebwerk eine im Allgemeinen zylindrische ringförmige Verbrennungskammer mit einer Wand, die einen Kammeraußendurchmesser und einen Kammerinnendurchmesser besitzt. Die Kammer hat ein Injektorende, einen Hals und ein Düsenende. Der Injektor ist an dem Injektorende der Verbrennungskammer angebracht. Die Kammerlänge wird von der Injektorstirnseite bis zu dem Hals gemessen. Ein im Allgemeinen zylindrischer ringförmiger Stufenkragen passt in die Verbrennungskammer benachbart dem Injektorende. Der Stufenkragen besitzt einen Stufenkragen-Außendurchmesser, einen Stufenkragen-Innendurchmesser und eine Stufenkragenlänge, die von der Injektorstirnfläche zu dem Ende der Stufe gemessen wird. Es gibt ein Befestigungsmittel für die Verbrennungskammer, den Injektor und den Stufenkragen.
In einer Form der Erfindung ist der Stufenkragen-Außendurchmesser um ein Spiel oder einen Spalt geringer als der Kammer-Innendurchmesser. Das Spiel ermöglicht es, die Herstellung des Raketentriebwerks ohne Beschädigung der Wand der Verbrennungskammer auszuführen. Das Spiel erlaubt es dem Stufenkragen ebenfalls, sich während der Erhitzung, die sie während des Betriebs des Raketentriebwerks erfährt, auszudehnen, ohne die Wand der Verbrennungskammer zu spalten. Das heißt, dass der Spalt ausreichend groß sein sollte, dass er nicht geschlossen ist und ein Spiel verbleibt, wenn das Raketentriebwerk arbeitet und sich der Stufenkragen radial nach außen in Richtung der Wand der Verbrennungskammer ausdehnt. Andererseits sollte der Spalt nicht größer als notwendig sein, um während des Betriebs dieses Spiel bereitzustellen, so dass heißes Gas nicht in den Spalt durch einen Rückzugseffekt strömt, um eine Beschädigung der inneren Fläche der Wand der Verbrennungskammer zu verhindern. In einer bevorzugten Ausführungsform des Raketentriebwerks, bei der der innere Durchmesser der Wand der Verbrennungskammer etwa 4,52 cm (1,27 Inches) beträgt, beträgt der Unterschied des Stufenkragen-Außendurchmessers und des Kammerwand-Innendurchmessers etwa 0,05 cm (0,020 Inches) bis etwa 0,061 cm (0,024 Inches) gemessen bei Raumtemperatur. Das heißt, dass der Spalt zwischen dem Stufenkragen-Außendurchmesser und dem Kammerwand-Innendurchmesser von etwa 0,025 cm (0,01 Inches) bis etwa 0,03 cm (0,012 Inches) ist.
Bei einer anderen Ausführungsform beträgt die Stufenkragen-Länge etwa 21% bis etwa 31% der Kammerlänge. Diese Stufenkragen-Länge erzielt eine optimierte Leistung des Triebwerks, während ein Schaden an der inneren Oberfläche der Wand der Verbrennungskammer durch heiße Verbrennungsgase vermieden wird.
Bei noch einer anderen Ausführungsform ist die Verbrennungskammer aus einem ersten Material hergestellt, und der Stufenkragen aus einem zweiten Material hergestellt, das sich von dem ersten Material unterscheidet und das eine größere Korrosions- und Erosionswiderstandsfähigkeit in der Verbrennungskammerumgebung als das erste Material besitzt, um der Verbrennungsumgebung zu widerstehen, die der Stufenkragen bei direktem Kontakt mit den Verbrennungsgasen erfährt. Beispiele bevorzugter Materialien der Konstruktion des Stufenkragens umfassen eine Legierung aus Platin und Rhodium, eine Legierung aus Niobium oder eine Keramik.
Der Injektor, der Stufenkragen und die Verbrennungskammer müssen an dem Injektorende der Verbrennungskammer über ein Befestigungsmittel miteinander verbunden werden, das ausreichende Festigkeit, Dichtigkeit gegen das Austreten heißer Verbrennungsgase aus dem Inneren der Verbrennungskammer bereitstellt, und Schaden auf Grund großer Abmessungsveränderungen vermeidet, die während des Zündens des Raketentriebwerks auftreten. Bei der bevorzugten Lösung umfasst das Befestigungsmittel eine Stufenkragen/Injektor-Verbindungsstruktur, die den Stufenkragen und den Injektor miteinander verbindet, und eine Bügel- bzw. Clip-Struktur, die die Verbrennungskammer und den Stufenkragen miteinander verbindet. Die Clip-Struktur umfasst einen C-förmigen ringförmigen Clip mit einem ersten Bein, das sich parallel zu der Kammerlänge erstreckt, und mit einem Innendurchmesser von etwa dem Außendurchmesser der Verbrennungskammer und daran angebracht, einem zweiten Bein, das sich parallel zu der Kammerlänge erstreckt und einen Außendurchmesser nicht größer als der Außendurchmesser des Stufenkragens besitzt und daran angebracht ist, und einem Steg, der sich zwischen dem ersten Bein und dem zweiten Bein erstreckt. Dieser C-förmige Clip bzw. Bügel liefert die notwendige Festigkeit, indem er in der Weise eines Umfangsbandes wirkt, um Ringspannungen zu widerstehen, die sich während der Herstellung und des Zündens des Raketentriebwerks ergeben, und ebenfalls den thermischen Ausdehnungsspannungen zu widerstehen. Er dichtet das Injektorende ab und ermöglicht, dass der Stufenkragen sich unterschiedlich ausdehnen kann, ohne die Wand der Verbrennungskammer mit übermäßiger zusätzlicher Spannung zu belasten. Der Bügel ist vorzugsweise aus einer Molybdänlegierung hergestellt, insbesondere einer Legierung aus 50 Gew.-% Molybdän, 50 Gew.-% Rhenium, dessen Oberfläche goldplattiert ist.
Die vorliegende Erfindung stellt somit ein Raketentriebwerk bereit, das eine verbesserte Betriebseffizienz besitzt und einen verbesserten spezifischen Impuls auf Grund des Vorhandenseins der inneren Stufe innerhalb der Verbrennungskammer besitzt. Es hat auch eine gute Zuverlässigkeit, da deren Struktur den Verbrennungstemperaturen widersteht, denen sie ausgesetzt ist, und zusätzliche Spannungen verursacht durch das Vorhandensein des Stufenkragens absorbiert. Andere Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden detaillierteren Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform in Verbindung mit den begleitenden Zeichnungen, die beispielhaft die Prinzipien der Erfindung darstellen. Der Umfang der Erfindung ist jedoch nicht auf diese bevorzugte Ausführungsform beschränkt.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
1 ist eine Schnittansicht eines Raketentriebwerks;
2 ist eine vergrößerte Detailansicht von 1 im Bereich 2-2, die den Injektor und das Injektorende der Verbrennungskammer zeigt; und
3 ist ein Blockflussdiagramm eines Verfahrens zur Konstruktion des Raketentriebwerks.
DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
1 zeigt ein Raketentriebwerk 20, und 2 zeigt ein Detail des Raketentriebwerks. Das Raketentriebwerk 20 umfasst eine Verbrennungskammer 22 mit zwei Hauptteilen, einer im Allgemeinen zylindrischen ringförmigen Wand 24 mit einer Zylinderachse 26 und einer Ausdehnungsdüse 28. Ein verengter Hals 29 trennt den zylindrischen Wandabschnitt 24 von der Ausdehnungsdüse 28. In dem dargestellten Raketentriebwerk 20 sind die Wand 24, der Hals 29 und die Düse 28 getrennt hergestellt und miteinander verbunden, aber sie können statt dessen auch als einzelne Einheit einstückig hergestellt werden. Die zylindrische Wand 24 hat eine äußere zylindrische Oberfläche 30 mit einem Zylinderaußendurchmesser C_a und einer inneren zylindrischen Oberfläche 32 mit einem Zylinderinnendurchmesser C_i. Die Verbrennungskammer 22 hat ein Injektorende 34 und ein Düsenende 36.
Ein Injektor 38 wird an dem Injektorende 34 der Verbrennungskammer 22 angebracht. Der Injektor 38 kann jeden betriebsfähigen Aufbau besitzen, ist aber typischerweise eine Platte mit einer Vielzahl von Injektoröffnungen 40, von denen nur zwei in 1 gezeigt sind. Der Treibstoff wird in die Verbrennungskammer 22 über die Injektoröffnungen 40 geliefert. Einige der Injektoröffnungen 40a werden mit einem Brennstoff durch ein Brennstoffventil 42 und andere der Injektoröffnungen 40b werden mit einem Oxidationsmittel über ein Oxidationsmittelventil 44 versorgt. Der Brennstoff und das Oxidationsmittel strömen durch die jeweiligen Injektoröffnungen 40 in das Innere der Verbrennungskammer 22 und vermischen sich. Wenn die Mischung hypergolisch ist, wie im Fall des bevorzugten Monomethylhydrazin (Brennstoff) und Wasserstofftetroxid/3% Stickstoffmonoxid (Oxidationsmittel), zündet das Gemisch spontan. In anderen Fällen, in denen Treibstoffe vorkommen, deren Mischung nicht spontan zünden, ist ein Zünder (nicht gezeigt) vorgesehen. Die gasförmigen Verbrennungsprodukte der Verbrennung dehnen sich nach hinten und nach außen durch die Düse 28 aus und treiben das Raketentriebwerk 20 und das Raumfahrzeug, an das es angebracht ist, in entgegengesetzte Richtung an.
Um die gründliche Vermischung und Verbrennung des Treibstoffs aus Brennstoff und Oxidationsmittel zu unterstützen, wird ein allgemein zylindrischer ringförmiger Stufenkragen 46 innerhalb der Verbrennungskammer 22 und benachbart zu dem Injektorende 34 eingepasst. Wenn man den Schnitt des Umfangs wie in 2 betrachtet, besitzt der Stufenkragen 46 eine im Allgemeinen „L"-Form mit einem langen Bein 47 des „L", das parallel zu der Zylinderachse 26 liegt, und einem kurzen Bein 49 des „L", das senkrecht zu der Zylinderachse 26 liegt. Das kurze Bein 49 des „L" erstreckt sich ferner radial nach außen von dem Ort, wo es das lange Bein 47 trifft. Der Stufenkragen 46 hat einen inneren Zylinderdurchmesser S_i, einen minimalen Außenzylinderdurchmesser S_mino, der durch das lange Bein des „L" definiert ist, und einen maximalen Außenzylinderdurchmesser S_maxo, der durch das kurze Bein des „L" definiert ist. Das gestufte Ende des Stufenkragens 46 liegt in einem Abstand S_a von dem Injektor 38 in Richtung parallel zu der Zylinderachse 26. Dieser Abstand S_a kann mit der Gesamtlänge W_a der Wand 24 von dem Injektor 38 zu dem Hals 29 verglichen werden.
Eine Halterung 48 verbindet die Verbrennungskammer 22, den Stufenkragen 46 und den Injektor 38. Die Halterung umfasst mehrere Elemente und mehrere Verbindungen. Die Halterung muss die Verbrennungskammer 22, den Stufenkragen 46 und den Injektor 38 mechanisch verbinden, um die während des Handlings und des Betriebs auftretenden Belastungen zu tragen trotz großer Temperaturänderungen und Temperatur-Gradienten, die sich während des Betriebs ergeben, und muss ebenfalls eine Dichtigkeit gegen ein Austreten eines heißen Gases an dem Injektorende 34 der Verbrennungskammer 22 liefern. Eine Stufenkragen-/Injektorverbindungsstruktur 50 verbindet den Injektor 38 mit dem Stufenkragen 46. In dieser bevorzugten Form umfasst die Stufenkragen-/Injektorverbindungsstruktur einen zylindrischen ringförmigen Adapter 52, der mit dem Ende 54 des Stufenkragens 46 nahe dem Injektor 38 verbunden ist. Der Adapter 52 ist ebenfalls an der Peripherie des Injektors 38 angebracht, so dass er nicht eine der Injektoröffnungen 40 überdeckt.
Die Halterung 48 umfasst eine Bügelstruktur 56 mit einem zylindrischen ringförmigen Clip 58, der die Wand 24 der Verbrennungskammer 22 mit dem Stufenkragen 46 verbindet. Der Clip 58 umfasst ein erstes Bein 60, das außerhalb der Wand 24 liegt und sich parallel zu der Achse 26 erstreckt. Das erste Bein 60 besitzt einen inneren Zylinderdurchmesser A_i, der sehr wenig größer ist, typischerweise um etwa 0,025 bis 0,03 cm (0,01 bis 0,012 Inches), als der Außendurchmesser C_o der Wand 24, so dass das erste Bein 60 in einander zugewandter Weise darübergleiten kann und befestigt werden kann mit der äußeren Zylinderoberfläche 30. Der Clip 58 umfasst ein zweites Bein 62, das innerhalb der Wand 24 liegt und sich parallel zu der Achse 26 erstreckt. Das zweite Bein 62 hat einen äußeren Zylinder durchmesser A_o, der kleiner ist, typischerweise etwa 0,05 bis 0,061 cm (0,02 bis 0,024 Inches), als der innere Durchmesser C_i der Wand 24. Vorzugsweise ist A_o in etwa gleich zu S_maxo, so dass die Oberflächen, die durch diese Durchmesser definiert werden, fluchten. Das zweite Bein 62 hat einen inneren Zylinderdurchmesser A_i, der sehr wenig größer ist, typischerweise etwa 0,015 bis 0,025 cm (0,006 bis 0,010 Inches), als der minimale Durchmesser S_mino des Stufenkragens 46, und die zwei zugewandten Oberflächen sind miteinander verbunden. Der Steg 63 verbindet das erste Bein 60 und das zweite Bein 62.
Der Stufenkragen 46 ist nicht direkt mit der Wand 24 verbunden, da bei einer solchen Struktur die äußere thermische Ausdehnung des Stufenkragens 46 während des Betriebs die Wand 24 deformiert und damit zu einem Ausfall führen könnte. Statt dessen dient der Clip 58 zur Aufnahme eines Teils der Spannung und kann eine Beanspruchung in der Weise einer Feder durch die sich biegenden Beine absorbieren.
Die Abmessungen der Wand 24, des Stufenkragens 46 und des Clips bzw. Bügels 58 werden so ausgewählt, dass es einen Spalt 64 zwischen dem zweiten Bein 62 des Bügels 58 und dem Stufenkragen 46 einerseits und der inneren Zylinderoberfläche 32 der Wand 24 ergibt. Die Größe des Spalts wird in Verbindung mit der Konfiguration des Triebwerks, des Wärme- und Kühlbetriebszyklus des Triebwerks und den Materialien des Aufbaus des Triebwerks ausgewählt. Bei der hier diskutierten bevorzugten Ausführungsform, bei der der Solldurchmesser Ci der inneren Zylinderoberfläche 32 etwa 4,52 cm (1,780 Inches) ist, kann die Größe des Spalts 64 dadurch definiert werden, dass S_maxo und A₀ jeweils um etwa 0,05 cm (0,020) bis etwa 0,061 cm (0,024 Inches) kleiner sind als C_i, wobei alle Messungen bei Raumtemperatur gemacht werden. Dies sind diametrische Messungen, so dass die Abmessung des Spalts 64 von etwa 0,025 cm (0,01) bis etwa 0,03 cm (0,012 Inches) ist. Falls der diametrische Unterschied geringer ist als etwa 0,05 cm (0,020 Inches), kann der Stufenkragen 46 während des Betriebs sich ausdehnen und in Kontakt mit der inneren Zylinderoberfläche 32 der Wand 24 kommen und diese deformieren oder spalten. Falls der diametrische Unterschied größer ist als 0,061 cm (0,024 Inches), können Verbrennungsgase in den Spalt 64 über einen Rückzugeffekt strömen und möglicherweise Schaden an der Wand der Verbrennungskammer anrichten. Somit ist die Abmessung des Spalts 64 wünschenswerterweise gerade groß genug, so dass der Stufenkragen 46 nicht in Kontakt kommt und die Wand 24 während des Betriebszyklus des Triebwerks deformiert, aber nicht größer, so dass es keinen Rückzugeffekt gibt.
Basierend auf diesen Richtlinien ergibt sich die Auswahl der Abmessungen des Spalts 64 für andere Konfigurationen und Konstruktionsmaterialien für den Durchschnittsfachmann. Die Abmessungsänderungen des Stufenkragens 46 und der Wand 24 können unter Zuhilfenahme existierender Analysetechniken, wie bspw. finite Elementeanalyse, modelliert und der Betrag der unterschiedlichen radialen thermischen Ausdehnung zwischen dem Stufenkragen und der Wand berechnet werden. Die Abmessung des Spalts 64 wird entsprechend den zuvor erwähnten Kriterien ausgewählt, insbesondere dass der Spalt 64 ausreichend groß sein sollte, dass der Stufenkragen 46 sich nicht ausdehnt und die Wand 24 zerbricht, aber nicht größer als (innerhalb der Herstellungstoleranzen) zur Vermeidung eines Rückzugeffekts in den Spalt erforderlich ist. Das heißt, dass jede Kontaktbelastung zwischen dem Stufenkragen 46 und der Wand 24 bei Betriebs temperatur so sein muss, dass die Bruchkraft der Wand 24 nicht überschritten wird. Insbesondere gibt es keinen Kontakt zwischen dem Stufenkragen 46 und der Wand 24 bei Betriebstemperatur des Triebwerks, und es gibt ein minimales Spiel zwischen dem Stufenkragen 46 und der Wand 24 bei Betriebstemperatur. Das minimale Spiel zwischen dem Stufenkragen 46 und der Wand 24 bei Betriebstemperatur wird durch diese Betrachtungen bestimmt und durch die Herstellungstoleranzen, und beträgt vorzugsweise weniger als 0,013 cm (0,005 Inches), und insbesondere weniger als etwa 0,005 cm (0,002 Inches). In einigen Triebwerkskonfigurationen kann bspw. der diametrische Unterschied von etwa 0,05 cm (0,020 Inches) bis etwa 0,12 cm (0,048 Inches) reichen, oder eine Abmessung des Spalts 64 von etwa 0,025 cm (0,01 Inches) bis etwa 0,061 cm (0,024 Inches), gemessen bei Raumtemperatur.
Der Stufenkragen 46 dient dazu, das Vermischen der Treibstoffe nahe des Injektionspunktes zu verbessern, so dass die Effizienz und der spezifische Impuls des Raketentriebwerks verbessert werden. Die Leistung des Stufenkragens 46 wird optimiert, indem dessen Länge S_a so gemacht wird, dass das Verhältnis S_a/W_a von etwa 0,21 bis etwa 0,31 reicht (d. h. S_a ist etwa 21% bis etwa 31% von W_a). Verschiedene Raketentriebwerke wurden mit Stufenkrägen konstruiert, die einen Bereich von S_a/W_a-Werten haben. Diese Triebwerke wurden gezündet, um deren Leistung zu bestimmen. Diese Tests zeigten, dass der spezifische Impuls des Triebwerks (ISP) mit steigender Stufenlänge über den Bereich von S_a/W_a von etwa 0,2 auf etwa 0,4 sinkt. Basierend auf diesen Daten wurde der Schluss gezogen, dass, falls das Verhältnis S_a/W_a größer als etwa 0,31 ist, der ISP für viele Missionen unakzeptabel niedrig wird.
Der Stufenkragen wird vorzugsweise aus einem Material hergestellt, das gegenüber Korrosion und Erosion widerstandsfähiger ist als das Material der Verbrennungskammer, da bevorzugt ist, dass die heißen Verbrennungsgase eher gegen den Stufenkragen 46 prallen als gegen die innere Oberfläche der Kammerwand 24. Falls das Verhältnis S_a/W_a zu klein wird, so dass der Stufenkragen in axialer Richtung zu kurz gemacht wird, verursacht folglich das auswärts gerichtete Moment der heißen Verbrennungsgase, dass die heißen Verbrennungsgase eher gegen die innere Oberfläche der Kammerwand 24 als gegen die innere Oberfläche des Stufenkragens 46 prallen, was zu einer Beschädigung der Kammerwand 24 führt. Ein Raketentriebwerk 20 wurde mit einem Stufenkragen konstruiert, der ein S_a/W_a-Verhältnis von 0,21 besitzt. Für ein Zünden über einen längeren Zeitraum wurde eine gewisse Beschädigung der inneren Oberfläche der Kammerwand 24 stromabwärts des Endes des Stufenkragens 46 beobachtet, was anzeigt, dass der Stufenkragen die Grenze erreicht hat, bei der er in axialer Richtung zu kurz ist. Entsprechend wurde daraus geschlossen, dass S_a/W_a nicht kleiner als etwa 0,21 sein sollte.
Die Länge des Stufenkragens, gemessen von dem Injektor zu dem Ende des Stufenkragens, S_a, ist deshalb von etwa 21% bis etwa 31% der Länge des Triebwerks, gemessen von dem Injektor zu dem Hals des Triebwerks, W_a. Insbesondere liegt S_a bei etwa 26% bis etwa 31% von W_a. Bevorzugter liegt S_a bei etwa 28% von W_a, einem Wert, der sowohl eine gute ISP-Leistung als auch einen guten Schutz der Kammerwand gegenüber den heißen Abgasen liefert.
Der Stufenkragen 46 wird direkt einigen der sehr korrosiven erosiven Umgebungen ausgesetzt, die innerhalb der Verbren nungskammer 22 vorliegen. Er ist deshalb aus einem Material mit einer großen Korrosions- und Erosionswiderstandsfähigkeit, größer als die der Wand 24 der Verbrennungskammer 22, hergestellt. Der Stufenkragen 46 ist vorzugsweise aus einem Material mit einem hohen Schmelzpunkt und guter Korrosions-/Erosionswiderstandsfähigkeit in der Verbrennungsumgebung der Verbrennungskammer 22 hergestellt, wie bspw. einer Legierung aus Platin und Rhodium, einer Legierung aus Niobium oder einer Keramik. Die bevorzugte Legierung aus Platin und Rhodium umfasst 90 Gew.-% Platin ausgeglichen mit Rhodium. Die bevorzugte Legierung aus Niobium umfasst 10 Gew.-% Hafnium, 1 Gew.-% Titan ausgeglichen mit Niobium. Die bevorzugte Keramik umfasst Aluminiumoxid, Thoriumoxid oder ein Yttriumoxid stabilisiertes Zirkoniumoxid.
3 zeigt eine bevorzugte Lösung zur Herstellung des Raketentriebwerks 20. In der nachfolgenden Diskussion werden bevorzugte Materialien, Sollabmessungen und Verbindungstechniken beschrieben, die zur Herstellung des Raketentriebwerks für die Erfinder am interessantesten zu verwenden sind, die Erfindung ist aber nicht auf diese offenbarten Punkte begrenzt, solange nicht etwas anderes angegeben ist. Die Verbrennungskammer 22 wird bereitgestellt, Bezugszeichen 80. Die Verbrennungskammer kann aus jedem einsatzfähigen Material hergestellt sein, ist aber vorzugsweise aus Rhenium mit einer Beschichtung 65 aus Iridium hergestellt, mit einer Dicke von etwa 0,008 cm bis 0,013 cm (0,003 bis 0,005 Inches) auf der inneren Zylinderoberfläche 32, um das Rhenium gegen Korrosionsbeschädigung während des Betriebs zu schützen. Die Verbrennungskammer kann von beliebiger betriebsfähiger Größe und spezifischer Konfiguration sein. Bei einer bevorzugten Anwendung, die für die Erfinder von Interesse ist, beträgt die nominelle Gesamtlänge der Verbrennungskammer 22 etwa 9,4 cm (3,7 Inches), der nominelle Durchmesser C_i der inneren Zylinderoberfläche 32 etwa 4,52 cm (1,78 Inches) und der nominelle Durchmesser C_o der äußeren Zylinderoberfläche 30 etwa 4,85 cm (1,910 Inches) (so dass die Dicke der Wand 24 etwa 0,17 cm (0,065 Inches) beträgt.).
Der Bügel 58 wird bereitgestellt, Bezugszeichen 82. Der Bügel kann aus irgendeinem betriebsfähigen Material sein, aber er ist vorzugsweise aus einer Legierung aus Molybdän, 50 Gew.-% Rhenium, der mit einer dünnen Goldplattierung plattiert ist. Dieses Material hat eine Festigkeit, die mehrere Male größer ist als die des Rhenium-Materials der Verbrennungskammer 22. Mit dieser großen Festigkeit wirkt der Bügel 58 wie eine Umfangsrippe, um die Belastung aufzunehmen, die durch die unterschiedliche Wärmeausdehnung des Stufenkragens 46 während des Betriebs verursacht wird, wobei gewährleistet wird, dass eine minimale Belastung auf die Wand 24 der Verbrennungskammer 22 übertragen wird, wenn sich der Stufenkragen 46 beim Erwärmen im Betrieb ausdehnt. Bei der bevorzugten Ausführungsform sind die zugehörigen nominalen Abmessungen des Bügels 58: A_i von 1,901 Inches, A_o von 1,738 Inches und A_t von 1,571 Inches. (Der innere Durchmesser des ersten Beins 60 ist der Reihe nach bearbeitet zur Anpassung an den äußeren Durchmesser der Verbrennungskammer, so dass es einen Abstand dazwischen von nicht mehr als etwa 0,005 bis 0,006 gibt.)
Der Stufenkragen 46 wird bereitgestellt, Bezugszeichen 84. Der Stufenkragen 46 kann aus jedem betriebsfähigen Material mit ausreichender Oxidations- und Erosionswiderstandsfähigkeit hergestellt werden, ist aber bevorzugt aus einem feuerfesten Material hergestellt, wie bspw. einer Legierung aus Platin und Rhodium, oder einer Legierung aus Niobium. Die bevorzugte Legierung aus Platin und Rhodium umfasst 90 Gew.-% Platin, ausgeglichen mit Rhodium. Die bevorzugte Legierung aus Niobium umfasst 10 Gew.-% Hafnium, 1 Gew.-% Titan, ausgeglichen mit Niobium. Die bevorzugte Keramik ist Aluminiumoxid, Thoriumoxid oder Yttriumoxid stabilisiertes Zirkonoxid. Bei der bevorzugten Ausführungsform sind die zugehörigen nominalen Abmessungen S_i von 3,56 cm (1,402 Inches), S_maxo von 4,42 cm (1,740 Inches), S_min von 3,97 cm (1,563 Inches) und S_a/W_a von etwa 0,28.
Der Adapter 42 wird bereitgestellt, Bezugszeichen 86. Der Adapter ist vorzugsweise aus Titan, insbesondere einer Legierung aus 6 Gew.-% Aluminium, 4 Gew.-% Vanadium, ausgeglichen mit Titan, hergestellt, um mit dem Injektor 38 kompatibel zu sein.
Die Verbrennungskammer 22, der Adapter 52, der Stufenkragen 46 und der Bügel 58 werden miteinander verbunden, Bezugszeichen 88. Das Verbinden wird vorzugsweise durch Löten erreicht, indem passende Lötlegierungen für die jeweiligen zu verbindenden Materialien verwendet werden. Um das Löten auszuführen, werden die Verbrennungskammer 22, der Adapter 52, der Stufenkragen 46 und der Bügel 58 als Teilanordnungen zusammengebaut mit einem dünnen Passblech aus einer Lötlegierung zwischen dem Adapter 52 und dem Stufenkragen 46, einem anderen dünnen Passblech einer Lötlegierung zwischen dem Stufenkragen 46 und dem zweiten Bein 62 des Bügels 58 und einem weiteren dünnen Passblech einer Lötlegierung zwischen der äußeren Zylinderoberfläche 30 der Wand 24 und dem ersten Bein 60 des Bügels 58. Die Teilanordnungen, die im Werkzeug zusammengehalten wer den, werden auf die passende Löttemperatur erhitzt, um die Lötlegierung zu schmelzen. Die Anordnung wird dann abgekühlt, so dass sich die Lötlegierung verfestigt und die Verbrennungskammer 22, den Adapter 52, den Stufenkragen 46 und den Bügel 58 zu einer einzelnen Teilanordnung verbindet.
Heim Zusammenbauen und Verbinden der Verbrennungskammer 22, des Bügels 58 und des Stufenkragens 46 muss aufgepasst werden, dass es zu keinem Kontakt zwischen der Goldplattierung auf dem Bügel 58 und der Iridiumbeschichtung 65 der Verbrennungskammer kommt. Die Erfahrung hat gezeigt, dass es bei einer Interdiffusion von Iridium und Gold bei erhöhter Temperatur zu einem Bruch in der Iridiumschutzbeschichtung kommen kann, was eine Reaktion der Verbrennungsprodukte mit dem darunter liegenden Metallsubstrat ermöglicht. Der Spalt 64 gewährleistet, dass es keinen Kontakt zwischen der Goldbeschichtung auf dem zweiten Bein 62 des Bügels 58 und der Iridiumbeschichtung 65 gibt. Die Goldbeschichtung auf dem Bügel 58 ist vorzugsweise weg von dem Muldenbereich 67 auf der inneren Krümmung des Stegs 63 bearbeitet, um zu gewährleisten, dass es keinen Kontakt zwischen Gold in dem Bereich und der Iridiumbeschichtung 65 gibt.
Die Injektorplatte 38 wird bereitgestellt, Bezugszeichen 90. Die Injektorplatte 38 ist typischerweise aus Titan hergestellt, insbesondere aus einer Legierung aus 6 Gew.-% Aluminium, 4 Gew.-% Vanadium und mit Titan ausgeglichen. Die Injektorplatte 38 wird mit dem Adapter 52 verbunden, Bezugszeichen 92, vorzugsweise durch Elektronenstrahlschweißen.
Ein Raketentriebwerk, das entsprechend dem bevorzugten Lösungsweg hergestellt ist, wurde konstruiert und getestet. Das Raketentriebwerk besitzt einen spezifischen Impuls von 324 Sekunden im Vergleich zu einem spezifischen Impuls von 315 Sekunden bei einem Raketentriebwerk, das ansonsten ähnlich ist, aber den inneren Stufenkragen nicht besitzt.
Obgleich eine bestimmte Ausführungsform der Erfindung im Detail zu Darstellungszwecken beschrieben wurde, können verschiedene Modifikationen und Verbesserungen vorgenommen werden, ohne den Rahmen der Erfindung zu verlassen, wie er durch die angehängten Ansprüche definiert ist.

Claims

Raketenmotor mit einer Verbrennungskammer (22), die eine allgemein zylindrische ringförmige obere Wand (24) mit einem Kammer-Außendurchmesser, einem Kammer-Innendurchmesser und einer Kammerlänge aufweist, wobei die Kammer ein Injektorende (34) und ein Düsenende (36) besitzt; und einem Injektor (38), der an dem Injektorende (34) der Verbrennungskammer (22) angebracht ist; einem allgemein zylindrischen ringförmigen Stufenkragen (46), der in die Verbrennungskammer (22) benachbart zu deren Injektorende (34) hineinpasst, wobei der Stufenkragen (46) einen Stufenkragen-Außendurchmesser, einen Stufenkragen-Innendurchmesser und eine Stufenkragen-Länge gemessen von dem Düsenende (36) der Verbrennungskammer (22) aufweist, und einem Befestigungsmittel (48) für die Verbrennungskammer (22), den Injektor (38) und den Stufenkragen (46), dadurch gekennzeichnet, dass der maximale Stufenkragen-Außendurchmesser kleiner ist als der Kammer-Innendurchmesser, so dass es einen Spalt (64) zwischen dem Stufenkragen-Außendurchmesser und dem Kammer-Innendurchmesser gibt, wobei der Spalt (64) gemessen bei Raumtemperatur ausreichend groß ist, dass ein minimales Spiel verbleibt, wenn der Raketenmotor (20) in Betrieb ist und sich der Stufenkragen (46) radial nach Außen in Richtung der Wand (24) der Verbrennungskammer (22) ausdehnt, und der Spalt (64) nicht größer ist als notwendig, um ein solches Spiel während des Betriebs vorzusehen, so dass heißes Gas nicht in den Spalt durch einen Rückzug-Effekt strömt.
Raketenmotor nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der maximale Stufenkragen-Außendurchmesser um einen Betrag von etwa 0,0508 cm (0,020 Inches) bis etwa 0,061 cm (0,024 Inches) gemessen bei Raumtemperatur kleiner ist als der Kammer-Innendurchmesser.
Raketenmotor nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Stufenkragen-Länge zwischen etwa 21% bis etwa 31% der Kammer-Länge beträgt.
Raketenmotor nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Verbrennungskammer (22) aus einem ersten Material und der Stufenkragen (46) aus einem zweiten Material gemacht ist, das sich vom ersten Material unterscheidet und eine größere Korrosions- und Erosionswiderstandskraft in einer Verbrennungskammer-Umgebung besitzt.
Raketenmotor nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass der Stufenkragen (46) aus einem Material hergestellt ist, das aus der Gruppe ausgewählt ist bestehend aus einer Legierung aus Platin und Rodium, einer Legierung aus Columbium, und einer Keramik.
Raketenmotor nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass das Befestigungsmittel (46) umfasst: eine Stufenkragen/Injektorverbindungsstruktur (50), die den Stufenkragen (46) und den Injektor (38) verbindet, und eine Bügelstruktur (56), die die Verbrennungskammer (22) und den Stufenkragen (46) verbindet, wobei die Bügelstruktur (56) einen C-förmigen ringförmigen Bügel (58) aufweist, welcher umfasst: ein erstes Bein (60), das sich parallel zu der Kammerlänge und mit einem Innendurchmesser von etwa demjenigen des Außendurchmessers der Verbrennungskammer erstreckt und daran angebracht ist, und ein zweites Bein (62), das sich parallel zu der Kammerlänge und mit einem Außendurchmesser nicht größer als der Außendurchmesser des Stufenkragens erstreckt und daran angebracht ist, und einen Steg (63), der sich zwischen dem ersten Bein (60) und dem zweiten Bein (62) erstreckt.