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Flüssigkeitsraketentriebwerk Die Erfindung bezieht sich auf ein Flüssigkeitsraketentriebwerk
mit Vor- und Hauptbrennkammer, bei dem das in der Vorbrennkammer vorverbrannte Gemisch
nach Leistungsabgabe an Förderpumpen antreibende Turbinen der Hauptbrennkammer zugeführt
wird.
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Es ist ein derartiges Flüssigkeitsraketentriebwerk bekannt. In dessen
Vorbrennkammer verbrennt ein einen beträchtlichen Brennstoffüberschuh aufweisendes
Gemisch. Die brennstoffreichen ,"Abgase beaufschlagen zwei Turbinen. Von diesen
treibt die eine die Oxydator-, die andere die Brennstoff-Förderpumpe an. Danach
strömen die Abgase in die Hauptbrennkammer. Dort vermischen sie sich mit den in
die Hauptbrennkammer direkt eingespeisten Restanteilen der Treibstoffkomponenten
und verbrennen mit diesen.
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Hochleistungstriebwerke dieser Art weisen jedoch bei hohen Brennkammerdrücken
vermeidbare Förderverluste auf. Infolge der großen zum Antrieb der Förderpumpen
aufzubringenden Leistung ist von den Turbinen ein dementsprechendes Druckgefälle
umzusetzen, das in der Größenordnung des Hauptbrennkammerdruckes liegen kann. Die
vermeidbaren Förderverluste ergeben sich nun dadurch, daß die in die Hauptbrennkammer
direkt einzuspeisenden Anteile der Treibstoffkomponenten, da sie von den gleichen
Förderpumpen gefördert werden, wie die in die Vorbrennkammer eingespeisten, gegenüber
dem Hauptbrennkammerdruck einen dem genannten Druckgefälle entsprechenden Drucküberhang
besitzen. Dieser Drucküberhang bedingt eine unnötig große Antriebsleistung der Förderpumpen,
die sich in einer Verminderung der effektiven Triebwerksleistung bemerkbar macht.
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Der Erfindung liegt nun die Aufgabe zugrunde, die Leistung von Flüssigkeitsraketentriebwerken
zu erhöhen und die bei den bekannten Ausführungen
insbesondere
bei hohen Brennkammerdrücken auftretenden vermeidbaren Förderverluste auszuschälten.
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Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß einer oder mehreren
Hauptbrennkammern mindestens eine erste eine Vorverbrennung unter Oxydatorüberschuß
sowie mindestens eine zweite eine Vorverbrennung unter Brennstoffüberschuß aufweisende
Vorbrennkammer vorgeschaltet sind, deren Abgase der oder den Hauptbrennkammern getrennt
zugeführt werden.
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Es ist an sich bekannt, Brennkammern mit Brennstoffüberschuß oder
mit Sauerstoffüberschuß zu betreiben.
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In jeder Vorbrennkammer findet eine unvollständige und demzufolge
verhältnismäßig kühle Verbrennung statt. Der Energieumsatz jeder Vorbrenn-,kammer,
der hier in vorteilhafter Weise durch das in diese eingebrachte Mischungsverhältnis
festlegbar ist, wird entsprechend der von der betreffenden Turbine vertragenen Temperatur
bemessen.
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Die oxydatorreichen Abgase der ersten und die brennstoffreichen Abgase
der zweiten Vorbrennkammer, gelangen erst in der Hauptbrennkammer zur Vermischung.
Dabei begünstigt der gasförmige Aggregatzustand der noch unverbrannten Treibstoffkomponenten
die Gemischbildung, so daß das Einbringungssystem in die Hauptbrennkammer stark
vereinfacht werden kann. Hier entfällt die mechanische Aufbereitung einer Flüssigkeit.
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Das auf diese Weise gebildete Abgasgemisch verbrennt in der Hauptbrennkammer.
Es wird in der Regel infolge der verhältnismäßig hohen Temperatur, mit der die Abgase
in die Hauptbrennkammer strömen, hypergol reagieren, was sich günstig auf die Verbrennungsstabilität
und den Verbrennungswirkungsgrad auswirkt.
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Da nun keine direkte Einspeisung der Treibstoffe in die Hauptbrennkammer
erfolgt, abgesehen von gegebenenfalls kleinen zur Kühlung benötigten Mengen, entfällt
hier auch der Förderverluste verursachende Drucküberhang.
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Ein weiterer Vorteil ist darin zu sehen, daß der gesamte das Triebwerk
durchsetzende Treibstoff zur Leistungserzeugung für die Förderpumpen herangezogen
wird. Dadurch wird von den Turbinen nur ein geringes Druckgefälle umgesetzt. Dies
hat zur Folge, daß der Vorbrennkammerdruck nur wenig größer ist als der Hauptbrennkammerdruck.
Auf Grund der auf diese Weise erzielten Verminderung der mechanischen Beanspruchungen
lassen sich unter anderem die Vorbrennkammer, die Förderpumpen und die Dichtungen
einfacher gestalten. Außerdem ist mit einer höheren Betriebssicherheit eines nach
der hier gegebenen Lehre gestalteten Triebwerkes zu rechnen.
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Sinngemäß gilt das vorstehende auch für die Verwendung von mehreren
einem Vorbrennkammerpaar nachgeschalteten Hauptbrennkammern.
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Nach einer Weiterbildung der Erfindung ist jeder Vorbrennkammer eine
mit einer Förderpumpe in Antriebsverbindung stehende Turbine nachgeschaltet. Auf.
diese Weise lassen sich die Förderpumpen bei entsprechender Auslegung getriebelos
mit voneinander verschiedener Drehzahl antreiben. Diese Ausführungsform eignet sich
daher insbesondere für Triebwerke, bei denen Treibstoffkomponenten verschiedener
Dichte zur Verwendung gelangen.
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Weisen dagegen die Treibstoffkomponenten wenigstens annähernd die
gleiche Dichte auf, so ist nach einer anderen Weiterbildung der Erfindung den Vorbrennkammern
eine gemeinsame, von deren Abgasen getrennt beaufschlagte Turbine nachgeschaltet.
Diese treibt vorzugsweise sämtliche Förderpumpen an. Die getrennte Beaufschlagung
ist erforderlich, um eine vorzeitige Vermischung der Abgase beider Vorbrennkammern,
die infolge hypergoler Reaktion eine Verbrennung in der Turbine zur Folge hätte,
zu verhindern.
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Ein Triebwerk geringer Abmessungen ergibt sich nach einem weiteren
Merkmal der Erfindung dadurch, daß die Vorbrennkammern zueinander koaxial angeordnet
sind. Nach einem weiteren Merkmal werden die Förderpumpen über koaxiale Wellen angetrieben.
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Nach einem anderen Merkmal der Erfindung sind die Vorbrennkammern
nebeneinander angeordnet. Nach einem weiteren Merkmal werden die Förderpumpen von
neheneinanderliegenden Wellen angetrieben. Diese Bauweise ergibt eine gute Zugänglichkeit
sowie einen einfachen Aufbau der einzelnen Teile.
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Nach einer Weiterbildung der Erfindung werden zum Zwecke einer guten
Gemischbildung die Abgase von den Vorbrennkammern der oder den Hauptbrennkammern
koaxial zugeführt.
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Es ist an sich bekannt, Hauptbrennkammern von Raketentriebwerken mittels
einer Treibstoffkomponente zu kühlen.
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Die vorstehend beschriebenen Ausgestaltungen des Erfindungsprinzips
(entsprechend den Unteransprüchen 3 bis 7, 10, 11) sollen nur in Verbindung
mit dem Gegenstand des Hauptanspruchs Schutz genießen.
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Weitere Einzelheiten der Erfindung sind aus der folgenden Beschreibung
der schematisch dargestellten Zeichnungen zu entnehmen. Es zeigt Fig. i ein Flüssigkeitsraketentriebwerk
mit zwei koaxialen Wellen im Längsschnitt, Fig. a ein Einwellen-Flüssigkeitsraketentriebwerk
mit zwei koaxialen Vorbrennkammern im Längsschnitt, Fig. 3 eine andere Ausführungsform
eines Einwellen-Flüssigkeitsraketentriebwerks mit zwei koaxialen Vorbrennkammern
im Längsschnitt, Fig. 4. ein Zweiwellen-Flüssigkeitsraketentriebwerk mit nebeneinander
angeordneten Vorbrennkammern im Längschnitt.
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In Fig. i ist ein Zweiwellen-Flüssigkeitsraketentriebwerk dargestellt,
das eine erste Vorbrennkammer i, eine zweite Vorbrennkammer a und eine Hauptbrennkammer
3 aufweist.
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Die Vorbrennkammer r wird über Brennstoffleitungen q. mit Brennstoff
und über Oxydatorleitungen 5 mit einem Merschuß am Oxydator beschickt. Das dort
sich bildende Gemisch wird, sofern
es nicht hypergol reagiert,
von einer Zündeinrichtung 6 entzündet. Die oxydatorreichen Abgase durchströmen eine
Leitvorrichtung 7 und eine Turbine B. Diese Turbine 8 treibt über eine Welle 9 eine
Förderpumpe io an, welche den Oxydator aus einem nicht dargestellten Vorratsbehälter
über einen Einlaufstutzen i i ansaugt und durch Leitungen i i a über Verteiler 12
und die Oxydatorleitungen 5 und 13 in die Vorbrennkammern i und 2 fördert. Mit einem
Überschuß an Brennstoff wird die Vorbrennkammer 2 durch Brennstoffleitungen 14 beschickt.
Auch in dieser wird das sich bildende Gemisch, sofern es nicht hypergol reagiert,
von einer Zündeinrichtung 15 entzündet. Die brennstoffreichen Abgase durchströmen
eine Leitvorrichtung 16 und eine Turbine 17. Diese Turbine 17 treibt über eine konzentrisch
zur Welle 9 gelagerte Hohlwelle 18 eine Förderpumpe i9 an, die den Brennstoff aus
einem nicht dargestellten Vorratsbehälter über Einlaufstutzen 2o ansaugt und durch
Leitungen 2o a dem Kühlsystem 21 der Hauptbrennkammer 3 zuführt. Nach deren Kühlung
strömt der Brennstoff über Verteiler 22 den Brennstoffleitungen 4 und 14 und somit
den Vorbrennkammern i und 2 zu. Zum Einstellen der in den Vorbrennkammern erforderlichen
Mischungsverhältnisse sind Regler 23 für die Bemessung der Oxydatorzufuhr zur Vorbrennkammer
2 und Regler 24. für die Bemessung der Brennstoffzufuhr zur Vorbrennkammer i vorgesehen.
Die Abgase der Vorbrennkammern gelangen durch Leitungen 25 und 26 in die Hatiptbrennkam.-mer
3, wo sie hypergol reagierend verbrennen. Ein Rohr 27, welches die Außenwand der
Leitung 25 und die Innenwand der Leitung 26 bildet, ist an seinem stromabseitigen
Ende 28 infolge der dort vorliegenden Verbrennung hohen Temperaturen ausgesetzt.
Aus diesem Grunde ist eine Kühlung des Rohres vorgesehen. Diese erfolgt darstellungsgemäß
durch Hindurchleiten eines geringen Teiles einer Treibstoffkomponente durch die
hohle Rohrwand und Austritt desselben am Rohrende 28 in die Hauptbrennkammer 3.
Als Kühlmittel wird hier beispielsweise der Oxydator verwendet, der durch Anzapfungen
29 der Oxydatorleitungen 5 entnommen wird.
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Diese Abweichung vom erfindungsgemäßen Prinzip ist jedoch unbedeutend,
da zur Kühlung des Rohres 27 nur geringe Mengen an Oxydator erforderlich sind.
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Andererseits ist es aber auch möglich, selbst bei Kühlung des Rohres
27 das erfindungsgemäße Prinzip zu wahren. Zu diesem Zweck wird vorzugsweise die
nicht zur Kühlung der Hauptbrennkatnmer 3 verwendete Treibstoffkomponente, hier
also der Oxydator, ganz oder teilweise durch ein in der Wand des Rohres 27 befindliches
Vorlaufsystem dem Rohrende zugeführt und strömt ohne in die Hauptbremikammer 3 auszutreten,
durch ein ebenfalls in der Wand des Rohres befindliches Rücklaufsystem einer oder
beiden Vorbrennkarnmern zu. Auf die Darstellung dieser leicht verständlichen Version
wurde verzichtet.
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Das in dieser Figur dargestellte Triebwerk eignet sich insbesondere
für die Verwendung von Treibstoffkomponenten verschiedener Dichte, da die Förderpumpen
mit voneinander verschiedenen Drehzahlen antreibbar sind.
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In den Fig.2 und 3 sind Flüssigkeitsraketentriebwerke dargestellt,
die sich lediglich hinsichtlich der Ausbildung einer Trennwand 75 bzw. 78 voneinander
unterscheiden. Aus diesem Grunde werden beide Figuren gemeinsam beschrieben, wobei
gleiche Teile auch mit gleichen Bezugszeichen versehen sind.
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Das Flüssigkeitsraketentriebwerk weist eine erste Vorbrennkammer 5
i, eine zweite Vorbrennkammer 52 sowie eine Hauptbrennkammer 53 auf. In die Vorbrennkammer
51 münden Brennstoffleitungen 54 und Oxydatorleitungen 55. Sie weist zudem, sofern
nicht miteinander hypergol reagierende Treibstoffkomponenten verwendet werden, eine
Zündeinrichtung 56 auf. Desgleichen sind für die Vorbrennkammer 52 Oxydatorleitungen
63, Brennstoffleitungen 64 sowie gegebenenfalls eine Zündeinrichtung 65 vorgesehen.
Die oxydatorreichen Abgase der Vorbrennkammer 51 strömen durch eine äußere Leitvorrichtung
57 a eines Leitrades 57 und einen äußeren Turbinenschaufelkranz 58a einer
Turbine 58 in die Hauptbrennkammer 53. Dagegen gelangen die brennstoffreichen Abgase
der Vorbrennkammer 52 durch eine innere Leitvorrichtung 57 b des Leitrades
57 und einen inneren Turbinenschaufelkranz 58 b der Turbine 58 in die Hauptbrennkammer
53. Erst dort vermischen sich die Abgase beider Vorbrennkammern miteinander und
verbrennen hypergol reagierend. Die Turbine 58 treibt über eine Welle 59 Förderpumpen
6o und 69 an. Die Förderpumpe 6o saugt den Oxydator über einen Stutzen 61 aus einem
nicht dargestellten Vorratsbehälter an und führt ihn durch Leitungen 61 a dem Kühlsystem
71 der Hauptbrennkammer zu. Nach deren Kühlung gelangt der Oxydator über die Oxydatorleitungen
55 und 63 in die Vorbrennkammern. Desgleichen saugt die Förderpumpe 69 den Brennstoff
über Stutzen 7o aus einem nicht dargestellten Vorratsbehälter an und pumpt ihn durch
Leitungen 70 a, über Verteiler 72 und die Brennstoffleitungen 5,:1. und 64
in die Vorbrennkammern. Regler 73 und 74 dienen auch hier zum Einstellen der in
den Vorbrennkammern erforderlichen Mischungsverhältnisse.
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Um nun eine Vermischung der Abgase beider Vorbrennkammern vor deren
Eintritt in die Hauptbrennkammer 53 zu unterbinden, ist eine Trennwand vorgesehen.
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Gemäß Fig.2 ist diese zwischen dem äußeren Turbinenschaufelkranz 58
a und dem inneren 58 b
verlaufende vorzugsweise rotationssymmetrische
Trennwand 75 mit der Turbine 58 verbunden. Sie durchdringt das Leitrad 57 berührungsfrei
und grenzt dabei die äußere Leitvorrichtung 57a voti der inneren 57 b ab.
Weiterhin bildet sie die innere Begrenzung der Vorbrennkarniner 51 sowie die äußere
Begrenzung der Vorl)rennkammer 52. Eine hier beispielsweise vom Brennstoff beaufschlagte
Flüssigkeitsdichtung 76 bildet den Abschluß zwisehen
dem ruhenden
Triebwerksgehäuse 77 und der mit der Turbine 58 umlaufenden Trennwand 75. Der aus
der Dichtung 76 in die Vorbrennkammern sickernde Brennstoff kann bei der Bemessung
der Mischungsverhältnisse durch entsprechende Verminderung der Brennstoffzufuhr
zu den Vorbrennkammern durch die Brennstoffleitungen 54 bzw. 64 berücksichtigt werden.
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Gemäß Fig. 3 ist die Trennwand 78 mit dem Triebwerksgehäuse 77 und
dem Leitrad 57 verbunden. Sie stellt die innere Begrenzung der Vorbrenmkammer 51
und die äußere Begrenzung der Vorbrennkammer 52 dar und grenzt die äußere Leitvorrichtung
57 a von der inneren 57 b ab. Die Trennwand 78 schließt stromabseitig
mit dem Leitrad 57 ab. Sie besitzt an diesem Ende einen kreiszylindrischen Schlitz
79, in den eine entsprechend ausgebildete Schneide So eingreift. Der Schlitz 79
und die Schneide So stellen eine Labyrinthdichtung dar. Die Schneide 8o ist mit
einem den äußeren Turbinenschaufelkranz 58a vom inneren 58b trennenden King 8i fest
verbunden, der wiederum Bestandteil der Turbine 58 ist.
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Die in den Fig. 2 und 3 dargestellten Ausführungsbeispiele eignen
sich insbesondere für die Verwendung wenigstens annähernd gleich spezifisch schwerer
Treibstoffkomponenten, da die Förderpumpen mit gleicher Drehzahl umlaufen.
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In Fig. 4 ist ein Zweiwellen-Flüssigkeitsraketentriebwerk mit nebeneinander
angeordneten Vorbrennkammern und zwei diesen nachgeschalteten Hauptbrennkammern
dargestellt.
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In eine erste Vorbrennkammer ioi münden Brennstoffleitungen io2 und
Oxydatorleitungen 103. Sie weist zudem, sofern nicht miteinander hypergol
reagierende Treibstoffkomponenten verwendet werden, eine Zündeinrichtung 104 auf.
Desgleichen sind für eine zweite Vorbrennkämmer 105 Oxydatorleitungen io6, Brennstoffleitungen
107 sowie gegebenenfalls eine Zündeinrichtung io8 vorgesehen. Die oxydatorreichen
Abgase der Vorbrennkammer ioi beaufschlagen nach Durchgang durch eine Leitvorrichtung
iog eine Turbine i 1o, die über eine Welle i i i eine Förderpumpe i 12 antreibt.
Diese saugt den Oxydator, beispielsweise flüssigen Sauerstoff, über einen Stutzen
113 aus einem nicht dargestellten Vorratsbehälter an und führt ihn über eine Leitung
114 einem Kühlsystem 115 einer ersten Hauptbrennkammer i 16 zu. Nach deren Kühlung
gelangt der Oxydator über eine weitere Leitung i 17 in einen Verteiler i 18. An
diesen sind die Oxydatorleitungen 103 angeschlossen, über die der größere
Teil an Oxydator der Vorbrenn kammer ioi zufließt. Der kleinere Teil an Oxydator
dagegen wird über eine an den Verteiler 118 angeschlossene Zwischenleitung i i9
und die Oxydatorleitung io6 der zweiten Vorbrennkammer io5 zugeführt. Die dort sich
bildenden brennstoffreichen Abgase beaufschlagen nach Durchgang durch eine Leitvorrichtung
i2o eine zweite Turbine 121, die über eine Welle 122 eine zweite Förderpumpe 123
antreibt. Diese saugt den Brennstoff, beispielsweise flüssigen Wasserstoff, über
einen Stutzen 124 aus einem nicht dargestellten Vorratsbehälter an und führt ihn
über eine Leitung 125 einem Kühlsystem 126 einer zweiten Hauptbrennkammer
127 zu. Nach deren Kühlung gelangt der Brennstoff über eine weitere Leitung
128 in einen Verteiler 129. An diesen sind die Brennstoffleitungen 107 angeschlossen,
über die der größere Teil an Brennstoff der Vorbrennkammer io5 fließt. Der kleinere
Teil an Brennstoff dagegen wird über eine an den Verteiler 129 angeschlossene Zwischenleitung
130 und die Brennstoffleitungen rot der Vorbrennkammer ioi zugeführt.
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N ach Beaufschlagung der Turbine i io strömt ein Teil der oxydatorreichen
Abgase der Vorbrennkammer io.i durch eine erste das Gehäuse 131 mit der Hauptbrennkammer
116 verbindende Abgasleitung 132 und die Öffnungen 133 in die Hauptbrennkammer 116,
während der andere Teil durch eine zweite das Gehäuse 131 mit der zweiten
Hauptbrennkammer 127 verbindende Abgasleitung 134 und Öffnungen 135 in die Hauptbrennkarnmer
127 strömt. In ähnlicher Weise treten die brennstoffreichen Abgase der Vorbrennkammer
io5 über die das Gehäuse 136 mit den Hauptbrennkammern i i6 und 127 verbindenden
Abgasleitungen 137 bzw. 133 und den Ringspalt 139 bzw. i4o in die Hauptbrennkammern
116 und 127 ein. Dort vermischen sich die Abgase beider Vorbrennkammern und verbrennen
hypergol miteinander reagierend.
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Bei den Hauptbrennkaminern werden vorzugsweise gleiche Mengen an Abgasen
zugeführt, so daß der Energieumsatz beider Hauptbrennkammern der gleiche ist.
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Selbstverständlich können die nebeneinander angeordneten Vorbrennkammern
auch mit einer oder mehr als zwei Hauptbrennkammern kombiniert werden, ebenso wie
den in den Fig. i bis 3 dargestellten Vorbrennkammern mehrere Hauptbrennkammern
nachschaltbar sind. Weiterhin können bei sämtlichen Ausführungsformen beide Treibstoffkomponenten
zur Kühlung der Hauptbrennkammer bzw. Hauptbrennkammern, wie in Fig.,. dargestellt,
verwendet werden, sofern die Treibstoffkomponenten hierfür geeignet sind. Andererseits
können aber auch die Hauptbrennkammern gemäß Fig.4 bei geringerem Energieumsatz
in denselben von nur einer Treibstoffkomponente gekühlt werden, die den Kühlsystemen
in Parallelschaltung zugeführt wird. Die zweite Treibstoffkomponente würde in diesem
Fall wie in den Fig. i bis 3 den Vorbrennkammern direkt zugeleitet werden.