WO2011107090A2 - Verfahren zum betrieb eines raketentriebwerks und raketentriebwerk - Google Patents

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    • F05D2250/311—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being in line

Definitions

  • the invention relates to a method of operating a rocket engine, which makes it possible to provide single-stage launch vehicles which achieve optimum thrust and maximum specific momentum throughout the duration of the engine's combustion. Furthermore, the invention relates to a rocket engine, which enables the implementation of the method according to the invention.
  • the flight of a rocket must take into account sometimes conflicting requirements and changing environmental conditions in order to obtain an effective rocket engine.
  • tandem staged carrier systems several individual stages are stacked on top of each other, which use different fuels during combustion.
  • a heavy fuel is burned, which provides a great boost.
  • fuel is easily combusted, providing a high specific impulse. After consuming the fuel, the associated stage is disconnected and the rocket engine of the next stage activated.
  • the disadvantage is that always dead payload in the form of non-operating rocket motors must be carried and accelerated.
  • the boosters are very often operated on solid fuels, but have some significant disadvantages. Solid boosters must always be transported in a loaded condition, which is a disadvantage in terms of safety (explosion risk) and effort (transport weight) during transport compared to liquid fuel rockets, which are usually refueled just before take-off. Furthermore, the combustion products of the solid rocket are usually more environmentally harmful than the liquid fuels. In addition, the boosters are hardly controllable in the thrust regime and can not be switched off after ignition.
  • the usually parabolic or bell-shaped expansion nozzles of the respective engines are adapted only to the air pressure of a narrow height range, since they work optimally only in the adapted regime. This results from the condition that the pressure of the outflowing combustion gases at the nozzle end must correspond to the pressure of the outside atmosphere, so that the engine can develop its full power. Since the gas pressure at the nozzle end remains approximately constant over the entire burning time, but the pressure of the atmosphere decreases continuously with increasing distance to the earth's surface, such engines only work optimally for a short time.
  • the object of the invention is to provide a method for operating a rocket engine for a single-stage rocket, which meets the changing requirements in terms of thrust and specific momentum in the flight of a single-stage launch vehicle. Furthermore, a simple design plug-Nozzle engine low mass to be provided for performing the method.
  • the object is achieved in that, depending on the altitude of the rocket, the thrust and the specific momentum are varied in that differing and controllable in their quantity fuels are reacted with an oxidizer in the rocket engine.
  • At the start At least one hydrocarbon with oxygen and in a second combustion chamber of the rocket engine hydrogen are reacted with oxygen of the rocket in a first Brennkannnner the rocket engine.
  • the reaction in the first combustor is maintained until the hydrocarbon is exhausted.
  • hydrogen and oxygen are injected until the hydrogen is consumed.
  • the amounts of fuel are such that the hydrocarbon is consumed earlier than the hydrogen.
  • the first combustion chamber Preferably, only one hydrocarbon is burned in the first combustion chamber and hydrogen is burned in the second combustion chamber.
  • liquid ethanol or methane as a heavy fuel instead of solid fuel is advantageous because the fuel is controllable for combustion, si- to handle more easily and its combustion is much more environmentally friendly than the solid fuels.
  • the rocket engine for carrying out the method according to the invention is designed as a plug-Nozzle engine. It consists of a main body, at the lower end of which a central cone (plug-nozzle or spike) connects.
  • the main body is surrounded by a first annular combustion chamber, which opens in its lower end in a Ringhalsdüse.
  • a second annular combustion chamber In the central cone there is a second annular combustion chamber with a second annular neck nozzle, both of which are smaller than the first combustion chamber and annular neck nozzle.
  • the ring-neck nozzles of both combustors are oriented so that the flow vectors of the combustion gases passing therethrough are parallel to the surface of the central cone.
  • the injectors of the first combustion chamber may be tricaxial swirl nozzles, which allow to simultaneously inject two fuels (eg, ethanol and hydrogen) and oxygen.
  • ethanol or methane is supplied to the engine in the liquid state and initially held in two annular tubes, the ring collectors.
  • the first (inner) ring collector is arranged concentrically within the main body, the second (outer) ring collector is located on the outside of the upper ring combustion chamber at the level of the ring neck nozzle.
  • the fuel is guided on the outside of the inner wall of the annular combustion chamber on the one hand to the injection nozzles and the other to an annular cooling nozzle below the Ringhalsdüse.
  • the fuel flows along the outside of the outer wall of the annular combustion chamber to the injection nozzles.
  • the fuel extracts heat energy from the walls.
  • the walls of the annular combustion chamber are cooled and protected against overheating and destruction by the hot combustion gases.
  • a turbine exhaust ring collector In the transition region from the main body to the central cone is located at the level of Ringhalsdüse a turbine exhaust ring collector, in which the comparatively cold exhaust gases of the fuel pump turbines are first collected and then fed to the cooling nozzle, where they emerge together with liquid fuel from this and hereinafter at the Flow along the surface of the central cone and burn at a low temperature.
  • the turbine exhaust gases and the fuels flowing along the surface of the central cone perceive two functions; they cool the central cone and act as an insulating layer between the central cone and the hot combustion gases exiting through the ring neck nozzle.
  • the annular neck nozzle of the second annular combustion chamber there are two further hydrogen ring collectors, the first annular collector being enclosed by the annular neck nozzle and the second enclosing the annular neck nozzle.
  • the hydrogen is guided along the walls of the second annular combustion chamber, wherein the hydrogen passes from the liquid to the gaseous state.
  • the gaseous hydrogen is finally fed to the injection nozzles.
  • a portion of the hydrogen retained in the annular collector enclosed by the annular neck nozzle flows out through a second cooling nozzle located immediately below the annular ring nozzle of the second annular combustion chamber.
  • the outflowing hydrogen adapts to the surface of the central cone and thus again forms an insulating layer between the hot combustion gases and the central cone.
  • Fig. 1 is a rotationally symmetrical engine in cross section
  • Fig. 2 shows the lower portion of the engine shown in Fig. 1 in an enlarged view.
  • the engine shown in Fig. 1 consists of a cylindrical main body 1 and a subsequent central cone 2 (plug-nozzle or spike) with an opening angle of about 60 °.
  • the main body 1 is enclosed by the first annular combustion chamber 3.1, which has an inner wall 4 and an outer wall 5.
  • the first annular neck nozzle 6.1 is located in the area of the transition from the main body 1 to the central cone 2.
  • the first annular neck nozzle 6.1 is located within the first annular combustion chamber 3.1 of the annular neck nozzle 6.1 opposite the injectors 7.1 are introduced.
  • first, inner hydrocarbon ring collector 8 Within the main body 1 and coaxial with its body axis is the first, inner hydrocarbon ring collector 8; outside the first annular combustion chamber 3.1 is the second, outer hydrocarbon ring collector 9. Both hydrocarbon ring collector 8; 9 are applied during operation of the engine with heavy fuel from the ring collectors 8; 9, starting along the walls 4; 5 of the annular combustion chamber 3.1 is passed to the injectors 7.1 of the first annular combustion chamber 3.1.
  • the fuel (ethanol) is injected into the first combustion chamber 3.1 together with the oxidizer (liquid oxygen) via the injection nozzles 7.1. There, the individual fuel components react with each other.
  • the resulting combustion gases 10 flow through the first ring neck nozzle 6.1 from the annular combustion chamber 3.1.
  • the opening of the Ringhalsdüse 3.1 is aligned orthogonal to the surface of the central cone 2, so that the combustion gases 10 flow substantially parallel to the surface of the central cone 2 along.
  • At the level of the first annular neck nozzle 6.1 is in the transition region of the main body 1 to the central cone 2 of the turbine exhaust ring collector 1 1. In it, the comparatively cold exhaust gases of the pump turbine are collected and then fed to the cooling nozzle 12.1.
  • the cooling nozzle 12.1 is also supplied with a part of the fuel from the inner hydrocarbon ring collector 8, which was guided along the lower part of the inner wall 4 of the first annular combustion chamber 3.1. Like the ring neck nozzles 6.1; 6.2, the cooling nozzle 12.1 is aligned such that the turbine exhaust gas hydrogen mixture 13 flows parallel to the surface of the central cone 2. The cooling nozzle 12.1 is located below the first annular neck nozzle 6.1, so that the turbine exhaust gas fuel mixture 13 forms a cooling film between the central cone 2 and the hot combustion exhaust gases 10.
  • the second annular combustion chamber 3.2 with a Ringhalsdüse 6.2 at the height of the hydrogen ring collector 14.1 and 14.2 are located. These are supplied with hydrogen, which is guided along the walls of the annular combustion chamber 3.2 to the injection nozzles 7.2. Like the hydrocarbon in the ring neck nozzle 3.1 here, the hydrogen absorbs heat from the walls of the annular combustion chamber 3.2 and cools it with it. In the hydrogen ring collectors 14.1; 14.2 the hydrogen is still liquid at first; he goes into the gaseous state of matter while he flows along the walls of the annular combustion chamber 3.2. The gaseous hydrogen is injected together with liquid oxygen into the annular combustion chamber 3.2 and reacted.
  • the resulting during combustion combustion gases 10 are ejected through the Ringhalsdüse 6.2 and continue to flow parallel to the surface of the central cone 2.
  • a cooling nozzle 12.2, below the annular combustion chamber 6.2 sits to expel pure hydrogen, which serves as an insulating layer between the combustion gases 10 and the central cone 2.

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Betrieb eines Raketentriebwerks, wodurch ermöglicht wird, einstufige Trägerraketen zur Verfügung zu stellen, die über die Brenndauer des Triebwerks hinweg einen optimalen Schub und einen maximalen spezifischen Impuls erzielen. Ferner betrifft die Erfindung ein Raketentriebwerk, welches die Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens ermöglicht. Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren werden in einer ersten Brennkammer des Raketentriebwerkes zumindest ein Kohlenwasserstoff mit Sauerstoff und in einer zweiten Brennkammer des Raketentriebwerkes Wasserstoff mit Sauerstoff zur Reaktion gebracht. Die Reaktion in der ersten Brennkammer wird so lange aufrecht erhalten, bis der Kohlenwasserstoff verbraucht ist; die Reaktion in der zweiten Brennkammer wird fortgeführt, bis der Wasserstoff verbraucht ist. Die Brennstoffmengen sind so bemessen, dass der Kohlenwasserstoff früher verbraucht ist, als der Wasserstoff. Das Raketentriebwerk, ausgeführt als Plug-Nozzle-Triebwerk, zur Durchführung des Verfahrens besteht aus einem Hauptkörper (1), an dessen unteren Ende sich ein Zentralkonus (2) (plug-nozzle/spike) anschließt, wobei der Hauptkörper (1) von einer ersten Ringbrennkammer (3.1), die eine erste Ringhalsdüse (6.1) besitzt, umschlossen ist und im Zentralkonus (2) sich eine zweite Ringbrennkammer (3.2) mit einer zweiten Ringhalsdüse (6.2) befindet.

Description

Verfahren zum Betrieb eines Raketentriebwerks und Raketentriebwerk
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Betrieb eines Raketentriebwerks, wodurch ermöglicht wird, einstufige Trägerraketen zur Verfügung zu stellen, die über die Brenndauer des Triebwerks hinweg einen optimalen Schub und einen maximalen spezifischen Impuls erzielen. Ferner betrifft die Erfindung ein Raketentriebwerk, welches die Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens ermöglicht.
Beim Flug einer Rakete müssen sich zum Teil widersprechende Anforderungen und sich ändernde Umgebungsbedingungen berücksichtigt werden, um einen effektiv arbeitenden Raketenantrieb zu erhalten.
Zunächst wird beim Start der Rakete und unmittelbar danach ein„schwerer" Raketentreibstoff benötigt, der bei seiner Verbrennung für einen großen Schub sorgt. Im weiteren Verlauf des Steigfluges wird ein„leichter" Brennstoff gebraucht, der für einen hohen spezifischen Impuls sorgt.
Derzeitige Trägersysteme werden diesen Anforderungen gerecht, indem sie mehrstufig aufgebaut sind. Dabei wird zwischen tandem und parallel gestuften Trägersystemen unterschieden.
Bei tandem gestuften Trägersystemen sind mehrere einzelne Stufen übereinander gestapelt, die unterschiedliche Brennstoffe bei der Verbrennung nutzen. In der ersten Stufe wird ein schwerer Brennstoff verbrannt, der für einen großen Schub sorgt. In der/den nächsten Stufe/n wird leichter Brennstoff verbrannt, der für einen hohen spezifischen Impuls sorgt. Nach Verbrauch der Treibstoffe wird die zugehörige Stufe abgetrennt und der Raketenmotor der nächsten Stufe aktiviert. Nachteilig ist, dass stets tote Nutzlast in Form der nicht in Betrieb befindlichen Raketen motoren mitgeführt und beschleunigt werden muss.
Bei parallel gestuften Trägersystemen, so beispielsweise bei der Ariane 5, werden die Einzelstufen parallel angeordnet und zeitgleich aktiviert, wobei allerdings die Parallelstufen, die mit schweren Brennstoff arbeiten (Booster), nur in der Startphase betrieben und dann abgeworfen werden. Vorteilhaft ist, dass die installierte Trieb- werkslast während der gesamten Antriebszeit voll ausgenutzt wird; zudem muss kein Triebwerk als tote Nutzlast während der Antriebsphase mitgeführt werden.
Die Booster werden sehr häufig mit Festbrennstoffen betrieben, die jedoch einige wesentliche Nachteile haben. Feststoffbooster müssen stets im beladenen Zustand transportiert werden, was im Vergleich zu Flüssigtreibstoffraketen, die üblicherweise erst kurz vor dem Start betankt werden, einen Nachteil in Bezug auf Sicherheit (Explosionsrisiko) und Aufwand (Transportgewicht) beim Transport ist. Weiterhin sind die Verbrennungsprodukte der Feststoffrakete zumeist umweltschädlicher als die flüssiger Brennstoffe. Außerdem sind die Booster im Schubregime kaum regelbar und nach dem Zünden nicht mehr abschaltbar.
Des Weiteren sind die üblicherweise in Parabel- oder Glocken-Form ausgeführten Expansionsdüsen der jeweiligen Triebwerke nur an den Luftdruck eines eng begrenzten Höhenbereichs angepasst, da sie nur im angepassten Regime optimal arbeiten. Das ergibt sich aus der Bedingung, dass der Druck der ausströmenden Verbrennungsgase am Düsenende dem Druck der außen vorliegenden Atmosphäre entsprechen muss, damit das Triebwerk seine volle Leistung entfalten kann. Da der Gasdruck am Düsenende über die gesamte Brenndauer annähernd konstant bleibt, der Druck der Atmosphäre sich jedoch mit steigendem Abstand zur Erdoberfläche fortwährend verringert, arbeiten derartige Triebwerke nur kurzeitig optimal.
Aus dem Stand der Technik sind Lösungen bekannt, bei denen die Triebwerksgeometrie verändert wird, um sich dem sich ändernden Umgebungsdruck anzupassen. Derartige Lösungen konnten sich in der Praxis jedoch nicht durchsetzen, da sie ferti- gungs- und regelungstechnisch aufwendig und zudem masseintensiv sind.
Eine aktive Höhenanpassung des Raketentriebwerks ist mit Aerospike- oder Plug Nozzle-Triebwerken nicht notwendig. Triebwerke diesen Typs erreichen in der Theorie eine 90%ige Effizienz unabhängig vom Luftdruck. Damit übertreffen sie jedes traditionelle Glockentriebwerk.
Mit den bekannten Plug-Nozzle-Triebwerken, wie es beispielsweise in US 2005 022 36 95 A1 beschrieben ist, wird jedoch nicht das Problem gelöst, dass man für die verschiedenen Phasen des Raketenfluges weiterhin gestufte Trägersysteme benötigt, die zunächst für einen hohen Schub und später für einen hohen spezifischen Impuls sorgen.
Um diesem Umstand zu entgegnen, wurden Versuche unternommen, Aerospike- bzw. Plug-Triebwerken zu entwickeln, die nach dem Start der Rakete zunächst mit einem schweren Treibstoff, der für einen großen Schub sorgt, und im weiteren Verlauf mit einem leichten Treibstoff, der für einen hohen spezifischen Impuls sorgt, zu betreiben.
Entwicklungen in diese Richtung scheitern bislang jedoch u. a. daran, dass die Triebwerke nur dann effektiv arbeiten, wenn der Massestrom durch die Düsen dem Düsenquerschnitt angepasst ist. Beim Start der Rakete wird ein sehr hoher Massestrom durch das Triebwerk benötigt. Sobald die Rakete durch Brennstoffverbrauch schon stark an Masse verloren hat, wäre ein geringerer Massestrom durch das Triebwerk ausreichend, um die Rakete weiter zu beschleunigen. Reduziert man den Massestrom in solch einem Triebwerk, ohne den Düsenquerschnitt an diesen reduzierten Massenstrom anzupassen, so genügt der erzeugte spezifische Impuls nicht mehr aus, um die Rakete auf ihre Endgeschwindigkeit zu beschleunigen.
Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verfahren zum Betrieb eines Raketentriebwerks für eine einstufige Rakete zur Verfügung zu stellen, das den sich ändernden Anforderungen bezüglich Schub und spezifischen Impuls beim Flug einer einstufigen Trägerrakete gerecht wird. Ferner soll ein einfach aufgebautes Plug-Nozzle-Triebwerk geringer Masse zur Durchführung des Verfahrens bereitgestellt werden.
Gelöst wird die Aufgabe durch die Merkmale der unabhängigen Patentansprüche 1 und 6, vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind den Unteransprüchen zu entnehmen.
Nach Maßgabe der Erfindung wird die Aufgabe dadurch gelöst, dass in Abhängigkeit von der Flughöhe der Rakete der Schub und der spezifische Impuls dadurch variiert werden, dass sich unterscheidende und in ihrer Menge regelbare Brennstoffe mit einem Oxidator in dem Raketentriebwerk zur Reaktion gebracht werden. Beim Start der Rakete werden in einer ersten Brennkannnner des Raketentriebwerkes zumindest ein Kohlenwasserstoff mit Sauerstoff und in einer zweiten Brennkammer des Raketentriebwerkes Wasserstoff mit Sauerstoff zur Reaktion gebracht. Die Reaktion in der ersten Brennkammer wird so lange aufrecht erhalten, bis der Kohlenwasserstoff verbraucht ist. In der zweiten Brennkammer, die kleiner als die erste ist, werden Wasserstoff und Sauerstoff so lange eingespritzt, bis der Wasserstoff verbraucht ist. Die Brennstoffmengen sind so bemessen, dass der Kohlenwasserstoff früher verbraucht ist als der Wasserstoff.
Vor der Einspritzung der Brennstoffe in die Brennkammern werden diese an den Wänden der Brennkammern entlang geführt, wobei sie den Wänden Wärmeenergie entziehen und diese damit kühlen. Dadurch wird die Kühlung der Brennkammern vom Startbeginn an bis zum Brennschluss gewährleistet.
Bevorzugt wird in die erste Brennkammer ausschließlich ein Kohlenwasserstoff und in der zweiten Brennkammer Wasserstoff verbrannt. Durch die Verbrennung des schweren Kohlenwasserstoffs - bevorzugt Ethanol oder Methan - beim Start der Rakete wird bewirkt, dass das Triebwerk eine sehr hohe Schubleistung entwickelt. Sobald der schwere Brennstoff verbraucht ist, wird das Triebwerk nur noch mit dem leichten Brennstoff betrieben. Da die Gesamtmasse der Rakete nach Verbrauch des Kohlenwasserstoffs stark reduziert ist, wird eine entsprechend geringere Triebwerksleistung benötigt; die Schubleistung, die durch die Verbrennung des Wasserstoffs in der zweiten Brennkammer erzeugt wird, ist dafür ausreichend. Gleichzeitig wird damit der benötigte hohe spezifische Impuls erzeugt, um die Rakete auf ihre Endgeschwindigkeit zu bringen.
In einer weiteren Ausgestaltungsvariante des Verfahrens ist vorgesehen, dass in der ersten Brennkammer zusätzlich zu dem Kohlenwasserstoff Wasserstoff verbrannt wird; in der zweiten Brennkammer wird ausschließlich Wasserstoff mit Sauerstoff zur Reaktion gebracht.
Die Verwendung von flüssigen Ethanol oder Methan als schweren Brennstoff anstatt von Festbrennstoff ist vorteilhaft, da der Brennstoff für die Verbrennung regelbar, si- eher zu handhaben und bei seiner Verbrennung wesentlich umweltschonender ist, als die Festbrennstoffe.
Das Raketentriebwerk zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens ist als Plug-Nozzle-Triebwerk ausgeführt. Es bestehend aus einem Hauptkörper, an dessen unteren Ende sich ein Zentralkonus (plug-nozzle oder spike) anschließt. Der Hauptkörper wird von einer ersten Ringbrennkammer, die in ihrem unteren Ende in eine Ringhalsdüse mündet, umschlossen. Im Zentralkonus ist eine zweite Ringbrennkammer mit einer zweiten Ringhalsdüse vorhanden, die beide kleiner sind, als die erste Brennkammer und Ringhalsdüse. Die Ringhalsdüsen beider Brennkammern sind so ausgerichtet, dass die Strömungsvektoren der durch sie hindurchströmenden Verbrennungsgase parallel zu der Oberfläche des Zentralkonus sind.
Über Einspritzdüsen, die sich an den den Ringshalsdüsen gegenüberliegenden Wänden der Ringbrennkammern befinden, werden die Treibstoffe (Kohlenwasserstoff, Wasserstoff und Sauerstoff) in die Brennkammern eingespritzt und dort zur Reaktion gebracht. Die Einspritzdüsen der ersten Brennkammer können Trikoaxialdrall- düsen sein, die es ermöglichen, gleichzeitig zwei Brennstoffe (beispielsweise Ethanol und Wasserstoff) und Sauerstoff einzuspritzen.
In der bevorzugten Ausgestaltung des Raketentriebwerkes wird Ethanol oder Methan dem Triebwerk im flüssigen Aggregatzustand zugeführt und zunächst in zwei ringförmigen Rohren, den Ringsammlern, vorgehalten. Der erste (innere) Ringsammler ist konzentrisch innerhalb des Hauptkörpers angeordnet, der zweite (äußere) Ringsammler befindet sich an der Außenseite der oberen Ringbrennkammer auf Höhe der Ringhalsdüse.
Vom inneren Ringsammler her wird der Brennstoff an der Außenseite der inneren Wand der Ringbrennkammer zum einen zu den Einspritzdüsen und zum anderen zu einer ringförmigen Kühldüse unterhalb der Ringhalsdüse geführt. Vom äußeren Ringsammler her strömt der Brennstoff entlang der Außenseite der Außenwand der Ringbrennkammer zu den Einspritzdüsen. Beim Entlangströmen an den heißen Wänden der Ringbrennkammer entzieht der Brennstoff den Wänden Wärmeenergie. Dadurch werden die Wände der Ringbrennkammer gekühlt und vor Überhitzung und Zerstörung durch die heißen Verbrennungsgase geschützt.
Im Übergangsbereich von Hauptkörper zum Zentralkonus befindet sich auf Höhe der Ringhalsdüse ein Turbinenabgas-Ringsammler, in dem die vergleichsweise kalten Abgase der Treibstoffpumpen-Turbinen zunächst gesammelt und anschließend der Kühldüse zugeführt werden, wo sie zusammen mit flüssigem Brennstoff aus dieser austreten und im Folgenden an der Oberfläche des Zentralkonus entlang strömen und mit niedriger Temperatur verbrennen.
Die an der Oberfläche des Zentralkonus entlang strömenden Turbinenabgase und die Brennstoffe nehmen dabei zwei Funktionen wahr; sie kühlen sie den Zentralkonus und wirken als Isolationsschicht zwischen dem Zentralkonus und den heißen Verbrennungsgasen, die durch die Ringhalsdüse austreten.
Des Weiteren befinden sich auf Höhe der Ringhalsdüse der zweiten Ringbrennkammer zwei weitere Wasserstoff-Ringsammler, wobei der erste Ringsammler von der Ringhalsdüse umschlossen ist und der zweite die Ringhalsdüse umschließt. Von den Ringhalsdüsen aus wird der Wasserstoff an den Wänden der zweiten Ringbrennkammer entlang geführt, wobei der Wasserstoff von dem flüssigen in den gasförmigen Zustand übergeht. Der gasförmige Wasserstoff wird schließlich den Einspritzdüsen zugeführt. Ein Teil des Wasserstoffs, der in dem von der Ringhalsdüse umschlossen Ringsammler vorgehalten wird, strömt durch eine zweite Kühldüse, die sich unmittelbar unterhalb der Ringhalsdüse der zweiten Ringbrennkammer befindet, aus. Der ausströmende Wasserstoff schmiegt sich an die Oberfläche des Zentralkonus an und bildet damit wiederum eine Isolationsschicht zwischen den heißen Verbrennungsgasen und dem Zentralkonus.
Es ist vorgesehen, einen Teil der Turbinenabgase durch eine Richt-Düse in der Spitze des Zentralkonus ausströmen zu lassen, die für eine Homogenisierung der Strömungsrichtung der an der Spitze des Zentralkonus zusammenlaufenden Verbrennungsgase sorgen. Somit wird ein äußert effektiver Raketenantrieb zur Verfügung gestellt, der über den gesamten von der Rakete durchflogenen Höhenbereich mit hohem Wirkungsgrad arbeitet und zugleich den unterschiedlichen Anforderungen an Schub und spezifischen Impuls über die Steigphase der Rakete hinweg gerecht wird.
Die Erfindung wird nachfolgend anhand eines Ausführungsbeispiels und den Figuren 1 und 2 näher erläutert; hierbei zeigen:
Fig. 1 ein rotationssymmetrisches Triebwerk im Querschnitt
Fig. 2 den unteren Bereich des in Fig. 1 dargestellten Triebwerks in vergrößerter Darstellung.
Das in Fig. 1 gezeigte Triebwerk besteht aus einem zylindrischen Hauptkörper 1 und einen sich daran anschließendem Zentralkonus 2 (plug-nozzle oder spike) mit einem Öffnungswinkel von ca. 60°. Der Hauptkörper 1 wird von der ersten Ringbrennkammer 3.1 umschlossen, die eine innere Wand 4 und eine äußere Wand 5 besitzt. Im Bereich des Übergangs vom Hauptkörper 1 zum Zentralkonus 2 befindet sich die erste Ringhalsdüse 6.1 . Innerhalb der ersten Ringbrennkammer 3.1 sind der Ringhalsdüse 6.1 gegenüberliegend die Einspritzdüsen 7.1 eingebracht.
Innerhalb des Hauptkörpers 1 und koaxial zu dessen Körperachse befindet sich der der erste, innere Kohlenwasserstoff-Ringsammler 8; außerhalb der ersten Ringbrennkammer 3.1 ist der zweite, äußere Kohlenwasserstoff-Ringsammler 9. Beide Kohlenwasserstoff-Ringsammler 8; 9 werden bei Betrieb des Triebwerks mit schweren Brennstoff beaufschlagt, der von den Ringsammlern 8; 9 ausgehend entlang der Wände 4; 5 der Ringbrennkammer 3.1 zu den Einspritzdüsen 7.1 der ersten Ringbrennkammer 3.1 geleitet wird.
Über die Einspritzdüsen 7.1 wird der Brennstoff (Ethanol) zusammen mit dem Oxida- tor (flüssiger Sauerstoff) in die erste Brennkammer 3.1 eingespritzt. Dort reagieren die einzelnen Treibstoffkomponenten miteinander. Die dabei entstehenden Verbrennungsgase 10 strömen durch die erste Ringhalsdüse 6.1 aus der Ringbrennkammer 3.1 aus. Die Öffnung der Ringhalsdüse 3.1 ist orthogonal zur Oberfläche des Zentralkonus 2 ausgerichtet, sodass die Verbrennungsgase 10 weitgehend parallel an der Oberfläche des Zentralkonus 2 entlang strömen. Auf Höhe der ersten Ringhalsdüse 6.1 ist im Übergangsbereich von Hauptkörper 1 zum Zentralkonus 2 der Turbineabgas-Ringsammler 1 1 . In ihm werden die vergleichsweise kalten Abgase der Pumpen-Turbine gesammelt und anschließend der Kühldüse 12.1 zugeführt. Der Kühldüse 12.1 wird ebenfalls ein Teil des Brennstoffs aus dem inneren Kohlenwasserstoff-Ringsammler 8 zugeleitet, der an dem unteren Teil der inneren Wand 4 der ersten Ringbrennkammer 3.1 entlang geführt wurde. Wie die Ringhalsdüsen 6.1 ; 6.2 ist auch die Kühldüse 12.1 derart ausgerichtet, dass das Turbinenabgas-Wasserstoffgemisch 13 parallel zu der Oberfläche des Zentralkonus 2 strömt. Die Kühldüse 12.1 sitzt unterhalb der ersten Ringhalsdüse 6.1 , sodass das Turbinenabgas-Brennstoffgemisch 13 einen kühlenden Film zwischen dem Zentralkonus 2 und den heißen Verbrennungsabgasen 10 bildet.
Innerhalb des Zentralkonus 2, aber unterhalb der zuvor beschriebenen Triebwerksteilen, befindet sich die zweite Ringbrennkammer 3.2 mit einer Ringhalsdüse 6.2, auf deren Höhe sich die Wasserstoff-Ringsammler 14.1 und 14.2 befinden. Diese werden mit Wasserstoff beaufschlagt, der an den Wänden der Ringbrennkammer 3.2 entlang zu den Einspritzdüsen 7.2 geführt wird. Wie der Kohlenwasserstoff bei der Ringhalsdüse 3.1 nimmt hier der Wasserstoff Wärme aus den Wänden der Ringbrennkammer 3.2 auf und kühlt diese damit. In den Wasserstoff-Ringsammlern 14.1 ; 14.2 ist der Wasserstoff zunächst noch flüssig; er geht in den gasförmigen Aggregatzustand über während er an den Wänden der Ringbrennkammer 3.2 entlang strömt. Der gasförmige Wasserstoff wird zusammen mit flüssigem Sauerstoff in die Ringbrennkammer 3.2 eingespritzt und zur Reaktion gebracht.
Die bei der Verbrennung entstehenden Verbrennungsgase 10 werden durch die Ringhalsdüse 6.2 ausgestoßen und strömen im Folgenden parallel zu der Oberfläche des Zentralkonus 2. Um den Zentralkonus 2 vor den heißen Verbrennungsgasen 10 zu schützen, ist vorgesehen, dass über eine Kühldüse 12.2, die unterhalb der Ringbrennkammer 6.2 sitzt, reinen Wasserstoff auszustoßen, der als Isolationsschicht zwischen den Verbrennungsgasen 10 und dem Zentralkonus 2 dient.
Um Verwirbelungen an der Spitze des Zentralkonus zu reduzieren, werden über die Richt-Düse 15 Turbinenabgase 16 ausgeblasen. Liste der verwendeten Bezugszeichen
1 Hauptkörper
2 Zentralkonus
3.1 erste Ringbrennkammer
3.2 zweite Ringbrennkammer
4 innere Wand
5 äußere Wand
6.1 erste Ringhalsdüse
6.2 zweite Ringhalsdüse
7.1 Einspritzdüse
7.2 Einspritzdüse
8 innerer Kohlenwasserstoff-Ringsammler
9 äußerer Kohlenwasserstoff-Ringsammler
10 Verbrennungsabgase
1 1 Turbinenabgas-Ringsammler
12.1 erste Kühldüse
12.2 zweite Kühldüse
13 Turbinenabgas-Brennstoffgemisch
14.1 erster Wasserstoff-Ringsammler
14.2 zweiter Wasserstoff-Ringsammler
15 Richt-Düse
16 Turbinenabgas

Claims

Patentansprüche
1 Verfahren zum Betrieb eines Raketentriebwerkes, bei dem in Abhängigkeit von der Flughöhe der Rakete der Schub und der spezifische Impuls dadurch variiert werden, dass sich unterscheidende und in ihrer Menge regelbare Brennstoffe mit einem Oxidator in dem Raketentriebwerk zur Reaktion gebracht werden, dadurch gekennzeichnet, dass beim Start der Rakete in einer ersten Brennkammer des Raketentriebwerkes zumindest ein Kohlenwasserstoff mit Sauerstoff und in einer zweiten Brennkammer des Raketentriebwerkes Wasserstoff mit Sauerstoff zur Reaktion gebracht werden, die Reaktion in der ersten Brennkammer so lange aufrecht erhalten wird, bis der Kohlenwasserstoff verbraucht ist, und die Reaktion in der zweiten Brennkammer fortgeführt wird, bis der Wasserstoff verbraucht ist, wobei die Brennstoffmengen so bemessen sind, dass der Kohlenwasserstoff früher verbraucht ist, als der Wasserstoff.
2 Verfahren zum Betrieb eines Raketentriebwerkes nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass in der ersten Brennkammer sowohl Kohlenwasserstoff als auch Wasserstoff mit Sauerstoff zur Reaktion gebracht werden.
3 Verfahren zum Betrieb eines Raketentriebwerkes nach einem der Ansprüche 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Reaktionen in der ersten und der zweiten Brennkammer gleichzeitig gestartet werden.
4 Verfahren zum Betrieb eines Raketentriebwerkes nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Kohlenwasserstoff vor dem Einspritzen in die erste Brennkammern (6.1 ) an den Wänden (4; 5) und/oder der Wasserstoff vor dem Einspritzen in die Brennkammer 3.2 an den Wänden der Brennkammer 3.2 entlang geführt wird.
5 Verfahren zum Betrieb eines Raketentriebwerkes nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass der Kohlenwasserstoff Ethanol oder Methan ist. Raketentriebwerk, ausgeführt als Plug-Nozzle-Triebwerk, zur Durchführung des Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 5, bestehend aus einem Hauptkörper (1 ), an dessen unteren Ende sich ein Zentralkonus (2) (plug- nozzle/spike) anschließt, dadurch gekennzeichnet, dass der Hauptkörper (1 ) von einer ersten Ringbrennkammer (3.1 ), die eine erste Ringhalsdüse (6.1 ) besitzt, umschlossen ist und im Zentralkonus (2) eine zweite Ringbrennkammer (3.2) mit einer zweiten Ringhalsdüse (6.2) vorhanden ist, wobei die Ringhalsdüsen (6.1 ; 6.2) so ausgerichtet sind, dass die Strömungsvektoren der durch sie hindurchströmenden Verbrennungsgase parallel zu der Oberfläche des Zentralkonus (2). Raketentriebwerk nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass an den den Ringshalsdüsen (6.1 ; 6.2) gegenüberliegenden Wänden der Ringbrennkammern (3.1 ; 3.2) Einspritzdüsen (7.1 ; 7.2) sind. Raketentriebwerk nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Einspritzdüsen (7.1 ) an der der Ringshalsdüse (6.1 ) gegenüberliegenden Wand der Ringbrennkammer (3.1 ) Trikoaxialdralldüsen. Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche 6 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass sich im Bereich des Übergangs des Hauptkörpers (1 ) zum Zentralkonus (2) eine Kühldüse (12.1 ) befindet, die durch den Zentralkonus (2) und der über die Ringhalsdüse (6.1 ) verlängerten inneren Wand (4) begrenzt ist. Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche 6 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass sich innerhalb des Hauptkörpers (1 ) ein innerer Kohlenwasserstoff-Ringsammler (8) für Kohlenwasserstoff befindet, dessen Achse koaxial zu der des Hauptkörpers ist, der mit der Kühldüse (12.1 ) und mit den Einspritzdüsen (7.1 ) in Verbindung steht. Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche 6 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass sich außerhalb der Ringbrennkammer (3.1 ) auf Höhe der Ringhalsdüse (6.1 ) ein äußerer Kohlenwasserstoff-Ringsammler (9) für Koh- lenwasserstoff befindet, der mit den Einspritzdüsen (7.1 ) in Verbindung steht. Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche 6 bis 1 1 , dadurch gekennzeichnet, dass sich innerhalb des Zentralkonus (2) ein Turbinenabgas- Ringsammler (1 1 ) befindet, deren Körperachsen koaxial zueinander sind und mit der Kühldüse (12.1 ) in Verbindung steht. Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche 6 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass sich innerhalb des Zentralkonus (2) ein erster Wasserstoff- Ringsammler (14.1 ) und ein zweiter Wasserstoff-Ringsammler (14.2) befinden, die mit den Einspritzdüsen (7.2) in Verbindung stehen. Raketentriebwerk nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass der erste Wasserstoff-Ringsammler mit einer Kühldüse (12.2) in Verbindung steht, die im Zentralkonus (2) unterhalb der Ringhalsdüse 6.2 angeordnet ist. Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche 6 bis 14, dadurch gekennzeichnet, dass in der Spitze des Zentralkonus (2) eine Richtdüse (15) angeordnet ist.
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