DE1088291B - Raketenantrieb - Google Patents

Description

DEUTSCHES

Die Erfindung bezieht sich auf einen Raketenantrieb mit einer Brennkammer, die zwei getrennte Einlasse für zwei oder mehr Treibstoffe aufweist, von denen wenigstens einer sich in flüssigem Zustand befindet, und in der sich eine Turbine für den Antrieb von Förderpumpen und/oder sonstigem Zubehör befindet. Als flüssiger Treibstoff kann beispielsweise ein Kohlenwasserstoff wie Kerosen zur Verwendung kommen, während der andere Treibstoff ein Oxydationsmittel in flüssiger oder gasartiger Form sein kann. Zweckmäßig besteht der zweite Treibstoff aus einer gasartigen Mischung von Dampf und Sauerstoff, die durch katalytische Zersetzung von flüssigem Wasserstoffperoxyd erzeugt wird.

Damit die in flüssiger Form verwendeten Treibstoffe richtig verbrennen, sollten sie in fein zerstäubtem Zustand versetzt werden.

Nach der Erfindung ist wenigstens ein Durchlaß für flüssigen Treibstoff stromabwärts hinter dem Turbinenläufer vorgesehen, durch den der flüssige Treibstoff hindurchströmt und den Läufer kühlt, worauf er in fein verteiltem Zustand vom Umfang des Läufers abgeschleudert wird und die Bahn des zweiten Treibstoffs kreuzt, der zwischen den Turbinenschaufeln austritt.

Die Anordnung von Durchlässen für ursprünglich flüssigen, im bekannten Fall dann allerdings schon größtenteils verdampften Treibstoff in Brennkammern von Strahltriebwerken stromabwärts hinter einem Turbinenläufer ist zwar an sich bekannt. Die Durchlasse befinden sich jedoch bei der bekannten Anordnun in der Innenwand der doppelwandigen Brennkammer und sind daher nicht geeignet, die Kühlung des Turbinenläufers sicherzustellen.

An dieser Stelle sei ferner bemerkt, daß es bei Gasturbinenläufern bekannt ist, neben dem Läufer, und zwar stromauf davon, einen Durchlaß für flüssigen Treibstoff vorzusehen, durch den der Treibstoff hindurchströmt und den Läufer kühlt, worauf er in fein verteiltem Zustand vom Umfang des Läufers abgeschleudert wird und die Bahn der für die Verbrennung zugeführten Luft kreuzt. Hierbei handelt es sich allerdings nicht um einen Raketenantrieb wie bei der vorliegenden Erfindung, und dies ist aus folgenden Gründen wesentlich. Bei der bekannten Gasturbinenanlage nämlich tritt eine Verbrennung erst ein, wenn die Mischung aus Brennstoff und Luft die Turbine verlassen hat und in die eigentliche Brennkammer ein- " tritt. Bei einem Raketentriebwerk dagegen werden die Treibmittel infolge der beträchtlichen Hitze sofort entzündet. Daher läßt sich die bekannte Anordnung nicht auf Raketentriebwerke übertragen. Die Hitze in dem vor den Turbinenschaufeln liegenden Raum wäre nämlich so groß, daß die" Läuferschaufeln Raketenantrieb

Anmelder:

The De Havilland Engine Co. Ltd.,
Leavesden, Hertfordshire (Großbritannien)

Vertreter: Dipl.-Ing. K. Lengner, Patentanwalt,
Hamburg 1, Mönckebergstr. 7

Frank Bernard Haiford, Northwood, Middlesex,

und Georg Edward Preece, Prestbury, Cheltenham,

Gloucestershire (Großbritannien),

sind als Erfinder genannt worden

sogleich verbrennen oder wegschmelzen würden. Diese Schwierigkeit wird gemäß der Erfindung gemeistert, indem man den einen Treibstoff über die stromabwärts gerichtete Seite des Läufers hinwegströmen läßt und ihn mit dem anderen Treibstoff erst mischt, wenn dieser die Schaufeln der Turbine verlassen hat.

Des weiteren ist es bekannt, bei innengekühlten Turbinen eine von der Turbine angetriebene Scheibe stromab des Turbinenläufers vorzusehen. Über diese stromabwärts gerichtete Oberfläche soll Luft geleitet werden, die bei der bekannten Bauart aber ein reines Kühlmittel darstellt, das aus den Hohlschaufeln der Turbine austritt und sich nicht mit den Gasen mischt, die durch die Turbinenschaufeln hindurchtreten. Demgegenüber wird bei einem Raketenantrieb nach der Erfindung eine innige Mischung der beiden zur Verbrennung nötigen Bestandteile nach erzielter Kühlung des Turbinenrotors angestrebt und erreicht.

Ferner ist auch bekannt, Umlaufverdampfer für den einer Brennkammer zuzuführenden flüssigen Treibstoff zu verwenden, bei denen der Treibstoff der Mitte einer umlaufenden Scheibe zugeführt wird, durch die Fliehkraft auf der Scheibe nach außen befördert und während dieses Transports über die Scheibenoberfläche durch deren hohe Temperatur verdampft wird. Dieser Treibstoffdampf mischt sich sodann mit der von außen her radial nach innen über die Scheibenoberfläche zugeleiteten Verbrennungsluft, in der er verbrennt und hierbei die Verdampferscheibe ständig auf der notwendigen hohen Temperatur hält. Ein Absprühen des flüssigen Brennstoffs von der um-

009 589/1E7

3 4

laufenden Scheibe in die am Scheibenrand vorbeiströ- erzeugt, die durch die Drosselöffnung 13 hindurchmende Verbrennungsluft erfolgt hier also nicht. treten und in der Düsenmündung 14 expandieren, wo-

Schließlich ist auch ein Turbo-Brenner fürSchweröl bei sie einen sehr kräftigen Vortrieb erzeugen,
bekanntgeworden, bei dem ein Umlaufzerstäuber Das Gehäuse 10 ist daher hohen Temperaturen und

für den einer Brennkammer zuzuführenden flüssigen 5 hohen Innendrücken ausgesetzt; es ist daher notwen-Treibstoff benutzt wird. Dieser Treibstoff wird vom dig, es gut zu kühlen. Aus diesem Grunde wird eine Umfang einer rotierenden Scheibe in fein zerstäubtem Regenerativ-Kühlung verwendet, bei der das zu zer-Zustand abgeschleudert und gelangt hierbei in die am setzende Wasserstoffperoxyd zunächst außen um das Rand der Scheibe vorbeiströmende Verbrennungsluft. Gehäuse 10 herumgeführt wird, um Wärme von ihm Bei dieser bekannten Bauart eines Brenners wird aber io aufzunehmen. Das Wasserstoffperoxyd gelangt durch die umlaufende Scheibe nicht, oder zumindest in nicht Öffnungen 15 in der Wandung des äußeren Gehäuses ausreichendem Maße, durch den zugeführten flüssigen 11 in eine Ringkammer 16, die außen von dem GeBrennstoff gekühlt, denn zwischen Brennkammer und häuse 11 und innen von einer Hülse od. dgl. 17 beumlaufender Scheibe ist bei der bekannten Bauart grenzt wird. Diese Hülse umgibt das. Gehäuse 10 im eine Abdeckung vorgesehen, die die Scheibe vor einer 15 Bereiche des hinteren Teiles des Verbrennungsraumes, Wärmeeinstrahlung aus der Brennkammer schützt. der Düsenöffnung und des Düsenauslasses; zwischen

Die Turbine kann ferner ausgenutzt werden, um in diesen Teilen und der Hülse 17 verbleibt ein Ringspalt der Brennkammer stromabwärts hinter dem Turbinen- 18. Am hinteren Ende des Hülsenteiles 17 befindet läufer eine Scheibe anzutreiben, der ein Teil des flüs- sich ein Spalt 19, durch den das Wasserstoffperoxyd sigen Treibstoffs zugeführt wird, so daß dieser vom 20 in den Ringraum 18 eintreten kann. Schraubenförmige Umfang der Scheibe in fein zerstäubtem Zustand ab- Führungsrippen 20 befinden sich zwischen der Hülse geschleudert wird. 17 und der Außenseite des Gehäuses 10, so daß das

Die Anordnung, bei der dem Turbinenläufer selbst Wasserstoffperoxyd gezwungen ist, das Gehäuse 10 der gesamte flüssige Treibstoff zugeführt wird, hat auf ausgedehnter Bahn zu umspülen. Ist das flüssige den Vorteil, daß dadurch die Kühlung der Turbine 25 Wasserstoffperoxyd durch den Ringkanal 18 nach erleichtert wird. Wenn andererseits in der Strömungs- vorn geleitet worden, so> gelangt es in einen Ringrichtung hinter der Turbine eine besondere Scheibe raum 21, der von der Außenwandung des Gehäuses 11 vorgesehen ist, so hat dies den.Vorteil, daß der Tür- und der Innenwandung des Gehäuses 10 umschlossen binenrotor dadurch wenigstens teilweise gegen die wird. Schließlich verläßt das Wasserstoffperoxyd den Verbrennungshitze abgeschirmt ist. 30 Ringraum 21 und gelangt in eine Kammer 22, die vor

Die Achse der umlaufenden Scheibe wird in der einem ringförmigen Katalysator 23 angeordnet ist; Regel mit der Längsachse der Verbrennungskammer dieser Katalysator besteht aus einer Katalysatorzusammenfallen, so daß das nach außen abgeschleu- masse, beispielsweise Silbergaze, die in der Lage ist, derte Treibmittel quer in die Bahn des anderen Treib- das Wasserstoffperoxyd in eine heiße gasförmige Stoffs geschleudert wird, der mit erheblicher Ge- 35 Mischung von Dampf und Sauerstoff zu zerlegen,
schwindigkeit in der Axialrichtung zugeführt wird. Die Zersetzungsprodukte verlassen den Katalysator

Auf diese Weise wird eine stark turbulente Ver- 23 und gelangen durch einen Ring ortsfester Schaumischung und eine gute Verbrennung erzielt. fein oder Düsen 24, wo sie expandieren und eine hohe

Sollen zwei verschiedene flüssige Treibstoffe der Geschwindigkeit annehmen; außerdem werden sie so Verbrennungskammer zugeführt werden, so können 40 abgelenkt, daß sie in der richtigen Richtung auf sie beide der Scheibe zugeleitet werden, so daß sie Schaufeln 26 eines Turbinenrotors 27 treffen. Der sich innig vermischen noch während sie vor der Zer- Turbinenrotor sitzt auf einer Welle 28, die nach vorn stäubung und Verbrennung sich in flüssigem Zustand bis zur Vorderseite des Raketenantriebes durchläuft befinden. und dort zum Antrieb von Pumpen für die Förderung

Führt man den zu zerstäubenden Treibstoff der 45 der Treibmittel sowie zum Antrieb sonstiger HilfsScheibe oder dem Turbinenläufer durch eine hohle einrichtungen des Raketenantriebes dienen.
Achse zu, so kann hierbei auch eine Kühlung dieser Der für die Verbrennung benötigte Brennstoff wird

Achse erzielt werden. Durch Anordnung von radial durch die Bohrung 29 der Welle 28 zugeführt, die an gerichteten Kanälen von hinreichender Länge für die ihrem hinteren Ende in der Strömungsrichtung hinter Zufuhr des Treibstoffs kann durch Fliehkraftwirkung 50 dem Turbinenrotor 27 eine Zerstäuberscheibe 30 trägt, der Druck des flüssigen Treibstoffs auf den Wert ge- Auf beiden Seiten dieser Scheibe nahe ihrer Nabe steigert werden, der für das Einführen des Treibstoffs angeordnete radiale Kanäle 31 stehen mit der Bohrung in die Verbrennungskammer benötigt wird. 29 der Welle 28 in Verbindung und ermöglichen es

Weitere Einzelheiten und Vorteile des Raketen- dem Brennstoff, zu beiden Seiten der Scheibe nach antriebes nach der Erfindung gehen aus der nächste- 55 außen zu treten. Die Scheibe wird mit hoher Gehenden Beschreibung eines in der Zeichnung veran- schwindigkeit in Drehung versetzt und der Brennschaulichten Längsschnittes durch die Brennkammer stoff am Scheibenumfang in feinzerstäubtem Zustand und die ihr benachbarten Teile hervor. abgeschleudert. Dieser Brennstoff durchquert die

Die Brennkammer wird von einem festen Innenge- Bahn der heißen, sauerstoffhaltigen Gase, die vom häuse 10 gebildet, das von einem äußeren Gehäuse 1ΐ 6o Turbinenschaufelring 26 austreten, so daß sofortige umschlossen ist. Das Gehäuse 10 umschließt den und wirksame Verbrennung stattfindet.
Hauptverbrennungsraum 12, der in eine verengte An der in Strömungsrichtung hinteren Seite des

Düse 13 und anschließend in eine sich erweiternde Turbinenrotors 27 ist eine Schirmplatte 32 vorgese-Düsenmündung 14 übergeht. ■ ' hen, die von dem Rotor in einem spaltartigen Abstand

■ Der Raketenantrieb arbeitet ' durch Verbrennung 65 33 liegt, der gleichfalls mit.der Bohrung29 der Welle eines Treibstoffes, wie z.B.'Kerösen zusammen mit 28 in Verbindung steht, und zwar durch Kanäle34. Sauerstoff, der in den Zersetzungprodukten konzen- Brennstoff wird also auch zwischen der Schirmplatte inerten Wasserstoffperoxids enthalten ist. Der Re- -und dem Rotor 27 nach außen geschleudert und trifft •aktionsvorgang ist sehr" fcefiig und große Mengen auf die heißen sauerstoffhaltigen Gase im ..Bereiche heißen Gases werden in^H&m Verbrennungsraum^ 70 der Wurzeln der Turbinenschauf ein 26. ... .

Die umlaufende Scheibe 30, die Schirmplatte 32 und der Umstand, daß der Brennstoff zwischen dieser Schirmplatte 32 und dem Turbinenrotor 27 austritt, haben zur Folge, daß der Turbinenrotor gegenüber der großen Verbrennungshitze geschützt ist und gekühlt wird.

Eine zusätzliche Kühlwirkung wird dadurch erzielt, daß ein Teil des flüssigen Wasserstoffperoxyds aus dem Raum 22 durch Kanäle 35 geleitet wird. Dieser Kühlstrom tritt außen an der umlaufenden Welle 28 entlang und gelangt durch Kanäle 36 und 37 an der inneren Ringwandung des Katalysators 23 wieder zurück.

Claims (2)

Patentansprüche: 1S

1. Raketenantrieb mit einer Brennkammer, die zwei getrennte Einlasse für zwei oder mehr Treibstoffe aufweist, von denen wenigstens einer sich in flüssigem Zustand befindet, und in der sich eine Turbine für den Antrieb von Förderpumpen und./ oder sonstigem Zubehör befindet, dadurch gekenn-

zeichnet, daß wenigstens ein Durchlaß (33) für flüssigen Treibstoff stromabwärts hinter dem Turbinenläufer (27) vorgesehen ist, durch den der flüssige Treibstoff hindurchströmt und den Läufer kühlt, worauf er in fein verteiltem Zustand vom Umfang des Läufers abgeschleudert wird und die Bahn des zweiten Treibstoffs kreuzt, der zwischen den Turbinenschaufeln (26) austritt.

2. Raketenantrieb nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß in der Brennkammer (12) stromabwärts hinter dem Turbinenläufer (27) eine von dieser angetriebene Scheibe (30) vorgesehen ist, der ein Teil des flüssigen Treibstoffs zugeführt wird, so daß dieser vom Umfang der Scheibe in fein zerstäubtem Zustand abgeschleudert wird.

In Betracht gezogene Druckschriften:
Deutsche Patentschriften Nr. 892 096, 858 335;
schweizerische Patentschrift Nr. 308 992;
französische Patentschrift Nr. 735 757;
britische Patentschrift Nr. 771 896;
USA.-Patentschrift Nr. 2 589 215.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

© 009 589/137 8.60