DE10141108B4

DE10141108B4 - Rocket engine with closed engine cycle with modular supply of turbine exhaust

Info

Publication number: DE10141108B4
Application number: DE2001141108
Authority: DE
Inventors: Herbert Linner; Stefan Dr. Menne
Original assignee: EADS Space Transportation GmbH
Current assignee: EADS Space Transportation GmbH
Priority date: 2001-08-22
Filing date: 2001-08-22
Publication date: 2005-06-30
Anticipated expiration: 2021-08-23
Also published as: SE523632C2; FR2828911B1; FR2828911A1; SE0202460L; SE0202460D0; DE10141108A1

Abstract

Raketentriebwerk mit Turbinen zum Antrieb von Treibstoffpumpen und mit geschlossenem Triebwerkskreislauf, wobei
eine modulare Zuführung der Turbinenabgase zu dem Hauptstrom des Raketentriebwerkes im Bereich der Expansionsdüse (3) des Raketentriebwerkes vorgesehen ist, die gebildet wird durch
einen mit einer definierten Schnittstelle versehenen Injektoreinsatz (2) zur Einleitung der Turbinenabgase in die Expansionsdüse (3) und
einen mit dem Injektoreinsatz (2) formschlüssig verbindbaren Zuführstutzen (1), dadurch gekennzeichnet,
dass der Injektoreinsatz (2) fast ausschließlich im Bereich der heissen Verbrennungsgase des Raketentriebwerkes angeordnet ist.Rocket engine with turbines for propulsion of fuel pumps and with closed engine cycle, wherein
a modular supply of the turbine exhaust gases to the main flow of the rocket engine is provided in the region of the expansion nozzle (3) of the rocket engine, which is formed by
a provided with a defined interface injector (2) for introducing the turbine exhaust into the expansion nozzle (3) and
a feed connection (1) which can be positively connected to the injector insert (2), characterized
the injector insert (2) is arranged almost exclusively in the region of the hot combustion gases of the rocket engine.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Raketentriebwerk mit Turbinen zum Antrieb von Treibstoffpumpen und mit geschlossenem Triebwerkskreislauf, wobei eine modulare Zuführung der Turbinenabgase zu dem Hauptstrom des Raketentriebwerkes im Bereich der Expansionsdüse des Raketentriebwerkes vorgesehen ist, die gebildet wird durch einen mit einer definierten Schnittstelle versehenen Injektoreinsatz zur Einleitung der Turbinenabgase in die Expansionsdüse und einen mit dem Injektoreinsatz formschlüssig verbindbaren Zuführstutzen.The The present invention relates to a rocket engine with turbines for driving fuel pumps and with closed engine cycle, wherein a modular feeder the turbine exhaust gases to the main current of the rocket engine in the area the expansion nozzle of the rocket engine is provided, which is formed by a with a defined interface provided injector for Introduction of the turbine exhaust into the expansion nozzle and one with the injector insert form-fitting connectable feed pipe.

Die Turbinen von Raketentriebwerken werden durch Verbrennungsgase eines von der Brennkammer des Raketentriebwerkes getrennten Gasgenerators angetrieben. Bei einem Triebwerk mit geschlossenen Triebwerkskreislauf werden im Gegensatz zu Triebwerken mit offenem Triebwerkskreislauf die Turbinenabgase wieder in den Hauptstrom des Raketentriebwerkes eingeleitet, also den Treibstoffen oder den Verbrennungsgasen der Brennkammer des Raketentriebwerkes wieder zugeführt. Triebwerke mit geschlossenem Triebwerkskreislauf sind aus dem Stand der Technik hinreichend bekannt, es wird hierzu beispielhaft auf EP 1 022 45 A2 und US 5,404,715 A verwiesen.The turbines of rocket engines are powered by combustion gases from a gas generator separate from the rocket engine combustor. In an engine with closed engine cycle, the turbine exhaust gases are again introduced into the main stream of the rocket engine, in contrast to engines with an open engine cycle, ie the fuels or the combustion gases of the combustion chamber of the rocket engine fed again. Engines with closed engine cycle are well known from the prior art, it is this example on EP 1 022 45 A2 and US 5,404,715 A directed.

Ein Raketentriebwerk mit den eingangs beschriebenen Merkmalen gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 ist aus der DE 38 20 322 C2 bekannt. Dieses vorbekannte Raketentriebwerk zeigt einen Torus mit Einspritzdüsen, der als Zuführstutzen verstanden werden kann. Der Torus grenzt an ein Netz von Rohren, die eine definierte Schnittstelle zum Torus aufweisen. Das Netz aus Rohren kann als Injektoreinsatz verstanden werden, welcher mit dem Inneren eines Mischrohres kommuniziert. Der Injektoreinsatz ist aber außerhalb des Mischrohres angeordnet. Einen Hinweis darauf, den Injektoreinsatz anders anzuordnen als außerhalb des Mischrohres gibt die Druckschrift nicht.A rocket engine with the features described above according to the preamble of claim 1 is known from DE 38 20 322 C2 known. This known rocket engine shows a torus with injectors, which can be understood as a feed. The torus is adjacent to a network of tubes that have a defined interface to the torus. The network of pipes can be understood as an injector insert which communicates with the interior of a mixing tube. The injector insert is arranged outside the mixing tube. An indication to arrange the injector differently than outside of the mixing tube is not the publication.

Nachteilig am bisherigen Stand der Technik ist, dass die Zuführung der Turbinenabgase bislang durch integrale, speziell angepasste Bauelemente realisiert wurde. Dies ist insbesondere dann nachteilig, wenn ein Teil der Zuführung mit den heißen Verbrennungsgasen der Brennkammer des Raketentriebwerkes in Kontakt kommt, da die heißen Verbrennungsgase die Lebensdauer der entsprechenden Teile solcher Bauelemente stark begrenzen. Im Fall einer Abnutzung dieser Teile der Zuführung ist dann die gesamte Zuführung auszutauschen.adversely the prior art is that the supply of the Turbine exhaust gases realized so far by integral, specially adapted components has been. This is particularly disadvantageous if a part of feed with the hot ones Combustion gases of the combustion chamber of the rocket engine in contact comes, there are the hot ones Combustion gases the life of the corresponding parts of such Limit components severely. In case of wear of these parts the feeder is then the entire feeder exchange.

Es ist also beim Stand der Technik nur ein geringer Grad an Wiederverwertbarkeit für die Zuführung der Turbinenabgase gegeben. Auch ist nur eine geringe Anpassbarkeit der Zuführung an alternative Bauweisen gegeben.It Thus, in the prior art is only a small degree of recyclability for the feed given the turbine exhaust. Also, only a small adaptability the feeder given to alternative constructions.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein Raketentriebwerk mit geschlossenem Triebwerkskreislauf bereitzustellen, das einen höheren Grad an Wiederverwertbarkeit und Anpassbarkeit garantiert.task The present invention is a rocket engine with closed Engine cycle, which provides a higher degree of recyclability and customizability guaranteed.

Diese Aufgabe wird gelöst von einem Raketentriebwerk mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1.These Task is solved from a rocket engine with the features of the claim 1.

Durch die erfindungsgemäße Anordnung des Injektoreinsatzes fast ausschließlich im Bereich der heißen Verbrennungsgase des Raketentriebwerkes und eines weiteren Bereichs, der nicht mit den heißen Verbrennungsgasen des Raketentriebwerkes in Kontakt kommt, wird ein höherer Grad an Wiederverwendbarkeit für die Zuführung erzielt. Der nicht den Einflüssen der Verbrennungsgase ausgesetzte Zuführungsstutzen kann praktisch ohne Einschränkungen wiederverwendet werden. Durch die Ausbildung des Injektoreinsatzes als separates, modulares Bauteil wird der Anteil der nicht-wiederverwendbaren Bereiche der modularen Zuführung auf ein Minimum beschränkt.By the inventive arrangement of Injector use almost exclusively in the field of hot combustion gases of the rocket engine and another area that does not the hot ones Combustion gases of the rocket engine comes into contact is a higher one Degree of reusability for the feeder achieved. The not the influences the combustion gasses exposed feed can practically without restrictions be reused. Due to the design of the injector insert as a separate, modular component, the proportion of non-reusable areas the modular feeder kept to a minimum.

Nach einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass sowohl der Injektoreinsatz als auch der Zuführstutzen ringförmig ausgebildet sind. Damit kann die Zuführung das Raketentriebwerk im Bereich der Brennkammer oder der Expansionsdüse ringförmig umschließen, wodurch eine besonders gleichmäßige Zuführung der Turbinenabgase in den Hauptstrom gewährleistet werden kann. Grundsätzlich kann die Zuführung dann an jeder geeigneten Stelle der Brennkammer oder der Expansionsdüse vorgesehen werden. Bevorzugt wird jedoch vorgesehen, dass der Injektoreinsatz als ringförmige Verbindung zwischen einem regenerativ gekühlten Teilbereich der Expansionsdüse und einem ungekühlten Teilbereich der Expansionsdüse ausgebildet ist. Auf diese Weise kann der Injektoreinsatz auf besonders einfache Art in die Expansionsdüse integriert werden.To an advantageous embodiment of the invention is provided in that both the injector insert and the feed nozzle are annular are. This can be the feeder surround the rocket engine annularly in the region of the combustion chamber or the expansion nozzle, whereby a particularly uniform supply of Turbine exhaust gases can be ensured in the main stream. Basically the feeder then provided at any suitable location of the combustion chamber or the expansion nozzle become. However, it is preferably provided that the injector insert as an annular connection between a regeneratively cooled partial area the expansion nozzle and an uncooled one Part of the expansion nozzle is trained. In this way, the injector can be used on simple way into the expansion nozzle to get integrated.

Es wird insbesondere vorgesehen, dass der Injektoreinsatz Turbinenabgaskanäle mit Austrittsöffnungen aufweist, wobei die Turbinenabgaskanäle zumindest im Bereich der Austrittsöffnungen parallel zur Wand der Expansionsdüse verlaufen und die Austrittsöffnungen an die Wand der Expansionsdüse angrenzen. Es wird so eine wandnahe Einleitung der Turbinenabgase in die Expansionsdüse erreicht, wobei die Strömungsrichtung der Turbinenabgase beim Austritt aus den Austrittsöffnungen parallel zu der Strömungsrichtung der Verbrennungsgase in der Expansionsdüse verläuft. Damit werden einerseits störende Einflüsse durch die Einleitung der Turbinenabgase verhindert, andererseits bildet sich eine wandnahe Strömungsschicht von Turbinenabgasen zwischen der Düsenwand und den heißen Verbrennungsgasen aus, die als Kühlfilm und Isolationsfilm wirkt. Damit wird einerseits eine zusätzliche Kühlung oder hitzebeständige Beschichtung der Düsenwand in diesem Bereich entbehrlich und es wird die Lebensdauer der Düsenwand durch die Verhinderung des direkten Kontaktes zu den heißen Verbrennungsgasen verlängert.It is provided, in particular, that the injector insert has turbine exhaust ducts with outlet openings, the turbine exhaust ducts extending at least in the region of the outlet openings parallel to the wall of the expansion nozzle and the outlet openings adjoining the wall of the expansion nozzle. It is thus achieved a near-wall introduction of the turbine exhaust gases in the expansion nozzle, wherein the flow direction of the turbine exhaust gases at the exit from the outlet openings parallel to the Flow direction of the combustion gases in the expansion nozzle runs. On the one hand disturbing influences are prevented by the introduction of the turbine exhaust gases, on the other hand forms a wall-near flow layer of turbine exhaust gases between the nozzle wall and the hot combustion gases, which acts as a cooling film and insulation film. Thus, on the one hand additional cooling or heat-resistant coating of the nozzle wall in this area is unnecessary and it extends the life of the nozzle wall by preventing direct contact with the hot combustion gases.

Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung wird auch gelöst von einem Raketentriebwerk mit den Merkmalen des Patentanspruchs 5. Die damit erreichte Fernhaltung der heißen Verbrennungsgabe von der Düsenwand wirkt sich lebensdauerverlängernd auf die Düsenwand aus. Weitere Ausgestaltungen zu dieser Merkmalskombination sind in den Ansprüchen 6 bis 8 aufgezeigt.The Object of the present invention is also achieved by a rocket engine with the features of claim 5. The remote keeping achieved thereby the hot ones Combustion from the nozzle wall has a life-prolonging effect on the nozzle wall out. Further embodiments of this feature combination are in the claims 6 to 8 shown.

Ein spezielles Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung wird nachfolgend anhand der 1 bis 4 erläutert.A specific embodiment of the present invention will be described below with reference to FIGS 1 to 4 explained.

Es zeigen:It demonstrate:

1: den Querschnitt durch ein Raketentriebwerk mit modularer Turbinenabgas-Zuführung 1 : The cross section through a rocket engine with modular turbine exhaust feed

2: den Querschnitt durch eine modulare Turbinenabgas-Zuführung 2 FIG. 2: the cross section through a modular turbine exhaust feed. FIG

3: den Querschnitt durch den Injektoreinsatz 3 : the cross section through the injector insert

4: eine Teilansicht des Injektoreinsatzes vom Ende der Expansionsdüse aus gesehen 4 : A partial view of the injector used as seen from the end of the expansion nozzle

In 1 ist ein Querschnitt durch eine Gesamtansicht eines Raketentriebwerkes mit geschlossenem Triebwerkskreislauf dargestellt, das eine spezielle Ausbildung der erfindungsgemäßen Zuführung von Triebwerksabgasen aufweist. Als wesentliche Komponenten weist das Raketentriebwerk nach 1 einen Einspritzkopf 8, eine Brennkammer 7, einen Brennkammerhals 6 und eine Expansionsdüse 3 auf. Die Expansionsdüse besteht dabei aus einem ersten, regenerativ gekühlten Bereich 4 und einem zweiten, nicht regenerativ gekühlten Bereich 5, der als Düsenerweiterung wirkt. Brennkammer 7, Brennkammerhals 6 und gekühlter Düsenbereich 4 können beispielsweise aus einem Werkstück hergestellt sein. Weiterhin sind Zuführungen 9, 15 für die Treibstoffe des Raketentriebwerkes vorgesehen. Eine erste Zuführung 9, beispielsweise zur Zuführung eines Oxidators, mündet direkt in den Einspritzkopf, eine zweite Zuführung 15 ist am gekühlten Bereich 4 der Expansionsdüse 3 angeordnet. Der durch die Zuführung 15 eingeführte Treibstoff, beispielsweise ein Brennstoff, wird in Kühlkanäle 10 geleitet, die in 2 verdeutlicht dargestellt sind, um durch Wärmeaufnahme die Wand des Treibwerkes zu kühlen. Der Treibstoff wird dabei durch die Kühlkanäle 10 zum Einspritzkopf 8 geleitet.In 1 is a cross-section through an overall view of a rocket engine with closed engine cycle shown, which has a special design of the invention supply of engine exhaust. As essential components, the rocket engine detects 1 an injection head 8th , a combustion chamber 7 , a combustion chamber neck 6 and an expansion nozzle 3 on. The expansion nozzle consists of a first, regeneratively cooled area 4 and a second non-regeneratively cooled area 5 acting as nozzle extension. combustion chamber 7 , Combustion chamber neck 6 and cooled nozzle area 4 can be made for example from a workpiece. Furthermore, there are feeders 9 . 15 intended for the propellants of the rocket engine. A first feeder 9 , For example, for supplying an oxidizer, opens directly into the injection head, a second supply 15 is at the refrigerated area 4 the expansion nozzle 3 arranged. The one by the feeder 15 introduced fuel, such as a fuel, is in cooling channels 10 directed in the 2 are shown clearly to cool by absorbing heat the wall of the drive. The fuel is passing through the cooling channels 10 to the injection head 8th directed.

Unterhalb des gekühlten Bereiches 4 der Expansionsdüse 3 ist eine Zuführung 1, 2 für Turbinenabgase angeordnet. Diese Turbinenabgase stammen von einer oder mehreren, nicht dargestellten Turbinen, die durch Verbrennungsgase eines separaten, ebenfalls nicht dargestellten Gasgenerators angetrieben werden und die ebenfalls nicht dargestellte Treibstoffpumpen antreiben. Eine solche Methode zum Antrieb von Treibstoffpumpen für Raketentriebwerke ist aus dem Stand der Technik hinreichend bekannt. Das Raketentriebwerk besitzt folglich einen geschlossenen Triebwerkskreislauf, bei dem die Turbinenabgase dem Hauptstrom des Triebwerkes, im vorliegenden Fall den Verbrennungsgasen in der Expansionsdüse, wieder zugeführt werden. Die Zuführung 1, 2 für die Turbinenabgase soll im Folgenden anhand der 2 detailliert erläutert werden.Below the cooled area 4 the expansion nozzle 3 is a feeder 1 . 2 arranged for turbine exhaust. These turbine exhaust gases come from one or more turbines, not shown, which are driven by combustion gases of a separate, also not shown gas generator and drive the fuel pumps, also not shown. Such a method for driving fuel pumps for rocket engines is well known in the art. The rocket engine thus has a closed engine circuit in which the turbine exhaust gases are returned to the main flow of the engine, in this case the combustion gases in the expansion nozzle. The feeder 1 . 2 for the turbine exhaust gases will be described below with reference to 2 be explained in detail.

Wie 2 zeigt, ist die Zuführung 1, 2 für Turbinenabgase modular ausgebildet. Sie besteht aus einem ringförmigen Injektoreinsatz 2, der sich direkt an den gekühlten Bereich 4 der Expansionsdüse 3 anschließt und somit die Wand der Expansionsdüse 3 fortsetzt. An den ringförmigen Injektoreinsatz 2 schließt sich wiederum der nicht regenerativ gekühlte Bereich 5 der Expansionsdüse 3 an. Der Injektoreinsatz 2 weist eine definierte Schnittstelle auf, über die er mit einem ringförmigen Zuführstutzen 1, der auch als Basisring bezeichnet werden kann, verbunden ist. Eine Schraubverbindung 11 verbindet den nicht regenerativ gekühlten Bereich 5 der Expansionsdüse 3, den Injektoreinsatz 2 und den Zuführstutzen 1. Eine weiter Schraubverbindung 12 verbindet den gekühlten Bereich 4 der Expansionsdüse 3 und den Zuführstutzen 1, wobei der Injektoreinsatz 2 durch eine formschlüssige Klemmverbindung mit dem gekühlten Bereich 4 und dem Zuführstutzen 1 verbunden wird. Es können aber auch andere Arten von Verbindungen an diesen Stellen vorgesehen werden. Wesentlich ist dabei, dass der Zuführstutzen 1 jeweils lösbar mit den übrigen Bauteilen, insbesondere mit dem Injektoreinsatz 2 verbunden sein muss, um eine Austauschbarkeit als Basis des modularen Konzepts der Turbinenabgas-Zuführung zu garantieren.As 2 shows is the feeder 1 . 2 modularly designed for turbine exhaust gases. It consists of an annular injector insert 2 which directly adjoins the chilled area 4 the expansion nozzle 3 connects and thus the wall of the expansion nozzle 3 continues. To the annular injector insert 2 in turn closes the non-regenerative cooled area 5 the expansion nozzle 3 at. The injector insert 2 has a defined interface over which it is provided with an annular feed neck 1 , which can also be referred to as a base ring, is connected. A screw connection 11 connects the non-regenerative cooled area 5 the expansion nozzle 3 , the injector insert 2 and the feed pipe 1 , Another screw connection 12 connects the refrigerated area 4 the expansion nozzle 3 and the feed pipe 1 , wherein the injector insert 2 by a positive clamping connection with the cooled area 4 and the feed pipe 1 is connected. However, other types of connections may also be provided at these locations. It is essential that the feed pipe 1 in each case detachable with the other components, in particular with the injector insert 2 to ensure interchangeability as the basis of the modular concept of turbine exhaust delivery.

Wie aus 2 ersichtlich wird, befindet sich nur ein kleiner Teil der gesamten Zuführung für die Turbinenabgase im Bereich der heißen Verbrennungsgase des Raketentriebwerkes. Dieser Teil ist besonders hohen thermischen und mechanischen Belastungen ausgesetzt und daher sehr verschleißanfällig. Es wurde nun die modulare Aufteilung der Zuführung in Zuführstutzen 1 und Injektoreinsatz 2 so vorteilhaft gewählt, dass der verschleißanfällige Teil durch den Injektoreinsatz 2 gebildet wird und dessen räumliche Ausdehnung auf ein Minimum reduziert wurde. Der überwiegende Teil der Zuführung wird durch den Zuführstutzen 1 in Form eines Basisrings gebildet, der austauschbar und wiederverwendbar ist, da er nicht so hohen Belastungen ausgesetzt ist wie der Injektoreinsatz 2.How out 2 As can be seen, there is only a small part of the total supply for the turbine exhaust gases in the area of the hot combustion gases of the rocket engine. This part is particularly high thermal and mechanical Loads exposed and therefore very susceptible to wear. It has now become the modular division of the feed in feed pipe 1 and injector insert 2 selected so advantageous that the wear-prone part through the injector 2 is formed and whose spatial extent has been reduced to a minimum. The majority of the feed is through the feed pipe 1 formed in the form of a base ring, which is interchangeable and reusable, since it is not exposed to as high loads as the injector insert 2 ,

Der Injektoreinsatz 2 weist insbesondere Turbinenabgaskanäle 14 mit Austrittsöffnungen 13 auf. Die Turbinenabgaskanäle 14 verlaufen bereits in einem Bereich vor den Austrittsöffnungen 13 parallel zur Wand der Expansionsdüse 3. Die Austrittsöffnungen 13 grenzen direkt an die Wand der Expansionsdüse 3 an, da der Injektoreinsatz 2, wie 1 zeigt, im Bereich vor den Austrittsöffnungen 13 eine direkte Verlängerung der Wand der Expansionsdüse 3 bildet und nach den Austrittsöffnungen die Wand der Expansionsdüse 3 im Wesentlichen um die Weite der Austrittsöffnungen 13 nach außen versetzt verläuft. So wird folglich eine Einleitung der Turbinenabgase in die Expansionsdüse 3 direkt entlang der Wand der Expansionsdüse 3 erreicht, wobei die Strömungsrichtung der Turbinenabgase beim Austritt aus den Austrittsöffnungen 13 parallel zu der Strömungsrichtung der Verbrennungsgase in der Expansionsdüse 3 verläuft. Störende Einflüsse durch die Einleitung der Turbinenabgase werden dadurch verhindert. Andererseits bildet sich eine wandnahe Strömungsschicht von Turbinenabgasen zwischen der Düsenwand und den heißen Verbrennungsgasen im nicht regenerativ gekühlten Bereich 5 der Expansionsdüse 3 aus. Diese Strömungsschicht wirkt dabei als Kühlfilm und Isolationsfilm. Damit wird garantiert, dass im nicht regenerativ gekühlten Bereich 5 auch ohne separate Kühlung keine zu hohen Wandtemperaturen auftreten und eventuell zusätzliche, aufwändige hitzebeständige Beschichtung der Düsenwand in diesem Bereich 5 entbehrlich werden.The injector insert 2 has in particular turbine exhaust ducts 14 with outlet openings 13 on. The turbine exhaust ducts 14 already run in an area in front of the outlet openings 13 parallel to the wall of the expansion nozzle 3 , The outlet openings 13 borders directly on the wall of the expansion nozzle 3 because of the injector insert 2 , as 1 shows, in the area in front of the outlet openings 13 a direct extension of the wall of the expansion nozzle 3 forms and after the outlet openings the wall of the expansion nozzle 3 essentially around the width of the outlet openings 13 offset outwards. Thus, therefore, an introduction of the turbine exhaust into the expansion nozzle 3 directly along the wall of the expansion nozzle 3 achieved, wherein the flow direction of the turbine exhaust gases at the exit from the outlet openings 13 parallel to the flow direction of the combustion gases in the expansion nozzle 3 runs. Disturbing influences caused by the introduction of the turbine exhaust gases are thereby prevented. On the other hand, a wall-near flow layer of turbine exhaust gases forms between the nozzle wall and the hot combustion gases in the non-regenerative cooled area 5 the expansion nozzle 3 out. This flow layer acts as a cooling film and insulation film. This guarantees that in the non-regenerative cooled area 5 Even without separate cooling no excessive wall temperatures occur and possibly additional, expensive heat-resistant coating of the nozzle wall in this area 5 be dispensable.

Die 3 zeigt einen Querschnitt durch den Injektoreinsatz 2, wobei nun die Turbinenabgaskanäle 14 besonders deutlich werden, die in Austrittsöffnungen 13 münden. Die Turbinenabgaskanäle 14 sind im Beispiel nach 14 als leicht gebogen geformte Langlöcher ausgebildet, die durch Stege voneinander getrennt sind. Dies wird auch aus 4 nochmals deutlich, die eine Teilansicht des Injektoreinsatzes 2 von „unten", also vom Ende der Expansionsdüse 3 her gesehen, zeigt. Hier wird besonders die leicht gebogene Langlochform der Turbinenabgaskanäle 14 und ihrer Auslassöffnungen 13 deutlich. Statt der Langloch-Form können die Austrittsöffnungen 13 aber auch jede andere geeignete Form aufweisen, z.B. eine Kreisform oder eine Schlitzform. Auch zeigen die 3 und 4 nochmals deutlich die Lage der Verschraubungen 11 zur Verbindung des Injektoreinsatzes 2 mit dem ungekühlten Bereich 5 der Expansionsdüse 3 und mit dem Zuführstutzen 1.The 3 shows a cross section through the injector insert 2 where now the turbine exhaust ducts 14 be particularly clear in the outlet openings 13 lead. The turbine exhaust ducts 14 are in the example after 14 designed as slightly curved elongated holes which are separated by webs. This will also be out 4 again clearly, the partial view of the injector 2 from "below", ie from the end of the expansion nozzle 3 seen here, shows. Here is particularly the slightly curved slot shape of the turbine exhaust ducts 14 and their outlet openings 13 clear. Instead of the oblong shape, the outlet openings 13 but also have any other suitable shape, such as a circular shape or a slot shape. Also show the 3 and 4 again clearly the location of the fittings 11 for connecting the injector insert 2 with the uncooled area 5 the expansion nozzle 3 and with the feed pipe 1 ,

Claims

Rocket engine with turbines for driving fuel pumps and with closed engine circuit, wherein a modular supply of the turbine exhaust gases to the main flow of the rocket engine in the region of the expansion nozzle ( 3 ) of the rocket engine, which is formed by an injector insert provided with a defined interface ( 2 ) for introducing the turbine exhaust gases into the expansion nozzle ( 3 ) and one with the injector insert ( 2 ) positively connectable supply nozzle ( 1 ), characterized in that the injector insert ( 2 ) is arranged almost exclusively in the area of the hot combustion gases of the rocket engine.

Rocket engine according to claim 1, characterized in that both the injector insert ( 2 ) as well as the feed pipe ( 1 ) is annular.

Rocket engine according to claim 2, characterized in that the injector insert ( 2 ) as an annular connection between a regeneratively cooled portion ( 4 ) of the expansion nozzle ( 3 ) and an uncooled subregion ( 5 ) of the expansion nozzle ( 3 ) is trained.

Rocket engine according to one of claims 1 to 3, characterized in that the injector insert ( 2 ) Turbine exhaust ducts ( 14 ) with outlet openings ( 13 ), wherein the turbine exhaust gas channels ( 14 ) at least in the region of the outlet openings ( 13 ) parallel to the wall of the expansion nozzle ( 3 ) and the outlet openings ( 13 ) to the wall of the expansion nozzle ( 3 ).

Rocket engine with turbines for driving fuel pumps and with closed engine circuit, wherein a modular supply of the turbine exhaust gases to the main flow of the rocket engine in the region of the expansion nozzle ( 3 ) of the rocket engine, which is formed by an injector insert provided with a defined interface ( 2 ) for introducing the turbine exhaust gases into the expansion nozzle ( 3 ) and one with the injector insert ( 2 ) positively connectable supply nozzle ( 1 ), wherein the injector insert ( 2 ) Turbine exhaust ducts ( 14 ) with outlet openings ( 13 ), characterized that the turbine exhaust ducts ( 14 ) and the outlet openings ( 13 ) are designed such that a near-wall introduction of the turbine exhaust gases in the expansion nozzle ( 3 ), and the flow direction of the turbine exhaust gases when exiting the outlet openings ( 13 ) runs parallel to the flow direction of the combustion gases in the expansion nozzle.

Rocket engine according to claim 5, characterized in that the injector insert ( 2 ) is arranged almost exclusively in the area of the hot combustion gases of the rocket engine.

Rocket engine according to claim 5 or 6, characterized in that both the injector insert ( 2 ) as well as the feed pipe ( 1 ) is annular.

Rocket engine according to one of claims 5 to 7, characterized in that the injector insert ( 2 ) as an annular connection between a regeneratively cooled portion ( 4 ) of the expansion nozzle ( 3 ) and an uncooled subregion ( 5 ) of the expansion nozzle ( 3 ) is trained.