Verfahren zur Verminderung der Wärmebeanspruchung von Raketenbrennkammern
Raketenbrennkammern sind durch die hohen Temperaturen und die großen Geschwindigkeiten
der sie durchströmenden Verbrennungsgase so enormen Wärmebeanspruchungen ausgesetzt,
daß es nur mit großer Mühe gelingt, ihnen eine brauchbare Haltbarkeit zu geben.
Bei den normalerweise zwischen 2000 und 2500° C liegenden Verbrennungstemperaturen
täte man sich bei der Werkstoffwahl für solche Brennkammern mit Wolfram oder ähnlichen
Metallen hoher Schmelzpunkte am leichtesten. Praktisch ist man jedoch auf weniger
kostspielige Werkstoffe wie Stahl angewiesen. Um hierbei mit den Wärmebeanspruchungen
fertig zu werden, muß man für eine intensive Kühlung der Brennkammerwandung sorgen.
Für Geräte mit längeren Betriebszeiten kommen nur flüssige Treibstoffe in Frage.
Zur Kühlung benutzt inan dabei gewöhnlich den Sauerstoffträger, und zwar dessen
Flüssigkeitsstrom, der den Einspritzdüsen der Brennkammer zufließt. Dieser wird
vor seinem Eintritt in die Einspritzdüsen entlang der Mantelfläche der Brennkammer
um sie herumgeführt. Die Kühlung ist nur mit extrem großen Strömungsgeschwindigkeiten
des Kühlmittels ausreichend, wie sie bei dein mit dein Düsendurchsatz festliegenden
Flüssigkeitsstrom nur dann erreicht werden, wenn der Kühlkanalquerschnitt klein
genug ist. Fabrikatorisch verursacht eine genaue Tolerierung des Kühlkanals vor
allem in der Zone des Schubdüsenhalses sehr große Unkosten.Process for reducing the thermal stress on rocket combustion chambers
Rocket combustion chambers are characterized by high temperatures and high speeds
exposed to such enormous thermal stresses from the combustion gases flowing through them,
that it takes great effort to give them a useful shelf life.
At the combustion temperatures normally between 2000 and 2500 ° C
If you choose the material for such combustion chambers with tungsten or similar
Easiest metals with high melting points. Practically, however, one is on less
relying on expensive materials such as steel. To do this with the thermal stresses
to be finished, one must ensure intensive cooling of the combustion chamber wall.
Only liquid fuels can be used for devices with longer operating times.
Inan usually uses the oxygen carrier for cooling, namely the oxygen carrier
Liquid flow that flows to the injection nozzles of the combustion chamber. This one will
before it enters the injection nozzles along the outer surface of the combustion chamber
led around them. The cooling is only possible with extremely high flow velocities
of the coolant is sufficient, as it is fixed with your nozzle throughput
Liquid flow can only be achieved if the cooling channel cross-section is small
is enough. In terms of manufacturing, an exact tolerance of the cooling channel is caused
Particularly in the area of the nozzle neck, very large expenses.
Oft ist die Außenkühlung trotz allen Aufwandes in der Herstellungsgenauigkeit
nicht ausreichend. Man greift dann noch zu dem Hilfsmittel einer inneren, sogenannten
Schleierkühlung, bei der ein zusätzlicher Brennstoffstrom an der Innenseite der
Brennkammerwandung entlang geführt wird, um sie vor den heißen Verbrennungsgasen
zu schützen. Leider bedeutet eine solche Schleierkühlung einen zusätzlichen Brennstoffverbrauch,
der an der Impulserzeugung unbeteiligt ist und damit den `'Wirkungsgrad des Triebwerks
verschlechtert.Often the external cooling is in terms of manufacturing accuracy despite all the effort
unsatisfactory. One then resorts to the aid of an internal, so-called
Curtain cooling, in which an additional flow of fuel on the inside of the
Combustion chamber wall is guided along to protect them from the hot combustion gases
to protect. Unfortunately, such a curtain cooling means additional fuel consumption,
which is not involved in the generation of impulses and thus the '' efficiency of the engine
worsened.
Nachdem derartige Maßnahmen unbefriedigend sind, hat man immer wieder
versucht, den feuerseitigen Wärmeeintritt in die Brennkaminerwand durch wärmeisolierende
Auskleidungen zu vermindern. Praktisch befriedigende Lösungen hat man aber auch
dabei nicht gefunden. Wärmeisolierende Materialien besitzen zumeist einen weit geringeren
Temperaturausdehnungskoeffizienten als Metalle und werden als Brennkammerauskleidungen
nach dem geringsten Temperaturanstieg ihres metallischen Mantels, nach-(lern sie
nicht mehr an ihm anliegen, durch den Innendruck der Verbrennungsgase zum Bersten
gebracht.After such measures are unsatisfactory, one has again and again
tries to prevent the heat from entering the fireplace wall on the fire side by means of heat-insulating
To diminish linings. Practically satisfactory solutions can also be found
not found. Heat-insulating materials usually have a much lower level
Thermal expansion coefficients than metals and are used as combustion chamber linings
after the slightest rise in the temperature of your metallic jacket, learn again
no longer rest on it, due to the internal pressure of the combustion gases to bursting
brought.
Bei der vorliegenden Erfindung wird zur Beherrschung der Wärmebeanspruchung
von Raketenbrennkammern ein ganz neuer Weg insofern beschritten, als dem Treibstoff
bzw. einer seiner Komponenten Stoffe beigemischt werden, die zu einem festen Niederschlag
aus den Verbrennungsgasen an der Brennkaminerwand führen. Dieser Niederschlag stellt
eine während des Betriebes sich fortlaufend erneuernde Wärmeisolierung dar. Besonders
gut läßt sich dieses Verfahren bei Treibstoffkombinationen auf der Salpetersäurebasis
anwenden. Als den Niederschlag aus den Verbrennungsgasen bewirkende Treibstoffbeimengungen
sind Schwermetallsalze, unter anderem von Chrom und Nickel, brauchbar, die sich
in dem Sauerstoffträger gut lösen. Der Niederschlag besteht dann aus Nitriden dieser
Metalle. Praktische Versuche haben gezeigt. daß andere Salze außer allen Schwerinetallsalzen,
die im Treibstoff löslich sind, Salze, wie sie z. B. in der französischen Patentschrift
1003 874 erwähnt sind und dort als Katalysatoren zur Beschleunigung des Verbrennungsablaufs
dienen sollen, zur Bildung einer wärmeisolierenden Schutzschicht in Raketenbrennkammern
nicht geeignet sind. Auch mit den in den französischen Patentschriften
823791,
50 276 aufgeführten Zusätzen zu Vergasertreibstoffen für Verbrennungsmotoren
ist in Raketenbrennkammern kein wärmeisolierender Niederschlag erzielbar. Das liegt
in erster Linie daran, daß die Schmelzpunkte dieser Zusätze bzw. ihrer in einer
Raketenbrennkaminer entstehenden Zerfallsprodukte viel zu tief unter der Verbrennungstemperatur
der Raketentreibstoffe liegen und die Brennkammer fängst verlassen haben, bevor
sie zum Erstarren kommen können. Bei der Verwendung von Schwermetallsalzen hingegen
liegt
der Schmelzpunkt des sich bildenden Niederschages zwischen 15Ö0 und 2000° C, und
er bildet sich an der Brennkammerwand dann, wenn die Verbrennungsgase auf diese
Temperatur abgekühlt werden. Mit Chrom- und Nickelsalzen hat es sich gezeigt, daß
die Verbrennungstemperatur der Treibstoffmischung zur Erzeugung eines guten Niederschlages
2000 bis 2200° C nicht wesentlich überschreiten darf. Man erreicht eine Herabsetzung
der Verbrennungstemperatur auf diese Werte am einfachsten durch Verbrennung mit
Brennstoffüberschuß, der bei Treibstoffkombinationen auf der- Salpetersäurebasis
beispielsweise oberhalb von 25% liegen muß.In the present invention, a completely new approach is taken to control the thermal stress on rocket combustion chambers, as substances are added to the fuel or one of its components, which lead to a solid precipitate from the combustion gases on the combustion chamber wall. This precipitate represents a thermal insulation that is continuously renewed during operation. This process can be used particularly well with fuel combinations based on nitric acid. Heavy metal salts, inter alia of chromium and nickel, which dissolve well in the oxygen carrier, can be used as fuel additions causing the precipitation from the combustion gases. The precipitate then consists of nitrides of these metals. Practical tests have shown. that other salts besides all heavy metal salts, which are soluble in the fuel, salts, as they are z. B. are mentioned in French patent specification 1003 874 and are there to serve as catalysts to accelerate the combustion process, are not suitable for forming a heat-insulating protective layer in rocket combustion chambers. Even with the additives to carburetor fuels for internal combustion engines listed in French patents 823791, 50 276, no heat-insulating deposit can be achieved in rocket combustion chambers. This is primarily due to the fact that the melting points of these additives or their decay products formed in a rocket combustion chamber are far too low below the combustion temperature of the rocket propellants and have left the combustion chamber before they can solidify. When using heavy metal salts, on the other hand, the melting point of the precipitate that forms is between 150 and 2000 ° C, and it forms on the combustion chamber wall when the combustion gases are cooled to this temperature. With chromium and nickel salts it has been shown that the combustion temperature of the fuel mixture must not significantly exceed 2000 to 2200 ° C. in order to produce a good precipitate. The easiest way to reduce the combustion temperature to these values is by combustion with an excess of fuel, which in the case of fuel combinations based on nitric acid must be above 25%, for example.