DE1181495B - Raketentriebwerk - Google Patents

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLAND DEUTSCHES WFWQSSl· PATENTAMT Internat. Kl.; F 02 k

AUSLEGESCHRIFT

Deutsche Kl.: 46 g -1/05

Nummer: 1181495

Aktenzeichen: G 27543I a / 46 g

Anmeldetag: 20. Juli 1959

Auslegetag: 12. November 1964

Die Erfindung bezieht sich auf ein Raketentriebwerk mit einer Vielzahl von symmetrisch angeordneten Injektoren und Brennkammern, die an einem etwa ringförmigen Treibstoffbehälter befestigt und wahlweise an diesen anschließbar sind und bei welchem der durch die Abgase der Brennkammern erzeugte Schub zu der Ebene maximalen Querschnitts des Treibstoffbehälters im wesentlichen senkrecht steht sowie die Brennkammern die Abgase allseits entlang der Fläche eines an den Treibstoffbehälter befestigten Gasstrahlleitgliedes ausstoßen.

Ein solches Triebwerk ist Gegenstand des Hauptpatentes 1115 080.

Bei dem Raketentriebwerk gemäß Patent 1115 080 stoßen die Brennkammern tangential gegen die Außenfläche eines das Gasstrahlleitglied darstellenden Kegels aus, der an dem Treibstoffbehälter befestigt ist. Mit dieser Anordnung wird ein Hauptproblem im Zusammenhang mit der Konstruktion von Raketentriebwerken gelöst, die einen Schub von etwa einer halben Million kp oder mehr entwickeln und heutzutage immer mehr gefragt sind. Dieses Hauptproblem besteht darin, in Übereinstimmung mit dem gegenwärtigen Stand der Technik zu einem rationellen Dimensionierungsvorgang zu gelangen.

Bis zu der dem Patent 1115 080 zugrunde liegenden Erfindung versuchte man, Triebwerke für den gewünschten großen Schub entweder durch maßstäbliche Vergrößerung konventioneller Raketentriebwerke oder durch Zusammenbau mehrerer kleinerer bereits entwickelter konventioneller Raketentriebwerke zu einem Verbundtriebwerk zu erhalten.

Die konventionellen Raketen benutzen normalerweise eine De-Laval-Düse, die mit einem kreisförmigen Injektor und einer Verbrennungskammer zu einem Raketentriebwerk kombiniert ist. In einer solchen Anordnung ist der Düsenschub proportional der Querschnittsfläche des Düsenhalses. Da die Querschnittsfläche der Kammer und der Injektordurchmesser in direkter Beziehung zur Fläche des Düsenhalses stehen, wachsen sie ebenfalls mit dem Schub. Bei der Entwicklung von Triebwerken für großen Schub liegt die Schwierigkeit in dem Versuch, die konventionelle Anordnung maßstäblich zu vergrößern.

Zum Beispiel müßte ein koventionelles Triebwerk für einen Schub von einer halben Million kp einen Injektor mit einem Durchmesser von etwa 120 bis 150 cm haben. Nun gibt es jedoch im Raketenbau eine Erscheinung, die als Verbrennungsinstabilität bezeichnet wird. Diese besteht in heftigen Druckschwingungen in der Kammer, welche die Kammer Raketentriebwerk

Zusatz zum Patent: 1115 080

Anmelder:

General Electric Company, New York, N. Y.

(V. St. A.)

Vertreter:

Dipl.-Ing. E. Prinz und Dr. rer. nat. G. Hauser,

Patentanwälte,

München-Pasing, Ernsbergerstr. 19

Als Erfinder benannt:

Arthur Paul Adamson, Cincinnati, Ohio

(V. St. A.)

Beanspruchte Priorität:

V. St. v. Amerika vom 21. Mi 1958 (749 709)

entweder ausbrennen oder sie in kurzer Zeit zerreißen, da sie in der Größenordnung mehrerer zehn kg/cm² liegen können. Die Kontrolle der Verbrennungsstabilität wird um so schwieriger, je größer der Durchmesser des Injektors ist. Qualitativ betrachtet erscheint es zur Erzielung einer stabilen Arbeitsweise nötig, eine praktisch gleichmäßige Druckverteilung und gleichmäßige Verbrennung über den ganzen Injektor hinweg zu erhalten. Wenn der Injektordurchmesser groß ist, schwindet die Aussicht, diese Gleichmäßigkeit zu erreichen, und es ist sehr wahrscheinlich, daß die Verbrennungsinstabilität auftritt.

Nach dem gegenwärtigen Stand der Technik gibt es kein Gesetz für eine quantitative Bemessung, mit dessen Hilfe, ausgehend von einem vorhandenen Raketentriebwerk, für die Dimensionierung eines ebensolchen größeren ein befriedigendes Ergebnis vorhergesagt werden könnte. Das gilt jedenfalls grundsätzlich für die Erscheinung der Verbrennungsinstabilität. Fast in jedem Fall wurde bei der Ent- wicklung einer neuen Druckkammeranordnung die Erfahrung gemacht, daß Schwierigkeiten mit der Verbrennungsinstabilität auftraten. Diese erforderten

409 727/126

jeweils ein mühsames, langwieriges und kostspieliges Experimentieren. Es besteht somit Grund zu der Annahme, daß die Lösung der auftretenden Probleme in gleichem Maße schwieriger und kostspieliger wird, in dem die Groß? konventionelle:' Triebwerke anwächst. Somit ist es unmöglich, mit irgendwelcher Sicherheit hinsichtlich normaler und zuverlässiger Arbeitsweise, eine gewöhnliche Konstruktion für einen Düsenschub höherer Größenordnung maßstäblich zu vergrößern.

Bei der Entwicklung von Raketen ist der Versuch eine äußerst wichtige Phase. Da es, wie oben erläutert, kein Bemessungskriterium für solche Triebwerke gibt, müssen alle Untersuchungen an Einheiten vorgenommen werden, die in voller Größe erbaut sind, denn Prüfungen an maßstäblich verkleinerten Triebwerken haben in erster Linie wegen des Problems der Verbrennungsinstabilität begrenzte Bedeutung. Originalversuche bei Triebwerken der vorstehenden Größe sind aber praktisch undurchführbar, weil beispielsweise eine Triebwerkseinheit für einen Düenschub von 25 000 000 kp an die 100 000 kg Treibstoff/sec benötigt. Selbst bei einem Preis von etwa 80 Pfennig/kg bedeutet dies, daß sich die Treibstoffkosten auf 80 000 DM in der Sekunde belaufen; wenn also alle Versuche an original großen Triebwerkseinheiten vorgenommen werden müssen, werden die Unkosten sogar für billigen Standardtreibstoff untragbar.

Der zweite Weg, Triebwerke mit extrem hohem Schub durch Zusammenbau vorhandener fertig entwickelter Triebwerke zu Verbundtriebwerken zu erhalten, leidet einmal an der Kompliziertheit des Regelsystems, das eine gleichmäßige Leistung aufrechtzuerhalten hat, und zum anderen daran, daß das Potential des Verbundtriebwerkes auch nicht beliebig vergrößert werden kann, weil es eine praktische Grenze dafür gibt, wie viele Triebwerke im Verbund zusammenarbeiten können. Die bekannte ringförmige, symmetrische Anordnung kleiner, miteinander verbundener Triebwerke führt bereits bei einer verhältnismäßig kleinen Anzahl von Einzeltriebwerken zu Abmessungen, die mit der Praxis kaum vereinbar sind und große Schwierigkeiten bereiten dürften. Zudem gestaltet sich auch die Schubübertragung von den einzelnen Triebwerkseinheiten auf das anzutreibende Fahrzeug schwierig; sie kann Ursache für Erscheinungen sein, die mit Wechselwirkungen zwischen diesen Einheiten zusammenhängen.

Bei Strahlturbinentriebwerken ist es bekannt, gleichartige Einzeltriebwerke in symmetrischer Anordnung zu verwenden, die in einen allen Einzeltriebwerken gemeinsamen ringförmigen Gaskanal ausstoßen, der zwischen einem Außengehäuse und einem Innengehäuse gebildet ist und in die Ausstoßdüse mündet. Eine solche Ausbildung ist für Höchstleistungsraketentriebwerke wegen der Reibungsverluste, die in dem ringförmigen Gaskanal auftreten würden, und der extrem großen Abmessungen, die dieser Gaskanal, insbesondere die Außenwand dieses Gaskanals, erhalten müßte, nicht geeignet.

Mit dem dem Patent 1115080 zugrunde liegenden neuartigen Prinzip der Verwendung ringförmiger Injektoren und Brennkammern, die entlang der Fläche eines an dem Treibstoffbehälter befestigten gemeinsamen Gasstrahlleitgliedes ausstoßen und somit wie die bis dahin bekannten konventionellen Raketentriebwerke einen einzigen Schubstrahl erzeugen, konnte die Verwendung von Injektoren mit Durchmessern in der Größenordnung von 1,50 m und darüber hinaus vermieden werden.
Der Erfindung liegt die gleiche Aufgabe zugrunde wie dem Patent 1115 080 und sie löst diese Aufgabe nach dem gleichen Grundprinzip, jedoch mit einer anderen vorteilhaften Gestaltung des Gasstrahlleitgliedes. Dieses ist abweichend von dem Gasstrahlleitglied bei dem Raketentriebwerk gemäß Patent 1115 080 erfindungsgemäß mit im wesentlichen dreieckigem Querschnitt ringförmig ausgebildet.

Bei dem erfindungsgemäßen Raketentriebwerk können die Brennkammern und die Injektoren wie bei dem Raketentriebwerk gemäß Patent 1 115 080 ein ringförmiges, in Zellen unterteiltes Gebilde darstellen.

Der Treibstoffbehälter wird vorzugsweise in Brennstoffabschnitte und Oxydationsmittelabschnitte unterteilt. Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung kann aus mehreren erfindungsgemäßen Raketentriebwerken ein Verbundraketentriebwerk gebildet werden, in dem diese Raketentriebwerke übereinander angeordnet und lösbar miteinander verbunden werden.

Bei einem solchen Verbundraketentriebwerk weist das untere Raketentriebwerk vorzugsweise einen Treibstoffbehälter auf, der aus zwei koaxial ineinander angeordneten Ringen besteht, zwischen die der Scheitel des Gasstrahlleitgliedes des darüber befindlichen Raketentriebwerkes hineinragt.

Beispielsweise Ausführungen der Erfindung zeigt die Zeichnung. Darin ist
Fig. 1 eine Ausführungsform des erfindungsgemäßen Triebwerkes mit kreisringförmigen Teilen und unterteiltem Gasstrahlleitglied in perspektivischer Darstellung,

Fig. 2 eine Ausführungsform des erfindungsgemäßen Triebwerkes mit durchgehender Brennkammeranordnung und durchgehendem Gasstrahlleitglied, in perspektivischer Darstellung,

Fig. 3 eine Ausführungsform des erfindungsgemäßen Raketentriebwerkes mit unterteiltem Treibstoffbehälter und einzeln gesteuerten Brennkammeranordnungen mit durchgehendem Gasstrahlleitglied, in perspektivischer Darstellung,

F i g. 4 eine Detailansicht, die die Brennkammerzellenanordnung zeigt, die bei den erfindungsgemäßen Raketentriebwerken gemäß Fig. 1 bis 3 Verwendung findet, in perspektivischer Darstellung, und

F i g. 5 eine Querschnittsansicht eines aus erfindungsgemäßen Raketentriebwerken zusammengesetzten Verbundraketentriebwerkes.
Bei den in der Zeichnung dargestellten bevorzugten Ausführungsformen ist der Teil 10 (F i g. 1 bis 3) bzw. 38, 39 (F i g. 5) ein z. B. quadratischer oder kreisrunder oder elliptischer usw. ringförmiger in sich geschlossener Hohlkörper, der der Aufnahme von Treibstoff dient.

Bei der Ausführungsform gemäß F i g. 1 sind mit dem kreisrunden Treibstoffbehälterring 10 von quadratischem Querschnitt einzelne Verbrennungskammeranordnungen 16 verbunden. Diese Anordnungen bestehen aus einzelnen Injektoren von der bei 33 in F i g. 4 gezeigten Bauart und aus Brennkammern 17, die gegen Gasstrahlleitglieder 18 ausstoßen, die sich unterhalb der Kammern 17 befinden und an diese angrenzen. Der Treibstoff wird über

eine mit Steuerventileinrichtungen ausgestattete Verrohrung zu den einzelnen Anordnungen geführt. Die Brennkammer 17 kann sich, wie in Fig. 1 dargestellt, durchgehend über den ganzen Treibstoffbehälterring entlang seines Maximalumfanges erstrecken oder es kann für jedes Gasstrahlleitglied 18 eine einzelne Brennkammer vorgesehen sein. Durch selektive Zuführung des Treibstoffes zu den einzelnen Anordnungen ist der Schub hinsichtlich Größe und Richtung nach Wunsch steuerbar.

In F i g. 2 ist eine andere Ausführungsform des erfindungsgemäßen Raketentriebwerkes dargestellt. Bei dieser Ausführungsform sind die Teile 10 des Treibstoffbehälters bei 19 derart miteinander verbunden, daß ein von oben gesehen unrunder Ring entsteht. Es findet auch hier wiederum zumindest eine Schubkammeranordnung mit einem Injektor gemäß F i g. 4 einer Brennkammer 20 und einem Gasstrahlleitglied 21 Verwendung. Letzteres bildet abweichend von der Ausführung gemäß F i g. 1 einen durchgehenden Ring, der unterhalb der Brennkammeranordnung angeordnet ist und an diese angrenzt. Der zellenförmige Streifeninjektor gemäß F i g. 4 kann unterhalb kritischer Grenzen gehalten werden, so daß das Problem der Verbrennungs-Instabilität nicht auftritt. Der ringförmige Treibstoffbehälter hat bei der Ausführung gemäß Fig. 2 elliptischen Querschnitt.

Die Fig. 3 zeigt ein Stück einer weiteren Ausführungsform des erfindungsgemäßen Raketentrieb-Werkes, bei der der Treibstoffbehälterring 10 in Brennstoff- und Oxydationsmittelabschnitte 22 und 23 unterteilt ist, von denen jeder einen Injektor 24 über Leitungen 25 und 26 beliefert. Zur selektiven Steuerung der Treibstoffzufuhr sind Ventileinrichtungen 27 vorgesehen. Der übertrieben dargestellte Injektor 24 hat die in F i g. 4 gezeigte Form und beliefert eine Brennkammer 28, die, wie dargestellt, allen Injektoren jeweils einzeln zugeordnet oder gemäß F i g. 3 durchgehend ausgebildet sein kann und den Gasstrahl gegen ein Gasstrahlleitglied 29 ausstößt, das, wie in Fig. 1 dargestellt, für jeden Injektor einzeln vorgesehen oder gemäß F i g. 3 durchlaufend konstruiert sein kann.

In F i g. 4 ist eine von den Brennkammeranordnungen dargestellt, die zusammen den in sich geschlossenen, in Zellen unterteilten Ring bilden. Diese Anordnung weist einen Streifeninjektor 33 mit zugehöriger Brennkammer 34 auf. Diese geradlinigen Streifeninjektoren 33 und ihre zugehörige Brennkammer können innerhalb kritischer Bemessungsgrenzen gehalten werden, so daß keine Verbrennungsinstabilität auftritt. Durch Kleinhalten des Abstandes 35 kann jede Instabilität in dieser Richtung unterdrückt werden. In ähnlicher Weise kann jede in Umfangsrichtung in Erscheinung tretende Instabilität nötigenfalls durch Einschalten von geeigneten Leitplatten 36 unterdrückt werden, die das Verbrennungssystem in Zellen unterteilen. Die Brennkammeranordnungen arbeiten mit einem Gas-Strahlleitglied 37 zusammen, das gemäß Fig. 2 durchlaufend oder gemäß Fig. 1 in Abschnitte unterteilt ausgebildet sein kann. Wenn die Verbrennungsinstabilität in Umfangsrichtung kein Problem darstellt, kann ein fortlaufender Streifen gemäß F i g. 2 Verwendung finden. Der tatsächliche Grad der Unterteilung in Zellen ist eine Funktion des verwendeten Treibstoffverteilungssystems und ist einer der Parameter, die bei der Planung des Triebwerkes in Betracht zu ziehen sind.

In F i g. 5 ist ein aus erfindungsgemäßen Triebwerken aufgebautes Stufentriebwerk dargestellt. Dieses weist ein unteres Triebwerk 38 von der in F i g. 3 dargestellten allgemeinen Bauart auf, das jedoch mit zwei nebeneinander befindlichen Treibstoffbehälterringen ausgestattet ist. Das untere Triebwerk 38 trägt ein ähnliches oberes Triebwerk 39, das sich im Flug lösen und weiterfliegen kann.

Im Betrieb wird aus dem ringförmigen Treibstoffbehälter der für Monotreibstoff als Einzelring gemäß Fig. 1 und 2 und für aus Brennstoff und Oxydationsmittel zusammengesetzten Treibstoff als unterteilter Einzelring gemäß F i g. 3 oder als Doppelring gemäß Fig. 5 ausgebildet sein kann, Treibstoff in die durchgehenden oder einzelnen Schubkammeranordnungen geleitet. Der Treibstoff wird mittels der in einigen Figuren dargestellten Rohrleitungen und der zugehörigen Ventile selektiv geleitet. Auf diese Weise wird eine Steuerung erzielt und es sind unter Verwendung von vorhandenen, hinsichtlich ihres Verhaltens bekannten Anordnungen, die verhältnismäßig billig getestet werden konnten, extrem hohe Schübe erreichbar. Wenn die Vorrichtung als Satelit verwendet werden soll, können in dem ringförmigen Treibstoffbehälter 10 Aufenthaltsräume untergebracht werden.

Die in den Fig. 1 bis 5 dargestellten Ausführungen können für sich bereits vollständige Luftfahrzeuge darstellen oder aber an einer von ihnen angetriebenen Nutzlast anmontiert sein.

Claims (5)

Patentansprüche:

1. Raketentriebwerk mit einer Vielzahl von symmetrisch angeordneten Injektoren und Brennkammern, die an einem etwa ringförmigen Treibstoffbehälter befestigt und wahlweise an diesen anschließbar sind und bei welchem der durch die Abgase der Brennkammern erzeugte Schub zu der Ebene maximalen Querschnitts des Treibstoffbehälters im wesentlichen senkrecht steht sowie die Brennkammern die Abgase allseits entlang der Fläche eines an dem Treibstoffbehälter befestigten Gasstrahlleitgliedes ausstoßen, nach Patent 1115 080, dadurch gekennzeichnet, daß das Gasstrahlleitglied (18, 21, 29) mit im wesentlichen dreieckigem Querschnitt ringförmig ausgebildet ist.

2. Raketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Brennkammern und die Injektoren ein ringförmiges, in Zellen unterteiltes Gebilde darstellen.

3. Raketentriebwerk nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Treibstoffbehälter (10) in Brennstoffabschnitte und Oxydationsmittelabschnitte (22, 23) unterteilt ist.

4. Verbundraketentriebwerk, gekennzeichnet durch mehrere Raketentriebwerke (38, 39) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, die übereinander angeordnet und lösbar miteinander verbunden sind.

5. Verbundraketentriebwerk nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß das untere Raketentriebwerk (38) einen Treibstoffbehälter aufweist, der aus zwei koaxial meinander angeordneten Ringen besteht, zwischen welche der Scheitel des

7

Gasstrahlleitgliedes des darüber befindlichen schweizerische Patentschrift Nr. 294 838;

Raketentriebwerkes (39) hineinragt (F i g. 5). französische Patentschriften Nr. 1158 540,

1012 021;

In Betracht gezogene Druckschriften: USA.-Patentschriften Nr. 2 540 666, 2 536 598,

Deutsche Patentschrift Nr. 626 326; 5 2 217 649.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

409 727/126 11.64 © Bundesdruckerei Berlin