DE1115080B

DE1115080B - Raketentriebwerk

Info

Publication number: DE1115080B
Application number: DEG27526A
Authority: DE
Inventors: Arthur Paul Adamson; Kurt Berman
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1958-07-21
Filing date: 1959-07-17
Publication date: 1961-10-12
Also published as: US3112612A; FR1229596A

Description

DEUTSCHES

PATENTAMT

G27526Ia/46g

ANMELDETAG: 17. JULI 1959

BEKANNTMACHUNG DER ANMELDUNG UNDAUSGABE DER
AUSLEGESCHRIFT: 12. OKTOBER 1961

Raketentriebwerk

Die Erfindung bezieht sich auf ein Raketentriebwerk mit einer symmetrischen Anordnung mehrerer parallel arbeitender Brennkammern, die gemeinsam den Schubstrahl erzeugen.

Heutzutage sind Raketentriebwerke gefragt, die einen Schub von etwa einer halben Million kp oder mehr entwickeln. Das Hauptproblem besteht darin, in Übereinstimmung mit dem gegenwärtigen Stand der Technik zu einem rationellen Dimensionierungsvorgang zu gelangen. Normalerweise benutzt die gewöhnliche Rakete eine DeLaval-Düse, die mit einem runden 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 Triebwerk für einen Schub von einer halben Million kp, sofern es nach der üblichen Technik gebaut wäre, 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 entweder ausbrennen oder sie in kurzer Zeit zerreißen, da die Schwingungen von der Größenordnung mehrerer 10 kg/cm² sein können. Die Kontrolle der Verbrennungsstabilität wird um so schwieriger, je größer der Durchmesser des Injektors ist. Qualitativ betrachtet erscheint es notwendig, über eine praktisch gleichmäßige Druckverteilung und gleichmäßige Verbrennung über den ganzen Injektor hinweg zu verfügen, damit die Arbeitsweise stabil ist. 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 Ähnlichkeitsgesetz 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 Entwicklung einer neuen Druckkammeranordnung die Erfahrung gemacht, daß Schwierigkeiten mit der Verbrennungsinstabilität auftraten. Diese erforderten

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, Bodenseestr. 3 a

Beanspruchte Priorität: V. St. v. Amerika vom 21. Juli 1958

Arthur Paul Adamson, Cincinnati, Ohio,

und Kurt Berman, Schenectady, N. Y. (V. St. A.),

sind als Erfinder genannt worden

jeweils ein mühsames, langwieriges und kostspieliges Experimentieren. Es besteht somit Grund zu der Annähme, daß die Lösung der auftretenden Probleme in gleichem Maße schwieriger und kostspieliger wird, in dem die Triebwerkgröße anwächst. Es ist somit unmöglich, mit irgendwelcher Sicherheit hinsichtlich normaler und zuverlässiger Arbeitsweise eine gewöhnliehe Konstruktion für einen Düsenschub höherer Größenordnung maßstäblich zu vergrößern.

Bei der Entwicklung von Raketen ist der Versuch eine äußerst wichtige Phase. Da kein Modellgesetz für solche Triebwerke bekannt ist, 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 sind unbe- · liebt, da beispielsweise eine Einheit für einen Düsenschub von 25 Millionen kp an die 100 000 kg Treibstoff je Sekunde benötigt. Selbst bei einem Preis von etwa 20 Cent/kg bedeutet dies, daß sich die Treibstoffkosten auf 20 000 Dollar in der Sekunde belaufen; wenn also alle Versuche an originalgroßen Einheiten vorgenommen werden müssen, werden die Unkosten sogar für billigen Standardtreibstoff untragbar.

Es wurde noch ein zweiter Weg beschriften, Düsentriebwerke mit extrem hohem Schub zu bauen, der darin besteht, bereits vorhandene, fertig entwickelte Triebwerke im Verbund zu verwenden, um den er-

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. . 3 4

forderlichen Gesamtschub zu erhalten. Diese Methode kleinstmöglichen Wert gehalten, und der Kranz der

leidet einmal an der Kompliziertheit des Regelsystems, gegen den Kegel gerichteten Brennkammern ergibt

das eine gleichmäßige Leistung aufrechtzuerhalten mit diesem einen überaus kompakten, raumsparen-

hat. Zum anderen leidet sie daran, daß das Potential den Aufbau.

des Antriebssystems nicht beliebig vergrößert werden 5 Die erfindungsgemäßen Raketentriebwerke können

kann, denn es gibt eine praktische Grenze dafür, wie unter Anwendung der bereits vorhandenen Techno-

viele Triebwerke im Verbund zusammenarbeiten logie ohne Schwierigkeiten für die Erzeugung von

können. Die ringförmige, symmetrische Anordnung Schubkräften von einer Million kp und mehr ausgelegt

kleiner, miteinander verbundener Triebwerke nach werden, wobei sie unter Vermeidung von Verbren-

einem bekannten Vorschlag führt bereits bei einer io nungsinstabilitäten zuverlässig arbeiten,

verhältnismäßig kleinen Anzahl von Einzeltrieb- Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung

werken zu Abmessungen, die mit der Praxis kaum werden die Brennkammern vorzugsweise mit gleichem

vereinbar sind und große Schwierigkeiten bereiten gegenseitigem Abstand um den Kegel herum zellen-

dürften. Zudem gestaltet sich auch die Schubüber- artig aneinandergereiht.

tragung von den einzelnen Triebwerkseinheiten auf 15 Sie können dabei einen sich um die Basis des Ke-

das anzutreibende Fahrzeug schwierig; sie kann Ur- gels herum erstreckenden, zusammenhängenden

sache für Erscheinungen sein, die mit Wechselwirkun- Brennkammerring bilden, der über einen bandartigen

gen zwischen diesen Einheiten zusammenhängen. Injektor mit Treibstoff beliefert wird.

Bei Strahlturbinentriebwerken ist es bekannt, In dem Brennkammerring können zur Verhinde-

gleichartige Einzeltriebwerke in symmetrischer An- 20 rung von Verbrennungsinstabilitäten in Umfangsrich-

ordnung zu verwenden, die in einem allen Einzel- tung radiale Trennwände vorgesehen sein,

triebwerken gemeinsamen ringförmigen Gaskanal Die Treibstoffzufuhr erfolgt vorzugsweise über eine

ausstoßen, der zwischen einem Außengehäuse und im wesentlichen ringförmige Treibstoffzuführungs-

einem Innengehäuse gebildet ist und in die Ausstoß- leitung, die gleichzeitig den Träger für den Kegel und

düse mündet. Eine solche Ausbildung ist für Höchst- 25 die zellenartige Brennkammeranordnung bildet,

leistungsraketentriebwerke wegen der Reibungsver- -.- Zwischen der Treibstoffzuführungseinrichtung und

luste, die in dem ringförmigen Gaskanal auftreten den Injektoren der einzelnen Brennkammern können

wurden, und der extrem großen Abmessungen, die zur wahlweisen Treibstoffbelieferung der Brennkam-

dieser Gaskanal, insbesondere die Außenwand dieses mern Absperrorgane vorgesehen sein. Die wahlweise

Gaskanals, erhalten müßte, nicht geeignet. 30 Treibstoffbelieferung der Brennkammern gestattet die

Die Erfindung schafft nun ein Raketentriebwerk Steuerung der Wirkungsrichtung des erzeugten Schub-

mit einer symmetrischen Anordnung mehrerer par- Strahles und damit die Richtungssteuerung des von

allel arbeitender Brennkammern, das bei einem dem Raketentriebwerk angetriebenen Raketenfahr-

überaus kompakten,.raumsparenden Aufbau und bei zeuges. Diese Richtungssteuerung wurde bisher durch

minimalen Leistungsverlusten die Erzeugung extrem 35 eine kardanische Aufhängung des Raketentriebwerkes

großer Schubkräfte gestattet, ohne daß hierbei die ge- erzielt. Mit wachsender Schubkraft werden aber die

nannten gefährlichen Verbrennungsinstabilitäten auf- Kardanlasten und das Gewicht der Triebwerke sehr

treten. Dies wird erfindungsgemäß dadurch erreicht, groß. Das Gewicht des Schubübertragungsmechanis-

daß die Brennkammern um die Basis eines bei Pilz- mus wächst mit der Schubkraft nicht linear, sondern

düsen an sich bekannten isentropischen Kegels ange- 40 stärker als linear, so daß in Systemen für großen

ordnet und so gerichtet sind, daß sie die Verbren- Schub der Ubertragungsmechanismus einen beträcht-

nungsgase entlang dem Kegel zu dessen Spitze hin lichenAnteil des gesamtenAntriebssystems ausmacht,

ausstoßen. der um so größer ist, je komplizierter dieser Uber-

Isentropische Kegel, das sind Kegel, die ohne eine tragungsmechanismus aufgebaut ist. Die Richtungsäußere, sie umgebende Begrenzungswand die isentro- 45 steuerung durch wahlweise Treibstoffbelieferung der pische Expansion der entlang ihrer Oberfläche zur Brennkammern des erfindungsgemäßen Raketentrieb-Spitze hin ausgestoßenen Gase gestatten, werden bei werks gestattet demgegenüber einen einfachen, star-Pilzdüsen bereits verwendet. Bei einer bekannten ren und verhältnismäßig leichten Aufbau des Schub-Düsenanordnung dieser Art wird der von einem Ra- Übertragungssystems zwischen dem Triebwerk und keten- oder Strahltriebwerk erzeugte, der Ausstoß- 50 dem von diesem angetriebenen Fahrzeug,
düse über einen ringförmigen Gaskanal zugeführte Die wahlweise Ausschaltung von im Verbund ar-Gasstrom durch einen ringfÖrmigenDüsenauslaß aus- beitenden Treibgasgeneratoren ist im Zusammenhang gestoßen, der zwischen dem die Basis des Kegels mit einer Gasturbine bereits bekannt. Die wahlweise überlappenden, nach innen gegen den Kegel einge- Ausschaltung dieser die Gasturbine mit Treibgas bezogenen Endteil der Außenwand des Gaskanals und 55 liefernden Treibgasgeneratoren hat dort den Zweck, dem Kegel gebildet ist. den Grad der Beaufschlagung der Gasturbine in An-

Bei dem erfindungsgemäßen Raketentriebwerk wird passung an die jeweiligen Betriebsbedingungen zu

ein solcher isentropischer Kegel zusammen mit um verändern.

die Basis des Kegels angeordneten Brennkammern Ausführungsbeispiele der Erfindung sind in der verwendet, die die von ihnen erzeugten Gasstrahlen 60 Zeichnung dargestellt. Es zeigt
direkt entlang dem Kegel zu dessen Spitze hin aus- Fig. 1 eine perspektivische Ansicht einer möglichen stoßen, wobei der Kegel für die isentropische Expan- Ausführung des Raketenmotors gemäß der Erfindung, sion des aus den Einzelgasstrahlen Zusammengesetz- Fig. 2 eine perspektivische Ansicht, teilweise wegten Gesamtstrahles sorgt. Die einzelnen Brennkam- gebrochen, einer typischen Verbrennungseinrichtung, mern werden dabei so dimensioniert, daß ihre Ab- 65 wie sie in Fig. 1 verwendet ist,
messungen unter den für die Verbrennungsinstabilität Fig. 3 eine Seitenansicht, teilweise im Querschnitt, kritischen bleiben. Infolge Fehlens jeglicher Düsen- einer andersartigen Ausführungsform des Raketenaußenwand werden die Reibungsverluste auf dem triebwerks,

Claims

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Fig. 4 eine perspektivische Ansicht, teilweise weg- irgendeine oder mehrere der einzelnen Brennkam-

gebrochen, einer typischen Brennkammeranordnung, meranordnungen gedrosselt werden. Auf diese Weise

wie sie in Fig. 3 verwendet ist. ist eine völlige Flexibilität hinsichtlich der Größe und

Fig. 1 zeigt ein Raketentriebwerk gemäß der Erfin- der Richtung des Schubes erzielbar. Gemäß Fig. 3 dung, das für sich selbst als vollständiges Fahrzeug 5 wird an Stelle der einzelnen Injektoren mit ihren entfungieren kann oder das eine an seiner Oberseite in her- sprechenden Brennkammern (Fig. 2) ein bandförmiger kömmlicher Weise angebrachte Nutzlast tragen kann. Injektor 22 mit dem Kegel 12 verwendet. Um die Das Triebwerk besteht aus einer ringförmigen Kam- Basis des Kegels 12 sind mehrere Brennkammermer 10, die ein treibstofführendes Teil ist, aus einer anordnungen 21 zellenartig aneinanderstoßend so verVielzahl von peripher in Abständen angebrachten io teilt, daß eine gegen den Kegel 12 gerichtete flächen-Brennkammern 11, die direkt vom Teil 10 oder aber förmige Ausströmung 26 gebildet wird,
von irgendwelchen anderen geeigneten Teilen, falls Die Brennkammeranordnung 21 besteht aus dem solche im Fahrzeug verwendet werden, getragen wer- bandförmigen Injektor 22 und der ihm zugeordneten den können. Das ringförmige Teil 10 kann beliebig Brennkammer 23. Diese linear wirkenden bandförausgeführt sein, und der Treibstoff kann in beliebiger 15 migen Injektoren 22 und ihre zugehörigen Brenn-Weise gespeichert werden. Zentral zum ringförmigen kammern können unterhalb kritischer Grenzen geTeil 10 ist ein von diesem nach unten ragender Kegel halten werden, damit eine Verbrennungsinstabilität 12 angeordnet, welcher zusammen mit den um seine vermieden wird. Dadurch, daß der Abstand 24 klein Basis angeordneten Brennkammern die Schubkraft gehalten wird, kann eine jede Instabilität in dieser entwickelt. 20 Richtung unterdrückt werden. In ähnlicher Weise

Die Bezugsebene 13, durch strichpunktierte Linien kann eine jede Instabilität, die in Umfangsrichtung

angedeutet, geht durch den Grundkreis des Kegels, auftritt, dadurch unterdrückt werden, daß das Ver-

und die Achse 14 der Kegeldüse schneidet sie senk- brennungssystem durch passende Trennwände 25 in

recht, so daß der Schub im wesentlichen senkrecht zu Zellen unterteilt wird.

der Ebene, in der der Grundkreis des Kegels liegt, 25 Beim Betrieb wird Treibstoff von dem Treibmittelgerichtet ist. teil 10 durch die mit den Ventilen ausgestatteten Lei-

Fig. 2 zeigt eine Brennkammereinrichtung, die für tungen je nach Art des verwendeten Treibmittel-

das Triebwerk der Fig. 1 geeignet ist. Diese weist systems entweder in einem Einzel- oder in einem

einen Injektor 15 und eine Brennkammer 16 auf, die Doppelstrom zu den einzelnen Injektoren 22 geleitet,

so gestaltet ist, daß ihr Ausstoß gegen den Kegel 12 3° Das Treibmittel wird in die Brennkammer 23 einge-

gerichtet wird (Fig. 1). Die in Fig. 2 gezeigte Brenn- spritzt, wo es verbrannt und flächenförmig durch den

kammereinrichtung kann offensichtlich verschiedene Kreisring 26 zur Schuberzeugung entlang dem Kegel

Formen haben. Der Injektor 15 wird innerhalb der 12 zu dessen Spitze hin ausgestoßen wird,
heute durch die bekannte Technologie gegebenen Das zusammengesetzte oder zellenförmige Gefüge

Grenzen gehalten, um die Verbrennungsinstabilität zu 35 des Raketentriebwerks gestattet die Anwendung der

vermeiden. Mit anderen Worten ist der Injektor 15 bekannten Technologie und vermeidet das Problem

so klein, daß keine kritischen Maße überschritten der Verbrennungsinstabilität durch eine Aufteilung in

werden, und er kann leicht geprüft und seine charak- multiple oder zellenförmige Einheiten, wobei alle

teristischen Eigenschaften können so bestimmt wer- Brennkammeranordnungen fiächenartig in eine ge-

den, daß das Problem der Verbrennungsinstabilität 4° meinsame Düse ausstoßen. Abhängig von dem erfor-

vermieden wird. Es ist also eine Serie aneinander- derlichen Schub kann eine beliebige passende Anzahl

grenzender Brennkammereinrichtungen zellenartig von Brennkammereinrichtungen um die Basis des

peripher rund um den Kegel so angeordnet, daß diese Kegels angeordnet werden. Es ist ersichtlich, daß der

aus einem Kreisring flächenartig in die mittels des Versuch und die Prüfung an bekannten Einrichtun-

Kegels 12 gebildete Düse ausstoßen. 45 gen durchgeführt werden können, ohne daß irgend-

Für die Treibmittelzufuhr zu den Brennkammer- welche kritischen Durchmesser oder Abmessungen

einrichtungen können Rohrleitungen 17 mit in sie von Injektoren überschritten werden, da die einzelnen

eingeschalteten Ventilen 18 mit dem treibmittelführen- Brennkammereinrichtungen für sich bekannt sind,

den Teil 10 verbunden sein. Im Fall eines Monotreib- Das erfindungsgemäße Raketentriebwerk kann für

stoffes ist eine einzige Rohrleitung 17 je Brennkam- 50 extrem hohe Schübe bis zu vielen Millionen kp ge-

mer erforderlich. Im Fall des üblichen, aus Brenn- baut werden, Schübe, die durch gewöhnliche Me-

stoff und Oxydationsmittel bestehenden Treibstoffes thoden bei der gegenwärtigen Technologie praktisch

wird eine zusätzliche Leitung 19 mit einem Ventil 20 nicht erzielbar sind,
verwendet.

Im Betrieb wird Treibstoff vom ringförmigen Treib- 55 PATENTANSPRÜCHE:

stoff teil 10 durch das Rohr oder die Rohre 17,19 in 1. Raketentriebwerk mit einer symmetrischen

den Injektor 15 geleitet und in die Brennkammer 16 Anordnung mehrerer parallel arbeitender Brenneingespritzt, wo er verbrannt und zur Erzeugung des kammern, die gemeinsam den Schubstrahl erSchubes gegen den Kegel 12 ausgestoßen wird. Die zeugen, dadurch gekennzeichnet, daß die Brenn-

Ventile 18, 20 gestatten eine selektive Lenkung des 60 kammern (16, 23) um die Basis eines bei Pilz-Treibstoffes zu den verschiedenen Brennkammer- düsen an sich bekannten isentropischen Kegels anordnungen, so daß eine Richtungssteuerung erzielt (12) angeordnet und so gerichtet sind, daß sie die werden kann. Beispielsweise können bestimmte Verbrennungsgase entlang dem Kegel (12) zu Brennkammern abgestellt werden, damit der Schub dessen Spitze hin ausstoßen,
auf der entgegengesetzten Seite der Düse vergrößert 65 2. Raketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch und die Wirkungsrichtung des Raketentriebwerks ver- gekennzeichnet, daß sich die Brennkammern (16, ändert wird. Der Schub kann mittels der Ventilein- 23) mit gleichem gegenseitigem Abstand um den richtung auch dadurch vermindert werden, daß Kegel (12) herum zellenartig aneinanderreihen.

3. Raketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Brennkammern (23) einen sich um die Basis des Kegels (12) herum erstreckenden, zusammenhängenden Ring bilden und daß die Treibmittelbelieferung des Brennkammerringes über einen bandartigen Injektor (22) erfolgt.

4. Raketentriebwerk nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Brennkammerring mit radialen Trennwänden (25) ausgestattet ist.

5. Raketentriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch eine im wesentlichen ringförmige Treibstoffzuführungsleitung (10), die gleichzeitig den Träger für den Kegel (12) und die zellenartige Brennkammeranordnung (16, 23) bildet.

6. Raketentriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch Absperrorgane (18,20) zwischen der Treibstoffzuführungseinrichtung und den Injektoren (15, 22) der einzelnen Brennkammern (16, 23) zur wahlweisen Treibstoffbelieferung der Brennkammern.

In Betracht gezogene Druckschriften:

Schweizerische Patentschriften Nr. 294 838,
328;

französische Patentschrift Nr. 1012021;

USA.-Patentschrift Nr. 2601194;

»Maschinenbau und Wärmewirtschaft«, 12. Jahrgang, Heft 11 (November 1957), S. 323, 324;

»The Engineer«, 204. Band, Nr. 5295 (19. Juli 1957), S. 90, 91.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

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