Raketentriebwerk in Hauptstrambauart Die Erfindung bezieht sich auf
ein Raketentriebwerk in Hauptstrombauart mit einer Vorbrennkammer zur Erzeugung
von Treibgasen verhältnismäßig niedriger Temperatur, die mindestens eine zum Antrieb
von Hilfsaggregaten dienende Turbine beaufschlagen, die vor einer Hauptbrennkammer
angeordnet ist, welcher der Hauptanteil des Brennstoffes, insbesondere in flüssigem
Zustand, zugeführt wird, wobei unmittelbar nach dem kreisringförmigen Turbinenkanal
bzw. Turbinenaustritt eine konzentrisch zur Längsachse liegende Einschnürung vorgesehen
ist.Mainstream rocket engine The invention relates to
a rocket engine in main flow design with a pre-combustion chamber for generation
of propellant gases at a relatively low temperature, at least one for propulsion
of auxiliary units acting on the turbine in front of a main combustion chamber
is arranged, which is the main part of the fuel, especially in liquid
State, is supplied, immediately after the annular turbine duct
or turbine outlet, a constriction concentric to the longitudinal axis is provided
is.
Bei Hauptstromraketentriebwerken wird grundsätzlich nur ein Teil des
gesamten Brennstoffs in der Vorbrennkammer verbrannt, um die Temperatur der die
Vorbrennkammer verlassenden Treibgase noch in einer für die nachfolgende Turbine
zulässigen Höhe zu halten. So wird z. B. bei einem nach dem Hauptstromprinzip arbeitenden
Raketentriebwerk gemäß der deutschen Auslegeschrift 1070 882 durch aus der Zersetzung
von Wasserstoffsuperoxyd frei werdende Gase eine Turbine angetrieben, deren Rückseite
durch einen halbkugelförmigen Hitzeschild abgeschirmt ist. Nach dem Hitzeschild
geht der kreisringförmige Turbinenaustrittskanal in eine konzentrisch zur Brennkammerlängsachse
liegende Kanalverengung über, die in die eigentliche Hauptbrennkammer mündet, der
eine konvergent-divergente Schubdüse nachgeschaltet ist. Am vorderen Ende der Hauptbrennkammer
wird in die Turbinenabgase die übrige Menge an Sauerstoffträger und die Gesamtmenge
an Brennstoff eingebracht, und zwar findet diese Beimischung nach der Einschnürung
im Bereich der sich erweiternden Hauptbrennkammer statt.In mainstream rocket engines, only part of the
all fuel burned in the pre-combustion chamber to the temperature of the
Propellant gases leaving the pre-combustion chamber in one for the downstream turbine
admissible height. So z. B. in a working according to the main flow principle
Rocket engine according to the German Auslegeschrift 1070 882 due to decomposition
A turbine is driven by gases released by hydrogen peroxide, the rear of which
is shielded by a hemispherical heat shield. After the heat shield
the circular turbine outlet duct is concentric to the longitudinal axis of the combustion chamber
lying channel constriction that opens into the actual main combustion chamber, the
a convergent-divergent thrust nozzle is connected downstream. At the front end of the main combustion chamber
the remaining amount of oxygen carrier and the total amount is in the turbine exhaust gases
brought in fuel, and this admixture takes place after the constriction
in the area of the expanding main combustion chamber.
Im Gegensatz dazu wird gemäß der Erfindung vorgeschlagen, die Einspritzvorrichtung
im Bereich der Einschnürung, insbesondere an ihrer engsten Stelle, über den gesamten,
von der Treibgasströmung voll ausgefüllten Querschnitt sich erstreckend vorzusehen.In contrast, it is proposed according to the invention, the injection device
in the area of the constriction, especially at its narrowest point, over the entire,
to provide a cross-section fully filled by the propellant gas flow.
Durch die Verlegung der Einspritzung des Brennstoffs in den Bereich
der Einschnürung werden gegenüber der bekannten Anordnung besondere Vorteile erzielt,
wie im folgenden näher erläutert wird: Durch die Einschnürung selbst wird die den
Turbinenaustritt verlassende ringförmige Treibgasströmung zur Längsachse der Hauptbrennkammer
hin abgedrängt und zu einer axialen Strömung über den ganzen Kreisquerschnitt umgewandelt,
wodurch eine schäd-liche heiße Rückströmung durch das Einspritzgitter und
zum Turbinenlaufrad hin vermieden wird, so daß diese Teile vor überhitzung bewahrt
bleiben. Es werden also mit Hilfe der Einschnürung die von der Turbine herrührenden
Ungleichmäßigkeiten der Gas-Strömung, insbesondere Druckunterschiede, weitgehend
beseitigt, so daß innerhalb der Einschnürung selbst eine gleichmäßigere Strömung
vorherrscht. Die im Bereich der Einschnürung über deren gesamten Querschnitt sich
erstreckende Einbringung des Brennstoffs gewährleistet deshalb die besten Bedingungen
für eine gleichmäßige Beimischung desselben zur Gasströmung, und zwar zeichnet sich
diese Beimischung nicht nur durch eine gleichmäßige Verteilung aus, sondern auch
durch besondere Intensität, insofern, als die durch die Einschnürung erzwungene,
schräg nach innen gerichtete trichterförmige Strömung sich im Bereich der Einschnürung
zu einer im wesentlichen achsparallelen Strömung, und zwar unter Erzeugung von Wirbelstraßen
gegenseitig wieder aufrichtet, die eine Vermischung des eingespritzten Brennstoffs
aktivieren. Außerdem fördert die über den gesamten Einschnürungsquerschnitt verteilte
Einbringung des Brennstoffs in Richtung parallel zur Längsachse der Brennkammer
die Vorwärtstendenz der heißen Brenngasströmung. Ferner verlängert die Vorverlegung
der Brennstoffeinbringung in die Einschnürung die Ausbrandstrecke, bzw. es wird
dadurch eine Verkürzung der Baulänge der Brennkammer und eine optimale Ausnutzung
des Brennkammervolumens erreicht.By relocating the injection of the fuel to the area of the constriction, particular advantages are achieved over the known arrangement, as will be explained in more detail below: The constriction itself pushes the annular propellant gas flow leaving the turbine outlet towards the longitudinal axis of the main combustion chamber and into an axial flow converted over the entire circular cross-section, as a result of which a harmful hot backflow through the injection grille and towards the turbine impeller is avoided, so that these parts are protected from overheating. With the help of the constriction, the irregularities in the gas flow resulting from the turbine, in particular pressure differences, are largely eliminated, so that a more uniform flow prevails within the constriction itself. The introduction of the fuel in the area of the constriction over its entire cross-section therefore ensures the best conditions for uniform admixing of the same to the gas flow; the obliquely inwardly directed funnel-shaped flow forced by the constriction is mutually erect again in the area of the constriction to form a flow essentially parallel to the axis, namely with the creation of vortex streets which activate a mixing of the injected fuel. In addition, the introduction of the fuel distributed over the entire constriction cross-section in a direction parallel to the longitudinal axis of the combustion chamber promotes the forward tendency of the hot fuel gas flow. In addition, the advancement of the fuel introduction into the constriction lengthens the burnout distance, or the overall length of the combustion chamber is shortened and the combustion chamber volume is optimally used.
Die Zeichnung zeigt ein Ausführungsbeispiel der Erfindung an Hand
eines Längsschnitts durch das hintere Ende der Vorbrennkammer mit Turbine und durch
den vorderen und mittleren Teil der Hauptbrennkammer eines Raketentriebwerks.The drawing shows an embodiment of the invention by hand
a longitudinal section through the rear end of the pre-combustion chamber with turbine and through
the front and middle part of the main combustion chamber of a rocket engine.
Wie aus der Zeichnung hervorgeht, ist hinter einer Vorbrennkammer
1 des Raketentriebwerks eine auf einer Welle 2 fliegend angeordnete Turbine 3 zum
Antrieb von Hilfsaggregaten, wie Treibstoffpumpen, Reglern, elektrischen Generatoren
und Druckmittelerzeugern, vorgesehen, die von den in. der Vorkammer 1 erzeugten
Treibgasen G beaufschlagt wird. Hinter dem Turbinenaustritt 4 ist vor der eigentlichen
Hauptbrennkammer
S bezüglich der Außendurchmesser der letzteren und der Turbine 3 eine Einschnürung
6 vorgesehen, an deren engster Stelle eine Einspritzvorrichtung 7 installiert ist,
die im Beispielsfall aus einer Anzahl von radspeichenartig angeordneten Brennstoffeinspritzrohren
7a mit vielen Brennstoffdüsen 8 besteht. Der Brennstoff 9 kommt hierbei insbesondere
in flüssiger Form in Verwendung und wird in Richtung der Längsachse L in die Gasströmung
nach hinten ausgespritzt.As can be seen from the drawing, there is a pre-combustion chamber behind
1 of the rocket engine is a turbine 3 arranged overhung on a shaft 2
Drive of auxiliary units such as fuel pumps, regulators, electrical generators
and pressure medium generators, provided, which are generated by the in. The antechamber 1
Propellant gases G is applied. Behind the turbine outlet 4 is before the actual
Main combustion chamber
S with respect to the outer diameter of the latter and the turbine 3 is a constriction
6 provided, at the narrowest point of which an injection device 7 is installed,
which, in the example, consist of a number of fuel injection tubes arranged in the manner of wheel spokes
7a with many fuel nozzles 8 consists. The fuel 9 comes here in particular
in liquid form in use and is in the direction of the longitudinal axis L in the gas flow
squirted backwards.
Derartig oder ähnlich ausgebildete Einspritzvorrichtungen sind bei
Nachbrennkammern von Gasturbinentriebwerken bekannt (USA.-Patentschrift 2 682 747).
Ein Schutz wird für solche Einspritzvorrichtungen im Rahmen der Erfindung nicht
beansprucht.Such or similarly designed injection devices are at
Afterburning chambers of gas turbine engines are known (US Pat. No. 2,682,747).
A protection for such injection devices is not within the scope of the invention
claimed.