DE19901424B4

DE19901424B4 - Brennkammer mit Transpirationskühlung

Info

Publication number: DE19901424B4
Application number: DE1999101424
Authority: DE
Inventors: Joachim Kretschmer; Tilman Schenkel
Original assignee: Astrium GmbH
Current assignee: ArianeGroup GmbH
Priority date: 1999-01-18
Filing date: 1999-01-18
Publication date: 2009-09-10
Anticipated expiration: 2019-01-19
Also published as: DE19901424A1; WO2000042309A1

Abstract

Heißgaskammer für ein Raketentriebwerk, mit zumindest einer zum Zwecke einer Transpirationskühlung kühlmitteldurchlässigen Innenwand und einer dieser zugeordneten Kühlmittel-Zufuhreinrichtung, wobei die Kühlmittel-Zufuhreinrichtung (12, 16) eine rückseitig an die Innenwand (4) angrenzende und diese unverteilt mit Kühlmittel bedrückende Kühlmittel-Sammelkammer (12) enthält, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühlmitteldurchlässigkeit der Innenwand durch das Vorsehen einer Vielzahl von jeweils einlassseitig unmittelbar in die Sammelkammer und auslassseitig in die Heißgaskammer (2) mündenden, nach Länge, Lochdurchmesser und Lochdichte auf einen örtlich vorgegebenen Kühlmitteldurchsatz und eine vorgegebene Durchflussgeschwindigkeit kalibrierten Perforationsbohrungen (6) gebildet ist.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Heißgas- und insbesondere eine Brennkammer für ein Raketentriebwerk, nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
Aus der DE 196 16 838 A1 oder der EP 0 571 254 A1 ist eine Triebwerks-Brennkammer dieser Art bekannt, bei der die Innenwand aus einem porösen Material, etwa einem mehrlagigen Maschengewebe, besteht und auf der Rückseite derart mit Kühlmittel druckbeaufschlagt wird, daß dieses die poröse Innenwand durchdringt und auf der Heißgasseite in Form eines Transpirationskühlfilms austritt. Eine solche Transpirationskühlung benötigt zur Erzielung definierter, örtlicher Kühlmittel-Mengenströme ein relativ kompliziertes Verteilersystem mit einer Vielzahl von Kalibrierkanälen oder -öffnungen, die in flächiger Verteilung der Anströmseite der porösen Innenwand vorgeschaltet sind, so daß der Bau- und Herstellungsaufwand für eine derart transpirationsgekühlte Brennkammerwand erheblich ist.
Die GB 2 196 393 betrifft ein Antriebssystem und ein Verfahren für Luftfahrzeuge insbesondere für Flugzeuge mit Raketentriebwerken. Das beschriebene Antriebssystem kühlt die Innenwand der Brennkammer des Antriebssystems dadurch, dass Kühlmitteldurchlässigkeit durch die Porosität der aus gewebten Siliziumcarbidfasern bestehende Innenwand erzielt wird.
Die DE 196 16 838 betrifft eine schwitzgekühlte, heiße Gase enthaltende Kammer mit einer porösen Wand und Mitteln zum Aufbringen eines Kühlströmungsmittels auf die Außenfläche dieser porösen Wand, um einen Schwitz-Kühlströmungsmittel-Durchsatz durch die poröse Wand hindurchtreten zu lassen.
Die EP 0 571 254 betrifft eine Brennkammer, wobei heiße Gase durch Transpiration abgekühlt werden.
Die DE 196 25 735 betrifft einen Einspritzkopf für Raketentriebwerke, in deren Brennkammern ein oder mehrere Flüssigtreibstoffe schuberzeugend chemisch umgesetzt werden, mit einer Vielzahl von Einspritzelementen sowie mit einem diesen strömungstechnisch vorgeschalteten Verteilerraum.
Die DE 197 30 674 betrifft eine Brennkammer für ein Raketentriebwerk umfassend einen Brennraum, einen den Brennraum umschließenden Innenmantel, einen den Innenmantel umschließenden Außenmantel und zwischen dem Innenmantel und dem Außenmantel ausgebildete Kühlmittelkanäle deren Mantel eine verbesserte thermische Beständigkeit und eine erhöhte mechanische Tragfähigkeit aufweist dadurch, dass der Außenmantel aus einem Faserkeramikmaterial gebildet ist und der Innenmantel aus einem Faserkeramikmaterial oder aus Graphit gebildet ist.
Die DE 44 38 495 betrifft ein Einspritzsystem und zugehörige trikoaxiale Einspritzelemente.
Die US 2,183,313 betrifft eine Brennkammer insbesondere für Raketen, wobei die Brennkammerwand so konstruiert ist, dass der Flüssigsauerstoff zur Unterstützung der Verbrennung sich ausdehnen und verdampfen kann, wenn er die Brennkammerwand durchströmt und dadurch die Wand aufgrund der Absorption einer großen Menge von Verdampfungswärme kühlt.
Die AIAA 96-3303 ”Rocket Engine Combustion Chamber Design Concepts for Enhanced Life”, M. Popp, G. Schmidt, 32nd AIAA/ASME/SAE/ASSE – Joint Propulsion Conference, July 1–3, 1996, Lake Buena Vista, FL beschreibt regenerative gekühlte Brennkammern.
Aufgabe der Erfindung ist es, eine Heißgaskammer der eingangs genannten Art so auszubilden, daß auf konstruktiv einfache Weise eine auch bei örtlichen Druckschwankungen des Heißgaskammer-Innendrucks stabile Transpirationskühlung erzielt wird.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die im Patentanspruch 1 gekennzeichnete Heißgaskammer gelöst.
Erfindungsgemäß wird die Mengenstromverteilung und -kalibrierung des Kühlmittels von den Perforationsbohrungen in der Innenwand selbst übernommen, so daß auf ein dieser vorgeschaltetes, baulich aufwendiges Verteilungs- und Dosiersystem verzichtet und dennoch durch entsprechende Dimensionierung der Perforationsbohrungen sichergestellt wird, daß das Kühlmittel nicht etwa in Form singulärer Kühlmittelstrahlen aus der Innenwand austritt, sondern diese relativ langsam durchdringt und auf der Heißgasseite einen die Innenwand geschlossen überdeckenden Transpirationsschleier bildet, mit der weiteren Besonderheit, daß aufgrund der Kühlmittelführung in voneinander getrennten Perforationsbohrungen der Innenwand insofern ein Stabilisierungseffekt erzielt wird, als das Kühlmittel – anders als bei einer ungerichtet porösen Wandstruktur – bei örtlichen Druckschwankungen des Heißgaskammer-Innendrucks nicht in der Innenwand zu den Bereichen geringeren Druckniveaus seitlich abgedrängt und dadurch der Transpirationsprozeß an den dann nicht mehr ausreichend kühlmittelversorgten Innenwandzonen zum Erliegen gebracht werden kann.
Nach Anspruch 2 ist die erfindungsgemäß gestaltete Wandstruktur vorzugsweise die Einspritzkopfplatte einer Triebwerksbrennkammer. Dabei ist neben der flachen Bauweise von besonderem Vorteil, daß die Sammelkammer, die typischerweise mit einer der Treibstoffkomponenten, nämlich mit Wasserstoff in flüssigem oder überkritischem Zustand, als Kühlmittel beschickt wird, zusätzlich zu der Transpirationskühlung über die Perforationsbohrungen in der Einspritzkopfplatte gleichzeitig auch die Treibstoffversorgung der Einspritzköpfe mit der einen Treibstoffkomponente übernimmt.
Als im Hinblick auf eine auch unter hohen Wärmebelastungen effektive und stabile Transpirationskühlung besonders zweckmäßige Ausgestaltung der Erfindung hat sich erwiesen, daß die Perforationsbohrungen je nach Kühlmitteleigenschaften und Druckdifferenz zwischen Sammel- und Heißgaskammer jeweils auf einen Perforationsdurchmesser zwischen 0,1 und 0,5 mm dimensioniert sind und daß, wie nach Anspruch 4 bevorzugt, der Perforationsfaktor, bezogen auf die Flächengröße der kühlmitteldurchlässigen Innenwandbereiche, zwischen 0,1 und 1,5% beträgt.
Eine zur Erzielung einer hohen Perforationsdichte und vergleichsweise enger Perforationsbohrungen besonders einfache Fertigungsmethode be steht nach Anspruch 5 darin, daß die Perforationsbohrungen im Wege des Elektronen- oder Laserstrahlbohrens oder des Drahterosions-Startlochbohrens hergestellt sind.
Die Erfindung wird nunmehr anhand eines Ausführungsbeispiels in Verbindung mit den Zeichnungen näher erläutert. Es zeigen in stark schematisierter Darstellung:
1 eine Teilansicht einer erfindungsgemäß gestalteten Triebwerksbrennkammer im Bereich der Einspritzkopfplatte; und
2 einen Schnitt längs der Linie II-II der 1.
Gemäß den 1 und 2 besteht die Brennkammer 2 eines Raketentriebwerks im rückwärtigen Brennkammerabschnitt aus einer Einspritzkopfplatte 4, welche von einer Vielzahl von Perforationsbohrungen 6 durchsetzt und an der rückwärtigen Wandstruktur 8 im Abstand zu dieser mittels gleichförmig über die Einspritzkopfplatte 4 verteilter Einspritzelemente 10 abgestützt ist, welche auf der Vorderseite der Einspritzkopfplatte 4 in die Brennkammer 2 münden. Die so zwischen Einspritzkopfplatte 4 und Wandstruktur 8 begrenzte Sammelkammer 12 wird mit Kühlmittel bedrückt, welches aus einer der Treibstoffkomponenten, typischerweise Wasserstoff in flüssigem bzw. überkritischem Zustand, besteht und der Sammelkammer 12 über in den seitlichen Brennkammerwänden 14 ausgebil dete Kühlkanäle 16 mit einem den Brennkammer-Innendruck übersteigenden Druckniveau zugeführt wird.
Der Hauptteil des Wasserstoff-Mengenstroms gelangt über seitliche Dosieröffnungen 18 in ringförmige Düsenkanäle 20 der Einspritzelemente 10 der sich mit der zweiten, aus einem Sammelring 22 über einen zentralen Einspritzkanal 24 einströmenden Treibstoffkomponente, typischerweise Flüssigsauerstoff, vermischt und – nach der Zündinitiierung durch eine zentrale Zündeinrichtung 26 – heißgaserzeugend verbrennt. Die übrige, wesentlich kleinere Wasserstoff-Teilmenge durchdringt die Einspritzkopfplatte 4 auf dem Wege über die Perforationsbohrungen 6 und bildet auf der Innenfläche der Einspritzkopfplatte 4 einen Transpirationsschleier, durch den die Einspritzkopfplatte 4 vor den hohen, brennkammerseitigen Wärmebelastungen geschützt wird.
Auslegungsparameter für die Transpirationskühlung sind die Perforationsdichte, der Perforationsdurchmesser und die Länge der Perforationsbohrungen 6, also die Dicke der Einspritzkopfplatte 4, die unter Berücksichtigung der Kühlmitteleigenschaften und der Druckdifferenz zwischen Sammelkammer 12 und Brennkammer 2 so gewählt werden, daß einerseits eine flächige Verteilung des Kühlmitteldurchsatzes durch die Einspritzkopfplatte 4 entsprechend der örtlichen Wärmebelastung erzielt und andererseits die Kühlmittel-Durchflußgeschwindigkeit an den einzelnen Perforationsbohrungen 6 derart begrenzt wird, daß das Kühlmittel auf der Innenseite der Einspritzkopfplatte 4 einen diese geschlossen überdeckenden Transpirationsschleier bildet und nicht etwa in Form singulärer Einspritzstrahlen austritt.
Bei einem konkreten Ausführungsbeispiel lag die Länge der Perforationsbohrungen 6 bei 5 mm, der Perforationsdurchmesser zwischen 0,2 und 0,3 mm, und der Perforationsfaktor, bezogen auf die gesamte Lochfläche der Einspritzkopfplatte 4, betrug etwa 0,5%. Bei einem ausreichend hohen Kühlmitteldruck in der Sammelkammer 12, nämlich etwa 10 bar Druckunterschied zum Brennkammer-Innendruck, bleiben die Verteilerwirkung der Perforationsöffnungen 6 und die Schleierbildung an der brennkammerseitigen Innenfläche der Einspritzkopfplatte 4 von örtlichen Druckschwankungen der Brennkammer 2 weitgehend unbeeinflußt.
Die beschriebene Transpirationskühlung läßt sich selbstverständlich auch auf andere Brennkammer- oder auch auf Schubdüsen-Innenwände anwenden. In jedem Fall empfiehlt es sich, die Innenwand-Perforationen im Wege des Laser- oder Elektronenstrahlbohrens oder des Drahterosions-Startlochbohrens herzustellen.

Claims

Heißgaskammer für ein Raketentriebwerk, mit zumindest einer zum Zwecke einer Transpirationskühlung kühlmitteldurchlässigen Innenwand und einer dieser zugeordneten Kühlmittel-Zufuhreinrichtung, wobei die Kühlmittel-Zufuhreinrichtung (12, 16) eine rückseitig an die Innenwand (4) angrenzende und diese unverteilt mit Kühlmittel bedrückende Kühlmittel-Sammelkammer (12) enthält, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühlmitteldurchlässigkeit der Innenwand durch das Vorsehen einer Vielzahl von jeweils einlassseitig unmittelbar in die Sammelkammer und auslassseitig in die Heißgaskammer (2) mündenden, nach Länge, Lochdurchmesser und Lochdichte auf einen örtlich vorgegebenen Kühlmitteldurchsatz und eine vorgegebene Durchflussgeschwindigkeit kalibrierten Perforationsbohrungen (6) gebildet ist.
Heißgaskammer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Innenwand (4) die Einspritzkopfplatte einer Triebwerksbrennkammer ist.
Heißkammer nach Anspruch 1 oder 2 dadurch gekennzeichnet, dass die Perforationsbohrungen (6) je nach Kühlmitteleigenschaften und Druckdifferenz zwischen Sammel- und Heißgaskammer (12, 2) einen Durchmesser zwischen 0,1 und 0,5 mm besitzen.
Heißgaskammer nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Perforationsfaktor, bezogen auf die Flächengröße der Innenwand (4), zwischen 0,1 und 1,5% beträgt.
Heißgaskammer nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Innenwand (4) im Wege des Laser- oder Elektronenstrahlbohrens, oder des Drahterosions-Startlochbohrens mit den Perforationsbohrungen (6) versehen ist.
Heißluftkammer nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Innenwand (4) zusätzlich zu den kalibrierten Perforationsbohrungen (6) auch von Düsenkanälen (20) zur Treibstoffeinspritzung durchdrungen ist.