DE19650411A1 - Maximierung der Treibstoffregressionsraten von Hybridraketen - Google Patents
Maximierung der Treibstoffregressionsraten von HybridraketenInfo
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Description
Die aktuellen Problematiken bei der Konstruktion großer Hybridraketentriebwerke sind in der
Schrift DE 22 44 195 des gleichen Autors sowie in der dort angegebenen Sekundärliteratur
hinreichend beschrieben.
Insbesondere sei noch einmal das Problem der Treibstoffregression betont, also der Menge festen
Treibstoffes, die pro Zeiteinheit für den Verbrennungsvorgang verfügbar gemacht werden kann
und somit den Maximalschub des Triebwerkes bestimmt.
Es ist davon auszugehen, daß das in DE 44 22 195 vorgeschlagene Einspritzverfahren die
Regressionsraten wesentlich verbessern wird, u. a. durch die Schaffung multipler Brennherde
direkt auf der Treibstoffoberfläche und durch die Entwicklung heißer Flammfronten in geringem
Abstand über der Treibstoffoberfläche. Dennoch kann diese Annahme bis zur experimentellen
Verifikation nicht als gesichert gelten. Dagegen ist hinreichend demonstriert worden, daß die
Treibstoffregression in Hybridraketen mit der zur Verfügung stehenden Treibstoffoberfläche
korrelliert (dies selbstverständlich unter der Voraussetzung, daß eine hinreichende Durchmischung
von Oxydator und vaporiertem Treibstoff und damit eine möglichst vollständige Verbrennung
stattfindet). Insofern sind zur Optimierung der Regression Gestaltungsvarianten von DE 44 22
195 zu prüfen, die eine Maximierung der Treibstoffoberfläche zulassen. Eine solche wäre z. B. die
bereits in der o.g. Schrift kurz erwähnte Ausgestaltung des innenbrennenden Treibstoffblockes
als Stern, Dendrit o. ä. Zu bevorzugen sind jedoch einfache Brennkammer- und
Treibstoffblockgestaltungen, also primär der Zylinder.
Die Erfindung beschreibt eine Verbesserung des Einspritzsystems nach DE 44 22 195 auf der
Basis zylindrischer Innenbrennerbrennkammern wie folgt (siehe hierzu auch Zeichnung 1):
In dieser Ausführung wird die flüssige Komponente (meist der Oxydator) durch ein Rohrleitungs-
und Kanalsystem wie in DE 44 22 195 hinreichend beschrieben geführt. Die einzelnen Kanäle (1)
queren jedoch nicht oder zumindest nicht in ihrer Gesamtheit den Brennstoffblock, um auf der
Oberfläche eines einheitlichen Brennraumes zu münden. Vielmehr enden eine Vielzahl der o.g.
Kanäle kopfseitig in kleineren Brennkammern (2), die ihrerseits in den Hauptbrennraum (3)
münden. Auf diese Weise wird bei einer substantiellen Vergrößerung der Gesamtoberfläche des
Brennraumes die Bündelung vieler kleinerer Brennkammern erreicht, die bei individueller
Betrachtung vielen kleinen Hybridtreibsätzen mit kopfseitiger Einspritzung ähneln, welche mit
geringem experimentellem Aufwand ausgetestet werden können. Durch deren Multiplikation bzw.
die im Effekt resultierende Bündelung dieser vielen kleinen Brennkammern kann auf den
Gesamtschub eines wesentlich größeren Aggregates geschlossen werden, wobei die Innenfläche
der Hauptbrennkammer weiterhin zu berücksichtigen ist. Die kleinen Brennkammern können
durch Aufbohrung der zuführenden Oxydatorkanäle hergestellt werden, sofern es sich hierbei
selbst um Bohrungen und nicht um Röhrchen handelt. Die Länge eines einzelnen kleinen
Brennraumes kann eine Teilstrecke der Dicke des Treibstoffblockes (4) betragen (Zeichnung 1a)
oder dessen gesamte Dicke durchmessen (Zeichnung 1b).
Für Triebwerke kleinerer und mittlerer Größe empfiehlt sich eine spezielle Ausgestaltung der
Erfindung und Herstellung des Triebwerkes wie nachfolgend beschrieben (Zeichnung 2):
Hierzu wird zunächst der Treibstoffblock [4] selbst durch übliche Verfahren, wie Guß, Extrusion,
Herausarbeiten aus dem Vollen etc. hergestellt. In dessen äußeren Mantel werden in
Längsrichtung Nuten zur Aufnahme der oxydatorzuleitenden Fallrohre gefräst. Die multiplen
kleinen Brennkammern [2] werden durch Bohrung oder Fräsung durch den Treibstoffblock von
dessen Außenmantel in Richtung zum Hauptbrennraum hergestellt. An der Kopfseite der
Hauptbrennkammer befindet sich zentriert ein Verteiler [5] für den Oxydator (Zeichnung 2b), der
durch eine zentrale Oxydatorzuleitung [6] und mehrere seitliche Abgänge [7] für die Fallrohre
gekennzeichnet ist, deren Abgangswinkel und Ausgestaltung den Außenkonturen des
Brennstoffblockes angepaßt ist. In die Fallrohre werden treibstoffseitig Bohrungen eingebracht,
die die eigentlichen Einspritzöffnungen [1] darstellen und die mit den zuvor in den Treibstoffblock
eingebrachten kleinen Brennkammern Paß sein müssen. An ihrem unteren Ende sind die Fallrohre
verschlossen. Fallrohre und Einspritzkopf werden zusammenmontiert, auf den Brennstoffblock
aufgesetzt und die Fallrohre selbst werden in die Nuten eingelegt bzw. mit einem geeigneten
Kleber (Cyanacrylat, Epoxid o. ä.) dort eingeklebt. Der Druckkörper [8] des Triebwerkes wird als
Rovingkörper (mehrlagige gegeläufige Gelege aus zugfesten Glasfaser-, Karbon- oder
Aramidfasern in einer Epoxidharzmatrix) ausgebildet, wobei die Konvergenz-Expansionsdüse [9]
vorteilhafterweise mitlaminiert wird. Diese besteht somit wie der Druckkörper ebenfalls nur aus
Faserverbundwerkstoff. Sie wird durch Ablation gekühlt. Auf diese Weise entsteht ein
einheitlicher Druck/Düsenkörper mit innenliegendem Treibstoffblock und Einspritzsystem.
In den Druckkörper und hier speziell im Düsenhalsbereich können während des
Laminiervorganges zusätzlich dünne Kupferlackdrähte eingelegt werden, deren Durchbrennen
während des Betriebes Stomkreise unterbricht und so einen Fehlerzustand bzw. das Maß der
Abtragung im Düsenhalsbereich anzuzeigen geeignet ist.
Bei der vorstehend beschriebenen Ausführung ist nur noch eine zentrale Oxydatorzuleitung
vorhanden, Schweißnähte, Schraubverbindungen, Dichtungen o. ä. sind nicht erforderlich,
wodurch die Störanfälligkeit des Triebwerkes erheblich herabgesetzt wird. Ferner werden hohe
Massenverhältnisse erreicht.
Diese Ausführung eignet sich speziell auch für hypergole Treibstoffkombinationen, so wie sie
bevorzugt für militärische Zwecke eingesetzt werden.
Ein Vorteil der Erfindung liegt in der Leichtigkeit, mit der zum einen die Brennoberfläche des
Treibstoffes den initialen Schuberfordernissen angepaßt werden kann, sowie zum anderen darin,
daß vom im Experiment leicht zu verifizierenden Verhalten der individuellen Brennkammer auf das
Verhalten eines sehr viel größeren Aggregates, welches im Effekt eine Bündelung einer Vielzahl
kleinerer gleich aufgebauter Brennkammern zusätzlich zur Oberfläche der Hauptbrennkammer
darstellt, geschlossen werden kann. Weiterhin wird eine gewisse Konstanz der
Gesamtbrennfläche während des Abbrandvorganges dadurch erreicht, daß die Verringerung der
Oberfläche der zutragenden kleinen Brennkammern durch Abbrand in deren Längsrichtung durch
eine Aufweitung des Radius und damit Vergrößerung der Oberfläche der Hauptbrennkammer
kompensiert wird. Auf diese Weise läßt sich eine weitgehende Konstanz der Gesamt-
Brennoberfläche des Triebwerkes während des Betriebes erreichen. Auch wird die Herstellung
des Treibstoffblockes gegenüber solchen Konstruktionen vereinfacht, in denen die
oxydatordurchleitenden Kanäle als Röhrchen und nicht als Bohrung ausgeführt sind.
Claims (2)
1. Maximierung der Treibstoffregressionsraten von Hybridraketentriebwerken, dadurch
gekennzeichnet,
daß die in DE 44 22 195 beschriebenen oxydatorführenden Kanäle innerhalb des Treibstoffblocks
auf ihrer Gesamt- oder einer Teilstrecke durch eine deutliche und gegen den Treibstoff nicht
abgeschirmte Lumenerweiterung zu einer Vielzahl kleinerer und eigenständig zu betrachtender,
dem Treibstoffblock innenliegender Brennkammern aufgeweitet werden, in die der Oxydator
somit kopfseitig eingespritzt wird, wobei die Ausströmrichtung der Verbrennungsgase aus diesen
kleineren Brennkammern die Hauptstromrichtung der Brenngase in der Hauptbrennkammer
winklig schneidet, so daß eine optimale Durchmischung aller Brenngase bis zum Verlassen der
Hauptbrennkammer gewährleistet ist und insgesamt eine wesentliche Vergrößerung der den
Verbrennungsprozeß unterhaltenden Treibstoffoberfläche erzielt wird.
2. Vorteilhafte spezielle Ausführung der Erfindung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
- - daß der Oxydator über einen am Brennstoffblock kopfseitig angebrachten Verteiler in Längsrichtung axial zentral zugeleitet und auf einzelne seitlich abgehende Fallrohre verteilt wird, welche in längslaufenden Nuten an der Außenseite des Brennstoffblockes geführt werden und an deren Innenseite sich die Austrittsöffnungen für den Oxydator in Deckung mit durch den Treibstoffblock niedergebrachten Durchbohrungen befinden.
- - daß das so dargestellte Oxydatorverteilungs- und einspritzsystem samt Treibstoffbolck zwecks Ausbildung eines Druckkörpers mit geeigneten zugfesten Faserverbundwerkstoffen bis auf die zentrale Zuleitung vollständig einlaminiert wird
- - daß bei dieser Ausbildung vorteilhafterweise auch die Konvergenz-Expansionsdüse als Laminatkörper in Einheit mit dem Druckkörper hergestellt wird.
- - daß durch Einlegen von Kupferlackdrähten in das Laminat, speziell auch am Düsenhals, Fehlzustände wie Bersten oder Durchbrennen des Druckkörpers sowie der Grad der Abtragung am Düsenhals während des Betriebes erfaßt werden können.
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE1996150411 DE19650411A1 (de) | 1996-12-05 | 1996-12-05 | Maximierung der Treibstoffregressionsraten von Hybridraketen |
US08/980,054 US6014857A (en) | 1996-12-05 | 1997-11-26 | High fuel regression hybrid rocket motor |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE1996150411 DE19650411A1 (de) | 1996-12-05 | 1996-12-05 | Maximierung der Treibstoffregressionsraten von Hybridraketen |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE19650411A1 true DE19650411A1 (de) | 1997-06-19 |
Family
ID=7813694
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE1996150411 Withdrawn DE19650411A1 (de) | 1996-12-05 | 1996-12-05 | Maximierung der Treibstoffregressionsraten von Hybridraketen |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE19650411A1 (de) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2023022784A1 (en) * | 2021-08-19 | 2023-02-23 | Sierra Space Corporation | Liquid propellant injector for vortex hybrid rocket motor |
US11879414B2 (en) | 2022-04-12 | 2024-01-23 | Sierra Space Corporation | Hybrid rocket oxidizer flow control system including regression rate sensors |
US11927152B2 (en) | 2019-06-21 | 2024-03-12 | Sierra Space Corporation | Reaction control vortex thruster system |
-
1996
- 1996-12-05 DE DE1996150411 patent/DE19650411A1/de not_active Withdrawn
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US11927152B2 (en) | 2019-06-21 | 2024-03-12 | Sierra Space Corporation | Reaction control vortex thruster system |
WO2023022784A1 (en) * | 2021-08-19 | 2023-02-23 | Sierra Space Corporation | Liquid propellant injector for vortex hybrid rocket motor |
US11952967B2 (en) | 2021-08-19 | 2024-04-09 | Sierra Space Corporation | Liquid propellant injector for vortex hybrid rocket motor |
US11879414B2 (en) | 2022-04-12 | 2024-01-23 | Sierra Space Corporation | Hybrid rocket oxidizer flow control system including regression rate sensors |
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