DE2144819C3

DE2144819C3 - Steuereinrichtung für ein Flüssigkeitsraketentriebwerk der sogenannten Hauptstrombauart

Info

Publication number: DE2144819C3
Application number: DE2144819A
Authority: DE
Inventors: Guenther Dr. 8012 Ottobrunn Schmidt
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1971-09-08
Filing date: 1971-09-08
Publication date: 1978-06-22
Also published as: DE2144819A1; US3788069A; DE2144819B2; FR2152648A1; FR2152648B1

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Steuereinrichtung für ein Flüssigkeitsraketentriebwerk der sogenannten Hauptstrombauart, bei dem in einer Vorbrennkammer erzeugte Oxydator- bzw. brennstoffreiche Reaktionsgase nach Expansion in einer Turbine zur weiteren Reaktion mit Brennstoff bzw. Oxydator in die Hauptbrennkammer eingespeist werden, mit Steuerdüsen bzw. Steuerdüsengruppen, denen zum Erzeugen von Steuermomenten um mindestens eine der drei Triebwerkshauptachsen aus dem Raketenprozeß abgezweigtes Turbinenabgas zugeführt wird.

Eine Steuereinrichtung eingangs genannter Gattung ist aus dem Aufsatz »Vernier engines for control, guidance, acceleration, braking« von Kurt. R. Steriling in »SPACE/AERONAUTICS«, August 1960, Seiten 49 bis 51 bekannt. Als nachteilig wird bei dieser empfunden, daß die hohe Temperatur der abgezweigten Turbinenabgase die Lebensdauer und Funktionsfähigkeit der den Steuerdüsen bzw. Steuerdüsengruppen vorgeschalteten Ventile sowie der gegebenenfalls vorhandenen beweglichen Leitungsteile merklich beeinträchtigt.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, mit einfachen Mitteln die Zuverlässigkeit derartiger Steuereinrichtungen zu verbessern.

Diese Aufgabe "wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß dem abgezweigten Turbinenabgas auf dem Wege zu den Steuerdüsen bzw. Steuerdüsengruppen in flüssiger Form geringe Teilmengen einer Treibstoffkomponente beigemischt werden.

Bei der erfindungsgemäßen Steuereinrichtung treten weder an den den Steuerdüsen bzw. Steuerdüsengruppen zugeordneten Schaltventilen noch an den gegebenenfalls vorhandenen beweglichen Teilen ihrer zu den Steuerdüsen bzw. Steuerdüsengruppen führenden Verbindungsleitungen temperaturbedingte, technologische Schwierigkeiten in Erscheinung. Zurückzuführen ist dieser Vorteil auf die leicht zu ver- > wirklichende, rechtzeitige Beimischung geringer flüssiger Treibstoffmengen zum abgezweigten Turbinenabgas. Dadurch läßt sich nämlich, ohne daß der für den Vortrieb verantwortliche Gesamtimpuls des Flüssigkeitsraketentriebwerks eine nennenswerte Ver-

n> minderung erfährt, die Temperatur des zu Steuerzwecken abgezweigten Turbinenabgases im jeweils erforderlichen Maß absenken.

Bei einer Zuordnung der Steuereinrichtung zu einem mit flüssigem Sauerstoff und flüssigem Wasser- > stoff betriebenen Raketentriebwerk der sogenannten Hauptsirombauart empfiehlt sich eine Beimischung geringer Teilmengen flüssigen Wasserstoffs zum abgezweigten Turbinenabgas vorerwähnter Zweckbestimmung, und zwar deshalb, weil die spezifische Kühlleistung des flüssigen Wasserstoffs größer ist als diejenige des flüssigen Sauerstoffs und das Turbinenabgas im vorliegenden Fall ohnehin in der Regel wasserstoffreich ist.

Die Erfindung wird an Hand des in der Zeichnung

r> schematisch dargestellten Ausführungsbeispiels nachfolgend näher erläutert.

Die einzige Figur zeigt das hintere Ende eines raketengetriebenen Flugkörpers 1 mit teils längsgeschnittenem (2a), teils abgewickeltem (2b) Mantel. Als An-

W trieb dient ein Flüssigkeitsraketentriebwerk 3 der sogenannten Hauptstrombauart. Letzteres besteht im wesentlichen aus einer Vorbrennkammer 4, einer Brennkammer 5, einer zwischen beiden Brennkammern 4 und 5 befindlichen Hilfsturbine 6 sowie aus

Γ) einer der Hauptbrennkammer 5 nachgeschalteten Schubdüse 7. In Strömungsrichtung gesehen, befindet sich stromaufwärts der Hilfsturbine 6 ein Vorleitgittcr 8 und stromabwärts der Hilfsturbine 6 ein Verzögerungsnachleitgitter 9. Die Hilfsturbine 6 treibt über

4Ii eine Welle 10 zwei Pumpen 11 und 12 an, die je eine Treibstoffkomponente aus entsprechenden Vorratsbehältern 13 und 14 fördern. Die eine Treibstoff komponente, beispielsweise flüssiger Wasserstoff, wird zu Kühlzwecken zunächst durch die Wandung der j Schubdüse 7 und Hauptbrennkrammer 5 geleitet, bevor sie über eine Leitung 15 vollständig in die Vorbrennkammer 4 eingespeist wird. Darin reagiert sie mit einem über eine Leitung 16 zugeführten Teil der anderen Treibstoffkomponente, beispielsweise flüssigern Sauerstoff, unter Bildung von brennstoffreichen Treibgasen. Der Rest der letztgenannten Treibstoffkomponente gelangt über eine Leitung 17 in das Verzögerungsnachleitgitter 9, wo er den in der Hilfsturbine 6 entspannten brennstoffreichen Treibgasen

π beigemischt wird.

Von dem in der Hilfsturbine 6 entspannten Treibgasen werden vor ihrem Eintritt in das Verzögerungsnachleitgitter 9 an beispielsweise zwei, sich diametral gegenüberliegenden Stellen 18a, b geringe Mengen abgezweigt und einer Mischkammer 18 zugeführt. In die Mischkammer 18 mündet außerdem noch ein Leitungszweig 19. Dieser nimmt vom Austritt derjenigen Pumpe 12 seinen Ausgang, welche die zur Kühlung herangezogene Treibstoffkomponente fördert.

bi Wie der Figur ferner zu entnehmen ist, steht die Mischkammer 18 über Leitungen 21 bis 24 mit beispielsweise vier, über den Triebwerksumfang gleichmäßig verteilten Stcuerdüsengruppen 25 bis 28 in

Verbindung. Zwei (25, 26) dieser Steuerdüsengruppen 25 bis 28 setzen sich jeweils aus vier Steuerdüsen 2Sa bis d bzw. 26a bis d mit vorgeschalteten Ventilen 29a bis d bzw. 30a bis d zusammen, nämlich

1. einer Düse 25α bzw. 26β mit dem Hauptschuh entgegengerichteter Steuerschubrichtung,

2. einer Düse 25c bzw. 26c mit dem Hauptschub gleichgerichteter Steuerschubrichtung,

3. einer Düse 25fc bzw. 26f> mit tangentiaier Stet> erschubrichtung im Uhrzeigersinn und

4. einer Düse 25a* bzw. 26d mit tangentiaier Steuerschubrichtung im Gegenuhrzeigersinn.

Die beiden übrigen Steuerdüsengruppen 27, 28 weisen jeweils zwei Düsen 27a, b bzw. 28a, b mit dem Hauptschub entgegen- (27a und 28a) bzw. gleichgerichtetem (27b und 28b) Steuerschub sowie den Steuerdüsen 27a, b bzw. 28a, b vorgeschaltete Ventile 31a, b bzw. 32a, b auf. Sie liegen sich - ebenso wie die beiden vierdüsigen Gruppen 25. 26 - diametral gegenüber.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Steuereinrichtung für ein Flüssigkeitsraketentriebwerk der sogenannten Hauptstrombauart, bei dem in einer Vorbrennkammer erzeugte Oxydator- bzw. brennstoffreiche Reaktionsgasc nach Expansion in einer Turbine zur weiteren Reaktion mit Brennstoff bzw. Oxydator in eine Hauptbrennkammer eingespeist werden, mit Steuerdüsen bzw. Steuerdüsengruppen, denen zum Erzeugen von Steuermomenten um mindestens eine der drei Triebwerkshauptachsen aus dem Raketenprozeß abgezweigtes Turbinengas zugeführt wird, dadurch gekennzeichnet, daß dem abgezweigten Turbinenabgas auf dem Wege zu den Steuerdüsen (25a bis 2Sd; 26a bis 26d: 27a, 27b, 28a, 2Sb) bzw. Steuerdüsengruppen (25,26,27,28) in flüssiger Form geringe Teilmengen einer Treibstoffkomponente beigemischt werden.

2. Steuereinrichtung nach Anspruch 1 für ein Flüssigkeitsraketentriebwerk der sogenannten Hauptstrombauart, bei dem flüssiger Sauerstoff und flüssiger Wasserstoff als Treibstoffe Verwendung finden, dadurch gekennzeichnet, daß dem abgezweigten Turbinenabgas geringe Teilmengen flüssigen Wasserstoffs beigemischt werden.