DE2329624C3 - Raketensystem, umfassend ein Flüssigkeitsraketentriebwerk der Hauptstrombauart und mehrere Steuerraketentriebwerke - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Raketensystem, umfassend ein Flüssigkeitsraketentriebwerk der Hauptstrombauart und mehrere Steuerraketen'riebwerke, wobei das Hauptstromtriebwerk aus mindestens einer Vorbrennkammer, in der ein brennstoff- bzw. oxydatorreiches Gasgemisch erzeugt wird, einem der Treibstofförderung dienenden Turbopumpenaggregat, in dessen Turbine das in der Vorbrennkammer erzeugte Gasgemisch teilweise entspannt wird, einer Hauptbrennkammer, in der das Teilweise entspannte Gasgemisch mit eingefördertem Oxydator bzw. Brennstoff weiterreagiert, insbesondere stöchiometrisch verbrennt, und einer Schubdüse besteht, die ebenso wie die Hauptbrennkammer durch indirekten Wärmetausch gekühlt ist, und zwar insbesondere durch diejenige Treibstoffkomponente, die gänzlich in die Vorbrennkammer eingefördert wird, und wobei die Steuerraketentriebwerke vom Turbopumpenaggregat des Hauptstromtriebwerks versorgt werden.

Bei einem bekannten Raketensystem eingangs genannter Gattung wird zum Betreiben der Steuerraketentriebwerke von dem in der Vorbrennkammer des Hauptstromtriebwerks erzeugten und in der Turbine des der Treibstofförderung dienenden Turbopumpenaggregats teilweise entspannten, brennstoff- bzw. oxydatorreichen Gas vor dem Übertritt desselben in die Hauptbrennkammer des Hauptstromtriebwerks eine Teilmenge abgezweigt und dieser Teilgasmenge zum Zwecke der Temperaturabsenkung auf dem Wege zu den Steuerraketentriebwerken eine geringe Teilmenge einer Treibstoffkomponente in flüssiger Form beigemischt. Die besagten Steuerraketentriebwerke können folglich nur in Funktion treten, wenn auch das Hauptstromtriebwerk voll in Betrieb ist.

Außerdem ist ein aus einem Flüssigkeitsraketentriebwerk der Nebenstrombauart und mehreren Flüssigkeitsraketentriebwerken der Hauptstrombauart bestehendes Raketensystem bekannt, bei dem das Nebenstromtriebwerk der Erzeugung des überwiegenden Schubanteils und die Hauptstromtriebwerke der Erzeugung des kleineren Schubanteils eines vorbestimmten Gesamtvortriebsschubs dienen. Letztgenannte Hauptstromtriebwerke liefern dabei sowohl die Antriebsleistung zur Förderung der eigenen Treibstoffkomponenten als auch die Antriebsleistung zur Förderung der Treibstoffkomponenten für das leistungsstarke Nebenstromtriebwerk. Dies geschieht in der Weise, daß die der Vorbrennkammer eines jeden Hauptstromtriebwerks nachgeschaltete Turbine oder Turbinen zum Antrieb von Pumpen zur Förderung der Treibstoffkomponenten für das betreffende Hauptstromtriebwerk und von Pumpen zur Forderung der Treibstoffkomponenten für das Nebenstromtriebwerk ausgeführt ist bzw. sind. Aufgrund dessen kann das Nebenstromtriebwerk großer Leistung ohne den sonst bei solchen Triebwerkstypen auftretenden prinzipgebundenen Impulsverlust zusammen mit den Hauptstromtriebwerken relativ kleiner Leistung betrieben werden. Außerdem gestatten in den zum Nebenstromtriebwerk führenden Treibstoffversorgungsleitungen installierte Ventile die diesem zugeordneten Förderpumpen bei Inbetriebnah-

der Hauptstroir.triebwerke über Bypass-Leitungen hlind arbeiten zu lassen. Dagegen ist die Möglichkeit, j_s Njebenstromtriebwerk für sich allein, d. h. bei abgehalteten Hauptbrennkammern der Hauptstromtriebwerke zu betreiben, nicht vorgesehen. Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, das einumrissene Raketensystem im Hinblick auf eine Verwendung bei einem Orbiterfahrzeug zu dessen eregelung auf der Umlaufbahn derart auszubilden, daß die Treibstoffanlage des gesamten Systems bei relativ einfachem Aufbau weitgehend freie Hand bezüg-"ch der Wahl der Leistung der Steuerraketentriebwerke läßt.

Gelöst wird diese Aufgabe erfindungsgemäß dadurch daß das Turbopumpenaggregat wahlweise das Hauptstromtriebwerk und die Steuerraketentriebwerke mit Brennstoff und Oxydator versorgt, wobei beim Steuerraketenbelrieb der geförderte Brennstoff und Oxydator auf dem Wege zu den Sieuerraketentriebwerken in Regenerativ-Wärmetauschern verdampft wird die mit in einem vom Turbopumpenaggregat mit Brennstoff und Oxydator gespeisten Generator erzeugten heißen Gasen beaufschlagt werden, während die Regenerativ-Wärmetauscher beim Betrieb des Hauptstromtriebwerks abgeschaltet sind.

Die erfindungsgemäßen Maßnahmen lassen sich einfach verwirklichen. Sie haben ein Raketensystem zum Resultat, das höchsten Anforderungen an die Manövrierbarkeit ohne großen Aufwand gerecht zu werden vermag und demzufolge bei Orbiterfahrzeugen für Bahngeschwindigkeitskorrekturen und Lageregelungen bestens geeignet ist. Zurückzuführen ist dieser positive Sachverhalt auf die getroffene Zuordnung von Regenerativ-Wärmetauschern zu dem dem Hauptsiromtriebwerk und dem Steuerraketentriebwerken gemeinsamen Turbopumpenaggregat sowie die spezielle Art und Weise der Beaufschlagung dieser Wärmetauscher. Dadurch kann nämlich nicht nur das Hauptstvomtriebwerk bei stillgelegten Steuerraketentriebwerken, sondern auch jedes Steuerraketentriebwerk bei stillgelegter Hauptbrennkammer betrieben werden, woraus sich der Vorteil ergibt, daß man bezüglich der Wahl der Leistung der Steuerraketentriebwerke freiere Hand hat.

Konstruktiv vereinfachend wirkt es sich aus, wenn in Ausgestaltung der Erfindung das Heißgas, das beim Steuerbetrieb in den Regenerativ-Wärmetauschern für die Verdampfung des den Steuerraketentriebwerken zuströmenden Brennstoffs und Oxydators sorgt, in der Vorbrennkammer des Hauptstromtriebwerks erzeugt wird, dessen Hauptbrennkammer in dieser Zeitspanne außer Betrieb bleibt. Die besagten Wärmetauscher können dabei gemäß weiteren ausgestaltenden Erfindungsmerkmalen sowohl stromabwärts als auch stromaufwärts der Turbine des Turbopumpenaggregates angeordnet sein. Wie nachfolgend gezeigt wird, ist die beim Steuerbetrieb in der Vorbrennkammer des Hauptstromtriebwerks zu erzeugende Heißgasmenge im erstgenannten Fall durch die Regenerativ-Wärmetauscher und im zweitgenannten Fall durch die Turbine des Turbopumpenaggregates festgelegt.

Bei einer Anordnung der Regenerativ-Wärmetauscher stromabwärts der Turbine muß mit Rücksicht auf die Turbinenschaufeln davon abgesehen werden, das Heißgas mit der maximal möglichen Temperatur in die Wärmetauscher eintreten zu lassen. Der Abkühlung des Heißgases in den Wärmetauschern ist ebenfalls eine Grenze gesetzt. Die Wandtemperatur dieser Wärmetaiisrher soll nämlich am Austritt des Gases möglichst nicht unter dessen Kondensationstemperatur liegen. Dadurch ist die Heißgasmenge festgelegt die für die Aufbereitung einer vorgegebenen Brennstoff- und Oxydatormenge erforderlich ist Die den Regenerativ-Wärmetauschern vorgeschaltete Turbine würde für die benötigte Pumpenleistung bereits mit einem Bruchteil dieser Heißgasmenge auskommen.

Gänzlich anders liegen dagegen die Verhältnisse bei einer Anordnung der Regenerativ-Wärmetauscher ίο stromaufwärts der Turbine des Turbopumpenaggregates. In diesem Fall stellen die Turbinenschaufeln kein Kriterium mehr für die Einlaßtemperatur des Heißgases in die Wärmetauscher dar. Das Heißgas kann vielmehr mit der maximal möglichen Temperatur in die Wärmetauscher eintreten. Die darin für die Aufbereitung des den Steuerraketentriebwerken zuströmenden Brennstoffs und Oxydators erforderliche Heißgasmenge nimmt bekanntlich mit größer werdender Differenz zwischen Gaseintritts- und Gasaustrittstemperatur ab. Andererseits ist die Gastemperatur am Turbineneintritt und somit die Turbinenleistung um so niedriger, je tiefer das Heißgas in den vorgeschalteten Wärmetauschern abgekühlt wird. Von einem bestimmten Abkühlungsgrad an kann folglich die Turbine die erforderliche Leistung nicht mehr aufbringen, es sei denn, der Gasdruck wird am Turbineneintritt zur Erzielung eines ausreichend hohen Volumenstromes abgesenkt.

In Weiterbildung der Erfindung wird beim Steuerbetrieb das in der Vorbrennkammer des Hauptstromtriebwerks erzeugte und in der Turbine des Turbopumpenaggregates teilweise entspannte, brennstoff- bzw. oxydatorreiche Gas in einem Zwischenerhitzer mit weiterem Oxydator bzw. Brennstoff zur Reaktion gebracht, bevor es in die vorzugsweise in den Zwischenerhitzer eingebauten Regenerativ-Wärmetauscher gelangt, wo es — wie bereits erwähnt — den zu den Steuerraketentriebwerken geförderten Brennstoff und Oxydator verdampft. Damit entfällt die in den beiden vorbeschriebenen Fällen bestehende Abhängigkeit zwischen den Betriebstemperaturen der Turbine und Regenerativ-Wärmetauscher.

Da beim Steuerbetrieb die Temperatur des die Turbine durchströmenden Heißgases aus Leistungsgründen höher ist als beim Vollbetrieb des Hauptstromtriebwerks, empfiehlt es sich, während der erstgenannten Betriebsart den Abgassammeiraum der Turbine zu kühlen. Zum Zwecke solch einer Kühlung wird gemäß weiteren ausgestaltenden Erfindungsmerkmalen das Turbinenabgasgehäuse doppelwandig ausgebildet und durch den gegebenenfalls mittels Stegen unterteilten Hohlraum zwischen den beiden Gehäusewänden beim Steuerbetrieb als Kühlmittel diejenige Oxydator- bzw. Brennstoffteilmenge durchgeleitet, dio in den Zwischenerhitzer eingefördert wird und darin mit dem in der Vorbrennkammer des Hauptstromtriebwerks erzeugten brennstoff- bzw. oxydatorreichen Gasgemisch reagiert.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden nachfolgend an Hand der schematischen Zeichnungen näher erläutert. Es zeigen

F i g. 1 bis 3 in Form von Prinzipsskizzen jeweils ein Flüssigkeitsraketentriebwerk der Hauptstrombauart und mehrere Steuerraketentriebwerke umfassende Raketensysteme, die sich hinsichtlich der Anordnung ihrer 65 Regenerativ-Wärmetauscher zur Treibstoffaufbereitung unterscheiden, und

Fig.4 ein gegenüber den Raketensystemen gemäß F i g. 1 bis 3 abgewandeltes Raketensystem.

F i g. 1 zeigt ein Raketensystem, das ein Flüssigkeitsraketentriebwerk als Hauptstromtriebwerk 1 und meh^ rere, beispielsweise vier Steuerraketentriebwerke umfaßt, von denen der Einfachheit halber lediglich eines 2 wiedergegeben ist. Zugeordnet ist dieses Raketensystem einem aus Gründen der Übersichtlichkeit nicht dargestellten Orbiterfahrzeug. Dessen Lageregelung wird von den Steuerraketentriebwerken 2 übernommen, die beispielsweise jeweils für 1 t Schub ausgelegt sind. Für eine gegebenenfalls erforderliche Korrektur bzw. Variierung der Bahngeschwindigkeit des besagten Orbiterfahrzeugs ist hingegen das Hauptstromtriebwerk 1 zuständig. Es besteht im wesentlichen aus einer Vorbrennkammer 4, einer Hauptbrennkammer 5 mit Schubdüse 6, einer im Strömungsweg zwischen diesen Brennkammern 4 und 5 liegenden Turbine 7 und zwei von letzterer angetriebenen Pumpen 8,9. Von den beiden Pumpen 8, 9 steht die eine 8 saugseitig mit einem Brennstoffbehälter 10, die andere 9 mit einem Oxydatorbehälter Il in Verbindung. Als Brennstoff dient beispielsweise Flüssigwasserstoff. Bei dem Oxydator handelt es sich beispielsweise um Flüssigsauerstoff. Außer den beiden Behältern 10 und 11 für Flüssigwasserstoff und Flüssigsauerstoff sind zwei wesentlich kleinere Druckbehälter 12 und 13 vorgesehen. Der eine Druckbehälter 12 beinhaltet geringe Mengen gasförmigen Wasserstoffs, der andere 13 geringe Mengen gasförmigen Sauerstoffs. Damit wird sowohl bei Bedarf einer Lageregelung als auch bei Bedarf einer Bahngeschwindigkeitskorrektur die Turbine 7 des Turbopumpenaggregates gestartet. Hat die auf vorbeschriebene Art und Weise gestartete Turbine 7 eine ausreichende Drehzahl erreicht, setzt die Pumpenförderung ein.

Beim Vollbetrieb des Hauptstromtriebwerkes 1 wird der von der Pumpe 8 geförderte Brennstoff gänzlich in die Vorbrennkammer 4 und der von der Pumpe 9 geförderte Oxydator teils in die Vorbrennkammer 4, teils in die Haptbrennkammer 5 eingespeist. Auf seinem Wege zur Vorbrennkammer 4 wird der Brennstoff zur Kühlung der Hauptbrennkammer 5 und Schubdüse 6 herangezogen. Zu diesem Zweck sind die Schubdüse und die Brennkammer mit Kühlkanälen 14 versehen, in denen der Brennstoff vom flüssigen in den dampfförmigen Aggregatszustand übergeht. Verdampft wird auch die der Vorbrennkammer 4 zuströmende Oxydatorteilmenge. Diese Verdampfung findet im Wärmeaustausch mit dem in der Vorbrennkammer 4 erzeugten brennstoffreichen Gasgemisch statt, und zwar in einem Wärmetauscher 15. Letzterer ist in die Vorbrennkammer 4 eingebaut. Das die Vorbrennkammer 4 verlassende brennstoffreiche Gasgemisch wird in der die Pumpen 8, 9 antreibenden Turbine 7 entspannt Im Anschluß an diese arbeitsleistende Entspannung gelangt das brennstoffreiche Gasgemisch auf direktem Wege über Leitungen 16, 17, 18 und den Einspritzkopf 19 in die Hauptbrennkammer 5. Darin reagiert es mit der bei 20 eintretenden Oxydatorteilmenge. Das aus dieser Reaktion resultierende Treibgas erzeugt in der Schubdüse 6 einen Schub von beispielsweise 5 t

Beim Steuerbetrieb ist die Hauptbrennkammer 5 abgeschaltet. Abgeschaltet ist auch der Wärmetauscher 15. Dafür treten zwei beim Vollbetrieb des Hauptstromtriebwerkes 1 abgeschaltete Wärmeaustauscher 21, 22 in Aktion. Angeordnet sind die beiden Wärmeaustauscher 21, 22 stromabwärts der Turbine 7. In ihnen werden der von der Pumpe 8 geförderte Brennstoff und der von der Pumpe 9 geförderte Oxydator verdampft, und zwar im Wärmeaustausch mit Heißgas aus der Vorbrennkammer, das zuvor in der Turbine 7 entspannt wird. Besagtes Gas verläßt die Wärmeaustauscher 21, 22 bei 23, gelangt von da in die mit 24 bezeichnete Leitung und strömt durch diese Leitung 24 — wie durch Pfeile 25, 26 angedeutet — direkt ins Freie. Erzeugt wird es durch Verbrennung einer Teilmenge verdampften Brennstoffs mit einer Teilmenge verdampften Oxydators. Mit dem übrigen verdampften Brennstoff und Oxydator werden die Steuertriebwerke

ίο 3 betrieben und die den Druckbehältern 12, 13 zuvor entnommenen Treibstoffmengen ergänzt.

Das Ausführungsbeispiel gemäß F i g. 2 unterscheidet sich von dem in F i g. 1 wiedergegebenen lediglich hinsichtlich der Anordnung derjenigen Wärmeaustauscher, in denen beim Steuerbetrieb der Brennstoff und Oxydator verdampft wird. Besagte Wärmeaustauscher sind im vorliegenden Fall in die Vorbrennkammer 4 des Hauptstromtriebwerkes 1 eingebaut. Bezeichnet sind sie mit 21a und 22a. Für die Bezeichnung der übrigen

2c Bauteile sind die gleichen Bezugsziffern gewählt worden wie in F i g. 1.

In F i g. 3 sind diejenigen Wärmeaustauscher, in denen beim Steuerbetrieb der Brennstoff und Oxydator verdampft wird, mit den Bezugszeichen 216 und 22b versehen. Sie befinden sich ebenso wie in F i g. 1 stromabwärts der zum Antrieb der Pumpen 8, 9 dienenden Turbine 7. Im Unterschied zur letztgenannten Figur sind die Wärmeaustauscher 216 und 22b aber in einem Zwischenerhitzer 27 integriert. Der Zwischenerhitzer 27 ist beim Vollbetrieb des Hauptstromtriebwerkes 1 ebenfalls abgeschaltet. Beim Steuerbetrieb wird dagegen das in der Vorbrennkammer 4 erzeugte und in der Turbine 7 entspannte brennstoff- oder oxydatorreiche Gasgemisch in den Zwischenerhitzer 27 eingespeist.

Darin reagiert es vor der Beaufschlagung der Wärmeaustauscher 21 b und 22b mit gleichzeitig eingefördertem Oxydator bzw. Brennstoff. Das aus dieser Reaktion resultierende Gasgemisch wird nicht der Hauptbrennkammer 5 zugeführt Analog zu den F i g. 1 und 2 verläßt es die Wärmeaustauscher 21 b und 226 bei 23, gelangt von da in die Leitung 24 und tritt aus der Leitung 24 bei 25 und 26 direkt ins Freie über.

F i g. 4 zeigt ein Raketensystem, das — ebenso wie die vorbeschriebenen — ein Flüssigkeitsraketentriebwerk als Hauptstromtriebwerk 31 und mehrere, beispielsweise vier, jeweils eine Tonne Schub erzeugende ₍ Steuerraketentriebwerke umfaßt, wobei von den letztgenannten Triebwerken aus Gründen der Übersichtlichkeit wiederum lediglich eines 32 dargestellt ist. Vor

brennkammer, Hauptbrennkammer und Schubdüse de; Hauptstromtriebwerks 31 sind in der genannten Rei henfolge mit 34, 35 und 36 bezeichnet. Die stromab wärts der Vorbrennkammer 34 angeordnete Turbine weist im vorliegenden Fall zwei Stufen 37a, 37b auf Zwei Stufen 38a, 386 besitzt auch die Brennstoffpumpe Sie wird ebenso wie die einstufig ausgebildete Oxyda torpumpe, die das Bezugszeichen 39 trägt, von dei zweistufigen Turbine 37a, 376 angetrieben. Deren Ab gasgehäuse 40 ist auf der am höchsten beanspruchter

Seite aus zwei Wänden 41, 42 aufgebaut, zwischen de nen ein Hohlraum 43 belassen ist. Zwischen dem Turbi nenabgasgehäuse 40 und der Hauptbrennkammer 3i befindet sich ein Zwischenerhitzer 44. In letzterem sine zwei Gruppen aus jeweils zwei Regenerativ-Wärme

tauschern 45a, 456 und 46a, 466 eingebaut, auf derer Funktion weiter unten näher eingegangen wird.

Wie bereits erwähnt, kommt das vorbeschriebem Raketensystem für Orbiterfahrzeuge in Frage, an derei

Manövrierfähigkeit hohe Anforderungen gestellt werden. Bedarf es einer Korrektur ihrer Bahngeschwindigkeit, wird aus zwei Druckbehältern 47, 48 relativ kleinen Fassungsvermögens beispielsweise gasförmiger Wasserstoff und gasförmiger Sauerstoff in die Vorbrennkammer 34 eingefördert und darin verbrannt. Die Verbrennungsprodukte werden in der zweistufigen Turbine 37a, 376 entspannt. Vom Turbinenabgasgehäuse 40 gelangt sie sodann auf direktem Wege in die Hauplbrennkammer 35, die sie über die Schubdüse 36 verlassen. Hat die auf diese Art und Weise gestartete Turbine 37a, 376 eine bestimmte Drehzahl erreicht, setzt die Pumpen förderung und somit der Vollbetrieb des Hauptstromtriebwerks 31 ein.

Während dieser Betriebsphase fördert die Pumpe 38a, 386 beispielsweise Flüssigwasserstoff aus einem Behälter 49 zur Vorbrennkammer 34 und die Pumpe 39 beispielsweise Flüssigsauerstoff aus einem Behälter 50 teils zur Vorbrennkammer 34, teils zur Hauptbrennkammer 35. Auf dem Wege zur Vorbrennkammer 34 passiert der Flüssigwasserstoff die mit 51 bezeichneten Kanäle, die sich vom hinteren Ende der Schubdüse 36 zum vorderen Ende der Hauptbrennkammer 35 erstrecken, und anschließend einen die Vorbrennkammer 34 umgebenden Ringraum 52. Schubdüse 36, Hauptbrennkammer 35 und Vorbrennkammer 34 werden dadurch ausreichend gekühlt. Als Folge dieser Kühlung steht der Wasserstoff am Einspritzkopf 53 der Vorbrennkammer 34 in Dampfform zur Verfügung. Vor der Einförderung in die Vorbrennkammer 34 wird auch die hierfür bestimmte Teilmenge Flüssigsauerstoff verdampft, und zwar im Zwischenraum 43 des Turbinenabgasgehäuses. Sie wird in der Vorbrennkammer 34 mit dem verdampften Wasserstoff zur Reaktion gebracht. Das aus dieser Reaktion resultierende Gasgemisch ist brennstoffreich. Nach der Entspannung in der Turbine 37a, 37b gelangt es vom Turbinenabgasgehäuse 40 unter Umgehung des Zwischenerhitzers 44 zum Einspritzkopf 54 der Hauptbrennkammer 35. In letzterer reagiert es mit der gleichzeitig eingeförderten anderen Sauerstoffteilmenge. Das Ergebnis ist ein Treibgas, dessen Expansion in der Schubdüse zu einem Schub von beispielsweise 51 führt.

Soll statt der Bahngeschwindigkeit die Lage des aus Gründen der Übersichtlichkeit nicht dargestellten Raumfahrzeuges geregelt werden, bleibt die Hauptbrennkammer 35 außer Betrieb. In diesem Fall wird das in der Vorbrennkammer 34 unter Wasserstoffüberschuß erzeugte und in der Turbine 37a, 376 entspannte Gasgemisch vom Turbinenabgasgehäuse 40 in den Zwischenerhitzer 44 eingefördert, und zwar über einen Verteilerring 55. Im Zwischenerhitzer 44 reagiert das Gasgemisch mit Sauerstoff, der gleichzeitig über Düsen 60 eingefördert wird Auf seinem Weg zu den Einspritzdüsen «0 strömt der Sauerstoff durch den Zwi schenraum 43 im Turbinenabgasgehäuse 40 und sorg somit für eine Kühlung des letzteren.

Das in den Zwischenerhitzer 44 eingeforderte Gas gemisch erfährt durch die Reaktion mit dem gleichzei

tig eingeförderten Sauerstoff eine merkliche Tempera

turerhöhung. Auf seinen Wege zu einem ins Freie füh renden Sammelraum 61 wird es durch Bleche 62, 6:

mehrmals umgelenkt. Dabei umströmt es die Rohre dei

ίο im Zwischenerhitzer 44 integrierten Wärmeaustau scher 45a, 456 und 46a, 466, in denen der von den Pum pen 38a, 386 und 39 geförderte Wasserstoff und Sauer stoff vor seiner Verwendung verdampft wird.

Der Flüssigwasserstoffwird von der Pumpe 38a, 3Sl zu einem den Zwischenerhitzer 44 umgebenden Ein laufsammelring 64 gefördert. Vom Einlaufsammelrinj 64 gelangt er über Strömungswege 65,66 zum Wärme austauscher 45a, wobei die Außenwand des Zwi schenerhitzers 44 gekühlt wird. Die Rohre des Wärme austauschers 45a durchströmt der Flüssigwasserstofi radial von außen nach innen. Beim Austritt aus dieser wird er durch ein Blech 67 zum Wärmeaustauscher 45/ umgelenkt. Dabei erfährt auch die Innenwandung de; Zwischenerhitzers 44 eine Kühlung. Die Rohre des Wärmeaustauschers 456 durchströmt der inzwischen teilweise verdampfte Wasserstoff radial von innen nach außen. In diesen findet die vollständige Verdampfung des Wasserstoffs statt. Gesammelt wird der verdampft« Wasserstoff in einem Ringkanal 68. Von letzterem füh· ren absperrbare Leitungen zur Vorbrennkammer 34 zum Druckbehälter 47 und zu den Steuerraketentriebwerken 32.

Der Flüssigsauerstoff wird von der Pumpe 39 zu einem Einlaufsammelring 69 gefördert, der ebenso wie der Einlaufsammelring 64 den Zwischenerhitzer 44 umgibt. Vom Einlaufsammelring 69 gelangt der Flüssigsauerstoff zum Wärmeaustauscher 46a, dessen Rohre ei radial von außen nach innen durchströmt.

Anschließend tritt der teilweise verdampfte Sauerstoff bei 71 in den Wärmeaustauscher 466 über. In dessen Rohren, die er radial von innen nach außen durchströmt, wird der Sauerstoff vollständig verdampft Gesammelt wird der dampfförmige Sauerstoff in einem Ringkanal 72. Von letzterem führen absperrbare Leitungen zur Vorbrennkammer 34, zum Druckbehälter 48 und zu den Steuerraketentriebwerken 32.

Mit einem Teil des in den Wärmeaustauschern 45a, 456 und 46a, 466 verdampften Wasserstoffs und Sauerstoffs werden die Steuerraketentriebwerke 32 gespeist und die den Druckbehältern 47,48 zuvor zu Start- und Steuerzwecken entnommenen Gasmengen ergänzt Mit dem restlichen Wasserstoff- und Sauerstoffdampf werden die Vorbrennkammer 34 und der Zwischenerhitzer 44 in der vorbeschriebenen Weise betrieben.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims (7)

Patentansprüche:

1. Raketensystem, umfassend ein Flüssigkeitsraketentriebwerk der Hauptstrombauart und mehrere Steuerraketentriebwerke, wobei das Hauptstromtriebwerk aus mindestens einer Vorbrennkammer, in der ein brennstoff- bzw. oxydatorreiches Gasgemisch erzeugt wird, einem der Treibstofförderung dienenden Turbopumpenaggregat, in dessen Turbine das in der Vorbrennkammer erzeugte Gasgemisch teilweise entspannt wird, einer Hauptbrennkammer, in der das teilweise entspannte Gasgemisch mit eingefördertem Oxydator bzw. Brennstoff weiterreagiert, insbesondere stöchiometrisch verbrennt, und einer Schubdüse besteht, die ebenso wie die Hauptbrennkammer durch indirekten Wärmetausch gekühlt ist, und zwar insbesondere durch diejenige Treibstoffkomponente, die gänzlich in die Vorbrennkammer eingefördert wird, und wobei die Steuerraketentriebwerke vom Turbopumpenaggregat des Hauptstromtriebwerks versorgt werden, dadurch gekennzeichnet, daß das Turbopumpenaggregat (7, 8, 9; 37a, 37b, 38a, 38t>, 39) wahlweise das Hauptstromtriebwerk (1; 31) und die Steuerraketentriebwerke (2; 32) mit Brennstoff und Oxydator versorgt, wobei beim Steuerraketenbetrieb der geförderte Brennstoff und Oxydator auf dem Wege zu den Steuerraketentriebwerken (2; 32) in Regenerativ-Wärmetauschern (21, 22; 21a, 22a; 45a, 45b, 46a, 46b) verdampft wird, die mit in einem vom Turbopumpenaggregat mit Brennstoff und Oxydator gespeisten Generator erzeugten heißen Gasen beaufschlagt werden, wahrend die Regenerativ-Wärmetauscher beim Betrieb des Hauptstromtriebwerks (1,31) abgeschaltet sind.

2. Raketensystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Gasgenerator die Vorbrennkammer (4) des Hauptstromtriebwerks (1) ist.

3. Raketensystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Regenerativ-Wärmetauscher (21, 22) stromabwärts der Turbine (7) des Turbopumpenaggregates angeordnet sind.

4. Raketensystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Regenerativ-Wärmetauscher (21a, 22a) stromaufwärts der Turbine (7) des Turbopumpenaggregates angeordnet sind.

5. Raketensystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Gasgenerator ein stromabwärts der Turbine (7; 37a, 37b) des Turbopumpenaggregates angeordneter Zwischenerhitzer (27; 44) ist, in dem in der Vorbrennkammer (4; 34) erzeugtes, brennstoff- bzw. cxydatorreiches Gas mit zusätzlich zugeführtem Oxydator bzw. Brennstoff weiterreagiert.

6. Raketensystem nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Regenerativ-Wärmetauscher (45a, 45b; 46a, 46έ>) im Zwischenerhitzer (44) eingebaut sind.

7. Raketensystem nach Anspruch 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Abgasgehäuse (40) der Turbine (37a, 37£>) doppelwandig ausgebildet ist und durch den gegebenenfalls mittels Stegen unterteilten Hohlraum (43) zwischen den beiden Gehäusewänden (41,42) beim Steuerbetrieb als Kühlmittel diejenige Oxydator- bzw. Brennstoffteilmenge durchgeleitet wird, die beim Steuerbetrieb in den Zwischenerhitzer (44) eingefördert wird und darin mit dem in der Vorbrennkammer (34) erzeugten brennstoff- bzw. oxydatorreichen Gasgemisch reagiert