DE29621110U1 - Hybridraketentriebwerk - Google Patents
HybridraketentriebwerkInfo
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
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- F02K9/72—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid and solid propellants, i.e. hybrid rocket-engine plants
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Description
Beschreibung
Hybridraketentriebwerk
Hybridraketentriebwerk
Stand der Technik
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.
Kritik am Stand der Technik
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 Rammfronten 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
koreliiert (dies selbstverständlich unter der Voraussetzung, daß eine hinreichende Durchmischung
von Oxydator und vaporisiertem 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 Treibstoffoberfiäche zulassen. Eine solche wäre z.B. die
bereits in der o.g. Schrift kurz erwähnte Ausgestaltung des innenbrennenden Treibstoffblockes
als Stern, Dendrit o.a. Zu bevorzugen sind jedoch einfache Brennkammer- und
Treibstoffblockgestaltungen, also primär der Zylinder oder Stern.
Erfindung
Die Erfindung beschreibt ein Hybridraketentriebwerk auf der Basis zylindrischer
Innenbrennerbrennkammern wie folgt {siehe hierzu auch Zeichnung 1):
Die flüssige Komponente (meist der Oxydator) wird 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, weiche 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 1 a) oder dessen gesamte Dicke
durchmessen (Zeichnung 1 b).
Vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung
Für Aggregate kleinerer und mittlerer Größe empfiehlt sich eine spezielle Ausgestaltung des
Triebwerkes wie nachfolgend beschrieben (Zeichnung 2):
am Mantel des Treibstoffblockes [4] befinden sich Nuten, denen die oxydatorführenden Fallrohre
inneliegen. 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 folgt. An den Fallröhren befinden sich
treibstoffseitig Bohrungen, die die eigentlichen Einspritzöffnungen [1] darstellen und die mit den
im Treibstoffblock inneliegenden kleinen Brennkammern [2] Paß sind. An ihrem unteren Ende sind
die Fallrohre verschlossen.
Der Druckkörper [8] des Triebwerkes ist als Rovingkörper (mehrlagige gegeläufige Gelege aus
zugfesten Glasfaser-, Karbon- oder Aramidfasern in einer Epoxidharzmatrix} ausgebildet, wobei
die Konvergenz-Expansionsdüse [9] vorteilhafterweise ebenfalls laminiert ist. Diese besteht somit
,wie der Druckkörper ebenfalls aus Faserverbundwerkstoff. Sie wird durch Ablation gekühlt. Es
liegt also ein einheitlicher Druck/Düsenkörper mit innenliegendem Treibstoffblock und
Einspritzsystem vor.
Im Druckkörper und hier speziell im Düsenhaisbereich können zusätzlich dünne Kupferlackdrähte
einliegen, 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.a. 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.
Vorteile der Erfindung
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.
Hierzu 2 Seiten Zeichnungen
Claims (1)
- sprächeHybridraketentriebwerk, dadurch gekennzeichnet,daß einem festen, als Innenbrenner mit zylindrischer zentraler Brennkammer ausgebildetem Treibstoffblock eine Vielzahl kleinerer Brennkammern inneüegen, die ihren Ursprung am Mantel des Treibstoffblockes haben und in den zentralen Brennraum desselben münden, sodaß die Ausströmrichtung der Verbrennungsgase aus diesen kleineren Brennkammern die Hauptstromrichtung der Brenngase in der Hauptbrennkammer winklig schneidet, wobei die Einspritzung der flüssigen Komponente am Ursprung der kleinen Brennkammern erfolgt.Vorteilhafte spezielle Ausführung des Triebwerkes nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,daß sich am Brennstoffblock kopfseitig ein Verteiler für die flüssige Komponente mit zentraler Zuleitung befindet, von welchem seitlich Fallrohre abgehen, welche in längslaufenden Nuten an der Außenseite des Brennstoffblockes verlaufen und an deren Innenseite sich die Austrittsöffnungen für den Oxydator in Deckung mit den dem Treibstoffbolck inneliegenden Brennkammern befinden.daß das obige Oxydatorverteilungs- und einspritzsystem samt Treibstoffbolck mit geeigneten zugfesten Faserverbundwerkstoffen bis auf die zentrale Zuleitung vollständig einlaminiert ist, sodaß ein Druckkörper vorliegtdaß auch die Konvergenz-Expansionsdüse als Laminatkörper in Einheit mit dem Druckkörper ausgebildet istdaß sich im Laminat, speziell auch am Düsenhals, Kupferlackdrähte befinden, durch deren Durchbrennen Fehlzustände wie Bersten oder Durchbrennen des Druckkörpers sowie der Grad der Abtragung am Düsenhals während des Betriebes erfaßt werden können.
Priority Applications (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE29621110U DE29621110U1 (de) | 1996-12-05 | 1996-12-05 | Hybridraketentriebwerk |
US08/980,054 US6014857A (en) | 1996-12-05 | 1997-11-26 | High fuel regression hybrid rocket motor |
GB9724973A GB2328006B (en) | 1996-12-05 | 1997-11-27 | A hybrid rocket motor |
Applications Claiming Priority (1)
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DE29621110U DE29621110U1 (de) | 1996-12-05 | 1996-12-05 | Hybridraketentriebwerk |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
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DE29621110U1 true DE29621110U1 (de) | 1997-05-22 |
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ID=8032859
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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DE29621110U Expired - Lifetime DE29621110U1 (de) | 1996-12-05 | 1996-12-05 | Hybridraketentriebwerk |
Country Status (1)
Country | Link |
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DE (1) | DE29621110U1 (de) |
-
1996
- 1996-12-05 DE DE29621110U patent/DE29621110U1/de not_active Expired - Lifetime
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