DE3506826A1 - Verfahren zum betreiben eines fluessigkeitsraketentriebwerks und raketentriebwerk zur durchfuehrung des verfahrens - Google Patents
Verfahren zum betreiben eines fluessigkeitsraketentriebwerks und raketentriebwerk zur durchfuehrung des verfahrensInfo
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Description
13.02.1985, 0401A
Hn/er
9694
Verfahren zum Betreiben eines Flüssigkeitsraketentriebwerks und Raketentriebwerk zur Durchführung
des Verfahrens
Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zum Betreiben eines Flüssigkeitsraketentriebwerks und ein Raketentriebwerk
zur Durchführung dieses Verfahrens nach dem Oberbegriff des Patentanspruches 1.
Nach der DE-PS 27 43 983 ist ein nach dem Nebenstromverfahren arbeitendes Flüssigkeitsraketentriebwerk be-
kannt, bei dem ein Teil des Wasserstoffs, der zur Kühlung
der heißen Schubdüsen- und Brennkammerwand dient und der sich dabei aufheizt bzw. verdampft, zum Antrieb
der Pumpenantriebsturbine verwendet wird. Das in den Turbinenabgasen noch enthaltene Arbeitsvermögen wird in
einer nachfolgenden Nebenschubdüse genutzt.
Der grundsätzliche Nachteil dieses Verfahrens besteht in der relativ geringen Energiezufuhr, den der Wasser-
ο_ stoff während der Brennkammer- und Schubdüsenwandküh-
lung erfährt. Durch die vielfach nicht ausreichende Turbinenleistung ist auch dem erzielbaren Brennkammerdruck
nach oben eine Grenze gesetzt, die heute bei etwa 50 bar liegt.
Dieser Nachteil wird bei klassischen Nebenstrom-Raketentriebwerken
vermieden, deren benötigte Leistungen für die Pumpenantriebsturbine oder -turbinen in einem
Hilfsgasgenerator erzeugt werden, der im Nebenstrom von
Teilmengen der Raketentreibstoffe versorgt wird. Doch
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tritt bei diesem Verfahrenskonzept der Nachteil auf, daß die abzuzweigenden Treibstoffteilmengen zum Betrei-
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ben des Hilfsgasgenerators bei gewünschtem hohen und
höchstem Druck der Triebwerksbrennkammer so groß werden, daß die damit verbundene Triebwerksleistungseinbuße
bald den Gewinn durch den höheren Druck der Triebwerksbrennkammer übersteigt, so daß auch bei dieser
Prozeßvariante bei bestimmten hohen Brennkammerdrücken bzw. ab einer bestimmten Druckhöhe der Gesamtwirkungsgrad
wieder abfällt. Außerdem ist es wegen der zulässigen Betriebstemperatur der Turbinenschaufeln nicht möglich,
die Hilfsbrennkammer bzw. Nebenstrombrennkammer mit bestem Wirkungsgrad, d.h. stöchiometrisch zu betreiben.
Damit geht ein beachtlicher Teil des Arbeitsb
Vermögens in den Treibstoffen durch den Nebenstromkreislauf nach außen verloren.
Die vorerwähnten Nachteile werden beim sogenannten Raketenhauptstromverfahren,
wie z.B. in der DE-AS offenbart, vermieden, bei dem der Hauptbrennkammer strömungsmäßig
eine Vorbrennkammer vorgeschaltet ist, in der z. B. der gesamte Wasserstoff, der vorher durch
Schubdüsenwand- und Brennkammerwandkühlung aufgheizt
__ wird, und ein Teil des Sauerstoffs zur Reaktion ge-
bracht werden, so daß für die strömungsmäßig nachfolgende Pumpenantriebsturbine noch verträgliche Temperaturen
der Wasserstoffüberschuß aufweisenden Antriebsgase bestehen. Die Turbinenabgase strömen dann in die
nachfolgende Hauptbrennkammer, in die der Rest des
Sauerstoffs zur Erlangung stöchiometrischer Verbrennung
eingebracht wird.
Ein gewisser Nachteil des Hauptstromprinzips liegt darin, daß der Einspritzkopf der Hauptbrennkammer von
den relativ noch sehr heißen Turbinenabgasen, die außer aus einer Teilmenge des Sauerstoffs aus der gesamten
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Menge des am Raketenprozeß beteiligten Wasserstoffs resultieren, durchströmt wird. Diese thermische Belastung
erschwert und verteuert die Konstruktion des Einspritzkopfes erheblich. Ferner muß neben der Sauerstoff
teilmenge die gesamte Menge des Wasserstoffs auf den hohen Einspritzdruck gebracht werden, was wiederum
hohe Pumpenleistungen erfordert.
Es ist daher Aufgabe der Erfindung, die Nachteile der bisher bekannten Triebwerksanlagen unter gleichzeitiger
Beibehaltung ihrer Vorteile zu vermeiden und ein Be-
,,_ triebsverfahren für ein Flüssigkeitsraketentriebwerk zu
schaffen, das mit höherem Wirkungsgrad arbeitet und günstigere Konstruktionsvoraussetzungen für den Einspritzkopf
der Triebwerksbrennkammer schafft.
Gelöst wird diese Aufgabe bei einem Raketentriebwerk 20
der eingangs genannten Art gemäß der Erfindung dadurch, daß dem vorher in der Schubdüsen- und Brennkammerwand
aufgeheizten Treibstoff, insbesondere dem Wasserstoff vor seinem Eintritt in Turbine oder Turbinen als Tur-
_,_ binentreibgas die für die erforderlichen Pumpenan-2b
triebsleistungen notwendige Wärme durch einen Wärmeaustauscher zugeführt wird, der mit Brenngasen beaufschlagt
wird, die aus Teilmengen der Raketentreibstoffe bzw. des Wasserstoffs und des Sauerstoffs in einer stö-
chiometrisch betriebenen Hilfsbrennkammer erzeugt wer-3U
den, deren Abgase in einen Bereich der Schubdüse mit niedrigerem Druckniveau als dem Abgasdruck eingebracht
werden.
Im Rahmen des erfindungsgemäßen Verfahrens ist es mög-
lieh, die Hilfsbrennkammer zur Erzeugung der Brenngase
für den Betrieb des Wärmeaustauschers mit optimalem
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Wirkungsgrad, d.h. mit leistungsoptimalen Mischungsverhältnissen bzw. stöchiometrisch zu betreiben und dabei
die Turbinentreibgase so weit aufzuheizen bzw. diesen Arbeitsvermögen zuzuführen, daß die benötigten Leistungen
für die Treibstofförderpumpen erbracht werden. Dabei
ist es, ohne Leistungseinbußen hinnehmen zu müssen, _ möglich, die Temperatur der Turbinenabgase aufgrund der
von vorne herein niedrigeren Temperatur der Turbinentreibgase niedriger zu halten als beim klassischen Nebenstromverfahren,
wo mit Rücksicht auf den Wirkungsgrad der Nebenstrombrennkammer bezüglich der Temperatur
.._ der Turbinentreibgase bis auf die höchst zulässige Tur-
binentemperatur gegangen wird. Die niedrigere Temperatur der Turbinenabgase beim erfindungsgemäßen Verfahren
kommt dem Einspritzkopf der Triebwerksbrennkammer zugute, dessen thermische Belastung mit all ihren nachteiligen
Folgen dabei vermindert wird.
Eine weitere Wirkungsgradverbesserung bzw. Leistungsoptimierung wird erfindungsgemäß dadurch erreicht, daß
dem vor den Pumpenantriebsturbinen angeordneten Wärme-„_
austauscher (mit Hilfsbrennkammer) ein zusätzlicher Wärmeaustauscher vorgeschaltet ist, der einerseits von
den hier wärmeabgebenden Turbinenabgasen und andererseits von den hier wärmeaufnehmenden Turbinentreibgasen
bzw. vom Wasserstoff, durchströmt wird.
Durch diesen erfindungsgemäßen weiteren Verfahrensschritt kann das Leistungsniveau des Turbinen- bzw. des
Pumpenantriebs ohne nachteilige Folgen für den Einspritzkopf der Triebwerksbrennkammer angehoben werden.
or_ Hit anderen Worten, die durch den zusätzlichen Wärmeaustauscher
erreichte Erhöhung der Temperatur und damit des Turbinengefälles, was auf der anderen Seite zu hö-
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heren Temperaturen der Turbinenabgase führt, hat deswe-
-. gen keine schädlichen thermischen Auswirkungen auf den
strömungsmäßig nachfolgenden Einspritzkopf, weil die höheren Temperaturen der Turbinenabgase dann im erfindungsgemäß
zusätzlichen Wärmeaustauscher vor Erreichen des Einspritzkopfes wieder abgebaut werden. Als Endresultat
ergibt sich im Rahmen der Erfindung ein höherer Gesamtwirkungsgrad und eine effektive Leistungssteigerung.
In der Zeichnung ist anhand von zwei Ausführungsbeispielen, dargestellt in Figuren 1 und 2, das erfin-15
dungsgemäße Verfahren aufgezeigt.
Wie aus Figur 1 hervorgeht, besteht das gesamte Raketentriebwerk im wesentlichen aus einer Triebwerksbrennkammer
1 mit Einspritzkopf 2 und mit einer angesetzten
konvergent-divergenten Schubdüse 3, aus einem Vorratsbehälter 4 für flüssigen Wasserstoff H, einem Vorratsbehälter
5 für flüssigen Sauerstoff O, aus einer Wasserstoff örderpumpe 6, einer Sauerstofförderpumpe 7,
aus einer Turbine 8 zum Antrieb der Förderpumpe 6, einer Turbine 9 zum Antrieb der Förderpumpe 7 und aus
einer Hilfsbrennkammer IO mit eingebautem Wärmeaustauscher
11.
Von der Wasserstofförderpumpe 6 führt eine Zulauflei-30
tung 12 zum hinteren Ende der Schubdüse 3, deren Wand und die Wand der Brennkammer 1 der Wasserstoff H zum
Zwecke der Kühlung durchströmt. Dabei wird der Wasserstoff H aufgeheizt. Ein Teil des Wasserstoffs H, mit Hh
bezeichnet, strömt über eine Zweigleitung 13 der Hilfs-35
brennkammer 10 zu und wird in diese eingebracht. Von der Sauerstofförderpumpe 7 führt eine Zulaufleitung 14
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zum Einspritzkopf 2, von der eine Zweigleitung 15 zur r- Hilfsbrennkammer IO verläuft, in die außerdem eine
Teilmenge Oh des Sauerstoffs O eingebracht wird. Die in der Hilfsbrennkammer 10 stöchiometrisch erzeugten
Brenngase B beaufschlagen einerseits den Wärmeaustauscher 11, der andererseits vom vorher
innerhalb der Schubdüsen- und Brennkammerwand erstmals aufgeheizten Wasserstoff Hw durchströmt wird.
Zugeführt wird der Wasserstoff Hw dem Wärmeaustauscher 11 über eine Zwischenleitung 16. Der im Wärmeaustau-
._ scher 10 weiterhin aufgeheizte Wasserstoff beaufschlagt
als Turbinentreibgas Ht die beiden Turbinen 8 und 9 und gibt dort zum Antrieb der Treibstofförderpumpen 8 und 9
Leistung ab. Die Turbinenabgase He werden über eine Verbindungsleitung 17 dem Einspritzkopf 2 zugeführt.
Die Abgase AB der Hilfsbrennkammer werden in die Schubdüse
3 eingebracht, und zwar in einen Bereich derselben, desen Druckniveau unter der Druckhöhe der Abgase
AB liegt.
Von der Fig. 1 unterscheidet sich die Fig. 2 dadurch, 25
daß hier die beiden Leitungen 16 und 17 durch einen zusätzlichen Wärmeaustauscher 18 führen, der dazu dient,
daß dem die Brennkammerwand verlassenden, dort zum erstenmal aufgeheizten Wasserstoff Hw zum zweitenmal
Wärme zugeführt wird, und zwar Wärme, welche hier die
Turbinenabgase He1 abgeben. Dem bereits zweimal aufgeheizten
Wasserstoff Hw' wird im nachfolgenden Wärmeaustauscher 10 zum drittenmal Wärme zugeführt. Der den
Wärmeaustauscher 10 verlassende sehr heiße Wasserstoff bildet dann die Turbinentreibgase Ht1.
-S-
Leerseite -
Claims (3)
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Verfahren zum Betreiben eines Flüssigkeitsraketentriebwerks und Raketentriebwerk zur Durchführung
des Verfahrens
Patentansprüche
j!./Verfahren zum Betreiben eines mit flüssigen
Treibstoffen, insbesondere Wasserstoff und Sauerstoff,
arbeitenden Raketentriebwerks, im wesentlichen bestehend aus einer Brennkammer mit konvergent-divergenter
Schubdüse, aus Treibstoffpumpen, aus einer oder mehreren,
zum Antrieb der Treibstoffpumpen dienenden Turbinen, die von einem der beiden Treibstoffe, insbesondere
dem Wasserstoff, der vorher durch Kühlung der Schubdü- / sen- und Brennkammerwand aufgeheizt bzw. verdampft
*
wird, angetrieben werden, dadurch gekennzeichnet , daß dem vorher in der Schubdüsen-
und Brennkammerwand aufgeheizten Treibstoff, insbesondere dem Wasserstoff (Hw) vor seinem Eintritt in die
Turbine oder Turbinen (8 und 9) als Turbinentreibgas (Ht) die für die erforderlichen Pumpenantriebsleistungen
notwendige Wärme durch einen Wärmeaustauscher (11) zugeführt wird, der mit Brenngasen (B) beaufschlagt
wird, die aus Teilmengen der Raketentreibstoffe bzw. des Wasserstoffs (Hh) und des Sauerstoffs (Oh) in einer
stöchiometrisch betriebenen Hilfsbrennkammer (10) erzeugt
werden, deren Abgase (AB) in einen Bereich der Schubdüse (3) mit niedrigerem Druckniveau als dem Abgasdruck
eingebracht werden.
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2. Raketentriebwerk zur Durchführung des Verfahrens r- nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß der Wärmeaustauscher (11) und die Hilfsbrennkammer (10) eine Baueinheit bilden.
3. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß dem vor den Pumpenantriebsturbinen
(8 und 9) angeordneten Wärmeaustauscher (11) mit Hilfsbrennkammer (10) ein zusätzlicher Wärmeaustauscher
(18) vorgeschaltet ist, der einerseits von den hier wärmeabgebenden Turbinenabgasen (He1) und andererseits
von den hier wärmeaufnehmenden Turbinen-
treibgasen bzw. vom Wasserstoff (Hw), der bereits die Schubdüsen- und die Brennkammerwand durchlaufen hat,
durchströmt wird.
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