DE3506826A1

DE3506826A1 - Verfahren zum betreiben eines fluessigkeitsraketentriebwerks und raketentriebwerk zur durchfuehrung des verfahrens

Info

Publication number: DE3506826A1
Application number: DE19853506826
Authority: DE
Inventors: Günther Dr. 8028 Taufkirchen Schmidt
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1985-02-27
Filing date: 1985-02-27
Publication date: 1986-08-28
Also published as: FR2577996A1; JPH0452859B2; FR2577996B1; JPS61201871A; DE3506826C2

Description

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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 35

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.

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Leerseite -

Claims

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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.