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Dokumentenidentifikation DE10052422B4 04.03.2004
Titel Modulares Raketentriebwerk
Anmelder Astrium GmbH, 81667 München, DE
Erfinder Haidinger, Frank, Dr., 85640 Putzbrunn, DE;
Hensel, Christian, 81371 München, DE;
Mattstedt, Thomas, 80802 München, DE
DE-Anmeldedatum 23.10.2000
DE-Aktenzeichen 10052422
Offenlegungstag 08.05.2002
Veröffentlichungstag der Patenterteilung 04.03.2004
Veröffentlichungstag im Patentblatt 04.03.2004
IPC-Hauptklasse F02K 9/60

Beschreibung[de]

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Raketentechnologie, insbesondere Raketentriebwerkstechnik, bei denen eine modulare Bauweise angewendet wird. Im Rahmen der Entwicklung von Raketentriebwerken treten verstärkt Kostenaspekte in den Vordergrund. Mit der stetigen Steigerung der von den entsprechenden Rakteten zu transportierenden Nutzlastmassen ist außerdem in regelmäßigen Abständen eine Leistungssteigerung der Triebwerke notwendig. Bei den bislang üblichen Vorgehensweisen zur Anpassung und Leistungssteigerung der Raketentriebwerke wurde meist eine komplette Neuentwicklung aller Komponenten des Raketentriebwerkes vorgenommen, was einen hohen Kostenaufwand zur Folge hat.

Als eine Lösung dieser Probleme im Fall ganzer Trägerraketen ist in der Raketentechnologie aus EP 0 508 609 A2 grundsätzlich die Verwendung einer modularen Bauweise für Raketen bekannt. Dort werden aus einer begrenzten Zahl von Raketenmodulen Trägerraketen je nach zu transportierender Nutzlast zusammengestellt.

Aus WO 99/61774 A1 ist eine modulare Bauweise für ein Feststoff-Raketentriebwerk bekannt, bei dem der Feststofftreibsatz aus einzelnen Modulen aufgebaut ist, um einerseits die Betriebssicherheit der Treibsätze zu erhöhen und andererseits neue, wirkungsvollere Kombinationen von Treibstoffen in den Treibsätzen zu erzeugen.

Ebenso offenbart US 5,212,946 ein modulates Raketenantriebssystem, bei dem wahlweise unterschiedliche Schubdüsen angebracht werden können und der Treibstoffsatz über Kartuschen variabel ausgestaltet ist.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es nun, ein verbessertes Konzept für eine modulare Raketentechnologie bereitzustellen, das eine weitere Reduktion des Aufwandes und der Kosten, für die Anpassung von Raketenantrieben an die jeweiligen Vorgaben erlaubt.

Diese Aufgabe wird gelöst durch die Merkmale des Patentanspruchs 1. Nach der vorliegenden Endung ist ein modulares Raketentriebwerk für unterschiedliche Schubleistungen vorgesehen. Dies bedeutet, dass nicht, wie im Stand der Technik, die Raketentriebwerke eine unveränderliche Einheit bilden oder lediglich die Treibsätze modular zusammengesetzt werden, es wird vielmehr das Raketentriebwerk selbst als modulares System ausgelegt. Jedes Triebwerk unterschiedlicher Schubleistung weist zumindest folgendes auf:

  • – eine Brennkammer,
  • – eine sich an die Brennkammer anschließende Schubdüse,
  • – einen die Brennkammer einseitig abschließenden Einspritzkopf,
  • – ein Zündsystem,
  • – ein Kühlsystem zur Kühlung zumindest der Brennkammer mit einem Kühlmittel,
  • – eine Treibstoffzuführung mit Treibstoffpumpen.

Solche Triebwerke sind beispielsweise aus DE 35 06 826 A1 und DE 199 15 082 C1 bekannt.

Zur Verwirklichung des erfindungsgemäßen modularen Konzepts ist nun vorgesehen, dass

  • – die Brennkammer und das Kühlsystem der Brennkammer für die Triebwerke unterschiedlicher Schubleistungen identisch sind und auf eine maximale Schubleistung ausgelegt sind. Es werden dazu die Geometrie und/oder die Materialien der Brennkammer so angepasst, dass sie den Bedingungen im Betriebsfall der maximalen Schubleistung gerecht werden. Für das Kühlsystem ist insbesondere dann, wenn eine Kühlung der Brennkammer über Kühlkanäle erfolgt, vorzusehen, dass die Auslegung der Kühlkanäle den nötigen Kühlmittel-Druckbedingungen für diesen Betriebsfall entspricht. Dies wird durch passende Auslegung der Kühlkanäle für den Betriebsfall maximaler Schubleistung sichergestellt.
  • – das Zündsystem für die Triebwerke unterschiedlicher Schubleistungen identisch ist und auf den Betriebsfall mit höchster Beanspruchung des Zündsystems ausgelegt ist. Die Leistung des Zündsystems wird also auf den anspruchsvollsten Betriebsfall hinsichtlich Anzahl der Zündungen, Brenndauer der Zündflamme und erforderlicher Zündleistung ausgelegt.
  • – die Brennkammer stromabwärts des Brennkammerhalses, insbesondere kurz nach dem Brennkammerhals, eine definierte Schnittstelle zum wahlweisen Anschluss unterschiedlicher Schubdüsen aufweist. Insbesondere wenn die Schnittstelle kurz nach dem Brennkammerhals liegt, wird erreicht, dass für den anschließenden Teil des Triebwerkes, die Schubdüse, ein möglichst großer Längenbereich zur Verfügung steht, in dem die Schubdüsenmodule variiert werden können. Dies gibt eine größere Freiheit bei der Ausbildung der einzelnen Schubdüsen.
  • – das Kühlsystem stromabwärts des Brennkammerhalses, insbesondere kurz nach dem Brennkammerhals, eine definierte Schnittstelle zum wahlweisen Anschluß einer Kühlmittelrückführung oder eines Kühlsystems der Schubdüse aufweist. Man erhält somit die Freiheit, die Länge des Kühlkreislaufes zu variieren und dadurch einerseits den Grad der Kühlung der Triebwerksanordnung zu beeinflussen, andererseits gerade bei regenerativ gekühlten Triebwerken die Wärmeaufnahme des Treibstoffs zu steuern, die wiederum ermöglicht, die Treibstoffpumpen der Treibstoffzuführung bei verschiedenen Lastpunkten zu betreiben und damit den Massendurchsatz, Brennkammerdruck und letztlich die Leistung des Triebwerkes zu beeinflussen.
  • – die Schubdüsen wahlweise als zumindest teilweise durch Kühlmittel gekühlte oder ungekühlte Schubdüsen ausgelegt sind. Die als Schubdüsen-module vorgesehenen einzelnen Schubdüsen können also unterschiedlich ausgelegt sein, je nach vorgesehener Schubleistung des Triebwerkes. Für Fälle höherer Schubleistung werden zumindest teilweise durch ein Kühlmittel – im Falle regenerativ gekühlter Düsen durch einen Treibstoff – gekühlte Düsen vorgesehen, in Fällen geringerer Schubleistung kann auf eine Kühlung der Düsen verzichtet werden. Die unterschiedliche Auslegung der Düsen ermöglicht auch die im vorigen Punkt genannte vorteilhafte Variation des Kühlkreislaufes.
  • – die Treibstoffpumpen für variable Leistungen ausgelegt sind, so dass ein Betrieb der Treibstoffzuführung bei den unterschiedlichen Schubleistungen möglich ist. Dies ergibt sich insbesondere aus den vorgenannten Maßnahmen für regenerativ gekühlte Triebwerke, bei denen direkt eine Beeinflussung der Treibstoffzuführung erfolgt.
  • – der Massendurchsatz des Einspritzkopfes an die jeweilige Schubleistung angepasst ist. Es müssen hierzu nicht alle Komponenten oder Parameter des Einspritzkopfes an die individuellen Vorgaben für eine bestimmte Schubleistung angepasst werden. Vielmehr kann es genügen, die wesentlichen Komponenten oder Parameter für die jeweilige Schubleistung und den entsprechenden Massendurchsatz zu optimieren.

Durch die Einführung eines solchen modularen Triebwerkskonzepts mit weitgehend identischen Triebwerks- und Schubkammerbauteilen ist bei sehr moderaten Kosten einerseits eine schnelle und kostengünstige Variation der Triebwerksleistung möglich. Andererseits kann das Triebwerk mit geringen, kostengünstigen Adaptionen an neue Anforderungen angepasst werden und so auf mehreren Trägerraketen mit unterschiedlichen Schubanforderungen eingesetzt werden. Dieser Aspekt des breiteren Einsatzspektrums ist umso wichtiger, da die Produktionszahlen der einzelnen Trägerraketen und somit auch die Anzahl der produzierten Triebwerke für die jeweiligen Träger im Vergleich zu anderen Produkten z.B. Flugzeugen und Flugtriebwerke gering sind.

In einer speziellen Ausgestaltung der Erfindung kann vorgesehen werden, dass der Einspritzkopf einen Einspritzkopf-Grundkörper und mehrere Einspritzelemente umfasst, wobei für alle Triebwerke mit unterschiedlichen Schubleistungen die geometrischen Abmessungen des Einspritzkopf-Grundkörpers sowie die Anzahl und Anordnung der Einspritzelemente identisch ausgelegt sind, jedoch Aufbau und/oder Geometrie der Einspritzelemente an den zur Erzeugung der jeweilige Schubleistung nötigen Massendurchsatz angepasst sind. Grundsätzlich sind Einspritzköpfe mit mehreren Einspritzelementen beispielsweise aus DE 196 25 735 C1 und DE 197 03 630 C1 bekannt. Auch zwischen den Einspritzköpfen und der Brennkammer kann grundsätzlich eine definierte Schnittstelle vorgesehen werden, die einen einfachen Austausch der jeweiligen Einspritzköpfe ermöglicht.

Die unterschiedlichen Schubdüsen des Triebwerks können grundsätzlich jede geeignete Formgebung aufweisen und sich z.B. in ihrer Länge unterscheiden. Bevorzugt kann vorgesehen werden, dass alle Schubdüsen eine einheitliche Kontur aufweisen. Diese Kontur kann entweder für eine der Schubleistungen des Triebwerkes beispielsweise für die maximale Schubleistung, optimiert, oder sie wird als Kompromiss zwischen den für die einzelnen Schubleistungen optimalen Konturen ausgebildet.

Man kann bevorzugt vorsehen, dass die Schnittstelle zwischen Brennkammer und Schubdüse möglichst nahe am Brennkammerhals angesiedelt wird, damit für die Variation der Schubdüsen ein möglichst großer Längenbereich des gesamten Triebwerkes zur Verfügung steht. Dadurch ergeben sich höhere Wärmelasten auf Seite der Schubdüse im Bereich der Schnittstelle, die insbesondere bei ungekühlten Schubdüsen zu höheren Temperaturen und gleichzeitig zu höheren mechanischen Belastungen führen. Es werden daher bevorzugt hochwarmfeste Materialien wie keramischen Werkstoffen für die ungekühlten Schubdüsen zumindest im Bereich des Anschlusses zur Brennkammer vorgesehen.

Zur weiteren Vereinfachung und Kostenreduktion kann außerdem vorgesehen werden, dass das übrige Triebwerksarrangement für alle Triebwerke mit unterschiedlichen Schubleistungen identisch ausgelegt wird. So wird insbesondere vorgesehen, dass alle Raketentriebwerke eine identische Aufhängung, speziell in Form eines Kardans, aufweisen. Dieser wird dann bevorzugt für das Triebwerk mit der höchsten Schubleistung ausgelegt. Auch können alle Raketentriebwerke eine identische elektrische oder hydraulische Ansteuerung aufweisen.

Das vorstehend beschriebene modulare Konzept kann grundsätzlich für jedes Leistungsspektrum von Raketentriebwerken angewendet werden. In einer speziellen Weiterbildung weisen die Triebwerke eine mittlere Schubleistung im Bereich von einigen hundert Kilonewton, beispielsweise im Bereich von 100 kN bis 300 kN, auf, wobei die Schubleistungen der einzelnen Raketentriebwerke untereinander innerhalb einer Bandbreite von 40 bis 50 kN um die mittlere Schubleistung variieren.

Ein spezielles Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung wird nachfolgend anhand der 1 und 2 erläutert.

Es zeigen:

1 Modulares kryogenes Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerk mit teilweise regenerativ gekühlter Schubdüse,

2 Triebwerk nach 1 mit ungekühlter Schubdüse.

Die 1 und 2 zeigen zwei modular aufgebaute Triebwerke, die unterschiedliche Schubleistungen aufweisen. Im einfachsten Fall kann das modulare Raketentriebwerk zwei Schubleistungen aufweisen, es kann aber auch in wesentlich mehr Schubleistungen variieren. Die Triebwerke weisen eine regenerative Kühlung zumindest für die Brennkammer 1 des Triebwerks auf.

Die Baugruppen der kryogenen Raketentriebwerke sind die Schubkammer, die Treibstoffpumpen 10, 11 für die Treibstoffe LOX und LH2 aus den Treibstofftanks 16, 17, die elektronische Steuerung (nicht dargestellt), sowie die Ventile 18, 19 etc. und Verbindungsleitungen 4, 5, 8, 9. Die Schubkammer wiederum unterteilt sich in eine Kardan-Aufhängung (aus Gründen der Vereinfachung nicht dargestellt), Einspritzkopf 3, Zündsystem 6, Brennkammer 1 und Schubdüse 2.

Der Ansatz des modularen Konzepts begründet sich auf einer Auslegung der Schubkammer auf eine maximale und eine minimale Schubleistung, die beispielsweise für ein Triebwerk im Bereich von 200 kN Schub ca. 40 – 50 kN auseinander liegen können. Der Unterschied zwischen den Schubkammern liegt insbesondere in der unterschiedlichen Länge des Kühlkreislaufs 4 der Schubkammer, der zur Vorheizung des Treibstoffs, der als Kühlmittel dient, verwendet wird. Diese unterschiedliche Länge des Kühlkreislaufs 4 ergibt sich, da unterschiedliche Schubdüsen 2 in einem modularen System vorgesehen sind. Diese Schubdüsen können über die definierte Schnittstelle 14 mit der Brennkammer 1 verbunden werden.

Für die Schubdüse 2 nach 1, die für eine hohe Schubleistung, beispielsweise die maximale Schubleistung des Triebwerk ausgelegt ist, ist vorgesehen, dass ein oberer Teil 12 der Schubdüse 2 eine regenerative Kühlung 9 aufweist, die über eine definierte Schnittstelle 15 mit dem Kühlkreislauf 4 der Brennkammer 1 verbunden werden kann. Ein unterer Teil 13 der Schubdüse 2 ist ungekühlt (bzw. ablativ oder strahlungsgekühlt) ausgebildet. Im Sinne des modularen Konzepts kann die Schubdüse nach 1 durch eine über ihre ganze Länge ungekühlte Schubdüse 2 ersetzt werden, die für eine geringere Schubleistung, beispielsweise die minimale Schubleistung, vorgesehen ist, wie in 2 dargestellt. Als Material für die ungekühlte Schubdüse 2 sind keramische Werkstoffe vorgesehen; die hohen thermischen und mechanischen Belastungen widerstehen können. Der Einsatz dieser Werkstoffe für die Schubdüse 2 ermöglicht es, die Schnittstelle 14 zwischen Brennkammer 1 und Schubdüse 2 nahe an den Brennkammerhals 7 zu fegen und somit möglichst große Variationen der Länge des gesamten Kühlkreislaufs 4 durch das Anschließen von Schubdüsen 2 mit unterschiedlich langem Kühlkreislauf 9 innerhalb der Schubdüse 2 zu erreichen. Für diesen Fall wird die Schnittstelle 14 zwischen Brennkammer 1 und Schubdüse 2 wegen der höheren thermischen Lasten auf den entsprechenden Anschluß an das keramische Bauteil ausgelegt und ist für alle Triebwerksversionen identisch.

Die Wärmeaufnahme des Treibstoffs, der zur Kühlung verwendet wird, variiert durch die unterschiedlichen Längen des gesamten Kühlkreislaufes 4 je nach Art der angeschlossenen Schubdüse 2. Der regenerativ gekühlte Düsenteil 12 wird dabei zwischen Brennkammer 1 und Treibstoffpumpe 10 in den Kühlkreislauf 4 geschaltet. Die unterschiedliche Erwärmung des Treibstoffs (Enthalpieerhöhung) ermöglicht es, die Treibstoffpumpen 10, 11 in verschiedenen Lastpunkten zu betreiben und damit Massendurchsatz, Brennkammerdruck und somit letztlich die Leistung des Triebwerks zu beeinflussen.

Während die Brennkammer 1 selbst für die verschiedenen Triebwerksversionen identisch gewählt ist, sind jeweils unterschiedliche Varianten der Schubdüse 2 und des Einspritzkopfs 3 vorgesehen. Das übrige Triebwerksarrangement ist für die verschiedenen Versionen der Triebwerke identisch. Dies wird nachfolgend genauer erläutert.

Die Kardanaufhängung ist für alle Triebwerksversionen identisch und wird für den maximalen Lastfall ausgelegt. Dies ist in der Regel. der Betrieb des Triebwerks mit' der höheren Leistung.

Das Zündsystem 6 ist ebenfalls für alle Triebwerksversionen identisch. Die Leistung des Zündsystems wird auf den anspruchsvollsten Fall (Anzahl Zündungen, Brenndauer der Zündflamme, erforderliche Leistung) ausgelegt.

Der Einspritzkopf 3 kann in gewissen Basisparametern für alle Triebwerksversionen identisch sein. Dies gilt insbesondere für die geometrischen Abmessungen, die Anzahl und Anordnung von Einspritzelementen, beispielsweise den Abstand der ersten Reihe von Einspritzelementen von der Wand der Brennkammer 1. Die Auslegung des Einspritzkopfs 3 wird für das Triebwerk mit der höchsten Leistung vorgenommen. Die Geometrie der Einspritzelemente muss dann wegen des unterschiedlichen Massendurchsatzes für verschiedene Leistungen der einzelnen Triebwerke strömungstechnisch für die jeweilige Triebwerksversion angepasst werden. Dies gilt beispielsweise im Falle von koaxialen Einspritzelementen für die Querschnitte der Zuführung der Treibstoffe in den Einspritzelementen, und auch z.B. für Drosselbohrung, die am oberen Ende eines Einspritzelementes angeordnet sein können.

Die Brennkammer 1 wird auf das Triebwerk mit der höchsten Schubleistung ausgelegt. Dies bedeutet insbesondere, daß der Kühlkreislauf 4, speziell der Querschnitt der Kühlkanäle in der Wand der Brennkammer 1, für dieses Triebwerk ausgelegt werden muß, da anderfalls mit sehr hohen Druckverlusten im Kühlkreislauf gerechnet werden muß und sich der Triebwerkskreislauf möglicherweise nicht schließen läßt, d.h. die Aufheizung des Treibstoffs zum Betrieb des Triebwerks nicht ausreicht.

Wie bereits beschrieben besteht die Schubdüse 2 für das Triebwerk mit der höchsten Schubleistung aus einem regenerativen Teil 12 und einem ungekühlten (bzw. ablativ oder strahlungsgekühlten) Teil 13, während das leistungsschwächste Triebwerk auf den regenerativen Teil 12 gänzlich verzichtet. Möglich sind auch unterschiedlich lange Varianten einer gekühlten Schubdüse 2 zur Leistungsvariation, solche Varianten liegen dabei innerhalb des Variationsbereiches der Schubleistung. Die Koppelung 9 des Kühlkreislaufs der Schubdüse 2 an die Brennkammer 1 erfolgt im Fall der 1 über die Schnittstelle 15, die durch einen Auslaufstutzen der Brennkammer 1 gebildet werden kann, wobei ein Verbindungsrohr die Verbindung zum Kühlkreislauf der Schubdüse 2 herstellt. Im Fall nach 2 dagegen wir die Schnittstelle 15 direkt mit einer Rückführung 8 des Treibstoffes verbunden.

Die Kontur der Schubüse 2 ist für alle Versionen gleich und wird entweder für eine der Schubleistungen optimiert oder es wird ein optimaler Kompromiß zwischen den Leistungen gesucht. Die übrigen Komponenten des modularen Triebwerks, insbesondere die Treibstoffpumpen 10, 11 sind so ausgelegt, daß ihr Leistungsspektrum alle Lastfälle abdeckt.


Anspruch[de]
  1. Modulares mit flüssigem Treibstoff betriebenes Raketentriebwerk für unterschiedliche Schubleistungen, wobei das Triebwerk zumindest folgendes aufweist:

    – eine Brennkammer (1 ),

    – eine sich an die Brennkammer (1) anschließende Schubdüse (2),

    – einen die Brennkammer (1) einseitig abschließenden Einspritzkopf (3),

    – ein Zündsystem (6),

    – ein Kühlsystem (4) zur Kühlung zumindest der Brennkammer (1) mit einem Kühlmittel,

    – eine Treibstoffzuführung (5) mit Treibstoffpumpen (10, 11),

    wobei

    – die Brennkammer (1) und das Kühlsystem (4) der Brennkammer (1) für die Triebwerke unterschiedlicher Schubleistungen identisch sind und auf eine maximale Schubleistung ausgelegt sind,

    – das Zündsystem (6) für die Triebwerke unterschiedlicher Schubleistungen identisch ist und auf einen Betriebsfall mit höchster Beanspruchung des Zündsystems ausgelegt ist,

    – die Brennkammer (1) stromabwärts des Brennkammerhalses (7) eine definierte Schnittstelle (14) zum wahlweisen Anschluss unterschiedlicher Schubdüsen (2) aufweist,

    – das Kühlsystem (4) stromabwärts des Brennkammerhalses (7) eine definierte Schnittstelle (15) zum wahlweisen Anschluß einer Kühlmittelrückführung (8) oder eines Kühlsystems (9) der Schubdüse (2) aufweist,

    – die Schubdüsen (2) wahlweise als zumindest teilweise durch Kühlmittel gekühlte oder ungekühlte Schubdüsen (2) ausgelegt sind,

    – die Treibstoffpumpen (10,11) für variable Leistungen ausgelegt sind, so dass ein Betrieb der Treibstoffzuführung bei den unterschiedlichen Schubleistungen möglich ist und

    – der Massendurchsatz des Einspritzkopfes (3) an die jeweilige Schubleistung angepasst ist.
  2. Modulares Raketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Einspritzkopf (3) einen Einspritzkopf-Grundkörper und mehrere Einspritzelemente umfasst, wobei für die unterschiedlichen Schubleistungen die geometrischen Abmessungen des Einspritzkopf-Grundkörpers sowie die Anzahl und Anordnung der Einspritzelemente identisch ausgelegt sind, jedoch Aufbau und/oder Geometrie der Einspritzelemente an den zur Erzeugung der jeweilige Schubleistung nötigen Massendurchsatz angepasst sind.
  3. Modulares Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Schubdüsen (2) eine einheitliche Kontur aufweisen.
  4. Modulares Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die ungekühlten Schubdüsen (2) zumindest im Bereich des Anschlusses zur Brennkammer (1) aus keramischen Werkstoffen bestehen.
  5. Modulares Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass für alle Schubleistungen eine identische Aufhängung vorgesehen ist.
  6. Modulares Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass für alle Schubleistungen eine identische elektrische Ansteuerung vorgesehen ist.
  7. Modulares Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Raketentriebwerk eine mittlere Schubleistung zwischen 100 kN und 300 kN aufweist, wobei die unterschiedlichen Schubleistungen untereinander innerhalb einer Bandbreite von 40 bis 50 kN um die mittlere Schubleistung variieren.
Es folgen 2 Blatt Zeichnungen






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