DE10052422B4

DE10052422B4 - Modular rocket engine

Info

Publication number: DE10052422B4
Application number: DE10052422A
Authority: DE
Inventors: Frank Dr. Haidinger; Christian Hensel; Thomas Mattstedt
Original assignee: Astrium GmbH
Current assignee: EADS Space Transportation GmbH
Priority date: 2000-10-23
Filing date: 2000-10-23
Publication date: 2004-03-04
Anticipated expiration: 2020-10-24
Also published as: FR2815673A1; ITMI20012129A1; FR2815673B1; DE10052422A1

Abstract

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.Modular liquid fuel rocket engine for different thrust capacities, the engine having at least the following:
- a combustion chamber (1),
- A thrust nozzle (2) adjoining the combustion chamber (1),
An injection head (3) which closes the combustion chamber (1) on one side,
- an ignition system (6),
- a cooling system (4) for cooling at least the combustion chamber (1) with a coolant,
- a fuel supply (5) with fuel pumps (10, 11),
in which
- The combustion chamber (1) and the cooling system (4) of the combustion chamber (1) for the engines of different thrust outputs are identical and are designed for a maximum thrust output,
- The ignition system (6) is identical for the engines with different thrust capacities and is designed for an operation with the highest stress on the ignition system,
- The combustion chamber (1) downstream of the combustion chamber neck (7) has a defined interface (14) for the optional connection of different thrust nozzles (2),
- The cooling system (4) downstream of the combustion chamber neck (7) has a defined interface (15) for the optional connection of a coolant return (8) or a cooling system (9) of the thrust nozzle (2),
- The thrusters (2) are optionally designed as at least partially cooled or uncooled thrusters (2) by coolant,
- The fuel pumps (10, 11) are designed for variable outputs, so that the fuel supply can be operated at the different thrust outputs and
- The mass flow rate of the injection head (3) is adapted to the respective thrust.

Description

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.The present invention relates to a rocket technology, especially rocket engine technology, where a modular design is used. As part of the Development of rocket engines increasingly focuses on cost aspects. With the steady increase of the corresponding rockets payload masses to be transported is also one at regular intervals Power increase of the engines necessary. With the usual ones Procedures for adjusting and increasing the power of the rocket engines was mostly a completely new development of all components of the Rocket engine made, which entails a high cost Has.

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.As a solution to these problems in the case of whole launch vehicles, rocket technology is out EP 0 508 609 A2 basically known the use of a modular design for rockets. There, from a limited number of rocket modules, launchers are put together depending on the payload to be transported.

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.From WO 99/61774 A1 is a modular Construction for a solid rocket engine known in which the solid propellant is made up of individual modules, on the one hand, to ensure the operational safety of the propellants to increase and on the other hand, new, more effective combinations of fuels in the propellants to create.

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.Also revealed US 5,212,946 a modulated rocket propulsion system, in which different thrusters can be attached and the fuel set can be configured variably via cartridges.

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.Object of the present invention is now an improved concept for modular missile technology to provide a further reduction in effort and Costs for the adaptation of rocket propulsion to the respective specifications allowed.

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.

This object is achieved by the features of claim 1. According to the present ending, a modular rocket engine is provided for different thrust capacities. This means that, as in the prior art, the rocket engines do not form an unchangeable unit or only the propellants are assembled in a modular manner, rather the rocket engine itself is designed as a modular system. Each engine with different thrust has at least the following:

- a combustion chamber,
- a thrust nozzle adjoining the combustion chamber,
An injection head which closes the combustion chamber on one side,
- an ignition system,
A cooling system for cooling at least the combustion chamber with a coolant,
- a fuel supply with fuel pumps.

Solche Triebwerke sind beispielsweise aus DE 35 06 826 A1 und DE 199 15 082 C1 bekannt.Such engines are off, for example DE 35 06 826 A1 and DE 199 15 082 C1 known.

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.

To implement the modular concept according to the invention, it is now provided that

- The combustion chamber and the cooling system of the combustion chamber for the engines of different thrust outputs are identical and are designed for a maximum thrust output. For this purpose, the geometry and / or the materials of the combustion chamber are adapted so that they do justice to the conditions in the operating situation of the maximum thrust output. For the cooling system, if the combustion chamber is cooled via cooling channels, it must be provided that the design of the cooling channels corresponds to the necessary coolant pressure conditions for this type of operation. This is ensured by appropriate design of the cooling channels for the maximum thrust performance.
- The ignition system for the engines with different thrust capacities is identical and is designed for use with the highest stress on the ignition system. The performance of the ignition system is therefore designed for the most demanding operating situation with regard to the number of ignitions, burning time of the pilot flame and the required ignition power.
- The combustion chamber downstream of the combustion chamber neck, in particular shortly after the combustion chamber neck, has a defined interface for the optional connection of different thrust nozzles. In particular if the interface is shortly after the combustion chamber neck, it is achieved that the largest possible length range is available for the subsequent part of the engine, the thruster, in which the thruster modules can be varied. This gives greater freedom in the design of the individual thrusters.
- The cooling system downstream of the combustion chamber neck, in particular shortly after the combustion chamber neck, has a defined interface for the optional connection of a coolant return or a cooling system of the thrust nozzle. This gives you the freedom to vary the length of the cooling circuit and, on the one hand, to influence the degree of cooling of the engine arrangement, and on the other hand to control the heat absorption of the fuel, particularly in the case of regeneratively cooled engines, which in turn makes it possible to operate the fuel pumps of the fuel supply at different load points and thus to influence the mass throughput, combustion chamber pressure and ultimately the performance of the engine.
- The thrusters optionally as at least partially cooled or uncooled by coolant Thrusters are designed. The individual thrust nozzles provided as thrust nozzle modules can therefore be designed differently, depending on the thrust capacity of the engine. For cases of higher thrust performance, cooled nozzles are provided at least partially by a coolant - in the case of regeneratively cooled nozzles by a fuel - in cases of lower thrust performance, cooling of the nozzles can be dispensed with. The different design of the nozzles also enables the advantageous variation of the cooling circuit mentioned in the previous point.
- The fuel pumps are designed for variable outputs, so that the fuel supply can be operated at the different thrust outputs. This results in particular from the aforementioned measures for regeneratively cooled engines, in which the fuel supply is influenced directly.
- The mass throughput of the injection head is adapted to the respective thrust. For this purpose, not all components or parameters of the injection head have to be adapted to the individual specifications for a specific thrust output. Rather, it may be sufficient to optimize the essential components or parameters for the respective thrust performance and the corresponding mass throughput.

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.By introducing such a modular Engine concept with largely identical engine and thrust chamber components is a quick and inexpensive variation with very moderate costs engine performance possible. On the other hand, the engine can be made with small, inexpensive adaptations be adapted to new requirements and thus on multiple launchers can be used with different thrust requirements. This Aspect of the wider range of applications is all the more important because the Production numbers of the individual launchers and thus also the number of the engines produced for the respective carrier compared to other products e.g. Aircraft and aircraft engines are low.

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.In a special embodiment of the invention, it can be provided that the injection head comprises an injection head base body and a plurality of injection elements, the geometric dimensions of the injection head base body and the number and arrangement of the injection elements being designed identically for all engines with different thrust capacities, but structure and / or the geometry of the injection elements are adapted to the mass throughput required to generate the respective thrust output. Basically, injection heads with several injection elements are made of, for example DE 196 25 735 C1 and DE 197 03 630 C1 known. In principle, a defined interface can also be provided between the injection heads and the combustion chamber, which enables simple replacement of the respective injection heads.

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.The different thrusters of the engine can in principle have any suitable shape and e.g. differ in length. It can preferably be provided that all thrusters have one have a uniform contour. This contour can either be used for one of the thrust outputs of the engine for example for the maximum thrust, optimized, or it is a compromise between those for the individual thrust performance optimal contours.

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.One can preferably provide that the interface between the combustion chamber and the thrust nozzle if possible is located close to the combustion chamber neck, so for the variation the thrusters one if possible greater length range of the entire engine is available. Surrender yourself higher heat loads on the side of the thruster in the area of the interface, especially at uncooled thrusters at higher temperatures and at the same time to higher ones mechanical loads. It are therefore preferred heat-resistant materials such as ceramic Materials for the uncooled thrusters at least provided in the area of the connection to the combustion chamber.

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.For further simplification and cost reduction can also be provided that the rest Engine arrangement for all engines with different thrust capacities are designed identically becomes. In particular, it is provided that all rocket engines an identical suspension, especially in the form of a gimbal. This is then preferred for the Engine with the highest Thrust performance designed. Can too all rocket engines are identical electrical or hydraulic Have control.

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.The modular concept described above can basically for each Performance range of rocket engines are applied. In a Special advanced training, the engines have an average thrust in the range of a few hundred kilonewtons, for example in the range of 100 kN to 300 kN, where the thrust performance of each Rocket engines among themselves within a range of 40 vary up to 50 kN around the average thrust.

Ein spezielles Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung wird nachfolgend anhand der 1 und 2 erläutert.A specific embodiment of the present invention is described below with reference to the 1 and 2 explained.

Es zeigen:Show it:

1 Modulares kryogenes Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerk mit teilweise regenerativ gekühlter Schubdüse, 1 Modular cryogenic liquid fuel rocket engine with partially regeneratively cooled thruster,

2 Triebwerk nach 1 mit ungekühlter Schubdüse. 2 Engine after 1 with uncooled nozzle.

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.The 1 and 2 show two modular engines that have different thrust outputs. In the simplest case, the modula rocket engine have two thrust powers, but it can also vary in significantly more thrust powers. The engines have regenerative cooling, at least for the combustion chamber 1 of the engine.

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.The components of the cryogenic rocket engines are the thrust chamber, the fuel pumps 10 . 11 for the fuels LOX and LH2 from the fuel tanks 16 . 17 , the electronic control (not shown), and the valves 18 . 19 etc. and connecting lines 4 . 5 . 8th . 9 , The thrust chamber in turn is subdivided into a gimbal suspension (not shown for reasons of simplification), injection head 3 , Ignition system 6 , Combustion chamber 1 and thruster 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.The approach of the modular concept is based on a design of the thrust chamber for a maximum and a minimum thrust performance, which can be approx. 40 - 50 kN apart for an engine in the range of 200 kN thrust. The difference between the thrust chambers lies in particular in the different length of the cooling circuit 4 the thrust chamber, which is used to preheat the fuel that serves as a coolant. This different length of the cooling circuit 4 results from different thrusters 2 are provided in a modular system. These thrusters can be operated via the defined interface 14 with the combustion chamber 1 get connected.

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.For the thruster 2 after 1 That is designed for a high thrust, for example the maximum thrust of the engine, is provided that an upper part 12 the thruster 2 regenerative cooling 9 which has a defined interface 15 with the cooling circuit 4 the combustion chamber 1 can be connected. A lower part 13 the thruster 2 is uncooled (or ablative or radiation-cooled). In terms of the modular concept, the thrust nozzle can be 1 thanks to a thrust nozzle that is uncooled along its entire length 2 are replaced, which is intended for a lower thrust, for example the minimum thrust, as in 2 shown. As a material for the uncooled nozzle 2 ceramic materials are provided; can withstand the high thermal and mechanical loads. The use of these materials for the thruster 2 allows the interface 14 between combustion chamber 1 and thruster 2 close to the combustion chamber neck 7 to sweep and thus large variations in the length of the entire cooling circuit 4 by connecting thrusters 2 with cooling circuit of different lengths 9 inside the thruster 2 to reach. In this case, the interface 14 between combustion chamber 1 and thruster 2 designed for the corresponding connection to the ceramic component due to the higher thermal loads and is identical for all engine versions.

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 Treib stoffs (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.The heat absorption of the fuel used for cooling varies due to the different lengths of the entire cooling circuit 4 depending on the type of nozzle connected 2 , The regeneratively cooled nozzle part 12 is between the combustion chamber 1 and fuel pump 10 in the cooling circuit 4 connected. The different heating of the fuel (enthalpy increase) enables the fuel pumps 10 . 11 operate at different load points and thus influence mass throughput, combustion chamber pressure and ultimately ultimately the performance of the engine.

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.During the combustion chamber 1 Even for the different engine versions, the thrust nozzle is different 2 and the injection head 3 intended. The rest of the engine arrangement is identical for the different versions of the engines. This is explained in more detail below.

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.The gimbal is for all engine versions identical and will be for designed the maximum load case. This is usually the case. the operation the engine with 'the higher Power.

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.The ignition system 6 is also identical for all engine versions. The performance of the ignition system is designed for the most demanding case (number of ignitions, burning time of the pilot flame, required power).

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.The injection head 3 can be identical for all engine versions in certain basic parameters. This applies in particular to the geometric dimensions, the number and arrangement of injection elements, for example the distance of the first row of injection elements from the wall of the combustion chamber 1 , The design of the injection head 3 is carried out for the engine with the highest performance. The geometry of the injection elements must then be adapted in terms of flow technology for the respective engine version because of the different mass throughput for different outputs of the individual engines. This applies, for example, in the case of coaxial injection elements for the cross sections of the supply of the fuels in the injection elements, and also, for example, for throttle bore, which can be arranged at the upper end of an injection element.

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.The combustion chamber 1 is designed for the engine with the highest thrust. This means in particular that the cooling circuit 4 , especially the cross section of the cooling channels in the wall of the combustion chamber 1 must be designed for this engine, since otherwise very high pressure losses in the cooling circuit must be expected and the engine circuit may not be able to be closed, ie the heating of the fuel is not sufficient to operate the engine.

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.As already described, there is the thruster 2 for the engine with the highest thrust from a regenerative part 12 and an uncooled (or ablative or radiation-cooled) part 13 , while the weakest engine on the regenerative part 12 completely dispensed with. Variants of a cooled thrust nozzle of different lengths are also possible 2 for power variation, such variations are within the variation range of the thrust power. The coupling 9 the cooling circuit of the thruster 2 to the combustion chamber 1 takes place in the case of 1 over the interface 15 through an outlet of the combustion chamber 1 can be formed, wherein a connecting pipe connects to the cooling circuit of the thruster 2 manufactures. In the case after 2 against it we the interface 15 directly with a return 8th of the fuel connected.

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.The outline of the thruster 2 is the same for all versions and is either optimized for one of the thrust outputs or an optimal compromise between the outputs is sought. The remaining components of the modular engine, especially the fuel pumps 10 . 11 are designed so that their performance spectrum covers all load cases.

Claims

Modular rocket engine operated with liquid fuel for different thrust capacities, the engine having at least the following: - a combustion chamber ( 1 ), - one attached to the combustion chamber ( 1 ) subsequent thruster ( 2 ), - the combustion chamber ( 1 ) one-sided injection head ( 3 ), - an ignition system ( 6 ), - a cooling system ( 4 ) for cooling at least the combustion chamber ( 1 ) with a coolant, - a fuel supply ( 5 ) with fuel pumps ( 10 . 11 ), - the combustion chamber ( 1 ) and the cooling system ( 4 ) the combustion chamber ( 1 ) for the engines of different thrust capacities are identical and are designed for maximum thrust capacity, - the ignition system ( 6 ) is identical for the engines with different thrust capacities and is designed for an operation with the highest demands on the ignition system, - the combustion chamber ( 1 ) downstream of the combustion chamber neck ( 7 ) a defined interface ( 14 ) for optional connection of different thrusters ( 2 ), - the cooling system ( 4 ) downstream of the combustion chamber neck ( 7 ) a defined interface ( 15 ) for optional connection of a coolant return ( 8th ) or a cooling system ( 9 ) of the thruster ( 2 ), - the thrusters ( 2 ) optionally as at least partially cooled or uncooled thrusters ( 2 ) are designed, - the fuel pumps ( 10 . 11 ) are designed for variable outputs so that the fuel supply can be operated at the different thrust outputs and - the mass throughput of the injection head ( 3 ) is adapted to the respective thrust output.

Modular rocket engine according to claim 1, characterized in that the injection head ( 3 ) comprises an injection head base body and a plurality of injection elements, the geometric dimensions of the injection head base body and the number and arrangement of the injection elements being designed identically for the different thrust outputs, but the structure and / or geometry of the injection elements at the mass flow rate required to generate the respective thrust output are adjusted.

Modular rocket engine according to one of claims 1 or 2, characterized in that the thrust nozzles ( 2 ) have a uniform contour.

Modular rocket engine according to one of claims 1 to 3, characterized in that the uncooled thrust nozzles ( 2 ) at least in the area of the connection to the combustion chamber ( 1 ) consist of ceramic materials.

Modular rocket engine according to one of claims 1 to 4, characterized in that for all thrust capacities one identical suspension provided is.

Modular rocket engine according to one of claims 1 to 5, characterized in that for all thrust capacities one identical electrical control is provided.

Modular rocket engine according to one of claims 1 to 6, characterized in that the rocket engine has a medium Thrust performance between 100 kN and 300 kN, the different Thrust performance among each other within a range of 40 vary up to 50 kN around the average thrust.