R.2. Raketentechnik

R.2.2.1.3. Brennkammer und Düse

Figur BK1: Brennkammer und Düse mit Kühlung der Innenwände mit verflüssigten Treibstoffkomponenten (aus AT 144 809 B).

Bereits in den 1920er Jahren (OBE23, OBE29) war eine Brennkammer, entsprechend Figur BK1 aus AT 144 809 B, vorgesehen, die neben einer bauchigen Erweiterung eine Einschnürung aufweist, so daß eine Laval-Düse entsteht über die die Verbrennungsgase ins Freie austreten. Durch diese Form, insbesondere mit optimierten Öffnungswinkel (AT 146000 B), wird die bei der Verbrennung entstehende Energie optimal für den Vortrieb genutzt.
Durch die Verbrennung erfahren Brennkammer und Düse gleichzeitig hohe Temperaturbelastungen. Um deren Innenwände vor der Verbrennungshitze zu schützen wurden verschiedene Kühlmaßnamen entwickelt.

a) Filmkühlung

Bei der Filmkühlung wird ein inertes Schutzgas verwendet, um eine isolierende Schicht zwischen den heißen Verbrennungsgasen und den Innenwänden von Brennkammer und Düse zu erzeugen, wodurch die Wärmeübertragung zwischen ihnen gehemmt wird. Dieses Schutzgas wird mit den Verbrennungsgasen über die Düse ins Freie geleitet. Seine aufgenommene Wärmeenergie trägt zur Strömungsenergie des Gases und damit ebenfalls zum Rückstoß bei (DE 570 511 A).
Die Filmkühlung wurde erstmals 1942 bei der militärischen A4 (V2) Rakete eingesetzt.

b) Regenerativkühlung

Figur BK2: "Dump-Cooling"- Verfahren (aus US 3 267 664 A).

Ein anderes Kühlprinzip von Brennkammer und Düse, welches seinen Ursprung in den 1930er Jahren hat, erfolgt über einen Kühlmantel, wobei die verflüssigten Treibstoffe als Kühlmittel dienen (Figur BK1 aus AT 144 809 B). Diese werden zunächst an Düse und Brennkammer entlang geleitet, wo sie als Kühlmittel wirken. Erst im erwärmten Zustand werden sie in die Brennkammer zur Verbrennung eingespritzt. Dabei führt die Erwärmung der Treibstoffe auf Temperaturen im Bereich des Flammpunkts zu einer Optimierung des nachfolgenden Verbrennungsvorgangs.

Heutzutage wird bei der Regenerativkühlung unterschieden, ob der für die Kühlung verwendete Treibstoff in das Triebwerk eingespritzt wird (US 4 831 818 A, US 4 771 600 A) oder wie beim sogenannten "Dump Cooling" (DE 29 49 522 C2, US 3 267 664 A) am Düsenrand (20) für die Verbrennung ungenutzt austritt, so wie in Figur BK2 aus US 3 267 664 A dargestellt.

Figur BK3: Regenerative Kühlung mit flüssigem Wasserstoff und seine Verwendung als Antriebsgas der Turbopumpen (aus US 4 771 600 A).

Eine Weiterentwicklung aus der in Figur BK1 gezeigten regenerativen Kühlung wird beispielhaft in Figur BK3 aus US 4 771 600 A dargestellt. Hier wird der zur Kühlung verwendete Treibstoff, hier flüssiger Wasserstoff, im Anschluss einem Gasgenerator zugeführt, um zusätzlich zum Betreiben von Turbinen (27, 34, 38) des Pumpensystems (12, 14) der Treibstoffförderung verwendet zu werden.

Zitierte Patentdokumente
Patentnummer	Jahr	Titel
DE 570 511 A	1929	Vorrichtung zum Antrieb von Fahrzeugen durch den Rückstoß ausströmender Verbrennungsgase
AT 144 809 B	1935	Raketenmotor und Verfahren zu seinem Betrieb
AT 146 000 B	1935	Expansionsdüse mit gekühlter Wand für die Feuergase von Raketenantriebskraftmaschinen
US 3 267 664 A	1963	Method Of And Device For Cooling
DE 29 49 522 C2	1979	Gekühlte Schubdüse für ein Raketentriebwerk
US 4 771 600 A	1986	Tripropellant Rocket Engine
US 4 831 818 A	1988	Dual-Fuel, Dual-Mode Rocket Engine

c) Schubvariation

Durch die Düse treten die Verbrennungsgase in Form eines Abgasstroms beschleunigt ins Freie. Die Geschwindigkeit, mit der diese an der Düsenmündung ins Freie austreten, bestimmt die Schubkraft der Rakete. Eine möglichst hohe Ausströmgeschwindigkeit wird erreicht, wenn der Druck am Düsenhals -dem Übergang zwischen Brennkammer und Düse- sehr groß ist im Vergleich zur Düsenmündung.

Der Schub der Rakete und damit die Geschwindigkeit der austretenden Verbrennungsgase müssen je nach Anforderung variiert werden können. Diese Anforderungen reichen vom Raketenstart mit hohen Geschwindigkeiten innerhalb der Erdatmosphäre bis hin zu geringen Geschwindigkeiten außerhalb der Erdatmosphäre. Daher war es notwendig bei kontinuierlicher Verbrennung eine Drosselung des Ausstoßes zu realisieren.

Eine Möglichkeit bestand in der Verringerung der Treibstoffverbrennung durch Verminderung der Zufuhr in den Verbrennungsraum.
Alternativ kann bei konstantem Druck im Verbrennungsraum auch der Ausstoß der Verbrennungsgase im Bereich der Düse reduziert werden. Dies wird mit einer axial verschiebbaren Turbine realisiert, die in der Triebwerksdüse angeordnet ist. Dieses Prinzip wurde bereits von Oberth beschrieben (OBE29).

Figur BK4: Raketentriebwerk mit axial verschiebbarer Turbine (aus US 2 637 973 A).

Eine technisch weiterentwickelte Umsetzung (Figur BK4 aus US 2 637 973 A) zeigt den am Kolben (59) fixierten Schaft (16) der Turbinenwelle. Mittels einer Drossel (94) wird über ein hydraulisch arbeitendes System (96, 95, 93) der Kolben (69) und damit die Turbine in axialer Richtung bewegt. Durch Positionsänderungen der Turbinenbirne im Bereich der Einschnürung an der Düse wird der Strömungsquerschnitt verändert und damit auch der Ausstoß an Verbrennungsgasen.
Gleichzeitig wird ein Teil der für den Antrieb nicht benötigten Verbrennungsenergie zum Betreiben der Treibstoffpumpen (57, 56) genutzt. Hierfür wird die Turbine in der Triebwerksdüse durch die ausströmenden Verbrennungsgase in Rotation versetzt. Dadurch werden über eine Getriebeanordnung die Treibstoffpumpen (57, 56) betrieben.

d) Schubmaximierung

Figur BK5: Ausfahrbare Düse (aus US 4 213 566 A).

Der Schub kann jedoch auch durch die Düsengeometrie in Abhängigkeit von den Umgebungsbedingungen variiert werden. Je größer die Düsenmündungsfläche bei gleicher Fläche des Düsenhalses, desto geringer ist der Druck an der Düsenmündung und desto größer der erreichbare Schub. Triebwerke, die am Boden gezündet werden müssen jedoch gegen den Atmosphärendruck der Umgebung arbeiten. An der Düsenmündung muss daher ein Mindestdruck von etwa 1 bar vorliegen, damit kein Abgasstau in der Düse entsteht. Somit sind die Düsen im Bereich der Mündung kleiner und erzeugen nach Erreichen des Vakuums nicht mehr den maximal möglichen Schub. Um aber bei Bedarf größere Düsen einsetzen zu können, werden in modernen Triebwerken ausfahrbare Düsen (Figur BK5 aus US 4 213 566 A) verwendet, wie dies von militärischen Raketen bereits bekannt war (US 3 146 669 A, US 3 183 664 A).

Zitierte Patentdokumente
Patentnummer	Jahr	Titel
US 2 637 973 A	1949	Rocket engine having turbine located in nozzle for driving auxiliaries
US 3 146 669 A	1962	Collabsible Nozzle Exit Cone For True Launched Missile
US 3 183 664 A	1963	Variable-Area Rocket Nozzle
US 4 213 566 A	1978	Nested Cone Extendible Nozzle System For A Rocket Motor

Ergänzungsdokumente
Patentnummer	Jahr	Titel
US 4 489 889 A	1982	Extendible Nozzle Exit Cone
US 4 766 657 A	1986	Rocket Motor Extendible Nozzle Exit Cone
US 4 779 799 A	1987	Extendible Nozzle