P A T EWO 2022/219082 ^' E Telefon (07042) 9728 -PCT/EP2022/059948 Telefax (07042) 9728 - 11 und 9728 - 22 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e. V. Königswinterer Str. 522 - 524 53227 Bonn

- 1 -

Triebwerkseinheit für einen Raketenantrieb und Brennkammervorrichtung

Die Erfindung bezieht sich auf eine Triebwerkseinheit für einen Raketenantrieb mit einer um eine Mittellängsachse erstreckten, eine Umwandung aufweisenden Brenn kammer, einer an deren Eingangsseite angebrachten Injektoreinheit, die zum Zufüh- ren einer ersten und einer zweiten Treibstoffkomponente in einen Brennraum zuge ordnete Injektorelemente umfasst, von denen zumindest eines eine poröse Struktur aufweist, und mit einer an der Ausgangsseite der Brennkammer angeschlossenen Schubdüseneinheit. Ferner bezieht sich die Erfindung auf eine Brennkammervor richtung mit einer so ausgebildeten Brennkammer.

Eine Triebwerkseinheit dieser Art ist in der DE 10 2006 029 586 A1 angegeben. Bei dieser bekannten Triebwerkseinheit ist eine Injektoreinheit mit einer domförmigen bzw. kuppelförmigen Porenplatte an einem Einblaskopf aufgenommen, durch die röhrenförmige Injektorelemente umfassend mindestens ein zentrales Injektorelement als Zünder geführt sind, wobei durch die Porenplatte eine erste und durch die röhren förmigen Injektorelemente eine zweite Treibstoffkomponente in einen Brennraum geführt sind. Dabei sind die Injektorelemente beispielsweise metallische oder kera- mische Röhrchen, die in Bohrungen der Porenplatte eingesteckt sind. In einem zent ralen Bereich der Porenplatte bzw. des damit versehenen Einblaskopfes ist mindes tens ein Injektorelement angeordnet, das als Zünder ausgebildet ist. Damit ergibt sich eine komplexe Bauform mit vielen einzelnen Elementen, die zusammengefügt werden müssen. Zudem können sich abhängig von Aufbau und Anhörung Nachteile bei der Durchmischung ergeben.

Auch die JP 2018 - 076 813 A zeigt eine Triebwerkseinheit mit einer Injektoreinheit, welche eine Porenplatte zur Zuführung einer Treibstoffkomponente und durch die Porenplatte geführte röhrenförmige Injektorelemente zur Zuführung einer zweiten Treibstoffkomponente in den Brennraum aufweist.

Eine weitere Triebwerkseinheit für einen Raketenantrieb und eine Brennkammervor richtung dieser Art sind in der WO 2009/080595 A2 angegeben. Eine sich entlang einer Längsachse erstreckende Brennkammer umgibt dabei mit einer Umwandung ringsum einen Brennraum und ist eingangsseitig mit einer Injektoreinheit mit zwei porösen Injektorelementen versehen, über die als zwei Treibstoffkomponenten ein erstes und zweites Fluid, ein Oxidator und ein Brennstoff, in den Brennraum einge strömt werden. Ausgangsseitig ist an der Brennkammer eine Schubdüseneinheit an geschlossen. Die beiden Injektorelemente sind bezüglich der Längsachse hinter einander angeschlossen und bilden zwischen sich eine Kammer, über die die eine Treibstoffkomponente durch das brennraumseitige Injektorelement in den Brennraum strömt, während die andere Treibstoffkomponente durch das von dem Brennraum beabstandete zweite Injektorelemente zugeführt und von dessen dem Brennraum zugekehrter Seite über Leitungsabschnitte in den Brennraum geleitet wird. Trotz ver einfachter Fertigung der porösen Injektoren sind Bohrungen sowie Abdichtungen und Zuführeinrichtungen für das eine Fluid bzw. den Oxidator notwendig, wodurch sich ähnliche Nachteile wie bei einem konventionellen Koaxialinjektor mit erhöhtem Ferti gungsaufwand und einer geringen Eignung des Injektors zur Drosselung des Mas senstroms ergeben. In Raumfahrzeugen und Trägerraketen werden im Allgemeinen verschiedene An triebssysteme unterschieden, insbesondere Kaltgasantriebe, chemische Antriebe, elektrische Antriebe, Nuklearantriebe sowie weitere Konzepte, wie beispielsweise Sonnensegel. Zu den chemischen Antrieben gehören Einkomponentensysteme bzw. Monopropellant-Systeme, Zweikomponentensysteme bzw. Biproprellant-Systeme und Feststoffantriebe. Die vorliegende Erfindung betrifft chemische Antriebe mit Zweikomponentensystemen bzw. Biproprellant-Systemen und umfasst, wie auch die vorstehend genannte WO 2009/080595 A2, Injektionssysteme für derartige chemi sche Antriebe. Bei Biproprellant-Systemen werden zumeist flüssiger Sauerstoff als Oxidator und Wasserstoff, Methan oder Kerosin als Brennstoff eingesetzt. Weiterhin können hypergole (sich bei Kontakt spontan entzündende) Treibstoff wie Monome thylhydrazin (MMH, CH6N2) als Brennstoff und Distickstofftetroxid (N2O4) als Oxidator in Zweikomponentensystemen eingesetzt werden.

Bei Biproprellant-Systemen kommt dem Injektor oder Einspritzelement eine wichtige Aufgabe zu. Der Injektor verbindet die Zuleitungen von Oxidator und Brennstoff mit der Brennkammer des Raketentriebwerks. Der Injektor eines Raketenantriebs, der mit einem Biproprellant betrieben wird, muss dabei mindestens die folgenden Aufga ben erfüllen: Der Injektor muss eine feine Zerstäubung des Oxidators und Brenn stoffs ermöglichen, so dass feine Treibstofftröpfchen entstehen, die schnell verdamp fen; eine gute Durchmischung von Oxidator und Brennstoff muss gewährleistet sein; die Brennkammer muss durch das Injektionssystem von der Treibstoffzuleitung ent koppelt und Brennkammerschwingungen müssen gedämpft werden, so dass sich Druckschwankungen nicht in die Treibstoffzuleitungen fortpflanzen können.

Je nach eingesetzter Treibstoffkombination und dem Anforderungsprofil des Rake tenantriebs existieren bestimmte Injektionskonzepte bzw. Injektorbauarten, die an die jeweilige Aufgabe angepasst sind. Verschiedene Injektorarten mit jeweiligen Vor- und Nachteilen der Injektionssysteme sind Prall- oder Impinging-Jet-Injektoren, Koaxialin- jektoren, Drall-(Swirl)-lnjektoren, Swirl-Koaxialinjektoren, Showerhead-Injektoren, Pintle-Injektoren und poröse Injektoren.

Das vorliegende Injektionskonzept stellt insbesondere eine Kombination aus Prall- Injektor und porösem Koaxialinjektor dar, so dass hier näher auf die Nachteile von Prall-Injektoren und porösen Koaxialinjektoren eingegangen wird.

Prall-Injektoren erfordern eine aufwendige und präzise Fertigung, da sich die Treib stoffstrahlen in einem definierten Winkel mit einem definierten Impuls treffen müssen. Bei fehlerhafter Fertigung treffen sich die Treibstoffstrahlen nicht und es kommt zu einer unzureichenden Zerstäubung sowie Mischung von Oxidator und Brennstoff. Die unzureichende Zerstäubung und Mischung kann zu großen Leistungseinbußen und einem Verlöschen des Triebwerks führen.

Wird eine Vielzahl an einzelnen Einspritzelementen benötigt, so ist nicht nur eine ho he Präzision bei der Fertigung, sondern auch eine aufwendige Geometrie der Treib stoffzufuhr erforderlich. Der Injektorkopf muss so gestaltet sein, dass alle Bohrungen mithilfe von geeigneten Zuleitungen und Sammlern gleichmäßig mit Oxidator oder Brennstoff versorgt werden. Wird der Injektor nicht gleichmäßig mit Oxidator oder Brennstoff versorgt, so kann es zu lokalen Variationen im Mischungsverhältnis und zu Hot-Spots innerhalb der Brennkammer kommen. Verschiebungen im Mischungs verhältnis können Leistungsverluste des Triebwerks hervorrufen. Lokale Hot-Spots können eine verstärkte Aufheizung der Brennkammerwand zur Folge haben und zum Versagen der Struktur führen.

Die Variation des Treibstoffmassenstroms ist bei Prall-Injektoren nicht oder nur unter hohen Leistungseinbußen möglich. Wird der Oxidator und Brennstoffmassenstrom reduziert, ändert sich die Geschwindigkeit bzw. der Impuls der austretenden Strah len. So kann es dazu kommen, dass Oxidator- und Brennstoffstrahlen nicht mehr im korrekten Winkel aufeinandertreffen oder die Zerstäubung und Vermischung nicht mehr vollständig abläuft. Verschlechtert sich die Zerstäubung sowie die Vermischung der Treibstoffstrahlen, sind hohe Leistungseinbußen des Triebwerks die Folge. Prall- Injektoren sind meist für einen definierten Betriebspunkt und Massenstrom ausge legt.

Bei Prall-Injektoren ist das Aufprägen eines Kühlfilms zum Schutz der Brenn kammerwand nur mithilfe von zusätzlichen Einrichtungen wie Kühlfilmlegern oder speziellen Bohrungen im Injektor möglich. Somit kann es beim Einsatz von Prall- Injektoren zu hohen thermischen Lasten an der Brennkammerwand kommen. Die hohe Wärmebelastung kann zum Versagen der Brennkammer führen.

Bei porösen Koaxialinjektoren erfolgt die Einspritzung von Oxidator und Brennstoff parallel zur Brennkammerachse. Die Durchmischung beider Komponenten resultiert lediglich aufgrund von Geschwindigkeitsunterschieden zwischen Oxidator und Brennstoff sowie durch die auftretende Turbulenz. Um bei einem gegebenen porösen Koaxialinjektor die Durchmischung von Oxidator und Brennstoff zu steigern und da mit die Effizienz des Antriebs zu erhöhen, muss das Brennkammervolumen vergrö ßert werden. Die Vergrößerung oder Verlängerung der Brennkammer erhöht jedoch das Gewicht des Antriebssystems und steigert damit die Kosten des Antriebs sowie der gesamten Rakete bzw. des Raumfahrzeugs.

Im Fall eines porösen Injektors nach der vorstehend genannten WO 2009/080595 A2 ergeben sich in diesem Zusammenhang die genannten Nachteile.

Eine weitere wesentliche Komponente des Triebwerks von Raketenantrieben bilden die Schubdüsen. In einem Raketentriebwerk werden die heißen Verbrennungsgase der Brennkammer durch eine konvergent-divergent geformte Düse auf eine hohe Ausströmgeschwindigkeit entspannt. Dabei ist die Ausströmgeschwindigkeit propor tional zum erreichbaren Schub des Triebwerks. In aktuellen Raketenantrieben wer den zu diesem Zweck meist Glockendüsen, und nur noch selten Kegeldüsen, mit einer inneren Durchströmung angewendet. D. h., die Düse hüllt das expandierende Gas ein. Die Bezeichnung Glocke oder Kegel bezieht sich hierbei auf die geometri sche Form des divergenten Teils der Düse, der mit Überschallgeschwindigkeiten durchströmt wird. Glockendüsen, die auch als konventionelle Düsen bezeichnet wer den, sind meist in einer rotationssymmetrischen Gestalt ausgeführt; selten mit einer planaren Form.

Konventionellen Raketendüsen ist ein konstantes Expansionsverhältnis zu eigen, das begrenzt ist, da die nachteilige Strömungsablösung in der Düse vermieden wer den muss. Die erzielbare mittlere Ausströmgeschwindigkeit ist daher ebenfalls kon stant. Konventionelle Raketendüsen bieten somit keine Adaption der Ausströmge schwindigkeit und des Schubes an die Flughöhe, bzw. den herrschenden Außen druck.

Dahingegen bieten unkonventionelle Raketendüsen, wie z. B. die Dual-Bell-Düse, eine Anpassung des Expansionsverhältnisses und folglich des Schubs an die Flug höhe. Besonders heben sich in dieser Gruppe die Aerospike-Düsen hervor. Hier werden die heißen Gase nicht innerhalb einer starren Düse, sondern an einem zent ralen Düsenkörper entlang entspannt. Der Vorteil liegt darin, dass sich die freie Scherschicht, die sich zur Umgebung ausbildet, dem Außendruck anpassen kann. Es resultiert ein variables und nahezu verlustfreies Expansionsverhältnis mit jeweils op timaler Schubausbeute.

Eine Ausführung eines Triebwerks mit einer Fluidzuführungsvorrichtung zum Zufüh ren von mindestens zwei Fluiden, insbesondere zur Zuführung von flüssigem, nicht vorgewärmtem, Oxidator und gasförmigem Brennstoff, beispielsweise flüssigem Sauerstoff und gasförmigem Wasserstoff, ist in der DE 102010 043 337 A1 gezeigt. Eine Fluidzuführung weist dabei als fluiddurchlässiges Material insbesondere ein po röses Material auf, welches mittels Stabilisierungsvorrichtungen und/oder durch Stützvorrichtungen stabilisiert ist. Die WO 97/08442 zeigt einen Raketenantrieb mit einer Brennkammer, die mit einem porösen Metallinjektor versehen ist. Die DE 10 2008 022 289 B4 zeigt ein Triebwerk für eine Rakete mit einer Brenn kammer und einem an diese anschließenden Düsenraum, in dem ein von Verbren nungsprodukten umströmbarer Zentralkörper als Plugdüse angeordnet ist.

Auch die US 3929289 zeigt ein Raketentriebwerk mit einem Plug-Düsenkörper.

In der US 3270501 ist ein Triebwerk mit einem inneren und äußeren Injektor und einer kompakten Düsenausbildung angegeben, wobei eine konische aerodynami sche Spikeform gebildet und eine körperliche Spike-Struktur vermieden ist. Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Triebwerkseinheit und eine Brennkammervorrichtung der eingangs genannten Art bereitzustellen, die mit möglichst wenig Aufwand einen robusten, kompakten Aufbau mit effizienter Be triebsweise erreichen lässt. Die US 2019 / 0 003423 A1 zeigt eine Triebwerkseinheit mit einem stachelförmigen Düseneinsatz (Aerospike) und Maßnahmen zur Kühlung.

Auch die DE 102010 010265 A1 zeigt eine Triebwerkseinheit für einen Raketenan trieb mit einer Kühlvorrichtung, wobei ein Kühlfilm in der Brennkammer bzw. entlang einer Düse ausgebildet wird.

In der DE 10 2010 043 337 A1 ist eine Fluidzuführungsvorrichtung für ein Triebwerk zum Zuführen von mindestens zwei Fluiden zu einem Mischraum angegeben. Dabei umfasst eine erste Fluidzuführung ein fluiddurchlässiges Material und eine zweite Fluidzuführung mindestens ein Zuführelement, welches sich zumindest abschnitts weise durch das fluiddurchlässige Material hindurch erstreckt.

Bei einer in der US 7 137 254 B1 gezeigt weiteren Triebwerkseinheit ist eine Injekto reinheit mit Injektorelementen vorhanden, wobei eine Treibstoffkomponente (Oxida tor) durch einen zentralen inneren Kanal und eine andere Treibstoffkomponente durch einen sternförmig konturierten Kanal zwischen der Außenfläche des inneren Injektorelements und der Innenfläche des äußeren Injektorelements geführt wird.

Die US 2003 / 0 046 923 A1 zeigt eine weitere Triebwerkseinheit mit einem Düsen einsatz und einem sogenannten Pintle-Injektor.

Diese Aufgabe wird bei einer Triebwerkseinheit mit den Merkmalen des Anspruchs 1 und bei einer Brennkammervorrichtung mit den Merkmalen des Anspruchs 22 gelöst. Hierbei ist vorgesehen, dass die Injektorelemente in einer um die Mittellängsachse umlaufenden Innenring-Außenring-Konfiguration angeordnet sind, wobei zwischen der radial innen liegenden Grenzfläche des äußeren Injektorelements und der radial außen liegenden Grenzfläche des inneren Injektorelements eine den Durchtritt der Treibstoffkomponenten in das jeweils andere Injektorelement verhindernde Barriere angeordnet ist. Das radial innenliegende Injektorelement kann dabei z. B. als an sei nem Außenumfang konturierte oder kreisförmige Scheibe ausgestaltet sein.

Bei diesem Aufbau wird mit dem mindestens einen porösen Injektorelement, insbe sondere zwei porösen Injektorelementen, eine vorteilhafte Durchmischung der Treib stoffkomponenten bzw. des ersten und zweiten Fluids, insbesondere von Oxidator und Brennstoff, durch den diffusen, flächigen Ausstrom mit geringer Geschwindigkeit in den Brennraum bewirkt, wobei die hervorgerufenen hohen Aufenthaltszeiten eine ausreichende Zeit zur Durchmischung und Reaktion von Oxidator und Brennstoff er möglichen. Somit wird eine hohe Verbrennungseffizienz des Triebwerks erreicht. Da bei können die Außengeometrien der, insbesondere beiden, porösen Injektoreiemen- te so gestaltet sein, dass sich über diese Einspritzelemente ein konstanter Druckver lust und damit eine flächige Einströmung in den Brennraum ergibt. Die flächige und gleichmäßige Einströmung sorgt für eine geringe Einströmgeschwindigkeit und die gute Durchmischung. Wahlweise kann die Geometrie auch so ausgeführt sein, dass eine ungleichförmige Ausströmung aus dem porösen Injektorelement resultiert; so kann beispielsweise an der Innenseite der Umwandung der Brennkammer eine hö here Geschwindigkeit hervorgerufen werden und die Umwandung der Brennkammer durch den Oxidator oder Brennstoff stärker gekühlt werden. Die flächige Ausströmung und die geringen Druckverluste der porösen Injektorele mente ermöglichen die Drosselbarkeit des Triebwerks. So kann die Leistung des Triebwerks in einem weiten Bereich angepasst werden. Diese Regelbarkeit ist insbe sondere für Landetriebwerke (Mond-/Mars-Lander) oder zurückkehrende Stufen (wiederverwendbare Raketen) von Vorteil.

Die Fertigung der porösen, insbesondere ein- oder beidseitig flach ausgebildeten, Injektorelemente ist deutlich günstiger und einfacher als die Fertigung eines konven tionellen Injektorelements. Es sind keine feinen Bohrungen notwendig, die Injektions kanäle entstehen durch einen Sinterprozess der porösen Materialien.

Durch eine geeignete Nachbearbeitung (Drehen, Fräsen) der porösen Elemente können die Seitenflächen der Einspritzelemente versiegelt werden. Hierdurch wird eine ungewollte Querströmung und Spaltströmung zwischen den beiden Injektorele menten verhindert.

Das Injektorsystem mit den Injektorelementen ist auf kleinem Bauraum realisierbar. Da wenig Bauraum erforderlich ist, eignet sich das Injektorprinzip gut für kleinere Triebwerke wie Lageregelungstriebwerke oder Orbital- und Weltraumantriebe. Da die meisten Zweikomponententreibstoffe/Bipropellants hohe Verbrennungstempe raturen aufweisen, sind die Injektorelemente und Brennkammerkomponenten vor zugsweise aus einem Material mit hoher zulässiger Einsatz- bzw. Schmelztempera tur und/oder guter Wärmeleitfähigkeit hergestellt. Einsetzbare poröse Materialien sind Sintermetalle beispielsweise aus Bronze (CuS12, mit guter Wärmeleitfähigkeit), Sintermetalle aus Superlegierungen wie Inconel 718 (hohe Temperaturfestigkeit) oder poröse keramische Strukturen (hohe zulässige Temperaturen) beispielsweise aus Aluminiumnitrid (AIN), Siliciumnitrid (ShISU) oder Aluminiumoxid (AI2O3). Die ke ramischen Strukturen weisen dabei eine ausreichend große Porosität (insbesondere mehr als 10 %) auf. Zur Einstellung der Druckverluste des Injektors kann die Porosi tät der eingesetzten Materialien bei der Herstellung entsprechend vorgegeben wer den.

Die porösen Materialien erlauben eine gute Drosselbarkeit der Injektoreinheit. Da sich eine flächige Durchströmung der porösen Injektorelemente ergibt, treten geringe Durchströmungsgeschwindigkeiten und damit geringe Druckverluste auf. Bei Variati on des Versorgungsdrucks ergibt sich lediglich eine geringe Variation der Strö mungsgeschwindigkeit und damit des Druckverlustes. Somit lässt sich der Massen strom mithilfe des Vordrucks regeln, ohne dass große Druckverluste auftreten.

Die porösen Injektorelemente rufen eine diffuse, flächige Ausströmung aus einer Vielzahl an kleinen Poren hervor. Durch die diffuse und flächige Ausströmung wird zusätzlich ein langsamer, dichter Kühlfilm an der Umwandung der Brennkammer und an der Schubdüseneinheit, insbesondere einem Düseneinsatz (Plug-Düse) gelegt. Dieser Kühlfilm verhindert eine Überhitzung der Brennkammer und Plug-Wand und reduziert den Wärmestrom in die entsprechenden Wände. Bei konventionellen Injek toren wird der Kühlfilm hingegen meist über Bohrungen an der Umwandung der Brennkammer aufgebracht. Dabei kommt es zu lokalen Variationen in der Kühlfilmdi cke: an Stellen zwischen den Injektorbohrungen ergibt sich eine verringerte Kühlfilm dicke, dort treten höhere Wandtemperaturen und Wärmelasten auf. Das poröse In- jektorelement hingegen sorgt für einen sehr gleichmäßigen Kühlfilm und damit für eine gleichmäßige Verteilung der Wärmelasten an den Brennkammerwänden bzw. der Plug-Wand.

Die Wände bzw. Umwandung der Brennkammer sowie des Düseneinsatzes (Plug) sind so ausgeführt, dass sie die porösen Materialien bzw. die Injektorelemente in ei ne Richtung formschlüssig aufnehmen können und ein Verrutschen in axialer Rich tung verhindern.

Durch eine geeignete Auswahl der Porositäten, Flächenverhältnisse und Längen der porösen Injektorelemente für die beiden Treibstoffkomponenten bzw. Oxidator und Brennstoff kann der Druckverlust, die Strömungsgeschwindigkeit und der Massen strom durch das jeweilige Injektorelement definiert werden.

Sternförmige Stege und Aussparungen der Injektorelemente in radialer Richtung vergrößern die Kontaktfläche des Oxidator- und Brennstofffilms innerhalb der Brenn kammer und erlauben so eine Durchmischung von beiden Fluiden bzw. Gasen. In Kombination mit der flächigen Ausströmung kann so eine gute Durchmischung von Oxidator und Brennstoff auf kurzen Lauflängen und in kurzen Zeiträumen erreicht werden. Hierdurch kann einerseits der Bauraum der Brennkammer reduziert werden, andererseits wird die Verbrennungseffizienz und damit die Effizienz des gesamten Triebwerks erhöht.

Die poröse Struktur der Injektorelemente erlaubt weiterhin eine gute Zerstäubung auftretender Oxidator- und Brennstofftröpfchen. Da die Tröpfchengrößen unter ande rem von der Größe der Injektorkanäle abhängig sind, ergeben sich bei kleinen Po rengrößen feine Tröpfchen, die sehr schnell verdampfen und für eine gute Durchmi schung sorgen. Die Tortuosität (Verwindung) der Porenkanäle erzeugt zusätzlich ei ne hohe Turbulenz im durchströmenden Oxidator oder Brennstoff. Diese Turbulenz kann den Tropfenzerfall und damit die Verdampfung und die Durchmischung weiter verbessern. Somit steigt auch durch die aufgeprägte Turbulenz die Verbrennungsef fizienz und es lassen sich in kleineren Brennkammerräumen höhere Effizienzen er reichen.

Eine für den Aufbau und die Funktion vorteilhafte Ausgestaltung ergibt sich dadurch, dass die Injektorelemente in einem Injektordeckel aufgenommen sind, welcher auf der Eingangsseite der Brennkammer an deren Umwandung angebracht ist.

Dabei besteht eine vorteilhafte Ausbildung darin, dass auf der der Brennkammer zu gekehrten Innenseite des Injektordeckels eine Injektoraufnahme für das erste Injekto relement und/oder eine weitere Injektoraufnahme für das zweite Injektorelement ausgebildet ist/sind.

Für eine einfache, eindeutige Positionierung und zuverlässige Funktion sind ferner die Maßnahmen von Vorteil, dass zwischen der Injektoraufnahme und der weiteren Injektoraufnahme ein zum Brennraum hin vorstehender Steg angeordnet ist, der mit seiner radial außen liegenden einen Seite an die innen liegende Grenzfläche des äußeren Injektorelements angrenzt und mit seiner radial innen liegenden anderen Seite an die außen liegende Grenzfläche des inneren Injektorelements angrenzt.

Eine weitere vorteilhafte Ausgestaltung der Triebwerkseinheit wird dadurch erhalten, dass die Schubdüseneinheit einen stachelförmigen Düseneinsatz (zentralen Düsen körper) mit einem in Strömungsrichtung ausgangsseitigen Kopfteil und einem zur Eingangsseite verlaufenden schlanken, sich entlang der Mittellängsachse erstre ckenden stielartigen Fortsatz aufweist, der an dem Injektordeckel befestigt ist.

Im Gegensatz zu einer konventionellen Glockendüse führt diese geometrische Aus gestaltung als Aerospike bzw. Plug-Düse in jedem Betriebszustand zu einer an den Umgebungsdruck angepassten Abströmung des Fleißgases. Die Strömung legt sich dabei an die Wand (Außenfläche) des Düseneinsatzes (Plugs) an und ist aufgrund dessen besonderer (an sich bekannter) Ausformung mit glattem Krümmungsverlauf besonders verlustfrei. Im Gegensatz zu konventionellen Glockendüsen, deren Geo metrie und Düsenlänge jeweils auf einen bestimmten Außendruck ausgelegt sind, ergeben sich bei Plug-Düsen über einen sehr weiten Druckbereich angepasste Dü senströmungen und somit werden Leistungseinbußen durch Stöße und Ablösungen vermieden. Eine Aerospike oder Plug-Düse kann deshalb in verschiedenen Flughö hen und für verschiedene Umgebungsdrücke besonders effizient betrieben werden. Gerade wenn ein Raumfahrzeug verschiedenen Drücken ausgesetzt ist (beispiels weise eine Landeeinheit oder Stufe, die auf einem Planeten mit Atmosphäre landen soll), bietet die Aerospike oder Plug-Düse gegenüber konventionellen Glockendüsen deutliche Leistungsvorteile.

Die Ausgestaltung und Auslegung der Düsengeometrie ist beispielsweise mithilfe des Charakteristiken-Verfahrens möglich. Dieses Verfahren erlaubt die Gestaltung einer besonders verlustfreien Düsengeometrie, so werden Stöße innerhalb des Ab gasstrahls vermieden.

Die Herstellung der Brennkammerkomponenten sowie des Düseneinsatzes (Plugs) erfolgt mithilfe eines 3D-Druck-Verfahrens, insbesondere ALM (Additive Layer Manu facturing) / 3D-Druck-Verfahrens. Um hohe Verbrennungstemperaturen zu erlauben, werden die Bauteile der Brennkammer aus Materialien mit hohen Einsatz- und Schmelztemperaturen oder mit einer hohen Wärmeleitfähigkeit gefertigt. Beispiels weise kann die Brennkammer im ALM-Verfahren aus dem Super-Alloy Inconel 718 oder aus einer CuCrIZr-Legierung gefertigt werden. Inconel 718 besitzt eine hohe Einsatztemperatur, während CuCrIZr eine sehr hohe Wärmeleitfähigkeit aufweist. Der zusätzliche Vorteil einer hohen Wärmeleitfähigkeit ist, dass eine große Wärme menge aus der Brennkammer in den Kühlkanal abgeführt werden kann. Als Verfah ren zur Herstellung der Brennkammer eignet sich beispielsweise das Powder-Bed- Verfahren, insbesondere das Selective Laser Melting (SLM)-Verfahren, bei dem das Bauteil durch einen Laser in einem Pulverbett Stück für Stück aufgebaut wird. Durch den Einsatz des ALM-Verfahrens können Geometrien erzeugt werden, die mit herkömmlichen Verfahren entweder nicht erzeugt werden können oder eine Vielzahl an einzelnen Bauteilen erforderlich machen würden. Im Falle des beschriebenen Triebwerks können durch das 3D-Druck-Verfahren Kühlkanalstrukturen innerhalb der Wände bzw. Wandung der Brennkammer sowie des Plugs realisiert werden, die kon ventionell nicht zu fertigen sind. Das ALM-Verfahren ermöglicht dabei kleine, effizien te Kühlkanäle, die eine gute Wärmeabfuhr von den Wänden in das Kühlmedium er möglichen. Diese Kühlkanäle erlauben eine Regenerativkühlung der Brennkammer und Schubdüseneinheit (Rückführung der vom Oxidator oder Brennstoff aufge nommenen Wärme in die Brennkammer), die die Gesamteffizienz des Triebwerks steigert.

Die Ausgestaltung der Brennkammer erfolgt so, dass ein möglichst „kugelförmiger“ bzw. kugelabschnittförmiger Brennraum entsteht. Diese kugelförmige Geometrie bie tet ein kleines Oberfläche-zu-Volumen-Verhältnis. Ein kleines Oberfläche-zu- Volumen-Verhältnis reduziert die Kontaktfläche der heißen Verbrennungsgase mit der Wand und führt so (verglichen mit einem größeren Oberfläche-zu-Volumen- Verhältnis) zu einem verringerten Wärmeeintrag in die Brennkammerwand. Der ver ringerte Wärmeeintrag reduziert die Belastung der Wandmaterialien, verhindert eine Überhitzung und steigert die Lebensdauer des Triebwerks.

Die genannte Kombination aus poröser Injektoreinheit und Plug/Aerospike- Düsengeometrie ergibt weitere Vorteile.

Bei konventionell gefertigten Aerospike-Triebwerken stellt die Überhitzung des Dü seneinsatzes (Plugs) ein großes Problem dar. Die erfindungsgemäße Triebwerksein heit verhindert die Überhitzung der Brennkammer und des Plugs mithilfe von zwei Kühlmethoden. Hierbei ist vorgesehen, dass das äußere Injektorelement mit einem Kühlsystem der Brennkammer in Wirkverbindung gebracht ist, wobei ein erstes Fluid als eine der beiden Treibstoffkomponenten vor seiner Einleitung in das äußere Injektorelement durch in der Umwandung der Brennkammer eingebrachte Brennkammerkühlkanäle geleitet ist, und/oder dass das innere Injektorelement mit einem Kühlsystem der Schubdüseneinheit in Wirkverbindung gebracht ist, wobei ein zweites Fluid als eine andere der beiden Treibstoffkomponenten vor seiner Einleitung in das innere Injek torelement durch in der Schubdüseneinheit, insbesondere dem Düseneinsatz, einge brachte Düsenkühlkanäle geleitet ist.

Zu einer effektiven Kühlung tragen dabei die Maßnahmen bei, dass der Düsenein satz mit einem von einem eingangsseitigen zweiten Fluideinlass ausgehenden, durch den stielartigen Fortsatz zum Kopfteil verlaufenden zentralen Strömungskanal verse hen ist, der in eine Vielzahl vom Kopfteil außenflächennah zur Eingangsseite zurück laufende Düsenkühlkanäle übergeht, mit welchen das innere Injektorelement ein gangsseitig in Strömungsverbindung gebracht ist. Die in den Düseneinsatz bzw. Plug und die Brennkammerwand eingebrachten Kühlkanäle erlauben sowohl mit Oxidator als auch mit Brennstoff eine sehr wirksame Regenerativkühlung. Zudem trägt der an den Wänden der Brennkammer und des Plugs durch den Einsatz der porösen Injek torelemente und deren geometrische Gestaltung erzeugte Kühlfilm wesentlich zur Kühlung der Brennkammerwandung und des Plugs bei.

Weiterhin wird durch die Formgebung der Bauteile, insbesondere der Injektorelemen te, (auf der Zufuhrseite der Treibstoffkomponenten bzw. des Oxidators und des Brennstoffs sowie auch innerhalb der Brennkammer) eine gute Durchmischung der beiden Treibstoffkomponenten im Brennraum erreicht. Eine Verbesserung der Durchmischung erhöht die Verbrennungseffizienz des Triebwerks und ermöglicht kurze Brennkammerlängen, da die chemischen Reaktionen bei besserer Durchmi schung innerhalb eines kleineren Volumens schneller und vollständiger ablaufen können. Hierzu trägt vorteilhaft bei, dass im Übergangsbereich zwischen den Brenn- kammerkühlkanälen und der Eingangsseite des äußeren Injektorelements einerseits und den Düsenkühlkanälen der Schubdüseneinheit und der Eingangsseite des inne ren Injektorelements andererseits ein Plenum zum Überleiten der Treibstoffkompo nenten in das äußere bzw. das innere Injektorelement ausgebildet ist, und weiterhin, dass das äußere und/oder das innere Injektorelement auf seiner von dem Brennraum abgelegenen, eingangsseitigen Begrenzungsfläche in Strömungsrichtung bezüglich der Mittellängsachse im Längsschnitt sich konisch oder gekrümmt erweiternd geformt ist. Zu einer guten Durchmischung tragen ferner die Maßnahmen bei, dass das äußere Injektorelement an seiner radial innen liegenden Grenzfläche und das innere Injekto relement an seiner radial außen liegenden Grenzfläche in Umfangsrichtung umlau fend mit komplementär zueinander geformten, mittelbar (unter Zwischenlage eines Stegs) oder unmittelbar ineinandergreifenden, im Querschnitt wellenförmigen, ge- zahnten oder mäanderförmigen, Konturen versehen sind.

Die Regenerativkühlung wird zudem dadurch unterstützt, dass die Brennkammer kühlkanäle und/oder die Düsenkühlkanäle von der jeweiligen Treibstoffkomponente bezüglich der Brennraumdurchströmung im Gegenstrom durchströmt sind.

Dabei besteht eine vorteilhafte Ausbildung für den Aufbau und die Funktion darin, dass zum Einleiten einer der Treibstoffkomponenten in die Brennkammerkühlkanäle erste Fluideinlässe im ausgangsseitigen Abschnitt der Umwandung der Brennkam mer angeordnet sind.

Für die Kühleffizienz ist vorteilhaft vorgesehen, dass mittels des durch das äußere Injektorelement in den Brennraum strömenden ersten Fluids entlang der Innenfläche der Brennkammer beim Betrieb ein Brennkammerkühlfilm gebildet ist und/oder dass mittels des durch das innere Injektorelement in den Brennraum strömenden zweiten Fluids entlang der Außenfläche des Düseneinsatzes beim Betrieb ein Düsenkühlfilm gebildet ist.

Für einen kompakten Aufbau und einen effizienten Betrieb ist weiterhin vorteilhaft vorgesehen, dass die Brennkammer kugelabschnittsförmig ausgestaltet ist.

Der Düseneinsatz bzw. die Plug-Düse wird im Injektordeckel, der auch den Brenn kammerdeckel bildet, mittels Gewinde verschraubt. Damit wird das poröse Injektor element zur Zuführung des zweiten Fluids, insbesondere des Brennstoffs, ebenfalls fixiert. Zusätzliche Verschraubungen oder Befestigungsvorrichtungen entfallen. In Analogie dazu fixiert der Injektordeckel das äußere Injektorelement zur Zuführung des ersten Fluids, insbesondere Oxidators, an der Brennkammerwandung. Somit sind die Injektorelemente über den Düseneinsatz bzw. den Injektordeckel ortsfest an der Brennkammerwandung fixiert. Für Versuchszwecke können die Injektorelemente einfach ausgetauscht werden. Wird die Triebwerkseinheit in einem wiederverwend baren Raumfahrzeug eingesetzt (beispielsweise in Raketenstufen, Space-Planes, Kapseln) so erlaubt der so gebildete modulare, verschraubte Aufbau den Tausch und die Reparatur oder den Ersatz von beschädigten Elementen mit wenig Aufwand.

Ein solcher vorteilhafter Aufbau besteht insbesondere darin, dass der Injektordeckel mit einer zentralen Gewindebohrung versehen ist, in die der Düseneinsatz mit einem an dem eingangsseitigen Endabschnitt des stielartigen Fortsatzes vorhandenen Flaltegewinde eingeschraubt ist.

Weitere diesbezüglich vorteilhafte Maßnahmen bestehen darin, dass das innere In jektorelement zwischen der dem Brennraum zugewandten Innenseite des Injektor deckels und einer an dem stielartigen Fortsatz des Düseneinsatzes angebrachten Injektoranschlagkante (bzw. einen durch einen Absatz gebildeten Anschlag) einge spannt ist. Zu einem vorteilhaften modularen Aufbau tragen auch die Maßnahmen bei, dass die Umwandung der Brennkammer auf ihrer eingangsseitigen Stirnseite mit Gewinde bohrungen versehen ist und dass der Injektordeckel in seinem radial außen liegen den umlaufenden Ringabschnitt mit achsparallel gerichteten Befestigungsbohrungen versehen und mittels durch diese in zugeordnete Gewindebohrungen der Um wandung eingedrehter Befestigungsschrauben stirnseitig an der Brennkammer be festigt ist.

Ferner wird ein robuster, modularer Aufbau dadurch begünstigt, dass das äußere Injektorelement an der dem Brennraum zugewandten Innenseite des Injektordeckels aufgenommen und an diesem befestigt und/oder zwischen diesem und der Stirnseite der Umwandung der Brennkammer festgelegt ist.

Gute Anpassmöglichkeiten an unterschiedliche Erfordernisse werden dadurch er reicht, dass Komponenten der Triebwerkseinheit, insbesondere die Umwandung der Brennkammer und/oder der Düseneinsatz, in 3D-Drucktechnik hergestellt sind.

Zu einer zuverlässigen Funktion und effizienten Betriebsweise tragen ferner die Maßnahmen bei, dass für die Komponenten der Brennkammer, insbesondere die Umwandung der Brennkammer und/oder den Injektordeckel, und/oder für die Schubdüseneinheit ein Material mit hoher zulässiger Einsatz- bzw. Schmelztempera tur und/oder hoher Wärmeleitfähigkeit verwendet ist, wie insbesondere eine Super legierung oder eine CuCrIZr Legierung.

Weitere Vorteile für den Aufbau und die Funktion ergeben sich dadurch, dass die Injektorelemente in einem Sinterverfahren hergestellt sind, wobei ein Material mit hoher zulässiger Einsatz- bzw. Schmelztemperatur und/oder mit hoher Wärmeleitfä higkeit verwendet ist, wie Sintermetall aus Bronze CuS12, Sintermetall aus einer Su perlegierung, oder Keramikmaterial aus Aluminiumnitrid, Siliziumnitrid oder Alumi niumoxid. Die Erfindung wird nachfolgend anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezug nahme auf die Zeichnungen näher erläutert. Es zeigen:

Fig. 1 eine Triebwerkseinheit mit Brennkammer, Injektordeckel und Schubdüseneinheit in perspektivischer Außenansicht, seitlich von schräg hinten,

Fig. 2 die Triebwerkseinheit nach Fig. 1 in Vorderansicht,

Fig. 3 die Triebwerkseinheit nach Fig. 1 in rückseitiger Ansicht,

Fig. 4A einen Längsschnitt der Triebwerkseinheit in perspektivischer seitli cher Ansicht mit Brennkammer, Schubdüseneinheit, Injektordeckel und Injektorelementen sowie mit Pfeilen markierten Strömungsrich tungen zweier Treibstoffkomponenten (erstes und zweites Fluid),

Fig. 4B einen weiteren Längsschnitt der Triebwerkseinheit in seitlicher per spektivischer Ansicht mit gegenüber Fig. 4A zusätzlich markiertem Strömungshals im Bereich der Schubdüseneinheit,

Fig. 4C einen weiteren Längsschnitt der Triebwerkseinheit in perspektivi scher seitlicher Darstellung mit gegenüber Fig. 4A zusätzlich mar kierter Geometrie der Injektorelemente,

Fig. 5A einen Längsschnitt der Brennkammer in perspektivischer seitlicher Darstellung mit Markierung der Kontur bzw. Geometrie ihrer Wan dung im Bereich des Düsenhalses,

Fig. 5B und 5C einen Querschnitt der Brennkammer im vorderen Bereich (Fig. 5B) bzw. einen Längsschnitt der Brennkammer (Fig. 5C) mit Darstellung von Gewindebohrungen zur Befestigung des Injektordeckels, einer umlaufenden Dichtungsnut sowie Brennkammerkühlkanälen,

Fig. 6A einen Düseneinsatz (Plug) der Schubdüseneinheit in seitlicher per spektivischer Ansicht,

Fig. 6B den Düseneinsatz nach Fig. 6A im Längsschnitt mit eingetragener, durch Pfeile markierter Strömungsrichtung einer Treibstoffkompo- nente,

Fig. 7A eine schräg seitliche, perspektivische Ansicht des Injektordeckels mit seiner Innenseite,

Fig. 7B einen Längsschnitt des Injektordeckels, Fig. 7C eine Querschnittsdarstellung des vorderen Bereichs der Brenn kammer mit axialer Draufsicht des Injektordeckels auf dessen Innen seite,

Fig. 8A und 8B ein Ausführungsbeispiel eines ersten, äußeren Injektorelements in einer perspektivischen Längsschnittdarstellung schräg von dessen Vorderseite (Fig. 8A) und in axialer Draufsicht auf dessen Vorder seite (Fig. 8B),

Fig. 9A und 9B ein Ausführungsbeispiel des zweiten, inneren Injektorelements in ei ner perspektivischen Längsschnittdarstellung schräg von dessen Vorderseite (Fig. 9A) und in einer axialen Draufsicht auf dessen Vor derseite (Fig. 9B),

Fig. 10A und 10B ein weiteres Ausführungsbeispiel für das innere Injektorelement in einer perspektivischen Längsschnittdarstellung von schräg vorn (Fig. 10A) und in axialer Draufsicht auf dessen Vorderseite (Fig. 10B) und

Fig. 11A und 11 B ein weiteres Ausführungsbeispiel für das innere Injektorelement in perspektivischer Längsschnittdarstellung von schräg vorn (Fig. 11 A) und in axialer Draufsicht auf dessen Vorderseite (Fig. 11 B).

Fig. 1 zeigt eine Triebwerkseinheit 1 mit einer Brennkammer 2, auf deren Vorderseite eine Injektoreinheit 3 mit einem Injektordeckel 31 angebracht ist, und in deren rück seitigem Abschnitt eine Schubdüseneinheit 4 mit einem Düseneinsatz 41 angeordnet ist. Der Düseneinsatz 41 (Plug) ist umlaufend radial beabstandet von einem rücksei tigen, hinteren Abschnitt 40 der Umwandung 24 der Brennkammer 2 unter Bildung eines Düsenhalses umgeben. Von dem Düseneinsatz 41 ist ein innerhalb des hinte ren Abschnitts 40 der Umwandung 24 liegender Kopfteil zu sehen, der sich stetig verjüngend in einem schlanken Endabschnitt mit einer quer bzw. senkrecht zu einer Mittellängsachse liegenden Endfläche ausläuft. In dem hinteren Abschnitt 40 der Umwandung 24 sind erste Fluideinlässe 51 umlaufend, insbesondere gleichmäßig, verteilt angeordnet, die in (nachfolgend in weiteren Fig. 4A bis 5C gezeigte) Brenn kammerkühlkanäle 52 übergehen und zur Zufuhr einer ersten Treibstoffkomponente bzw. eines ersten Fluids 6, insbesondere Oxidator oder Brennstoff, dienen.

Fig. 2 zeigt die Triebwerkseinheit 1 in axialer Draufsicht auf die Vorderseite mit dem Injektordeckel 31. In den radialen Randabschnitt des Injektordeckels 31 sind umlau fend unter Abstand axial gerichtete Befestigungsbohrungen 310 zum Anbringen an der Stirnseite der Umwandung 24 der Brennkammer 2 eingebracht. Zentral in dem Injektordeckel 31 ist ein mit diesem verschraubter vorderer Abschnitt des Düsenein satzes 41 mit einem Sechskant als Werkzeugansatz sowie ein darin angeordneter zweiter Fluideinlass 43 zum Zuführen einer zweiten Treibstoffkomponente bzw. eines zweiten Fluids 7, beispielsweise Brennstoff oder Oxidator, ersichtlich. Der zweite Fluideinlass 43 führt in Düsenkühlkanäle 410 (die in den Fig. 4A bis 4C sowie 6B ge zeigt sind).

Fig. 3 zeigt die Triebwerkseinheit 1 in axialer Draufsicht auf deren Rückseite mit der Brennkammer 2, dem hinteren Abschnitt 40 ihrer Umwandung 24 sowie dem Düsen einsatz 41.

Als Material für die Brennkammer 2, den Injektordeckel 31 und den Düseneinsatz 41 (Plug-Düse) ist beispielsweise eine Kupferlegierung mit hoher Festigkeit gewählt, bei vorliegender Ausführung CuCrIZr. Diese Legierung bietet eine sehr hohe Wärmeleit fähigkeit bei einer guten Festigkeit. Die hohe Wärmeleitfähigkeit verhindert eine Überhitzung des Triebwerks, da die Wärme der Verbrennung sehr schnell in den Wänden der Triebwerkseinheit, insbesondere der Wandung 24 der Brennkammer 2 und des Düseneinsatzes 41, verteilt wird und dann von einem Kühlmedium aufge nommen werden kann. Je nach erwarteter Verbrennungstemperatur sind für die Brennkammer 2 auch hochtemperaturfeste Legierungen wie Inconel oder Hastelloy, Materialien wie Platin oder Legierungen aus Platin/Rhodium oder Platin/Iridium sowie keramische Materialien einsetzbar. Die eingesetzten Materialien sollen vorzugsweise mithilfe eines 3D-Druck-Verfahrens verarbeitet werden können, um die eingesetzten Kühlkanalstrukturen zu realisieren. Für den Aufbau und auch die Kühlung ist dabei die in Fig. 1 ersichtliche „kugelförmige“ bzw. kugelabschnittförmige geometrische Gestaltung der Brennkammer von Vorteil.

Die Fig. 4A, 4B und 4C zeigen jeweils einen Längsschnitt der Triebwerkseinheit 1 mit der Brennkammer 2, der Injektoreinheit 3 und der Schubdüseneinheit 4, wobei in Fig. 4B der zwischen dem hinteren Abschnitt 40 der Umwandung 24 und dem Kopfteil des Düseneinsatzes 41 gebildete Düsenhals 42 und in Fig. 4C die Injektorgeometrie markiert sind.

Des Weiteren sind in den Fig. 4A, 4B und 4C die Injektoreinheit 3 mit einem ersten, radial äußeren Injektorelemente 32 und einem zweiten, radial inneren Injektorele ment 33 dargestellt, die auf der Innenseite des Injektordeckels 31 aufgenommen sind, sowie das Kühlsystem mit den Brennkammerkühlkanälen 52 für die eine Brennstoffkomponente bzw. das erste Fluid 6, beispielsweise Oxidator, und den Dü senkühlkanälen 410 für die andere Treibstoffkomponente bzw. das zweite Fluid 7, beispielsweise Brennstoff.

Das erste Fluid 6 wird in die ersten Fluideinlässe 51 im hinteren Abschnitt 40 der Umwandung 24 geführt und über die Brennkammerkühlkanäle 52 zwischen der dem Brennraum der Brennkammer 2 zugekehrten Innenseite des Injektordeckels 31 und der von dem Brennraum abgekehrten Außenseite des äußeren Injektorelements 32 in ein dort als Verteilerraum gebildetes Plenum geführt und gelangt von dort durch die Poren des aus porösem Material gefertigten ersten Injektorelements 32 in den Brennraum.

Die zweite Treibstoffkomponente bzw. das zweite Fluid 7, beispielsweise Brennstoff, wird in den zweiten Fluideinlass 43 im vorderen Ende des Düseneinsatzes 41 geführt und über einen zentral in dem Düseneinsatz 41 ausgebildeten, in Richtung der Mittel längsachse verlaufenden Strömungskanal in die Düsenkanäle 410 geleitet und über diese zurück über Ausgangsöffnungen in die radial innenliegende Eingangsseite des inneren Injektorelements 33 eingeleitet. Das innere Injektorelement 32 ist ebenfalls aus porösem Material hergestellt, so dass das zweite Fluid 7 über dessen Poren in den Brennraum gelangt und sich dort mit dem ersten Fluid 6 für die Verbrennung durchmischt. Wie in Fig. 4C gezeigt, bildet das erste Fluid 6 entlang der Innenseite der Umwan dung 24 der Brennkammer 2 und das zweite Fluid 7 entlang der Außenseite des Dü seneinsatzes 41 einen Kühlfilm, der durch die Gestaltung des ersten und des zweiten Injektorelements 32, 33 vorteilhaft zum Erreichen einer effizienten Kühlung abstimm bar ist, wie der Brennkammerkühlfilm 53 und der Düsenkühlfilm 411 zeigen.

Da bei Raketenantrieben in der Regel der Oxidationsmassenstrom größer als der Brennstoffmassenstrom ist (massenbezogenes Mischungsverhältnis > 1), wird der Oxidationsmassenstrom, wie in den Fig. 4A, 4B, 4C gezeigt, hier zur Kühlung der flächenmäßig größeren Brennkammer 2 eingesetzt (Brennkammerkühlung 5). Die vergleichsweise kleinere Fläche des Düseneinsatzes 41 wird hingegen durch den geringeren Brennstoffmassenstrom gekühlt. Die Fig. 4A, 4B und 4C zeigen ebenfalls die Ausströmung von Oxidator und Brennstoff in die Brennkammer 2 und deuten die entstehenden Kühlfilme, den Brennkammerkühlfilm 53 und den Düsenkühlfilm 411, an, wie insbesondere in Fig. 4C gezeigt. Die Einströmung von Oxidator bzw. Brenn stoff zur Erzeugung des Brennkammerkühlfilms 53 bzw. Düsenkühlfilm 411 reduziert somit die Wärmelasten auf diese Bauteile wesentlich. Zwischen den Injektorelemen ten 32, 33 bzw. zwischen diesen und dem Injektordeckel 31 befinden sich Flohlräume bzw. Verteilerräume als Plenum. Diese Volumina dienen der gleichmäßigen Vertei lung von Oxidator und Brennstoff vor der Einströmung in die Injektorelemente 32, 33. Weiterhin sorgen die Verteilerräume für eine gleichmäßige und pulsationsfreie Ein strömung in den Brennraum der Brennkammer 2.

Da die höchsten thermischen Lasten im Bereich des Düsenhalses 42 auftreten, wird der Oxidator vorzugsweise im Bereich des Düsenhalses 42 über die ersten Fluidein- lässe 51 zugeführt, womit vorteilhaft eine Überhitzung auch in diesem Bereich ver hindert werden kann. Die Strömungen in den Brennkammerkühlkanälen 52 und Dü senkühlkanälen 410 sind im Gegenstromprinzip ausgelegt, d. h. die Fluide, insbe sondere Oxidator und Brennstoff, in den betreffenden Kühlkanälen strömen unmittel bar unter der Innenfläche 21 der Brennkammerumwandung bzw. der Außenfläche des Düseneinsatzes 41 entgegen der Strömungsrichtung in dem Brennraum. Hier durch kann eine Vergleichmäßigung der Wärmeverteilung in der Umwandung 24 der Brennkammer 2 und des Düseneinsatzes 41 erreicht werden. Der in Fig. 4B hervor gehobene Bereich des Düsenhalses 42 ist mittels geeigneter Verfahren, beispiels weise Charakteristikenverfahren, RAO-Verfahren, schuboptimierte Verfahren oder dgl. , so ausgelegt, dass eine effiziente, stoßfreie und verlustarme Abströmung des Heißgases ermöglicht wird. Die Auslegung der Schubdüseneinheit 4 mittels einer der genannten Verfahren steigert die Schubausbeute des gesamtenTriebwerks.

Fig. 5A zeigt einen Längsschnitt der Brennkammer 2 mit ihrer Umwandung 24 im Längsschnitt. Gezeigt sind wiederum erste Fluideinlässe 51 und anschließende Brennkammerfluidkanäle 52, die in der Stirnseite 20 der Brennkammer 2 bzw. ihrer Umwandung 24 münden, in der auch eine umlaufende Dichtungsnut 23 ausgebildet ist. Auch ist die Strömungsrichtung des ersten Fluids 6, insbesondere Oxidators, ein gezeichnet. Aus dieser Darstellung geht auch die Kontur der Brennkammer 2 mit dem kugelabschnittförmigen Volumen und der Kontur bzw. Geometrie in der Nähe des Düsenhalses 42 hervor, die gemeinsam mit der Kontur des Düseneinsatzes 41 bzw. Plugs beispielsweise nach dem Charakteristiken- oder RAO-Verfahren ausge legt wird. In die Dichtungsnut 23 wird eine temperaturstabile Dichtung, insbesondere Graphitdichtung, zur Abdichtung mit dem Injektordeckel 31 eingelegt. Die Brenn kammer wird, wie vorstehend beschrieben, im 3D-Druckverfahren, insbesondere mit tels SLM (Selective Laser Melting)-Verfahren hergestellt, beispielsweise aus CuCrIZr. Das „kugelförmige“ Volumen ergibt ein vergleichsweise großes Oberfläche- zu-Volumen-Verhältnis innerhalb der Brennkammer 2, welches für einen verringerten Wärmeeintrag in die Umwandung 24 der Brennkammer sorgt. Die Kontur im Bereich des Düsenhalses 42 ist so ausgelegt und gestaltet, dass eine möglichst verlustarme Abströmung des Heißgases erreicht wird.

Die Fig. 5B zeigt eine frontseitige axiale Draufsicht auf die Brennkammer 2, wobei die Ausgänge der Brennkammer 2 Brennkammerkühlkanäle 52 und Gewindeboh- rungen 22 zum Befestigen des Injektordeckels 31 und die Dichtungsnut 23 darge stellt sind. Fig. 5C zeigt die Brennkammer 2 im Längsschnitt entlang einer in Fig. 5B eingezeichneten Schnittebene, wobei im stirnseitigen Bereich der Umwandung 24 die Dichtungsnut 23 und die Lage der Gewindebohrungen 22 eingetragen sind.

Fig. 6A zeigt den vorzugsweise rotationssymmetrisch zur Mittellängsachse geformten Düseneinsatz 41 (Plug) perspektivisch in seitlicher Ansicht und Fig. 6B im Längs schnitt. An einen vorliegend zwiebelförmigen Kopfteil schließt sich zur Eingangsseite der (hier nicht gezeigten) Brennkammer 2 hin unter stetigem gekrümmten Übergang der Außenfläche ein schlanker, stielartiger Fortsatz an, der in seinem vorderen Be reich im Wesentlichen zylinderförmig gestaltet ist und über zwei Absätze in einen verjüngten, axial ausgedehnten Aufnahmeabschnitt für das (hier nicht gezeigte) inne re Injektorelement 33 und einen gegenüber diesem nochmals verjüngten Abschnitt mit einem Einschraubgewinde 416 zur Befestigung in dem (hier ebenfalls nicht ge zeigten) Injektordeckel 31 übergeht und über einen weiteren Absatz in einem Werk zeugansatz 412, vorliegend Sechskant, ausläuft. Ausgangsseitig geht der Kopfteil des Düseneinsatzes 41 ebenfalls unter stetiger Krümmung in einen verjüngten End abschnitt über, dessen endseitiger Durchmesser vorliegend geringer ist als der stiel artige vordere Fortsatz und in einer ebenen, rechtwinklig zur Mittellängsachse lie genden Basisfläche 417 endet.

In dem Aufnahmeabschnitt für das innere Injektorelement 33 sind die Austrittsöffnun gen 414 der in dem Düseneinsatz 41 verlaufenden Düsenkühlkanäle 410 angeord net, durch die das zweite Fluid 7, beispielsweise der Brennstoff, über einen dort als Plenum gestalteten Verteilerraum eintritt, um anschließend nach Durchströmen der porösen Struktur des inneren Injektorelements 33 in den Brennraum einzuströmen. Die Strömungsrichtung des zweiten Fluids 7, das über den zweiten Fluideinlass 43 zugeführt wird, ist mit Pfeilen markiert. Der von dem Kopfteil aus gesehen erste Ab satz in dem stielartigen Fortsatz bildet eine Injektoranschlagkante 415, bzw. An schlagfläche, die vorliegend rechtwinklig zur Mittellängsachse liegt, während der an den Aufnahmeabschnitt anschließende zweite Absatz eine Anschlagkante 413, bzw. Anschlagfläche, für den Düseneinsatz 41 an der Innenseite des Injektordeckels 31 im mit dem Einschraubgewinde 416 eingeschraubten Zustand bildet.

Die Kontur des als Aerospike gestalteten Düseneinsatzes 41 (Plug) wird ebenfalls mithilfe eines geeigneten Auslegungsverfahrens bestimmt, um eine möglichst parallel und verlustfreie Abströmung des Heißgases entlang der Kontur des Düseneinsatzes 41 zu ermöglichen. Die ausgangsseitige Spitze des Düseneinsatzes 41 ist mit der kreisförmigen Basisfläche 417 versehen, um eine dünne Spitze zu vermeiden, die aufgrund der thermischen und strömungsdynamischen Lasten abbrechen könnte.

Der in Fig. 6B dargestellt zweite Fluideinlass 43 führt zunächst in einen Durchgangs kanal bzw. Kühlkanal mit relativ großem Durchmesser und verjüngt sich im weiteren Verlauf in Strömungsrichtung, so dass in den Düsenkühlkanälen 410 höhere Strö mungsgeschwindigkeiten als in dem vorangehenden Kühlkanalabschnitt erreicht werden. Erhöhte Strömungsgeschwindigkeiten bewirken eine Erhöhung der Rey noldszahl und damit einen verstärkten Wärmeübergang von der Plug-Wand in das Kühlfluid, beispielsweise den Brennstoff. Somit kann auch eine Überhitzung des Ma terials und der Struktur des Düseneinsatzes 41 vermieden werden.

In Fig. 7A ist der Injektordeckel 31 in perspektivischer Darstellung schräg seitlich in Ansicht auf die Innenseite dargestellt. Im radial äußeren umlaufenden Abschnitt des in grober Näherung scheibenförmigen Injektordeckels 31 sind, vorzugsweise gleich mäßig, beabstandet voneinander die in axialer Richtung verlaufenden Befestigungs bohrungen 310 eingebracht, um den, vorliegend kreisförmigen, Injektordeckel 31 an der Stirnseite 20 der (hier nicht gezeigten) Brennkammer 2, insbesondere der Wan dung 24, zu verschrauben. Radial innerhalb dieses umlaufenden Befestigungsrings des Injektordeckels 31 ist die dem Brennraum zugekehrte Innenfläche mit einer, hier zurückversetzten bzw. vertieften, Injektoraufnahme 313 versehen, die auf ihrer radial inneren Seite von einem nach innen vorstehenden Steg 315 begrenzt ist. Der Steg 315 ist umlaufend mit radial nach außen vorstehenden Vorsprüngen und dazwischen radial nach innen zurücktretenden Vertiefungen versehen, womit sich eine sternför mige Gestalt ergibt, welche vorliegend in axialer Draufsicht rechteckförmige radiale Vorsprünge und dazwischenliegende dreieckförmige radiale Vertiefungen aufweist. Auch andere Gestaltungen des sternförmig konturierten Stegs 315 sind möglich, bei spielsweise in (anderer) Mäanderform, gerundeter Wellenform oder anderen Zahn formen der Vorsprünge bzw. Zahnlücken der Vertiefungen. Die Ausdehnung der Vor sprünge und Vertiefungen in Umlaufrichtung und/oder radialer Richtung und damit z. B. deren Breitenverhältnis in Umlaufrichtung kann, je nach vorzugebendem Strö mungsverhältnis von erstem und zweitem Fluid 6, 7, insbesondere Oxidator und Brennstoff, geeignet gewählt werden.

Radial innerhalb des Stegs 315 ist eine weitere Injektoraufnahme 314 für das innere Injektorelement 32 gebildet, welche ebenfalls gegenüber der dem Brennraum zuge kehrten inneren Ebene des Injektordeckels 31 axial zurückversetzt ist. Dabei bildet der Steg 315 vorteilhaft eine Barriere bzw. ein Trennmittel zwischen dem äußeren Injektorelement 32 und dem inneren Injektorelement 33.

Im Zentrum des Injektordeckels 31 ist eine Gewindebohrung 311 für den Düsenein satz 41 angeordnet, um diesen mit seinem Einschraubgewinde 416 (vgl. Fig. 6A) an dem Injektordeckel 31 stabil zu verschrauben. Zur Abdichtung zwischen Injektorde ckel 31 und Düseneinsatz 41 ist in dem dem Brennraum zugekehrten Endbereich der Gewindebohrung 311 eine Dichtnut 312 ausgebildet, in die ein insbesondere auch temperaturstabiles Dichtungselement, beispielsweise Graphitdichtung, eingesetzt wird. Fig. 7 zeigt den Injektordeckel 31 in einem Längsschnitt, wobei die Injektorauf nahme 313, die weitere Injektoraufnahme 314, die Gewindebohrung 311 und eine Befestigungsbohrung 310 ersichtlich sind.

Fig. 7C zeigt einen Querschnitt des vorderen Endbereichs der Brennkammer 2 in axialer Draufsicht auf die dem Brennraum zugekehrte Innenseite des Injektordeckels 31 mit eingesetztem äußeren Injektorelement 32 und innerem Injektorelement 33 sowie einen vorderen Abschnitt des Düseneinsatzes 41 mit Düsenkühlkanälen 410 und einem zentralen Kanalbereich nahe dem zentral angeordneten zweiten Fluidein lass 43. Zudem ist der zwischen dem äußeren Injektorelement 32 und dem inneren Injektorelement 33 angeordnete Steg 315 in der in Fig. 7A dargestellten Form zu er kennen.

Die Fig. 8A und 8B zeigen ein Ausführungsbeispiel für das äußere (bzw. erste) Injek torelement 32, in einer perspektivischen Ansicht im Längsschnitt (Fig. 8A) und in axi aler Draufsicht von der Vorderseite (Fig. 8B). Die radial innenliegende Grenzfläche des äußeren Injektorelements 32 ist umlaufend sternförmig konturiert, wobei nach innen vorstehende Zähne in axialer Draufsicht dreieckförmig gestaltet und entspre chend den in Fig.7A gezeigten Vertiefungen des Stegs 315 angepasst sind, und ra dial nach außen zurückgesetzte Zahnlücken rechteckförmig gestaltet und an die rechteckförmigen Vorsprünge des Stegs 315 angepasst sind. Auf der von dem Brennraum abgewandten Vorderseite ist das äußere Injektorelement 32 umlaufend mit einer Abschrägung 321 versehen, die mit der zugeordneten Injektoraufnahme 313 des Injektordeckels 31 einen Verteilerraum bzw. ein Plenum für eine gleichmä ßige Zuführung des ersten Fluids 6, beispielsweise den Oxidator, bildet. Aus Fig. 8B ist ersichtlich, dass das Breitenverhältnis der Zähne zu den Zahnlücken (z. B. in ei nem Umkreis in halber Höhe zwischen den Zahnspitzen und dem Grund der Zahn lücken) ungleich 1 ist.

Die Fig. 9A und 9B zeigen ein Ausführungsbeispiel des inneren (zweiten) Injektor elements 33, welches ebenfalls an die Kontur des in Fig. 7A gezeigten Stegs 315 angepasst ist, und dazu sternförmig, umlaufend mit radial vorstehenden Zähnen und dazwischen angeordneten Zahnlücken gestaltet ist. Die von dem Brennraum ablie gende Außenseite des inneren Injektorelements 33 ist ebenfalls abgeschrägt, um auch dort zusammen mit der Begrenzungsfläche der weiteren Injektoraufnahme 314 einen Verteilerraum bzw. ein Plenum zur gleichmäßigen Verteilung des zweiten Flu- ids 7, insbesondere des Brennstoffs, zu bilden, welches dann durch die Poren des porösen inneren Injektorelements 33 entsprechend verteilt in den Brennraum strömt und dort mit dem ersten Fluid 6, insbesondere Oxidator, durchmischt wird.

Um die Durchmischung zwischen dem ersten Fluid 6 und dem zweiten Fluid 7 geeig net zu beeinflussen, kann die sternförmige Innenkontur 320 und die sternförmige Außenkontur 330 unterschiedlich geformt sein, wie die Ausführungsbeispiele des inneren Injektorelements 33 nach den Fig. 10A/10B und Fig. 11A/11 B zeigen, die auch gegenüber der Außenkontur 330 nach den Fig. 9A/9B abgewandelt sind. Dabei sind die Vorsprünge nach den Fig. 10A/10B, in denen das innere Injektorelement 33 perspektivisch in einem Längsschnitt (Fig. 10A) und in einer axialen Draufsicht (Fig. 10B) gezeigt ist, tropfenförmig mit endseitiger Verdickung gestaltet, während in Fig.

I I A, die ebenfalls einen Längsschnitt in perspektivischer Darstellung zeigt, und Fig.

I I B, die wiederum eine axiale Draufsicht zeigt, die Vorsprünge dreieckförmig ausge bildet sind.

Besonders durch die in den Fig. 10A/10B gezeigte tropfenförmige Gestaltung des inneren Injektorelements 33 kann die Kontaktfläche zwischen Oxidator und Brenn stoff beim Einströmen in den Brennraum weiter erhöht werden. Hierdurch kann die Durchmischung der beiden Treibstoffkomponenten weiter gesteigert und die Ver brennungseffizienz und Leistung der Triebwerkseinheit 1 gesteigert werden.

Zur Fertigung der porösen Injektorelemente 32, 33 bietet sich ein Sinterverfahren mit der jeweiligen Konturgestaltung an. Um die Außenseite der Materialien gezielt zu bearbeiten kann beispielsweise eine spanende Bearbeitung (Fräsen, Drehen) der porösen Elemente erfolgen. Durch die spanende Bearbeitung werden die Elemente an den Außenflächen 332 bzw. Außenseiten (die Seiten, an denen keine Ein- oder Ausströmung erfolgen soll) versiegelt. Die vorgestellte Triebwerkseinheit 1 ist für einen Raketenantrieb beispielsweise in Raketenstufen, Orbitalantrieben (für Lage- und Bahnregelung oder für Orbitalein schusstriebwerke), für Landeeinheiten und Sonden für Trägerraketen sowie für Roll- Control-Systeme von Raketen und Stufen bei Nutzung eines Bipropellants (Zwei- kom pontentreibstoffs) einsetzbar. Aufgrund der kompakten Bauweise und der Mög lichkeit zur Schubregelung ist die erfindungsgemäße Ausgestaltung besonders für Triebwerke von wiederverwendbaren Raumfahrtsystemen sowie Landeeinheiten, zurückkehrenden Stufen und Sonden einsetzbar.