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Rakete.
Die bisher bekannten Raketen, insbesondere Feuerwerksraketen nach Fig. 1, haben einen Treibmittelkörper, der in seinem der Ausströmöffnung zunächst gelegenen Teil einen kegelförmigen oder ähnlichen Hohlraum besitzt. an den sich sodann ein massiver, gewöhnlich zylindrischer Treibmittel (Pulver) körper anschliesst. Das Abbrennen solcher Raketen erfolgt derart,
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Linien im Längsschnitt ci-c : ; unter Entwicklung bedeutender Vortriebskräfte abbrennt ; daran schliesst sich unmittelbar das Abbrennen des massiven Treibmittelkörpers, längs den ebenfalls aus Fig. 1 ersichtlichen Querschnittslinien d1-d2, wobei nahezu keine Vortriebskraft entwickelt wird.
Dies zeigt das in Fig. 5 enthaltene Diagramm einer normalen Feuenverksrakete. Diese Erscheinungen erklären sich aus dem jeweiligen Verhältnis von brennender Oberfläche zum Verbrennungsraumvolumen und zu dem jeweiligen Durchmesser der Ausströmöffnung. Zu Beginn des Brennvorganges brennen die Treibmittelgase an der innersten Fläche der kegel-
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grossen Durchmesser bei der Ausströmöffnung b in Fig. 1 aus der Rakete aus.
Die Ausströmgeschwindigkeit der Treibmittelgase ist somit zunächst gering, es entwickeln sich nur geringe Vortriebskräfte (Fig. 5. zwischen den Punkten 0 und 1). Dann vergrössert sich die Brennfläche (Fig. 1, Längsschnittlinie c1-c5), gleichzeitig damit auch ihr Durchmesser gegenüber dem Durchmesser der Ausströmöffnung. es entwickeln sich im Verbrennungsraum bedeutende Gasmassen, damit hoher Druck bzw. Überdruck gegenüber der die Rakete normalerweise umgebenden Atmosphäre und so auch grosse Ansströmgeschwindigkeiten. Nach dem für Raketen allgemein gültigen Gesetze :
Jeweilige Raketenmasse mal jeweiliger Raketenfahrgeschwindigkeit gleich Masse des jeweils gleichzeitig ausgestossenen Treibmittels mal Ausströmgeschwindigkeit der Treibmittelgase wird dieser Teil des Brennvorganges hohe Vortriebskräfte ergeben ; dem entspricht in Fig. 5 der Diagrammteil zwischen den Punkten. 3 und. 3. Dann verringert sich die Brennfläche bis auf den Kreisquerschnitt des Treibmittelkörpers d (Querschnittslinie - < in Fig. 1) hei gleichzeitiger und gleichmässiger Vergrösserung des Brennraumvolumens, wobei der Brennfläehen- querschnitt ungefähr gleich bleibt dem Querschnitt des Treibmittelgasstrahles im Zeitpunkt der
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räumlichen Fläche).
Dabei entwickeln sich kleine Gasmengen, damit kleinerer Druck im Ver- brennungsraum und somit infolge des Sinkens des Druckunterschiedes zwischen Brennraumdruck und Druck in der Umgebung der Rakete auch geringere Ausströmgeschwindigkeiten der Treibmittelgase aus der Rakete. Dadurch verringern sich naturgemäss die Vortriebskräfte
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naturgemäss zur Folge, dass unter der Einwirkung dieser kaum mehr messbaren Vortriebskräfte ein wesentliches Steigen einer Rakete nicht mehr eintritt. Die Rakete bekannter Konstruktion erhält ihre Steighöhe im wesentlichen aus der Vortriebskraft, die beim Abbrennen des die gewöhnlich kegelförmige Höhlung umgebenden Treibmittels entsteht.
Die Erfindung bezweckt nunmehr, die in irgendeiner der bisher bekannten Raketen, insbesondere auch in der bisher bekannten Feuerwerksrakete vorhandene, beliebig beschaffene Treibmittelmenge bzw. die bisher innewohnende Energie besser auszunutzen, um so den Wirkungsgrad um ein Vielfaches des Wirkungsgrades der bekannten Raketen, insbesondere Feuerwerksraketen. zu erhöhen.
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Dies wird erfindungsgemäss zunächst dadurch erreicht, dass der aus Fig. l ersichtliche massive Teil des Treibmittelkörpers d nach Fig. 2 und 3 als Kammer (zur- ausgebildet wird. wodurch die Brennfläche eine wesentliche Vergrösserung erfährt und die sonst im massiven Teil des Treibmittelkörpers cl enthaltene wirkungslos ausströmende Gasmenge (Fig. 5. zwischen Punkt 4 und 5) bei Ausbildung dieses Teiles des Treibmittelkörpers in Kammernform unter Entwicklung sehr bedeutender Vortriebskräfte der Raketenhülle entströmt (Fig. 6. zwischen den Punkten 4 uud 5).
Diese Kammern können erfindungsgemäss beispielsweise entweder dadurch erzielt werden, dass ein kegelförmiger oder sonst zweckmässig geformter Hohlranm ö nach Fig. 2 durch einen in den Treibmittelkörper eingesetzten vollen Propfen aus Treibmittel oder sonst zweckentsprechendem Material in den mit der Ausströmöffnung direkt verbundenen anfänglichen Brennraum und in eine oder mehrere, von der Ausströmöffnung in der Raketen-
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ist. wobei diese Kammern verschiedene Grösse und Form haben können. und zwar unter Bedachtnahme auf möglichst grosse Brennfläche der Kammerhöhlung bei gleichzeitig möglichst kleinen Brennraumvolumen in der Kammer.
Um dies zu erreichen, können die Wandungen der Kammern, welche aus dem Treibmittel gebildet werden, mit Längsnuten. Rillen (Fig. 3).
Gewindegängen (Fig. 4) usw. versehen werden.
Da die Verbrennung des Treibmittelkörpers von der anfänglichen Brennfläche ins Innere
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grösserte Brennfläche so lange erhalten, bis die aus Fig. 2 ersichtliche Kammer dk mit ihrer Brennfläche in den Brennvorgang einbezogen wird.
Es ist erfindungsgemäss auch beabsichtigt. diese Kammern eventuell jede mit einer besonderen Ausströmöffnung zu versehen, wie dies aus Fig. 4. ersichtlich ist. Im Sinne diesem letzten Erfindungsgedankens kann die Raketenhülle derart ausgebildet werden (Fig. 4). dass der einer ausgebrannten Kammer entsprechende Raketenhüllenteil nach Ausbrennen der in der betreffenden Kammer enthaltenen Treibmittelmenge abfällt. was Gewichtsverminderung und Verbesserung des jeweiligen Strömungsverlaufes zeitigt.
Die gewöhnlich kegelförmig ausgeführten Hohlräume S in Fig. 2 und 3 können nicht beliebig lang ausgeführt werden, da sonst zu weit von der Ausströmöffnung plötzlich so grosse Gasmengen entwickelt werden, dass sie beim Entzünden die Raketenhülle zerreissen. Es erscheint in dieser Hinsicht die Länge solcher Hohlräume gemäss Fig. 1 als erprobte. zulässige Ausführung. Werden kräftiger wirkende Treibmittel verwendet, dann müssen diese Hohlräume vornehmlich in ihrer Längenerstreckung noch mehr gekürzt werden, als dies Fig. 1 in ö zeigt.
Die an diese Hohlräume anschliessenden massiven Teile d des Treibmittelkörpers ; sind. wie
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wird durch Ausbildung des Hohlraumes ö in der zulässigen Länge und durch daran an- schliessende Kammern ein in allen seinen Teilen gleich wirksamer Treibmittelkörper erzielt.
Der Wirkungsgrad von Raketen nach der vorliegenden Erfindung kann durch Verwendung schärferer, in den Kammern eben auch zu besonderer Wirkung gelangender Treibmittel erhöht werden. und dies wird noch verstärkt, wenn die aufeinanderfolgenden Kammern mit imm'-r
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bildet werden.
Zur Erreichung der vollen Wirkung des Erfindungsgegenstandes ist es notwendig, dass während des Brennvorganges, insbesondere auch zu Beginn desselben, das richtige Verhältnis-
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ist. dass weiters die jeweilige Brennoberfläche der Kammern ein Maximum bei kleinstem Durchmesser der Kammer und deren geringster Längsausdehnung wird und dass schliesslich im
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letzteren Ausführungsform die Diagrammfläche in Fig. 6 zwischen den Punkten 4 und 5 entspricht).
Erfindungsgemäss soll der Durchmesser der Ausströmöffnung zu Beginn der Verbrennung durch einen eingesetzten, entsprechend geformten Treibmittelhohlkörper b1 klein gehalten werden und allmählich im Laufe des Abbrennens der Rakete seinen fixen Ausströmdurchmesser, Fig. 1 bei b, erreichen ; zwecks allmählicher Veränderung des Durchmessers der Ausströmöffnung
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mittel oder sonstigen zweckentsprechendem Material geformter Hohlzylinder b1 in die der Raketenhülle entsprechende Ausströmöffnung eingepasst werden.
Ein solcher Hohlkörper brennt bei Entzündung der Rakete rasch und gänzlich ab und liefert insbesondere zu Beginn de- Brennvorganges der Rakete einen sehr kleinen Durchmesser der Ausströmöffnung und damit einein vom Zeitpunkt der Entzündung rasch ansteigenden Druck im Verbrennungsraum und sonnt
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Vortrieb rasch und sehr bedeutend anwächst und bis zum Abschluss des Brennvorganges um ein Vielfaches grösser bleibt als jener nach dem Diagramm Fig. 5.
Die Fig. 1 bis 4 stellen Längsschnitte dar.
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In Fig. 2 bedeutet a die Raketenhülle. b1 den aus Treibmittel geformten Hohlzylinder. dk die Kammer im Treibmittelkörper, e den Abschlussdeckel, f einen vollen Treibmittelpfropfen. ö die Höhlung im Treibmittelkörper.
In Fig. 3 bedeutet a die Raketenhülle, b die Ausströmöffnung, c den Treibmittelhohlkürper. dk die Kammer im Treibmittelkörper, e den Abschlussdeckel, f einen vollen Treibmittelpfropfen. ö die Höhlung im Treibmittelkörper und r Rillen im Hohlkörper.
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körper mit der Ausströmöffnung, b, d den Treibmittelhohlkörper, e zwei mit den Raketenhiillen und auch untereinander verbundene Scheiben (eventuell aus Zelluloid), f einen Füllkörper aus
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s die Gewindebohrung.
In Fig. 5 sind auf der Ordinate die Vortriebskräfte in Kilogramm und längs der Abszisse die Brenndauer in Sekunden für eine bekannte Feuerwerksrakete vermerkt und in Fig. 6 das Entsprechende für eine Rakete nach der vorliegenden Erfindung.
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1. Rakete mit oder ohne Düse, bei welcher der Treibmittelkörper eine Anzahl Kammern aufweist, dadurch gekennzeichnet, dass die homogene Treibladung aus einem Stück besteht. ihrer ganzen Länge nach ausgehöhlt ist und dass der Hohlraum in mehrere gegeneinander abgeschlossene Kammern geteilt ist.