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Raketen für beliebige feste Treibstoffe.
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Hülse einbringen, da diese Teile keine Hohlräume besitzen (Fig. 10) und daher fest gegen die Hülseninnenwand gepresst werden können. Dabei erhält die letztere wellenartige Einbuchtungen (Fig. 11), die eine Gewähr für sicheres Abdichten längs der Hülseninnenwand bieten, was unbedingte Voraussetzung zur Vermeidung des Hinterzündens längs der Hiilseninnenwand ist. Fehlt dieser luftdichte Abschluss, so muss die Rakete explodieren.
Werden schliesslich die einzelnen Treibstoffteile in nicht hartem Zustand in die Hülse eingebracht, so wird durch Pressen in der Hülse der Treibstoffteil nach Fig. 11 a geformt, erforderlichenfalls soll erfindungsgemäss ein Treibstoffteil mit Einbuchtungen an seiner anfänglichen Entf1ammungsf1äche versehen werden, wodurch Verbrennungsdruckerhöhung und damit wieder Intensivierung der Verbrennung erreicht wird, weil gewisse Treibstoffe um so rascher und damit wirksamer vergast werden, je grösser der Druck im Verbrennungsraum ist (Fig. 12).
Es ist auch Gegenstand der Erfindung, die Rakete während ihrer Fahrt teilweise durch Schwarzpulver oder rauchloses Pulver, teilweise aber durch schärfere Treibstoffe, die erforderlichenfalls durch
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gemäss entweder in vorbeschriebenen Raketen erfolgen können oder aber in Raketen nach Fig. 6.
Solche Raketen können in dem an die Düse anschliessenden Teil z. B. Schwarzpulver oder irgendeinen Raketentreibsatz enthalten. Die an diesen Teil c oder c und d in Fig. 6 anschliessenden Treibstoffschichten eX t und folgende sollen nach der gemäss Fig. 1 beschriebenen Art oder je nach Erfordernis gemäss den Fig. 7 bis einschliesslich 12 ausgebildet sein, wobei diese ihrer Zusammensetzung nach entweder aus rauchlosem Pulver, aus Schwarzpulver (schärfer als der Raketentreibsatz bei e) oder aus schärferen Treibmitteln, als rauchloses Pulver ist, bestehen.
Ist eine Rakete nach Fig. 6 erforderlich, dann ist erfindungsgemäss die Ausbildung der ersten, der Düse somit nächstgelegenen Entflammungsoberfläche nach Fig. 3 möglich. Es ist verschiedentlich bekannt, mehrere Hohlräume in allseits abgeschlossenen Treibstoff teilen anzuordnen. Dies kann sinngemäss auch auf den der Düse nächstgelegenen Treibstoffteil Anwendung finden. Erfindungsgemäss wird aber nach Fig. 3 ein solcher Treibstoffteil mit mehreren Hohlräumen in der Rakete selbst, u. zw. so erzeugt, dass zunächst an Stelle der Auspuffdüse eine Pressunterlage gemäss Fig. 4 Verwendung findet, die nach dem Pressen der Rakete entfernt und an deren Stelle eine Düse beliebiger Konstruktion nachträglich in der Raketenhülse befestigt wird.
Bekanntlich werden die Düsen der Raketen stets sehr kurz ausgeführt, da sie beim Pressen der Raketentreibladung den Hub der Presse unnötig erhöhen, weiters bei grosser Länge einen sehr bedeutenden Teil des Gesamtgewichtes der Rakete bilden. Erfindungsgemäss werden die Düsen nachträglich, also nach erfolgtem Pressen der Rakete in die Raketenhülsen eingesetzt. So ist es möglich, die Düsen aus spezifisch leichtem Material anzufertigen, da die Beanspruchung durch den Pressdruek fortfällt. Für erfindungsgemässe Düsen kommt solcherart z. B. Holz in Betracht, das durch Anstrich oder Verkleidung, z. B. Kupferblech, gegen Verbrennung geschützt wird, wie dies Fig. 3 bei b und c zeigt.
Erfindungsgemäss wird ein plötzlicher Start der Rakete dadurch bewirkt, dass der Düsenaustrittsquerschnitt durch einen plattenförmigen oder sonst zweckmässig geformten Verschluss (Fig. 3e) zunächst gegen den die Rakete umgebenden Raum abgeschlossen, dann aber durch den Druck der sieh entwickelnden Gase der Verschluss ausgetrieben wird und die Gase bei grosser Druckdifferenz ausströmen.
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bedeutet die Hülse der Rakete, b die Düse, -t6 Treibstoff teile. 1-6 sind Schichten des Treibstoffes, konzentrisch um den Mittelpunkt des Linienzuges 1 angeordnet. 1'-4'sind Schichten des Treibstoffes konzentrisch um den Mittelpunkt des Linienzuges l'angeordnet (Richtung der Treibmittelgase beim Ausströmen daher so wie einleitend ausgeführt).
Fig. 2 stellt den Längsschnitt durch eine Hülse und das Pressunterlagsstüek für die aus Fig. 1 ersichtliche Rakete dar. a ist die Hülse, b das Pressunterlags- stück, 1 und T Treibmittelsehichtenbegrenzung gemäss Fig. 1. Fig. 3 stellt den Längsschnitt durch eine erfindungsgemässe Rakete mit mehreren Hohlräumen in einem Querschnitt durch die Rakete, dar. a ist die Hülse, b die Düse, e die Düsenwandverkleidung (Kupferblech od. dgl. wie vorstehend ausgeführt), e das Verschlussstück der Düse.
Fig. 4 stellt den Längsschnitt durch das Pressunterlagsstück für eine Rakete gemäss Fig. 3 dar. a ist das Pressunter1agsstÜck mit einem Dorn für den Haupt-
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dem Pressen der Rakete zweckmässig zuerst jeder für sich entfernt und dann das Pressunterlagsstück allein in bekannter Art aus der Hülse durch Drehung entfernt werden. Fig. 5 ist ein Querschnitt durch die Fig. 3. a ist die Hülse, d der Treibstoff. Fig. 6 stellt den Längsschnitt durch eine Rakete dar, die in einem Teil, z. B. Schwarzpulver, im andern schärfere Treibstoffe enthält.
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Treibstoffteile z. B. schärferer Zusammensetzung. Fig. 7 ist ein Längsschnitt durch den Treibstoffteil der erfindungsgemässen Rakete. a ist die Hülse, b und d sind Treibstoffteile, e ist das Verzögerungsmittel.
Fig. 8 ist ein Längsschnitt durch den Treibstoffteil einer erfindungsgemässen Rakete. a ist die Hülse, b ist das Verzögerungsmittel, c und d sind Treibstoffteile. Fig. 9 ist ein gleichartiger Längsschnitt, aber mit konischer Hülse a, Verzögerungsmittel b, Treibstoffteile e und d. Fig. 10 ist ein gleichartiger Längsschnitt. a ist die Hülse, b und c sind Treibstoffteile. Fig. 11 ist ein gleichartiger Längsschnitt. a ist die Hülse, b ein Treibstoffteil, der in die Hülse eingepresst ist und Einbuchtungen in der Hülsen-
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innenwand erzeugt hat. Fig. 11 a ist ein gleichartiger Längsschnitt. a ist die Hülse, bund c sind Treibstoffteile, die beim Einpressen einerseits in die Hülseninnenwand, anderseits einer in den andern Einbuchtungen bewirken.
Fig. 12 ist ein gleichartiger Längsschnitt. a ist die Hülse, b der Treibstoffteil.
Mit vorstehend beschriebenen Raketen kann man auch Stufenraketen bilden, die bekanntlich so funktionieren, dass eine Stufe nach der andern ihre Treibladung verbraucht, wodurch Geschwindigkeitsaddition in bekannter Weise erfolgt und sehr grosse Strecken zurückgelegt werden können.
PATENT-ANSPRÜCHE :
1. Rakete für beliebige feste Treibstoffe mit massivem Treibstoffkörper, dadurch gekennzeichnet, dass der ganze Treibmittelkörper aus einzelnen Schichten mit konzentrisch zur Düsenhalsmitte ausgebildeten Trennfläche (Brennfläehen) besteht, wobei die von den letzteren senkrecht ausgehenden
Gasstrahlen direkt und vorwiegend geradlinig in die Düsenhalsmitte gerichtet sind.
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Rockets for any solid propellant.
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Insert the sleeve, as these parts have no cavities (Fig. 10) and can therefore be pressed firmly against the inner wall of the sleeve. The latter is provided with wave-like indentations (FIG. 11), which guarantee reliable sealing along the inner wall of the sleeve, which is an absolute prerequisite for avoiding backfire along the inner wall of the sleeve. If this airtight seal is missing, the missile must explode.
If the individual fuel parts are finally introduced into the sleeve in a non-hard state, the fuel part according to Fig. 11a is formed by pressing in the sleeve; if necessary, according to the invention, a fuel part should be provided with indentations on its initial ignition surface, which increases the combustion pressure and thus intensifies it again combustion is achieved because certain fuels are gasified more quickly and thus more effectively the greater the pressure in the combustion chamber (Fig. 12).
It is also the subject of the invention, the rocket during its journey partly by black powder or smokeless powder, but partly by sharper propellants, which if necessary
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can take place either in the rockets described above or in rockets according to FIG. 6.
Such missiles can in the part adjoining the nozzle z. B. Contain black powder or any rocket propellant. The fuel layers eX t and following subsequent to this part c or c and d in FIG. 6 should be designed according to the type described according to FIG. 1 or according to requirements according to FIGS. 7 up to and including 12, these being either composed of smokeless powder, black powder (hotter than the rocket propellant in e) or hotter propellants than smokeless powder.
If a rocket according to FIG. 6 is required, then according to the invention the formation of the first inflammation surface according to FIG. 3, which is thus closest to the nozzle, is possible. It is known variously to share several cavities in completely closed fuel to arrange. This can also apply analogously to the fuel part closest to the nozzle. According to the invention, however, according to FIG. 3, such a propellant part with several cavities in the rocket itself, u. Zw. generated in such a way that initially instead of the exhaust nozzle, a press pad according to FIG. 4 is used, which is removed after the rocket has been pressed and in its place a nozzle of any design is subsequently attached in the rocket case.
It is known that the rocket nozzles are always made very short, since they unnecessarily increase the stroke of the press when the rocket propellant charge is pressed, and also form a very significant part of the total weight of the rocket when the length is great. According to the invention, the nozzles are inserted subsequently, that is to say after the rocket has been pressed into the rocket casings. So it is possible to make the nozzles from specifically light material, since the stress caused by the press pressure is eliminated. For nozzles according to the invention such. B. wood into consideration, which by painting or cladding, z. B. copper sheet is protected against combustion, as shown in Fig. 3 at b and c.
According to the invention, a sudden start of the rocket is caused by the fact that the nozzle outlet cross-section is initially closed off from the space surrounding the rocket by a plate-shaped or otherwise appropriately shaped closure (Fig. 3e), but then the closure is driven out by the pressure of the gases developing and the Gases escape when there is a large pressure difference.
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means the shell of the rocket, b the nozzle, -t6 fuel parts. 1-6 are layers of the fuel, arranged concentrically around the center of the line 1. 1'-4 'are layers of the propellant arranged concentrically around the center of the line l' (direction of the propellant gases when flowing out therefore as stated in the introduction).
Fig. 2 shows the longitudinal section through a sleeve and the press support piece for the rocket shown in FIG. 1. a is the sleeve, b the press support piece, 1 and T propellant layer limitation according to FIG. 1. FIG. 3 shows the longitudinal section through a rocket according to the invention with several cavities in a cross-section through the rocket. a is the sleeve, b the nozzle, e the nozzle wall cladding (copper sheet or the like as stated above), e the closure piece of the nozzle.
Fig. 4 shows the longitudinal section through the press support piece for a rocket according to Fig. 3. a is the press support piece with a mandrel for the main
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before pressing the rocket, it is advisable to first remove each of them individually and then to remove the press pad alone from the sleeve in a known manner by rotating it. Figure 5 is a cross-section through Figure 3. a is the sleeve, d is the fuel. Fig. 6 shows the longitudinal section through a missile, which in one part, z. B. black powder, in the other contains sharper fuels.
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Fuel parts z. B. sharper composition. Fig. 7 is a longitudinal section through the propellant part of the rocket according to the invention. a is the sleeve, b and d are propellants, e is the retarder.
Fig. 8 is a longitudinal section through the propellant part of a rocket according to the invention. a is the sleeve, b is the retarder, c and d are propellant parts. Fig. 9 is a similar longitudinal section, but with a conical sleeve a, retardation means b, propellant parts e and d. Fig. 10 is a similar longitudinal section. a is the sleeve, b and c are fuel parts. Fig. 11 is a similar longitudinal section. a is the sleeve, b is a fuel part that is pressed into the sleeve and indentations in the sleeve
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inside wall created. Fig. 11 a is a similar longitudinal section. a is the sleeve, and c are fuel parts which, when pressed into the inner wall of the sleeve, produce indentations in the other.
Fig. 12 is a similar longitudinal section. a is the sleeve, b is the fuel part.
The rockets described above can also be used to form stage rockets which, as is known, function in such a way that one stage after the other consumes their propellant charge, whereby speed addition takes place in a known manner and very large distances can be covered.
PATENT CLAIMS:
1. A rocket for any solid propellant with a solid propellant body, characterized in that the entire propellant body consists of individual layers with separating surfaces (focal surfaces) formed concentrically to the nozzle neck center, the surfaces extending vertically from the latter
Gas jets are directed directly and predominantly in a straight line into the center of the nozzle throat.