Kammerrakete. Die in der österr. Patentschrift Nr.131599 beschriebene Kammerrakete besitzt eine aus einem Stück bestehende, homogene Treib ladung, welche fast ihrer ganzen Länge nach ausgehöhlt ist, wobei der entsprechende Hohlraum in mehrere gegeneinander abge schlossene Kammern unterteilt ist, und zwar durch in den Treibmittelkörper eingesetzte volle,
als Pfropfen ausgebildete Trennstücke aus Treibmittel oder anderem brennbarem oder nicht brennbarem Material. Einen teil weisen Längsschnitt durch eine solche Rakete veranschaulicht Fix. 1 der beiliegenden Zeich- nung, in welcher a die Raketenhülse, b die Treibladung und p, ein Trennstück bedeutet.
Schon geringfügige Unterschiede der Ma terialdichte innerhalb der Treibladung kön nen verursachen, dass beim Abbrennen der Rakete die Entflammungsfront ungleich mässig fortschreitet. So kann der Brennvor- gang z. B. im Teil t, der Treibladung b in Fig. 1 bis zur Stelle x vorgerückt sein, wäh rend er an andern Stellen um das Trennstück p1 herum und am Trennstück selbst, wenn dieses brennbar ist, noch weiter zurückliegt. Das Trennstück p, haftet daher noch gut an der es umgebenden Treibladung b.
An der Stelle x schlägt demnach die Flamme in eine sonst allseitig geschlossene Kammer, in wel cher die Zündung einen raschen Druckanstieg bewirkt, was zur Explosion der Rakete führt.
Bei anders gearteten Ausführungen von Kammerraketen hat man getrachtet, diese Trennstücke durchHintereinanderreihung von im Längsschnitt C-förmigen Treibmittelhohl- körpern zu vermeiden, was jedoch Undicht- heiten und damit Explosionen zur Folge hatte.
Es wurden auch im homogenen Treib- mittelkörper quer zur Raketenlängsachse Un terteilungen durch aus Schichten besser oder schlechter brennbaren Materials zusammenge setzte Trennstücke vorgenommen, was aber während des Abbrennens des Trennstückes im obern Teil jedes Trennstückes unzulässig kleine Vortriebskräfte ergab.
Gegenstand der vorliegenden Erfindung ist eine Kammerrakete, bei der die Trenn- einrichtung zwischen zwei Kammern hin- sichtlich Gestalt, Grösse und Materialzusam mensetzung derart ausgebildet und bemessen ist, dass sie auf jeden Fall dem auftretenden Verbrennungsdruck in der hinter der Trenn- einrichtung befindlichen Kammer höchstens einen Widerstand bietet, der kleiner ist als derjenige der Raketenhülse, so dass z.
B. .eher die Trenneinrichtung unter der Einwirkung des bei Verbrennung der Raketentreibladung in der genannten Kammer auftretenden Druckes zerfällt oder beschleunigt vergast, oder aus der Rakete austritt, als dass die Raketenhülse durch diesen Druck zerstört wird.
Diese Trenneinrichtungen können Ein lagerungen in Höhe eines zur Trenneinrich tung gehörigen Verschlusspfropfens aus, bes ser oder schlechter brennbarem Material als das der Treibladung aufweisen, wobei sich diese Einlagerungen nur über einen Teil des Treibladungsquerschnittes erstrecken, und die Trenneinrichtungen selbst können sämtliche bekannten geometrischen Körperformen be sitzen und Höhlungen aufweisen, und es kann in sie auch, wenn es ein. besonderer Verwen dungszweck der Rakete erfordert,
ein nach Wunsch herausnehmbarer massiver Teil ein gesetzt sein, wie auch auf eine solcho Trenn- einrichtung Schichten aus besser oder schlech ter brennbarem Material als das der Treib ladung aufgepresst sein können.
Die Fig. 2-8 der beiliegenden Zeichnung veranschaulichen mehrere beispielsweise Aus führungsformen des Erfindungsgegenstandes.
Fig. 2 zeigt einen teilweisen Längsschnitt durch eine erste Ausführungsform der Rakete.
Fig. 3 zeigt einen teilweisen Längsschnitt durch eine zweite Ausführungsform.
Fig. 4 stellt einen Längsschnitt durch eine dritte Ausführungsform dar.
Fig. 5 zeigt eine Einzelheit derselben. Fig. 6 zeigt eine F'lugbahnkurve bei kur zem Flug der Rakete nach F'ig. 4. und Fig. 7 eine r'lugbahnkurve bei langem Flug der Rakete nach Fig. 4.
F'ig. 8 ist ein Längsschnitt durch eine wei tere Ausführungsform. Die in Fig. 2 dargestellte erste Ausfüh rungsform des Erfindungsgegenstandes weist eine kr eisring förmige, um den Pfropfen p herum etwa auf halber Höhe desselben gelagerte, nicht bis an die Hülse a heranreichende Platte e aus schlechter brennbarem Material als das der Treibladung auf. Damit wird eine Ver langsamung des Abbrennens des um den Pfropfen herum gelagerten Treibmittels er reicht, weil die Verbrennung des. Treibmit tels bei t, in F'ig. 2 um die Platte e herum erfolgen muss.
Die Verbrennung der Treib ladung wird durch die Einlagerung, die sieh nur über einen Teil des Treibladungsquer- schnittes erstreckt, verlangsamt, kann aber zwischen Einlagerung und der Raketenhül- seninnenwand ungehindert fortschreiten. Diese Verlangsamung bezweckt, eine Entflammung der nächstfolgenden Kammer erst dann zu be wirken, wenn die Treibladung der ersten Kammer verbrannt ist. Dies zur Vermeidung unzulässig grosser Brennflächen durch vor zeitige Entflammung der zweiten Kammer.
Ausserdem ermöglicht die kreisringförmige Platte e die Erzielung gleich langer Verzöge- rungsintervalle zwischen dem Aufflammen der aufeinanderfolgenden Kammerhohlräume von mehreren, gleich ausgebildeten Raketen im Gegensatz zu den bekannten Raketen mit geschichteten Pfropfen, deren Schichten nie mals in gleicher Stärke ausgeführt werden können, so dass mehrere Raketen mit diesen Pfropfeninfolgedessenwesentlichvoneinander abweichende Steighöhen oder Reichweiten aufweisen.
Dagegen sind die Steighöhen oder Reichweiten mehrerer Raketen, die kreisring förmige Platten der beschriebenen Art auf weisen, durehw egs gleich.
Bei der ersten Ausführungsform nach Fig. 2 ist, wie bei der bekannten Rakete nach Fig. 1, der massive Propfen so ausgeführt, dass ,seine Höhe d, grösser ist als die Dicke s, der Treibladung b, dies, damit die Treib ladung in der ersten Kammer bereits ver brannt ist, bevor der Pfropfen durchbrennt und die zweite Kammer entflammt wird.
Der Hohlpfropfen p aus besser oder schlechter brennbarem Material als das der Treibladung gemäss Ausführungsform nach Fig. 3 weist im obern und untern Teil je eine zentrale Aushöhlung p" bezw. p, auf, so dass seine kürzeste Länge 1. in Längsrich tung der Rakete der Stärke s1 der Treib ladung ungefähr gleich ist. Damit wird einer seits erreicht, dass der Pfropfen im gleichen Zeitpunkt durchbrennt, in dem die erste Kammer bis oder nahezu bis zur Raketen hül,seninnenwand ausgebrannt ist.
Anderseits wird damit erreicht, dass die Länge Z, des Pfropfens nun wesentlich grösser bemessen werden kann als s1. Daher brennt die Treib ladung bei t, noch, während die Treibladung der ersten Kammer bis zur Raketenhülsen innenwand ausgebrannt ist und während der Pfropfen<I>p</I> bei h bereits durchgebrannt und die Entflammung der zweiten Kammer und der Austritt ihrer Verbrennungsgase durch die Düse der Rakete nach aussen gewährleistet ist.
Es ist dadurch im Pfropfen zunächst ein. engerer Ausströmkanal vorhanden, was zu einer anfänglichen Erhöhung der Ausström- geschwindigkeit der Verbrennungsgase auch bei der relativ kleinen anfänglichen Brenn- fläche führt, so dass der Wirkungsgrad der Rakete noch verbessert wird.
Solche Hohlpfropfen können entweder schon als Hohlpfropfen in die Rakete einge setzt werden oder nach dem Einsetzen etwa durch teilweises Ausbohren zum Hohlpfrop fen ausgestaltet werden.
Der Pfropfen kann aber auch als Ver bundpfropfen ausgeführt sein. Bei der Aus führungsform nach F'ig. 4 ist im untern Teil des Pfropfens A" eine zentrale Aushöhlung angebracht, in welcher ein. Füllstück pk, ab nehmbar angeordnet ist. Durch Herausnahme dieses Füllstückes mittels des in Fig. 4 punk tiert angedeuteten Werkzeuges kann der Pfropfen rasch und einfach in einen Hohl pfropfen verwandelt werden.
Dies gibt aber nun eine bei Raketen mit festen Treibstof fen völlig neuartige Verwendungsmöglichkeit, indem ein und dieselbe Rakete nach ihrer Fertigstellung nach Belieben entweder als Rakete mit einer kurzen Flugbahn gemäss Fig. 6 oder als Rakete mit einer langgestreck- ten Flugbahn gemäss Fig. 7 Verwendung fin den kann.
Die Flugbahn gemäss Fig. 6 wird erreicht, indem der erste zum Abbrennen ge langende Pfropfen einen Verbundpfropfen bildet, der so lange brennt, bis die Rakete das Flugbahnstück 1 und 2 in F'ig. 6 durch eilt hat, wonach dann durch die Entflam- mung der zweiten Kammer die Rakete be schleunigt nach abwärts. bewegt wird.
Im zweiten Falle gemäss Fig. 7 wird vor dem Start der Rakete das Füllstück herausgenom men, es bleibt der rasch brennende Hohl pfropfen übrig, so dass bis zu seinem Durch brennen das Flugbahnstück 1, 2 in Fig. 7 zurückgelegt und rasch anschliessend durch die nächste entflammte Kammer die Zurück- legung des Flugbahnstückes 3 bewirkt wird, analog dann 4 und .5.
Die Pfropfen zwischen zwei Kammern können sämtliche bekannten Körperformen annehmen. .Sie können aus brennbarem, nicht brennbarem oder aus teilweise brennbarem und teilweise unbrennbarem Material beste hen. Es ist weiter vorgesehen, je nach Ge stalt des Pfropfens zwischen dem Pfropfen und dem benachbarten Teil der Treibladung einen brennbaren oder nicht brennbaren Teil als Zwischenschicht einzufügen oder an den Pfropfen anzufügen, welche Zwischenschicht z. B. der Regelung der Verbrennung dienen kann. Eine solche Anordnung ist in Fig. 8 ersichtlich.
Zwischen dem geschichteten Pfropfen c und der Treibladung ist eine den Pfropfen gegen die benachbarte Treibladung abdichtende, weniger gut als wie die Treib ladung brennbare Zwischenschicht d angeord net. Die Zwischenschicht wird je nach Gestalt des Pfropfens auf diesen aufgepresst oder zwischen Pfropfen und benachbarte Treib ladung eingepresst. In dem Treibladungs- stück, das den Raum zwischen Raketenhül- seninnenwand und dieser Zwischenschicht ausfüllt, schreitet der Brennvorgang ungehin dert fort.
Dagegen. wird an der .Stelle, wo die weniger gut brennbare Zwischenschicht liegt, durch diese dort eine Verlangsamung des Verbrennungsvorganges bewirkt, wo durch zu grossen Brennflächen vorgebeugt wird, die entstehen würden, wenn die zweite Kammer entflammt würde, bevor die erste Kammer entsprechend ausgebrannt ist.
Durch Anbringung einer solchen Zwischenschicht kann der Abbrand der aufeinauderfolgenden Kammern nach Bedarf geregelt werden.
Der Pfropfen zwischen zwei Kammern kann ,solche Form, Gestalt und Materialzu sammensetzung aufweisen, dass er bei Be ginn der Verbrennung, im Laufe der Verbren nung, oder nach Beendigung der Verbren nung der Treibladung der ihm vorgelagerten Kammer aus der Rakete als Ganzes. oder in Teilen austritt. Beispielsweise kann der Pfropfen aus schwerer brennbarem Material bestehen als die ihn umgebende Treibladung selbst und kann ausserdem durch eine zwi schen ihn und die benachbarte Treibtadungs- schicht eingepresste, unbrennbare Zwischen schicht festgedrückt sein.
Beginnt die Treib ladung zu brennen, so kann nach Abbrand der die Zwischensicht umgebenden Treib ladung der Pfropfen dann zu Beginn der Ver brennung als Ganzes austreten, wenn er aus so schwer brennbarem Stoff gefertigt ist, dass er während dieser kurzen Anbrenndauer noch nicht selbst zu brennen begonnen hat.
Der Pfropfen wird aber in Teilen austreten bezw. nur noch als ein Teil seiner vor Beginn der Verbrennung vorhandenen Gestalt austreten, wenn er während dieser Abbrenuzeit selbst schon teilweise gebrannt hat, also leichter brennbaren Stoff enthält, als vorstehend im ersten Beispiel angenommen ist.
Der Pfropfen wird im Laufe der Verbrennung oder nach Abbraud der Treibladung der ihm vorgelager ten Kammer aus der Rakete austreten, wenn a) die Zwischenschicht beispielsweise so ge staltet ist, dass sie ihn erst nach länger dauerndem Abbrand benachbarter Treib ladung freigibt, b) wenn der Abbrand der ihn ohne eine eventuelle Zwischenschicht fest haltenden Treibladung auf einem Wege er folgt,
der erst bei Beendigung des Abbrandes der Treibladung der dem Pfropfen vorgela gerten Kammer an den Pfropfen heranführt, um letzteren entsprechend spät freizugeben.
Der Pfropfen zwischen zwei Kammern kann ferner solche Form, Gestalt und Mate rialzusammensetzung aufweisen, dass er bei Beginn, im Verlaufe oder nach Beendigung der Verbrennung der Treibladung der ihm vorgelagerten Kammer teilweise oder ganz zerfällt und dabei mehr oder weniger ver gast. Ist der Pfropfen z. B. ein zusammenge- setzter Pfropfen, so kann er nach kürzerer oder längerer Brennzeit der ihn umgebenden Treibladung in seine Teile zerfallen, wobei der davon rascher brennbare Teil dann ver gast.
Der Pfropfen zwischen zwei Kammern kann aber auch solche Gestalt, Form und Ma terialzusammensetzung aufweisen, dass er bei Beginn, im Verlaufe oder nach Beendigung der Verbrennung der Treibladung der ihm vorgelagerten Kammer vergast. Wenn der Pfropfen z. B. aus rauchlosem Pulver besteht, das viel rascher vergast als -wie Schwarzpul ver, aus dem z. B. die den Propfen umge bende Treibladungsmenge bestehen kann, so vergast der Pfropfen zu Beginn des Ab brandes der Treibladung der ihm vorgelager ten Kammer.
Der Pfropfen wird also hinsichtlich Ge stalt und Grösse derart ausgebildet und aus einem Stoff gefertigt, da.ss die Trenneinrich tung auf jeden Fall dem auftretenden Ver brennungsdruck in der hinter der Trennein richtung befindlichen Kammer weniger Wi derstand bietet als die Raketenhülse. Soweit es sich um die der Trenneinrichtung vor gelagerte Treibladungsmenge handelt, so kann die dieser zugehörende anfängliche Brennfläche z. B. durch einen vorhandenen kleinen Riss einen grösseren Verbrennungs druck ergeben als vorgesehen. Für diesen Fall ist es zweckmässig, dass die Trenneinrichtung weniger Widerstand bietet als die Raketen hülse.
Denn in diesem Falle kann bei Auf treten des grösseren Verbrennungsdruckes an einer Abbrandstelle, die Trenneinrichtung dem Druck nachgeben, was seitens der Rake tenhülse nicht der Fall wäre. Erfolgt z. B. das Nachgeben - also Zerfall oder rasche res Vergasen - der Trenneinrichtung einer Rakete mit von der Düse gegen das Raketen- ende hin abnehmenden Kammergrössen, so wird bei Zerfall der Trenneinrichtung zu nächst unter Druckabfall ein grösserer Ver brennungsraum geschaffen, als er ohne die hinter der Trenneinrichtung gelegene Kam mer da war, es wird dann. anschliessend zu sätzliche Brennfläche freigegeben,
wobei der Vorgang in dem der Trenneinrichtung vorge lagerten Treibladungsteil aber bereits zu we sentlich geringeren Druckverhältnissen ge führt haben kann, so dass insgesamt aus geglichenere Verbrennungsdruckverhältnisse auftreten.
Diese Raketen werden zweckmässig mit besonderen Hülsen ausgeführt, z. B. Leicht metallhülsen, gegebenenfalls mit Papier innenisolierung, die entweder eingeschoben, eingeklebt, eingepresst oder mittels eines Spritzverfahrens eingebracht wird.
Chamber rocket. The chamber rocket described in Austrian Patent No. 131599 has a one-piece, homogeneous propellant charge which is hollowed out almost its entire length, the corresponding cavity being divided into several chambers that are closed against each other, namely through into the propellant body deployed full,
Separating pieces designed as plugs made of propellant or other combustible or non-combustible material. Fix illustrates a partial longitudinal section through such a missile. 1 of the accompanying drawing, in which a denotes the rocket case, b denotes the propellant charge and p denotes a separator.
Even slight differences in the density of the material within the propellant charge can cause the ignition front to advance unevenly when the rocket burns down. The firing process can be B. in part t, the propellant charge b in Fig. 1 to point x, while he rend in other places around the separator p1 around and on the separator itself, if this is combustible, is still further behind. The separating piece p therefore still adheres well to the propellant charge b surrounding it.
At point x, the flame strikes a chamber that is otherwise closed on all sides, in which the ignition causes a rapid increase in pressure, which leads to the rocket exploding.
In the case of different designs of chamber rockets, efforts have been made to avoid these separating pieces by lining up hollow propellant bodies with a C-shaped longitudinal section, which, however, resulted in leaks and thus explosions.
There were also subdivisions in the homogeneous propellant body transversely to the rocket's longitudinal axis by separating pieces composed of layers of better or less combustible material, but this resulted in impermissibly small propulsive forces in the upper part of each separating piece during the burning of the separating piece.
The subject matter of the present invention is a chamber rocket in which the separating device between two chambers is designed and dimensioned in terms of shape, size and material composition in such a way that in any case it does not exceed the combustion pressure occurring in the chamber located behind the separating device offers a resistance which is smaller than that of the rocket case, so that, for.
B. rather the separation device disintegrates under the action of the pressure occurring in said chamber when the rocket propellant charge is burned or gasified in an accelerated manner, or emerges from the rocket than the rocket casing is destroyed by this pressure.
These separators can have a storage at the level of a sealing plug belonging to the separator made of better or worse combustible material than that of the propellant charge, these inclusions only extending over part of the propellant charge cross-section, and the separators themselves can be of all known geometric shapes and cavities, and it can be in them too, if there is a. Requires special purpose of the missile,
a solid part that can be removed if desired can be used, as well as layers of better or worse flammable material than that of the propellant charge can be pressed onto such a separating device.
Figs. 2-8 of the accompanying drawings illustrate several exemplary embodiments of the subject invention.
Fig. 2 shows a partial longitudinal section through a first embodiment of the missile.
Fig. 3 shows a partial longitudinal section through a second embodiment.
4 shows a longitudinal section through a third embodiment.
Fig. 5 shows a detail of the same. FIG. 6 shows a flight path curve during a short flight of the rocket according to FIG. 4 and 7 show a trajectory curve during a long flight of the rocket according to FIG. 4.
F'ig. 8 is a longitudinal section through a further embodiment. The first Ausfüh shown in Fig. 2 approximately form of the subject invention has a kr eisring-shaped, mounted around the stopper p about halfway up, not reaching up to the sleeve a plate e made of less combustible material than that of the propellant charge. This slows down the burning of the propellant stored around the plug, because the combustion of the propellant at t, in FIG. 2 must be done around plate e.
The combustion of the propellant charge is slowed down by the storage, which only extends over part of the propellant charge cross-section, but can proceed unhindered between the storage and the inside wall of the rocket case. The purpose of this slowdown is to ignite the next chamber only when the propellant charge in the first chamber has been burned. This is to avoid inadmissibly large combustion surfaces due to premature ignition of the second chamber.
In addition, the circular plate e enables the achievement of equally long delay intervals between the flare-up of the successive chamber cavities of several, identically designed rockets, in contrast to the known rockets with layered plugs, the layers of which can never be made in the same thickness, so that several rockets with these plugs consequently have significantly different heights or ranges.
In contrast, the heights or ranges of several rockets, which have circular plates of the type described, are the same throughout.
In the first embodiment of FIG. 2, as in the known rocket of FIG. 1, the massive plug is designed so that its height d is greater than the thickness s of the propellant charge b, so that the propellant charge in the first chamber has already burned before the plug burns through and the second chamber is ignited.
The hollow plug p made of better or worse combustible material than that of the propellant charge according to the embodiment according to FIG. 3 has a central cavity p ″ and p, respectively, in the upper and lower part, so that its shortest length 1. in the longitudinal direction of the rocket Strength s1 of the propellant charge is approximately the same, which on the one hand ensures that the plug burns through at the same time as the first chamber is burned out up to or almost up to the inside wall of the rocket case.
On the other hand, this means that the length Z, of the plug can now be dimensioned to be significantly greater than s1. Therefore, the propellant charge is still burning at t, while the propellant charge of the first chamber has burned out to the inside wall of the rocket case and while the plug <I> p </I> at h is already burned through and the ignition of the second chamber and the escape of its combustion gases through the nozzle of the rocket is guaranteed to the outside.
It is thereby initially a in the plug. There is a narrower outflow channel, which leads to an initial increase in the outflow speed of the combustion gases even with the relatively small initial combustion surface, so that the efficiency of the rocket is further improved.
Such hollow plugs can either already be inserted into the rocket as hollow plugs or, after insertion, for example, by partially drilling out to form hollow plugs.
The plug can also be designed as a composite plug. In the embodiment according to Fig. 4, a central cavity is made in the lower part of the plug A ″, in which a filler piece pk is removably arranged. By removing this filler piece using the tool indicated in FIG. 4, the plug can quickly and easily plug into a hollow be transformed.
However, this now gives a completely new use option for rockets with solid propellants by using one and the same rocket after its completion either as a rocket with a short trajectory according to FIG. 6 or as a rocket with an elongated trajectory according to FIG. 7 Can be found.
The trajectory according to FIG. 6 is achieved in that the first plug which ends up being burned off forms a composite plug which burns until the rocket hits the trajectory piece 1 and 2 in FIG. 6, after which the fire in the second chamber causes the rocket to accelerate downwards. is moved.
In the second case according to FIG. 7, the filler piece is taken out before the start of the rocket, the fast-burning hollow plug remains, so that the trajectory piece 1, 2 in FIG. 7 is covered until it burns through and then quickly followed by the next inflamed chamber, the trajectory section 3 is covered, analogously then 4 and .5.
The plug between two chambers can assume all known body shapes. They can consist of flammable, non-flammable or partially flammable and partially non-flammable material. It is further provided, depending on the shape of the plug between the plug and the adjacent part of the propellant charge, insert a combustible or non-combustible part as an intermediate layer or add to the plug which intermediate layer z. B. can be used to regulate the combustion. Such an arrangement can be seen in FIG.
Between the layered plug c and the propellant charge is an intermediate layer d that seals the plug against the adjacent propellant charge and is less combustible than the propellant charge. Depending on the shape of the plug, the intermediate layer is pressed onto it or pressed between the plug and the adjacent propellant charge. In the piece of propellant charge that fills the space between the inside wall of the rocket case and this intermediate layer, the burning process proceeds unhindered.
On the other hand. This slows down the combustion process at the point where the less easily combustible intermediate layer is located, which prevents excessive combustion surfaces that would arise if the second chamber were to ignite before the first chamber is correspondingly burned out.
By applying such an intermediate layer, the burning of the successive chambers can be regulated as required.
The plug between two chambers can have such a shape, shape and material composition that at the beginning of the combustion, in the course of the combustion, or after the combustion has ended, the propellant charge of the upstream chamber from the rocket as a whole. or in parts. For example, the plug can consist of less combustible material than the propellant charge surrounding it and can also be pressed in by an incombustible intermediate layer pressed between it and the adjacent propellant charge layer.
If the propellant charge begins to burn, after the propellant charge surrounding the intermediate layer has burned off, the plug can then emerge as a whole at the beginning of the combustion if it is made of a material that is so difficult to burn that it does not burn itself during this short burning time has begun.
The plug will emerge or in parts. only emerge as part of its shape before the start of the combustion if it has already partially burned itself during this burning time, i.e. contains more easily combustible material than assumed in the first example above.
The plug will emerge from the rocket in the course of combustion or after the propellant charge in the chamber upstream of it has been burnt if a) the intermediate layer is designed, for example, so that it only releases it after the adjacent propellant charge has burned down for a long time, b) when the Burning of the propellant charge that holds it firmly without a possible intermediate layer in one way,
the only at the end of the burn-up of the propellant charge of the plug vorgela Gerten chamber brings up to the plug to release the latter accordingly late.
The plug between two chambers can furthermore have such a shape, shape and material composition that it partially or completely disintegrates at the beginning, during or after the combustion of the propellant charge of the upstream chamber and more or less gasifies. Is the plug z. B. a composite plug, it can disintegrate into its parts after a shorter or longer burning time of the propellant charge surrounding it, with the faster combustible part then gasifying.
The plug between two chambers can, however, also have such a shape, shape and material composition that it gasifies at the beginning, during or after the combustion of the propellant charge of the chamber upstream of it. If the plug z. B. consists of smokeless powder that gasses much faster than -like black powder ver from which z. B. the plug umge Bende propellant charge amount can exist, so the plug gassed at the beginning of the fire from the propellant charge of the upstream him th chamber.
The plug is so designed in terms of shape and size and made of a material that the separation device in any case offers less resistance to the combustion pressure occurring in the chamber located behind the separation device than the rocket case. As far as it is the amount of propellant charge stored in front of the separating device, the associated initial focal surface z. B. result from an existing small crack a greater combustion pressure than intended. In this case, it is useful that the separator offers less resistance than the rocket sleeve.
In this case, when the greater combustion pressure occurs at a burn-off point, the separating device can yield to the pressure, which would not be the case on the part of the Rake tenhülse. If z. B. the yielding - i.e. disintegration or more rapid gasification - of the separating device of a rocket with chamber sizes decreasing from the nozzle towards the end of the rocket, when the separating device disintegrates, a larger combustion chamber is created under pressure drop than it would without the one behind the separating device was there, it will then. subsequently released additional burning surface,
but the process in the propellant charge part upstream of the separating device may already have led to significantly lower pressure ratios, so that more balanced combustion pressure ratios occur overall.
These missiles are expediently carried out with special sleeves, e.g. B. light metal sleeves, optionally with paper inner insulation, which is either pushed in, glued in, pressed in or introduced by means of a spraying process.