DE1056429B

DE1056429B - Powder rocket propulsion

Info

Publication number: DE1056429B
Application number: DES50852A
Authority: DE
Inventors: Michel Precoul
Original assignee: SOC TECH DE RECH IND; Technique de Recherches Industrielles et Mecaniques
Current assignee: SOC TECH DE RECH IND; Technique de Recherches Industrielles et Mecaniques
Priority date: 1955-10-12
Filing date: 1956-10-11
Publication date: 1959-04-30

Description

Pulverraketenantrieb Die Erfindung bezieht sich auf einen Pulverraketenantrieb mit wenigstens zwei die Haupt- und die Zusatztreibladung bildenden, durch eine Schutzschicht gegenüber den Metallteilen isolierten Pulverblöcken, von denen der äußere mittels der Schutzschicht an der inneren Wandung des rohrförmigen Raketengehäuses gehalten wird.Powder rocket drive The invention relates to a powder rocket drive with at least two of the main and additional propellant charges forming, through a protective layer powder blocks isolated from the metal parts, of which the outer one means the protective layer held on the inner wall of the tubular missile housing will.

Um eine gleichmäßige und sichere Wirkungsweise eines Raketenantriebs zu erreichen, ist ein gleichmäßiges und kontinuierliches Abbrennen des den Antrieb der Rakete bildenden Treibmittels erforderlich. Bei mit flüssigen Brennstoffen betriebenen Raketen wird diese Konstanz der gespeisten Brennstoffmenge durch eine entsprechend dimensionierte Pumpe und Einspritzdüse in einfachster Weise erreicht. Bei den mit festen Brennstoffen arbeitenden Reaktionsantrieben wird dagegen eine gleichmäßige Verbrennung durch eine entsprechende chemische Zusammensetzung der Pulvermasse erreicht. Diese Antriebe arbeiten vollkommen einwandfrei, wenn der oder die in dem Antrieb untergebrachten Pulverblöcke fest gelagert sind, so daß bei den unter Umständen auftretenden plötzlichen Beschleunigungen oder Verzögerungen kleine den Pulverblock aus seiner Halterung lösende Kraft wirksam werden kann. Hieraus ergibt sch schon, daß die einwandfreie Wirkungsweise eines Raketenantriebes wesentlich von der Befestigungsart der Treibladung abhängt.About a steady and safe operation of a rocket engine to achieve is an even and continuous burning of the drive the rocket-forming propellant required. When operated with liquid fuels Missiles is this constancy of the amount of fuel fed by a corresponding dimensioned pump and injection nozzle achieved in the simplest way. With those with Solid fuel reaction drives, on the other hand, are uniform Combustion is achieved through an appropriate chemical composition of the powder mass. These drives work perfectly if the one or the other in the drive placed powder blocks are firmly stored, so that under certain circumstances Sudden accelerations or decelerations that occur small the powder block from its holder releasing force can be effective. From this it already results that the proper functioning of a rocket drive depends largely on the type of attachment depends on the propellant charge.

Bisher wurden die Pulverblöcke auf Rosten gelagert oder mittels mechanischer Aufhängevorrichtungen aufgehängt. Auch ist es bekannt, die Pulverblöcke in Metallhülsen einzupressen und zu einer Ringform zu bohren. Jedoch dehnen sich die Metallteile bei Verbrennen des Pulvers, so daß die Ladung nicht mehr festsitzt. Es hat sioh somit gezeigt, daß diese Befestigungsarten nicht den an sie zu stellenden Anforderungen entsprechen. Durch örtliche Verschiebungen des Treibsatzes wird die Verbrennung des Treibmittels teilweise beschleunigt oder verhindert oder die Ladungen zerplatzen sogar unter dem Ruck beim Abtuen des Schusses. Die durch die freiwerdende große Pulver- und Verbrennungsoberfläche hervorgerufenen erheblichen Überdrücke führen häufig zu Explosionen des gesamten Treibsatzes, die sowohl für die einwandfreie Wirkung der Rakete nachteilig sind als auch die die Rakete Bedienenden gefährdet.So far, the powder blocks were stored on grates or by means of mechanical Hanging devices. It is also known to put the powder blocks in metal sleeves press in and drill into a ring shape. However, the metal parts expand when the powder burns, so that the charge is no longer stuck. It has sioh thus shown that these types of fastening do not meet the requirements to be placed on them correspond. The combustion occurs through local shifts in the propellant of the propellant partially accelerated or prevented or the charges burst even under the jerk when dumping the shot. The big one that is released Powder and combustion surface cause considerable excess pressures often to explosions of the entire propellant charge, both for the proper Effect of the missile are detrimental as well as the missile operators are endangered.

Um all diese Nachteile zu vermeiden, schlägt die Erfindung vor, daß die die Zusatztreibladung bildenden Innen- -oder Zwischenblöcke mittels der Schutzschicht um' öder an einem an einem vorderen Absehlußstöpfen des Gehäuses befestigten Tragkörper angeklebt sind.In order to avoid all these disadvantages, the invention proposes that the inner or intermediate blocks forming the additional propellant charge by means of the protective layer to 'or on a support body attached to a front end cap of the housing are glued on.

Hierdurch wird ein Pulverraketenantrieb geschaffen, der genauso sicher und zuverlässig wie der Antrieb einer Flüssigkeitsrakete arbeitet und keine Gefahr für das Bedienungspersonal bedeutet noch die bisher in Kauf genommenen Unsicherheitsfaktoren aufweist und außerdem gegenüber den. bekannten Anordnungen leichter ist, weil die bisher notwendige Verwendung von sch-,veren Elementen, wie der bei den üblichen Raketenantrieben verwendeten Roste, in Fortfall kommt.This creates a powder rocket drive that is just as safe and reliable like the propulsion of a liquid rocket works and no danger for the operating personnel still means the previously accepted uncertainty factors has and also compared to the. known arrangements is easier because the Previously necessary use of sch, veren elements, as with the usual ones Rocket propulsion systems used grates, which will be discontinued.

Weitere Vorteile und Merkmale der Erfindung gehen aus der Beschreibung an Hand der Zeichnungen hervor. Die Zeichnungen zeigen in Fig. 1 bis 4 Längsschnitte durch erfindungsgemäße Raketenantriebe und Fig. 5 einen Querschnitt durch den Antrieb gemäß Fig. 4.Further advantages and features of the invention emerge from the description on the basis of the drawings. The drawings show longitudinal sections in FIGS. 1 to 4 by rocket drives according to the invention and FIG. 5 shows a cross section through the drive according to FIG. 4.

Der erfindungsgemäße Raketenantrieb besteht aus einem röhrenförmigen Gehäuse 1, einem vorderen Abschlußstopfen 2, einer Düse 3 und einem Düsenschraubenring 4. Dieser Schraubring hält eine Abscherplatte 5, die nicht wie bei den üblichen Raketenantrieben eben, sondern, vom Inneren des Antriebes aus gesehen, konvex gewölbt ist. Hierdurch ergibt sich eine größere Steifigkeit, und als Werkstoff für die Platte kann eine Leichtmetallegierung verwendet werden, so daB deren Gewicht verringert wird, mit dem Vorteil, daß die Schleuderweite der Platte im Augenblick des Abschusses kleiner wird (Verbesserung der Sicherheit für den Schützen).The rocket drive according to the invention consists of a tubular Housing 1, a front end plug 2, a nozzle 3 and a nozzle screw ring 4. This screw ring holds a shear plate 5, which is not like the usual Rocket propulsion system, but rather, seen from inside the propulsion system, convexly curved is. This results in greater rigidity and as a material for the plate a light metal alloy can be used to reduce its weight is, with the advantage that the spin width of the plate at the moment of Launch becomes smaller (improving safety for the shooter).

An dem vorderen Abschlußstopfen 2 ist ein Rohr 6, vorzugsweise ebenfalls aus Leichtmetall, z. B. durch Aufschrauben befestigt. .Dieses Rohr wird rückwärts durch einen sternförmigen -Körper 7 mit drei Armen 7' und wenigstens einem Mittelteil 7" zentriert.At the front end plug 2 is a tube 6, preferably also made of light metal, e.g. B. fastened by screwing. .This pipe is going backwards by a star-shaped body 7 with three arms 7 'and at least one central part 7 "centered.

Die Treibladung besteht aus zwei konzentrischen ringförmigen Blöcken 8 und 9, die gemäß der Erfindung nur je auf einer Seite abbrennen, nämlich der äußere Block 8 auf seiner Innenseite 8', während sein Außenumfang durch die Schutzschicht 8" auf die innere Fläche des Gehäuses 1 aufgeklebt ist und der innere Block 8 auf seiner Außenseite 9', während er durch die Schutzschicht 9" auf die Außenseite 6' des Mittelrohres 6 aufgeklebt ist.The propellant charge consists of two concentric ring-shaped blocks 8 and 9, which according to the invention burn only on one side, namely the outer one Block 8 on its inside 8 ', while its outer circumference through the protective layer 8 "is glued to the inner surface of the housing 1 and the inner block 8 is on its outside 9 ', while it is through the protective layer 9 "on the outside 6' of the central tube 6 is glued on.

Die lediglich auf einer Seitenfläche jedes der beiden Blöcke 8, 9 erfolgende Verbrennung sichert das Ausströmen der Gase in den einzigen Ringraum 10. Das Außenrohr 1 und das Zentralrohr 6 (das vorn durch den Stopfen 2 und hinten durch den Mittelteil 7" des Zentrierungselements 7 verschlossen ist) sind vollkommen der Einwirkung der Gase entzogen, so daß sie (insbesondere das Zentralrohr) ebenfalls aus einer Leichtmetallegierung hergestellt werden können.The only on one side surface of each of the two blocks 8, 9 The combustion that takes place ensures that the gases flow out into the single annulus 10. The outer tube 1 and the central tube 6 (the one at the front through the plug 2 and at the back is closed by the middle part 7 ″ of the centering element 7) are perfect withdrawn from the action of the gases, so that they (especially the central tube) also can be made from a light metal alloy.

Die neuartige Anordnung der Treibladung mit Zündung -der einander anliegenden Seitenflächen der beiden Blöcke ermöglicht die Verwendung eines ringförmigen Kopfzündrelais 11, das koaxial zu den Ladungen angeordnet und vollkommen in den Verschlußstopfen 2 eingebettet ist. Das ergibt einen. soliden Zusammenbau und eine optimale Wirkungsweise, die vom Beginn des Zündvorganges an ein vollkommenes Bestreichen der beiden zu zündenden Oberflächen sichert.The novel arrangement of the propellant charge with ignition - of each other adjacent side surfaces of the two blocks allows the use of an annular Head ignition relay 11, which is arranged coaxially with the charges and completely in the Sealing plug 2 is embedded. That makes you. solid assembly and a optimal mode of action, the perfect coating from the beginning of the ignition process of the two surfaces to be ignited.

Die beiden Durchmesser D und d des ringförmigen Zündrelais sind etwa gleich den Durchmessern D' und d' der beiden zu zündenden Flächen. Im Falle der Verwendung eines Zünders oder einer Sicherungsvorrichtung, die durch das Abströmen der Gase betätigt wird, weist der vordere Verschlußstopfen 2 wenigstens zwei Öffnungen 2' auf, die kreisförmig in einem Durchmesser, der vorzugsweise etwas größer als der innere Durchmesser d des Relais 11 und vorzugsweise etwas kleiner als der äußere Durchmesser D des Relais ist, angeordnet sind.The two diameters D and d of the ring-shaped ignition relay are approximately equal to the diameters D 'and d' of the two surfaces to be ignited. In the case of using an igniter or a safety device which is actuated by the outflow of the gases, the front sealing plug 2 has at least two openings 2 'which are circular in a diameter which is preferably slightly larger than the inner diameter d of the relay 11 and preferably slightly smaller than the outer diameter D of the relay, are arranged.

Fig.2 ist ebenfalls ein Längsschnitt durch einen Raketenantrieb gemäß der Erfindung, der ebenfalls aus einem Gehäuserohr 12, einer Düse 3 sowie einer äußeren Ringladung 14 und einer dazu konzentrischen inneren Ringladung 15 je von der Länge L besteht.2 is also a longitudinal section through a rocket drive according to of the invention, which also consists of a housing tube 12, a nozzle 3 and a outer ring charge 14 and a concentric inner ring charge 15 each of of length L.

Der äußere Block 14 ist über die Schutzschicht an die -innere Wandung des Rohres 12 und der innere Block 15 ebenfalls über die Schutzschicht an das Mittelrohr 16, das seinerseits an dem vorderen Verschlußstopfen 17 fest ist, angeklebt. Die Ladung besteht gemäß dieser Abbildung aus einem dritten Ringkörper in konzentrischer Anordnung, dessen Länge L' kleiner ist als L und der mit seiner Außenfläche 18' an dem rückwärtigen Teil 16' des Mittelrohres 16 angeklebt ist.The outer block 14 is attached to the inner wall via the protective layer of the tube 12 and the inner block 15 also via the protective layer to the central tube 16, which in turn is fixed to the front sealing plug 17, glued. the According to this figure, the charge consists of a third ring body in a concentric Arrangement whose length L 'is smaller than L and which with its outer surface 18' is glued to the rear part 16 'of the central tube 16.

Der rückwärtige Teil 16' des Rohres 16 besitzt den gleichen äußeren Durchmesser d wie das rückwärtige Rohr 16 selbst, und auf diese Gesamtanordnung, deren Durchmesser über die ganze Länge d beträgt, wird die ununterbrochene Ladung 15 aufgeklebt.The rear part 16 'of the tube 16 has the same outer Diameter d as the rear tube 16 itself, and on this overall arrangement, whose diameter is d over the entire length, becomes the uninterrupted charge 15 glued on.

Um zu verhindern, daß das Mittelrohr 16 in Berührung mit den Verbrennungsgasen gelangt, wird dieses aus zwei Teilen zusammengesetzt, nämlich dem vorderen Teil 16, vorzugsweise aus einer Leichtmetallegierung, der rückwärts offen und vorn durch den Abschlußstopfen 17 geschlossen ist, mit dem er verbunden ist, und dem rückwärtigen Teil 16' -(z. B. durch ein Gewinde 19), der mit dem vorderen vollen Teil 19' verbunden ist, so daß der innere Raum 16" des vorderen -Rohres 16 völlig der Einwirkung der Gase entzogen ist und deshalb als Ganzes aus einer Leichtmetallegierung bestehen kann.To prevent the central tube 16 from coming into contact with the combustion gases, it is composed of two parts, namely the front part 16, preferably made of a light metal alloy, which is open at the back and closed at the front by the plug 17 to which it is connected , and the rear part 16 '- (e.g. by a thread 19), which is connected to the front full part 19', so that the inner space 16 "of the front pipe 16 is completely protected from the action of the gases and therefore can consist of a light metal alloy as a whole.

Die Gesamtheit der Teile 16' - 16 wird rückwärts durch einen Zentrierkörper zentriert, der dem Zentrierkörper 7 gemäß Fig. 1 entspricht. Dieser Körper 20 weist jedoch eine axiale COffnung 20' auf, die die Abführung der aus dem Ladungsblock 18 entweichenden Gase, der lediglich auf seiner inneren Fläche 18" abbrennt, nach der Düse 2 ermöglicht.The entirety of the parts 16'-16 is reversed by a centering body centered, which corresponds to the centering body 7 according to FIG. This body 20 has however, an axial opening 20 ', which allows the discharge of the charge block 18 escaping gases, which only burns off on its inner surface 18 " the nozzle 2 allows.

Der innere Durchfluß 21, über den das Abströmen der beim Abbrand der Innenfläche 18" des Blockes 18 gebildeten Gase erfolgt, ermöglicht ferner die Herstellung auch des das Mittelrohr verlängernden Körpers 16' aus einet Leichtmetallegierung wieder mit dem Ergebnis einer Gewichtsverleichterung. (Die innere Fläche dieses Körpers 16' ist durch die Schutzschicht 18' und den Abschluß nach vorn durch den vollwandigen Teil 19' geschützt, so daß kein Ausfließen von Gas nach vorn erfolgt, sondern lediglich ein begrenztes Ausströmen nach rückwärts durch die Öffnung 20'.) Aus Fig. 2 ist ersichtlich, daß die Länge L' des zusätzlichen inneren Ladungsblockes 18 viel kleiner ist als die Länge L der beiden äußeren Blöcke 14 und 15. Diese entspricht gemäß der Erfindung einer optimalen Bemessung der Querschnitte, die für das Ausströmen der Gase dargeboten werden, unter Berücksichtigung der im Hinblick auf den inneren Durchmesser C und die Gesamtlänge L der Kammer) zur Verfügung stehenden Mengen. Der ringförmige äußere Querschnitt 22, der für das Ausströmen der aus den Blöcken 14 und 15 gebildeten Abbrandgase zur Verfügung steht, ist so bemessen, daß diese Gase vom Augenblick der Zündung an ohne Überdruckbildung insbesondere in dem Endbereich T, unter Berücksichtigung der Länge L und der sonstigen Abmessungen der Blöcke in Abhängigkeit von einem gegebenen Energieinhalt sowie der Dicke des Pulverkörpers von Höchstgewicht und -durchmesser ausströmen können. Für die gleichmäßige Verbrennung aller Ladungsblöcke 14, 15 und 18 muß die Wandstärke des mittleren Blockes ebenfalls gleich e sein. Infolgedessen ist bei einem Durchmesser C der Kammer, einer Stärke e der drei Blöcke und entsprechend der oben gekennzeichneten Anordnung der Blöcke 14, 15 der Durchmesser des Durchflusses 21 des dritten Blockes 18 ziemlich eng. Unter diesen Bedingungen ist, wenn man dem dritten Block die Länge L der Kammer gibt, der Querschnitt des Gasaustritts in vielen Fällen unzureichend.The inner passage 21, through which the outflow of the gases formed when the inner surface 18 ″ of the block 18 is burned off, also enables the body 16 ′, which extends the central tube, to be manufactured from a light metal alloy, again with the result of a weight reduction Body 16 'is protected by the protective layer 18' and the closure to the front by the full-walled part 19 ' , so that there is no outflow of gas to the front, but only a limited outflow to the rear through the opening 20'.) From FIG It can be seen that the length L 'of the additional inner charge block 18 is much smaller than the length L of the two outer blocks 14 and 15. According to the invention, this corresponds to an optimal dimensioning of the cross-sections that are presented for the outflow of the gases, taking into account the quantities available with regard to the inner diameter C and the total length L of the chamber) The ring shaped outer cross-section 22, which is available for the outflow of the combustion gases formed from the blocks 14 and 15, is dimensioned so that these gases from the moment of ignition without overpressure, especially in the end region T, taking into account the length L and the rest Dimensions of the blocks depending on a given energy content and the thickness of the powder body of maximum weight and diameter can flow out. For the uniform combustion of all charge blocks 14, 15 and 18, the wall thickness of the middle block must also be equal to e. As a result, with a diameter C of the chamber, a thickness e of the three blocks and, in accordance with the above-identified arrangement of the blocks 14, 15, the diameter of the passage 21 of the third block 18 is quite narrow. Under these conditions, if the length L of the chamber is given to the third block, the cross-section of the gas outlet is in many cases insufficient.

Gemäß der Erfindung ist es jedoch möglich, einen dritten Ladungsblock 18 von gleicher Dicke e und deshalb gleicher Abbranddauer von einer Länge L', die kleiner als die Länge L ist, zu verwenden, in welchem (in koaxialer Anordnung) in seiner Mitte ein Kanal 21 ausgespart ist, dessen Querschnitt ausreicht, um ein Ausströmen der auf seiner inneren Fläche 18" entwickelten Gase ohne überdruck zu ermöglichen. Diese: Kanal muß dem Verhältnis, das zwischen dem Querschnitt des Gasaustritts und der Oberfläche der abzubrennenden inneren Fläche bestehen muß, genügen. Bezeichnet 8 den Durchmesser der abzubrennenden Fläche, so beträgt der Querschnitt Ist l die Länge der Ladung, so beträgt die gasentwickelnde Ober- Räche n ö 1. Der Gasaustrittsquerschnitt muß dem Verhältnis aus thermodvnamischen Gründen genügen, wobei lediglich für 1 ein gewisser Wert, der häufig kleiner ist als L (oder gleich L' < L), nicht überschritten werden darf, falls es sich um eine Ladung der in Fig. 2 dargestellten Art handelt.According to the invention, however, it is possible to use a third charge block 18 of the same thickness e and therefore the same burning time, of a length L 'which is smaller than the length L, in which (in a coaxial arrangement) a channel 21 in its center is recessed, the cross section of which is sufficient to allow the gases developed on its inner surface 18 "to flow out without overpressure 8 is the diameter of the area to be burned off, then the cross-section is If l is the length of the charge, the gas-evolving surface is n ö 1. The gas outlet cross-section must be the ratio are sufficient for thermodynamic reasons, with a certain value for 1, which is often less than L (or equal to L '<L), must not be exceeded if the charge is of the type shown in FIG.

Es ist hiernach ersichtlich, daß die Anordnung der Erfindung nämlich des mittleren Rohres mit einem rückwärtigen Teil, unter Unterbrechung des inneren leeren Raumes des axialen Rohres durch einen Abschluß, es ermöglicht, mit dem Erfolg einer Verbesserung der Leistung des Raketenantriebs und einem günstigeren spezifischen Gewicht bei gleichen Raumabmessungen eine zusätzliche koaxiale Ladung unterzubringen, die einen Teil der Länge der Kammer einnimmt und düsenseitig liegt.It will be seen hereafter that the arrangement of the invention namely of the middle tube with a rear part, interrupting the inner one empty space of the axial tube through a closure, it allows with success an improvement in the performance of the rocket engine and a cheaper specific one Weight to accommodate an additional coaxial charge with the same room dimensions, which occupies part of the length of the chamber and is on the nozzle side.

Fig. 3- veranschaulicht in den Fig. 1 und 2 entsprechender Darstellung weitere Merkmale der Erfindung. Der in dieser Figur dargestellte Raketentreibsatz besteht ebenfalls aus einem Gehäuserohr 23, einem vorderen Abschlußstopfen 24, einem Mittelrohr 25, einer an die Innenfläche des Rohres 23 angeklebten äußeren Ladung 26 und einer dazu koaxialen, an die äußere Fläche des Rohres 25 angeklebte innere Ladung 27.Fig. 3- illustrates a representation corresponding to that of FIGS. 1 and 2 further features of the invention. The rocket propellant shown in this figure also consists of a housing tube 23, a front end plug 24, a Center tube 25, an outer charge adhered to the inner surface of the tube 23 26 and an inner coaxial therewith glued to the outer surface of the tube 25 Charge 27.

Das Mittelrohr 25 besteht aus einem üblichen Rohrkörper 25 (vorzugsweise aus Leichtmetallegierung), der an dem vorderen Abschlußstopfen 24 befestigt ist und eine rückwärtige Verlängerung 29, vorzugsweise aus Stahl, von dem gleichen Außendurchmesser wie das Rohr 25 selbst aufweist. Zufolge dieser Anordnung ist die innere Ladung 27 ohne Unterbrechung um die äußere Fläche von dem gleichen Durchmesser d' des Rohres 25 auf die rückwärtige Verlängerung aufgeklebt.The central tube 25 consists of a conventional tubular body 25 (preferably made of light metal alloy), which is attached to the front end plug 24 and a rear extension 29, preferably made of steel, of the same outside diameter as the tube 25 itself has. As a result of this arrangement is the internal charge 27 without interruption around the outer surface of the same diameter d 'of the tube 25 glued to the rear extension.

Die Verbindung des rückwärtigen Rohres 29 mit dem vorwärtigen Rohr 25 erfolgt z. B. mittels eines Stiftes 30 oder durch Gewinde. Ein Abschluß 30' bewirkt, d'aß der innere Raum 25' des Rohres 25 völlig den Einwirkungen der Gase entzogen ist und daß dieses deshalb aus einer Leichtmetallegierung hergestellt werden kann.The connection of the rear pipe 29 with the forward pipe 25 takes place z. B. by means of a pin 30 or by thread. A termination 30 'causes that the inner space 25 'of the pipe 25 is completely withdrawn from the effects of the gases and that this can therefore be made from a light metal alloy.

Der Zentrierkörper 31 mit Armen 32 weist eine axiale Öffnung 33 auf.The centering body 31 with arms 32 has an axial opening 33.

Der ringförmige Ausströmraum 28 zwischen den beiden Blöcken 26 und 27 ist so bemessen, daß er in dem Ausströmbereich T2 (der dem vorderen Teil des rückwärtigen Rohres 29 entspricht) ausreicht, jedoch in dem äußeren rückwärtigen Bereich Tl der Ladung nicht ausreichend ist, sondern eine Einschnürung bildet. Infolge dieser Anordnung ergibt sich, wie ersichtlich, wegen der Verkleinerung des leeren Raumes 28 ein besonderer Füllkoeffizient des Antriebs und damit eine erhöhte Treibkraft unter Verringerung des spezifischen Gewichts.The annular outflow space 28 between the two blocks 26 and 27 is dimensioned so that it is in the outflow area T2 (which is the front part of the rear tube 29 corresponds) is sufficient, but in the outer rear Area Tl of the charge is not sufficient, but forms a constriction. As a result this arrangement results, as can be seen, because of the reduction in size of the empty space Space 28 has a special filling coefficient of the drive and thus an increased driving force while reducing the specific weight.

In, dem Teil des rückwärtigen Rohres 28 zwischen T1 und T2 sind der innere Block 27 und das Rohr 29 selbst durch radiale Öffnungen 34, die in aufeinanderfolgenden Kränzen angeordnet sind, durchbohrt. Die Anordnung dieser Ladung ist so, daß nach Einbringen des Blockes und Verkleben der Ladung mit den Röhren 29 und 25 die radialen Löcher 34 der Ladung mit den radialen Löchern 34 des Rohres 29 fluchten. Demzufolge strömen die an den konzentrischen Ringblöcken 26 -und 27 gebildeten Gase durch den ringförmigen Querschnitt 28 bis zu dem Punkt TZ aus, jedoch von hier aus auch über den Qäerschnitt 35, um schließlich endgültig durch die Öffnung 33 des Zentrierteiles. 31 des Rohres 29 auszuströmen, und- zwar wegen der Verbindung durch die radialen Löcher 34. Die Gesamtheit der Querschnitte 28 und 35 wird so bemessen, daß ein ordnungsgemäß einwandfreier axialer Ausfluß bis zu dem rückwärtigen Endbereich T1 möglich ist.In, the part of the rear tube 28 between T1 and T2 are the inner block 27 and the tube 29 itself through radial openings 34 in successive Wreaths are arranged, pierced. The arrangement of this charge is such that after Introducing the block and gluing the charge to the tubes 29 and 25, the radial ones Holes 34 of the load are aligned with the radial holes 34 of the tube 29. As a result the gases formed at the concentric ring blocks 26 and 27 flow through the annular cross-section 28 up to the point TZ, but from here also over the cross section 35 to finally finally through the opening 33 of the centering part. 31 of the pipe 29 to flow out, namely because of the connection through the radial Holes 34. The entirety of the cross-sections 28 and 35 is dimensioned so that a properly flawless axial outflow is possible up to the rear end region T1.

Da die Kammer 35 von den Gasen durchströmt wird, muß der Körper 29 aus Stahl bestehen, jedoch ergibt diese Anordnung hinsichtlich des Füllkoeffizienten einen grundsätzlichen erheblichen Vorteil.Since the chamber 35 is flowed through by the gases, the body 29 consist of steel, but this arrangement results in terms of the filling coefficient a fundamentally significant advantage.

Die Ladung gemäß der Erfindung kann aus mehreren inneren Blöcken oder Zwischenblöcken, die um oder in das Innere von Tragkörpern, die um dieAchse des Raketenantriebs angeordnet sind, herumliegen, angeklebt werden, bestehen. Eine solche Anordnung ist in den Fig. 4 und 5 lediglich beispielsweise dargestellt. Wie aus den Figuren ersichtlich ist, sind die inneren Ladungen 36, deren jede an einen röhrenförmigen Tragkörper37 angeklebt ist, gleichmäßig um die Achse des Antriebs verteilt und die äußere Ladung 38, wie bei den vorher beschriebenen Ausführungsformen an die innere Ladung des Gehäuses 39 des Antriebs angeklebt. Die Rohre 37 sind an dem vorderen Abschlußstopfen 40 angeschraubt und werden hinten durch einen an einem z. B. sternförmigen Körper 42 befestigten Stift 41 gehalten.The charge according to the invention can consist of several internal blocks or Intermediate blocks which are placed around or in the interior of supporting bodies which are placed around the axis of the Rocket propulsion are arranged, lying around, glued on, exist. Such Arrangement is shown in Figs. 4 and 5 only as an example. How out As can be seen in the figures, the internal charges 36, each attached to a tubular Support body37 is glued, evenly distributed around the axis of the drive and the outer charge 38, as in the previously described embodiments, to the inner one Charge of the housing 39 of the drive glued. The tubes 37 are on the front one End plug 40 screwed and are back by a z. B. star-shaped Body 42 fixed pin 41 held.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Powder rocket drive with at least two powder blocks which form the main and additional propellant charges and are isolated from the metal parts by a protective layer, of which the outer powder block is held by means of the protective layer on the inner wall of the tubular rocket housing, characterized in that the additional propellant charge forming inner or intermediate blocks (9, 15, 18, 27, 36) by means of the protective layer (9 ") around or on a front end plug (2, 17, 24, 40) of the housing (1, 12, 23, 39 ) attached support body (6, 16, 16 ', 25, 29, 37) are glued.

2. rocket drive according to claim 1, characterized in that that the support body or bodies (6, 16, 16 ', 25, 29, 37) with their rear end in a centering piece (7, 20, 32, 42) with a central hub (7 ") and radial, according to are centered in front of grasping arms.

3. rocket engine according to claim 1 and 2, characterized characterized in that the support body or bodies (6, 16, 16 ', 25, 29, 37) are made of a light metal alloy exist and through the end plug (2, 17, 24, 40) the centering body (7, 20, 32, 42) and the protective layer (9 ") are withdrawn from the action of the powder gases.

4. rocket drive according to claim 1 and 2, characterized in that an annular Ignition relay (11), the outer diameter (D) of which is approximately the inner diameter (D ') of the outer charge block and its inner diameter (d) approximately the outer diameter (d ') of the inner charge block, coaxial with the blocks entirely in the front end plug (2, 17, 24, 40) is embedded.

5. Rocket drive according to one of the preceding claims, characterized in that the outer diameter of the support body or bodies ( 6, 16, 16 ', 25, -291 37) is the same over its entire length.

6. rocket propulsion make one of the preceding claims, characterized in that, to the action of the propellant gases to actuate a in the bottom part of a projectile arranged on the front end of the rocket engine provided detonator od, the like to enable the front end plug (2,17,24,40) has a ring of two or three longitudinal holes (2 '), which on one opposite the outside diameter (D) of the ignition relay (11) is slightly smaller and compared to the inside diameter (d) of the ignition relay (11) are slightly larger in diameter.

7. Rocket propulsion after one of the preceding claims, with a shear plate mounted in the nozzle, characterized in that the shear plate (5) is preferably made of light metal and has a convex shape as seen from the inside of the housing. B.

Rocket drive according to one of the preceding claims, characterized in that that the support body (6) is closed at both ends and only a single one, Powder block that covers its entire length and is glued to its outer surface (9) carries.

9. rocket drive according to claim 1 to 7, characterized in that an inner tubular powder block on the inner surface of the support body (16 ') on the nozzle side (18) is glued on.

10. rocket engine according to claim 9, characterized in that that the support body (16,16 ') has a full-walled closure body (19') which the powder block (18) arranged within the support body (16 ') opposite the on its inner surface no part of the supporting body (16) carrying a powder block seals off escaping gases.

11. rocket engine according to claim 1 to 7 and 9 to 10, characterized in that the support body (16, 16 ') on its rear End through a radial arms and an axial opening 20 ') having centering piece (20) is centered.

12. Rocket drive according to one of the preceding claims, characterized in that the support body (25) and the one adhered to it on the outside Charge block (27) one or more rings of radial holes (34) on the nozzle side has, through which the after the nozzle (3) through a central opening (33) of the rear centering piece (32) opening interior space (35) with the annular space (28) is connected between the inner (27) and the outer powder block (26).

13. rocket engine according to claim 12, characterized in that; that the rear part (29) of the support body is fastened to the actual support body (25) by screwing or splinting and has an intermediate wall (30 ') that closes its interior space (35) above the area provided with bores. Pamphlets considered; German Patent Nos. 916 805, 816 626, 733 795; Swiss Patent No. 243 104; French Patent No. 1095 546; British Patent Nos. 720 483, 622 217; U.S. Patent No. 2,703,960; VDI magazine, vol. 95 (1953), no. 1, p. 16.