DE1085719B

DE1085719B - Raketenantrieb und -ausbildung

Info

Publication number: DE1085719B
Application number: DESCH21353D
Authority: DE
Inventors: Dr Eberhard Schneller
Original assignee: EBERHARD SCHNELLER DR
Current assignee: EBERHARD SCHNELLER DR
Priority date: 1944-12-04
Filing date: 1944-12-04
Publication date: 1960-07-21

Description

Raketenantrieb und -ausbildung Die Erfindung betrifft einen Raketenantrieb und eine Raketenausbildung, wobei eine Bergmann- oder Laval-Düse an eine Verbrennungskammer anschließt, und der Vortrieb durch Rückstoß heißer Gase erzielt wird und weiterhin Mittel zum Schutze der Verbrennungskammer gegen -die Einwirkung der heißen Verbrennungsgase vorgesehen sind.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Lebensdauer von. Raketen dadurch zu verlängern, daß die wärmeempfind#lichen Teile, insbesondere die Ringkante zwischen der Verbrennungskammer und der VerbrennungsdÜse geschützt werden. Weiterhin soll gemäß der Erfindung eine besonders hohe Innentem-3 peratur der Rakete und demgemäß erhöhte Schubleistung ermöglicht werden.
Es sind Verbrennungskammern bekanntgeworden, welche aus einer inneren metallischen Wand, einer äußeren metallischen Wand und einem nicht verbrennbaren porösen Material im Zwischenraum zwischen den Wänden bestehen. Die innere Wand hat Rippen, welche die innere Fläche in eine axiale Serie von Ringzonen aufteilen. Bei diesen Verbrennungskammern sind Einrichtungen vorgesehen, um eine verbrennbare Flüssigkeit tangential jeder zweiten Ringzone und eine oxydierende Flüssigkeit den dazwischenliegenden Ringzonen zuzuführen.
Der Gegenstand der Erfindung unterscheidet sich von den bekannten Verbrennungskammern im wesentlichen dadurch, daß die Wände der Verbrennungskammer durch einen tangential eingeführten, sich synchron mit dem heißen Gasinnern kernspiralig um die Längsachse der Verbrennungskammer drehenden küh- leren Gasaußenmantel geschützt werden.
Vorzugsweise sind in der mineralischen Kammerausklei,dung tangentiale Durchbrüche vorgesehen, durch welche ein kühlendes Gas in die Verbrennungskammer,eingedrückt wird.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung werden die Gasführungsdurchbrüche von, längs des Mantels der Verbrennungskammer verlaufenden Schlitzen gebildet, die so geführt sind, daß der schraubenlinienförmig an >die Verbrennungskammerwand entlangstreichtnde kühlere Gasaußenmantel den heißen Gasinnenkern von der die Düse von der Kammer trennenden Ringkante abhält. Der synchrone Lauf des kühleren äußeren Gasmantels und des heißeren Gasinnenkerns kanndurch einen schraubenlinienförmigen Drallgang beim Eintritt der Gase in dieVerbrennungskammer erzwungen werden, so daß dementsprechend durch die synchrone Drehung eine Aufwirbelung des kühleren Gasaußenmantels vermieden wird.
In der Zeichnung ist eine bevorzugte Ausführungsform des Gegenstandes der vorliegenden Erfindung dargestellt. Es zeigt Fig. 1 einen Längsschnitt durch den Raketenantrieb in schematischer Darstellung, Fig. 2 eine schematische Darstellung der schraubenlinienförmigen Führung der Antriebsgase, Fig. 3 einen Querschnitt längs der Linie A-B in Fig. 1.
Bei der dargestellten Ausführungsform des Gegenstand-es der Erfindung ist eine Verbrennungskammer 1 mit einer mineralischen Auskleidung 2 versehen, die über den Umfang verteilte Schlitze3 besitzt. Durch diese Schlitze3 strömen in tangentialer Richtung4 kühle Außengase, welche aus dem Zwischenraum5 austreten. Der Zwischenraum5 trennt einen Stahlmante16 von der mineralischen Auskleidung2. Der Eintritt der Gase in die Verbrennungskammer erfolgt bei 7 durch eine Drallführung, die die synchrone Drehung zwischen dem heißen Gasinnenkern und dem kühleren Gasaußenmantel unter Vermeidung der Aufwirbelung des küh-len Gasaußenmantels erzielt. Zur Trennung der Verbrennungsgase, des notwendigen Sauerstoffes und des kühlen Gasaußenmantels dienen drei konzentrische Rohre 8, 9, 10.
Fig. 2 stellt den schraubenlinienförmigen Verlauf der Verbrennungsgase und des kühlen Gasaußenmantels dar, der nahezu wirbelfrei bis zum Ende der Verbrennungskammer verläuft. Der engste übergang zwischen der Verbrennungskammer und einer Bergmann-Düsell wird durch einen ringförmigen, besonders wärmeempfindl-ichen Durchlaß 12 gebildet, der durch die erfindungsgemäße Führung der Gasströme zuverlässig vor zu hoher Erwärmung geschützt wird.

Claims

PATENTANSPRÜCHE: 1. Raketenantrieb und -ausbildung, bei dem an eine Verbrennungskammer eine Bergmann- oder Laval-Düse anschließt und der Vortrieb durch Rückstoß heißer Gase erzielt wird und bei dem weiterhin Mittel zum Schutz der Verbrennungskaminer gegen die Einwirkung der heißen Verbrennungsgase vorgesehen sind, dadurch gekennzeichnet, daß die Wände der Verbrennungskammer durch einen tangential eingeführten, sich synchron mit dem heißen Gasinnenkern spiralig um die Längsachse der Verbrennungskammer drehenden kühleren Gasaußenmantel geschützt werden.
2. Raketenantrieb nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß in der mineralischen Kammerauskleidung tangentiale Durchbrüche (3) vorgesehen werden, durch welche ein kühlendes Gas in die Verbrennungskammer eingedrückt wird. 3. Raketenantrieb nach Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Gaseinführungsdurchbrüche (3) von längs des Mantels der Verbrennungskammer verlaufenden Schlitzen gebildet werden, die so geführt sind, daß der schraubenlinienförmig an der Verbrennungswand entlang streichende kühlere Gasaußenmantel den heißen Gasinnenkern von der die Düse von der Kammer trennenden Ringkante abhält. 4. Raketenantrieb nach Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der synchrone Lauf des kühleren äußeren Gasmantels und des heißeren Gasinnenkernes durch einen schraubenlinienförmigen Drallgang beim Eintritt der Gase in die Verbrennungskammer erzwungen wird, so daß dementsprechend durch die synchrone Drehung eine Aufwirbelung des kühleren Gasaußenmantels vermieden wird. In Betracht gezogene Druckschriften: USA,-Patentschriften -Nr. 2 359 108, 2 286 909.