DE1090144B - Geformter Raketen-Feststofftreibsatz - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf einen geformten Raketen-Feststofftreibsatz auf der Basis Oxydationsmittel, Brennstoff und Bindemittel.

Es ist bekannt, die Festigkeit von geformten Explosivstoffkörpern durch Einbettungen aus organischen Faserstoffen zu erhöhen, die gleichzeitig als Brennstoff oder als Explosivstoffkomponente wirken.

Gemäß den bisherigen Ausführungen von Raketen mit festem Brennstoff besteht diese aus einer zylindrischen Raketenkammer mit einem vorderen halbrunden Ende und einer verengten Auspuffdüse airi hinteren Ende, durch welche die Verbrennungsgase zur Entladung kommen und so die Reaktion hervorrufen, durch die die Rakete vorwärts getrieben wird. Im allgemeinen haben feste oder körnige Treibstoffe für Raketen Vorteile gegenüber flüssigen Brennstoffen gleicher Kraftentwicklung. Die mit flüssigem Brennstoff angetriebenen Raketen erfordern Brennstoffpumpen und Installationen, Steuerorgane, Kühlvorrichtungen und anderes Zubehör, das bei Raketen mit festem Brennstoff nicht erforderlich ist. Bei sonst gleichen Bedingungen ist der Fortfall des oben erwähnten Zubehörs sehr erwünscht, weil sich damit größere Störungsfreiheit, Einfachheit und niedrige Herstellungskosten ergeben. Eine Verdoppelung des Gewichtsanteils der Rakete, der nicht direkt für die Erzeugung des Vortriebs notwendig ist, erfordert etwa eine Verachtfachung des Brennstoffgewichts. Es ist deshalb wichtig, das tote Gewicht soweit wie möglich zu vermindern, wozu auch der Fortfall allen Zubehörs gehört, wie es bei mit flüssigem Brennstoff betriebenen Raketen erforderlich ist.

Ein weiterer Vorteil der meisten mit festem Brennstoff angetriebenen Raketen gegenüber Raketen mit flüssigem Brennstoff ist, daß die ersteren fast äugenblicklich betriebsbereit sind, während die mit Flüssigkeit angetriebenen Raketen erst kurz vor dem Abschuß mit flüssigem Brennstoff aufgefüllt werden müssen.

Außerdem können Bewegungen des flüssigen Brennstoffs in den Tanks eine unerwünschte Vibration der Rakete während des Fluges hervorrufen oder einen ungleichmäßigen Zufluß des flüssigen Brennstoffs zur Folge haben und damit unter Umständen ein vorzeitiges Beenden des Brennvorgangs.

Trotz dieser Vorteile der mit festem Treibstoff angetriebenen Raketen gegenüber den mit flüssigem Brennstoff angetriebenen Raketen gleicher Leistung bestehen besonders bei großen, mit festem Brennstoff angetriebenen Raketen verschiedene ungelöste Probleme, so daß deren Anwendung bisher beschränkt war. Im allgemeinen bestehen die üblichen festen Treibstoffe aus einer gegossenen, geformten oder stranggepreßten Brennstoffmasse, beispielsweise synthetischem Gummi oder Kunstpolymeren, wie PoIy-

Anmelder:

Hexcel Produkts, Inc.,
Berkeley, Calif. (V. St. A.)

Vertreter: Dipl.-Ing. W. Cohausz,

Dipl.-Ing. W. Florack und Dipl.-Ing. K.-H. Eissei,

Patentanwälte, Düsseldorf, Schumannstr. 97

Beanspruchte Priorität:
V. St. v. Amerika vom 14. April 1958

WeUs A. Webb, Berkeley, Calif.,
und Wendell T. Jackson, Pleasant Hill, Calif.

(V. St, A,),
sind als Erfinder genannt worden

äthylen, Polyurethan oder Polysulfit, und in dieser Brennstoffmasse sind verteilte Körner oder Oxydierpartikeln gebunden, wie beispielsweise Ammoniumchloratkristalle sowie Katalysatoren·, gegebenenfalls auch bestimmte Mengen pulverisierten; Aluminiums oder einer anderen Art abgesonderter Brennstoffpartikeln. Bei derartigen Ladungen festen Treibstoffs können die hohen Drücke sowie Hitze und Schockwellen eine vorzeitige Explosion, ein Zerbrechen oder Zerfallen der noch nicht verbrannten Ladung- zur Folge haben. Diesbezüglich haben die bisher üblichen Treibstoffladungen keine genügende Festigkeit und auch verhältnismäßig geringe Kohäsion. Die mangelnde Kohäsion ist hauptsächlich auf den hohen Anteil von körnigen Partikeln des Oxydierstoffs, des Katalysators und des pulverisierten Brennstoffs zurückzuführen. Beispielsweise ist das stöchiometrische Verhältnis von Polyäth}. lenbrennstoff zu Ammoniumperchlorat-Qxydierstoff ungefähr 1:9. Risse oder Brüche in dem Material oder ein Zerfall des Materials der Brennstoffmasse verursachen, auch wenn keine Explosion erfolgt, ein ungleichmäßiges Brennen und damit Druckschwankungen oder besondere Impulse. Dadurch können unzufriedenstellende Betriebsbedingungen entstehen, die so ernst sind, daß die Konstrukteure von Raketen ge-

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zwungen sind, statt dieser mit festem Brennstoff angetriebenen Raketen solche mit Antrieb durch flüssigen Brennstoff zu benutzen.

Die üblichen festen Treibstoffe werden gewöhnlich in ein Metallgehäuse eingebracht und mit den Innenwandungen dieses Gehäuses gebunden. Da die geformten oder stranggepre'ßten, unregelmäßigen körnigen Teile verhältnismäßig geringe Strukturfestigkeithaben, muß diese Festigkeit durch das Gehäuse gegeben sein, das den maximalen Verbrennungsdrücken standhalten muß. Bei Raketen mit zentraler Verbrennung, d. h. Raketen, bei denen die Verbrennung von Kern radial nach außen zu den Raketen wandungen hin erfolgt, entsteht der maximale Verbrennungsdruck in der Verbrennungskammer kurz nach der Entzündung und während des Raketenstarts und des ersten Teils des Fluges. Der Aufbau des Raketengehäuses bei festem Treibstoff muß alo so sein, daß diese hohen Anfangsdrücke aufgenommen werden. Während des größten Teils des Raketenfluges und besonders im Endteil des ao Fluges, wo die Drücke unter den Maximal drücken liegen, bedeutet aber diese Ausführung nicht wirksames totes Gewicht.

Gemäß der Erfindung werden die obengenannten Nachteile der bisherigen mit festem Brennstoff angetriebenen Raketen dadurch vermieden, daß die eingebetteten Substanzen eine erhebliche Eigenfestigkeit haben, organischer oder metallischer ISTatur sind und die Form festigkeitstechnisch zusammenhängender Schichten, Lamellen oder Hohlkörper haben.

Diese verbrennbaren oder sich aufbrauchenden Teile sind zweckmäßig Bestandteile des körnigen Brennstoffs und haben die Form von Honigwaben. Im nachfolgenden werden solche honigwabenförmigen Elemente aus verschiedenen Materialien beschrieben. Diese Elemente können die Struktur verstärkende Sekundärbrennstoffe sein oder Teile, die durch Verbrennen des Primärbrennstoffs, den sie verstärken, sich verbrauchen. Einige dieser honigwabenförmigen Elemente, die nachfolgend beschrieben werden, werden einer vom Ende her abbrennenden Rakete beigegeben, während bei einigen die Honigwaben so liegen, daß die Verbrennung beliebig oder von der Mitte aus erfolgt.

Die Beigabe dieser honigwabenförmigen Elemente zu der Treibstoffüllung verstärkt diese so, daß die Gefahr einer vorzeitigen Explosion oder eines Bruches oder eines Zerfalls der noch nicht verbrannten Treibladung stark vermindert ist. Weiterhin ist es je nach Art der Treibstoff ladung und nach dem Ver- go lauf der honigwabenförmigen Zellen in bezug auf das Raketengehäuse möglich, daß die honigwabenförmigen Elemente zur Festigkeit des ganzen Raketengehäuses beitragen. Auf diese Weise ist es erfindungsgemäß möglich, daß der Maximalverbrennungsdruck bei der Zündung oder im ersten Teil des Brennvorgangs aufgenommen wird von der kombinierten Festigkeit des Treibstoffsatzes und des Raketengehäuses, wobei zu beachten ist, daß während der Zündung und während des ersten Teils des Verbrennens nur ein verhältnismäßig kleiner Anteil der Verstärkungseinlage sich aufbraucht. Während des fortschreitenden Raketenfluges sinken dann die Drücke unter den maximalen Yerbrennungsdruck, und dann braucht das Raketengehäuse selbst nur noch so viel Festigkeit zu haben, daß die Drücke kurz λόγ Ausbrennen des Treibsatzes aufgenommen werden, wo dann ja der größte Anteil des verstärkenden Treibstoffs verbraucht ist.

Die Festigkeitseigenschaften des Treibstoffsatzes geben der Rakete auch größere Steifheit und verringern oder verhindern ein Abweichen der Rakete von ihrem Flug oder während des Richtens der Rakete in eine bestimmte Richtung. Ebenso wird der störende Einfluß von Vibrationen oder anderen Kräften während des Fluges vermindert.

Für den erfindungsgemäßen Zweck kann fester Brennstoff im wesentlichen jeden Querschnitts oder jeder Partikelgröße verwendet werden. Wenn die Honigwaben der Primärbrennstoff sind, kann die Dicke der Schicht, aus der die Honigwabe hergestellt ist, so berechnet werden, daß sich ein gleichmäßiges Abbrennen ergibt. Werden die Honigwaben als Sekundärbrennstoff verwendet oder als eine sich aufbrauchende Struktur zur Verstärkung eines festen Brennstoffs, so können sie so bemessen werden, daß sich eine optimale Verbrennung der jeweiligen Substanz ergibt. Da die Honigwaben den Treibsatz festigkeitsmäßig verstärken, hängt man also nicht mehr allein von der Kohäsionsfähigkeit der üblichen nichtverstärkten Treibsätze ab.

Ein weiterer Vorteil der Erfindung ist, daß aus gewissen Metallen hergestellte Honigwaben· eine hohe Wärmeleitfähigkeit haben, beispielsweise aus Aluminium hergestellte Honigwaben, während die nichtmetallischen oder organischen Brennstoffsubstanzen eine viel niedrigere Wärmeleitfähigkeit haben. Auf diese Weise wird das Abbrennen eines Raketentriebsatzes reguliert und kann nicht schneller vor sich gehen als die Wärmeübertragung von der brennenden Oberfläche in das Innere des Treibstoffsatzes. Der Treibstoffsatz kann nicht schneller brennen, als die Hitzewelle die Oberfläche schmelzen und verdampfen kann. Verstärkt man organische Brennstoffzusammensetzungen, beispielsweise Polyurethan- oder Polyäthylen-Brennstoffgemische mit Ammoniumperchlorat-Oxydierstoff, mit Aluminium-Honigwaben, die in Richtung der Verbrennung angeordnet sind, so leitet die Metall-Honigwabe die Hitze in das innere des Treibstoffkörpers, und. zwar schneller, als wenn die Hitze durch den Brennstoffkörper selbst geleitet werden würde. Durch die Verstärkung des anorganischen Brennstoffs mit einer metallischen Honigwabe höherer Wärmeleitfähigkeit" als der Brennstoff selbst kann man also eine strukturelle Verstärkung erreichen, das Abbrennen beschleunigen und die Brennfläche vergrößern.

Da die zellenartige Struktur einer Honigwabe eine größere Oberfläche hat, ergeben sich vergrößerte Brennflächen, und es kann der ganze Treibstoffsatz oder nur ein bei der Zündung oder im Anfangsstadium der Verbrennung wirkender Teil mit solchen vergrößerten Brennflächen ausgestattet werden.

Die konstruktive Ausbildung von Raketen ist dann derart, daß der Treibstoffsatz zur Festigkeit des Raketengehäuses beim Wirken der maximalen Verbrennungsdrücke beiträgt, d.h. beim Start oder im Anfang des Fluges, bevor der Treibstoffsatz sich allmählich aufbraucht und so seine verstärkende Wirkung verliert.

Die Zeichnungen zeigen mehrere Ausführungsbeispiele der Erfindung.

Fig. 1 ist ein teilweise schematischer Längsschnitt einer Rakete mit einem von einem Ende her abgebrannten Treibstoffsatz, in den honigwabenförmiges Material eingelagert ist, wobei die honigwabenförmigen Zellen parallel zur Längsachse der Rakete verlaufen;

Fig. 2 ist ein Querschnitt nach Linie 2-2 der Fig. 1;

Fig. 3 zeigt in vergrößertem Maßstab das honigwabenförmige Verstärkungsmaterial gemäß Fig. 1;

Fig. 4 ist der Längsschnitt eines von einem Ende her abbrennenden Treibstoffsatzes, der durch spiralverlaufendes, sich verbrauchendes Material verstärkt ist;

Fig. 5 ist ein Ouerschnitt nach der Linie 5-5 der Fig. 4;

Fig. 6 und 7 zeigen einen Längs- bzw. Querschnitt eines von der Mitte her abbrennenden Treibstoff satzes mit konzentrisch ringförmig angeordneten Honigwaben, deren Achsen rechtwinklig zur Längsachse des Raketengehäuses verlaufen;

Fig. 8 zeigt in vergrößertem Maßstab einen Schnitt durch den Treibstoffsatz nach Fig. 6 und 7;

Fig. 9-10, 11-12 und 13-14 zeigen im Längs- und Querschnitt andere Ausführungen von Treibstoffsätzen mit eingefügten sich verbrauchenden Lamellen; Fig. 15 bis 22 zeigen eine Rakete mit honigwabenförmigen Verstärkungseinlagen in verschiedenen Stadien des Abbrennen»;

Fig. 23 zeigt perspektivisch den Teil einer wärmeleitenden Metall-Honigwabe, die teilweise abgebrannt ist;

Fig. 24 ist ein Schnitt zu Fig. 23;
Fig. 25 ist eine Draufsicht auf eine andere Form einer Honigwabe;

Fig. 26 und 27 zeigen eine Honigwabe mit einer großen Anfangsbrennfläche für eine Treibstoff-Oxydierstoff-Mischung.

Der wesentliche Zweck der Erfindung ist, eine feste Treibfüllung für Raketen zu schaffen, die entweder festigkeitsmäßig verstärkt ist oder selbst bestimmte Festigkeitseigenschaften hat. Zu diesem Zweck werden, grundsätzlich gesehen, sich aufbrauchende Materialschichten organischer oder metallischer Zusammensetzung so in der Verbrennungskammer der Rakete angeordnet, daß mit Abstand voneinander festigkeitstechnisch zusammenhängende Schichten, Lamellen oder Lagen des Scihichtmaterials entstehen, wobei die Zwischenräume zwischen den Schichten mit einem festen chemischen Vortriebsmittel ausgefüllt sind.

Bei einigen der nachfolgenden Ausführungsbeispiele der Erfindung hat das Schichtmaterial die Form einer Honigwabe, während es bei anderen Ausführungsformen zu einem schraubenförmigen oder spiralförmigen Körper gewunden ist. In beiden Fällen sind die zellenförmigen Zwischenräume zwischen benachbarten Schichten ausgefüllt mit dem festen Vortriebsmittel. Dabei kann es erwünscht sein, daß die Treibfüllung als Hauptbrennstoff oder überhaupt als alleiniger Brennstoff wirkt, oder aber es kann erwünscht sein, ein sich verbrauchendes Verstärkungsmaterial anzuwenden, das nur sekundär bzw. mit weniger Wirkung als Brennstoff wirkt, dagegen andere nachfolgend beschriebene gewünschte Eigenschaften hat.

In den Fig. 1 bis 3 ist, teils schematisch, ein Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellt.

Fig. 1 zeigt ein Raketengehäuse üblicher Form mit einer inneren Verbrennungskammer 2 und einer halbrunden Kopfplatte 2 a, einer Auspuffdüse 3 und mit einer Raketenspitze 4, in der der Sprengstoff oder eine andere Nutzlast 5 untergebracht sein kann. Schematisch ist weiter eine Zündladung mit einer Kerze 6 dargestellt mit einer Zündpulverladung 7 und einem elektrischen Zündkabel 8.

Diese mit 1 bis 8 bezeichneten Bestandteile der Rakete sind nicht Teil der Erfindung. Die entsprechenden Bezugszeichen sind in allen Zeichnungsfiguren angewendet.

. Die mit 10 bezeichnete Treibfüllung hat honigwabenartige Struktur 11 und füllt die Verbrennungskammer 2 aus. Die Achsen der Zellenöffnungen erstrecken sich parallel zur Längsachse des Raketengehäuses. In den honigwabenartigen Zellen befindet sich ein chemisches Mittel 14, das aus einem Oxydierstoff und aus einem Katalysator für das Material der Honigwaben besteht. Das chemische Mittel kann auch aus einem festigkeitstechnisch nicht mitwirkenden Brennstoff bestehen, der mit einem Oxydierstoff und/ oder einem Katalysator vermischt ist. Es können auch beide erwähnten Bestandteilmischungen kombiniert vorgesehen sein, und dies hängt von der Form der Honigwaben ab und von dem jeweiligen Zweck.

Die Honigwaben 11 haben die übliche hexagonale Form, obwohl die Zellenschablone und die Art der Herstellung dieses Materials verschieden sein kann, je nach den chemischen und physikalichen Erfordernissen, denen die Honigwabe als Komponente einer spezifischen Raketentreibfüllung entsprechen soll. Fig. 25 zeigt schematisch eine übliche Honigwabe mit quadratischen Zellen, und diese Form ist im wesentlichen mit der zu beschreibenden hexagonalen Form äquivalent. Wie aus Fig. 3 ersichtlich, ist die Honigwabe hergestellt aus einer Mehrzahl von Bändern oder Lamellen 12, 12 a, 12 b, 12 c, 12 d eines schichtartigen Materials, und die benachbarten Lagen sind miteinander gebunden oder auf andere Art, wie bei 13 angedeutet, verbunden. In aufgeweitetem oder halbaufgeweitetem Zustand sind die Zwischenräume zwischen den nicht gebundenen Teilen der Bänder 12, 12 a usw. Zellenöffnungen 15 der gewünschten Form und Größe. In Fig. 3 sind die Zellenöffnungen zu einer hexagonalen Zellenform aufgeweitet. Bei einigen Ausführungen, die weiter unten beschrieben werden, kann die Honigwabe auch nur teilweise aufgeweitet sein unter Vergrößerung der Dichte des Materials und Verkleinerung der Zellengröße.

Praktisch kann die Honigwabe von jeder Art Schichtmaterial hergestellt sein, das sich chemisch und physikalisch mit der Art des verwendeten Raketentreibstoffs verträgt. Beispielsweise kann die Honigwabe aus organischem Schichtmaterial hergestellt sein, wie Polyäthylen, Polyurethan, Polypropylen oder künstlichem Gummi, mit oder ohne körniges Brennstoff-Füllmaterial oder Additiven, wie gepulvertes Aluminium, Lithium, Bor, Magnesium oder Natrium. Die Honigwabe kann auch aus Metallfolien hergestellt sein, beispielsweise Aluminium und (bei Wahrung entsprechender Vorsichtsmaßnahmen gegen plötzliche Verbrennung) Magnesium oder Lithium in im wesentlichen reiner Form, oder die Folien können aus verschiedenen Metallverbindungen bestehen, die Aluminium, Magnesium, Lithium, Beryll Bor o. a. enthalten.

Wenn die Honigwabe aus Polyäthylen oder synthetischem Gummi hergestellt ist, können die Zellenöffnungen mit Oxydierstoffen ausgefüllt sein, wie beispielsweise Ammoniumnitrat oder einem oder mehreren der Stoffe Natrium-, Kalium-, Lithium- oder Ammoniumperchlorat. Vorzugsweise werden der Brennstoff und der Oxydierstoff in stöchiometrischen Anteilen gemischt. Beispielsweise beträgt das stöchiometrische Verhältnis von Ammoniumperchlorat und Polyäthylen ungefähr 10 Gewichtsprozent Polyäthylen zu 90 Gewichtsprozent Oxyd. Bei der Herstellung von Honigwaben aus Polyäthylen kann man durch Tränkung sehr gute Festigkeitseigenschaften erreichen, die die üblichen Polyäthylen-Brennstoffe nicht haben. Die so erreichten Festigkeitseigenschaften haben den Erfolg, daß die Treibstoffüllung den Drükken und den Schockwellen bei der Verbrennung wider-

steht und so ein Brechen oder Zersetzen des Brennstoffs mit den oben beschriebenen Nachteilen und Gefahren vermieden ist. Wird der Honigwabenkern 10 aus Aluminiumfolie hergestellt, so muß folgendes beachtet werden: Es muß ein Oxydierstoff, wie beispielsweise Lithiumperchlorat, in solchen Mengen verwendet werden, daß es sich mit dem Aluminium vereint und dieses mit verbraucht, und zwar entweder als Haupt- oder als Sekundärbrennstoff. Wird die Honigwabe nicht als alleiniger oder als Hauptbrennstoff benutzt, dann werden die Zellenöffnungen mit Treibstoffen, wie Polyäthylen, gemischt mit einem entsprechenden Oxydierstoff, fest ausgefüllt. In einem solchen Fall dient die honigwabenförmige Metallfolie festigkeitstechnisch als Träger des Hauptbrennstoffe. In jedem Fall wird die honigwabenförmige Metallfolie zweckmäßig mit ihrem eigenen Oxyd dicht belegt, beispielsweise mit dem obenerwähnten Lithiumperchlorat. Auf jeden Fall ist es wünschenswert, das Oxyd mit dem honigwabenförmigen Material und gegebenenfalls mit dem zwischen der Metallfolie und den Oxydlagen eingebrachten Katalysator chemisch zu binden oder zu vereinigen. Außer höherer Strukturfestigkeit und höherer Verbrennungshitze hat eine metallene Honigwabe, wie beispielsweise Aluminium, die Wirkung, die Hitze von der unmittelbaren Brennzone schnell in das Innere der Treibstoffüllung innerhalb der honigwabenartigen Zellen weiterzuleiten.

Die Fig. 23 und 24 zeigen, wie eine Honigwabe aus Aluminium oder aus einem anderen Stoff mit hoher Wärmeleitfähigkeit als der Hauptbrennstoff die Hitze in das Treibmittel 14 vor dessen eigentlicher Verbrennung weiterleitet. Man muß annehmen, daß das aus Brennstoffpartikeln und Oxydierstoff bestehende Treibmittel 14, das dicht an den Aluminium-Zellenwänden liegt, sich schneller erhitzt und verbrennt als der in der kühleren Mitte jeder Zelle gelegene Treibstoff. Das Treibmittel in jeder Zelle brennt also in der Form einer konvexen Wölbung ab, deren Scheitel 16 in der Mitte der Honigwabenzelle liegt. Die Bildung von Wölbungen in dem Brennstoff vergrößert die Brennfläche und damit die Schubleistung. Je nach der benutzten Legierung des für die metallene Honigwabe benutzten Aluminiums und je nach der Art und Menge des die Honigwabe bedekkenden Oxydierstoffs kann die Honigwabe ebenso schnell oder auch schneller oder langsamer verbrennen und sich verbrauchen als der Brennstoff 14. Die Fig. 24 zeigt die Wände 17 einer Aluminium-Honigwabe, die etwas langsamer abbrennt als der feste Brennstoff 14, welch letzterer unmittelbar an den erhitzten Wandungen anliegt.

Die Fig. 4 und 5 zeigen eine weitere Ausführungsform einer festigkeitstechnisch verstärkten Raketen- treibfüllung. Statt einer honigwabenartigen Ausführung gemäß Fig. 1 und 2 besteht hier die Verstärkung aus einer spiral- oder schraubenförmigen Umwicklung eines mit 21 bezeichneten Schichtmaterials, das verbrennt bzw. sich verbraucht. Bei solchen spiralförmigen Verstärkungswicklungen¹ kann das Material organisch oder metallisch sein, und es können die gleichen Materialien verwendet werden, wie bezüglich Fig. 1 und 2 oben erläutert. Die benachbarten Lagen der spiralförmigen Wicklung lassen Zwischenräume 22 frei, die wieder fest mit einem Oxydierstoff und einem Katalysator angefüllt sind, um die Verbrennung der den Hauptbrennstaff darstellenden Umwicklung 21 zu unterstützen. Wenn die Umwicklung nicht den Hauptbrennstoff darstellt, können die Zwischenräume mit einer Brennstoffmischung angefüllt sein, die eine andere chemische Zusammensetzung hat als das Verstärkungsmaterial 21.

Die Treibstoffüllungen nach Fig. 1 und 2 und nach Fig., 4 und 5 wirken wahrscheinlich in der gleichen Weise. Die elektrische Zündung der Ladung entzündet das Pulver 7j wodurch eine heiße Zündflamme entsteht, die sich über das untere Ende der Verbrennungskammer erstreckt und die Endflächen der Treibfüllung entzündet. Der bei der Zündung entwickelte Druck bewirkt ein Aufbrechen des Zünders 6 mit einem vorher bestimmten Druck, beispielsweise von 160 kg/cm². Dadurch wird ein hoher Anfarigsschub im rückwärtigen Ende der Rakete erzeugt, wodurch die Rakete startet. Die Verbrennung der Treibfüllung schreitet natürlich in Längsrichtung der Rakete in Richtung zur Raketenspitze hin fort, bis die Treibfüllung voll verbraucht ist. Die Honigwaben 11 nach Fig. 1 und 2 und die spiralförmige Verstärkungswicklung nach Fig. 4 und 5 binden, stabilisieren und halten den Oxydierstoff, den Brennstoff und anderes Treibmaterial 14 zusammen, der die Zellen zwischen benachbarten Schichten des Materials 11 bzw. 21 zusammenhält.

Die Fig. 6 bis 8 zeigen eine weitere Ausführung einer Raketenfüllung mit honigwabenartiger Struktur. Hier wird eine zentral abbrennende Struktur gezeigt, bei der die Verbrennung von dem Hohlkern 26 radial nach außen zu den Wänden des Raketengehäuses hin erfolgt. Es sind zwei konzentrische Hülsen oder Ringe honigwabenartiger Form vorhanden, wie mit 27 und 28 angedeutet. Die Zellen der Honigwaben liegen rechtwinklig zur Längsachse der Rakete und sind im Kreisquerschnitt des Raketengehäuses radial ausgerichtet. Der innere Ring 28 hat kleinere Zellenöffnung als beim äußeren Ring 27. Hiermit ist gezeigt, wie gemäß der Erfindung die Brennstoffart verschieden sein kann und wie die Dichte der Brennstoffladung bei den verschiedenen Stadien der Verbrennung sich ändern kann, je nach den festigkeitstechnischen oder chemischen Erfordernissen, denen die Treibstoffladung entsprechen soll. Die konzentrischen wabenförmigen Hülsen nach Fig. 6 bis 8 geben große strukturelle Festigkeit und widerstehen den im inneren Kern 26 der Rakete auftretenden Drücken, die das Raketengehäuse auf Aufbersten beanspruchen. Da die höchsten Berstdrücke während der Zündung und während der ersten Verbrennungsstufe auftreten, kann der Konstrukteur dabei die Festigkeit der Honigwaben berücksichtigen, so daß er also das Raketengehäuse. 2 nur so stark auszuführen braucht, daß dieses den niedrigeren Drücken während der folgenden Verbrennungsstufen im Fluge und beim Ausbrennen der Treibladung widersteht. Gemäß Fig. 6 bis 8 ist eine perforierte Lage 29 aus Metall oder anderem Material vorgesehen, an deren entgegengesetzten Seiten die honigwabenartigen Hülsen 27, 28 fest durch Bindung anhaften und so eine zusammenhängende Struktur ergeben. Die Perforationen in den Lagen 29 gestatten ein Fortschreiten der Verbren¹-nung von der inneren Hülse 28 zur äußeren Hülse 27 hin. Die Außenflächen der Hülse 27 sind durch Bindung mit den Innenwandungen des Raketengehäuses verbunden. Die innere Umfangsfläche der Hülse 28 kann vorher mit einer Lage eines Zündmaterials 32 bedeckt werden, beispielsweise mit einem mit Natriumnitrat imprägnierten Papier oder mit einem CeI-lulosenitratfilm bzw. -schicht. Dieser Belag schließt die Raketenladung während der Lagerung der Raketen und vor ihrer Zündung von der Luft ab. Damit wird

auch erreicht, daß das auf die innere Umfangsfläche der Treibladung aufgebrachte Zündmaterial 32 eine gleichzeitige und gleichförmige Verbrennung der Ladung sicherstellt, nachdem der Zünder betätigt ist.

Auch bei der Ausführung nach Fig. 9 und 10 liegen die honigwabenartigen Zellen rechtwinklig zur Mittellinie des Raketengehäuses und, im Querschnitt gesehen, radial. Bei der Ausführung nach Fig. 9 und 10 verbrennt die Ladung radial von der Außenfläche 40 aus nach innen und gleichzeitig radial von der Innenfläche 41 nach außen. Die Ladung besteht aus einem festen inneren Rohr oder Hülse 42, die mit der Kopfplatte 2 a verschweißt oder anderweitig verbunden ist. Ein innerer Ring 44 von honigwabenförmigem Material ist haftend mit der inneren Umfangsfläche der Hülse 42 verbunden, während der äußere Ring 46 aus honigwabenartigem Material mit der äußeren Umfangsfläche der Hülse 42 haftend verbunden ist. Die Zellen sind mit den Treibstoffmitteln ausgefüllt. Da die Verbrennung von der Fläche 40 nach innen erfolgt, verringert sich bei der Verbrennung der Durchmesser des Ringes 46, wodurch sich auch die Brennfläche verringert. Da jedoch die Verbrennung von der Fläche 41 aus nach außen erfolgt, vergrößert sich der Durchmesser des Ringes 44, und¹ damit vergrößert sich diese Brennfläche. Man kann also durch entsprechende Abmessungen der inneren und äußeren Ladungen 46 und 44 und durch Wahl der Abbrenngeschwindigkeiten der verwendeten Materialien: eine im wesentlichen konstante und gleichmäßige Brennfläche erzielen, und zwar während des ganzen Fluges, wodurch sich auch gleichmäßige Schubdrücke ergeben.

Bei der Ausführungsform nach Fig. 11 und 12 ist die Treibstoffladung durch spiralförmig gewickeltes, sich verbrauchendes Schichtmaterial verstärkt. Ein inneres Rohr bzw. Hülse 50 ist fest mit der Kopfplatte 2 a der Verbrennungskammer verbunden. An der äußeren Umfangsfläche der Hülse 50 sind mehrere Brennstoff Segmente 52 durch Haftung verbunden, von denen jedes aus einer Spiralwicklung besteht, zwischen deren benachbarten Lagen sich körniger Oxydierstoff oder Treibstoff 53 befindet. An den inneren Wandungen des Gehäuses 2 sind weitere Brennstoffsegmente 54 durch Haftung od. dgl. verbunden, die ebenfalls aus Spiralwicklungen bestehen, welche fest mit einem Oxydierstoff oder einer anderen Art von Treibstoff 53 angefüllt sind. Die benachbarten Treibstoff segrnente 52, 54 sind, wie mit 52 a und 54 a bezeichnet, mit Abstand voneinander angeordnet. Diese Zwischenräume stellen Verbindungen dar mit einer ringförmigen Leitung 56, welche die Segmente 52 von den Segmenten 54 trennt. Die Zündflamme des Zünders 7 erstreckt sich durch die Leitung 56 oder durch einen Teil davon nach oben und entzündet die benachbarten Flächen 52 b, 54 & der Treibstoffsegmente 52, 54.

Auch bei der Ausführungsform nach Fig. 13 und 14 sind konzentrische Ringe bzw. mehrere honigwabenartige Lagen 60, 61, 62 vorhanden. Der äußere Ring 60 ist durch Haftung mit der inneren Gehäusewand verbunden, während die inneren Ringe 61, 62 miteinander und mit den inneren Umiangsflächen des äußeren Ringes 60 verbunden sind. Der innere faonigwabenartige Kern 62 hat einen längsverlaufenden sternförmigen Zündkanal 63, der bei der Zündung und in der ersten Verbrennungsstufe eine größere Brennfläche ergibt. Die honigwabenartigen Zellen der drei Ringe 60, 61, 62 sind mit einem Oxydierstoff oder mit einer anderen festen Treibstoffmischung angefüllt. Durch Änderung der Zellengrößen der drei honigwabenartigen Lagen und/oder durch Änderung des Materials, aus dem die Honigwaben hergestellt sind, oder durch Änderung des festen Treibstoffs, der die Zellen ausfüllt, ist es möglich, die Verbrennungsgeschwindigkeit zu regulieren und damit den Schub während der verschiedenen Stadien des Fluges. So kann beispielsweise die innere honigwabenartige Füllung 62 aus Materialien hergestellt sein, die eine hohe Brenngeschwindigkeit haben und während des Starts einen hohen Schub ergeben. Die zweite bzw. mittlere Treibstoffüllung 61 kann verschieden groß sein und/ oder andere Honigwabenform haben sowie eine andere Oxydierstoffüllung derart, daß sich eine etwas geringere Brenngeschwindigkeit ergibt und damit ein Maximalschub während der ersten oder mittleren Stadien des Raketenfluges. Die äußere Lage 60 kann wieder verschieden und/oder mit verschiedener Zellengröße angefüllt sein, so daß sich eine wieder verschiedene dritte Verbrennungsart ergibt, welche die besten Flugbedingungen während des letzten Teils des Raketenfluges zur Folge hat.

In den Fig. 15 bis 22 ist eine Ausführungsart gezeigt, bei der die Treibladung aus einem Hauptkörper

70 honigwabenartiger Struktur und aus einer Spitze

71 honigwabenartiger Struktur besteht. Die Zellen der Spitze 71 verlaufen bezüglich der Krümmung der Kopfplatte 2 a radial. Der Hauptteil 70 hat einen sternförmigen Zündkanal 72, der die Brennfläche bestimmt, die beim Start entzündet wird. In den Fig. 17 bis 22 ist gezeigt, wie die Treibstoffüllung allmählich abbrennt und verbraucht wird vom Augenblick der Zündung bis zum Augenblick des Ausbrennens.

Aus allen Ausführungsbeispielen ist zu entnehmen, daß der feste Oxydierstoff und/oder das Brennstoffmaterial 14, obwohl sie nicht selbst Konstruktionsmaterial sind, doch die Festigkeit der honigwabenartigen verstärkten Treibfüllung erhöhen, weil sie die honigwabenartigen Zellen verschließen und so ein Entweichen von Gasen von der Brennfläche in das Innere oder zur Peripherie des Raketengehäuses hin verhindern. Der Abschluß zwischen den Oxydierstoffen und den Honigwaben ist auch insofern wichtig, als er Risse und Materialbrüche verhindert, die eine ungleichmäßige Verbrennung oder sogar Explosion der Rakete zur Folge haben könnten.

Die in den Zellen vorhandenen Treibstoffe verhindern auch eine Zerstörung oder Ausdehnung des honigwabenartigen Materials unter den Dehnungs-, Kompressions- oder Schubkräften, die während der Handhabung oder während des Fluges der Rakete auftreten.

Die zellenartige Struktur ergibt eine große Oberfläche, und dies kann zur Bildung von größeren, festigkeitstechnisch verstärkten Brennflächen ausgenutzt werden. So sind beispielsweise nach Fig. 26 und 27 die Zellenöffnungen nicht gefüllt und mit Treibstoffen ausgefüllt. Hier ist eine sich verbrauchende honigwabenartige verstärkte Struktur 80 gebildet, die aus Aluminium oder einer Aluminium-Lithium-Legierung besteht, die innerhalb eines Belages oder eines Körpers 81 liegt, welch letztere aus einer Brennstoff-Oxydierstoff-Mischung besteht, beispielsweise aus einer Mischung aus synthetischem Gummi und einem Oxydierstoff, oder aus einem anderen Material mit so hoher Haftfähigkeit, daß es in sich gebunden ist und seine Form als Belag beibehält. Die Räume 83 ergeben große Brennflächen. Solche offenen Zellen können natürlich bei der ganzen oder nur bei einem Teil der Raketenfüllung vorgesehen sein. Im besonderen ist eine solche Ausfüh-

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rungsform zweckmäßig zur Bildung der Brennflächen bei der Zündung oder in der ersten Verbrennungsstufe, während die anderen Teile, wie mit 85 bezeichnet, verstärkt sind.

Der Schutz soll alles honigwabenartige Material einschließen, das die für eine Treibladung erforderlichen chemischen und physikalischen Eigenschaften hat. Im Augenblick steht honigwabenartiges Material handelsmäßig aus verschiedenen Stoffen zur Verfügung, beispielsweise Aluminium, nichtrostendem ίο Stahl, Glastuch, Textilien, Papier u. a. Bezüglich der Herstellungsart von honigwabenartigem Material wird verwiesen auf die USA.-Patente2 610934 und 734843. Es ist vorgeschlagen worden, die honigwabenartige Struktur so herzustellen, daß die benachbarten Stege durch Haftung oder durch Verschweißung, mechanische Befestigung oder durch Heften miteinander verbunden werden. Diese Herstellungsart gehört aber nicht zur Erfindung. Wie die Zellen mit den Oxydierstoffen oder anderen Treibstoffen 14 gefüllt werden, hängt jeweils von der verwendeten Art des Oxydierstoffes usw. ab und ergibt sich für einen Fachmann von· selbst. Man kann die honigwabenartigen Zellen zuerst mit festem Brennstoff füllen und dann in das Raketengehäuse einsetzen, oder umgekehrt.

Claims (14)

Patentansprüche:

1. Geformter Raketen-Feststoff treibsatz auf der Basis Oxydationsmittel, Brennstoff und Bindemittel mit durch Einbettungen fester Substanzen, die selbst Brennstoff- oder Explosivstoffkomponenten sind, verursachter höherer Festigkeit, dadurch gekennzeichnet, daß die eingebetteten Substanzen eine erhebliche Eigenfestigkeit haben, organischer oder metallischer Natur sind und die Form festigkeitstechnisch zusammenhängender Schichten, Lamellen oder Hohlkörper haben.

2. Treibsatz nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Materialschichten spiralförmig um eine zur Raketen-Düsenachse parallele Achse gewickelt sind und daß die Zwischenräume zwischen benachbarten Schichten mit festem Treibstoff ausgefüllt sind.

3. Treibsatz nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Materialschichten aus honigwabenartigen, miteinander verbundenen Zellen bestehen¹, deren Inneres mit einem festen Treibstoff ausgefüllt ist.

4. Treibsatz nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Zwischenräume der Materialschichten mit einem festen Brennstoff und einem die Verbrennung unterstützenden Oxydierstoff ausgefüllt sind.

5. Treibsatz nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der die Zwischenräume ausfüllende feste Brennstoff ein Gefüge mit darin verteiltem Oxydierstoff enthält.

6. Treibsatz nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Zellenachsen der honigwabenartigen Materialschichten parallel zu den Achsen des Raketengehäuses und der Düse verlaufen.

7. Treibsatz nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Zellenachsen der honigwabenartigen Materialschichten rechtwinklig zur Achse der Verbrennungskammer und der Raketendüse und im Kreisquerschnitt der Verbrennungskammer radial verlaufen und daß wenigstens ein zur Achse der Verbrennungskammer und der Raketendüse paralleler, offener Kanal gebildet ist, der die Düse mit dem Inneren der Treibstoffüllung verbindet.

8. Treibsatz nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Treibstoffüllung aus zwei konzentrischen Ringteilen bestellt.

9. Treibsatz nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Dichten und die Verbrennungseigenschaften der Treibstoffüllung in den beiden Ringteilen verschieden sind.

10. Treibsatz nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß der äußere Ringteil durch Haftung mit der Innenwandung der Verbrennungskammer verbunden ist, während der innere Ringteil festigkeitstechnisch ein Ganzes ergebend mit dem äußeren Ringteil verbunden ist, wobei der innere Ringteil einen zentralen offenen Kanal frei läßt.

11. Treibsatz nach Anspruch 1 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Materialschichten aus Metall bestehen und parallel zur Verbrennungsrichtung verlaufen, wobei die Wärmeleitfähigkeit des Metalls höher ist als die der Mischung des festen Treibstoffs mit Oxydierstoff, so daß das Metall Wärme von der Verbrennungszone in das Innere der Treibstoffüllung überträgt, bevor die Mischung aus festem Brennstoff und Oxydierstoff verbrennt und sich verbraucht.

12. Treibsatz nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die die Verbrennungskammer im wesentlichen ausfüllende Treibstoffüllung ringförmig ist und koaxial zur Verbrennungskammer mit einem Abstand von der inneren Kammerwandung liegt, so daß ein ringförmiger offener Kanal und ein innerer offener Kanal entstehen und der Treibstoff von außen nach innen und von innen nach außen verbrennt.

13. Treibsatz nach Anspruch 1, 3 und 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Verbrennungskammer vorn durch eine Kopfplatte abgeschlossen ist, an der eine sich, im wesentlichen durch die ganze Verbrennungskammer erstreckende ringförmige Hülse befestigt ist, an deren Außenfläche eine ringförmige Treibstoffüllung mit Abstand von der Wandung der Verbrennungskammer befestigt ist, so daß ein offener Ringkanal entsteht, während an der Innenfläche der Hülse eine weitere ringförmige Treibstoffüllung befestigt ist, deren Innenfläche einen offenen Kanal umgrenzt.

14. Treibsatz nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Außendurchmesser des inneren Ringteils kleiner ist als der Innendurchmesser des äußeren Ringteils, so daß ein offener Kanal entsteht, und daß die beiden Ringteile aus spiralförmig gewickelten Materialschichten mit zwischen zwei benachbarten Wicklungen eingefülltem festem Treibstoff bestehen, wobei beide Ringteile mehrteilig ausgeführt sind und mit Abstand voneinander angeordnet sind, so daß zwischen je zwei Teilen ein Ouerkanal entsteht.

In Betracht gezogene Druckschriften;
Deutsehe Patentschrift Nr. 174930;
britische Patentschrift Nr. 6289 aus dem Jahre 1895; ÜSA.-Patentschrift Nr. 2 062 011.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

© 009 609/58 9.