DE1147804B

DE1147804B - Solid fuel rocket with two combustion chambers connected in series

Info

Publication number: DE1147804B
Application number: DEU7117A
Authority: DE
Inventors: Walter A Ledwith
Original assignee: United Aircraft Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1959-05-18
Filing date: 1960-05-05
Publication date: 1963-04-25

Description

Feststoffrakete mit zwei hintereinandergeschalteten Brennkammern Feststoffraketen zeigen gegenüber Flüssigkeitsraketen einen einfachen Aufbau. Sie sind jedoch mit dem Nachteil behaftet, daß sich die Verbrennungsgeschwindigkeit, der Verbrennungsdruck und damit auch der Schub nicht so einfach regeln lassen, wie dies bei Flüssigkeitsraketen möglich ist.Solid fuel rocket with two combustion chambers connected in series. Solid rocket show a simple structure compared to liquid rockets. However, you are with has the disadvantage that the combustion rate, the combustion pressure and thus the thrust cannot be regulated as easily as with liquid rockets is possible.

Zum Erzielen eines praktisch konstanten Schubes über die gesamte Schußweite ist bereits eine Feststoffrakete mit zwei hintereinandergeschalteten Brennkammern bekannt, in denen gleichzeitig Treibstoffsätze abbrennen, von denen der eine bei einer niedrigeren Temperatur abbrennt als der andere.To achieve a practically constant thrust over the entire range is already a solid fuel rocket with two combustion chambers connected in series known, in which fuel sets burn down at the same time, one of them at burns at a lower temperature than the other.

Auch die erfindungsgemäße Feststoffrakete enthält zwei hintereinandergeschaltete Brennkammern mit bei verschiedenen Temperaturen abbrennenden Treibstoffsätzen. Sie zeichnet sich jedoch dadurch aus. daß die den bei niedrigerer Temperatur abbrennenden Treibstoffsatz enthaltende sogenannte Hilfsbrennkammer der anderen sogenannten Hauptbrennkammer vorgeschaltet ist und daß in der Verbindungsleitung zwischen diesen beiden Brennkammern ein steuerbares Ventil vorgesehen ist.The solid rocket according to the invention also contains two series-connected Combustion chambers with fuel charges that burn at different temperatures. she however, is characterized by it. that those burning down at a lower temperature So-called auxiliary combustion chamber containing fuel charge of the other so-called main combustion chamber is upstream and that in the connecting line between these two combustion chambers a controllable valve is provided.

Dieser Konstruktion liegt der an sich bekannte Gedanke zugrunde, daß die Verbrennungsgeschwindigkeit eines Treibsatzes in einer Feststoffrakete vor dem Druck in der Brennkammer abhängt. und zwar so, daß bei Erhöhung des Druckes die Verbrennungsgeschwindigkeit größer wird.This construction is based on the well-known idea that the rate of combustion of a propellant in a solid fuel rocket before Pressure in the combustion chamber depends. in such a way that when the pressure is increased The burning rate increases.

Durch Öffnen bzw. Schließen des steuerbaren Ventils hat man es dadurch in der Hand, automatischwillkürlich oder nach Maßgabe einer vorgegebenen Funktion den Druck in der Hauptbrennkammer dadurch zu beeinflussen, daß man mehr oder weniger Brenngase aus der Hilfsbrennkammer in die Hauptbrennkammer einströmen läßt und damit den dort herrschenden Druck und damit die Verbrennungsgeschwindigkeit und den erzielten Schub beeinflußt.By opening or closing the controllable valve you have it in the hand, automatically at will or according to a predetermined function to influence the pressure in the main combustion chamber by more or less Can flow combustion gases from the auxiliary combustion chamber into the main combustion chamber and thus the pressure prevailing there and thus the rate of combustion and the achieved Affected thrust.

Im nachstehend für die Erfindung gegebenen Beispiel wird eine Aasführung erläutert, mit der in der Hauptbrennkammer ein bestimmter Druck aufrechterhalten wird.In the example given below for the invention, a guide explains how to maintain a certain pressure in the main combustion chamber will.

Hierzu schläet die Erfindung vor, daß . das in der Verbindungsleitung liegende steuerbare Ventil durch eine auf den Druck in der Hauptbrennkammer ansprechende Einrichtung betätigt wird. Diese Einrichtung ist so ausgebildet, daß das Ventil bei Absinken des Druckes in der Hauptbrennkammer in Richtung seiner Schließstellung und bei Ansteigen des Druckes in der Hauptbrennkammer in Richtung seiner öffnungsstellung bewegt wird. Zum Stand der Technik im Verglekl? hiermit sei bemerkt, daß es an sich bel:annt ist- zin Ventil am Eint_aß in die Brennkammer einer Feststoffrakete durch eine auf den Druck in der Brennkammer ansprechende Einrichtung bei Druckanstieg zu öffnen, jedoch um ein Löschungsmittel durch das Ventil in die Brennkammer zu drücken.To this end, the invention suggests that. that in the connection line lying controllable valve through a responsive to the pressure in the main combustion chamber Device is operated. This device is designed so that the valve when the pressure in the main combustion chamber drops in the direction of its closed position and when the pressure in the main combustion chamber rises in the direction of its open position is moved. To the state of the art in the Verglekl? it should be noted here that it is in itself bel: annt iszin valve at the inlet into the combustion chamber of a solid fuel rocket a device responsive to the pressure in the combustion chamber when the pressure rises to open, however, to an extinguishing agent through the valve into the combustion chamber to press.

Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung erfolgt die Bewegung des steuerbaren Ventils durch ein pneumatisches System über einen Steuerschieber, dessen wirksame Stellung nach Maßgabe der Bewegung des steuerbaren Ventils verändert wird.According to a further feature of the invention, the movement of the takes place controllable valve by a pneumatic system via a control slide, whose effective position is changed in accordance with the movement of the controllable valve.

In der folgenden Beschreibung wird die Erfindung an Hand der Zeichnung. die die Rakete und die Steuereinrichtung schematisch im Schnitt zeigt, weiter erläutert.In the following description, the invention is illustrated with reference to the drawing. which shows the rocket and the control device schematically in section, explained further.

Die Rakete besitzt die Hauptbrennkammer 2 mit einer Düse 4 und -einem Einlaß 6, der mit der Hilfsbrennkammer 8 -in Verbindung steht. Ein Ventil 9 liegt zwischen beiden Kammern.The rocket has the main combustion chamber 2 with a nozzle 4 and one Inlet 6, which is in communication with the auxiliary combustion chamber 8. A valve 9 is located between the two chambers.

Die Hauptbrennkammer 2 ist mit Festtreibstoff 10 und die Hilfsbrennkammer 8 mit Festtreibstoff 12 gefüllt. Die Füllung 12 besteht aus »C'old-grain.<-Treibstoff, der bei einer niedrigeren Temperatur als der Treibstoff in der Hauptbrennkarnmer 2 abbrennt. Die Temperatur der Abgase des Festtreibstoffes 12 liegt so tief, daß das Ventil 9 nicht beschädigt wird.The main combustion chamber 2 is filled with solid propellant 10 and the auxiliary combustion chamber 8 with solid propellant 12. The filling 12 consists of "gold grain" fuel, which burns at a lower temperature than the fuel in the main combustion chamber 2. The temperature of the exhaust gases from the solid propellant 12 is so low that the valve 9 is not damaged.

Wie bereits angeführt, hängt die Verbrennungsgeschwindigkeit des Festtreibstoffes von dem Druck in der Brennkammer ab, und zwar so, daß bei Erhöhune des Druckes die Verbrennungsgescl:windigkeit größer wird. Gemäß diesem Prinzip wird der Druck in der Hauptbrennkammer 2 beeinflußt, um einen bestimmten Verbrennungsablauf zu erzielen. Hierzu greift an dem Venti19 ein Hebel14 an, der mit der Kolbenstange 16 eines in einem Zylinder 20 arbeitenden Kolbens 18 verbunden ist. Der Zylinder 20 ist über Leitungen 22 und 24 mit den Nuten 26 und 28 eines Steuerschiebergehäuses 30 verbunden. Dieses Gehäuse besitzt mutig eine weitere Nut 32, die mit der Hilfsbrennkammer 8 über die Leitung 34 verbunden ist.As already stated, the combustion rate of the solid fuel depends on the pressure in the combustion chamber, in such a way that the combustion rate increases as the pressure increases. According to this principle, the pressure in the main combustion chamber 2 is influenced in order to achieve a specific combustion sequence. For this purpose, a lever 14 acts on the valve 19 and is connected to the piston rod 16 of a piston 18 working in a cylinder 20 . The cylinder 20 is connected to the grooves 26 and 28 of a control valve housing 30 via lines 22 and 24. This housing boldly has a further groove 32 which is connected to the auxiliary combustion chamber 8 via the line 34.

In dem Gehäuse 30 liegt eine Schieberhülse 36 auf einem Steuerschieber 37. Die Schieberhülse 36 weist mit den Nuten 26 und 28 fluchtende Einschnitte 38 und 39 sowie einen mit der Nut 32 in Verbindung stehenden mittigen Einschnitt 40 auf. Der Steuer-Schieber 37 ist mit einem druckbetätigten Balg 41 verbunden, der über eine Leitung 42 an die Hauptbrennkammer 2 angeschlossen ist, so daß der Balg nach Maßgabe des Druckes in der Hauptbrennkammer 2 betätigt wird. Am Steuerschieber 37 ist ein in einem Zylinder 46 verschiebbarer Kolben 44 angeschlossen, der durch eine Feder 48 nach rechts vorgespannt wird. Die Feder stützt sich gegen einen in dem Zylinder 46 befindlichen Ring 50 ab. Der Ring 50 hat Gewinde und ist im Zylinder verstellbar, um damit die auf den Kolben 44 wirkende Kraft der Feder 48 zu verändern. Das eine Ende des Zylinders 46 ist über eine Leitung 52 mit einer äußeren Druckquelle verbunden, mit der die Stellung des Steuerschiebers 37 gegenüber der Schieberhülse 36 eingestellt werden kann.In the housing 30 there is a slide sleeve 36 on a control slide 37. The slide sleeve 36 has incisions 38 aligned with the grooves 26 and 28 and 39 as well as a central incision 40 communicating with the groove 32 on. The control slide 37 is connected to a pressure-actuated bellows 41, the is connected via a line 42 to the main combustion chamber 2, so that the bellows is actuated in accordance with the pressure in the main combustion chamber 2. At the control spool 37 is connected to a piston 44 displaceable in a cylinder 46, which through a spring 48 is biased to the right. The spring rests against an in the ring 50 located on the cylinder 46. The ring 50 is threaded and is in the cylinder adjustable in order to change the force of the spring 48 acting on the piston 44. One end of the cylinder 46 is via a line 52 to an external pressure source connected, with which the position of the control slide 37 relative to the slide sleeve 36 can be set.

Die Schieberhülse 36 ist über einen Hebel 54 mit der Kolbenstange 16 des Kolbens 18 verbunden. Der Hebel 54 ist um ein Gelenk 56 schwenkbar gelagert. Der Steuerschieber 37 mit der Schieberhülse 36 und der Kolben 18 in dem Zylinder 20 stellen einen Servomechanismus mit Einstellsteuerung dar, derart, daß eine geringe Verschiebung des Steuerschiebers 37 eine bestimmte und dieser Bewegung entsprechende Bewegung des Kolbens 18 und damit des Ventils 9 bewirkt.The slide sleeve 36 is connected to the piston rod 16 of the piston 18 via a lever 54. The lever 54 is mounted pivotably about a joint 56. The control slide 37 with the slide sleeve 36 and the piston 18 in the cylinder 20 represent a servomechanism with adjustment control such that a slight displacement of the control slide 37 causes a certain movement of the piston 18 and thus of the valve 9 corresponding to this movement.

Im Betrieb der Rakete tastet der Balg 41 den Druck in der Hauptbrennkammer 2 ab. Mit steigendem Druck wird der Steuerschieber 37 nach links verschoben, so daß Gas aus der Leitung 34 in den linken Teil des Zylinders 20 gedrückt wird, wodurch das Ventil 9 in Öffnungsrichtung bewegt wird. Bei größerer CSffnung des Ventils 9 treten die Verbrennungsgase aus der Hilfsbrennkammer 8 durch das Ventil 9 durch, so daß der Druck in der Hilfsbrennkammer 8 und damit deren Verbrennungsgeschwindigkeit sinken. Die Herabsetzung der Verbrennungsgeschwindigkeit führt zu einer geringeren Gasströmung von der Hilfsbrennkammer 8 in die Hauptbrennkammer 2. Dadurch wird der gewünschte Druck in der Hauptbrennkammer 2 wiederhergestellt.When the rocket is in operation, the bellows 41 senses the pressure in the main combustion chamber 2. As the pressure increases, the control slide 37 is shifted to the left, so that gas is pressed from the line 34 into the left part of the cylinder 20 , whereby the valve 9 is moved in the opening direction. When the valve 9 is opened to a greater extent, the combustion gases from the auxiliary combustion chamber 8 pass through the valve 9, so that the pressure in the auxiliary combustion chamber 8 and thus its combustion speed decrease. The reduction in the combustion speed leads to a lower gas flow from the auxiliary combustion chamber 8 into the main combustion chamber 2. As a result, the desired pressure in the main combustion chamber 2 is restored.

Umgekehrt wird bei Absinken des Druckes in der Hauptbrennkammer der Steuerschieber 37 nach rechts bewegt, so daß das Ventil 9 in Schließrichtung verstellt wird. Dadurch steigt der Druck in der Hilfsbrennkammer 8 und infolgedessen auch deren Verbrennungsgeschwindigkeit an. Die erhöhte Gasströmung von der Hilfsbrennkammer 8 in die Hauptbrennkammer 2 bewirkt eine Wiederherstellung des gewünschten Gasdruckes in der Hauptbrennkammer 2.Conversely, when the pressure in the main combustion chamber drops, the Control slide 37 is moved to the right so that the valve 9 is adjusted in the closing direction will. This increases the pressure in the auxiliary combustion chamber 8 and consequently also their burning rate. The increased gas flow from the auxiliary combustion chamber 8 in the main combustion chamber 2 causes the desired gas pressure to be restored in the main combustion chamber 2.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Solid fuel rocket with two series-connected Combustion chambers and fuel sets intended for simultaneous combustion, of which one burns at a lower temperature than the other, because of this characterized in that the fuel charge burning at a lower temperature (12) containing so-called auxiliary combustion chamber (8) of the other so-called main combustion chamber (2) is connected upstream and that in the connecting line (6) between the two Combustion chambers (8 and 2) a controllable valve (9) is provided.

2. Solid rocket according to claim 1, characterized in that the valve (9) by a pressure in the main combustion chamber (2) responsive device (41, 37, 18, 20) is actuated.

3. Solid matter component according to claim 1 and 2, characterized in that the valve (9) is moved in the direction of its closed position by a device (41, 37, 18, 20) responding to a drop in pressure in the main combustion chamber (2).

4. Solid rocket according to claim 1 and 2, characterized in that the valve (9) by a response to an increase in the pressure in the main combustion chamber (2) Device (41, 37, 18, 20) is moved in the direction of its open position.

5. Solid rocket according to Claims 1 to 4, characterized in that the movement of the valve (9) is carried out by a pneumatic system via a control slide (37), the effective position of which is changed in accordance with the movement of the valve (9). Considered publications: German Patent Specifications No. 969188, 596 300; British Patent No. 723,040; USA: Patent Nos. 2,780,914, 2,724,237; VDI magazine, Volume 95, No. 17/18 (June 11, 53), page 519.