DE1153942B - Festtreibstoffrakete - Google Patents
FesttreibstoffraketeInfo
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- DE1153942B DE1153942B DEK37426A DEK0037426A DE1153942B DE 1153942 B DE1153942 B DE 1153942B DE K37426 A DEK37426 A DE K37426A DE K0037426 A DEK0037426 A DE K0037426A DE 1153942 B DE1153942 B DE 1153942B
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- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
- F02K9/10—Shape or structure of solid propellant charges
- F02K9/12—Shape or structure of solid propellant charges made of two or more portions burning at different rates or having different characteristics
-
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- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
- F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/34—Casings; Combustion chambers; Liners thereof
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
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- F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
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- F02K9/974—Nozzle- linings; Ablative coatings
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Description
DEUTSCHES
PATENTAMT
K37426Ia/46g
ANMELDETAG: 8. APRIL 1959
BEKANNTMACHUNG
DER ANMELDUNG
UND AUSGABE DER
AUSLEGESCHRIFT: 5. SEPTEMBER 1963
AUSLEGESCHRIFT: 5. SEPTEMBER 1963
Festtreibstoffraketen, bei denen der Festtreibstoff als tragender Hauptkörper hohlzylindrisch ausgebildet
und mit einem glasfaserverstärkten Kunststoff umgeben ist, sind bekannt.
Es wurde nun gefunden, daß man den Wirkungsgrad solcher Raketen verbessern kann, wenn auch die
Wände der Düse aus dem Festtreibstoff gebildet sind. Es hat sich nämlich gezeigt, daß der Abbrand der
Oberflächen gleichmäßig nach dem Treibsatzinneren erfolgt, so daß bei einer Einschnürung des Treibstoffkörpers
zur Bildung der für eine ordnungsgemäße Erzeugung der Beschleunigung der Rakete notwendigen
Düse die Klemmung, d. h. das Verhältnis der abbrennenden Oberfläche zum geringsten Querschnitt der
Düse, während des Abbrandes konstant bleibt.
Unter Umständen kann auch am Ende der Einschnürung des Treibstoffkörpers eine Scheibe aus
leicht abbrennendem Metall, wie z. B. Zink-, Aluminium-, Magnesiumlegierungen oder mit Glasfasern
oder Metalldrähten bewehrten Polyestern eingebaut werden, die mit von Stegen unterbrochenen kreisringförmigen
Schlitzen versehen ist, welche beim Abbrennen des Treibstoffsatzes ebenfalls in regelmäßiger
Folge abbrennen oder verdampfen und damit stets einen kreisrunden Querschnitt freigeben, so daß die
Klemmung über die Zeitdauer des Abbrandes erhalten bleibt.
In diesem Falle ist ein besonderes Endstück vorgesehen, das die Lavaldüse bildet und aus Metall
oder einem schwerbrennbarem bewehrten Polyester usw. besteht und die geschlitzte Scheibe hält und ebenfalls
mit von der die ganze Rakete umgebende Hülle umwickelt und gehalten wird. Es zeigt
Fig. 1 den Längsschnitt durch die Rakete mit dem tragenden Treibstoffsatz und Ausbildung der Düse,
Fig. 2 einen stark vergrößerten Teil des Längsschnittes durch die Hülle,
Fig. 3 einen Längsschnitt durch die Rakete wie Fig. 1, jedoch mit eingesetzter Schutzscheibe und Endkörper,
Fig. 4 die Draufsicht auf die Schlitzscheibe vergrößert.
In Fig. 1 ist der Längsschnitt durch die Rakete dargestellt, bei der ein fester Treibstoffkörper 1 nahe
seinem Ende eingeschnürt ist, so daß er die Düse 9 bildet. Der Treibstoffkörper 1 ist von einer Hülle 7
umschlossen, die nach Fig. 2 aus mit Kunststoff getränkten Glasfasergeweben oder aus einer mit Glasfasern
11,12,13 oder metallischen Drähten bewehrten Kunststoffschicht besteht, wobei die Bewehrungseinlagen
11,12 aus schraubenförmigen Windungen mit entgegenlaufenden Steigungen und längslaufenden Fa-Festtreibstoffrakete
Anmelder:
Dynamit Nobel Aktiengesellschaft,
Troisdorf,
und Kunststofftechnische Studiengesellschaft m.b.H., Beuel-Pützchen
Dr.-Ing. Heinrich Klein, Bonn,
ist als Erfinder genannt worden
ist als Erfinder genannt worden
sern oder Drähten 13 gebildet sind. Diese Hülle 7 umschließt ebenfalls die die Nutzladung 2 tragende
Kappe 5, die aus Metall oder Kunststoff gefertigt sein kann, sowie den die Lavaldüse bildenden Ansatz und
die den engen Düsenquerschnitt formende Einschnürung 8 des Treibstoffkörpers 1. In der Kappe 5 ist das
Rohr 4 befestigt, das an seinem vorderen Ende den Zünder 20 trägt und mit seinem anderen Ende mittels
des Siebbleches 3 die Nutzladung 2 in der Kappe 5 hält. Im Rohr selbst ist die Beiladung 6 und die Zündpille
21 untergebracht, die vermittels eines elektrischen Stromstoßes, der über die zwischen dem Zünder 20
und dem Raketenkörper vor dem Rohr 4 festgeklemmte Scheibe 22 und die Verbindungsdrähte 23 eingeführt
wird, zur Zündung gebracht wird. Vor Aufbringen der Hülle 7 wird die ganze äußere Oberfläche des
Treibstoffkörpers 1 mit einer verbrennungshemmenden Schicht 10 überzogen, so daß der Abbrand des
Treibstoffkörpers 1 nur auf der Innenseite des Körpers, der den Verbrennungsraum 18 umschließt,
gleichmäßig erfolgt. Durch dieses gleichmäßige Abbrennen bleibt die Klemmung, wie oben erwähnt,
während der Zeitdauer dieses Vorganges konstant, wodurch ein sicherer Start und ein gleichmäßiger Flug
der Rakete gesichert ist.
Am engsten Querschnitt der Düse 9 kann nach Fig. 3 eine leicht abbrennende bzw. verdampfende
Scheibe 15 aus Zink-, Aluminium-, Magnesiumlegierungen usw. oder aus einem mit Glasfaser oder
Metalldrähten bewehrten Polyester eingesetzt werden, die mit durch Stege 17 unterbrochenen kreisring-
309 670/97
förmigen Schlitzen 17' versehen ist, wie aus Fig. 4 zu ersehen ist, und durch ein die Lavaldüse bildendes
Endstück 14, das aus Metall oder schwerbrennendem Kunststoff besteht, mittels der Hülle 7 gehalten wird.
Diese Scheibe wird beim Abbrennen des Treibstoffsatzes
1 in gleichmäßiger Folge gemäß den Schlitzen 17' abbrennen und stets einen kreisrunden zentrischen
Austritt für die Verbrennungsgase freigeben, so daß auch hier die obenerwähnte Klemmung konstant
bleibt. ίο
Zur Erhöhung der Startbeschleunigung kann die Innenseite des die Lavaldüse bildenden Körpers 14
mit einem Futter 19 aus dem gleichen Treibstoff wie der des tragenden Treibstoffkörpers 1 ausgekleidet
sein.
Claims (3)
1. Festtreibstoffrakete, bei der der Festtreibstoff als tragender Hauptkörper hohlzylindrisch
ausgebildet und mit einem glasfaserverstärkten Kunststoff umgeben ist, dadurch gekennzeichnet,
daß die Wände der Düse ebenfalls aus dem Festtreibstoff gebildet sind.
2. Festtreibstoffrakete gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Düse anschließend
an den konvergenten aus Treibstoff gebildeten Düsenabschnitt an der engsten Stelle (8) durch
eine Scheibe (15) aus leicht abbrennendem oder verdampfendem Material abgeschlossen ist, die
mit durch Stege (17) unterbrochenen kreisringförmigen Schlitzen (17') versehen ist.
3. Festtreibstoffrakete nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß der divergente
Düsenabschnitt in einem Endstück (14) mit einem Futter (19) aus Festtreibstoff augekleidet ist.
In Betracht gezogene Druckschriften:
Deutsche Patentschrift Nr. 875 107;
deutsche Auslegeschrift Nr. 1003 516;
französische Patentschrift Nr. 1135 519;
Wehrtechnische Monatshefte, 54. Jahrgang, Heft Il (November 1957), S. 413 bis 419.
Deutsche Patentschrift Nr. 875 107;
deutsche Auslegeschrift Nr. 1003 516;
französische Patentschrift Nr. 1135 519;
Wehrtechnische Monatshefte, 54. Jahrgang, Heft Il (November 1957), S. 413 bis 419.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
©309 670/97 8.63
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DEK37426A DE1153942B (de) | 1959-04-08 | 1959-04-08 | Festtreibstoffrakete |
GB1266960A GB951237A (en) | 1959-04-08 | 1960-04-08 | Improvements in or relating to rocket propulsion units employing solid propellants |
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DEK37426A DE1153942B (de) | 1959-04-08 | 1959-04-08 | Festtreibstoffrakete |
FR823698A FR1336660A (fr) | 1960-04-07 | 1960-04-07 | Dispositif de propulsion de fusées utilisant un propergol solide |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE1153942B true DE1153942B (de) | 1963-09-05 |
Family
ID=25983125
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DEK37426A Pending DE1153942B (de) | 1959-04-08 | 1959-04-08 | Festtreibstoffrakete |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE1153942B (de) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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DE1227285B (de) * | 1963-12-24 | 1966-10-20 | Dornier System Gmbh | Feststoffrakete |
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US5537815A (en) * | 1985-07-12 | 1996-07-23 | Office National D'etudes Et De Recherches Aerospatiales | Power units of the ram-jet engine type |
WO2001038710A1 (en) * | 1999-11-23 | 2001-05-31 | Technanogy, Llc | Nozzleless rocket motor |
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FR1135519A (fr) * | 1955-10-12 | 1957-04-30 | Soc Tech De Rech Ind | Propulseur |
-
1959
- 1959-04-08 DE DEK37426A patent/DE1153942B/de active Pending
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