DE1154674B

DE1154674B - Control or safety device for a solid rocket engine

Info

Publication number: DE1154674B
Application number: DEB58589A
Authority: DE
Inventors: William Thoby Fisher; Arthur Leighton Brake
Original assignee: Bristol Aerojet Ltd
Current assignee: Bristol Aerojet Ltd
Priority date: 1959-02-28
Filing date: 1960-07-13
Publication date: 1963-09-19

Description

DEUTSCHESGERMAN

PATENTAMTPATENT OFFICE

B58589Ia/46gB58589Ia / 46g

ANMBLDETAG: 13. JULI 1960NOTICE DATE: JULY 13, 1960

BEKANNTMACHUNG DER ANMELDUNG UNDAUSGABE DER AUSLEGESCHRIFT: 19. SEPTEMBER 1963NOTICE THE REGISTRATION AND ISSUE OF EDITORIAL: SEPTEMBER 19, 1963

Die Erfindung bezieht sich auf eine Steuer- oder Sicherheitsvorrichtung für ein Feststoffraketentriebwerk. The invention relates to a control or safety device for a solid rocket engine.

Feststoffraketentriebwerke sind bekannt und bei diesen auch Vorrichtungen, die dazu dienen, das Ausbreiten der Schubgase an der hinteren Düsenöffnung des Triebwerkes zu steuern und einzuengen, wenn der Schub nachläßt. Bei einer der bekannten Triebwerke besitzt dieses im Bereich der Düsenöffnung ein zylindrisches Gehäuse, in dem ein gleitfähiger Körper axial verschiebbar angeordnet ist. Bei der Zündung des Feststoffes in der Brennkammer wird auch eine Brennstoffladung in einer ringförmigen' Kammer des beweglichen Körpers gezündet, und die dabei entstehenden Verbrennungsgase strömen aus verhältnismäßig kleinen Öffnungen aus, wodurch ein Gasdruck in der Zylinderkammer entsteht, der den beweglichen Körper in Richtung zur Verbrennungskammer zu bewegen bestrebt ist. Dieser Bewegung entgegen wirkt der Druck in der Verbrennungskammer selbst, der durch die Öffnungen unmittelbar auf den beweglichen Körper einwirkt. Beim Überwiegen· des durch die Verbrennung der Zündladung entstehenden Druckes über den Druck in der Verbrennungskammer wird der bewegliche Körper bis zum Anschlag gegen die Verbrennungskammerwandung bewegt und schließt die betreffenden Öffnungen ab, Dadurch vermag das Gas aus der Verbrennungskammer nur noch durch die Schubdüse auszutreten, wodurch der Ausströmvorgang an das Nachlassen des Gasdruckes in der Verbrennungskammer angepaßt wird.Solid rocket engines are known and in these also devices that serve to expand to control and restrict the thrust gases at the rear nozzle opening of the engine, if the thrust subsides. In one of the known engines, this has a in the area of the nozzle opening cylindrical housing in which a slidable body is arranged so as to be axially displaceable. At the ignition of the solid in the combustion chamber is also a fuel charge in an annular 'chamber of the Movable body ignited, and the resulting combustion gases flow out relatively small openings, which creates a gas pressure in the cylinder chamber that prevents the moving Tends to move the body in the direction of the combustion chamber. Counteracts this movement the pressure in the combustion chamber itself, which is exerted through the openings directly on the moving one Body acts. When the pressure created by the combustion of the ignition charge predominates Via the pressure in the combustion chamber, the movable body is pushed against the stop until it stops Combustion chamber wall moves and closes the relevant openings, which enables it Gas from the combustion chamber only has to exit through the thrust nozzle, thereby reducing the outflow process is adapted to the decrease in gas pressure in the combustion chamber.

Auch sind Vorrichtungen bekannt, um bei Feststofftriebwerken einen konstanten Schub aufrechtzuerhalten, wozu eine die Brennkammer zumindest teilweise umgebende Hülse dient, mit der eine Veränderung von Öffnungen in der Kammerwand durchgeführt wird.Devices are also known to maintain a constant thrust in solid propulsion engines, for which purpose a sleeve at least partially surrounding the combustion chamber is used, with which a change is made is carried out through openings in the chamber wall.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Steuer- oder Sicherheitsvorrichtung zu schaffen, durch die der Schub in der Längsrichtung in einem bestimmten Augenblick vollständig beseitigt werden soll, und zwar dann, wenn der Druck in der Brennkammer einen bestimmten Gefahrenwert erreicht hat. Diese Aufgabe wird bei einem Feststoffraketentriebwerk mit einem Gehäuse, das mindestens zwei quer verlaufende Lüftungsöffnungen besitzt, durch die die von dem Treibstoff in dem Triebwerk erzeugten Brenngase in den Außenraum entweichen können, wobei eine Verschlußhülse zum Abdecken der Lüftungsöffnungen das Gehäuse umgreift und auf diesen in Längsrichtung aus einer normalerweise angenommenen Schließstellung, in der die Lüftungsöffnungen abgedichtet sind, Steuer- oder Sicherheitsvorrichtung
für ein FeststoffraketentriebwerkThe invention is based on the object of creating a control or safety device by means of which the thrust in the longitudinal direction is to be completely eliminated at a certain moment, namely when the pressure in the combustion chamber has reached a certain hazard value. This task is achieved in a solid rocket engine with a housing that has at least two transverse ventilation openings through which the fuel gases generated by the propellant in the engine can escape into the outer space, a closure sleeve for covering the ventilation openings encompassing the housing and on it in the longitudinal direction from a normally assumed closed position in which the ventilation openings are sealed, control or safety device
for a solid rocket engine

Anmelder:Applicant:

Bristol Aerojet Limited,
Bristol (Großbritannien)Bristol Aerojet Limited,
Bristol (UK)

Vertreter: Dr.-Ing. H. Negendank, Patentanwalt,
Hamburg 36, Neuer Wall 41Representative: Dr.-Ing. H. Negendank, patent attorney,
Hamburg 36, Neuer Wall 41

William Thoby Fisher und Arthur Leighton Brake,William Thoby Fisher and Arthur Leighton Brake,

Bristol (Großbritannien),
sind als Erfinder genannt wordenBristol (UK),
have been named as inventors

in eine Öffmmgssitelle, in der die Brenngase entweichen können, bewegbar ist, dadurch gelöst, daß die Hülse an ihrem einen Ende eine innere Schulter besitzt, die mit einer äußeren Schulter des Gehäuses eine ringförmige Kammer zwischen Gehäuse und Hülse begrenzt, wobei die Kammer mit dem Gehäuseinneren über Bohrungen verbunden ist und der im Gehäuseinneren herrschende Gasdruck die Hülse aus der geschlossenen in die offene Stellung zu drücken sucht, und wobei Mittel vorgesehen sind, die die Hülse in geschlossener Stellung halten, sie jedoch auf ein Signal oder, wenn der Brennkammerdruck einen vorbestimmten Wert überschreitet, zur Bewegung in die geöffnete Stellung durch den Brennkammerdruck freigegeben.in an opening where the fuel gases escape can, is movable, solved in that the sleeve has an inner shoulder at one end, with an outer shoulder of the housing, an annular chamber between the housing and the sleeve limited, the chamber is connected to the interior of the housing via bores and the im Gas pressure prevailing inside the housing to push the sleeve from the closed to the open position seeks, and means are provided to keep the sleeve in the closed position, but open it a signal or, if the combustion chamber pressure exceeds a predetermined value, to move in the open position is released by the combustion chamber pressure.

Hierdurch wird erreicht, daß der Druck in der Verbrennungskammer sich über die quer verlaufenden Lüftungsbohrungen ausgleichen kann. Als vorteilhaft hat sich hierbei erwiesen, die Verbindungsbohrungen zwischen der Kammer und dem Inneren des Gehäuses im Vergleich zu den Lüftungsöffnungen mit einem kleinen Querschnitt zu versehen. Die Lüftungsöffnungen können dabei schräg nach vorn oder radial gerichtet sein. Darüber hinaus befinden sich die Lüftungsöffnungen in einem zylindrischen Teil des Gehäuses, welcher den Hauptteil dieses Gehäuses mit einer Vortriebdüse verbindet.Hereby it is achieved that the pressure in the combustion chamber over the transverse Can compensate ventilation holes. The connecting bores have proven to be advantageous here between the chamber and the interior of the housing compared to the vents with a to provide a small cross-section. The ventilation openings can be directed obliquely forwards or radially be. In addition, the ventilation openings are located in a cylindrical part of the housing, which connects the main part of this housing with a propulsion nozzle.

Gemäß der Erfindung ist die Hülse an ihrem ihrer inneren Schulter gegenüberliegenden Ende mit einem äußeren Flansch versehen, und das Haltemittel ist als Band ausgebildet, welches an dem Gehäuse befestigtAccording to the invention, the sleeve is at its inner shoulder opposite end with a provided outer flange, and the holding means is designed as a band which is attached to the housing

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ist und in der Längsrichtung über den äußeren Flansch auf der Hülse verläuft, sowie eine nach innen vorspringende Schulter aufweist, welche mit dem äußeren Flansch zum Eingriff kommt. Zur Freigabe der Hülse dient eine explosive Ladung, die bei der Explosion das Halteband zerreißt. Das Halteband selbst ist mit einer Anzahl von Schwerkraft beanspruchter Bolzen solcher Bemessung befestigt, daß diese Bolzen brechen, wenn dec Brennkammerdruck sich dem vorbestimmten Grenzwert nähert.and extends in the longitudinal direction over the outer flange on the sleeve, as well as an inwardly projecting one Has shoulder which engages the outer flange. To release the The sleeve serves as an explosive charge when it explodes the strap breaks. The tether itself is subject to a number of gravity stresses Bolts are fastened so that these bolts break when the combustion chamber pressure increases approaching a predetermined limit value.

Weitere Eigenschaften und Vorteile der Erfindung gehen aus der Beschreibung in Verbindung mit der Zeichnung zweief. Ausführungsbeispiele hervor.Further properties and advantages of the invention can be found in the description in conjunction with FIG Drawing two. Embodiments emerge.

Fig. 1 ist ein Längsschnitt durch eine Steuerung zur schnellen Verminderung der Vortriebswirkung eines mit festem Brennstoff arbeitenden Raketenmotors, wobei ein Teil des Motorgehäuses dargestellt ist;Fig. 1 is a longitudinal section through a control for rapidly reducing the propulsion effect of a solid fuel rocket motor showing a portion of the motor housing;

Fig. 2 ist ein Schnitt durch die Druckentlastungsvorrichtung mit einem Teil des Motorgehäuses.Figure 2 is a section through the pressure relief device with part of the motor housing.

Das in Fig. 1 gezeigte Raketentriebwerkgehäuse 10 ist in der Nähe seines vorderen Endes mit einem Abschnitt 11 von größerer Dicke versehen, welcher zur Bildung einer Reihe- auf dem Umfang verteilter, nach vom gerichteter Lüftungsöffnungen 12 mit Bohrungen versehen wird. Diese Öffnungen stehen an ihren inneren Enden mit dem Inneren des Raketentriebwerks, wo eine Ladung von festem Treibstoff vorhanden ist, und an ihren äußeren Enden mit der Atmosphäre oder der Außenseite des Raketentriebwerks in Verbindung. -The rocket engine housing 10 shown in Fig. 1 has a portion near its front end 11 provided of greater thickness, which to form a row distributed on the circumference, according to from the directed ventilation openings 12 is provided with holes. These openings are on theirs inner ends with the interior of the rocket engine where a charge of solid propellant is present and at their outer ends with the atmosphere or the outside of the rocket engine in connection. -

Außerhalb des Triebwerkgehäuses 10 ist eine Hülse 13 angeordnet, weiche,normalerweise die Lüftungsöffnungen 12. umgibt, und deren vorderes Ende sich dichtend um den verdickten Abschnitt 11, der eine äußere Schulter auf dem Gehäuse bildet, herumlegt. Der hintere Abschnitt der Hülse 13, welcher von dem Triebwerkgehäuse radial auf Abstand gehalten ist, um eine ringförmige Druckkammer 14 mit demselben zu bilden, ist mit einem inneren Flansch 15 versehen, welcher eine Schulter bildet und sich gegen das Triebwerkgehäuse dichtend anlegt. Radial durch die Wand des Triebwerkgehätises verläuft eine Reihe auf dem Umfang verteilter Bohrungen 16 von geringem Durchmesser, um die Druckkammer 14 mit dem Inneren des Triebwerkgehäuses in Verbindung zu bringen, so daß das durch die Verbrennung der Treibstoffladung erzeugte Gas in die. Druckkammer 14 eintritt und in derselben einen Druck erzeugt, welcher im wesentlichen gleich dem iti dem Triebwerkgehäuse erzeugten Gasdruck ist. Zwischen der Hülse 13 und dem Triebwerkgehäuse 10 smä Dichtringe 17 vorgesehen.Outside the engine housing 10, a sleeve 13 is arranged, which normally surrounds the ventilation openings 12, and the front end of which surrounds itself sealingly wrapped around the thickened portion 11 which forms an outer shoulder on the housing. The rear section of the sleeve 13, which is held radially at a distance from the engine housing, to to form an annular pressure chamber 14 with the same is provided with an inner flange 15, which forms a shoulder and seals against the engine housing. Radially through the wall of the engine housing runs a series of bores 16 of small diameter distributed around the circumference, to bring the pressure chamber 14 with the interior of the engine housing in communication, so that the gas produced by the combustion of the fuel charge into the. Pressure chamber 14 enters and in the same generates a pressure which is essentially the same as the iti generated by the engine casing Gas pressure is. Sealing rings 17 are provided between the sleeve 13 and the engine housing 10.

Am vorderen Ende der Hülse 13 ist ein kleiner, äußerer Flansch 18· vorgesehen, welcher von dem größeren, auf dem verdickten Abschnitt 11 des Triebwerkgehäuses gebildetem radialen Flansch 19 auf Abstand gehalten ist, um eine ringförmige Ausnehmung zu bilden, welche mit einer geringen explosiven Ladung 20 gefüllt wird. An die äußere Seite des Flansches 19 ist ein Halteband 21 angeschraubt, welches die Ladung 20 überdeckt. Das hintere Ende des Haltebandes ist mit einer nach innen vorspringenden Schulter 22 versehen, welche hinter den benachbarten Flansch 18 der Hülse 13- zum Eingriff kommt.At the front end of the sleeve 13 a small, outer flange 18 is provided, which is separated from the larger, on the thickened portion 11 of the engine housing formed radial flange 19 at a distance is held to form an annular recess which carries a low explosive charge 20 is filled. A retaining band 21 is screwed to the outer side of the flange 19, which the charge 20 is covered. The rear end of the tether has an inwardly protruding shoulder 22, which comes into engagement behind the adjacent flange 18 of the sleeve 13-.

Wenn das Raketentriebwerk in Betrieb ist, dann tritt das durch die' Verbrennung der Treibstoffladung erzeugte Gas durch die Bohrungen 16 in die Druckkammer 14 ein, und es wird ein Gasdruck aufgebaut, welcher gegen" den hinteren -Flansch 15 der Hülse 13 wirkt und dazu neigt, die Hülse auf dem Triebwerkgehäuse 10 entlang nach hinten zu bewegen. Diesem Bestreben wird durch das Halteband 21 Widerstand entgegengesetzt, solange dieses mit dem vorderen Ende der Hülse 13 im Eingriff bleibt. Wenn jedoch die Ladung 20 entzündet wird, dann wird das Halteband 21 zerrissen und gibt die Hülse 13 frei, welche daraufhin unter dem in der Druckkammer 14 herrschenden Gasdruck nach rückwärts gleitet. Der Durchmesser oder die Anzahl der Bohrungen 16 wird gering gehalten, so daß der Gasdurchstrom beschränkt ist und der Druckabfall in der Kammer 14 dem Druckabfall in dem vorderen Ende des Raketentriebwerks im Bereich der Lüftungsöffnungen nachhinkt. Dies stellt eine vollständige Bewegung der Hülse 13 sicher, auch wenn· der Druck in dem vorderen Ende des Raketentriebwerks infolge der teilweisen Freilegung der Lüftungsöffnungen 12 durch die anfängliche Bewegung der Hülse beträchtlich abgefallen ist. Diese Bewegung der Hülse legt die Lüftungsöffnungen 12 frei, und das innerhalb des Triebwerkgehäuses erzeugte Gas kann durch die nach vorn gerichteten Lüftungsöffnungen entweichen, wobei es einen Schub erzeugt, der demjenigen entgegengerichtet ist, der durch das durch die Vortriebdüse des Raketentriebwerks nach hinten ausgestoßene Gas erzeugt wird.When the rocket engine is in operation, it happens through the combustion of the fuel charge generated gas through the bores 16 into the pressure chamber 14, and a gas pressure is built up, which acts against "the rear flange 15 of the sleeve 13 and tends to put the sleeve on the engine housing 10 move along backwards. This endeavor is resisted by the retaining strap 21 opposite, as long as this remains in engagement with the front end of the sleeve 13. However, if the Charge 20 is ignited, then the tether 21 is torn and releases the sleeve 13, which thereupon slides backwards under the gas pressure prevailing in the pressure chamber 14. The diameter or the number of bores 16 is kept small, so that the gas flow is restricted and the pressure drop in chamber 14 is the pressure drop lags in the front end of the rocket engine in the area of the ventilation openings. this ensures complete movement of the sleeve 13 even if the pressure in the forward end of the rocket engine has fallen off considerably as a result of the partial exposure of the vents 12 by the initial movement of the sleeve. This movement the sleeve exposes the vents 12, and that generated within the engine casing Gas can escape through the forward-facing vents, creating a thrust which is opposite to that which is caused by the propulsion nozzle of the rocket engine rear exhaust gas is generated.

Die Vorschubsteuerung des Raketentriebwerks kann in der folgenden Weise betätigt werden.The rocket engine feed control can be operated in the following manner.

Es sei angenommen, daß das Raketentriebwerk zum Antrieb eines kugelförmigem Geschosses gedacht ist. Die Ladung des Raketentriebwerks aus festem Treibstoff wird gezündet; das Geschoß startet und erreicht unter der Schubwirkung des Raketentriebwerks schließlich die vorbestimmte Geschwindigkeit. Wenn der Vorschub unmittelbar damn aufhört, wenn das Geschoß diese Geschwindigkeit erreicht, dann folgt unter sonst gleichbleibenden Bedingungen das Geschoß der vorgeschriebenen Bahn. Jedoch kommt es in der Praxis vor, daß der Vorschub nicht unmittelbar dann aufhört, wenn das Geschoß die vorbestimmte Geschwindigkeit erreicht, sondern kann verhältnismäßig langsam erlöschen und somit das Geschoß veranlassen, einem anderen als dem vorgeschriebenen Weg zu folgen. Die Erfindung sieht eine Vorschubsteuerung vor, welche dazu verwendet werden kann, einer solchen Abweichung entgegenzuarbeiten.Assume that the rocket engine is intended to propel a spherical projectile is. The solid propellant rocket engine charge is ignited; the projectile starts and reaches finally the predetermined speed under the thrust of the rocket engine. if the advance immediately stops when the projectile reaches this speed, then follows under otherwise constant conditions, the floor of the prescribed path. However, it comes in practice that the advance does not stop immediately when the projectile reaches the predetermined Speed reached, but can go out relatively slowly and thus the projectile cause to follow a path other than the prescribed one. The invention provides a feed control which can be used to counteract such a deviation.

Wenn das Geschoß seine vorbestimmte Geschwindigkeit erreicht und der vortreibende Schub des Raketentriebwerks aufhören soll, dann tritt ein Signal eines auf die Geschwindigkeit des Geschosses ansprechenden Mittels in Tätigkeit, um die ein Zerbrechen herbeiführende Ladung 20 zu entzünden. Die Ladung explodiert und zerbricht das Halteband 21, welches dann eine Freigabe der Hülse 13' herbeiführt. Daraufhin gleitet die freigegebene Hülse unter dem durch das in der Kammer 14 vorhandene Gas auf den Flansch 15 am hinteren Ende ausgeübten Druck rückwärts auf dem Triebwerkgehäuse 10 entlang.When the projectile reaches its predetermined speed and the propulsive thrust of the rocket engine should stop, then a signal from a means responding to the speed of the projectile comes into action, causing it to break inducing charge 20 to ignite. The charge explodes and breaks the strap 21, which then brings about a release of the sleeve 13 '. Then the released sleeve slides under the gas present in the chamber 14 on the Flange 15 at the rear end exerted pressure backwards on the engine housing 10 along.

Das in Fig. 2 gezeigte Raketentriebwerk 110 ist zwischen dem Hauptteil 111 seines Gehäuses und der Vortriebdüse 112 mit einem zylindrischem Teil 113 versehen, welcher die Wand einer Verbrennungsdruckkammer 114 bildet. Der zylindrische Teil 113 ist außen an seinem vorderen Ende 115 mit einem größeren Durchmesser versehen als an seinem hinteren Ende 116. Der zylindrische Teil 113 wird normalerweise von einer Hülse 117 umgeben, die zwei innere Durchmesser hat, welche gleitend auf dem vor-The rocket engine 110 shown in Fig. 2 is between the main part 111 of its housing and the Propulsion nozzle 112 is provided with a cylindrical part 113 which forms the wall of a combustion pressure chamber 114. The cylindrical part 113 is provided on the outside at its front end 115 with a larger diameter than at its rear End 116. The cylindrical portion 113 is normally surrounded by a sleeve 117, the two inner diameter, which slides on the front

deren Ende 115 bzw. dem rückwärtigen Ende 116 angeordnet sind. Es sind Dichtringe 118, 119 und 120 vorgesehen. Die Schulter 121 auf dem zylindrischen Teil 113 und die Schulter 122 auf der Hülse 117 bilden zusammen eine ringförmige Kammer 123, welche mit der Verbrennungsdruckkammer 114 durch eine große Anzahl Bohrungen 124 in Verbindung steht. Die Bohrungen sind von einer solchen Größe und in solcher Anzahl vorhanden, daß sie eine schnelle, beinahe augenblickliche Übertragung des Druckes von der Kammer 114 auf die Kammer 123 gewährleisten. Durch das vordere Ende 115 des zylindrischen Teiles 113 und das isolierende Futter 125 führt eine Anzahl Lüftungsöffnungen 126 von großer Fläche. Die Hülse 117 wird durch Scherungsbolzen 127 in ihrer Lage gehalten, um die Lüftungsöffnungen 126 abzudecken.whose end 115 and the rear end 116 are arranged. Sealing rings 118, 119 and 120 are provided. The shoulder 121 on the cylindrical part 113 and the shoulder 122 on the sleeve 117 together form an annular chamber 123 which communicates with the combustion pressure chamber 114 through a large number of bores 124. The bores are of such a size and number that they ensure a rapid, almost instantaneous transfer of pressure from chamber 114 to chamber 123 . Through the front end 115 of the cylindrical part 113 and the insulating lining 125 lead a number of ventilation openings 126 of a large area. The sleeve 117 is held in place by shear bolts 127 to cover the ventilation openings 126.

Wenn das Raketentriebwerk entzündet wird, wird der in der Kammer 114 vorhandene Druck durch die Bohrungen 124 auf die ringföränige Kammer 123 übertragen. Der in dieser ringförmigen Kammer 123 herrschende Druck übt eine Scherkraft auf die Bolzen 127 aus. Die Bolzen 127 sind von einer solchen Festigkeit, daß sie normalen Verbrennungsdrücken widerstehen, wobei ein angemessener Spielraum nach oben vorgesehen ist.When the rocket engine is ignited, the pressure present in the chamber 114 is transmitted through the bores 124 to the annular chamber 123. The pressure prevailing in this annular chamber 123 exerts a shear force on the bolts 127 . The bolts 127 are of sufficient strength to withstand normal combustion pressures with adequate upward clearance.

Wenn jedoch ein plötzliches Aufwallen des Drukkes auftritt, dann brechen die Scherbolzen 127, die Hülse 117 bewegt sich nach rechts, und die Lüftungsöffnungen 126 werden zur Atmosphäre hin geöffnet, wodurch der Druck entlastet wird. Der Druckanstieg kann so schnell auftreten, daß die gesamte Folge der Ereignisse bis zum Freilegen der Öffnungen 126 nur einige Millisekunden in Anspruch nimmt. Die Rückwärtsbewegung der Hülse 117 wird durch einen aus Blei bestehenden Stoßdämpferring 128 überwacht, welcher mit einer auf der Hülse vorgesehenen schalenförmig ausgenommenan rückwärtigen Endfläche 129 zusammenarbeitet.However, if there is a sudden surge of pressure, the shear pins 127 will break, the sleeve 117 will move to the right, and the vents 126 will be opened to atmosphere, relieving the pressure. The rise in pressure can occur so rapidly that the entire sequence of events up to the exposure of the openings 126 takes only a few milliseconds to complete. The rearward movement of the sleeve 117 is monitored by a shock absorber ring 128 made of lead, which cooperates with a cup-shaped recess provided on the sleeve at the rear end surface 129 .

Claims

PATENT CLAIMS:

1. Control or safety device for a solid rocket engine with a housing which has at least two transverse ventilation openings through which the fuel gases generated by the fuel in the engine can escape into the outer space, a closure sleeve for covering the ventilation openings surrounding the housing and on this can be moved in the longitudinal direction from a normally assumed closed position in which the ventilation openings are sealed into an open position in which the combustion gases can escape, characterized in that the sleeve (13, 117) has an inner shoulder ( 15, 122) which, with an outer shoulder (11, 121) of the housing (10, 110) , delimits an annular chamber (14, 123) between the housing (10, 110) and the sleeve (13, 117) , the chamber (14, 123) with

is connected to the inside of the housing via bores (16, 124) and the gas pressure prevailing inside the housing tries to push the sleeve (13, 117) from the closed into the open position, and means (21, 127) are provided which the sleeve ( 13, 117) in the closed position, but release it in response to a signal or, if the combustion chamber pressure exceeds a predetermined value, to move into the open position through the combustion chamber pressure.

2. Device according to claim 1, characterized in that the connecting bores (16) between the chamber (14) and the interior of the housing (10) has a small cross section compared to the ventilation openings (12, 126).

3. Apparatus according to claim 1, characterized in that the ventilation openings (12, 126) are directed obliquely forward.

4. Apparatus according to claim 3, characterized in that the sleeve (13) at its inner shoulder (15) opposite end, an outer flange (18) and that the Holding means is a band (21) which is attached to the housing (10) and in the longitudinal direction runs over the outer flange (18) on the sleeve (13) and an inwardly projecting one Has shoulder (22) which engages with the outer flange (18).

5. Device according to any one of claims 1 to 4, characterized in that the means for Release of the sleeve (13) is an explosive charge (20) which is used to hold the tether (21) to tear up.

6. Apparatus according to claim 1 or 2, characterized in that the ventilation openings (12, 126) are radial.

7. Apparatus according to claim 6, characterized in that the ventilation openings (12, 126) are in a cylindrical part of the housing (10, 110) which connects the main part of this housing with a propulsion nozzle.

8. Apparatus according to claim 1 and 6 or 7, characterized in that the holding means from there is a number of bolts (127) subjected to shear stress such that they break, when the combustion chamber pressure approaches the predetermined limit.

Considered publications: German Auslegeschrift No. 1 017421; French Patent No. 1128 730; French additional patent specification No. 68 791 55 No. 1135 050;

»Flugkörper«, Volume 2, No. 6 (June 1960), p. 191;

"SAE Journal", Volume 67, Issue 7 (July 1959), pp. 66 to 69.

1 sheet of drawings