DE1156610B - Raketentriebwerk mit zwei Treibmittelladungen - Google Patents

Description

DEUTSCHES

PATENTAMT

J18071Ia/46g

ANMELDETAG: 4. MAI 1960

BEKANNTMACHUNG
DER ANMELDUNG
UNDAUSGABE DER
AUSLEGESCHRIFT: 31. OKTOBER 1963

Langbrennende Raketentriebwerke verwenden entweder ein langsam abbrennendes Treibmittel, das radial abbrennt, oder ein verhältnismäßig rasch abbrennendes Treibmittel, das als Stirnbrenner nach Art einer Zigarette abbrennt. Begrenzungen der radialen Abmessungen und die Schwierigkeit, Antriebsmittel zu erzeugen, welche eine für die jeweils vorliegenden Abmessungen geeignete Abbrenngeschwindigkeit haben, und entsprechende Brennzeitfaktoren sprechen gegen die radial abbrennenden Antriebsmittel. Bei Verwendung von Treibmitteln, die zigarettenartig abbrennen, finden andererseits Veränderungen der Schwerpunktslage während des Abbrennens statt. Es wurde schon vorgeschlagen, diesen Nachteil dadurch zu überwinden, daß eine *5 zigarettenartig abbrennende Antriebsmasse verwendet wird, bei der eine einzige Ladung von beiden Enden gleichzeitig abbrennt. Die an dem Kopfende der Ladung erzeugten Gase gelangen dann durch ein axial angeordnetes Übertragungsrohr an das Düsenende des Triebwerkes. Hierbei treten jedoch wiederum andere Nachteile auf, und zwar hinsichtlich der Stützmittel, welche die Ladung innerhalb der Rakete halten, wobei Leitwerke vorgesehen sein müssen, die verhindern, daß die heißen Gase über die Umfangsoberfläche der Ladung strömen. Diese Stützmittel werden gewöhnlich an oder in der Nähe der Enden der Ladung angeordnet, und sie werden in den Anfangsstadien des Abbrennvorganges schnell unbrauchbar. Infolgedessen kann sich die Ladung bald frei bewegen, und die heißen Gase, welche an dem Kopfende erzeugt werden, streichen zwischen der Ladung und dem Gehäuse entlang, wobei dieses erwärmt wird und eine Zündung der Umfangsoberfläche der Ladung stattfindet. Darüber hinaus muß das Übertragungsrohr, welches die Gase von dem Kopfende zu dem Düsenende des Raketentriebwerks leitet, aus einem Material bestehen, das nicht nur wärmebeständig ist, sondern das auch gegenüber der Erosionswirkung der heißen strömenden Gase beständig sein muß. Diejenigen Materialien, welche eine genügende Wärme- und Erosionsbeständigkeit besitzen, lassen sich schwierig fest an der Antriebsladung anbringen, und darüber hinaus sind ihre Ausdehnungskoeffizienten verschieden von dem der Ladung. Dieser letztere Faktor ist insofern bedeutungsvoll, als die Triebwerke häufig großen Temperaturunterschieden ausgesetzt werden, die zwischen arktischen und tropischen Bedingungen schwanken, und es hat sich beim Prüfen derartiger Anordnungen gezeigt, daß sich die Ladung häufig von dem Ubertragungsrohr trennt, so daß die Ladung leicht an Raketentriebwerk mit zwei Treibmittelladungen

Anmelder:

Imperial Chemical Industries Limited, London

Vertreter: Dr.-Ing. H. Fincke, Dipl.-Ing. H. Bohr und Dipl.-Ing. S. Staeger, Patentanwälte,

München 5, Müllerstr. 31

Frederick James Porcher, Edgbaston, Birmingham, Warwickshire

(Großbritannien), ist als Erfinder genannt worden

einer anderen Fläche als an einer Endfläche gezündet wird.

Die vorliegende Erfindung betrifft nunmehr ein Raketentriebwerk mit zwei Treibladungen, die in einem Abstand voneinander angeordnet sind und zwischen denen sich die Zündvorrichtung befindet. Derartige Raketentriebwerke mit zwei in dieser Weise angeordneten Treibmittelladungen sind an sich bekannt. Diese hatten jedoch den Nachteil, daß sich in dem Hohlraum zwischen den beiden Treibmittelladungen ein sehr hoher Druck entwickelte, so daß es leicht zu einer Verformung bzw. Verschiebung der Treibmittelladungen kam, wodurch die Lagestabilität der Rakete gestört wurde.

Gemäß der vorliegenden Erfindung ist nunmehr jede Treibmittelladung, mit Ausnahme der einander gegenüberliegenden Flächen, mit einem eine Zündung verhindernden Überzug versehen, wobei die Außen- und Innenflächen der Ladungen, welche entgegengesetzt sind, durch Ableitungen aus dem Zündraum unter einem im wesentlichen statischen Gasdruck stehen. Zündungsverhindernde Schutzüberzüge bei Raketentreibladungen sind an sich bekannt.

Bei einer Ausführungsform der Erfindung werden zwei Antriebsladungen verwendet, die innerhalb des Triebwerkgehäuses axial ausgerichtet angeordnet sind, und zwar mit einem Zwischenraum. In einem Teil des Zwischenraums zwischen den benachbarten

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Enden der beiden Ladungen, die die Zündoberfiächen derselben darstellen, befindet sich ein Zündmittel, das, wenn es gezündet wird, die beiden inneren Endflächen der Ladungen im wesentlichen gleichzeitig zündet. In der zweiten oder rückwärtigen Ladung ist ein zylindrischer axialer Hohlraum vorgesehen, durch den sich ein Gasübertragungsrohr erstreckt, welches dazu dient, die beim Abbrennen beider Ladungen entstehenden heißen Gase der Atmosphäre

Isolierung dieser Endwandungen des Gehäuses von einfacher Art sein.

Eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung ist in den Zeichnungen dargestellt, und zwar zeigt

Fig. 1 einen senkrechten Schnitt durch das Triebwerk und

Fig. 2 einen ähnlichen Schnitt durch die am Ende des Triebwerkes befindliche Antriebsdüse.

Die Düse ist mit dem Übertragungsrohr, das in außerhalb der Rakete zuzuführen, und zwar durch io Fig. 1 dargestellt ist, entweder direkt oder durch eine eine Öffnung, die im rückwärtigen Wandende des Verlängerung an dem Übertragungsrohr angebracht Gehäuses vorgesehen ist. Die beiden Ladungen sind oder durch ein getrenntes Ausblasrohr, das in der an den Endwandungen des Gehäuses an ihren vor- Zeichnung nicht dargestellt ist. deren oder rückwärtigen Enden befestigt, und die ^ei der in Fig. 1 dargestellten Ausführungsform

Befestigungsmittel bleiben auf diese Weise im wesent- 15 _{sind an e}j_nem zylindrischen Triebwerkgehäuse vorlichen während der ganzen Abbrennperiode wirksam. dere und hintere Verschlußteile 2, 3 angebracht und Darüber hinaus ist das Gasübertragungsrohr an der _an farn beispielsweise durch Bolzen 4 befestigt. InnerWandung gasdicht angeordnet und stellt die einzige h_aft> des Gehäuses 1 befindet sich am vorderen Austrittsöffnung für die heißen Gase dar, so daß Ende desselben eine erste Antriebsladung 5, und in sämtliche Abbrenngase von beiden Teilen der Ladung 20 _ej_nem gewissen Abstand von derselben ist im rückdurch die ganze Länge des Rohres hindurchströmen wärtigen Ende des Gehäuses axial eine zweite Anmüssen und aus diesem durch die Antriebsdüse aus- triebsladung 6 angebracht. Die rückwärtigen Enden treten. dieser beiden Ladungen liegen in einem gewissen Ab-

Die zweite Ladung wird ebenfalls gegenüber einem stand von den Endverschlüssen, wie sich aus der Gasdruckunterschied an den Enden der Ladung ge- 25 Zeichnung ergibt. Die einander gegenüberliegenden sichert, und zwar dadurch, daß ein Teil des Antriebs- Oberflächen 7, 8 der beiden Ladungen 5 und 6 sind gases, das zunächst durch den Zwischenraum zwi- die Zündoberflächen, und jede Ladung ist auf der sehen dem Übertragungsrohr und der Ladung hin- gesamten Oberfläche mit Ausnahme der die eigentdurchströmt, in einen Raum geführt wird, der sich liehe Zündvorrichtung tragenden Fläche mit einem hinter der Ladung befindet und dort als im wesent- 30 eine Zündung verhindernden Material, wie beispielslichen statisches Gas in Berührung mit dem rück- weise Celluloseacetat, versehen, wärtigen Teil der Ladung verbleibt. Wenn nunmehr die erste Zündladung betrachtet

Die vordere Ladung kann gegenüber wesentlichen wird, so liegt das eine Zündung verhindernde Mate-Gasdruckunterschieden in der gleichen Weise abge- rial in Form von Schichten 9 und 10 vor, wobei der stützt werden, d.h. durch Anwendung eines Über- 35 rückwärtige Randteil durch einen Einsatz 11 gebiltragungsrohres, das das Antriebsgas an das Ende der det wird. Dieser Einsatz 11 ist mit einer ringförmigen Ladung führt, die dem Zündende derselben gegen- Nut 12 versehen, und die Ladung 5 wird mit Hilfe überliegt. Vorzugsweise ist jedoch die vordere La- eines Ringes 13 in ihrer Lage gehalten, der an das dung durchgehend massiv, und der Antriebsgasstrom Ende des Endverschlusses 2 angeschraubt ist. Der tritt zum Abstützen der Ladung durch einen ring- 40 Ring 13 weist einen Klauenteil 14 auf, der in eine förmigen Zwischenraum zwischen der äußeren Ober- Nut 12 des Einsatzes 11 eingreift. Innerhalb der Nut fläche der Ladung und der inneren Oberfläche des
Triebwerkgehäuses hindurch. Um zu ermöglichen,
daß das Gas an das vordere Ende dieser Ladung gelangen kann, sind die Mittel, die die Ladung in dem 45
Gehäuse abstützen, mit einem Durchgang versehen,
durch den das Gas hindurchtreten kann.

Ein Raketentriebwerk gemäß der Erfindung besitzt gegenüber den bisher vorgeschlagenen Raketentriebwerken verschiedene Vorteile. So wird beispiels- 5° Zwischenraum zwischen der äußeren Oberfläche der weise die Verbindung der Ladung mit dem Übertra- Ladung 5 und der inneren Oberfläche des Gehäuses 1, gungsrohr verbessert und damit das Problem gelöst, und die Anordnung desselben ist derart getroffen, daß daß die Verbindung immer noch wirksam bleibt, ein Strömungsraum für das Antriebsgas aus dem nachdem die sich über hohe Temperaturunterschiede zwischen den beiden Ladungen liegenden Zwischenerstreckende Prüfung durchgeführt worden ist. Da 55 raum entlang dem ringförmigen Zwischenraum 18 gedie gesamten heißen Gase durch das Übertragungs- schaffen wird, und zwar durch die Löcher 17 hinrohr geleitet werden und keine kontinuierliche Strö- durch und den Zwischenraum 16 in den Raum 19, mung der heißen Gase durch den Zwischenraum der zwischen der vorderen Endfläche der Ladung 5 zwischen der Ladung und dem Gehäuse oder durch und dem Endverschluß 2 liegt. Der Endverschluß 2 den Zwischenraum zwischen der Ladung und dem 60 ist bei 20 mit einem Deckel versehen, so daß in dem Übertragungsrohr erfolgt, können auch die üblichen Raum 19 ein totes Ende für den Gasfluß geschaffen Mittel angewandt werden, welche ein ungeregeltes wird.

Abbrennen der Ladung verhindern. Hierdurch wird Die zweite Ladung 6 ist ebenfalls mit Umhüllunerreicht, daß der Schwerpunkt des Triebwerkes wäh- gen 9 aus nicht zündfähigem Material versehen und rend des Abbrennens innerhalb einer annehmbaren 65 einem Einsatz 11 aus nicht zündfähigem Material, Grenze beibehalten werden kann. Da keine Strömung wobei die Bezugszeichen für diese Teile die gleichen der heißen Gase über die inneren Oberflächen der sind wie für die entsprechenden Teile der bereits Endwandungen des Gehäuses stattfindet, kann die erläuterten ersten Ladung 5. Die Ladung 6 wird in

12 befindet sich ein Stöße absorbierender Ring 15, der gleichzeitig eine gasdichte Verbindung zwischen dem Klauenteil 14 und dem Einsatz 11 schafft.

Der Ring 13 ist derart ausgebildet, daß ein Zwischenraum 16 zwischen ihm und dem Einsatz 11 geschaffen wird, und er ist mit einer Anzahl von über den Umfang verteilten Löchern 17 versehen. Wie sich aus der Fig. 1 ergibt, besteht ein schmaler

ähnlicher Weise wie die Ladung 5 in ihrer Lage gehalten, und zwar mittels eines Ringes 21, wobei dieser Ring 21 sich von dem entsprechenden Ring 13 für die Ladung 5 insofern unterscheidet, als dieser keine den Löchern 17 des Ringes 13 entsprechende Löcher aufweist. Zwischen dem Ring 21 und dem Verschluß 3 befindet sich eine gasdichte Dichtung 22, so daß also die Ladung 6 mit ihrer äußeren Fläche derart unterstützt wird, daß ein kontinuierlicher Fluß der Gasströmung entlang dem Zwischenraum zwischen der äußeren Oberfläche der Ladung 6 und der inneren Oberfläche des Gehäuses 1 unterbunden wird.

Die Ladung 6 ist mit einer zentralen Öffnung versehen, welche sich von einem Ende derselben bis zur anderen erstreckt und in der sich ein Übertragungsrohr 23 befindet. Die Oberfläche der Ladung 6, die das Durchgangsrohr aufnimmt, ist mit eine Zündung verhinderndem Material 24 versehen, und es besteht ein Zwischenraum 25 zwischen diesem Material 24 und dem Übertragungsrohr 23.

Das Übertragungsrohr 23 ragt durch den Endverschluß 3 des Gehäuses 1 hindurch und ist in dem Verschluß mittels einer Stopfbuchse 26 gasdicht eingesetzt. Das Rohr 23 ist somit mit dem Triebwerkgehäuse an der Rückseite der Ladung 6 durch eine gasdichte Verbindung verbunden, und der Zwischenraum 27 zwischen der Ladung 6 und dem Endverschluß 3 stellt ein totes Ende für das Antriebsgas dar, das in diesen Raum durch den ringförmigen Zwischenraum 25 eindringt.

Am inneren Ende des Ubertragungsrohres 23 befindet sich innerhalb des Zwischenraumes zwischen den beiden Ladungen 5 und 6 eine Zündvorrichtung 28, an der Leitungsdrähte 29 angebracht sind, die sich durch das Übertragungsrohr 23 an die Außenseite der Rakete erstrecken und die mit einer in der Zeichnung nicht dargestellten elektrischen Stromquelle verbunden sind. Das Übertragungsrohr ist an seinem äußeren Ende mit einer üblichen Antriebsdüse 30 versehen, wie sie beispielsweise in Fig. 2 dargestellt ist.

Um das Raketentriebwerk in Gang zu setzen, wird die Zündvorrichtung 28 mittels der Drähte 29 unter Strom gesetzt, wodurch eine Zündung der Ladungen 5 und 6 an den Zündendflächen 7 und 8 erfolgt. Der Zünder 28 brennt rasch ab, so daß das vordere Ende des Ubertragungsrohrs 23 geöffnet wird, um die durch das Abbrennen der beiden Ladungen 5 und 6 entstehenden Antriebsgase austreten zu lassen. Wenn diese Ladungen 5 und 6 abzubrennen beginnen, strömt zunächst Antriebsgas entlang dem Zwischenraum 18 zwischen der Ladung 5 und dem Gehäuse 1 und gelangt auf dem beschriebenen Weg in den Kopfraum 19. In ähnlicher Weise gelangt ein Zündgasstrom in den Raum 27 hinter der Ladung 6, der hierbei durch den Zwischenraum zwischen dem Austrittsrohr 23 und der inneren Hülse 24 der Ladung 6 hindurchtritt. Auf diese Weise werden beide Ladungen 5 und 6 an ihren Enden, die den Zündenden gegenüberliegen, durch ein im wesentlichen statisches Gas abgestützt, dessen erodierende Wirkung auf das die Zündung verhindernde Material vernachlässigt werden kann.

Die Hauptmenge des erzeugten Gases tritt durch das Übertragungsrohr durch die Düse 30 aus, und das vordere Ende des Übertragungsrohres 23 ist derart angeordnet, daß keine Erosion des die Zündung verhindernden Materials 24 in der zentralen Bohrung der Ladung 6 stattfindet.

In dem Maße, wie die Ladungen 5 und 6 fortlaufend abbrennen, entfernen sich die Abbrennoberflächen der beiden Ladungen voneinander, wobei jedoch der Schwerpunkt des Systems in praktisch konstanter Lage gehalten wird. Da die Ladungen 5 und 6 ständig gegenüber einem sich ändernden Gasdruck abgestützt sind, kann kein Bruch der Ladungen stattfinden, wodurch sich neue zündbare Oberflächen bilden würden und die Kontrolle der gleichmäßigen Abbrennung verlorengehen würde.

Der Erfindungsgegenstand wurde in der Zeichnung der Einfachheit halber in Verbindung mit einem Raketentriebwerk erläutert, der zwei Ladungen des Antriebsmaterials enthält. Es ist jedoch darauf hinzuweisen, daß der Erfindungsgegenstand auch auf drei oder mehr Ladungen des Antriebsmaterials angewandt werden kann. Bei derartigen Anordnungen kann in dem Triebwerk eine beliebige Anzahl von Ladungen angebracht sein, wobei zweckmäßig der Aufbau, der oben bezüglich der zweiten Ladung 6 beschrieben wurde, angewandt wird, d. h. also, daß die Ladungen durch Übertragungsrohre durchdrungen werden und daß ein Druckausgleich an den Enden der Ladungen stattfindet, die den Zündenden gegenüberliegen, indem dort in der oben beschriebenen Weise ein statisches Gas zur Wirkung kommt. In diesem Falle wird ein Teil der Übertragungsrohre zweckmäßig an einem inneren Zwischenstück angebracht und wird nicht direkt mit der Düse verbunden, sondern dazu verwendet, das Gas von einer Kammer in eine andere Kammer des Triebwerkes überzuleiten. Es ist darauf hinzuweisen, daß die Ladungen derart angeordnet werden, daß der Schwerpunkt des Systems weitgehend während des Abbrennens der Antriebsladungen erhalten bleibt. Die Anordnung der Zündflächen der Ladungen ist dabei derart, daß die Gasströme in ein Übertragungsrohr gelangen können, ohne daß eine Erosion der Oberfläche der benachbarten Ladungen stattfindet. Die Anwendung von mehr als zwei Ladungen ist bisweilen dadurch erforderlich, daß ein Gehäuse angewandt wird, welches an einer oder mehreren Stellen seiner Länge einen reduzierten Querschnitt besitzt.

Claims (4)

PATENTANSPRÜCHE:

1. Raketentriebwerk mit zwei Treibmittelladungen, die in einem Abstand voneinander angeordnet sind und zwischen denen sich die Zündvorrichtung befindet, dadurch gekennzeichnet, daß jede Ladung (5, 6) mit Ausnahme der einander gegenüberliegenden Flächen mit einem eine Zündung verhindernden Überzug (9, 10) versehen ist, wobei die Außen- und Innenflächen der Ladungen (5, 6), welche den Zündflächen (7, 8) entgegengesetzt sind, durch Ableitungen aus dem Zündraum unter einem im wesentlichen statischen Gasdruck stehen.

2. Raketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das in dem Raum zwischen den Ladungen (5, 6) gebildete Antriebsgas durch ein Rohr (23) der Schubdüse zugeführt wird, wobei dieses Rohr (23) zentral in der rückwärtigen Treibmittelladung (6) angebracht ist.

3. Raketentriebwerk nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß zur Erzielung des

Druckausgleichs an den beiden Ladungsenden von dem inneren Zündraum Zweigleitungen (25, 17, 18) vorgesehen sind und eine Zweigleitung (25) als das Abgasrohr (23) umgebende Ringleitung ausgebildet ist, wobei die Fläche der Ladung (8) durch einen Belag (24) gegen direkte Berührung mit den austretenden Gasen geschützt ist.

4. Raketentriebwerk nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Verbrennungsgase aus dem inneren Zündraum um die vordere

Antriebsladung (5) außen herumgeführt werden, wobei die Außenfläche der Ladung gegen Einwirkung durch die Gase durch eine Umhüllung (9) geschützt ist und diese Ladung (5) in einen Halter (11) eingesetzt ist.

In Betracht gezogene Druckschriften:
Deutsche Patentschrift Nr. 884 466;
deutsche Auslegeschrift Nr. 1003 516;
französische Patentschrift Nr. 1123 880.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

© 309 730/99 10.63