DE1167120B

DE1167120B - Feststoffraketentriebwerk, dessen Treibstoffkoerper als Sterninnenbrenner ausgebildet ist

Info

Publication number: DE1167120B
Application number: DEB58921A
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Werner Moser
Original assignee: Boelkow Entwicklungen KG
Current assignee: Boelkow Entwicklungen KG
Priority date: 1960-08-10
Filing date: 1960-08-10
Publication date: 1964-04-02

Description

Feststoffraketentriebwerk, dessen Treibstoffkörper als Steminnenbrenner ausgebildet ist Die Erfindung betrifft ein Feststoffraketentriebwerk, dessen Treibstoffkörper als Sterninnenbrenner in einem vorzugsweise kreiszylindrischen Raketengehäuse ausgebildet ist und dessen der Anfangsbrennfläche abgewandte Außenfläche die wellenförmige Gestalt der Brennfront bei Brennschluß hat.
Bekannte derartige Feststoffraketentriebwerke weisen in den Räumen zwischen der wellenförmigen Außenfläche des Treibstoffkörpers und dem diese Außenfläche umgebenden Raketengehäuse besondere, weniger rasant abbrennende Füllstoffe auf. Bei Feststoffraketentriebwerken ist es jedoch wichtig, daß der Schub über der Brennzeit einen vorher festgelegten Verlauf hat, der in der Regel ein konstanter ist. Durch die abbrennbaren Füllstoffe ergibt sich jedoch nach dem Abbrand des eigentlichen Treibstoffkörpers eine ungleichmäßige Nachverbrennung, die sich schädlich auf die Stabilität eines Flugkörpers während seines ballistischen Fluges auswirken kann. Die bekannten Ausführungen lassen somit einen genauen Brennschluß nicht zu.
Aufgabe der Erfindung ist es, ein Sterninnenbrenner-Raketentriebwerk zu verwirklichen, dessen Schub über der Brennzeit einen vorgegebenen Verlauf hat und bei dem ein eindeutiger Brennschluß gewährleistet ist.
Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß die zwischen dem Raketengehäuse und der wellenförmigen Außenfläche des Treibstoffkörpers verbleibenden Räume mit einem nicht brennbaren Stoff ausgefüllt sind, dessen spezifisches Gewicht geringer ist als das des Treibstoffes.
Zur Erreichung eines geringen Gewichtes des Füllstoffes kann für diesen ein poröses Material, z. B. geschäumter Kunststoff, verwendet werden, der aber gegen den Innendruck des Triebwerkes eine ausreichende Festigkeit besitzen muß. Ein solcher Hartschaumstoff ist deshalb so in die Räume eingebracht, daß die Blasen sich in dem äußeren Bereich befinden, während in der Nähe des Treibstoffkörpers homogenes, dem Innendruck standhaltendes Material vorhanden ist.
Der Treibstoffkörper kann aber auch mit einer gleichzeitig als Isolierung wirkenden Schutzschicht umgeben sein, die einen Teil des Innendruckes aufnimmt und somit den Füllstoff druckentlastet.
Der Füllstoff läßt sich nach dem Einsetzen des Treibstoffkörpers in das Raketengehäuse in die zwischen beiden verbleibenden Räume eingießen oder einpressen.
Nach einem anderen Verfahren wird nach dem Einbringen des Füllstoffes in das Raketengehäuse der für den Treibstoffkörper erforderliche Raum freigepreßt.
Der Füllstoff kann aber auch für sich vorgeformt werden und zusammen mit dem Treibstoffkörper in das Raketengehäuse eingebracht werden.
Eine weitere bevorzugte Ausführungsform ist dadurch gegeben, daß der Treibstoffkörper über die zu seiner Längsachse parallelen Scheitellinien der seine Außenfläche umgebenden ebenfalls wellenförmigen Isolierschicht im Raketengehäuse abgestützt ist, und die zwischen dem Raketengehäuse und der Isolierschicht verbleibenden Räume mit Luft gefüllt sind und mit dem Brennraum in Verbindung stehen.
Diese Räume können auch durch eine gegenüber dem Treibstoffkörper vergrößerte Ausführung des Raketengehäuses zu einem Ringraum vereinigt sein. Der Treibstoffkörper ist dann in zwei Ringen im Raketengehäuse aufgehängt.
Da in jedem Fall der Ringraum bzw. die Räume zwischen der wellenförmigen Isolierschicht des Treibstoffkörpers und dem Raketengehäuse mit dem Brennraum unmittelbar in Verbindung stehen, herrscht in den genannten Räumen ständig der gleiche Druck wie in der Brennkammer. Auf diese Weise ist eine Druckdifferenz zwischen der Innen- und Außenfläche des Treibstoffkörpers und infolgedessen auch ein Zersprengen desselben ausgeschlossen. Des weiteren ist diese Ausführungsform infolge der geringen Dichte der Luft besonders leicht.
Zwei Ausführungsbeispiele von erfindungsgemäßen Feststoffraketentriebwerken sind in den Zeichnungen im Schnitt mehr oder minder schematisch dargestellt. Es zeigt F i g. 1 ein Feststoffraketentriebwerk mit einem festen Füllstoff, F i g. 2 ein Feststoffraketentriebwerk, gemäß F i g. 1 nach Ausbrennen des Treibstoffes, F i g. 3 ein Feststoffraketentriebwerk mit Luft als Füllstoff im Querschnitt gemäß Linie 1-I der F i g. 4, F i g. 4 das Feststoffraketentriebwerk im Längsschnitt gemäß Linie II-11 der F i g. 3.
Ein als Sterninnenbrenner ausgebildeter Treibstoffkörper 3 besitzt eine wellenförmige Außenfläche 5, die von einer Isolierschicht 9 umgeben ist. Er ist in ein zylindrisches Raketengehäuse 6 eingesetzt, welches nach hinten in eine Düse 10 ausläuft. Durch die Isolierschicht 9 soll eine Entzündung des Treibstoffkörpers 3 an der Außenfläche 5 und eine zu große Erhitzung des Raketengehäuses 6 verhindert werden.
Die wellenförmige Außenfläche 5 des Treibstoffkörpers 3 setzt sich aus Kreisbögen zusammen. Diese Ausbildung der Außenfläche 5 in Verbindung mit dem zunächst sternförmigen Querschnitt der Brennkammer 4 hat zur Folge, daß ein bestimmtes Schubprogramm, in diesem Fall konstanter Schub über der Brennzeit, verwirklicht wird.
Der Treibstoffkörper 3 ist so in das Raketengehäuse 6 eingesetzt, daß er sich über die zu einer Längsachse parallelen Scheitellinien 7 im Raketengehäuse 6 abstützt. Die zwischen der Isolierschicht 9 des Treibstoffkörpers 3 und dem Raketengehäuse 6 verbleibenden Räume sind mit einem spezifisch leichten, nicht brennbaren Füllstoff 8, zum Beispiel einem Hartschaumstoff ausgefüllt. Bei Verwendung von Füllstoffen 8 mit Isolierstoffeigenschaften erübrigt sich eine Isolierschicht 9.
Nach dem Abbrennen des Treibstoffkörpers 3 bleiben, wie in F i g. 2 dargestellt, das Raketengehäuse 6, die Isolierschicht 9 und der dazwischen eingebettete Füllstoff 8 erhalten. Ein Nachbrennen irgendwelcher Restmengen, die bei kreiszylindrischen Sterninnenbrennern üblicherweise vorhanden sind, ist daher hier ausgeschlossen.
Wie in den F i g. 3 und 4 dargestellt, befindet sich in einem Raketengehäuse 21 ein Treibstoffkörper 22, der einen im Querschnitt zunächst sternförmigen Brennraum 14 und eine wellenförmige Außenfläche 24 besitzt. Die Außenfläche 24 sowie die Stirnfläche 15 und 16 des Treibstoffkörpers sind mit einer Isolierschicht 17 versehen. Diese Isolierschicht 17 verhindert eine Entzündung des Treibstoffkörpers 22 an den beschichteten Flächen 24, 15 und 16. Der Treibstoffkörper 22 stützt sich über die zu seiner Längsachse parallelen Scheitellinien 19 seiner ebenfalls wellenförmigen Isolierschicht 17 im Raketengehäuse 21 ab. Das Raketengehäuse läuft stromabwärts in eine Düse 11 aus. Die Räume 12, die zwischen dem zylindrischen Raketengehäuse 21 und der wellenförmigen Isolierschicht 17 des Treibstoffkörpers 22 verbleiben, stehen über Spalte 13 mit dem Brennraum in Verbindung.
Nach dem Abbrennen des Treibstoffkörpers 22 bleiben neben dem Raketengehäuse 21 die Isolierschicht 17 und die dazwischen liegenden Räume 12 erhalten. Ein Nachbrennen irgendwelcher Restmengen ist auch hier ausgeschlossen.

Claims

Patentansprüche: 1. Feststoffraketentriebwerk, dessen Treibstoffkörper als Sterninnenbrenner in einem vorzugsweise kreiszylindrischen Raketengehäuse ausgebildet ist und dessen der Anfangsbrennfläche abgewandte Außenfläche die wellenförmige Gestalt der Brennfront bei Brennschluß hat, d a -durch gekennzeichnet, daß die zwischen dem Raketengehäuse (6, 21) und der wellenförmigen Außenfläche (5, 24) des Treibstoffkörpers (3, 22) verbleibenden Räume mit einem nicht brennbaren Stoff (8) ausgefüllt sind, dessen spezifisches Gewicht geringer ist als das des Treibstoffes.
2. Feststoffraketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Füllstoff (8) ein in der Nähe des Treibstoffkörpers (3) homogener Hartschaumstoff ist, 'dessen Dichte in Richtung zum Raketengehäuse abnimmt.
3. Feststoffraketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Treibstoffkörper(22) über die zu seiner Längsachse parallelen Scheitellinien (19) der seine Außenfläche (24) umgebenden ebenfalls wellenförmigen Isolierschicht (17) im Raketengehäuse (21) abgestützt ist, und die zwischen dem Raketengehäuse und der Isolierschicht verbleibenden Räume (12) mit Luft gefüllt sind und mit dem Brennraum (14) in Verbindung stehen. In Betracht gezogene Druckschriften: Französische Patentschrift Nr. 1012 621; belgische Patentschrift Nr. 534 683; britische Patentschrift Nr. 505 747; USA.-Patentschrift Nr. 2 816 418; »Weltraumfahrt«, B. Jahrgang, Heft 4, Dezember 1957, S. 113; »Luftfahrttechnik«, 5. Band, Heft 2, 15. 2. 1959, S. 47; 3. Band, Heft 6, 15. 6. 1957, S. 139; »Engineering«, 184. Band, Nr. 4765, 5. 7. 1957, S.14,15.