DE1202065B

DE1202065B - Verfahren und Einrichtung zum Betrieb einer Raketen-Antriebsanlage fuer pulverfoermige Treibstoffe

Info

Publication number: DE1202065B
Application number: DEB66235A
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Heinrich Beckmann
Original assignee: HEINRICH BECKMANN DIPL ING
Current assignee: HEINRICH BECKMANN DIPL ING
Priority date: 1962-03-06
Filing date: 1962-03-06
Publication date: 1965-09-30
Also published as: US3336750A; GB1032812A

Description

Verfahren und Einrichtung zum Betrieb einer Raketen-Antriebsanlage für pulverförmige Treibstoffe Das Prinzip des Antriebes einer Rakete ist bekannt. Als besonderes Merkmal ist die Unabhängigkeit der Funktion von der Umgebung anzusehen. Unter den Raketen, bei denen in einer Brennkammer durch Verbrennung von Sauerstoff- und Brennstoff-Träger als Treibstoffe Gase erzeugt werden, die mit hoher Geschwindigkeit durch eine Düse ausströmen, haben sich insbesondere zwei Hauptverfahren und entsprechende Einrichtungen herausgebildet, die Flüssigkeits- und die Feststoff-Rakete.
Bei der Flüssigkeits-Rakete sind Sauerstoff- und Brennstoff-Träger Flüssigkeiten, die voneinander getrennt in eine Brennkammer gefördert und dort zur Verbrennung gebracht werden. Die Verbrennungsgase strömen mit hoher Geschwindigkeit aus und ergeben den Schub.
Die Einrichtung besteht im wesentlichen aus Behältern für den Sauerstoff- bzw. Brennstoff-Träger. Aus diesen Aufnahmebehältern werden die Flüssigkeiten entweder durch eine Pumpenanlage in die vom Raketeninnern getrennte Brennkammer gefördert oder durch ein Druckgas, das mit den Flüssigkeiten nicht in Reaktion tritt, in die Brennkammer gedrückt. Das Druckgas wirkt hierbei also als Kolben und schiebt die Flüssigkeit vor sich her: es tritt keine Vermischung zwischen Druckgas und Flüssigkeit ein. Die Treibstoffbehälter sind im letzten Fall Druckbehälter, die unter dem Druck der Brennkammer stehen. Die Brennkammer geht in eine Laval-Düse über.
Bei der Feststoff-Rakete sind Sauerstoff- und Brennstoff-Träger zu einem festen Stoff verbunden. Aus sauerstoff- und brennstoffhaltigen, im allgemeinen pulverförmigen Bestandteilen wird unter Zusatz von kleinen Mengen verschiedenartiger Chemikalien, die spezielle Eigenschaften des Feststoffes hervorrufen, durch Mischen, Wärmebehandeln eine gießbare Masse gewonnen, die - in zylindrische Formen gegossen -Zylinderabschnitte mit im Innern liegenden freien Oberflächen liefert. Im Betrieb verbrennen diese Feststoff-Zylinder an der inneren Oberfläche (vorzugsweise), die entstehenden Verbrennungsgase strömen mit hoher Geschwindigkeit durch eine Düse aus und liefern so den Antrieb.
Die Einrichtung einer Feststoff-Rakete ist - wie aus der Beschreibung des Verfahrens zu ersehen -sehr einfach. Die Raketenhülle nimmt die einzelnen Feststoff-Zylinderabschnitte in ihrem Innenraum auf, wo sie gehaltert werden. Die Rakete selbst ist also zugleich äußere Form und Brennkammer, die in eine Düse ausmündet.
Trotz der offensichtlichen Einfachheit im Aufbau, weist die Feststoff-Rakete einige schwerwiegende Nachteile auf.
Im Gegensatz zur Flüssigkeits-Rakete, bei der die Treibstoffe aus den Behältern durch Pumpen (im allgemeinen) gefördert werden - wobei also die Treibstoffbehälter nicht unter Brennkammerdruck stehen -, wird der Raketeninnenraum bei der Feststoff-Rakete mit dem Brennkammerdruck belastet und steht zugleich unter der Einwirkung der hohen Brennkammertemperatur.
Der Abbrennvorgang des Feststoffes wird durch den Brennkammerdruck stark beeinflußt und ist von der Temperatur der Feststoffmasse abhängig. Der zeitliche Ablauf der Verbrennung kann nur annähernd auf Grund der aus Versuchsreihen ermittelten Erfahrungswerte im voraus berechnet werden. Dem Feststoff-Raketenantrieb haftet daher in dieser Hinsicht Unsicherheit an.
Eine Regulierung des Schubverlaufes während des Betriebes ist nicht möglich. Durch entsprechende Gestaltung der freien Brennoberfläche der Feststoff-Zylinderabschnitte ist nur von vornherein eine Schub-Bemessung über Zeit gegeben.
Bei längeren Lagerzeiten macht sich die Empfindlichkeit der Feststoffmasse auf Temperaturwechsel bemerkbar. Die Masse wird spröde und rissig oder verformt sich plastisch und weicht dann beim Abbrand von dem vorausbestimmten Verhalten wesentlich ab.
Die nachstehend beschriebene Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren und auf Einrichtungen zur Durchführung des Verfahrens zum Betrieb einer Raketen-Antriebsanlage mit pulverförmigen Treibstoffen.
Wesentliche Nachteile des Feststoffantriebes werden vermieden, Vorteile des Antriebes der Flüssigkeits -Rakete bleiben gewahrt, und darüber hinaus sind Vorzüge gegenüber der Flüssigkeits-Rakete vorhanden.
Das Verfahren besteht in der Verwendung von pulverförmigen Treibstoffen in der handelsüblichen Form. Die in den mit einem porösen Zwischenboden 3 versehenen Druckbehältern 1 der Rakete gelagerten Treibstoffe werden durch Druckgas, das einem Druckgasbehälter 5 der Rakete entnommen und in den Raum 7 unterhalb des porösen Bodens etwa entgegengesetzt zur Schwerkraft- und Massenkraftrichtung eingeführt wird, in den Fließzustand versetzt und mit Druckgas vermischt gegen den Druck der Brennkammer über eine Vorkammer in diese gefördert, wo sie zur Verbrennung gelangen. Soweit das zur Förderung erforderliche Druckgas für den Brennvorgang in der Brennkammer von Bedeutung ist, kann es zum Teil, ohne den oder die Treibstoffbehälter 1 zu passieren, vom Druckgasbehälter 5 aus direkt über eine Leitung mit Ventil gesteuert in die Vor- oder Brennkammer geleitet werden. Insbesondere wird zum Zwecke der Regelung der aus den Treibstoffbehältern hinausgeförderten Pulvermengen ein Teil der in den Treibstoffbehälter eingeführten Druckgasmenge nach Durchdringen der im Behälter befindlichen Pulvermenge aus dem oberen vom Inhalt freien Raum der Lagerbehälter 1 über eine Leitung 11 mit Ventil 12 wieder abgeführt und in die zur Vor- oder Brennkammer führende Transportleitung 4 mit Ventil 14 gegeben.
Die Zusammensetzung des Gemisches aus zwei oder mehreren pulverförmigen Treibstoffen sowie die in die Vor- oder Brennkammer hineingeförderte Gesamtmenge kann zu jedem Zeitpunkt des Verfahrensablaufs beeinflußt werden. Der qualitative Zusammenhang zwischen eingeführter Druckgasmenge GGas und der bei einem Gegendruck d p hinausgeförderten Gemischmenge GG,@isch ist bei verschiedenen Stellungen des Ventils 12, wodurch die aus dem Behälter wieder abfließende Druckgasmenge bemessen wird, in F i g. 4 dargestellt.
Die Anwendung dieses Verfahrens zum Antrieb einer Rakete mit pulverförmigen Treibstoffen ergibt gegenüber der heute verwendeten Feststoff-Rakete einige bemerkenswerte Fortschritte: 1. Die pulverförmigen Treibstoffe bedürfen keinerlei Behandlung und Vorbereitung, wie dies bei dem Treibstoff der Feststoff-Rakete im Mischen, Wärmebehandeln, Formgießen usw. der Fall ist. Es wird ein umständliches und kostspieliges Herstellungsverfahren außerhalb der Rakete vermieden.
2. Der pulverförmige Treibstoff in handelsüblicher Form verändert sich im allgemeinen während der Lagerung nicht. Der aus verschiedenen Komponenten hergestellte Feststoff ist bezüglich Lagerung oft schwierig; es entstehen Risse, und der Feststoff ändert leicht sein Verhalten im Abbrand, das durch Modell-Vorversuche auf einen bestimmten Zeitablauf bemessen war.
3. Der zeitliche Ablauf der Verbrennung und der Brennschluß sind bei Feststoff-Raketen während des Betriebes nicht beeinflußbar. Bei dem beschriebenen Verfahren ist während des Betriebes die Verbrennung regulierbar und damit ein gewünschter Schubverlauf einzuhalten.
4. Bei der Feststoff-Rakete unterliegt die Wandung der Rakete außer dem Druck der Brennkammer noch der Brennkammertemperatur. Von der Temperaturbeanspruchung wird bei dem Verfahren gemäß der Erfindung die Raketenwandung frei gehalten.
5. Das Verfahren gestattet einen Raketenantrieb ähnlich der Flüssigkeits-Rakete. Pumpenanlagen zur Förderung der Treibstoffe werden jedoch vermieden. Gegenüber der Flüssigkeits-Rakete stehen die Treibstoffbehälter dafür unter Brennkammerdruck.
6. Bei Treibstoffen, die im Lagerzustand nicht miteinander in Reaktion treten, können beide Stoffe in der für die Verbrennung mengenmäßig richtigen Zusammensetzung in einen gemeinsamen Lagerbehälter gefüllt und erst unmittelbar vor Verwendung der Rakete durch Gas gemischt werden.
Die Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens besteht nach F i g. 1 bis 3 aus einem oder mehreren Druckbehältern 1 als Lagerbehälter für die pulverförmigen Treibstoffe, die mit einem porösen Boden 3 versehen sind, der im Bodenbereich den Luftraum 7 abteilt. Für die Druckgasmenge ist ein Druckbehälter 5 angeordnet, der über die Druckgasleitung 6 und das steuerbare Ventil 8 mit dem Luftraum 7 des oder der Lagerbehälter 1 verbunden ist. Aus dem Materialraum des oder der Lagerbehälter 1 führt eine Transportleitung 4 mit Regelventil 14 in die Vorkammer der Brennkammer. Sie ist entweder als Tauchrohr angeordnet (F i g. 1 und 2) - wobei die Förderleitungen bei mehreren Behältern sich vor Eintritt in die Vorkammer vereinen oder auch getrennt in die Vorkammer geführt werden - oder direkt als Abflußrohr ausgebildet, indem der poröse Boden durchbrochen wird (F i g. 3).
Zwischen dem Druckgasbehälter 5 und der Transportleitung 4 besteht eine Druckgasleitung 9 mit steuerbarem Ventil 10. Außerdem ist eine Verbindung 11 mit Steuerventil 12 zwischen dem oberen Raum der Lagerbehälter 1 und der Transportleitung 4 vorhanden. Die Bedeutung und Funktion dieser Einrichtungsteile (Behälter, Rohrleitungen und Ventile) geht aus der Beschreibung des Verfahrens hervor.
Die weiteren zur Funktion der Antriebsanlage erforderlichen Teile der Einrichtung (Einfüllstützen an den Lagerbehältern, Anschlüsse für die Aufladung des Druckgasbehälters usw.) sind - als dem Fachmann geläufig - nicht beschrieben und dargestellt.

Claims

Patentansprüche: 1. Verfahren zum Betrieb einer Raketenantriebsanlage mit pulverförmigen Treibstoffen, dadurch gekennzeichnet, daß in Anwendung des an sich bekannten Staubfließverfahrens Druckgas entgegengesetzt zur Schwer-und Beschleunigungs-Kraftrichtung direkt in die Pulvermasse im Treibstoffbehälter eingeführt wird und dieselbe entgegengesetzt dieser Richtung aus dem Behälter in die Brennkammer oder eine Vorkammer fördert. 2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß Druckgas direkt in die zur Brennkammer oder Vorkammer führende Transportleitung gegeben wird. 3. Verfahren nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß eine Teilmenge des in den Treibstoffbehälter eingeführten Druckgases aus dem von Pulver freien Raum des Behälters wieder entnommen und in die zur Brenn-oder Vorkammer führende Transportleitung gegeben wird. 4. Verfahren nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die in die Brennkammer geförderte Pulvermasse unmittelbar und/oder die Druckgasmenge in Abhängigkeit von Kerngrößen des Abbrandverlaufs in der Brennkammer, der Raketenbahn, des die Rakete umgebenden Mediums oder ferngesteuert eingestellt werden. 5. Verfahren nach den Ansprüchen 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß bei Treibstoffen aus zwei oder mehreren im Lagerzustand nicht reaktionsfähigen Komponenten die in einem gemeinsamen Behälter übereinandergeschichteten Komponenten vor Öffnung der Transportleitung zur Brennkammer mit einer Teilmenge Druckgas aus dem bordeigenen Gasbehälter oder einer erdgebundenen Versorgungsanlage aufgewirbelt und vermischt werden. 6. Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach den Ansprüchen 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die zur Aufnahme der pulverförmigen Treibstoffe vorgesehenen Druckbehälter im Bodenbereich mit einem porösen Boden versehen sind, über dem oder aus dem eine Transportleitung zur Vor- oder Brennkammer führt, und daß der Druckgasbehälter mit der unterhalb des porösen Bodens liegenden Luftkammer der Treibstoffbehälter durch eine mit einem steuerbaren Ventil versehene Druckgasleitung verbunden ist und daß aus dem oberen Teil der Treibstoffbehälter eine Verbindungsleitung mit einem steuerbaren Ventil wie auch aus dem Druckgasbehälter eine Druckgasleitung mit einem steuerbaren Ventil in die Förderleitung mit Ventil führt. In Betracht gezogene Druckschriften: Deutsche Patentschriften Nr. 889 533, 618 668; »Chemische Technik«, 13. Jahrgang, Nr. 6 (Juni 1961), S. 366, 367; »Flugkörper«, 2. Jahrgang, Nr. 8 (August 1960), S. 245; »Umschau«, 56. Band 1956), Nr. 5, S. 147 bis 149; »Chemie-Ing.-Technik«, 24. Jahrgang (1952), Nr.
2, S. 58, 59; E. S c h m i d t, »Thermodynamik«, 9. Auflage, Springer-Verlag, Berlin, S. 322.