DE1224991B

DE1224991B - Solid rocket engine

Info

Publication number: DE1224991B
Application number: DEG32264A
Authority: DE
Inventors: Arthur Paul Adamson; Kurt Berman; Frederick Edwin Schultz
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1961-05-12
Filing date: 1961-05-12
Publication date: 1966-09-15

Description

Feststoffraketentriebwerk Die Erfindung bezieht sich auf ein Feststoffraketentriebwerk mit einer Brennkammer, in der die Festtreibladung angeordnet ist, und mit einer an die Brennkammer anschließenden Schubdüse sowie mit Einrichtungen zur steuerbaren Einführung eines zusätzlichen Mediums in die Brennkammer.Solid rocket engine The invention relates to a solid rocket engine with a combustion chamber in which the propellant charge is arranged, and with a to the combustion chamber adjoining thrust nozzle and with devices for controllable Introduction of an additional medium into the combustion chamber.

Zusätzliche Medien in eine Brennkammer werden beispielsweise bei sogenannten Hybridraketen eingeführt. Eine Hybridrakete weist zum Antrieb eine Kombination von flüssigem und festem Treibstoff auf. Bei derartigen Raketen muß zusätzlicher Sauerstoff in die Brennkammer eingeführt werden, um die Verbrennung aufrechtzuerhalten.Additional media in a combustion chamber are, for example, so-called Hybrid missiles introduced. A hybrid missile has a combination of propulsion liquid and solid fuel. Such missiles require additional oxygen be introduced into the combustion chamber to maintain combustion.

Es wurde auch bereits eine Feststoffrakete mit zwei hintereinandergeschalteten Brennkammern und zur gleichzeitigen Verbrennung bestimmten Treibstoffsätzen vorgeschlagen, von denen der eine bei einer niedrigeren Temperatur abbrennt als der andere, wobei die den bei niedrigerer Temperatur abbrennenden Treibstoffsatz enthaltende sogenannte Hilfsbrennkammer der anderen sogenannten Hauptbrennkammer vorgeschaltet ist und in der Verbindungsleitung zwischen den beiden Brennkammern ein steuerbares Ventil vorgesehen ist. Bei dieser vorgeschlagenen Feststoffrakete soll praktisch ein konstanter Schub über die gesamte Schußweite dadurch erzielt werden, daß das in der Verbindungsleitung liegende steuerbare Ventil durch eine auf den Druck in der Hauptbrennkammer ansprechende Einrichtung betätigt wird. Diese Einrichtung ist so ausgebildet, daß das Ventil beim Absinken des Druckes in der Hauptkammer in Richtung seiner Schließstellung und beim Ansteigen des Druckes in der Hauptkammer in Richtung seiner öffnungsstellung bewegt wird. Bei dieser vorgeschlagenen Feststoffrakete wird praktisch der Druck innerhalb der Hauptbrennkammer auf einem vorbestimmten Wert im Betriebsbereich der Rakete gehalten.There was also already a solid rocket with two connected in series Combustion chambers and fuel rates intended for simultaneous combustion are proposed, one of which burns at a lower temperature than the other, whereby the so-called fuel charge that burns off at a lower temperature Auxiliary combustion chamber is connected upstream of the other so-called main combustion chamber and a controllable valve in the connecting line between the two combustion chambers is provided. In this proposed solid rocket should be practically a constant Thrust over the entire range can be achieved in that the in the connecting line lying controllable valve through a responsive to the pressure in the main combustion chamber Device is operated. This device is designed so that the valve when the pressure in the main chamber drops in the direction of its closed position and when the pressure in the main chamber rises in the direction of its open position is moved. In this proposed solid rocket, the pressure is practical within the main combustion chamber at a predetermined value in the operating range of the Missile held.

Es gibt ganz allgemein mehrere Raketentriebwerke, die mit flüssigem Treibstoff, und solche, die mit festem Treibstoff betrieben werden. Beide Formen haben ihre Vor- und Nachteile. Einer der Vorteile von mit flüssigem Treibstoff betriebenen Triebwerken besteht darin, daß ein Flüssigkeitsstrom leicht zu regeln ist und daß die Flüssigkeitszufuhr zum Abschalten des Triebwerks unterbrochen und das Triebwerk durch Wiedereinschalten der Flüssigkeitszufuhr wieder gezündet werden kann. Der Nachteil des mit flüssigem Treibstoff betriebenen Triebwerks besteht in der Schwierigkeit der Speicherung und Förderung der Flüssigkeit und der Kompliziertheit und überaus großen Anzahl der für den Regelmechanismus erforderlichen Teile. Andererseits sind jedoch feste Treibstoffe von großem Nutzen, da sie leicht verstaubar sind, denn die Treibstoffe sind in Blockform gegossen, die im Raketentriebwerk montiert und mit diesem bis zur Verwendung gelagert werden können. Der Nachteil besteht darin, daß ein solcher Treibstoff, sobald er gezündet ist, brennt, bis er aufgebraucht ist, da es kein zuverlässiges Mittel gibt, das Triebwerk abzuschalten und bei Bedarf von neuem zu zünden. Ein Raketentriebwerk für den Betrieb mit festem Treibstoff könnte jedoch ein erheblich praktischeres und vielseitigeres Mittel zur Schuberzeugung sein, wenn es Einrichtungen hätte, die ein Ausschalten und Wiederzünden in genauer, verläßlicher und wiederholbarer Weise gestatten. Im Fall des Raumfluges sind mit Rücksicht auf die Kursgenauigkeit, ohne Rücksicht darauf, ob es sich um mit flüssigem oder festem Treibstoff betriebene Triebwerke handelt, wieder zündbare Triebwerke erforderlich, um es zu ermöglichen, in eine Umlaufbahn einzutreten und bei geringfügigen Fehlern eine Korrektur vorzunehmen, indem man das Triebwerk zeitweilig zündet. Außerdem ist es bei allen Systemen, bei denen ein Flug mit konstanter Geschwindigkeit, z. B. mit Machzahl 2 oder darüber, erforderlich ist, möglich, die konstante Geschwindigkeit dadurch aufrechtzuerhalten, daß das Triebwerk einige Sekunden lang eingeschaltet, dann ausgeschaltet und dann von neuem gezündet wird, usw. Es ist auf diese Weise möglich,. die Geschwindigkeit innerhalb eines gewünschten Bereiches konstant zu halten. Die Möglichkeit, den Verbrennungsvorgang beliebig zu beeinflussen und den festen Treibstoff von neuem zu zünden, würde die Möglichkeit verschiedener, bisher unmöglicher Verwendungsweisen eröffnen. Normalerweise brennt jedoch der feste Treibstoff dauernd, und das Fahrzeug erfährt also eine dauernde Beschleunigung, bis der Treibstoff aufgebracht ist oder gegebenenfalls bis die Maschine zerstört wird.There are generally several rocket engines that use liquid Fuel, and those that run on solid fuel. Both forms have their advantages and disadvantages. One of the advantages of running on liquid fuel Thrusters is that a liquid flow is easy to regulate and that the liquid supply to switch off the engine is interrupted and the engine can be re-ignited by switching the liquid supply on again. Of the The disadvantage of the engine operated with liquid fuel is the difficulty the storage and conveyance of the fluid and the complexity and exceedingly large number of parts required for the control mechanism. On the other hand are however, solid fuels are of great use as they are easily stowed away, because the propellants are cast in block form, which are mounted in the rocket engine and can be stored with this until use. The disadvantage is that once such fuel is ignited, it burns until it is used up is because there is no reliable means of turning the engine off and when necessary to re-ignite. A rocket engine designed to run on solid fuel however, could be a much more practical and versatile means of generating thrust if it had facilities that allow switching off and re-ignition in more precise, in a reliable and repeatable manner. In the case of space flight, with Consideration of the course accuracy, regardless of whether it is with fluid or solid fuel powered engines, re-ignitable engines required to allow it to enter orbit and at minor Correct errors by temporarily igniting the engine. aside from that it is in all systems in which a flight at constant speed, e.g. B. Mach number 2 or above, is required, the constant speed is possible to be maintained by turning the engine on for a few seconds, then turned off and then started again, etc. It's that way possible,. the speed constantly increases within a desired range keep. The possibility, to influence the combustion process in any way and re-igniting the solid fuel would increase the possibility of various Open up previously impossible uses. Usually, however, the solid one burns Fuel continuously, and so the vehicle experiences a constant acceleration, until the fuel is applied or, if necessary, until the machine is destroyed will.

Ein bekanntes Mittel, die Verbrennung fester Raketentreibstoffe zu beeinflussen, besteht darin, daß die Brennkammer mit Stopfen ausgestattet ist, deren Absprengen es ermöglicht, den Druck unter jenen Wert zu senken, bei dem die Verbrennung andauert, und die Auslösung ist derart zeitlich beeinflußbar, daß sie zu einem gewünschten Augenblick erfolgt. Dies hat allerdings den Nachteil, daß eine Beeinflussung nur auf ein äußerst geringes Maß beschränkt ist, da es nicht möglich ist, die Stopfen wieder einzusetzen und den Treibstoff von neuem zu zünden. Auch geht der nach dem Löschen verbleibende Brennstoff verloren. Eine weitere Maßnahme besteht darin, daß man mehrere getrennte, aus festem Brennstoff bestehende Treibladungen vorsieht und diese der Reihe nach in Zeitabständen zündet.A well known means of burning solid rocket propellants too affect, is that the combustion chamber is equipped with plugs, their Blowing it off makes it possible to reduce the pressure below the value at which the combustion continues, and the release can be influenced in time so that it becomes a desired one Moment occurs. However, this has the disadvantage that it only affects is limited to an extremely low level as it is not possible to remove the plugs reinstall and re-ignite the fuel. Also goes after that Extinguishing any remaining fuel is lost. Another measure is that one provides several separate propellant charges consisting of solid fuel and these ignite in sequence at time intervals.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Feststoffraketentriebwerk zu schaffen, welches in steuerbarer Weise beliebig zündbar und wieder abschaltbar ist.The present invention is based on the object of a solid rocket engine to create which can be ignited and switched off again in a controllable manner is.

Erfindungsgemäß ist der Düsenhalsquerschnitt etwas größer als der, welchen die für den zur Aufrechterhaltung des Abbrandes notwendigen Mindestdruck (Druckschwelle) mindestens erforderliche sogenannte äußere Klemmung, d. h. das Mindestverhältnis der brennenden Treibstoffoberfläche zum engsten Düsenquerschnitt, verlangt, und der dadurch in der Brennkammer unter der Druckschwelle liegende Druck wird durch die gesteuerte Einführung einer entsprechenden Menge des zusätzlichen Mediums auf den zur Wiederzündung oder Aufrechterhaltung der Verbrennung erforderlichen Wert oberhalb der Druckschwelle erhöht.According to the invention, the nozzle throat cross-section is slightly larger than that which the minimum pressure necessary to maintain the burn-up (Pressure threshold) minimum required so-called external clamping, d. H. the minimum ratio the burning fuel surface to the narrowest nozzle cross-section, requires, and the pressure in the combustion chamber that is below the pressure threshold is reduced by the controlled introduction of a corresponding amount of the additional medium the value required to reignite or maintain combustion increased above the pressure threshold.

Bekanntlich haben alle festen Raketentreibstoffe die Eigenschaft, daß sie eine mehr oder weniger hoch liegende Druckschwelle haben, die dadurch gekennzeichnet ist, daß das Triebwerk beim Versuch eines Betriebes unterhalb derselben wieder von selber erlischt. Diese Druckschwelle ist eine Funktion der Treibstoffeigenschaften und der Geometrie der Brennkammer und insbesondere der sogenannten Klemmung, d. h. eine Funktion des Verhältnisses von brennender Treibstoffoberfläche zu engstem Düsenquerschnitt.It is well known that all solid rocket propellants have the property that they have a more or less high pressure threshold, which is characterized by this is that the engine when trying to operate below the same again from itself goes out. This pressure threshold is a function of the fuel properties and the geometry of the combustion chamber and in particular the so-called clamping, d. H. a function of the ratio of burning fuel surface to narrowest Nozzle cross-section.

Auf einfachste Weise kann dadurch, daß man die Klemmung so wählt, daß das Raketentriebwerk nicht betriebsfähig ist, durch Einleitung eines Zusatzmediums in steuerbarer Weise den Betrieb dieses Raketentriebwerks regeln.In the simplest way, by choosing the clamping so, that the rocket engine is inoperable by introducing an auxiliary medium regulate the operation of this rocket engine in a controllable manner.

Es kann vorteilhaft sein, daß außerhalb des Triebwerks ein Mediumvorrat vorgesehen ist, der über ein regelbares Ventil mit der Brennkammer verbunden ist. Zweclunäßigerweise kann dieser Mediumvorrat selbst eine Hilfsladung aus festem Brennstoff sein, und es kann ein Dreiwegeventil in der Zuleitung zur Brennkammer eingeschaltet sein. Mit diesem Dreiwegeventil ist es möglich, den Betrieb in gewünschter Weise zu steuern.It can be advantageous to have a medium supply outside the engine is provided, which is connected to the combustion chamber via a controllable valve. This medium supply can itself be an auxiliary charge of solid fuel and a three-way valve in the supply line to the combustion chamber can be switched on be. With this three-way valve it is possible to operate in the desired manner to control.

Um den Verbrauch an Mediummengen zu verringern und um den operativen Aufwand zu verkleinerv, können vorteilhafterweise eine oder mehrere Zusatzbrennkammem in Reihe mit der Hauptbrennkammer geschaltet sein, und diese Zusatzbrennkammern können eine Ladung aus festen Treibstoffen aufweisen, und die Klemmung dieser Zusatzbrennkammern kann größer sein als die zur Aufrechterhaltung des Mindestdruckes erforderliche, und es kann eine Vorrichtung zum Einführen eines Mediums in die erste vorgeschaltete Brennkammer vorgesehen sein. Mit diesem Aufbau kann von der ersten Brennkammer aus der Reihe nach die Zündung in den folgenden Brennkammern eingeleitet und aufrechterhalten werden.In order to reduce the consumption of medium quantities and to reduce the operational To reduce the effort, one or more additional combustion chambers can advantageously be used be connected in series with the main combustion chamber, and these auxiliary combustion chambers may have a load of solid propellants, and the clamping of these auxiliary combustion chambers can be greater than that required to maintain the minimum pressure, and there can be a device for introducing a medium into the first upstream Combustion chamber may be provided. With this structure, the first combustion chamber can be used one after the other the ignition is initiated and maintained in the following combustion chambers will.

Die Brennkammer kann aber auch in Abschnitte unterteilt sein, von denen der nachgeschaltete Abschnitt als Hauptbrennkammer dient, und der dieser vorgeschaltete Abschnitt mit einer Ladung aus festem Brennstoff gefüllt sein, die zur Druckerhöhung bestimmt ist, und für die Ladung in dem vorgeschalteten Abschnitt kann eine Vorrichtung zur steuerbaren Einführung des Mediums vorgesehen sein.The combustion chamber can also be divided into sections, from which the downstream section serves as the main combustion chamber, and the one upstream of this Section to be filled with a charge of solid fuel that increases the pressure is intended, and for the charge in the upstream section can be a device be provided for the controllable introduction of the medium.

In den Figuren der Zeichnung sind mehrere Ausführungsbeispiele der Erfindung dargestellt. Es zeigt F i g. 1 ein Diagramm einer Brennkurve eines Treibstoffs (fest), F i g. 2 einen schematischen Schnitt durch ein mit festem Treibstoff betriebenes Triebwerk nach der Erfindung, F i g. 3 eine weitere Ausführungsform eines Triebwerks für den Betrieb mit festem Treibstoff, F i g. 4 und 5 Darstellungen einer abgewandelten Form eines Triebwerks für den Betrieb mit festem Treibstoff und F i g. 6 eine Darstellung einer weiteren abgewandelten Ausführungsform eines Raketentriebwerks für den Betrieb mit festem Treibstoff.In the figures of the drawing are several exemplary embodiments of the Invention shown. It shows F i g. 1 is a diagram of a burning curve of a fuel (fixed), F i g. 2 is a schematic section through a solid fuel operated Engine according to the invention, FIG. 3 shows another embodiment of an engine for operation on solid fuel, FIG. 4 and 5 representations of a modified one Form of an engine for operation with solid fuel and F i g. 6 shows an illustration another modified embodiment of a rocket engine for operation with solid fuel.

Bei der Entwicklung der festen Treibstoffe hat es sich gezeigt, daß gewisse Körnungen in dem Gußkörper aus festem Treibstoff das Brennen verhindern, sobald der Druck unter einen gewissen Mindestwert, die sogenannte Druckschwelle, sinkt. Wie die meisten Brennvorgänge verläuft auch die Verbrennung mit festem Raketentreibstoff bei höherem Druck schneller. Ein Druck unterhalb der Druckschwelle ist zur Aufrechterhaltung des Brennvorganges zu niedrig. Die Kurve in F i g. 1 zeigt dieses Verhalten. In diesem Diagramm ist die Brenngeschwindigkeit in Zentimetern pro Sekunde in Abhängigkeit von dem Druck in der Brennkammer in Kilogramm pro Quadratzentimeter dargestellt. Ein typischer fester Treibstoff erlischt also, wenn der Druck unter die mit 10 bezeichnete Druckschwelle absinkt. Dieser Druck hängt von dem jeweils verwendeten Treibstoff und der Geometrie der Brennkammer ab. Bekanntlich brennen viele Raketentreibstoffe bei niedrigem Druck nicht, sondern erfordern zum Brennen einen verhältnismäßig hohen Druck. Dies bedeutet, daß eine Rakete mit festem Treibstoff bei einem bestimmten Querschnitt der Düse einwandfrei brennt und funktioniert. Ist jedoch der Querschnitt der Düse größer, so sinkt der Druck in dem Maß, in dem die Verbrennungsprodukte ausströmen, und der Brennvorgang wird unterbrochen. Es besteht also die Möglichkeit, zum Beenden des Brennvorganges in der Brennkammer entweder entfernbare Stopfen vorzusehen oder den Düsenquerschnitt zu verändern. Die meisten Raketentriebwerke haben jedoch Düsen mit festem Querschnitt, die weitaus einfacher sind und bei denen die komplizierten Einrichtungen von Düsen mit veränderlichem Querschnitt entfallen. Eine Düse mit unveränderlichem Querschnitt ermöglicht natürlich keine Druckänderung.In the development of solid fuels it has been shown that certain grains in the cast body made of solid fuel prevent burning, as soon as the pressure falls below a certain minimum value, the so-called pressure threshold, sinks. Like most combustion processes, solid rocket fuel burns faster at higher pressure. A pressure below the pressure threshold is to be maintained of the burning process too low. The curve in FIG. 1 shows this behavior. In The burning speed in centimeters per second is a function of this diagram represented by the pressure in the combustion chamber in kilograms per square centimeter. A typical solid fuel will therefore go out when the pressure falls below that indicated by 10 Pressure threshold drops. This pressure depends on the particular fuel used and the geometry of the combustion chamber. It is well known that many rocket fuels burn not at low pressure, but require a relatively high one for firing Pressure. This means that a solid propellant rocket at a given Cross section of the nozzle burns perfectly and works. However, is the cross section If the nozzle is larger, the pressure decreases to the extent that the combustion products flow out and the burning process is interrupted. So there is the possibility to end the firing process in the firing chamber, either removable stoppers are to be provided or to change the nozzle cross-section. Most rocket engines, however, have Fixed section nozzles that are far simpler and at which eliminates the complex devices of nozzles with variable cross-section. A nozzle with a constant cross-section does not, of course, allow a change in pressure.

Wie bereits erwähnt, bricht der Brennvorgang ab, wenn der Druck unter den Mindestdruck, die sogenannte Druckschwelle, absinkt. Diese Eigenheit fester Brennstoffe gilt bisher als unerwünscht, und es ist kaum der Versuch gemacht worden, auch nur auf empirischem Wege einem Verständnis der verschiedenen Faktoren näherzukommen, die die Druckschwelle bestimmen. Es sind auch bisher keine gründlichen Untersuchungen des Phänomens der Druckschwelle mit dem Ziel durchgeführt worden, es dazu zu nutzen, ein regelbares, mit festem Treibstoff betriebenes Raketentriebwerk zu entwickeln.As already mentioned, the burning process stops when the pressure drops the minimum pressure, the so-called pressure threshold, drops. This peculiarity more firmly Fuels have so far been considered undesirable, and hardly any attempt has been made to to come closer to an understanding of the various factors even only empirically, which determine the pressure threshold. Nor have there been any thorough investigations so far the phenomenon of the pressure threshold has been carried out with the aim of using it to To develop an adjustable rocket engine powered by solid fuel.

Bei der Konstruktion von mit festem Treibstoff betriebenen Triebwerken wird die Klemmung gewöhnlich nach bekanntem Verfahren derart gewählt, daß während der Verbrennung ein Druck entwickelt wird, der oberhalb der Druckschwelle liegt. Da der Druck in der Brennkammer oberhalb der Druckschwelle liegt, wird der Brennvorgang, wenn er einmal eingeleitet ist, mit Sicherheit aufrechterhalten. Indem man nun nach der Erfindung statt dessen die Klemmung bewußt so wählt, daß die Verbrennungsprodukte in der Brennkammer einen Druck unterhalb der Druckschwelle entwickeln, ist es nur durch Einführen eines zusätzlichen Druckmediums von einer außerhalb der Brennkammer gelegenen Quelle möglich, den Druck innerhalb der Brennkammer auf einen Wert zu steigern, der oberhalb der Druckschwelle liegt, und somit die Bedingungen für ein Fortbrennen zu schaffen. Es ist dann aber auch trotz Verwendung einer Düse von unveränderlichem Querschnitt bei mit festem Treibstoff betriebenen Triebwerken möglich, durch Unterbrechen der Mediumzufuhr den Brennvorgang zu beenden und nach Belieben durch abermaliges Zünden und erneute Druckmittelzufuhr von neuem einzuleiten.In the construction of solid fuel engines the clamping is usually selected by a known method such that during the combustion a pressure is developed which is above the pressure threshold. Since the pressure in the combustion chamber is above the pressure threshold, the combustion process, once initiated, it is certain to be maintained. By now after the invention instead selects the clamping deliberately so that the combustion products In the combustion chamber develop a pressure below the pressure threshold, it is only by introducing an additional pressure medium from an outside of the combustion chamber located source possible, the pressure inside the combustion chamber to a value increase, which is above the pressure threshold, and thus the conditions for a To create burn away. However, it is then unchangeable even in spite of the use of a nozzle Cross-section possible for engines operated with solid fuel, by interrupting the medium supply to end the burning process and, if you want, by repeated Initiate ignition and renewed supply of pressure medium.

Es sei angenommen, daß eine nicht dargestellte übliche Zündeinrichtung vorgesehen ist. Die Beschreibung befaßt sich mit den Einrichtungen nach der Erfindung, mit deren Hilfe das »Ein- und Ausschalten« und Regeln des Triebwerks ermöglicht wird.It is assumed that a common ignition device, not shown is provided. The description deals with the devices according to the invention, with the help of which enables the "switching on and off" and control of the engine will.

F i g. 2 zeigt in schematischer Darstellung ein mit festem Treibstoff betriebenes Raketentriebwerk 11 nach der Erfindung. Dieses Triebwerk 11 besteht aus der üblichen Brennkammer 12, die mit einem festen Treibstoff 13 ausgekleidet ist, der eine Brennfläche 14 aufweist. Die Verbrennung erfolgt in diesem Brennkammerbereich. Im Interesse der Einfachheit ist eine Düse 16 mit festem Querschnitt 17 vorgesehen und an die Brennkammer angeschlossen. Der Schub der aus der Düse 16 austretenden brennenden Gase erzeugt den Vortrieb. Wie bereits erwähnt, reicht bei einer Ausbildung des Verhältnisses der Brennfläche 14 des festen Treibstoffs 13 zum Düsenquerschnitt derart, daß die Verbrennungsprodukte unter einem Druck unterhalb der Druckschwelle stehen, der Innendruck in der Kammer 12 nicht aus, um die Verbrennung aufrechtzuerhalten, und unter normalen Bedingungen kann keine Verbrennung im Triebwerk 11 stattfinden.F i g. 2 shows a schematic representation of a solid propellant powered rocket engine 11 according to the invention. This engine 11 consists from the usual combustion chamber 12, which is lined with a solid fuel 13 which has a focal surface 14. The combustion takes place in this combustion chamber area. In the interests of simplicity, a nozzle 16 with a fixed cross-section 17 is provided and connected to the combustion chamber. The thrust of the exiting from the nozzle 16 burning gases generate the propulsion. As already mentioned, an apprenticeship is enough the ratio of the combustion surface 14 of the solid fuel 13 to the nozzle cross-section such that the combustion products are under a pressure below the pressure threshold stand, the internal pressure in the chamber 12 is not sufficient to maintain the combustion, and under normal conditions no combustion can take place in the engine 11.

Um die Verbrennung aufrechtzuerhalten, wird von einer außenliegenden Quelle 18 ein Medium durch eine Rohrleitung 19 über ein Absperrventil 20 in das vordere Ende des Triebwerks 11 eingeführt. Das Medium kann von einer beliebigen Lieferquelle 18 zugeführt werden, und als solches Medium kommen vorzugsweise ein flüssiger Mono-Treibstoff oder die Zersetzungsprodukte eines solchen in Frage. Der Mono-Treibstoff kann in an sich bekannter Weise Wasserstoffsuperoxyd sein. Bei Verwendung von Wasserstoffsuperoxyd kann zur Zersetzung desselben ein Sieb 21 verviendet werden. Das Sieb 21 kann normalerweise ein platiniertes Sieb sein, das als Katalysator wirkt und die Zersetzungsgeschwindigkeit des Wasserstoffsuperoxyds erhöht. In diesem Fall werden die Zersetzungsprodukte in die Kammer gelenkt. In manchen Fällen kann es erwünscht sein, den flüssigen Mono-Treibstoff selbst in die Kammer einzuführen. Wenn gewünscht, kann das Medium durch eine Rohrleitung 22, wie schematisch dargestellt, derart eingeführt werden, daß es im Gegenstrom entlang der Außenfläche der Rakete geführt wird und dann an der Düse eintritt und in bekannter Weise eine Kühlung erzeugt.In order to maintain the combustion, an external one is used Source 18 a medium through a pipe 19 via a shut-off valve 20 into the front end of the engine 11 introduced. The medium can be of any Supply source 18 are supplied, and preferably come as such a medium liquid monofuel or the decomposition products of such in question. Of the Monofuel can be hydrogen peroxide in a manner known per se. Using A sieve 21 can be used to decompose hydrogen peroxide. The screen 21 can normally be a platinum-coated screen which acts as a catalyst and increases the rate of decomposition of the hydrogen peroxide. In this case the decomposition products are directed into the chamber. In some cases it can It may be desirable to introduce the liquid monofuel into the chamber itself. If desired, the medium can flow through a pipe 22, as shown schematically, be introduced so that it is in countercurrent along the outer surface of the missile is performed and then enters the nozzle and generates cooling in a known manner.

Der Zusatz von Medium aus einer Quelle 18 in die Kammer 12 über ein Steuerventil 20 führt zu einer Steigerung des Druckes innerhalb der Brennkammer auf einen Wert im Bereich 23 der Betriebskurve (F i g. 1), in dem die Bedingungen für die Verbrennung erfüllt sind. Die Verbrennung kann dadurch unterbrochen werden, daß das Steuerventil 20 geschlossen und die Zufuhr des Mediums unterbrochen wird, so daß der Druck in der Brennkammer unter die Druckschwelle sinkt. Auf diese Weise wird durch die Erfindung ein wieder zündbares Raketentriebwerk für den Betrieb mit festem Treibstoff geschaffen.The addition of medium from a source 18 into the chamber 12 via a Control valve 20 leads to an increase in the pressure within the combustion chamber to a value in the area 23 of the operating curve (FIG. 1) in which the conditions for combustion are met. The combustion can be interrupted by that the control valve 20 is closed and the supply of the medium is interrupted, so that the pressure in the combustion chamber drops below the pressure threshold. In this way is a re-ignitable rocket engine for operation with the invention created solid fuel.

Eine weitere Ausführungsform der Erfindung, bei der als Quelle für das Medium ein zusätzlicher Hilfstreibsatz aus festem Treibstoff 24 vorgesehen ist, ist in F i g. 3 dargestellt. Das Medium wird über ein Rohr 19 und ein Steuerventil 25 dem Triebwerk 11 und der Brennkammer 12 zugeführt. Das Steuerventil 25 kann vorteilhafterweise ein Dreiwegeventil sein, das ein Absperren des Mediums, ein öffnen der Mediumzufuhr vom Hilfstreibsatz 24 in die Brennkammer 12 und ein Ablassen von überschüssigen Mediummengen durch eine Austrittsleitung 26 in die umgebende Atmosphäre gestattet, wenn es gewünscht ist, die Verbrennung im Triebwerk 11 bei gezündetem Hilfstreibsatz 24 zu unterbrechen.Another embodiment of the invention in which as a source for the medium an additional auxiliary propellant made of solid propellant 24 is provided, is in Fig. 3 shown. The medium is via a pipe 19 and a control valve 25 fed to the engine 11 and the combustion chamber 12. The control valve 25 can advantageously be a three-way valve that shuts off the medium and opens the medium supply from the auxiliary propellant 24 into the combustion chamber 12 and a discharge of excess Medium quantities allowed through an outlet line 26 into the surrounding atmosphere, if desired, the combustion in the engine 11 with the auxiliary propellant ignited 24 interrupt.

F i g. 4 zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel der Erfindung, bei dem der feste Treibstoffsatz 13 in der Hauptbrennkammer 12 abbrennt und ein Treibstoffsatz 27 zur Druckerhöhung vorgesehen ist, der in einer Brennkammer 28 abbrennt. Die Darstellung ist schematisch, und eine Trennung zwischen dem Haupttreibsatz und dem Hilfstreibsatz sowie zwischen den Brennkammern erfolgt durch eine Einschnürung 29. Die Verbrennung erfolgt in der üblichen Weise an den Brennflächen 14 beider Treibstoffladungen. Die Brennkammern 12 und 28 sind hintereinandergeschaltet, so daß die in der Brennkammer 28 erzeugten Verbrennungsprodukte in die Hauptbrennkarnmer 12 gelangen und von dort durch die Düse 16 austreten. Wie bereits erwähnt, ist die Klemmung des Haupttreibsatzes 13 aus festem Treibstoff derart gewählt, daß die Verbrennungsprodukte einen Druck unterhalb der Druckschwelle 10 entwickeln, so daß der Innendruck in der Kammer 12 an sich nicht ausreicht, um die Verbrennung aufrechtzuerhalten, und daß imTriebwerk 11 keine Verbrennung stattfindet, wenn nicht zusätzliches Druckregelmedium zugeführt wird.F i g. 4 shows a further embodiment of the invention at that the solid fuel charge 13 burns in the main combustion chamber 12 and a fuel charge 27 is provided to increase the pressure, which burns down in a combustion chamber 28. The representation is schematic, and a separation between the main propellant and the auxiliary propellant as well as between the combustion chambers takes place through a constriction 29. The combustion takes place in the usual manner on the combustion surfaces 14 of both fuel charges. The combustion chambers 12 and 28 are connected in series, so that in the combustion chamber 28 generated combustion products reach the main combustion chamber 12 and from there exit through nozzle 16. As already mentioned, the main propellant is clamped 13 selected from solid fuel so that the combustion products have a pressure develop below the pressure threshold 10, so that the internal pressure in the chamber 12 not in itself sufficient to maintain the combustion, and that no combustion takes place in the engine 11 unless there is an additional pressure regulating medium is fed.

Bei direktem Einführen des Mediums von außen in die Brennkammer (F i g. 2) ist die Strömungsgeschwindigkeit, d. h. der erforderliche Massestrom, ziemlich hoch und beträgt annähernd 10% des Austrittsstroms aus dem Triebwerk 11. Eine derart hohe Strömungsgeschwindigkeit des Mediums macht unerwünscht große Pumpen, Rohre, Ventile usw. erforderlich, und es ist daher erwünscht, die gleichen Wirkungen mit vermindertem Mediumstrom zu erzielen. Dies wird bei der Ausführungsform nach F i g. 4 dadurch erreicht, daß ein zusätzlicher Treibstoffsatz 27 vorgesehen ist, in welchem durch Einführen eines Mediums über ein Rohr 19 und ein Steuerventil 20 in regelbarer Weise die Zündung eingeleitet bzw. die Verbrennung aufrechterhalten wird (F i g. 4). Die Klemmung für den Treibstoffsatz 27 kann derart gewählt sein, daß die Verbrennungsprodukte ebenfalls einen Druck unterhalb der Druckschwelle entwickeln, so daß der Treibsatz unter normalen Bedingungen nicht weiterbrennt. Die Zündung kann z. B. durch Einführen eines flüssigen Mono-Treibstoffs, z. B. Wasserstoffsuperoxyd, oder eines reaktionsfähigen Mediums, wie Fluor, erfolgen, das auch zur Erhöhung des Druckes auf einen Wert oberhalb der Druckschwelle verwendbar ist. Der Treibstoffsatz 27 brennt also ebenfalls nicht, solange nicht durch die Rohrleitung 19 ein Medium von außen eingeführt wird.When the medium is introduced directly from the outside into the combustion chamber (FIG. 2), the flow rate, ie the required mass flow, is quite high and is approximately 10% of the exit flow from the engine 11. Such a high flow rate of the medium makes pumps undesirably large , Pipes, valves, etc. are required, and it is therefore desirable to obtain the same effects with reduced medium flow. This is done in the embodiment according to FIG. 4 is achieved in that an additional fuel charge 27 is provided, in which the ignition is initiated or the combustion is maintained in a controllable manner by introducing a medium via a pipe 19 and a control valve 20 (FIG. 4). The clamping for the fuel charge 27 can be selected such that the combustion products also develop a pressure below the pressure threshold, so that the propellant charge does not continue to burn under normal conditions. The ignition can e.g. B. by introducing a liquid mono-fuel, e.g. B. hydrogen peroxide, or a reactive medium such as fluorine, which can also be used to increase the pressure to a value above the pressure threshold. The fuel charge 27 also does not burn as long as a medium is not introduced from the outside through the pipe 19.

Eine geringe Mediummenge genügt, um die Zündung und Verbrennung in der Kammer 28 zu regeln, und die Verbrennungsprodukte regeln die Verbrennung in der Kammer 12. Durch diese Reihenanordnung, die zu einer Summierung der Einzelwirkungen führt, genügt die Verwendung einer geringen Mediummenge. Dadurch werden kleinere Armaturen benötigt. Wenn gewünscht, kann eine Kühlung durch das Medium dadurch erreicht werden, _daß dieses in der bei 22 gezeigten Weise zunächst an das Gehäuse herangeführt wird.A small amount of medium is sufficient to start the ignition and combustion in of the chamber 28, and the products of combustion regulate the combustion in of the chamber 12. This series arrangement leads to a summation of the individual effects leads, the use of a small amount of medium is sufficient. This will make them smaller Fittings required. If desired, cooling by the medium can thereby be achieved be, _that this is first brought up to the housing in the manner shown at 22 will.

Die in F i g. 5 dargestellte Ausführungsform unterscheidet sich von der in F i g. 4 dargestellten durch die Anordnung eines zusätzlichen, den übrigen Treibstoffsätzen vorgeschalteten Treibstoffsatzes. Es sind also drei Kammern 30, 28 und 12 hintereinandergeschaltet. Die einzelnen Kammern sind so konstruiert, daß die Druckschwelle für jeden Satz höher ist als die des in der Strömungsrichtung folgenden Treibsatzes, so daß die sich summierende Wirkung zu einer Zündung bzw. Verbrennung in einer Reihenfolge führt, d. h., die Verbrennung in der Kammer 30 wird durch Einführen eines Mediums durch die Leitung 19 eingeleitet, wodurch wiederum die Verbrennung in der Kammer 28 eingeleitet wird, was zur Folge hat, daß die Verbrennung in der Kammer 12 eingeleitet wird. Durch Vorschalten weiterer Kammern ist es möglich, mit einer äußerst geringen Mediummenge und mit äußerst kleinen Armaturen eine hohe Regelgenauigkeit zu erzielen. Wenn z. B. bei der in F i g. 2 dargestellten Ausführungsform der erforderliche Mediumstrom 101/o des an der Hauptdüse austretenden Massestroms beträgt, kann dieser Mediumbedarf durch entsprechende Ausbildung auf einen Wert in der Größenordnung von 1% gesenkt werden, indem man die additive Wirkung ausnutzt, die bei der Ausbildung nach F i g. 4 auftritt. Durch Vorschalten einer weiteren Kammer (F i g. 5) kann der Regelmittelstrom auf 0,1% herabgesetzt werden.The in F i g. 5 illustrated embodiment differs from the in F i g. 4 represented by the arrangement of an additional, the rest Fuel rates upstream fuel rate. So there are three chambers 30, 28 and 12 connected in series. The individual chambers are designed so that the pressure threshold for each set is higher than that in the direction of flow following propellant charge, so that the adding up effect to an ignition or Incineration in an order, d. i.e., the combustion in chamber 30 is introduced by introducing a medium through line 19, which in turn the combustion is initiated in the chamber 28, with the result that the combustion is initiated in the chamber 12. By connecting further chambers it is possible with an extremely small amount of medium and with extremely small fittings a high one To achieve control accuracy. If z. B. at the in F i g. 2 illustrated embodiment the required medium flow 101 / o of the mass flow exiting the main nozzle this medium requirement can be reduced to a value through appropriate training be reduced in the order of 1% by taking advantage of the additive effect, in the training according to F i g. 4 occurs. By connecting another Chamber (Fig. 5), the control medium flow can be reduced to 0.1%.

F i g. 6 zeigt eine weitere Ausführungsform eines Raketentriebwerks für den Betrieb mit festem Treibstoff nach der Erfindung. Das Triebwerk hat einen Haupttreibsatz 13 aus festem Brennstoff für die Verbrennung im Hauptbrennkammerabschnitt 12 sowie einen Hilfssatz 31 für die Verbrennung im Brennkammerabschnitt 32, der dem Hauptbrennkammerabschnitt vorgeschaltet ist. Da in der beschriebenen Weise die Klemmung so gewählt ist, daß die Verbrennungsprodukte einen Druck unterhalb der Druckschwelle 10 entwickeln, ist der in der Kammer 12 herrschende Druck nicht ausreichend, um die Bedingungen für die Verbrennung aufrechtzuerhalten. Um die Bedingungen für die Verbrennung zu schaffen, wird in der beschriebenen Weise aus dem Satz 31 eine durch die Verbrennung des in diesem enthaltenen Treibstoffs entwickelte Masse eines strömungsfähigen Mediums in die Brennkammer 12 eingeführt. Der Satz 31 wird seinerseits durch Einführen eines Mediums aus einer außenliegenden Quelle über die Leitung 19 und das Steuerventil 20 gezündet und brennfähig gehalten.F i g. Figure 6 shows another embodiment of a solid propellant rocket engine in accordance with the invention. The engine has a main propellant unit 13 made of solid fuel for the combustion in the main combustion chamber section 12 and an auxiliary unit 31 for the combustion in the combustion chamber section 32, which is connected upstream of the main combustion chamber section. Since the clamping is selected in the manner described so that the combustion products develop a pressure below the pressure threshold 10, the pressure prevailing in the chamber 12 is not sufficient to maintain the conditions for the combustion. In order to create the conditions for the combustion, a mass of a flowable medium developed by the combustion of the fuel contained in the set 31 is introduced into the combustion chamber 12 in the manner described. The set 31 is in turn ignited and kept combustible by introducing a medium from an external source via the line 19 and the control valve 20.

Die Hilfstreibstoffsätze können aus einem Oxydationsmittel oder einem Brennstoff oder einer Kombination bestehen, die sich mit dem von außen zugeführten Medium verbinden, so daß die Verbrennung eingeleitet wird und die Bedingungen für die Verbrennung aufrechterhalten werden. Das Medium zur Regelung der Verbrennung kann ein beliebiger flüssiger Mono-Treibstoff, z. B. Wasserstoffsuperoxyd, oder ein reaktionsfähiges Medium, wie Fluor, Chlortrifluorid, Salpetersäure, Schwefelsäure, Stickstoff-tetraoxyd oder flüssiges Natrium oder Phosphor sein, und zwar je nach der Ladung des Kammerabschnittes 32, und das reaktionsfähige Medium wird zum Zünden verwendet und dient anschließend zur Aufrechterhaltung der Verbrennung. Die Verbrennung schreitet nur so lange fort, wie das Medium zugeführt wird. Die Ausdrücke »Verbrennung« und »Zündung« sind in keiner Weise auf eigentliche Verbrennungsvorgänge beschränkt, obwohl derartige Vorgänge die zu bevorzugende Form von Vorgängen bilden. Es ist jedoch darauf hinzuweisen, daß die Zusatzkammer gemäß vorstehender Beschreibung ein Gasgenerator ist, und die Ausdrücke »Verbrennung« und »Zündung« sind als übergeordnete Begriffe ganz allgemein im Sinne von »chemischer Reaktion« zu werten.The auxiliary fuel sets can be made of an oxidizer or an Fuel or a combination that is different from that supplied from the outside Connect the medium so that the combustion is initiated and the conditions for the combustion can be sustained. The medium for regulating the combustion any liquid mono-fuel, e.g. B. hydrogen peroxide, or a reactive medium such as fluorine, chlorine trifluoride, nitric acid, sulfuric acid, Nitrogen tetraoxide or liquid sodium or phosphorus, depending on the the charge of the chamber portion 32, and the reactive medium becomes ignitable used and then used to maintain combustion. The burn only advances as long as the medium is fed. The terms "combustion" and "ignition" are in no way limited to actual combustion processes, although such operations are the preferred form of operation. It is however, it should be noted that the additional chamber as described above is a gas generator, and the terms "combustion" and "ignition" are used as parentheses To evaluate terms in the general sense of "chemical reaction".

Claims

Claims: 1. Solid rocket engine with a combustion chamber, in which the propellant charge is arranged and with one connected to the combustion chamber Thrust nozzle and with devices for the controllable introduction of an additional Medium into the combustion chamber, in that the nozzle neck cross-section is slightly larger than that which is used to maintain the burn required minimum pressure (pressure threshold) at least required so-called external Clamping, d. H. the minimum ratio of the burning fuel surface to the narrowest Nozzle cross-section, requires and that the result in the combustion chamber below the pressure threshold lying pressure through the controlled introduction of a corresponding lot of the additional medium to the reignition or maintenance of the combustion required value is increased above the pressure threshold.

2. Rocket engine according to claim 1, characterized in that a medium supply (18, 24, 27, 28, 30) is provided outside the engine, which is connected to the combustion chamber via a controllable valve (20, 25).

3. rocket engine according to claim 2, characterized in that the medium supply is an auxiliary charge (24) made of solid Fuel is and that a three-way valve (25) in the supply line (19) to the combustion chamber (12) is switched on.

4. rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that one or more additional combustion chambers (24, 28, 30, 32) with the combustion chamber (12) are connected in series, that this additional combustion chamber or chambers a charge of solid fuel (27 , 31) have that the clamping of these additional combustion chambers is greater than that required to maintain the minimum pressure and that devices (19, 20) are provided for introducing a medium into the first upstream combustion chamber.

5. Rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the combustion chamber is divided into sections (12, 32), of which the downstream section (12) serves as the main combustion chamber and the upstream section (32) with a charge (31) is filled from solid fuel, and that a device (19, 20) for supplying a medium is provided for the charge (31) in the upstream section (32). Documents considered: German Patent No. 596 300; . USA. Patent Nos 2957307, 2956401, 2 791 883; "Procedural reports," No. 1541 (12. 8 1960th), p 1310th; "Raketentechnik und Raumfahrtforschung", Volume 3, No. 3 (July-September 1959), p. 85; "Zeitschrift des VDI", Volume 95, No. 17/18 (June 11, 1953), p. 520; 95th Volume, No. 1 (January 1, 1953), p. 16; "Interavia", Volume 15, No. 6 (June 1960), pp. 745, 746; Marcel Barrere, Andre Jaumotte, "Rocket Propulsion", Elsevier Publishing Company, Amsterdam-London 1960, pp. 363, 364. Earlier patents considered: German Patents No. 1147 804, 976 057.