DE1264158B - Zuendvorrichtung fuer gleichzeitiges Zuenden eines Buendels von Raketentriebwerken - Google Patents

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLAND

DEUTSCHES

PATENTAMT

AUSLEGESCHRIFT

Int. CL:

F02k

Deutsche KL: 46 g-1/01

Nummer:
Aktenzeichen:
Anmeldetag:
Auslegetag:

1264158
T 24785 I a/46 g
25. September 1963
21. März 1968

Die Erfindung betrifft Zündvorrichtungen für das gleichzeitige Zünden eines Bündels von Raketentriebwerken, von denen jedes aus einem Festtreibstoff enthaltenden Gehäuse mit einer Düse am hinteren Ende besteht, wobei diese Düse einen konvergierenden Abschnitt, einen Halsabschnitt und einen divergierenden Abschnitt besitzt. Solche Raketentriebwerke sind beispielsweise im SAE-Journal, 70. Band, Nr. 10 (Oktober 1962), S. 68 bis 72, beschrieben. Dieser Aufsatz beinhaltet jedoch nichts darüber, wie ein derartiges gleichzeitiges Zünden erfolgen kann.

In der schweizerischen Patentschrift 283 879 ist ein Verfahren zur Zündung des flüssigen Treibstoffes einer Rakete mit Hilfe einer Primärquelle beschrieben, doch handelt es sich dabei um ein einzelnes Raketentriebwerk, ohne daß der Patentschrift zu entnehmen wäre, wie mit Hilfe einer solchen Primärquelle ein Bündel von Raketentriebwerken genau gleichzeitig gezündet werden kann. Darüber hinaus ist bei der vorbekannten Rakete die Primärquelle ao innerhalb des Raketentriebwerkes angebracht, so daß sie beim Abschuß der Rakete mit dieser mitgeführt wird und deren Gewicht in unerwünschter Weise erhöht. Auch die britische Patentschrift 920 299 betrifft eine Rakete mit einem einzigen Triebwerk und hat daher mit der Aufgabenstellung der Erfindung nichts gemein.

Die USA.-Patentschrift 2 962 934 betrifft eine Zusatzeinrichtung für Raketentriebwerke, mit Hilfe derer der Brennstoff für die ersten beiden Phasen dem Raketentriebwerk von außen zugeführt wird, so daß der Treibstoff innerhalb der Rakete der Verwendung in den nachfolgenden Phasen vorbehalten bleibt. Die Zündvorrichtung liegt bei dieser vorbekannten Rakete jedoch in deren Innerem und dient nicht dazu, gleichzeitig ein Bündel von Raketentriebwerken zu zünden. Schließlich zeigt die USA.-Patentschrift 2 935 843 eine Zündvorrichtung, die sich von außen bis in die Düse des Raketengehäuses erstreckt und beim Abschuß der Rakete zurückbleibt, doch dient auch diese Zündvorrichtung nur der Zündung eines einzelnen Raketentriebwerkes und ist nicht geeignet für ein exakt gleichzeitiges Zünden eines Bündels von Raketentriebwerken, da es sich hier um eine elektrisch ausgelöste Zündladung handelt. Bei Anwendung all dieser und anderer bekannter Zündvorrichtungen für Raketen mit Triebwerkbündeln zeigt es sich nämlich, daß ein gleichzeitiges Zünden unmöglich ist und vielfach dabei eines oder mehrere der Triebwerke nicht gezündet werden.

Aufgabe der Erfindung war es daher, diese Nachteile bekannter Zündvorrichtungen für Raketen zu Zündvorrichtung für gleichzeitiges Zünden eines
Bündels von Raketentriebwerken

Anmelder:

Thiokol Chemical Corporation,

Bristol, Pa. (V. St. A.)

Vertreter:

Dr. H. H. Willrath, Patentanwalt,

6200 Wiesbaden, Hildastr. 18

Als Erfinder benannt:

Richard Pursley King, Huntsville, AIa.;

James Robert Thurston,

Brigham City, Utah (V. St. A.)

beseitigen und eine Zündvorrichtung für Raketen mit einem Bündel von Raketentriebwerken zu erhalten, mit Hilfe derer ein genau gleichzeitiges Zünden aller Raketentriebwerke erfolgt und die außerhalb der Raketentriebwerke angeordnet ist und beim Abschuß der Rakete nicht von dieser mitgeführt wird, so daß deren Eigengewicht vermindert werden kann.

Diese Zündvorrichtung für gleichzeitiges Zünden eines Bündels von Raketentriebwerken, von denen jedes aus einem Festtreibstoff enthaltenden Gehäuse mit einer Düse am hinteren Ende besteht, wobei diese Düse einen konvergierenden Abschnitt, einen Halsabschnitt und einen divergierenden Abschnitt besitzt, ist nach der Erfindung dadurch gekennzeichnet, daß die Zündvorrichtung eine außerhalb der Raketentriebwerke vorgesehene Primärquelle für hochtemperiertes Gas sowie mit dieser Primärquelle verbundene Leitungen enthält, die sich von dieser bis in die Düsen erstrecken und dort das heiße Gas in das Innere der Raketentriebwerke des Bündels leiten.

Durch die Zeichnung wird die Erfindung weiter erläutert. In dieser bedeutet

F i g. 1 einen zum Teil senkrecht geschnittenen Aufriß eines Raketentriebwerkbündels mit einer Zündvorrichtung nach der Erfindung,

Fig. 2 einen senkrechten Schnitt durch ein Raketentriebwerkbündel mit einer anderen Zündvorrichtung nach der Erfindung und

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F i g. 3 einen teilweise senkrecht geschnittenen und Leitungen 37. Die Auslaßöffnungen 39 am Ende

Aufriß eines weiteren Raketentriebwerkbündels mit dieser Leitungen 37 enden in den divergierenden

einer weiteren Abwandlung einer Zündvorrichtung Abschnitten 40 der Düsen 41 vor dem Halsab-

nach der Erfindung. schnitt 42.

Gemäß F i g. 1 besitzt die Zündvorrichtung 10 eine 5 Die Funktion der Zündvorrichtung 10 gemäß

Primärquelle für hochtemperiertes Gas in der Form F i g. 1 beginnt mit dem Schließen eines nicht gezeigten

eines Gasgenerators 11, der diese hochtemperierten elektrischen Kontaktes, wodurch elektrischer Strom

Gase durch Verbrennung eines beispielsweise festen von der Stromquelle 14 zu den Zündladungen 13 a

Brennstoffes 12 liefert. Zur Zündung des Brennstoffes fließt, die Zündladungen 13 α zündet und den Zünder

12 wird ein Zünder 13 verwendet, der selbst von io 13 veranlaßt, in explosionsartiger Verbrennung eine

einer Stromquelle 14 aus über elektrische Leitungen hohe Temperatur zu erzeugen, die auf den Brennstoff

14 a und Zündladungen 13 α gezündet wird. Der 12 übergeführt wird. Die Verbrennung des Brennstoffes

Gasgenerator 11 hat eine Hülle 15 mit einem Flansch 12 entwickelt ein großes Volumen hochtemperierten

16, der auf dem Startblock 17 mit Hilfe von Ver- Gases, das die Verteilerkammer 18 vollständig erfüllt,

ankerungsschrauben befestigt ist. An dem Flansch 15 Von dort strömt das Gas gleichzeitig durch jede der

16 ist mit Hilfe der Schrauben 21 der Flansch 16 α Leitungen 19 und gelangt mit einer hohen Geschwin-

einer Verteilerkammer 18 für das hochtemperierte digkeit, vorzugsweise mit Überschallgeschwindigkeit,

Gas befestigt. Von dieser Verteilerkammer 18 aus aus den Auslaßöffnungen 28 in die Raketentrieb-

erstrecken sich Leitungen 19 bis ins Innere aller werke 23. In vielen Fällen kann es genügen, einen

Raketentriebwerke 23, die zusammengenommen das 20 Abschnitt des Kanals 22 zu der Verteilerkammer 18

Raketentriebwerk 20 bilden. zu erweitern. Mit Hilfe der Auslaßöffnungen 28 wird

Der Kanal 22 sorgt für eine Verbindung zwischen der Druck des hochtemperierten Gases im System

dem Brennstoff 12 in der Hülle 15 und dem Inneren so eingestellt und seine Strömungsgeschwindigkeit so

der Verteilerkammer 18. Die Leitungen 19 besitzen reguliert, daß man ein gleichzeitiges Ankommen und

Auslaßöffnungen 28 im Inneren der Düsen, die einen 25 damit gleichzeitige Zündung in allen Triebwerken

Abschnitt 24, einen Halsabschnitt 25, einen konver- erreicht.

gierenden Abschnitt 26 und einen divergierenden Ab- In ähnlicher Weise zündet die Zündvorrichtung schnitt 27 besitzen. Das Ende der Auslaßöffnungen gemäß F i g. 2. Der Zünder 45 zündet zunächst den 28 liegt vorzugsweise innerhalb des divergierenden Brennstoff in dem zentralen Triebwerk 30 unter EntAbschnittes 27. 30 wicklung eines großen Volumens hochtemperierten Die Auslaßöffnungen 28 sind Kontrollvorrichtun- Gases, welches in die Verteilerkammer 47 eintritt gen für den Gasstrom und dienen in ihrer Funktion und diese vollständig ausfüllt. Da jedoch der Druck, dazu, das Gas, das von der Verteilerkammer 18 der von einem einzelnen Triebwerk in einem Bündel kommt, auf Schallgeschwindigkeit oder darüber zu erzeugt wird, allgemein nicht ausreicht, die Rakete beschleunigen, je nachdem, was bevorzugt wird. Sie 35 zu starten, wird das hochtemperierte Gas aus dem können zu diesem Zweck auch verengende Mund- zentralen Triebwerk 30 über die Verteilerkammer 47 stücke, Ventile, Düsen oder ähnliche Vorrichtungen durch die Leitungen 46 zu den Auslaßöffnungen 50 aufweisen. Es ist nur wichtig, daß den Gasen eine geführt und zündet gleichzeitig alle Raketentriebgenügende Geschwindigkeit erteilt wird, so daß sie werke 23. Da das zentrale Triebwerk 30 in einigen in ausreichender Weise das Innere der Raketentrieb- 40 Fällen überschüssige Mengen an hochtemperiertem werke durchdringen und dabei eine Berührung mit Gas erzeugen kann, sind zusätzliche Leitungen 46 α dem festen Treibstoff 29 zum Zweck der Zündung mit Belüftungsöffnungen 33 zum Ausblasen des Gasgewährleisten. Überschusses sowie zur Verhinderung eines über-In Fig. 2 ist eine andere Ausführungsform der mäßigen Rückdruckes in dem zentralen Triebwerk Erfindung gezeigt, die den Zünder 45, die elektrische 45 30 vorgesehen.

Stromquelle 14, elektrische Leitungen 14 α sowie Lei- In Fi g. 3 ist eine etwas abweichende Anordnung tungen46 und eine Verteilerkammer 47 umfaßt. In dargestellt. In dieser ist die Arbeitsweise folgende: dieser Ausführungsform sind die Leitungen 46 in Die Zündung der Primärquelle oder des Gas-Beton oder anderem hitzebeständigem Material ein- generators 35 für hochtemperierte Gase wird, wie gebettet, aus dem der Startblock 17 besteht. Das 50 oben beschrieben, durch eine elektrische Stromquelle Raketentriebwerkbündel 48 besitzt ein zentrales 14 und Leitungen 14 α bewirkt. Das Gas tritt in die Triebwerk 30, dessen Düse 49 direkt auf der ein- Verteilerkammer 36 ein und strömt von dort durch gelegten Oberfläche 32 des Startblockes ruht. Die die Leitungen 37 zu Gasgeneratoren 38, die Sekun-Leitungen 46 enden im Innern der Düse 49 der därquellen für hochtemperiertes Gas darstellen. Der Raketentriebwerke und besitzen Auslaßöffnungen 55 Brennstoff in den Gasgeneratoren 38. wird gleich-50. Der Startblock besitzt auch Belüftungsöffnungen zeitig durch das primäre hochtemperierte Gas ge-33 für den Austritt eines Überschusses hochtempe- zündet und liefert so höhertemperiertes Gas, das rierten Gases, das man aus dem zentralen Triebwerk durch die Auslaßöffnungen 39 ausströmt und gleich-30 erhält. Schließlich ist ein Gestell 34 für die Rakete zeitig die Raketentriebwerke zündet,
auf dem Startblock vorgesehen. 60 Die Auslaßöffnungen der sich bis in das Innere Fig. 3 zeigt eine weitere Abwandlung der Zünd- der Raketentriebwerke des Bündels erstreckenden vorrichtung nach der Erfindung mit einer Primär- Leitungen liegen weit genug von dem Halsabschnitt quelle für hochtemperiertes Gas in Form eines Gas- entfernt, so daß zwischen dem Halsabschnitt und generators 35, der günstigerweise zentral gelagert ist, diesen Auslaßöffnungen genügend Raum zur Vereiner elektrischen Stromquelle 14 und elektrischen 65 fügung steht, um die Raketentriebwerkgase relativ Leitungen 14 a, einer Vielzahl von Generatoren 38 ungehindert austreten zu lassen und andererseits ein als Sekundärquellen zur erhöhten Lieferung von zu rasches Ansteigen des Druckes in dem Raketenhochtemperierten Gasen, einer Verteilerkammer 36 triebwerk zu verhindern, der die Auslaßöffnungen

der Leitungen weiter in das Triebwerk hineinstoßen würde.

Ein Vorteil der Zündvorrichtung nach der Erfindung ist der, daß diese nicht Teil der Rakete ist, sondern bei deren Abschuß auf der Abschußrampe zurückgehalten wird. Daher kann man diese Zündvorrichtung unbedenklich größer als unbedingt erforderlich gestalten, um in allen Leitungen gleiche Gasströmungsbedingungen zu erhalten, und die Wände der Zündvorrichtung aus Sicherheitsgründen dicker als gewöhnlich halten, ohne daß dadurch das Eigengewicht der Rakete erhöht würde. Eine weitere Folge der Verminderung des Eigengewichtes der Rakete ist die, daß sie eine größere Nutzlast aufnehmen kann, als wenn die Zündvorrichtung fest mit ihr verbunden wäre. Der weitere Vorteil besteht darin, daß mit der Zündvorrichtung nach der Erfindung sämtliche Raketentriebwerke des Bündels unbedingt gleichzeitig gezündet werden und dabei Fehlzündungen ausgeschaltet werden.

Claims (5)

Patentansprüche:

1. Zündvorrichtung für gleichzeitiges Zünden eines Bündels von Raketentriebwerken, von denen jedes aus einem Festtreibstoff enthaltenden Gehäuse mit einer Düse am hinteren Ende besteht, wobei diese Düse einen konvergierenden Abschnitt, einen Halsabschnitt und einen divergierenden Abschnitt besitzt, dadurch gekennzeichnet, daß die Zündvorrichtung eine außerhalb der Raketentriebwerke vorgesehene Primärquelle für hochtemperiertes Gas sowie mit dieser Primärquelle verbundene Lei- * tungen enthält, die sich von dieser bis in die Düsen erstrecken und dort das heiße Gas in das Innere der Raketentriebwerke des Bündels leiten.

2. Zündvorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß wenigstens eine der mit der Primärquelle verbundenen Leitungen eine Sekundärquelle für hochtemperiertes Gas aufweist.

3. Zündvorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Sekundärquelle für hochtemperiertes Gas ein Raketentriebwerk des Bündels ist (F i g. 2).

4. Zündvorrichtung nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die mit der Primärquelle verbundenen Leitungen in den divergierenden Düsenabschnitten enden und mit ihren Auslaßöffnungen zu den Halsabschnitten hin ausgerichtet sind.

5. Zündvorrichtung nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die mit der Primärquelle verbundenen Leitungen solche Abmessungen besitzen, daß sie an ihren Auslaßöffnungen einen Gasstrom von Überschallgeschwindigkeit erzeugen.

In Betracht gezogene Druckschriften:
Schweizerische Patentschrift Nr. 283 879;
britische Patentschrift Nr. 920 299;
USA.-Patentschriften Nr. 2 962 934, 2 935 843;
»SAE-Journal«, 70. Band, Nr. 10 (Oktober 1962), S. 68 bis 72.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

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