DE1271465B

DE1271465B - Solid rocket combustion chamber

Info

Publication number: DE1271465B
Application number: DE19661271465
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Lutz Groenke
Original assignee: Boelkow GmbH
Current assignee: Boelkow GmbH
Priority date: 1966-11-30
Filing date: 1966-11-30
Publication date: 1968-06-27

Description

Feststoffraketenbrennkammer Die Erfindung betrifft eine Feststoffraketenbrennkammer mit langer Brennzeit, welche aus einem Bündel von röhrenförmigen Einzelkammern mit in diesen angeordneten, nacheinander abbrennenden Stirnbrenner-Teiltreibsätzen sowie einer allen Einzelkammern gemeinsamen Ausströmdüse besteht, gekennzeichnet durch eine Anordnung der Einzelkammern, bei der das stromabwärts liegende Ende der jeweils als nächste zündenden Einzelkammer mit dem stromaufwärtigen Ende der daran anschließenden, vorher abbrennenden Einzelkammer mittels eines Rohrkrümmers verbunden ist.Solid rocket combustion chamber The invention relates to a solid rocket combustion chamber with long burning time, which consists of a bundle of tubular individual chambers with in these arranged, successively burning down forehead burner partial propellants as well as an outlet nozzle common to all individual chambers, characterized by an arrangement of the individual chambers, in which the downstream end of each as the next igniting single chamber with the upstream end of the adjoining, previously burning single chamber is connected by means of a pipe bend.

Mit Hilfe der Bündelung mehrerer Einzelkammern wird es - wie bekannt - z. B. möglich, unter Verwendung eines einzigen Brennkammertyps Triebwerke mit unterschiedlichen Schubleistungen zu schaffen. Durch gleichzeitiges Abfeuern einer mehr oder weniger großen Zahl von Einzelkammern läßt sich beispielsweise die Schubgröße, durch nacheinander erfolgende Zündung die Schubdauer variieren.With the help of the bundling of several individual chambers, it becomes - as is known - e.g. B. possible using a single type of combustion engine with engines to create different thrusts. By firing one more or less large number of individual chambers, for example, the thrust size, vary the thrust duration by successive ignition.

Andererseits kann bei gegebener Länge des gesamten Treibsatzes durch eine Aufteilung der Brennkammer in Einzelkammern und ihre Anordnung in der eingangs beschriebenen Art die Baulänge des betreffenden Raketenmotors erheblich verkürzt werden.On the other hand, for a given length, the entire propellant charge can go through a division of the combustion chamber into individual chambers and their arrangement in the opening described type shortened the length of the rocket motor in question considerably will.

Es ist bereits bei einem Raketentriebwerk für den Antrieb eines Flugkörpers bekannt, die Einzelkammern, aus denen die gesamte Brennkammer aufgebaut ist, alle in eine zentrale oder auch mehrere symmetrisch zur Längsachse des Flugkörpers angeordnete Schubdüsen münden zu lassen. Die Brennrichtung der Treibsätze aller Einzelkammern ist gleich und stets von der Düse fortgerichtet. Zwischen den Einzelkammern einerseits und den Schubdüsen andererseits ist ein System von Leitungen vorgesehen, mittels dessen die Brenngase der jeweils in Funktion befindlichen Einzelkammern gesammelt und gleichmäßig auf die Schubdüsen verteilt werden. Dieses Leitungssystem muß an die Anzahl, Größe und Anordnungsweise der Einzelkammern und Düsen genau angepaßt sein. Das bedeutet, daß jede Veränderung der Anordnung ein anderes, speziell angepaßtes Verteilungssystem erforderlich macht.It is already in a rocket engine for propelling a missile known, all of the individual chambers that make up the entire combustion chamber into a central one or also several arranged symmetrically to the longitudinal axis of the missile To open thrust nozzles. The burning direction of the propellants in all individual chambers is the same and always directed away from the nozzle. Between the individual chambers on the one hand and the thrusters, on the other hand, a system of conduits is provided, by means of of which the combustion gases of the individual chambers that are in operation are collected and evenly distributed over the thrusters. This line system must be on the number, size and arrangement of the individual chambers and nozzles are precisely adapted be. This means that every change in the arrangement is a different, specially adapted Makes distribution system required.

Ein weiteres Merkmal der bekannten Raketenbrennkammer besteht darin, daß verhältnismäßig aufwendige Einrichtungen vorgesehen sein müssen, mittels derer die Zündfolge der nacheinander abbrennenden Einzelkammern exakt gesteuert werden kann.Another feature of the well-known rocket combustion chamber is that that relatively expensive facilities must be provided by means of which the firing sequence of the individual chambers that burn down one after the other can be precisely controlled can.

Es sind ferner Feststoffraketenbrennkammern der eingangs genannten Art bekanntgeworden, die aus einer Ausströmdüse sowie mehreren koaxial dazu in Ringbauweise angeordneten Einzelbrennkammern mit Stirnbrennertriebsätzen bestehen, die nacheinander abbrennen. Diese Anordnung besitzt jedoch insbesondere bei Langzeitbrennern den Nachteil eines relativ großen Durchmessers, der die Anwendung bei Flugkörpern erheblich beeinträchtigt.There are also solid rocket combustion chambers of the type mentioned at the beginning Kind became known, which consists of an exhaust nozzle and several coaxial with it in a ring design arranged individual combustion chambers with front burner drive sets exist, one after the other burn down. However, this arrangement has the particularly in the case of long-term burners Disadvantage of a relatively large diameter, which makes the use in missiles considerably impaired.

Es sind ferner Raketenbrennkammern mit mehreren im Brennkammerinnern angeordneten Teiltreibsätzen bekannt, die voneinander isoliert sind und nacheinander abgefeuert werden. Infolge der Ausbildung der Brennkammerdüse sind diese bekannten Raketen jedoch nur für kleinstmögliche Brennzeiten bei gleichzeitig größtem Flächenschub vorgesehen. Außerdem würde eine ähnliche Anordnung der Teiltreibsätze bei Raketen mit langer Brennzeit schwierig zu lösende Zündprobleme aufwerfen.There are also rocket combustion chambers with several inside the combustion chamber arranged partial propellants known, which are isolated from each other and one after the other to be fired. As a result of the design of the combustion chamber nozzle, these are known Rockets, however, only for the shortest possible burn times with the greatest area thrust at the same time intended. In addition, a similar arrangement of the partial propellants would be used in rockets with a long burning time raise ignition problems that are difficult to solve.

Es ist die Aufgabe der Erfindung, eine Feststoffraketenbrennkammer der eingangs genannten Art zu schaffen, bei der eine Steuereinrichtung für die aufeinanderfolgenden Zündungen der Einzelkammern sowie besondere Verteilersysteme der bisher verwendeten Art entfallen können und bei der die Anzahl der zu einer Brennkammer zusammengefaßten Einzelkammern ohne wesentliche Veränderung der Düse sowie der Verbindung von Düse und Brennkammer variiert werden kann.It is the object of the invention to provide a solid rocket combustion chamber To create of the type mentioned, in which a control device for the successive Ignitions of the individual chambers as well as special distribution systems of the previously used Type can be omitted and in which the number of combined to form a combustion chamber Individual chambers without significant changes to the nozzle or the connection between the nozzle and combustion chamber can be varied.

Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß dadurch gelöst. daß durch eine Anordnung der Einzelkammern, bei der das stromabwärts liegende Ende der jeweils als nächste zündenden Einzelkammer mit dem stromaufwärtigen Ende der daran anschließenden, vorher abbrennenden Einzelkammer mittels eines Rohrkrümmers verbunden ist.This object is achieved according to the invention. that by an arrangement of the individual chambers, in which the downstream end of the next igniting single chamber with the upstream end of the adjoining, previously burning single chamber is connected by means of a pipe bend.

Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung ist vorgesehen, daß in den Rohrkrümmern Zündmittel vorgesehen sind, durch welche die Flamme von dem abgebrannten Teiltreibsatz auf den danach abzubrennenden Treibsatz überleitbar ist.According to a further feature of the invention it is provided that in the Elbow pipe ignition means are provided, through which the flame from the burned down Partial propellant can be transferred to the propellant to be burned afterwards.

Der Zündzeitpunkt für jede der ersten Einzelkammer nachgeschaltete Einzelkammer wird dabei exakt durch den Augenblick des Brennschlusses der vorgeschalteten Einzelkammer bestimmt, das Zündsignal über die genannten Zündmittel übertragen. Diese Zündmittel können beispielsweise in an sich bekannter Weise durch Zündschnüre oder ähnliche, technisch äquivalente Mittel dargestellt sein. Sie übertragen demnach nicht nur das Zündsignal, sondern liefern und übertragen auch die erforderliche Zündenergie von einer Einzelkammer auf die nächste.The ignition point for each of the first individual chambers downstream The individual chamber becomes the upstream one exactly through the moment of the burnout Single chamber determined to transmit the ignition signal via the said ignition means. These primers can, for example, in a manner known per se by fuses or similar, technically equivalent means are shown. So you don't just transfer the ignition signal, but also deliver and transmit the required ignition energy from one single chamber to the next.

Die Gase jeder Einzelkammer nehmen ihren Weg stets durch die vorher bereits ausgebrannten Kammern, deren erste in die Ausströmdüse mündet. Auf diese Weise können Verteilersysteme entfallen.The gases of each individual chamber always take their way through the one before already burned out chambers, the first of which opens into the discharge nozzle. To this Distribution systems can be dispensed with.

Daraus ergibt sich als weiterer Vorteil, daß mit Hilfe der Verbindungsstücke in beliebiger Weise weitere Einzelkammern zu einer gegebenen Anordnung hinzugefügt werden können. Zu diesem Zweck wird lediglich ein die letzte Einzelkammer verschließender Deckel abgenommen und durch ein Verbindungsstück ersetzt, an das eine weitere Einzelkammer angeschlossen wird. Umgekehrt kann die Zahl der Einzelkammern in ähnlich einfacher Weise verringert werden, ohne daß an der verbleibenden Anordnung weitere Änderungen vorgenommen werden müßten.This results in a further advantage that with the help of the connecting pieces any further individual chambers added to a given arrangement can be. For this purpose, only one that closes the last individual chamber is used Lid removed and replaced by a connector to which another single chamber is connected. Conversely, the number of individual chambers can be similarly simpler Way, without further changes to the remaining arrangement would have to be made.

Bei Brennkammern der erfindungsgemäßen Art können auch mehrere Einzelkammern zu einer Gruppe von gleichzeitig abbrennenden Einzelkammern parallel geschaltet sein, wodurch bei Verwendung eines einzigen Einzelkammertyps ein weites Schubprogramm ermöglicht wird. Eine derartige parallele Zusammenschaltung entspricht einer Veränderung der Abbrandoberfläche, welche bei gegebenen Düsenabmessungen und gegebener Treibstoffzusammensetzung die einzige Möglichkeit einer Schubmodulierung darstellt. Der gleiche Effekt läßt sich auch erzielen, wenn der Querschnitt der verschiedenen Einzelkammern unterschiedlich bzw. der Querschnitt einzelner Einzelkammern ungleichmäßig gestaltet wird.In the case of combustion chambers of the type according to the invention, several individual chambers can also be used connected in parallel to a group of individual chambers that burn down at the same time , which means that a wide range of thrusts is available when using a single single-chamber type is made possible. Such a parallel interconnection corresponds to a change the burn surface, which for given nozzle dimensions and given fuel composition represents the only possibility of a shear modulation. The same effect leaves can also be achieved when the cross-section of the various individual chambers is different or the cross-section of individual individual chambers is designed unevenly.

Es ist nach der Erfindung weiter vorgesehen, daß die Einzelkammern zur Erzielung einer hohen Pakkungsdichte im Querschnitt eine derartige Vieleckform aufweisen, daß sich die Querschnitte aller Einzelkammern zu einer weitgehend geschlossenen Fläche ergänzen. Derartige Formen sind beispielsweise Rechtecke, gleichseitige Sechsecke od. ä.It is further provided according to the invention that the individual chambers such a polygonal shape in cross section to achieve a high packing density have that the cross-sections of all individual chambers to a largely closed Complement area. Such shapes are, for example, rectangles, equilateral hexagons or the like

Von besonderem Vorteil ist die Anwendung einer Raketenbrennkammer der eingangs genannten Art als Hilfsgasgenerator für Raketentriebwerke mit zwischen einer Hauptbrennkammer und einer Schubdüse angeordnetem Gasleitrohr, wobei die vom Hilfsgenerator erzeugten Gase z. B. zur Beaufschlagung einer Turbine oder als Druckgas für einen Hydraulikbehälter dienen.The use of a rocket combustion chamber is particularly advantageous of the type mentioned as an auxiliary gas generator for rocket engines with between a main combustion chamber and a thrust nozzle arranged gas guide tube, the from Auxiliary generator generated gases z. B. to act on a turbine or as pressurized gas serve for a hydraulic tank.

Dabei ist nach der Erfindung vorgesehen, daß die Einzelkammern achsparallel zum Gasleitrohr und dieses umgehend angeordnet sind und im Querschnitt vorzugsweise die Form von Kreisringsegmenten aufweisen, so daß sie den gesamten Raum zwischen Gasleitrohr und der Flugkörperwand ausfüllen.It is provided according to the invention that the individual chambers are axially parallel to the gas pipe and this are arranged immediately and preferably in cross section have the shape of annulus segments so that they have the entire space between Fill in the gas pipe and the missile wall.

Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung bestehen die Zündmittel aus den Stirnseiten der einander nachgeschalteten Teiltreibsätze befindlichen Zündfolien aus hochenergetischen Brennmaterialien. Diese arbeiten in der Weise, daß die auf dem ausbrennenden Treibsatz befestigte Folie kurzzeitig eine sehr hohe Temperatur erzeugt, wodurch die auf dem nachgeschalteten Treibsatz befindliche Folie sich entzündet. Der Vorgang des Durchzündens nimmt nur eine sehr kurze Zeit in Anspruch, die sich im Schubverlauf nicht oder kaum bemerkbar macht.According to a further feature of the invention, there is the ignition means from the front sides of the downstream partial propellants located ignition foils from high-energy fuel. These work in such a way that the on The film attached to the burning propellant briefly reached a very high temperature generated, causing the film located on the downstream propellant to ignite. The process of igniting only takes a very short time, which is not or hardly noticeable in the course of thrust.

Mehrere Ausführungsbeispiele der Erfindung sind in der Zeichnung dargestellt und im folgenden näher beschrieben. Es zeigt F i g. 1 eine perspektivische Ansicht einer aus vier Einzelkammern zusammengesetzten Feststoffraketenkammer, F i g. 2 eine perspektivische Ansicht einer aus vier Einzelkammern zusammengesetzten Brennkammer, wobei je zwei Einzelkammern parallel geschaltet sind, F i g. 3 einen Längsschnitt durch einen Teil eines Raketentriebwerkes mit Gasleitrohr und einer erfindungsgemäßen Feststoffraketenbrennkammer als Hilfsgasgenerator, entsprechend der Schnittlinie III-IH in F i g. 4, F i g. 4 einen Querschnitt durch ein Raketentriebwerk gemäß F i g. 3, entsprechend der Schnittlinie IV-IV, F i g. 5 ein F i g. 4 analoger Querschnitt, wobei die Einzelkammern im Querschnitt die Form von Kreisringsegmenten aufweisen.Several embodiments of the invention are shown in the drawing and described in more detail below. It shows F i g. 1 is a perspective view a solid rocket chamber composed of four individual chambers, FIG. 2 a perspective view of a combustion chamber composed of four individual chambers, two individual chambers being connected in parallel, FIG. 3 a longitudinal section by part of a rocket engine with gas guide tube and one according to the invention Solid rocket combustion chamber as an auxiliary gas generator, according to the cutting line III-IH in FIG. 4, fig. 4 shows a cross section through a rocket engine according to FIG F i g. 3, corresponding to the section line IV-IV, F i g. 5 a fig. 4 analog cross-section, the individual chambers having the shape of circular ring segments in cross section.

Die in F i g. 1 dargestellten vier Einzelkammern 1 bis 4, die die gleichen Abmessungen haben, sind zu einem Bündel zusammengefaßt. Die erste Einzelkammer 1, welche in die Düse 5 mündet, ist über den Krümmer 6 mit der danach abbrennenden Einzelkammer 2 verbunden, diese wiederum ist mittels des Krümmers 7 an die Kammer 3 angeschlossen. Der Krümmer 8, welcher die Verbindung zwischen den Einzelkammern 3 und 4 herstellt, ist aufgebrochen gezeichnet. Innerhalb jedes Krümmers verläuft eine Zündschnur 9, welche die Zündflamme von einer Kammer zur danach abbrennenden weiterleitet. Je nach Wahl des Materials der Zündschnur können die hintereinandergeschalteten Einzelkammern in kürzeren oder längeren aufeinanderfolgenden Zeitabständen zünden, so daß auch auf diese Weise das Schubprogramm noch variiert werden kann. Den Abschluß der letzten Einzelkammer 4 bildet ein Deckel 10. Dieser Deckel kann durch einen Krümmer, an dem sich eine weitere Einzelkammer anschließen läßt, ersetzt werden.The in F i g. 1 shown four individual chambers 1 to 4, which the have the same dimensions are combined into a bundle. The first single chamber 1, which opens into the nozzle 5, is via the manifold 6 with the then burning Single chamber 2 connected, this in turn is connected to the chamber by means of the bend 7 3 connected. The elbow 8, which is the connection between the individual chambers 3 and 4 is shown broken open. Runs inside each bend a detonating cord 9, which the pilot flame from a chamber to burn down afterwards forwards. Depending on the choice of the material of the fuse, the series-connected Ignite individual chambers in shorter or longer successive time intervals, so that the push program can still be varied in this way. The end the last individual chamber 4 forms a cover 10. This cover can by a Elbow, to which a further single chamber can be connected, must be replaced.

F i g. 2 zeigt eine Anordnung mit vier Einzelkammern, von denen jeweils zwei funktionell parallel geschaltet sind, d. h. gleichzeitig abbrennen. Die Einzelkammern 21 und 22 münden in die gemeinsame Ausströmdüse 25. An die Kammer 21 ist über den Krümmer 26 die nachgeschaltete Kammer 23, an Kammer 22 über den Krümmer 27 die Einzelkammer 24 angeschlossen. Die Deckel 28, 29 verschließen die Kammern 23, 24.F i g. 2 shows an arrangement with four individual chambers, each of which two are functionally connected in parallel, d. H. burn down at the same time. The individual chambers 21 and 22 open into the common discharge nozzle 25. To the chamber 21 is via the Elbow 26 the downstream chamber 23, at chamber 22 via the elbow 27 the individual chamber 24 connected. The covers 28, 29 close the chambers 23, 24.

In den beiden beschriebenen Ausführungsbeispielen sind mit Ausnahme der Düsen 5 bzw. 25 die gleichen Bauteile verwendet. Die in F i g. 2 dargestellte Brennkammer kann jedoch gegenüber der in F i g. 1 dargestellten bei halber Brennzeit den doppelten Schub liefern.In the two exemplary embodiments described are with the exception the nozzles 5 and 25 use the same components. The in F i g. 2 shown Combustion chamber can, however, compared to the one shown in FIG. 1 shown at half the burning time deliver double the thrust.

Statt der beiden Krümmer 26, 27 könnte in gleich vorteilhafter Weise auch ein zu einem Bauteil zusammengefaßtes Verbindungsstück vorgesehen sein. Andererseits wäre es auch denkbar, an Stelle der Düse 25 zwei getrennte Düsen nach Art der in F i g. 1 dargestellten Düse 5 anzuordnen und die Brenngase erst nach Verlassen der Düse zusammenzuführen.Instead of the two bends 26, 27 could be equally advantageous a connecting piece combined to form a component can also be provided. on the other hand it would also be conceivable, instead of the nozzle 25, to have two separate nozzles in the manner of the in F i g. 1 to be arranged nozzle 5 and the fuel gases only after leaving the Merge nozzle.

In F i g. 3 ist ein Teil eines Flugkörpers 30, der von einem Feststoffraketenmotor mit zwischen der Brennkammer 31 und der Schubdüse 32 angeordnetem Gasleitrohr 33 angetrieben wird, im Querschnitt dargestellt. Um das zentrische Gasleitrohr herum und achsparallel zu diesem sind mehrere Einzelkammern, von denen nur die beiden Kammern 34 und 35 sichtbar sind, angeordnet und durch Krümmer 36 zu einer einzigen, in Windungen liegenden Brennkammer verbunden. Die erste Einzelkammer 34 mündet in die Düse 37, die ihrerseits über die Leitung 38 mit dem nicht dargestellten Gasverbraucher, beispielsweise einer Turbine, in Verbindung steht.In Fig. 3 is a portion of a missile 30 driven by a solid rocket motor with between the Combustion chamber 31 and the exhaust nozzle 32 arranged Gas guide pipe 33 is driven, shown in cross section. Around the central gas pipe around and axially parallel to this are several individual chambers, of which only the two Chambers 34 and 35 are visible, arranged and through elbow 36 to a single, connected in turns lying combustion chamber. The first individual chamber 34 opens into the nozzle 37, which in turn via the line 38 with the gas consumer, not shown, for example a turbine.

Der Treibsatz 39 der ersten Einzelkammer wird in bekannter Weise über einen elektrischen Widerstandsdraht 40 und eine als Initialladung dienende Zündfolie 41 aus einer pyrotechnischen Mischung gezündet. Die entstehenden Heißgase schmelzen die den Treibsatz umgebende Kühlstoffummantelung 42, die beispielsweise aus einem Kunststoff besteht, ab und vermischen sich mit ihr zu einem Gas der gewünschten zulässigen Temperatur. Vor dem Verlassen der Brennkammer durchströmen die gekühlten Gase ein Sieb 43, mit dem eventuell im Gas enthaltene feste Teilchen herausgefiltert werden.The propellant 39 of the first individual chamber is in a known manner an electrical resistance wire 40 and an ignition foil serving as an initial charge 41 ignited from a pyrotechnic mixture. The resulting hot gases melt the coolant jacket 42 surrounding the propellant, for example from a Plastic is made up and mixes with it to form a gas of the desired type permissible temperature. Before leaving the combustion chamber, the cooled ones flow through Gases a sieve 43 with which any solid particles contained in the gas are filtered out will.

Im Augenblick des Ausbrennens entzündet der Treibsatz 39 die Zündfolie 44, wodurch kurzzeitig Druck und Temperatur in der Brennkammer derart erhöht werden, daß sich die weitere Zündfolie 45 und im Anschluß daran der Treibsatz 46 entzündet.At the moment of burning out, the propellant charge 39 ignites the ignition foil 44, which briefly increases the pressure and temperature in the combustion chamber in such a way that that the further ignition film 45 and then the propellant charge 46 ignites.

Auf die gleiche Weise wird die Brennflamme auf die nachgeschalteten Treibsätze übergeleitet.In the same way, the burning flame is applied to the downstream Propellant charges transferred.

Einen Querschnitt des Triebwerkes gemäß F i g. 3 entsprechend der Schnittlinie IV-IV zeigt F i g. 4. Das zentrische Gasleitrohr 33 ist von sechs Einzelkammern 34, 35, 47 bis 50 umgeben. Die Schnittlinie III-III entspricht der Darstellung der F i g. 3.A cross section of the engine according to FIG. 3 according to Section line IV-IV shows FIG. 4. The central gas pipe 33 is made up of six individual chambers 34, 35, 47 to 50 surrounded. The section line III-III corresponds to the representation of F i g. 3.

Zur vollständigen Ausfüllung des zwischen der äußeren Flugkörperwand 60 und dem zentralen Gasleitrohr 61 vorhandenen Raumes können die Einzelkammern 62 bis 65 die Form von Kreisringsegmenten besitzen, wie in F i g. 5 dargestellt ist.To completely fill the space between the outer missile wall 60 and the central gas pipe 61 available space, the individual chambers 62 to 65 have the shape of circular ring segments, as in FIG. 5 shown is.

Claims

Claims: 1. Solid rocket combustion chamber with a long burning time, which consists of a bundle of tubular individual chambers with arranged in these, forehead burner partial propellants burning down one after the other as well as one of all individual chambers common discharge nozzle, there is an arrangement of the individual chambers (1, 2, 3, 4), in which the downstream end of each as the next igniting single chamber with the upstream end of the adjoining, previously burning individual chamber connected by means of a pipe bend (6, 7, 8) is.

2. Solid rocket combustion chamber according to claim 1, characterized in that in the pipe bends (6, 7, 8) ignition means are provided through which the flame can be transferred from the burned partial propellant charge to the propellant charge to be burned off afterwards is.

3. Solid rocket combustion chamber according to claim 1, characterized in that the individual chambers have such a polygonal shape in cross section that complete the cross-sections of all individual chambers to form a largely closed area.

4. Solid rocket combustion chamber according to claim 1 and 2 for use as an auxiliary gas generator in rocket engines with an arranged between a main combustion chamber and a thrust nozzle Gas guide pipe, characterized in that the individual chambers (34, 35, 47 to 50) are axially parallel to the gas guide tube (33, 61) and surrounding it are arranged.

5. Solid rocket combustion chamber according to claim 4, characterized in that the ignition means on the end faces the ignition foils (44, 45) located downstream of the partial propellants high-energy fuels are formed.

6. Solid rocket combustion chamber according to claims 4 and 5, characterized in that the individual chambers (62 to 65) have the shape of circular ring segments which fill the space between the gas guide tube (61) and the missile wall (60). Documents considered: German Auslegeschrift No. 1 154 978; British Patent No. 809,570; French Patent No. 910,761; U.S. Patent No. 2,814,179; Marcel Barrere, A. Jaumotte, "Rocket Drives", Elsevier Publishing Comp., Amsterdam - London, 1961, p. 377.