DE1298369B

DE1298369B - Multi-stage solid rocket

Info

Publication number: DE1298369B
Application number: DE1966B0088272
Authority: DE
Inventors: Groenke Lutz
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1966-07-30
Filing date: 1966-07-30
Publication date: 1969-06-26

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine mehrstufige Feststoffrakete, deren jeweilige Vorstufe die Folgestufe konzentrisch umfaßt, mit einem mit dem inneren Zylindermantel der Vorstufe fest verbundenen, die Düse der Folgestufe verschließenden kugelsegmentartig geformten Boden.The invention relates to a multi-stage solid rocket whose each preliminary stage includes the following stage concentrically, with one with the inner one The cylinder jacket of the preliminary stage is firmly connected and the nozzle of the subsequent stage is closed spherical segment-shaped bottom.

Es sind bereits Raketen, insbesondere solche für große Reichweiten, bekannt, bei denen einzelne Brennstufen gleichachsig hintereinandergeschaltet sind (USA. Patentschrift 3104 523).There are already missiles, especially those for long ranges, known, in which individual firing stages are connected in series on the same axis (U.S. Patent 3104,523).

Diese bekannte Anordnung hat jedoch den Nachteil einer großen Baulänge, welche unerwünscht ist, weil hiernach unter anderem die Transport- und Abschußvorrichtungen auszulegen sind.However, this known arrangement has the disadvantage of a large overall length, which is undesirable because, among other things, the transport and launching devices are to be interpreted.

Es wurden auch bereits abwerfbare Booster-Triebwerke eingesetzt, bei denen diese Nachteile vermieden sind. Die Triebwerke der Vorstufen sind dabei konzentrisch um die zuletzt zu zündende Stufe der Rakete angeordnet (USA.-Patentschrift 2787218). Ejectable booster engines have also been used, in which these disadvantages are avoided. The engines of the preliminary stages are arranged concentrically around the last stage of the rocket to be ignited ( USA patent specification 2787218).

Da jedes der gleichzeitig gezündeten Booster-Triebwerke eine ihm eigene Schubdüse aufweist, kann in der Praxis bei diesen Konstruktionen ein asymmetrischer Schub nicht vermieden werden, weil es nicht möglich ist, die Treibsätze der einzelnen Booster in ihrem Abbrandverhalten vollkommen gleich auszulegen und sie gleichzeitig zu zünden.Since each of the simultaneously ignited booster engines has its own Has thrust nozzle, can in practice with these constructions an asymmetrical Thrust cannot be avoided because it is not possible to propel the individual Booster to design completely the same in their burn-off behavior and at the same time to ignite.

Um diese Nachteile zu vermeiden, sind auch schon Raketen entwickelt worden, bei denen die Brenngase oder Treibsätze mehrerer symmetrisch um die Mittellängsachse eines Flugkörpers herum angeordneter Raketenmotoren durch eine einzige zentrische Ausströmdüse ausgestoßen (französische Patentschrift 910 761) oder doch zumindest zunächst einer gemeinsamen ringförmigen Druckausgleichskammer zugeführt werden, an die mehrere Ausströmdüsen symmetrisch zur Längsachse der Rakete angeschlossen sind (niederländische Patentschrift 74 261). Hierbei handelt es sich aber um Raketen, bei welchen die Triebwerke der einzelnen Brennstufen von einem einzigen nicht unterteilten Mantel umschlossen sind und welche nach ihrem Ausbrennen nicht abgeworfen werden können.In order to avoid these disadvantages, missiles have already been developed been, in which the fuel gases or propellants several symmetrically around the central longitudinal axis a missile arranged around rocket motors by a single centric Ejected discharge nozzle (French patent specification 910 761) or at least are first fed to a common annular pressure equalization chamber, connected to the several exhaust nozzles symmetrically to the longitudinal axis of the rocket are (Dutch patent specification 74 261). But these are missiles, in which the engines of the individual combustion stages were not subdivided by a single one Coat are enclosed and which are not thrown off after they have burned out can.

Diese Konstruktionen haben unverhältnismäßig hohe Fluggewichte, die auch nach -=dem Ausbrennen der Grundstufen nicht wesentlich herabgesetzt sind, weil die ausgebrannten Triebwerke der Vorstufen als Totlast mitgeführt werden müssen.These constructions have disproportionately high flight weights that even after - = the burnout of the basic levels are not significantly reduced because the burned-out engines of the preliminary stages have to be carried as dead load.

Es ist auch schon bekannt, die Vorstufe von Feststoffraketen nach ihrem Ausbrennen von der Folgestufe oder den Folgestufen durch eine Sprengladung zu trennen (französische Patentschrift 1425 338). Bei diesen bekannten mehrstufigen Raketen ist es aber nicht möglich, während der Stufentrennung die kinetische Energie der Vorstufe zu nutzen.It is also already known after the preliminary stage of solid fuel rockets their burning out from the next stage or stages by an explosive charge to separate (French patent specification 1425 338). With these well-known multi-stage Missiles it is not possible during the stage separation the kinetic energy the prepress to use.

Aufgabe der Erfindung ist es daher, bei einer mehrstufigen Feststoffrakete zu erreichen, daß sie einerseits die Vorteile bekannter Einrichtungen auf sich vereinigt, andererseits jedoch ihre Nachteile vermeidet. Die Baulänge des Flugkörpers soll kurz sein und der Schubvektor der Grundstufe vom Zünden des Starttriebwerkes ab mit der Symmetrieachse des Flugkörpers zusammenfallen. Schließlich sollen die Vorstufen nach Ausbrennnen voneinander und von den Folgestufen abtrennbar sein, wobei die kinetische Energie der jeweils abzustoßenden ausgebrannten Stufe genutzt wird.The object of the invention is therefore in a multi-stage solid rocket to achieve that, on the one hand, it combines the advantages of well-known institutions, on the other hand, however, avoids their disadvantages. The overall length of the missile should be short and the thrust vector of the basic stage from the ignition of the take-off engine coincide with the axis of symmetry of the missile. After all, you want the preliminary stages be separable from each other and from the subsequent stages after burning out, wherein the kinetic energy of the burnt-out stage to be repelled is used.

Eine Lösung dieser Aufgabe erfolgt gemäß der Erfindung dadurch, daß der eingangs genannte, die Düse der Folgestufe verschließende Boden gleichzeitig Wand der jeweils in eine einzige Düse mündenden Brennkammer jeder Vorstufe ist.A solution to this problem takes place according to the invention in that the floor mentioned at the beginning, which closes the nozzle of the next stage, at the same time Wall of the combustion chamber of each preliminary stage opening into a single nozzle.

Eine in dieser Weise ausgebildete Mehrstufenrakete zeichnet sich durch eine relativ kurze und gedrungene Bauweise aus, durch welche wesentliche Transportschwierigkeiten vermieden und die Verwendung einer in ihren Abmessungen kürzeren Abschußanlage ermöglicht werden. Diese Vorteile machen sich insbesondere beim Einsatz von Selbstfahrlafetten bemerkbar.A multi-stage missile trained in this way is characterized by a relatively short and compact design, through which significant transport difficulties avoided and allows the use of a shorter launch system in their dimensions will. These advantages are particularly evident when using self-propelled guns noticeable.

Gegenüber einer bekannten Rakete, bei der den ausströmenden Gasen der Folgestufe durch ein kugelsegmentartig geformtes Bauteil der Vorstufe eine Stütze geboten wird und dieses Bauteil den mittleren Bereich eines Deckels darstellt, welcher in Kreisform angeordnete Düsen der Vorstufe bildet und am Außenmantel derselben angeschraubt ist (britische Patentschrift 982 440), hat die erfindungsgemäße Bauweise den Vorzug einer demgegenüber wesentlich vereinfachten Herstellung. Auch mündet die Brennkammer der Vorstufe bei der Mehrstufenrakete gemäß der Erfindung nur in eine einzige in Richtung der Mittellängsachse liegende Düse, so daß der Schubvektor in vorteilhafter Weise stets in der Achsrichtung der Rakete liegt.Compared to a known rocket, in which the escaping gases the next stage is a support by a segment of a spherical segment shaped component of the preliminary stage is offered and this component represents the middle area of a lid, which Forms the precursor nozzles arranged in a circle and on the outer jacket of the same is screwed (British patent specification 982 440), has the construction according to the invention the advantage of a significantly simplified production. Also flows out the combustion chamber of the preliminary stage in the multi-stage rocket according to the invention only in a single nozzle lying in the direction of the central longitudinal axis, so that the thrust vector advantageously always lies in the axial direction of the missile.

In vorteilhafter Weiterbildung der Erfindung ist ferner zwischen dem mit dem inneren Zylindermantel der Vorstufe fest verbundenen Boden und der von dem Zylindermantel umschlossenen Folgestufe eine die Stufentrennung in an sich bekannter Weise bewirkende Trennladung bzw. ein Gasgenerator angeordnet. Der Stufentrennung dient es gleichfalls, zwischen dem inneren Zylindermantel und der von ihm umschlossenen Folgestufe an deren stromabwärtigen Ende eine Dichtung anzubringen.In an advantageous development of the invention is also between the with the inner cylinder jacket of the preliminary stage firmly connected to the bottom and the The cylinder jacket encompassed a subsequent stage a stage separation in a known per se Way effecting separating charge or a gas generator arranged. The stage separation it also serves, between the inner cylinder jacket and that enclosed by it To attach a seal to the downstream end of the next stage.

Die zuletzt genannten Erfindungsmerkmale, nämlich einerseits die Trennladung und ihre Anordnung und andererseits die Dichtung, gewährleisten, daß die bei der Zündung der Trennladung frei werdende Energie voll wirksam wird, weil der für die Expansion der Verbrennungsgase vorgesehene Raum bis zum Augenblick der Stufentrennung hermetisch abgeschlossen ist. Der weiterfliegenden Folgestufeneinheit wird bei der Trennung der Stufen daher ein zusätzlicher Vortrieb erteilt, während die Reichweite der ausgebrannten Stufe herabgesetzt wird.The last-mentioned features of the invention, namely on the one hand the separating charge and their arrangement and, on the other hand, the seal, ensure that the Ignition of the separating charge released energy is fully effective because of the Expansion of the combustion gases provided space up to the moment of stage separation is hermetically sealed. The next-stage unit that will fly on is at the Separation of the steps therefore granted additional propulsion during the range the burned-out level is reduced.

In den nachfolgend beschriebenen Zeichnungen ist ein Ausführungsbeispiel gemäß der Erfindung dargestellt. Es zeigt F i g.1 eine zweistufige Rakete, deren Startstufe im Schnitt dargestellt ist, F i g. 2 einen Querschnitt in Richtung U-II durch die Startstufe im Bereich der Treibsätze.In the drawings described below is an embodiment shown according to the invention. It shows F i g.1 a two-stage missile whose Start stage is shown in section, F i g. 2 shows a cross section in the direction U-II through the starting stage in the field of propellant charges.

Der innere Mantel 1 der Startstufe begrenzt einen zylindrischen Hohlraum, welcher die Folgestufe 2 der Zweistufenrakete umfaßt, und zwar mit einem solchen Führungsspiel, daß. die Trennung der beiden Stufen ohne wesentliche Reibung vonstatten gehen kann. Der Mantel 1 ist an seinem rückwärtigen Ende durch einen kugelsegmentförmigen Boden 6 abgeschlossen, dessen Wandung dicker ist als die Wand des Mantels, weil sowohl beim Abbrand der Startstufe als auch bei der darauffolgenden Stufentrennung dieser Boden 6 besonders hohen thermischen und mechanischen Belastungen ausgesetzt ist. Der konzentrisch zum inneren Mantel 1 in einigem Abstand von diesem verlaufende äußere Mantel 8 der Startstufe ist an seinem vorderen Ende 4 nach innen abgebogen und mit dem oberen Abschlußrand des inneren Mantels 1 verbunden. Nach dem rückwärtigen Ende zu verjüngt sich der äußere Mantel 8 und bildet zunächst den Düsenhals 3 und anschließend den zentrischen divergierenden Teil der Düse 9. In diesen Gebieten ist der äußere Mantel 8 verstärkt. Wie F i g. 2 zeigt, sind in dem Ringraum zwischen innerem Mantel l und äußerem Mantel 8 der Startstufe Feststofftreibsätze 10 gelagert. Diese können beispielsweise in Segmentform, in Stangenform od. ä. ausgebildet und in Abständen voneinander angeordnet sein. Die zwischen ihnen liegenden Hohlräume 12 dienen als Brennräume und ermöglichen einen Seitenabbrand auf großen Flächen. Es können aber auch andere geometrische Formen für die Treibsätze gewählt werden, deren Abbrenngeschwindigkeiten unterschiedlich sind.The inner jacket 1 of the launch stage delimits a cylindrical cavity which comprises the next stage 2 of the two-stage rocket, with such a guide play that. the separation of the two stages can take place without significant friction. The jacket 1 is closed at its rear end by a spherical segment-shaped floor 6, the wall of which is thicker than the wall of the jacket because this floor 6 is exposed to particularly high thermal and mechanical loads both during the burn-off of the starting stage and during the subsequent stage separation. The outer jacket 8 of the starting stage, which runs concentrically to the inner jacket 1 at some distance therefrom, is bent inwards at its front end 4 and is connected to the upper end edge of the inner jacket 1 . Towards the rear end, the outer jacket 8 tapers and first forms the nozzle neck 3 and then the central diverging part of the nozzle 9. In these areas, the outer jacket 8 is reinforced. Like F i g. 2 shows, solid propellants 10 are stored in the annular space between the inner jacket 1 and the outer jacket 8 of the starting stage. These can, for example, be in the form of segments, rods or the like and be arranged at intervals from one another. The cavities 12 lying between them serve as combustion chambers and enable side burn-off over large areas. However, other geometric shapes can also be selected for the propellant charges, the burning rates of which are different.

In dem vom Boden 6 und der Düse 5 der Folgestufe 2 begrenzten Raum 13 ist eine Trennladung 7 zur Trennung der Stufen angeordnet. Auf die zeichnerische Darstellung einer an sich bekannten Zündvorrichtung für die Trennladung 7 wurde verzichtet. Mittels einer Dichtung 11 ist der Raum 13 zwischen den Stufen hermetisch abgeschlossen. Es baut sich in diesem Raum 13 nach der Zündung der Trennladung zunächst ein Gasdruck auf, bevor die beiden Stufen der Rakete voneinander getrennt werden. Dabei erhält die Folgestufe 2 einen zusätzlichen Vortrieb, während die Geschwindigkeit der Startstufe zugleich herabgesetzt wird.In the space 13 delimited by the base 6 and the nozzle 5 of the following stage 2, a separating charge 7 is arranged for separating the stages. An ignition device known per se for the separating charge 7 has not been shown in the drawing. The space 13 between the steps is hermetically sealed by means of a seal 11. After the ignition of the separating charge, a gas pressure first builds up in this space 13 before the two stages of the rocket are separated from one another. The next stage 2 receives additional propulsion, while the speed of the start stage is reduced at the same time.

Abweichend vom dargestellten Ausführungsbeispiel können mehr als zwei Stufen ineinandergeschachtelt sein, um z. B. die Reichweite der Endstufe der Rakete zu vergrößern.Notwithstanding the illustrated embodiment, more than two Levels can be nested in order to e.g. B. the range of the final stage of the rocket to enlarge.

Claims

Claims: 1. Multi-stage solid rocket, the respective preliminary stage of which comprises the following stage concentrically, with a spherical segment-like shaped base, which is firmly connected to the inner cylinder jacket of the preliminary stage and closes the nozzle of the subsequent stage, characterized in that the base (6) at the same time wall of each in one the only nozzle (9.5) opening the combustion chamber of each preliminary stage.

2. Solid rocket according to claim 1, characterized in that between the with the inner cylinder jacket (1) of the preliminary stage firmly connected floor (6) and that of the cylinder jacket (1) enclosed subsequent stage (2) a stage separation in on arranged in a known manner effecting separating charge (7) or a gas generator is.

3. Solid rocket according to claim 1 or 2, characterized in that a seal (11) is arranged at its downstream end between the inner cylinder jacket (1) and the subsequent stage (2) enclosed by it.