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Die Erfindung betrifft eine Schubvergrößerungsvorrichtung für einen
Flugkörper, der wenigstens einen Raketenmotor zur Abgabe von Strahlschub aufweist,
wobei die Schubvergrößerungsvorrichtung, die um den Rakentenmotor herum angeordnet
ist und mit diesem einen ringförmigen Luftkanal mit einem Eintrittsteil zur Aufnahme
von Luft aus der Atmosphäre bildet, durch eine Abstützeinrichtung mit dem Rakentenmotor
verbunden ist und sich über dessen stromabwärtiges Ende hinaus erstreckt.
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Die vorteilhafte Wirkung von Schubvergrößerungsvorrichtungen zur Vergrößerung
des spezifischen Impulses insbesondere in der frühen Flugphase durch Verwendung
atmosphärischen Sauerstoffs für zusätzliche Verbrennung oder Reaktion mit den aus
dem Raketenmotor austretenden Verbrennungsgasen, die noch reich an Brennstoff sind,
ist bekannt.
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Eine bekannte Ausführung der einleitend genannten Art weist eine Kombination
aus einem Raketenmotor und einem Staustrahltriebwerk auf, wobei der Raketenmotor
in dem Ringflügel des Staustrahltriebwerkes angeordnet ist. Der Raketenmotor ist
nicht schwenkbar angeordnet, und die Steuerung des Flugkörpers erfolgt durch Leitwerke.
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Gegenüber einer solchen Ausführung ist eine Schubvergrößerungsvorrichtung
der einleitend genannten Art dadurch gekennzeichnet, daß der Raketenmotor in an
sich bekannter Weise schwenkbar ist, daß die Schubvergrößerungsvorrichtung aus einem
den Eintrittsteil bildenden, den zylindrischen Endteil des Flugkörpers umgebenden
und gegenüber diesem längsverscbiebbaren ersten Abschnitt und einem gemeinsam mit
dem Raketenmotor schwenkbaren zweiten Abschnitt besteht, welche beiden Abschnitte
miteinander gelenkig verbunden sind, daß Verstelleinrichtungen für den Eintrittsteil
vorgesehen sind, die für alle Schwenkstellungen des Raketenmotors einen gleichförmigen
ringförmigen Lufteintrittsquerschnitt des Eintrittsteils aufrechterhalten und im
zylindrischen Endteil des Flugkörpers längsverschiebbar angeordnet sind.
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Verstellbare Lufteinläufe für Strahltriebwerke sind bekannt.
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Durch die Erfindung ist eine Schubvergrößerungsvorrichtung geschaffen,
die mit einem schwenkbaren Raketenmotor verwendet werden kann, wobei die Ausführung
so getroffen ist, daß in allen Stellungen des Raketenmotors die gewünschten Bedingungen
am Lufteintritt der Schubvergrößerungsvorrichtung vorhanden sind. Somit arbeitet
die Schubvergrößerungsvorrichtung immer mit vollem Wirkungsgrad.
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Ein weiterer Vorteil der Erfindung liegt darin, daß für den Raketenmotor
ein sogenannter Höhenmotor verwendet werden kann, selbst wenn der Start bei Seehöhe
erfolgt. Ein solcher Höhenmotor ist bei großer Flughöhe viel wirksamer als ein Raketenmotor,
der so ausgelegt ist, daß er bei Betrieb auf Seehöhe bzw. geringer Flughöhe zufriedenstellend
arbeitet, wie es bei der bekannten Ausführung der Fall ist.
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Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen
unter Schutz gestellt.
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Die Erfindung wird nachstehend an Hand der Zeichnung beispielshalber
erläutert.
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F i g. 1 ist eine Längsschnittansicht eines Flugkörpers mit einem
mit flüssigem Brennstoff betriebenen Raketenmotor und mit einer Schubvergrößerungsvorrichtung
gemäß der Erfindung, wobei Teile weggelassen sind, um innere Einzelheiten wiederzugeben;
F i g. 2 ist eine teilweise im Schnitt und in größerem Maßstab gehaltene Ansicht
des unteren Teils des Flugkörpers gemäß F i g. 1, wobei Einzelheiten der Schwenkanordnung
und der Schubvergrößerungsvorrichtung wiedergegeben sind; F i g. 3 ist eine Querschnittsansicht
nach Linie 3-3 der F i g. 2, wobei Einzelheiten der Schwenkanordnung und der Brennstoffverteilerleitung
wiedergegeben sind; F i g. 4 ist eine Teilschnittansicht nach Linie 4-4 der F i
g. 3, die zwecks größerer Klarkeit aus der entsprechenden Stellung in Fig.3 um 90°
gedreht ist; F i g. 5 ist eine Querschnittsansicht eines Explosionsbolzens, wobei
Einzelheiten der Brennstoffleitung wiedergegeben sind; F i g. 6 ist eine Schnittansicht
einer typischen Brennstoffdüse, die zum Einspritzen von Brennstoff in Sekundärluft,
welche durch die Schubvergrößerungsvorrichtung hindurchströmt, verwendet wird; F
i g. 7 ist eine Ansicht nach Linie 7-7 der F i g. 2, wobei eine Betätigungseinrichtung
zum Schwenken des Raketenmotors wiedergegeben ist; F i g. 8 ist eine Ansicht nach
Linie 8-8 der F i g. 3, in welcher eine Einzelheit hinsichtlich der Anordnung einer
Lufteintrittsbetätigungseinrichtung an dem Mantel des Flugkörpers wiedergegeben
ist; F i g. 9 ist eine Teilansicht nach Linie 9-9 der F i g. 8, wobei eine typische
auf den Umfang wirkende Betätigungseinrichtung zum Regeln der Größe der Öffnung
der Schubvergrößerungsvorrichtung zum Eintritt von Sekundärluft wiedergegeben ist;
F i g. 10 ist eine Ansicht der Betätigungseinrichtung nach Linie 10-10 der F i g.
9; F i g. 11 ist ein Blockdiagramm, in welchem bestimmte Führungseinrichtungen des
Flugkörpers wiedergegeben sind; F i g.12 ist eine teilweise im Schnitt und in größerem
Maßstab gehaltene Ansicht eines typischen mit Öffnungen versehenen Plattenaufbaus,
durch welchen das Mischen von Brennstoff und Oxydiermittel nach deren Eintreten
in die Brennkammer des Raketenmotors hervorgerufen wird.
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In der Zeichnung ist ein Flugkörper A wiedergegeben, der einen Raketenmotor
1 aufweist, der in dem unteren Teil des Flugkörpers A zur Schuberzeugung angeordnet
ist und der für Korrekturen von Abweichungen des Flugkörpers von der gewünschten
Flugbahn schwenkbar ist. Der Raketenmotor 1 erhält seine Betriebsstoffe aus einem
Brennstoffbehälter B und einem Oxydiermittelbehälter C. Um den Raketenmotor 1 herum
in einem Abstand ist lösbar eine Schubvergrößerungsvorrichtung D angeordnet.
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Wie aus den F i g. 2 und 3 ersichtlich, sind zwei Ösen 3 an dem oberen
Teil des Raketenmotors 1 für seine Aufhängung vorgesehen, wobei zwei Schwenkzapfen
2 die Ösen 3 mit einem Bügelring oder Kardanring 4 schwenkbar verbinden. Zufolge
dieser Schwenkanordnung kann der Raketenmotor 1 sich gemäß den F i g. 1 und 2 von
links nach rechts verschwenken, selbst wenn der Kardanring 4 feststehend gehalten
ist. Jedoch ist der Kardanring 4 mittels äußeren Kardan- bzw. Schwenkzapfen 5 drehbar
angeordnet, so daß er und der auf ihm aufgehängte Raketenmotor 1 sich in einer Ebene
bewegen können, die gegenüber der vorgenannten Bewegungsrichtung um 90° versetzt
ist.
Zufolge dieser Anordnung schneiden die gemeinsamen Mittellinien
der beiden Paare von Trag- bzw. Schwenkzapfen 2, 5 an einer Stelle
10 die Mittellinie des Flugkörpers, so daß ein Ungleichgewicht auf einem
Geringstmaß gehalten und eine symmetrische Vortriebsanordnung erhalten ist.
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Die äußeren Enden der Schwenkzapfen 5 sind in Lagerbüchsen 6 eingesetzt,
die mit Tragarmen 7 verschweißt sind, welche in einem Rahmenwerk derart angeordnet
sind, daß sie die Kardananordnung abstützen. Die Arme 7 sind ihrerseits mit Lagerarmen
8 verbunden, welche einem Grundteil des Flugkörperrahmens darstellen und mit der
Hülle 9 des Flugkörpers verbunden sind. Diese Ausführung ist aus Fig. 3 besser ersichtlich.
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Zum Hervorrufen von Bewegungen des Raketenmotors 1 um die Schwenkzapfen
2 ist eine Betätigungseinrichtung 70 vorgesehen, deren eines Ende, wie aus
F i g. 2 ersichtlich, mit dem Kardanring 4 fest verbunden ist und deren anderes
Ende an einer Verlängerung 71 drehbar befestigt ist, die mit dem oberen mittleren
Teil des Raketenmotors 1 fest verbunden ist (F i g. 2 und 4). Da die Verlängerung
71 sich um eine gewisse Strecke über die Schwenkzapfen 2 hinaus erstreckt, bildet
sie einen Hebel zum Hervorrufen von Bewegungen des Raketenmotors 1. Wenn somit die
Betätigungseinrichtung 70 derart betätigt wird, daß ihre Länge vergrößert wird,
wird der Raketenmotor 1 um die Zapfen 2 gemäß F i g. 2 nach links verschwenkt, wogegen
bei Betätigung der Einrichtung 70 entsprechend einer Verkürzung ihrer Länge der
Raketenmotor 1 nach rechts verschwenkt wird. Die Betätigungseinrichtung 70 kann
eine elektrische Schraubendruckvorrichtung sein, obwohl vorzugsweise eine hydraulische
Einrichtung verwendet wird.
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In ähnlicher Weise ist eine Betätigungseinrichtung 72 vorgesehen.
um eine Bewegung des Raketenmotors 1 um die Schwenkzapfen 5 hervorzurufen, so daß
der Motor 1 in einer Ebene verschwenkt werden kann, die gegenüber der Ebene der
Bewegung um die Zapfen 2 um 90° versetzt ist. Ein Ende der Betätigungseinrichtung
72 ist an einer an einem der Arme 7 vorgesehenen Vergrößerung oder Verbreiterung
7 a befestigt, wogegen ihr gegenüberliegendes Ende mit einem Winkelhebel
73 verbunden ist, der an einer Verlängerung 5 a des einen äußeren
Schwenkzapfens 5 befestigt, wogegen ihr gegenüberliegendes Ende mit und aus den
F i g. 3 und 7 ersichtlich ist. Bei Vergrößerung oder Verringerung der Länge dieser
Betätigungseinrichtung 72 werden entsprechende Bewegungen des Raketenmotors 1 mit
Bezug auf den Flugkörper hervorgerufen. Dadurch ist es möglich, den Raketenmotor
1 derart einzustellen, daß seine Mittellinie mit der Mittellinie des Flugkörpers
einen Winkel bildet, und durch entsprechende gleichzeitige Betätigung der Betätigungseinrichtungen
70 und 72
kann die Mittellinie des Raketenmotors 1 eine konische Fläche
oder Kegelfläche beschrieben, deren Spitze an der Stelle 10 liegt, an welcher
die Mittellinie des Flugkörpers die imaginäre Einwärtsverlängerung der inneren und
äußeren Schwenkzapfen 2 und 5 schneidet.
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Die Schubvergrößerungsvorrichtung D ist vorteilhaft dazu vorgesehen,
eine beträchtliche Vergrößerung des Schubes und des Wirkungsgrades des Raketenmotors
1 hervorzurufen. Wie am besten aus F i g. 2 ersichtlich, weist die Schubvergrößerungsvorrichtung
D hauptsächlich eine Wandung 11 als Innenbegrenzung und eine sogenannte innere Wand
12 als inneren Teil der doppelwandigen Außenbegrenzung der Strömung auf,
so daß ein Durchgang oder Kanal für Sekundärluft in dem Ringraum zwischen den Wandungen
11 und 12 gebildet ist. Eine äußere Wand als Verkleidung
18 ist vorgesehen, um der Schubvergrößerungsvorrichtung D einen glatten aerodynamischen
Umriß zu geben, um den Luftwiderstand auf einem Minimum zu halten. Der von den Wandungen
11 und 12 gebildete Strömungsquerschnitt ist bei 14
sehr groß,
hat zum Bilden eines Halses bei 15 ein Minimum und vergrößert sich wieder,
da der Strömungsquerschnitt bei 16 in eine Mischkammer 17 übergeht, die in dem unteren
Ende der Schubvergrößerungsvorrichtung D unter der Austrittsebene des Raketenmotors
1 gebildet ist. Demgemäß hat der Durchgang für Sekundärluft die Form einer
konvergent-divergenten Düse, so daß am Mischkammereintritt 16 die Luft Überschallgeschwindigkeit
hat. Die Wandungen 11 und 12 werden in der gewünschten Lage durch eine Reihe von
im Abstand voneinander angeordneten ebenen Platten 13 gehalten, die auf die in F
i g. 3 wiedergegebene Weise mit den Wandungen 11 und 12 verbunden sind.
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Die Schubvergrößerungsvorrichtung D ist vorgesehen, um eine Schubvergrößerung
beim Start und während einer Flugperiode nach dem Start zu schaffen, jedoch soll
sie in oder nahe derjenigen Höhe abgeworfen werden, in welcher sie nicht mehr nützlich
ist. Zu diesem Zweck ist die Schubvergrößerungsvorrichtung D derart aufgehängt,
daß sie durch eine zweckentsprechende Löseeinrichtung automatisch abgeworfen werden
kann. Ein zylindrisch geformter Teil 19 ist an seinem unteren Umfang an einem inneren
Teil der Wandung 11 befestigt, und zwar allgemein auf die in F i g. 2 wiedergegebene
Weise. Die obere Umfangskante des Teiles 19 ist an der Innenkante eines ebenen Ringteiles
20 befestigt. Die Außenkante des Ringteiles 20 ist ebenfalls mit der Innenfläche
der Wandung 11 verbunden. Somit erstrecken sich die Teile 19 und
20 um annähernd 360°, d. h. vollständig, um den Raketenmotor 1 herum
und bilden eine steife Traganordnung, mittels welcher die Schubvergrößerungsvorrichtung
D abgestützt werden kann.
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Ein konischer Teil 23 ist an dem oberen Teil des Raketenmotors 1 derart
befestigt, daß er sich mit diesem bewegt, und er ist mit einer Öffnung versehen,
so daß er über die Ösen 3 und die Verlängerung 71 geschoben und dann an dem Raketenmotor
1 befestigt werden kann. Der konische Teil 23 ist an dem durch die Teile 19 und
20 gebildeten Aufbau nicht dauerhaft, sondern mittels Explosionsbolzen 24 befestigt.
Wie aus F i g. 3 ersichtlich, wird am Umfang des konischen Teiles 23 eine Anzahl
von Bolzen 24 verwendet, die sich, wie aus F i g. 5 ersichtlich, durch Löcher 83
und 84, welche in dem konischen Teil 23 und einem etwas konischen Flansch 21 an
der Innenseite der ebenen Platte bzw. des ebenen Ringteiles 20 vorgesehen sind,
und weiterhin durch ein Loch in dem Flansch des Teiles 19 hindurch erstrekken. Über
dem konischen Teil 23 ist ein den Bolzen 24 umgebender Ring 85 vorgesehen, in dessen
unterer Fläche eine Umfangsnut 86 gebildet ist und der mit einer Brennstoffleitung
92 verbunden ist, mittels welcher der Nut 86 Brennstoff zugeführt werden kann. Unter
dem Flansch 21 des Ringteiles 20 ist
ein Ring 8'T angeordnet, in
dessen oberer Fläche eine Nut 88 gebildet ist, die zusammen mit der Nut 86 einen
Brennstoffraum bildet. Zwischen den Ringen 85 und 87 und den Teilen 19, 21 und 23
sind Dichtungen 98 vorgesehen, so daß, wenn eine Mutter 90 auf den Bolzen 24 geschraubt
und angezogen wird, die Ringe 85, 8'7 und die Dichtungen 89 zwischen der Mutter
90 und einem Bolzenkopf 91 fest eingeklemmt werden und die gesamte
Ausführung in brennstoffdichter Lage halten. Durch Verwendung einer Anzahl von Bolzen
24 wird die Schubvergrößerungsvorrichtung D in richtiger Weise abgestützt.
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Die Bolzen 24 stützen die Schubvergrößerungsvorrichtung D an
dem konischen Teil 23 ab und stehen mit den Brennstoffleitungen in Verbindung, die
zu Brennstoffdüsen der Verbrennungseinrichtung 48 führen, welche zum Einspritzen
von Brennstoff in die durch die Schubvergrößetungsvorrichtung D hindurchströmende
Sekundärluft verwendet werden. Jedem Bolzen '4 wird Brennstoff durch die Leitungen
92 hindurch von einer auf dem Umfang verlaufenden trennstoffsammelleitung 50 zugeführt,
Wobei die Leitungen 92 mit den Ringen 85 verbunden sind, so daß der Brennstoff die
Nut 86 jedes Ringes 85 füllen kann. Da eine Mehrzahl von Löchern 93 in den vier
dargestellten Dichtungen 89 vorgesehen ist, kann der Brennstoff unmittelbar in die
Nut 88 gelangen, von weicher er durch einen Rohtnippel94, ein 95 und eine Leitung
49 zu der entsptechenden Brennstoffdüse 48 gelangt. Der Brennstoff tritt
in jeder Düse in einen Rau@mr 96 ein, der am oberen Ende mittels einer Kappe
9l verschlossen ist, von weicher sich eine Spindel 98 nach unten erstteekt,
die ein auf seinem Umfang mit einer Schiau= benliniennut 100 versehenes Vefgchlußstück
99 trägt. Unter dem Verschlußstück 0 ist ein konischer Raum 101 vorgesehen, in welchem
an der Spitze eine mittige Öffnung 102 vorgesehen ist. Brennstoff, welcher unter
Druck durch die Rohrleitung 92 und durch die einem Explosionsbolzen 24 zugeordneten
Durchgänge hindurchgegangen ist, tritt in den konischen Raum 101 mit einer Drehbewegung
ein, die ihm beim Durchgang durch die Achraubenfffennut 100 erteilt wird. Dies führt
zu dem Ergebnis, daß ddt Brennstoff in feine Tröpfchen zerstätfbt ist, wem! er aus
der Öffnung 102 austritt, so daß er in leichtverbtennbarem Zustand in defz Durchgang
der Schubvergrößerungsvorrichtung D eintritt.
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Aus F i g. 5 ist weiterhin ersichtlich, daß jeder Bolzen 24 in seifiem
Köpf eine Bohrung 103 aufweist; die durch eine in ihrs Öffnung -eiiigeschfaubite
Schraube 104 verschlossen ist. Die Bobrang 103 ist mit explosivem Material
105, wie z. B. kdllddialen Mischungen von Nifrozellulose find Nitroglyzerin oder
Schießpulver, gefüllt, das mittels durch einen Draht 106 gegehickteft elektrischen
Stromes gezündet *erdefi kaiiii. Die äußere Fläche des Bolzens 24 ist bei 10'7 feit
einer schaffen Nut #rezgehen, so daß der Bdlzen 24 an dieser Nut 107 abüritIft,
werif die Fül-Nüg 105 ztit tftplogion gebracet worden igt. 13as gleichzeitige $reclten
aller Bolzen 24 ermöglicht ein Äb#allerl der gcfiubVdtgiößerufigsvdrrichtiing D,
so darr für den dataüffolgenden Zeitiätim der Xaketenmotoi 1 deii Flügkötpet olßie
Untetbrdchung der Sehtibvergrö&ttiiigsvoftichtütlg D antreibt.
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Wie aus F i g. 3 ersichtlich, ist eilt Elektromagnetvefifil51 i@f@ii§ehen,
welches diffen Brefmstorffflud von der Hauppf= ödet Sammelleitung 90 zu den
Explosionsbolzen 24 verhindert, bis es elektrisch erregt ist. Obgleich nur ein Veriti151
dargestellt ist, kann, wenn es gewünscht wird, für jeden Explosionsbolzen 24 ein
Elektromagnetventil 51 vorgesehen sein. Der von dem Elektromagnetventi151 nach dessen
Betätigung stromab ausfließende Brennstoff verdampft unmittelbar unter dem Einfluß
der dünnen Atmosphäre je nach Flughöhe, in welcher die Explosionsbolzen 24 gezündet
wurden, und bei den niedrigen Atmosphärendrücken kann selbst eine chemisch richtige
Mischung nicht explodieren, so daß irgend= eine Gefahr hinsichtlich Feuer oder einer
Explosion praktisch nicht vorhanden ist.
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Wie oben erwähnt, führt die Schubvergrößerungsvorrichtung D eine Bewegung
mit Bezug auf die Mittellinie des Flugkörpers aus, und zwar zufolge des Arbeitens
der Betätigungseinrichtungen 70 und 72, die auf Führungssignale ansprechen. Demgemäß
ist das oberste Ende 25 der Wandung 11 der Schubvergrößerungsvorrichtung D abgerundet,
und zwar in der allgemeinen Form eines Teiles einer Kugel, deren Mitte an der Stelle
10 liegt. Der obere Teil 25 hat einen derartigen Durchmesser, daß er in den untersten
Teil der Hülle 9 des Flugkörpers fest paßt, so daß ein gewünschter fester Sitz erhalten
wird. Es sind Vorkehrungen getroffen, um die Eintrittsfläche der Schubvergrößerungsvorrichtung
D unabhängig von Bewegungen des Raketemnotors 1 und der Schubvergrößerungsvorrichtung-
D im wesentlichen körn stant zu halten und eine allmähliche Verringerung dieser
Fläche zu erhalten, wenn der Flugkörper zu höheren Geschwindigkeiten beschleunigt
wird. Die Einzelheiten werden nachstehend beschrieben.
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Die dem Raketenmotor 1 zuzuführenden Betriebsstoffe sind in dem Brennstofftank
B und dem Öxydierinitteltank C enthalten, wie es oben erwähnt wurde. Der Brennstoff
wird von dem Tank B durch eine Leitung 26 hindurch zur Eintrittsseite einer Pumpe
27 geführt, die durch eine Turbine 28 angetrieben ist. Die Pumpe 27 setzt den Brennstoff
unter Druck und gibt ihn an eine Leitung 29 ab, die an ihrem unteren Ende mit einem
ringförmigen flachen Behältnis 30 verbunden ist, das über einen der Schwenkzapfen
5 geschoben wdtden kann, und zwar in der in F i g. 2 wiedergegebenen Weise. Das
Behält= nis 30, das als Brerinstoffaufnahmebehältdr bezeiefnet werden kann, ist
an allen Seiten geschlossen mit Ausnähme der ebenen Seite an der Innenseite einet
Ringdichtung 31, in welcher eine oder mehrere Offnungeri 108 vorgesehen sind, so
daß Brennstoff zu einer gekrümmten Leitung 32, fliegen kann, die an deih Kardanring
@ befestigt ist. I7ie Ringdichtutcg 31 kann aus elastischem Material bestehen, z.
B. aus Kautschuk öd. dgl., der beispielsweise an die Teile 30 und 32 vulkanisiert
ist. Zufolge ihrer Nachgiebigkeit kann die Rifigdichtung 31 einen bre12nstdffdichten
Abschluß zwischen den zulefzt genannten Teileü 30 und 32 atifrechtethalten, und
zwar unabhängig von einet Verdtehbewegung, die das Bestreben hat, äufztitreteri,
Wenn der Katdanring 4 und damit die gekrüminte Leitung 32 sich um die Schwenkzätpfeü
§ drehen. Von der Leitung 32 fließt der 13reiiügtdff durch eine der (Dichtung 31
ähnliche innere Dichtung 109 (F i g. 4) hltdürch in einefi H9renistoffäüftiähfhe=
rehälter 33, Welcher einen Teil einer Ausfdhrift@@i, bildet, die derjenigen des,
gtennstoffaufnahftebdfim= teilt 3t1 ähnlicist und ie eine Bewegung tini dir
Schwenkzapfen
2 ohne Auslecken von Brennstoff zuläßt. Von dem Aufnahmebehälter 33 wird der Brennstoff
über eine kurze gekrümmte Leitung 34 abgegeben, die an dem Oberende des Raketenmotors
1 angeordnet ist und in eine obere Brennstoffkammer 35 (F i g. 4) führt.
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An dem äußeren Teil der Wandung des Raketenmotors 1 ist eine vergleichsweise
große Anzahl von Kühlrohren angeordnet, von denen sich ungefähr die Hälfte von der
oberen Brennstoffkammer 35 zu einem Ringkopfstück 38 erstreckt, und zwar allgemein
auf eine Weise, wie es in F i g. 2 mit Bezug auf das Rohr 36 wiedergegeben ist.
Das Ringkopfstück 38 ist an der Austrittsebene des Raketenmotors 1 angeordnet, und
die abwechselnden Rohre erstrecken sich auf eine Art und Weise, wie es mit Bezug
auf das Rohr 37 dargestellt ist, von dem Ringkopfstück 38 nach oben, um Brennstoff
zu einer unteren Brennstoffkammer 39 zu führen. Durch die Verwendung der Rohre 36
und 37 wird der Raketenmotor 1 in vernünftigem Ausmaß kühl gehalten, wobei jedoch
ein geringer Anstieg der Brennstofftemperatur hervorgerufen wird.
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Von der Kammer 39 wird der Brennstoff in die Brennkammer 41 des Raketenmotors
1 durch öffnungen aufweisende Platten 40 hindurch eingespritzt, von denen eine in
F i g. 12 im einzelnen dargestellt ist. Eine Anzahl von kurzen Rohren 115 ist in
der Platte 40 vorgesehen, vorzugsweise in einer Mehrzahl von kreisförmigen
Bahnen konzentrisch um die Leitung 47 des Oxydierungsmittels. Diese Rohre 115 erstrecken
sich von dem oberen Teil der Platte 40, so daß in der Kammer 39 befindlicher Brennstoff
direkt zu Austrittsöffnungen 116 geführt und dadurch in die Brennkammer
41 eingespritzt werden kann. Die Austrittsöffnungen 116 sind in einer Mehrzahl
von kreisförmigen Bahnen auf der unteren Fläche der Platte 40 angeordnet. Wie nachstehend
beschrieben, ist die Lage der Austrittsöffnungen 116 zu Austrittsöffnungen 117 des
Oxydiermittels derart, daß die Strahlen gemäß F i g. 12 sich miteinander mischen
und eine Zerstäubung für leichte Verbrennung hervorrufen.
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Durch eine Anordnung, welche der Anordnung der Brennstoffanlage ähnlich
ist, wird das in dem Tank C enthaltene Oxydiermittel durch eine Leitung
42 hindurch zur Eintrittsseite einer Pumpe 43, die ebenfalls durch die Turbine
28 angetrieben wird, und danach zu einer Leitung 44 geführt. Das untere Ende der
Leitung 44 ist erweitert, um einen Aufnahmebehälter 111 zu bilden, der mit
einer gekrümmten Leitung 45 arbeitsmitteldicht verbunden ist, und zwar durch eine
Dichtung 112, welche eine Bewegung um die Schwenkzapfen 5 zuläßt. Daher wird das
von der Pumpe 43 unter Druck gesetzte Oxydiermittel über eine Leitung 45 zu einem
Aufnahmebehälter 46 abgegeben, der mit der Leitung 45 durch eine Dichtung 113 in
Verbindung steht (F i g. 4). Wie oben mit Bezug auf die bei der Brennstoffanlage
verwendeten Dichtungen ausgeführt, sind die Ringdichtungen 112 und 113 aus elastischem
Material hergestellt, beispielsweise aus Kautschuk, der durch Vulkanisation oder
auf andere Weise mit dem entsprechenden Aufnahmebehälter und der diesem benachbarten
gekrümmten Leitung verbunden werden kann. Diese Dichtungen sind so proportioniert,
daß sie die relative Bewegung zulassen, die in der Brennstoffleitung und der Leitung
für das Oxydiermittel während des Schwenkens des Raketenmotors 1 notwendigerweise
stattfindet.
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Von dem Aufnahmebehälter 46 fließt das Oxydiermittel durch Leitungen
47 zu den Platten 40, und zwar auf eine Art und Weise, wie es in F i g. 3 wiedergegeben
ist. Aus F i g. 12 ist ersichtlich, daß jede Leitung 47 Oxydiermittel in einen Hauptteil
der Platte 40 abgibt, wobei das Oxydiermittel um die Brennstoffrohre 115
herum fließt. Die allgemein in kreisförmigen Reihen angeordneten Öffnungen 117 sind
zwischen den Reihen der Brennstofföffnungen 116 angeordnet, so daß die Brennstoffstrahlen
und die Oxydiermittelstrahlen derart aufeinandertreffen, wie es oben beschrieben
ist. Der Durchmesser der Brennstofföffnungen 116 und der Oxydiermittelöffnungen
117 kann gleich sein und kann beispielsweise 1,03 bis 1,27 mm betragen. Ein Ventil
68 in der Leitung 62 und ein Ventil 69 in der Leitung 42 werden zum Regeln des Brennstoffflusses
bzw. des Oxydiermittelflusses verwendet, und diese Ventile können durch einen zweckentsprechenden
Teil der in F i g. 11 dargestellten Führungsanlage der Rakete automatisch betätigt
werden, um die richtige Regelung der Verbrennung in dem Raketenmotor 1 zu gewährleisten.
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Es kann erwünscht sein, zusätzlich zu der Verbrennung in dem Raketenmotor
1 eine weitere Verbrennung in der Schubvergrößerungsvorrichtung D zu haben, um einen
zusätzlichen Schub zu erhalten. Eine Schubvergrößerung wird entweder durch eine
Vergrößerung des Massenflusses oder durch eine Vergrößerung der Gasaustrittsgeschwindigkeit
oder eine Vergrößerung von beiden erhalten, und zwar gemäß der Formel
F =m - c. Eine Vergrößerung des Massenflusses kann erhalten werden, indem
inertes Gas wie Stickstoff durch die Schubvergrößerungsvorrichtung D hindurchgeführt
und mit den Verbrennungsprodukten gemischt wird. Bei gewissen NASA-Untersuchungen
wurde durch Mischen eines von 11,0, abgeleiteten inerten Raketengases mit Frischluft
eine Schubvergrößerung von etwa 15 % erhalten.
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Eine Geschwindigkeitsvergrößerung kann nur durch eine Vergrößerung
der Energie in dem gemischten Strom erhalten werden, die lediglich von chemischer
Energie durch Verbrennung abgeleitet werden kann, und zwar wie folgt: 1. durch Mischen
von Frischluft mit dem brennstoffreichen Raketenaustrittsgas. Hierbei ist die Güte
der Verbrennung unter anderem von der Länge der Mischkammer abhängig. Selbst bei
einer relativ großen Länge der Mischkammer kann es möglich sein, daß nicht der gesamte
durch die Schubvergrößerungsvorrichtung D hereinkommende Sauerstoff aufgebraucht
wird; 2. durch Vorerhitzen der Luft in der Schubvergrößerungsvorrichtung D mittels
Brennstoffeinspritzung und Verbrennung. Dies erfordert keine lange Mischkammer,
und bei der beschriebenen Ausführungsform bewirkt eine Brennstoffzufuhr von 0,454
kg je Sekunde eine Schubvergrößerung von 1130 kg, oder, in anderen Worten ausgedrückt,
der Brennstoff hat eine Vergrößerung des spezifischen Impulses IS, von 1130 zur
Folge, wenn Sauerstoff aus der Atmosphäre verwendet wird; 3. durch eine Kombination
von 1. und 2. Obgleich eine solche Kombination für jede Rakete experimentell bestimmt
werden muß, scheint es, daß
die Kombination dieser Wirkungen zu
besten Ergebnissen führt.
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Um die zusätzliche Verbrennung zu erhalten, können die vorerwähnten
Düsen 48, wenn es gewünscht wird, zum Einspritzen von Brennstoff in die Sekundärluft
verwendet werden, welche durch die Schubvergrößerungsvorrichtung D hindurchströmt,
obgleich es bei einer solchen zusätzlichen Verbrennung gewöhnlich erforderlich ist,
die Wandung der Mischkammer 17 der Schubvergrößerungsvorrichtung D zu kühlen. Um
dies wirksam ausführen zu können, ist die innere Wand 12 des doppelwandigen Abschnitts
der Schubvergrößerungsvorrichtung D mit Rohren 52 ausgekleidet, die an beiden Enden
offen sind. In dem zwischen der Wand 12 und der Verkleidung 18 gebildeten Raum 53
ist Wasser oder ein anderes Kühlmittel vorhanden, von welchem ein Teil in die Rohre
52 eintritt, in denen es durch die Verbrennungsgase in der Mischkammer 17 erhitzt
wird. Daraus ergibt sich, daß das Kühlmittel in den Rohren 52 langsm verdampft,
und der gebildete Dampf strömt nach oben durch die Rohre 52 hindurch, aus ihnen
heraus und aus Öffnungen 54 in die Atmosphäre. Auf diese Weise wird die Mischkammer
17 auf einer gemäßigten Temperatur gehalten.
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Um die Schubvergrößerungsvorrichtung D einem Flug mit veränderlicher
Geschwindigkeit anzupassen, ist am stromaufwärtsseitigen Ende bzw. Eintrittsende
der Schubvergrößerungsvorrichtung D ein änderbarer Diffusorteil vorgesehen. Dieser
besteht aus einer Reihe von bewegbaren Platten 55, die, wie in F i g. 2 dargestellt,
mittels Gelenken 56 an der Wandung 12 angeordnet sind. Jede Platte 55 überlappt
eine benachbarte Platte 55 auf einer Seite, wie es in F i g. 3 bei 57 dargestellt
ist. Um die Platten 55 wirksam bewegen zu können, ist eine Mehrzahl von Verstelleinrichtungen
58, 60 auf dem Umfang des Eintrittsteiles der Schubvergrößerungsvorrichtung D angeordnet.
Jede dieser Verstelleinrichtungen 58, 60 weist einen Kolben 59 auf, welcher über
eine Kolbenstange 60 mit einem Scharnier oder Gelenk 61 auf der Oberseite einer
Platte 55 verbunden ist. Der Kolben 59 wird gewöhnlich mittels einer Feder 62 nach
innen gedrückt, wie es am besten aus F i g. 9 ersichtlich ist, jedoch wird diese
Bewegung durch hydraulisches Arbeitsmittel gesteuert, das in dem geschlossenen Ende
63 des Zylinders hinter dem Kolben 59 enthalten ist.
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Wenn die Platten 55 sich in der in den F i g. 2 und 3 wiedergegebenen
Stellung befinden, hat die Eintrittsöffnung 64 des Diffusors ihre maximale Größe,
und er ist in dieser Stellung für einen Betrieb mit einer Fluggeschwindigkeit Null
am besten geeignet. Wenn der Flugkörper danach an Geschwindigkeit gewinnt, nimmt
die Geschwindigkeit der durch die Öffnung 64 hindurch eintretenden Luft ebenfalls
zu. Deshalb kann die Größe der Öffnung 64 verringert werden, wobei dennoch mehr
Luft zutritt als bei einer Geschwindigkeit Null des Flugkörpers. Außerdem wird,
wenn die Luft durch den jetzt divergierenden Diffusor hindurchtritt, der Druck der
Luft vergrößert, so daß mehr Luft unter höherem Druck eintritt und somit die potentielle
Energie der Luft vergrößert ist. Um die gewünschte Verringerung der Eintrittsöffnung
64 zu erhalten, ist es lediglich erforderlich, den hydraulischen Druck in dem Raum
63 zu verringern oder Ablassen eines Teils der Flüssigkeit aus diesem Raum zuzulassen.
Es ist somit ersichtlich, daß die Größe der Eintrittsöffnung 64 derart geregelt
werden kann, daß für irgendeine Unterschallgeschwindigkeit des Flugkörpers optimale
Bedingungen erhalten werden können.
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Es ist notwendig, daß die Schubvergrößerungsvorrichtung D sich im
Verhältnis mit dem Raketenmotor 1 bewegt, wenn dieser sich mit Bezug auf den Flugkörper
verschwenkt. Wenn der Raketenmotor 1
sich beispielsweise in einer deratigen
Richtung verschwenkt oder bewegt, daß sein Austritt 22 und die Schubvergrößerungsvorrichtung
D sich gemäß F i g. 2 nach links bewegen, bewegt sich die Stelle 61 an dem Diffusor
nach oben und die Stelle 65 nach unten. Eine solche Bewegung erfordert, daß die
Verstelleinrichtungen 58, 60 sich physikalisch bzw. körperlich entweder nach oben
oder nach unten bewegen. Demgemäß ist jede Verstelleinrichtung 58, 60 in einem Schlitz
114 in der Hülle 9 angeordnet, wie es aus F i g. 8 ersichtlich ist,
wobei jeder Schlitz 114 zur Achse des Flugkörpers parallel verläuft. Auf diese Weise
stellen die Verstelleinrichtungen 58, 60
keine Behinderung bei dem richtigen
Schwenken des Raketenmotors 1 und der Schubvergrößerungsvorrichtung D dar. Die Schlitze
114 erstrecken sich bis zum stromabwärtigen Ende der Hülle 9, so daß nach Abwerfen
der Schubvergrößerungsvorrichtung D die Verstelleinrichtungen 58, 60 aus ihrem betreffenden
Schlitz 114 herausgleiten und mit der Schubvergrößerungsvorrichtung D abfallen können.
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Gemäß dieser Ausführung ändert sich die Öffnung 64 auf einer Seite
des Flugkörpers mit Bezug auf die Größe der Öffnung auf der anderen Seite des Flugkörpers
nicht, da die Verstelleinrichtung 58 dauernd eine richtige Umfangsform aufrechterhält.
Dies ist dadurch möglich, weil die Größe der Öffnung 64 lediglich eine Funktion
der Spannung der Feder 62 und des Drucks der hydraulischen Flüssigkeit ist, die
unabhängig von der Schwenkbewegung geändert werden können.
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Gemäß dem Diagramm der F i g. 11 liefert ein Kreisel entsprechend
seiner relativen Stellung mit Bezug auf die Flugkörperachse fortlaufend ein Signal
an einen Rechner, welcher diese Stellungen an Hand von in seinem Gedächtniskreis
gespeicherten Instruktionen überprüft. Der Rechner enthält weiterhin eine Instruktion
für die Brennstoffeinspritzung, beispielsweise für den Beginn und die Beendigung
des Brennstoffflusses. Aus F i g. 11 ist weiterhin ersichtlich, daß der in den Explosionsbolzen
24 befindliche Sprengstoff 105 durch ein Signal von dem Rechner zur
Explosion gebracht wird, und zwar typisch zu einem Zeitpunkt kurz nach dem Schließen
des Elektromagnetventils 51, um einen weiteren Brennstofffluß in die Sammelleitung
50 zu verhindern. Wenn irgendein von dem Kreisel empfangenes Signal nicht
mit den Instruktionen übereinstimmt, bestimmt der Rechner einen Korrekturvorgang
und sendet entsprechende Signale zu dem hydraulischen Behälter und zu den Betätigungseinrichtungen
zum Regeln der Stellung des Raketenmotors 1 mit Bezug auf die Mittellinie des Flugkörpers.
Zweckentsprechende Folgesteuerungen informieren den Rechner über den Kreisel von
der neuen Stellung. Der Rechner hat weitere Aufgaben, beispielsweise das Regeln
des Mischungsverhältnisses des zu dem Raketenmotor 1
gelangenden Betriebsstoffs,
was jedoch nicht näher beschrieben werden soll.