DE1426416B2

DE1426416B2 - Feststoffraketentriebwerk mit zwei treibstoffen verschiedener brenngeschwindigkeit

Info

Publication number: DE1426416B2
Application number: DE19641426416
Authority: DE
Inventors: Pierre Chatenay Malabry Seine Larue (Frankreich)
Original assignee: Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA
Current assignee: Office National dEtudes et de Recherches Aerospatiales ONERA
Priority date: 1963-03-05
Filing date: 1964-03-05
Publication date: 1973-05-24
Also published as: GB1040662A; FR1364609A; US3285012A; DE1426416C3; DE1426416A1; SE302872B; CH467936A

Description

Die Erfindung betrifft ein Feststoffraketentriebwerk, dessen Gehäuse am vorderen und hinteren Brennkammerende die Form gleich großer Halbkugeln aufweist, mit zwei Treibstoffen verschiedener Abbrenngeschwindigkeit.

Um zu erreichen, daß sich beim Brennvorgang an der Innenwand des Triebwerkes keine Reste von Treibstoff bilden, die das vollständige Ausbrennen hinauszögern, und um die Schubcharakteristik über der Zeit beeinflussen zu können, hat der Treibstoff bei einem bekannten Triebwerk der eingangs genannten Art in der Mitte einen axialen Hohlraum von sternförmigem Querschnitt um den herum sich mehrere prismenförmige Teile von Feststoff von verschiedener Brenngeschwindigkeit gruppieren. Die halbkugelförmigen Hohlräume an den Brennkammerenden sind nicht oder jedenfalls nicht vollständig mit Treibstoff gefüllt.

ο Als Nachteil wird es bei diesem bekannten Triebwerk angesehen, daß die geometrische Konfiguration der Verwendung findenden Treibstoffe mit unterschiedlichen Abbrenngeschwindigkeiten doch relativ kompliziert ist, um die schon im bekannten Fall gesehene Aufgabe zu lösen.

Es liegt daher die Aufgabe vor, das eingangs umrissene Feststoffraketentriebwerk so auszubilden, daß unter Verwendung einfacher und überschaubarer Treibstofformen ein gleichmäßiger, von Treibstoffresten in der Brennkammer, insbesondere in der Endphase der Verbrennung, freier Abbrand gewährleistet ist, wobei auch Wert gelegt werden soll auf die Möglichkeit der einfachen Änderung der Schub-Zeit-Charakteristik bei gutem Füllungsvermögen des Triebwerks.

Die Lösung dieser Aufgabe besteht erfindungsgemäß darin, daß die Treibstoffe als Stirnbrenner im wesentlichen das ganze Volumen der Brennkammer einnehmen, derart, daß innerhalb der halbkugelförmig ausgebildeten Brennkammerenden der Treibstoff mit der größeren Abbrenngeschwindigkeit in Form eines spitzen Kugelsektors mit auf der Längsachse des Triebwerks liegendem Scheitelpunkt angeordnet ist, wobei die Spitzen der Kugelsektoren aufeinandergerichtet sind, und daß der Scheitelwinkel des vom schneller abbrennenden Treibstoff gebildeten Kugelsektors und das Verhältnis der Abbrenngeschwindigkeit des die größere und des die kleinere Abbrenngeschwindigkeit aufweisenden Treib-Stoffs durch die Gleichung k = l/cos A verknüpft sind.

Hierbei stellt k das genannte Verhältnis und A den halben Scheitelwinkel dar.

In Ausgestaltung der Erfindung läßt sich auch mit der gleichen einfachen geometrischen Form des Feststoffs der Schub während des Brennvorgangs praktisch konstant halten, wenn der Wert cos A etwa ²/s ist. Das Verhältnis der Brenngeschwindigkeit beträgt dann entsprechend 1,5.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist das Triebwerksgehäuse kugelförmig ausgebildet, ebenso wie es vorteilhaft ist, daß zwischen dem der Schubdüse des Triebwerks benachbarten Abschnitt der Brennkammerwand und der gekrümmten, zur Zün-

55. dung freien Oberfläche des die größere Abbrenngeschwindigkeit aufweisenden Treibstoffs ein freier Zwischenraum ist. Es ist dann zweckmäßig, zwischen der Innenwand des Triebwerksgehäuses und den Treibstoffen, ausgenommen die Zündfläche, eine Hemmschicht anzuordnen, deren Dicke vom stromaufwärtigen zum stromabwärtigen Ende der Brennkammer hin zunimmt. Schließlich kann den aus dem schneller brennenden Treibstoff gebildeten Kugelsektoren je eine Schubdüse zugeordnet sein, die tangential entgegengesetzt ausgerichtet sind.

Vorzugsweise Ausführungsbeispicle der Erfindung werden im folgenden mit Bezug auf die Zeichnungen beschrieben; es zeigt

Fig. 1 einen Schnitt durch ein Feststoffraketentriebwerk nach einer ersten Ausführungsform,

Fig. la eine Abänderung einer Besonderheit nach Fig. 1,

F i g. 2 eine andere Ausführungsform des erfindungsgemäßen Raketentriebwerks und

F i g. 3 die Anordnung von Schubdüsen mit Bezug auf die Treibstoffe.

Das Feststoffraketentriebwerk liegt in Form eines Rotationskörpers vor, der an einem Ende eine freie Oberfläche besitzt, von der eine Frontalverbrennung, die sich im wesentlichen in Richtung der Drehachse als Längsachse Y-Y des Triebwerks bzw. des Treibmittelblockes nach dem anderen Ende des Blockes fortpflanzen kann, ausgehen kann.

Das Gehäuse 3 des Triebwerks weist am vorderen und hinteren Brennkammerende die Form gleich großer Halbkugeln auf.

Der Treibstoffblock besteht aus zwei Treibstoffen 1 und 2, die verschiedene Abbrenngeschwindigkeiten aufweisen und in inniger Berührung miteinander stehen. Die Treibstoffe 1, 2 nehmen als Stirnbrenner im wesentlichen das ganze Volumen der Brennkammer ein, und zwar derart, daß innerhalb der halbkugelförmig ausgebildeten Brennkammerenden der Treibstoff 1 mit der größeren Abbrenngeschwindigkeit in Form eines spitzen Kugelsektors mit auf der Längsachse Y-Y des Triebwerks liegen- · dem Scheitelpunkt 0 angeordnet ist, wobei die Spitzen der Kugelsektoren aufeinandergerichtet sind.

Somit besteht die Oberfläche des schnell, verbrennenden Treibstoffs 1 an jedem Brennkammerende einerseits aus der Mantelfläche eines Konus-C, dessen Achse mit der Längsachse Y-Y des Triebwerks zusammenfällt, und andererseits aus der Kugelkappe P, entsprechend dem Konus C.

Der Treibstoff 2 aus langsam verbrennendem Pulver nimmt den Rest des Brennkammervolumens ein.

Das Verhältnis k der Abbrenngeschwindigkeit des die größere und die kleinere Abbrenngeschwindigkeit aufweisenden Treibstoffs 1, 2 und der Scheitelwinkel ZA des Konus C sind durch die Beziehung

k =

cos A

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verknüpft.

Die Zündfläche ist so ausgebildet, daß die Verbrennung der Treibstoffe 1, 2 gleichzeitig beginnen kann.

Ist es wie im allgemeinen erwünscht, wenigstens angenähert einen im wesentlichen konstanten Schub während der Gesamtverbrennungszeit des Blockes zu erhalten, so muß der halbe Scheitelwinkel A als Wertyl₀ so gewählt werden, daß cos A₀ etwa ²Is ist, so daß das Verhältnis k einen Wert von etwa 1,5 besitzt.

Bei der in Fig. 1 gezeigten Ausführungsform ist das Gehäuse des Raketentriebwerks kugelförmig mit E als Äquatorialebene ausgebildet, wobei die Bezugszeichen I und II jeweils eine Halbkugel bezeichnen.

Das Gehäuse 3 besteht z. B. aus Metall oder verstärktem Material und weist eine Schubdüse 4 auf, deren Längsachse die Achse Y-Y ist und die im Bereich ihres engsten Querschnitts, also an der Einschnürung 4 α, aus einem Material mit geringer Erosionsgeschwindigkeit besteht.

Eine kleine Kehlung konstanter Tiefe d ist über die gesamte Fläche der der Schubdüse zugekehrten Kugelkappe P aus schnell verbrennendem Treibstoff vorgesehen, so daß die Zündfläche nicht nur aus dieser Kappe P besteht, sondern auch aus einer Kreisringfläche Z am langsam verbrennenden Treibstoff 2, die entlang der Umfangskante dieser Kappe P verläuft (Fig. 1).

Es ist vorteilhaft, die Kontaktoberfläche der Treibstoffe gegenüber dem Gehäuse 3 mit einer Hemmschicht 5 zu versehen. Zweckmäßig wird die Dicke dieser Auskleidung hinten größer gemacht als vorne, so daß das Gehäuse 3 zum kugeligen Brennstoffblock leicht exzentrisch ist.

Die Exzentrizität des Gehäuses 3 erlaubt eine Verminderung der Tiefe d der Hohlkehle. Wie dann in Fig. la dargestellt ist, reicht die Hemmschicht bis zum Rand der aus dem schnell verbrennenden Treibstoff bestehenden Kugelkappe P, so daß die Tiefe d verschwindet.

F i g. 1 zeigt strichpunktiert aufeinanderfolgende Teile der Verbrennungsoberfläche in einem bestimmten Augenblick.

Diese Oberfläche besteht in der Halbkugel I aus einer Kugelkappe P₁ am schnell verbrennenden Treibstoff 1 und einer annähernd flachen kreisringförmigen Scheibe ^₁ am langsam verbrennenden Treibstoff 2.

Zwischen den Halbkugeln I und II ist die Verbrennungsoberfläche annähernd eine gerade Ebene d₀.

In der Halbkugel II besteht die Verbrennungsoberfläche aus einer kugeligen Kappe p.₂ am schnell verbrennenden Treibstoff 1 und einer annähernd flachen kreisringförmigen Scheibe d, am langsam verbrennenden Treibstoff 2.

Für den besonderen Fall, daß der Winkel A gleich einem Wert A₀ entsprechend cos A₀ gleich '²Iz und daher k gleich 1,5 ist, erhält man annähernd konstanten Schub über der Brennzeit. Es hat sich gezeigt, daß diese Neutralität nur innerhalb eines Bereiches von +1,7 bis — 2°/o streut.

Falls erforderlich, kann wenigstens bei einem Teil der Verbrennung auf konstanten Schub verzichtet und der Winkel A in dem einen und/oder dem anderen halbkugelförmigen Block entsprechend gewählt werden, so daß man einen Schub erhält, der nach einem vorgegegebenen Gesetzt variiert. Ist der Winkel A kleiner als der genannte Wert A₀, so steigt das Schubänderungsgesetzt über der Zeit, andernfalls nimmt es ab, d. h. wenn der Winkel A größer als der Wert A₀ ist.

Falls man bei einem vorgegebenen Gesamtgewicht an Treibstoffen einen sehr guten Wert für das Verhältnis des Gewichtes des Raketentriebwerks ohne Treibstoff zum Gewicht dieses Triebwerks mit Treibmittel braucht, kann man auf die Ausführungsform der Fig. 2 zurückgreifen. Derzufolge sind die Halbkugeln I und II unter Zwischenschaltung eines zylindrischen Elements III verbunden, das vorteilhaft aus einem langsam verbrennenden Treibstoff besteht, und eins ist mit den langsam verbrennenden Treibstoffen 2 in den Halbkugeln.

Gemäß F i g. 3 liegen zwei identische Halbkugeln längs ihrer Äquatorialebene aneinander. Das Gehäuse 3 des Triebwerks ist mit zwei entgegengesetzt abgebogenen Schubdüsen 4 ausgestattet, die tangential und um 180° zueinander versetzt zur Erzeugung des gewünschten Drehmoments angeordnet sind.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Feststoffraketentriebwerk, dessen Gehäuse am vorderen und hinteren Brennkammerende die Form gleich großer Halbkugeln aufweist, mit zwei Treibstoffen verschiedener Abbrenngeschwindigkeit, dadurch gekennzeichnet, daß die Treibstoffe (1, 2) als Stirnbrenner im wesentlichen das ganze Volumen der Brennkammer einnehmen, derart, daß innerhalb der halbkugelförmig ausgebildeten Brennkammerenden der Treibstoff (1) mit der größeren Abbrenngeschwindigkeit in Form eines spitzen Kugelsektors mit auf der Längsachse (Y-Y) des Triebwerks liegendem Scheitelpunkt (0) angeordnet ist, wobei die Spitzen der Kugelsektoren aufeinandergerichtet sind, und daß der Scheitelwinkel (2A) des vom schneller abrennenden Treibstoff (1) gebildeten Kugelsektors und das Verhältnis (k) der Abbrenngeschwindigkeit des die größere und des die kleinere Abbrenngeschwindigkeit aufweisenden Treibstoffs durch die Gleichung k = l/cos A verknüpft sind.

2. Feststoffraketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß cos A etwa ²Js ist.

3. Feststoffraketentriebwerk nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Triebwerksgehäuse (3) kugelförmig ist.

4. Feststoffraketentriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen dem der Schubdüse (4) des Triebwerks benachbarten Abschnitt der Brennkammerwand und der gekrümmten, zur Zündung freien Oberfläche des die größere Abbrenngeschwindigkeit aufweisenden Treibstoffs (1) ein freier Zwischenraum ist.

5. Feststoffraketentriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen der Innenwand des Triebwerksgehäuses (3) und den Treibstoffen (1, 2), ausgenommen die Zündfläche, eine Hemmschicht (5) angeordnet ist, deren Dicke vom stromaufwärtigen zum stromabwärtigen Ende der Brennkammer hin zunimmt.

6. Feststoffraketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß den aus dem schneller brennenden Treibstoff (1) gebildeten Kugelsektoren je eine Schubdüse (4) zugeordnet ist, die tangential entgegengesetzt ausgerichtet sind.