DE1526803C3

DE1526803C3 - Solid rocket engine of the forehead burner type, particularly for throwing depth charges

Info

Publication number: DE1526803C3
Application number: DE19661526803
Authority: DE
Inventors: Heinz 3074 Steyerberg; Cramm Rudolf 3070 Nienburg; Fibranz Joachim 3073 Liebenau Dilchert
Original assignee: Dynamit Nobel AG
Current assignee: Dynamit Nobel AG
Priority date: 1966-07-22
Filing date: 1966-07-22
Publication date: 1976-04-08

Description

Die Erfindung betrifft ein Feststoff-Raketentriebwerk vom Stirnbrenner-Typ, insbesondere zum Werfen von Wasserbomben, mit mehreren koaxial angeordneten, auf eine gemeinsame Schubdüse oder Schubdüsengruppe arbeitenden und mit jeweils eine vollständige/ selbständig auslösbare Zündeinrichtung umfassenden Brennkammern mit Treibladungen gleicher oder verschiedener Leistung.The invention relates to a solid rocket engine of the forehead burner type, particularly for throwing of depth charges, with several coaxially arranged, on a common thrust nozzle or thrust nozzle group working and each comprising a complete / independently triggerable ignition device Combustion chambers with propellant charges of the same or different power.

Bei Raketen mit einstückiger Feststoff-Treibladung vorgegebener Leistung läßt sich die tatsächliche Flugweite gegenüber der bei Einhaltung des günstigsten Raketenabgangswinkels erzielbaren maximalen Reichweite bekanntlich dadurch verringern, daß vom günstigsten Raketenabgangswinkel nach unten oder auch nach oben abgewichen wird. Ein Abweichen nach unten hat aber zur Folge, daß mit zunehmend flacher werdender Flugbahn auch der Auftreffwinkel flacher, d. h. kleiner wird. In bestimmten Fällen, beispielsweise beim Einsatz der Raketen bzw. Raketentriebwerke zum Werfen von Wasserbomben, wo ein Bombenauftreffwinkel einzuhalten ist, der ein Gleiten der Bombe an der Wasseroberfläche sowie auch ein schräges Abrutschen der Bombe im Wasser mit Sicherheit ausschließt, kann dies aber nicht hingenommen werden. Beim Abweichen nach oben ist dieser Nachteil zwar vermieden, da der Auftreffwinkel hierbei im wesentlichen immer der gleiche bleibt und verhältnismäßig groß ist, jedoch erhält man bei sehr großen Abgangswinkeln für nahegelegene Ziele sehr steile Flugparabeln mit relativ hochliegenden Flugbahnscheitelpunkten. Durch starken Wind und anderweitige flugbahnbeeinflussende Ursachen kann es hierbei zu Flugabweichungen, in extremen Fällen sogar zur Gefährdung des Abschußortes und dessen näherer Umgebung kommen.In the case of rockets with a one-piece solid propellant charge of a given power, the actual flight range can be determined compared to the maximum range achievable if the most favorable missile exit angle is observed known to reduce the fact that from the most favorable missile exit angle downwards or also is deviated upwards. A downward deviation, however, has the consequence that it becomes increasingly flatter Trajectory also the angle of incidence flatter, d. H. gets smaller. In certain cases, for example with Use of rockets or rocket engines for throwing depth charges at an angle of impact must be observed, the sliding of the bomb on the water surface as well as an oblique slide the bomb in the water with certainty excludes, but this cannot be accepted. When deviating upwards, this disadvantage is avoided, since the angle of incidence is essentially always here remains the same and is relatively large, but with very large exit angles one obtains for nearby ones Aim very steep parabolas with relatively high flight path apexes. By strong Wind and other causes influencing the flight path can lead to flight deviations, in extreme cases Cases even endanger the launch site and its immediate vicinity.

Sowohl zu flache Auftreffwinkel als auch zu große Flugbahnscheitelhöhen samt der damit verbundenen Nachteile lassen sich bekannterweise dadurch vermeiden, daß bei allen vorkommenden Zielentfernungen ein etwa gleich großer im wesentlichen mit dem günstigsten Abgangswinkel übereinstimmender Abgangswinkel eingehalten wird, in Anpassung an die verschiedenen Zielentfernungen jedoch Treibladungen unterschiedlicher Leistung verwendet werden. Die Verwendung einstückiger Gesamttreibladungen hätte allerdings zur Voraussetzung, daß entweder eine große Anzahl verschiedenster Raketen bzw. RaktentriebwerkeBoth too flat angles of impact as well as too large trajectory apex heights and the associated ones As is known, disadvantages can be avoided by using a approximately the same size substantially coinciding with the most favorable departure angle departure angle is complied with, but different propellant charges are used in adaptation to the different target distances Power to be used. The use of one-piece total propellant charges would, however as a prerequisite that either a large number of different rockets or rocket engines

ίο bereitgehalten wird, was naturgemäß aufwendig und teuer wäre, oder aber daß je nach der gerade vorkommenden Zielentfernung das Raketentriebwerk an Ort und Stelle mit einer Treibladung der erforderlichen Leistung laboriert wird, was jedoch der allgemeinen Forderung, daß binnen weniger Sekunden nach Zielortung die Feuerbereitschaft hergestellt sein soll, entgegensteht. ίο is kept ready what is naturally time-consuming and would be expensive, or that depending on the target range occurring at the moment, the rocket engine in place and place with a propellant charge of the required power, but that of the general The requirement that readiness for fire should be established within a few seconds after target location is opposed.

Diese Nachteile sind zwar bei einem bekannten Feststoff-Raketentriebwerk vermieden, das aus einer Kombination von mehreren einzelnen Triebwerken besteht, wobei um ein zentral angeordnetes Grundtriebwerk eine geradzahlige Anzahl von beispielsweise acht Zusatztriebwerken angeordnet ist und je nach Bedarf dann nur das Grundtriebwerk oder zusätzlich noch eine gerade Anzahl von paarweise einander genau gegenüberliegenden Zusatztriebwerken, also beispielsweise zwei, vier, sechs oder auch alle acht Zusatztriebwerke, gezündet werden. Nachteilig bei dieser Anordnung ist aber einerseits der schlechte Füllungsfaktor, d. h. die schlechte Ausnutzung des zur Verfügung stehenden Raumes, und andererseits die Gefahr einer undefinier- _ ten Flugrichtung der Rakete im Falle eines Zündversagers oder einer Zündverzögerung an einem der Zusatztriebwerke. These disadvantages are true of a known solid rocket engine avoided that consists of a combination of several individual engines, with an even number of, for example, eight auxiliary engines around a centrally arranged basic engine is arranged and, depending on requirements, then only the basic engine or an additional one even number of pairs of exactly opposite auxiliary engines, so for example two, four, six or even all eight auxiliary engines can be ignited. This arrangement is disadvantageous but on the one hand the bad filling factor, i. H. the poor use of what is available Space, and on the other hand the risk of an undefined flight direction of the rocket in the event of an ignition failure or an ignition delay on one of the auxiliary engines.

Aus der US-PS 29 56 401 ist ferner ein Feststoff-Ra-From US-PS 29 56 401 is also a solid Ra-

^r ketentriebwerk vom Innenbrenner-Typ bekannt, dessen Schub veränderbar ist. Es weist mehrere koaxial hintereinander angeordnete, mit je einer Treibladung und einer vollständigen, selbständig auslösbaren Zündeinrichtung versehene Brennkammern auf, die auf eine gemeinsame Schubdüse arbeiten. Alle Treibladungen werden von einem zentralen Hohlraum triebwerksaxial durchsetzt und sind auf ihrer inneren Mantelfläche, d. h. dem Mantelumfang des Hohlraums, gegen Abbrand isoliert. Nachteilig ist hierbei jedoch, daß der Anzündvorgang der Treibladungen im Hinblick auf diese Abbrandisolierung der inneren Mantelflächen, welche die anfänglichen Brennflächen des Innenbrenners bilden, behindert wird, und daß es besonderer Maßnahmen bedarf, diese zeitlichen Verzögerungen und die dadurch bedingten Unregelmäßigkeiten möglichst gering zu halten. ^r chain engine of the internal burner type known whose thrust is variable. It has several combustion chambers arranged coaxially one behind the other, each provided with a propellant charge and a complete, independently triggerable ignition device, which work on a common thrust nozzle. All propellant charges are penetrated by a central cavity axially with the engine and are insulated against burn-off on their inner circumferential surface, ie the circumference of the circumference of the cavity. The disadvantage here, however, is that the ignition process of the propellant charges is hindered with regard to this burn-off insulation of the inner circumferential surfaces, which form the initial combustion surfaces of the inner burner, and that special measures are required to keep these time delays and the resulting irregularities as low as possible.

Weiterhin ist aus der DT-AS 11 54 978 ein Treibsatz für Feststoffraketen bekannt, dessen einzelne Treibladüngen voneinander flammendicht isoliert sind, indem beispielsweise die öffnungen der hintereinander angeordneten einzelnen Brennkammern mit gegen den Verbrennungsdruck lindernden Verschlußstopfen versehen sind, die nach Zündung der stromaufwärts gelegenen Teilladung unter deren Treibgasdruck aus ihrem Sitz herausgedrückt und stromab durch die Schubdüse abgeführt werden. Die Teilladungen können dabei jedoch nur nacheinander angezündet werden, so daß in nachteiliger Weise ein möglichst hoher Startschub nicht zu verwirklichen ist.Furthermore, from the DT-AS 11 54 978 a propellant charge known for solid rockets, the individual propellant charges are insulated from each other in a flame-proof manner by for example, the openings of the individual combustion chambers arranged one behind the other with against the Combustion pressure relieving plugs are provided after ignition of the upstream Partial charge pushed out of its seat under their propellant gas pressure and downstream through the thrust nozzle be discharged. The partial charges can only be lit one after the other, so that in disadvantageously, the highest possible starting thrust cannot be achieved.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die vorgenannten Nachteile zu vermeiden. Hierzu ist erfindungsgemäß ein Feststoff-Raketentriebwerk der ein-The invention is based on the object of avoiding the aforementioned disadvantages. This is according to the invention a solid rocket engine of the

gangs genannten Art vorgesehen, das durch die Kombination der folgenden Merkmale gekennzeichnet ist:The type mentioned above is provided, which is characterized by the combination of the following features:

a) In an sich bekannter Weise sind die Zündelemente der Zündeinrichtungen in einem alle Treibladungen triebwerksaxial durchsetzenden, mit der Schubdüse bzw. der Schubdüsengruppe verbundenen und auf seinem Mantelumfang gegen Abbrand isolierten zentralen Hohlraum angeordnet;a) In a manner known per se, the ignition elements of the ignition devices are all propellant charges in one Thruster axially penetrating, connected to the thrust nozzle or the thrust nozzle group and arranged on its circumference of the jacket against burn-off insulated central cavity;

b) mit Ausnahme des stromaufwärtigsten Zündelements umfaßt jede Zündeinrichtung einen im zentralen und dabei in stromabwärtiger Richtung sich erweiternden Hohlraum angeordneten, diesen in an sich bekannter Weise nach Art eines Rückschlagventils stromauf dicht verschließenden und stromab austreibbaren Stopfen.b) with the exception of the most upstream ignition element, each ignition device comprises one in the central one and arranged in the downstream direction expanding cavity, this in in a manner known per se in the manner of a check valve upstream tightly closing and downstream push-out plug.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist im folgenden an Hand der Zeichnung näher beschrieben. Es zeigtAn embodiment of the invention is described in more detail below with reference to the drawing. It indicates

F i g. 1 das Triebwerk in einem Axialschnitt und
F i g. 2 dazu einen Querschnitt längs der Linie A-A j der F i g. 1.F i g. 1 the engine in an axial section and
F i g. 2 shows a cross section along the line AA j of FIG. 1.

! Das hier aus vier koaxial angeordneten und stirnsei-, tig miteinander verbundenen und mit den Treibladun- : gen 8 versehenen Brennkammern 1 bis 4 gebildete vierstufige Feststoff-Raketentriebwerk weist am hinteren Ende der Brennkammer 1 die gemeinsame zentrale Schubdüse 5 auf, wogegen die Brennkammern 2 bis 4 nach hinten nur mit den zentralen Gasdurchtrittsöffnungen 6 versehen sind, von denen diejenige der Brennkammer 2 in eine an der vorderen Stirnfläche der j Brennkammer 1 ausgebildete weitere Gasdurchtrittsöffnung übergeht. Die Gasdurchtrittsöffnungen 6 sind mittels der näpfchenförmig ausgebildeten und mit den Zündelementen 11 versehenen, sich mit einem ringförr _.-migen Bund nach vorn gegen rohrförmige Auskleidungen der Gasdurchtrittsöffnungen unverschieblich abstützenden, jedoch nach hinten ausstoßbaren und die Funktion von Rückschlagventilen erfüllenden Stopfen 7 dicht verschlossen. Ein weiteres Zündelement 11 ist in der vorderen Stirnfläche der Brennkammer 4 angeordnet. Die als gegeneinander brennende Stirnbrenner ausgebildeten Treibladungen 8 sind außer an den vorgesehenen Brennflächen 9 mittels der Isolierungen 10 gegen Abbrand geschützt.! This consists of four coaxially arranged and frontal, Four-stage combustion chambers 1 to 4 which are connected to one another and are provided with the propellant charges 8 Solid rocket engine has at the rear end of the combustion chamber 1 the common central Thrust nozzle 5, whereas the combustion chambers 2 to 4 to the rear only with the central gas passage openings 6 are provided, of which that of the combustion chamber 2 in one on the front face of the j combustion chamber 1 formed further gas passage opening merges. The gas passage openings 6 are by means of the cup-shaped and provided with the ignition elements 11, with a ringförr _.- migen Collar forward against tubular linings of the gas passage openings immovably supporting, but plugs 7 which can be ejected to the rear and fulfill the function of non-return valves tightly closed. Another ignition element 11 is arranged in the front end face of the combustion chamber 4. The propellant charges 8, which are designed as front burners burning against one another, are except for those provided Burning surfaces 9 protected against burn-off by means of the insulation 10.

Alle Gasdurchtrittsöffnungen bilden somit einen zur Schubdüse 5 hinführenden zentralen Hohlraum.
Somit gestattet das Triebwerk bei gleichbleibendem Abschußwinkel die Erzielung vier verschiedener Reichweiten, je nachdem ob nur die Treibladung der die Stufe eins darstellenden Brennkammer 1 oder die Treibladungen der die Stufe zwei darstellenden Brennkammern 1 und 2 usw. abgebrannt werden. Dabei hat man es durch mäßiges Vergrößern des Abschußwinkels und damit ohne die Gefahr, zu hohen Flugbahnscheitelpunkten sowie zu ungünstigen Auftreffwinkeln zu gelangen, selbstverständlich ist der Hand, die Reichweite des Raketentriebwerks zu beeinflussen.All gas passage openings thus form a central cavity leading to the exhaust nozzle 5.
The engine thus allows four different ranges to be achieved with the same firing angle, depending on whether only the propellant charge of combustion chamber 1 representing stage one or the propellant charges of combustion chambers 1 and 2, representing stage two, etc. are burned. By increasing the launch angle moderately and thus without the risk of reaching high trajectory apexes and unfavorable angles of impact, it goes without saying that the range of the rocket engine can be influenced.

Zum Anfeuern der gewünschten Stufe braucht jeweils nur das dieser Stufe zugeordnete Zündelement 11 gezündet zu werden, also zum Anfeuern der aus der Brennkammer 1 gebildeten ersten Stufe das am Übergang von der Brennkammer 1 zur Brennkammer 2, zum Anfeuern etwa der aus der Brennkammer 1 bis 3 gebildeten dritten Stufe das am Übergang von der Brennkammer 4 angeordnete Zündelement 11. Durch den das Zündelement enthaltenden und bei Zündung als Rückschlagventil wirkenden Stopfen wird sowohl der Durchtritt des Zündstrahls als auch der Durchtritt der durch den Abbrand der betreffenden Treibladung sich entwickelnden Treibgase in die davorliegenden Brennkammern verhindert. Während beim Anfeuern der ersten Stufe dementsprechend sämtliche Stopfen an Ort und Stelle verbleiben, werden beim Anfeuern der zweiten, dritten oder vierten Stufe durch die sich entwickelnden Treibgase alle mit Bezug auf das gezündete Zündelement stromabwärtigen Stopfen aus ihren Sitzen herausgestoßen. Dabei zünden die Treibgase die stromabwärtigen Zündbeiladungen noch innerhalb der Brennkammern, so daß schließlich sämtliche Treibladungen der betreffenden Stufe in Brand gesetzt werden und die Treibgase dann gemeinsam durch die Schubdüse 5 ausströmen.To fire up the desired stage, only the ignition element 11 assigned to this stage is required to be ignited, so to fire the first stage formed from the combustion chamber 1 at the transition from the combustion chamber 1 to the combustion chamber 2, for firing about the one from the combustion chamber 1 to 3 formed third stage arranged at the transition from the combustion chamber 4 ignition element 11. By the plug containing the ignition element and acting as a check valve when ignited is both the passage of the pilot jet as well as the passage of the propellant charge in question as a result of the burnup Prevents developing propellant gases in the combustion chambers in front. While cheering Accordingly, in the first stage, all plugs remain in place when firing the second, third or fourth stage by the developing propellant gases all with respect to the ignited Detonator downstream plugs pushed out of their seats. The propellant gases ignite the downstream ignition charges still within the combustion chambers, so that finally all propellant charges the stage in question are set on fire and the propellant gases then together through the nozzle 5 emanate.

Um das Ausstoßen der ausgebrannten Stopfen 7 nicht zu behindern, sind gemäß F i g. 1 die Treibladungen 8 von der Brennkammer 4 nach der Brennkammer 1 zu mit jeweils größerem lichten Querschnitt ausgebildet, d. h. der zentrale Hohlraum ist zur Schubdüse 5 hin erweitert ausgeführt.In order not to hinder the ejection of the burnt-out stoppers 7, according to FIG. 1 the propellant charges 8 from the combustion chamber 4 to the combustion chamber 1 to each have a larger clear cross-section, d. H. the central cavity is designed to be widened towards the thrust nozzle 5.

Das Auslösen der Zündung kann auf vielerlei Art vorgenommen werden, beispielsweise von einer nicht gezeigten elektrischen Stromquelle aus über ebenfalls nicht gezeigte, etwa zwischen den Stirnwänden der Brennkammern hindurchgeführte Zuleitungen.The triggering of the ignition can be done in a number of ways, such as one not Electric power source shown from via also not shown, for example between the end walls of the Supply lines passed through combustion chambers.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen1 sheet of drawings

Claims

Claim:

Solid rocket engine of the forehead burner type, especially for throwing depth charges, with several coaxially arranged, working on a common thrust nozzle or thrust nozzle group and each comprising a complete, independently triggerable ignition device Combustion chambers with propellant charges of the same or different power, marked by combining the following features:

a) In a manner known per se, the ignition elements (11) of the ignition devices are all in one Propellant charges (1, 2, 3, 4) penetrating the engine axis with the thrust nozzle (5) or the Thrust nozzle group connected and insulated on its circumference against burn-up central cavity arranged;

b) with the exception of the upstream ignition element (11), each ignition device comprises one arranged in the central cavity widening in the downstream direction, this in a manner known per se in the manner of a non-return valve, which closes tightly upstream and can be driven out downstream Stopper (7).