DE1626079A1 - Dual-Festtreibstoff-Raketentriebwerk - Google Patents
Dual-Festtreibstoff-RaketentriebwerkInfo
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
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- F02K9/28—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants having two or more propellant charges with the propulsion gases exhausting through a common nozzle
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- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
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Description
1626Ü79
DYNAMIT KOBEL AKTIENGESELLSCHAFT '
Troisdorf, Bez. Köln .
Dual-Fe s ttre ib s t off-Rake t entri ebwerk
Gelenkte Raketen legt man gewöhnlich so aus, daß ihnen eine
schubstarke Startstufe die erforderliche Fluggeschwindigkeit erteilt und eine anschließende schubschwache Marschstufe ihre
Fluggeschwindigkeit bis zur Erreichung des Zieles aufrecht erhält. Mit Rücksicht auf die Flugeigenschaften und auf einen
möglichst geringen Luftwiderstand wählt man schlanke, möglichst kleine Durchmesser aufweisende Flugkörperformen0
Bei den üblichen Treibsatzausbildungen, beispielsweise Innenbrennern,
Rohrbrennern usw. ist man bei kleinen Triebwerksdurchmessern auf sehr kurze Brennzeiten beschränkt, weshalb man anstrebt, die Dual-Festtreibstoff-RaketentriebweEke als eine Einheit
mit einer gemeinsamen Düse bzw.'Düsengruppe auszubilden,
bei der: die zweite Stufe direkt im Anschluß an den Brennschluß ' ■
der ersten Stufe durch diese gezündet wird, ohne daß die ausgebrannte erste Stufe abgeworfen wird» Dabei werden Schubverhält~
nisse von 10:1 und für die Marschstufe Brennzeiten von 60 see.
und mehr gefordert. Die Schübe der Marschstufe sollen dabei so groß sein, daß sich auch mit verhältnismäßig schweren Flugkörpern
noch alle erforderlichen Flugmanöver in der vorgesehenen
Weise einwandfrei durchführen lassen. " . :
Da die derzeit, bekannten Treibstoffe nur eine äußere Klemmung
von etwa 170 bis 650 zulassen, läßt sich bei der Verwendungeiner gemeinsamen Düse ein Schubverhältnis von 1Ös1 nicht allein j
durch ein Brennflächenverhältnis von 10?1 erzielen« Unter Aus- - ■
schaltung der Grenzwerte wählt man zweokmäßig für die. Startstufe r
die äußere Klemmung Ka= 600 und für &i@ Marschetufe. die äußere '\.
Klemmung Ka=20Qe Somit ergibt-sich ein Br&nnfigohenverhaltniS' ■ ';.
von 3f1e Der noch fehlende Anteil* 10si IMt 'eioh'..duroh Wahl wan
Treibstoffen mit unterschiedlichen BrenngesehwiBdlgkeiten erzielen
und ergibt sich mit 10 : 1 _ ,,, . Λ
"~5 j—^ — DiOj · im
- s
Unter Berücksichtigung der unterschiedliehen Treilbstoffdichten.
und spezifischen Impulse erreicht man ein Verhältnis der spezifischen
Schübe von 3 »33 : 1 gewöhnlieh mit einem Brenngeschwindigkeitsverhältnis
von 3 ϊ 1. Wählt man für die Startstufe beispielsweise eine Brenngeschwindigkeit von 21 sm/sec und für
die Marschstufe eine solche von 7 mm/sec, so ergilbt sieh bei
einer angenommenen Startstufenbrennzeit von 4 see und einer angenommenen
Marschstufenbrennzeit von 60 see ein Gesamtbrennstoffabbrand
von 4 · 21 + 60 · 7 = 504 mme
Zweck der Erfindung ist es, ein Triebwerk zu schaltent das den
vorstehenden !Forderungen gerecht wird» lach dem Vorschlag der
Erfindung ist dieses Ziel mit einem Dual-Festtrellbstoff-Triebwerk
erreicht, das dadurch gekennzeichnet ist, daS der Treib- '
satz aus einer Anzahl von in der Brennkammer in Anständen hintereinander
angeordneten* auf eine gemeinsame Mise "bsw. Düsengruppe
arbeitenden als doppelseitig brennende Bual-Stiimbrenner
mit zwischen zwei Schichten aus Starttreibstoff angeordneter Schicht aus Marschtreibstoff und doppelseitig intezmende- Einfach- {
Stirnbrenner aus Starttreibstoff ausgebildete Seilladungen ge- /
bildet wirdο Durch entsprechende Bemessung und Festlegung der |
Anzahl der Dual·=· und der Einfach-Stirnbrenner sowie auch durch \
■■.'■■■ ι
Wahl der Treibstoffsorten hat man es in verhältnismäßig einfacher
Weise in der Hand, sehr unterschiedlicn.eü lOrderungen
Rechnung zu tragen. · ■ .
In zweckmäßiger weiterer Ausbildung der Erfindung ist vorgesehen,
die Teilladungen als außen- und innenseitig isolierte ringzylindrische
Körper auszubilden« Dazu ist dann auch nock Torgesehen,
jede Teilladung für sich gesondert im BrennkasmergeMuse zu befes-tigen.»
Solche ringzylindrisch ausgebildete Teilladungen las-
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sen sich ".vorteilhaft auf einem diisenseitigen offenen zentralen
Rohr anordnen, dessen Inneres mittels radialer Öffnungen mit
den Stirnflächen der Teilladungen in■'-Verbindung■■-gehalten wird,
so daß über die Öffnungen Wd das Rohr die sich entwickelnden
Treibgase aller Teilladungen zu der gemeinsamen Düse öder !Düsen«
gruppe hin- und aus dieser abströmen können. Dieses Rohr erlaubt dann auch eine einfache Zündung der einzelnen Teilladungen,
indem in einen Teil dieser Öffnungen oder auch in zusätzliche
öffnungen Zündbeiladungen eingesetzt werden, die von einer gemeinsamen,
vorteilhaft am düsengegenseitigen Ende des Rohres an«*- ;i geordneten Zündladung gezündet werden. Besonders günstig ist es,
alle Teilladungen in gleichen Abständen voneinander anzuordnen,
weil sich dadurch in den Säumen zwischen je zwei benachbarten
Teilladungen stets die gleichen-Verhältnisse einstellen* In
diesem Sinne erweist es sich auch als zweckmäßig, alle Dual-Brenner
nach dem einen Molarende zu aufeinanderfolgend und alle
Einfach-Brenner nach dem anderen Rohrende zu aufeinanderfolgend
anzuordnen. Ebenfalls in diesem Sinne wie auch zusätzlich.noch
aus fertigungstechnischen Gründen ist es vorteilhaft, alle Teilladungen mit den gleichen Quersehnittsäbmessungen zu versehen,
und darüber hinaus auch noch die Dual-Brenner und/oder die Einfach-Brenner untereinander genau gleich zu machen. j
Wie an sich bekannt, kann frei den Dual-Brennern auch von der ■'■'-'._
Maßnahme, Gebrauch gemacht werden,, zwecks Erzielung eines all- '■
mählichen bzw. innerhalb eines vorgegebenen Zeitraums sich vollziehenden
Brenriübergangs vom Starttreibstoff auf den Marschtreibstoff die Verbindungsflächen zwischen diesen abweichend von
den Anbrandflächen der Starttreibstoffschiehten auszubilden.
Die Erfindung ist in der Zeichnung in einem Ausführungsbeispiel gezeigt und wird anhand dieses im folgenden noch erläutert.
Es zeigen
109811
Fig. 1 ein Dual-Triebwerk im Axialschnitt und Fig. 2 dazu einen Querschnitt.
In der mit der Düse 8 versehenen Brennkammer 9 sind nach dem vorderen Ende zu die als Treibstoffblöcke mit dem außenliegenden Starttreibstoff 1 und dem innenliegenden Marschtreibstoff
ausgebildeten Dual-Stirnbrenner 12 und nach dem hinteren
Ende zu die nur aus Starttreibstoff 1 hergestellten Einfach-Stirnbrenner 13 angeordnet.
Alle Stirnbrenner sind auf halber Länge mit den Tragringen 3
versehen und über diese mittels der Distanzrohre 4 in ihrer
Lage fixiert. Je zwei benachbarte Brenner sind mit ihren Brennflächen 5 sich gegenüberliegend angeordnet und durch alle Brenner hindurch erstreckt sich das mit den Bohrungen 6 versehene
zentrale Rohr 7« ·
In einem Teil der Bohrungen 6 sind die Zundbeiladungspatronen
angebracht, die von der am vorderen Ende des Rohres 7 angeordneten
zentralen Zündladung 10 gezündet werden.
Nach der Zündung der Stirnflächen 5 der Teilladungen 12 und
strömen die Brenngase in Richtung des Pfeils 14 durch die Bohrungen 6 hindurch in das Gasleitrohr 7 und von diesem zur Düse
liach dem Abbrand des Starttreibstoffs 1 greift der Abbrand bei
den Dual-Brennern zwangsläufig auf den verbliebenen Marschtreibstoff 2 über, wobei infolge der gezeigten großen Dicke der
Marschtreibstoffschicht mit der Marschstufe des Triebwerks eine,
entsprechend lange Brennzeit erreicht wird.
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Claims (11)
1. Dual-Pesttreibstoff-Raketentriebwerk, dadurch "■"gekennzeichnet,
daß der Treibsatz aus einer Anzahl von in der Brennkammer
in Abständen hintereinander.angeordneten, auf eine
gemeinsame Düse "bzw. Düsengruppe arbeitenden als doppelseitig brennende Dual-Stirnbrenner mit zwischen zwei Schichten
aus Starttreibstoff angeordneter Schicht aus Marschtreihstoff
und doppelseitig brennende Einfach-Stirnbrenner aus
Starttreibstoff ausgebildeten Teilladungen gebildet ist, -
2. Dual-Pesttreibstöff-Raketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch
gekennzeichnet, daß die Teilladungen als außen- und innenseitig isolierte ringzylindrisQhe Körper ausgebildet
sind.
3. Dual-Pesttreibstoff-Raketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß jede Teilladung für sich im Brennkammergehäuse
in seiner Lage fixiert ist* -
4·. Dual-Pesttreibstoff-Räketentriebwerk nach einemder/Ansprüche
1 bis 3, daurch gekennzeichnet, daß die Teilladungen auf
einem an seinem düsenseitigen Ende offenen zentralen Rohr
angeordnet sind und die Stirnflächen der Teilladungen über radiale Öffnungen mit dem Rohrinnem in Yerbindung stehen.
5· Dual-Pesttreibstoff-Raketentriebwerk nach Anspruch 4, dadurch
gekennzeichnet, daß die Anfeuerung der Teilladungen mittels
einer im vorderen Ende des Rohres untergebrachten zentralen Zündladung sowie in der Nähe der Stirnflächen der Teilladungen
in radialen öffnungen des Rohres angeordneten 2.ün.dbeiladungen
erfolgt. ==
6· Dual-Pesttreibstoff-Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche
1 "bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Teilladungen in
gleichen Abständen voneinander angeordnet sind.
- 2
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7· Dual-Festtreibstoff-Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche
1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß alle als Dual-Brenner ausgebildeten Teilladungen am anderen Ende
des Triebwerks angeordnet sind.
8. Dual-Festtreibstoff-Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß alle Teil-
. ladungen die gleichen Querschnittsabmessungen aufweisen·
9. Dual-Festtreibstoff-Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche
1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß alle als Dual-Brenner ausgebildeten Teilladungen gleich sind.
10· Dual-Festtreibstoff-Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche
1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß alle als Einfach-Stirnbrenner ausgebildeten Teilladungen gleich sind.
11. Dual-Festtreibstoff-Raketentriebwerk nach einem der Ansprüche
1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Starttreibstoffschichten
der als Dual-Stirribrenner ausgebildeten Teilladungen halb so dick*sind wie die als Einfach-Stirnbrenner
ausgebildeten Teilladungen. .
ORIGINALiNSPECTED ' -
109811/0240
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US3665706A (en) * | 1970-10-22 | 1972-05-30 | Us Navy | Igniter-attenuator device for attenuating combustion instability in rocket motors |
US4655417A (en) * | 1984-09-28 | 1987-04-07 | The Boeing Company | Molded ejection seat having an integrated rocket motor assembly |
USRE49765E1 (en) | 2007-03-22 | 2023-12-26 | Firehawk Aerospace, Inc. | Additive manufactured thermoplastic-nanocomposite aluminum hybrid rocket fuel grain and method of manufacturing same |
USRE49778E1 (en) | 2007-03-22 | 2024-01-02 | Firehawk Aerospace, Inc. | Persistent vortex generating high regression rate solid fuel grain for a hybrid rocket engine |
US20100011742A1 (en) * | 2008-07-17 | 2010-01-21 | Cavalleri Robert J | Rocket Motor Containing Multiple Pellet Cells |
US8667776B2 (en) | 2009-02-23 | 2014-03-11 | Raytheon Company | Pellet-loaded multiple impulse rocket motor |
US8242422B2 (en) * | 2009-02-23 | 2012-08-14 | Raytheon Company | Modular divert and attitude control system |
US20110024165A1 (en) | 2009-07-31 | 2011-02-03 | Raytheon Company | Systems and methods for composite structures with embedded interconnects |
US8826640B2 (en) | 2010-11-12 | 2014-09-09 | Raytheon Company | Flight vehicles including electrically-interconnective support structures and methods for the manufacture thereof |
DE102011103221B4 (de) * | 2011-06-01 | 2015-08-20 | Bayern-Chemie Gesellschaft Für Flugchemische Antriebe Mbh | Vorrichtung zur Schuberzeugung |
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CN112855385B (zh) * | 2021-01-08 | 2022-03-29 | 西安近代化学研究所 | 一种适用于低温点火的装药结构 |
CN113153572A (zh) * | 2021-03-31 | 2021-07-23 | 西北工业大学 | 一种弧形叶片固体火箭发动机药柱结构 |
US11643997B2 (en) * | 2021-09-03 | 2023-05-09 | Raytheon Company | Propulsion system with single initiator for multiple rocket motors |
US11852104B2 (en) | 2021-09-03 | 2023-12-26 | Raytheon Company | Propulsion system with single initiator for multiple rocket motors |
US11846252B2 (en) | 2021-09-03 | 2023-12-19 | Raytheon Company | Propulsion system with initiators for selective activation of multiple rocket motors |
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- 1969-01-15 GB GB2486/69A patent/GB1216823A/en not_active Expired
- 1969-01-15 SE SE00476/69A patent/SE336933B/xx unknown
- 1969-01-16 US US791692*A patent/US3555825A/en not_active Expired - Lifetime
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