DE1626095C

DE1626095C - Solid rocket engine with an auxiliary gas to stabilize the combustion

Info

Publication number: DE1626095C
Authority: DE
Inventors: Joshua Hathersage Derby; Trubridge George Fred Parkhurst Droitwich Spa Worcester; Swithenbank (Großbritannien)
Original assignee: Imperial Metal Industries Kynoch Ltd
Current assignee: Imperial Metal Industries Kynoch Ltd
Publication date: 1971-11-04

Description

Die Erfindung betrifft ein Feststoffraketentriebwerk mit einem Hilfsgas zur Stabilisierung der Verbrennung, welches Hilfsgas zusammen mit dem in der Brennkammer verbrannten Treibmittel der Schuberzeugung dient.The invention relates to a solid rocket engine with an auxiliary gas to stabilize the combustion, which auxiliary gas together with the propellant burned in the combustion chamber of the Thrust generation is used.

Zu diesem Zweck sind bei einem bekannten Feststofftriebwerk dem Treibmittel Zusatzstoffe wie Kohle, Aluminium und Aluminiumoxyd zugesetzt worden, welche Stoffe bei der Verbrennung stabilisierend einwirken.For this purpose, in a known solid propulsion unit Additives such as coal, aluminum and aluminum oxide have been added to the propellant, which substances stabilize the combustion act.

Unregelmäßigkeiten in der Abbrenngeschwindigkeit von festen Raketentreibmitteln, wie sie auch beim bekannten Triebwerk nicht auszuschließen sind, verursachen Änderungen des Betriebsdrucks der Raketen. Diese Änderungen machen gewöhnlich ± 5% vom vorgesehenen Betriebsdruck aus. Jedoch können unter extremen Bedingungen sogar Drücke auftreten, die weit höher liegen als der vorgesehene Betriebsdruck.Irregularities in the burn rate of solid rocket propellants, like them can not be ruled out in the known engine, cause changes in the operating pressure of the Missiles. These changes are usually ± 5% of the intended operating pressure. However Under extreme conditions, pressures can even occur that are far higher than the intended one Operating pressure.

Die genannten Unregelmäßigkeiten im Abbrandverhalten haben im allgemeinen zwei Formen der Oszillation zufolge, nämlich eine longitudinale und eine kreisförmige Oszillation, welche beide von Wirbeln begleitet sind. Die Ausbildung eines Wirbels hat bei Feststoffraketentriebwerken oftmals wegen des damit verbundenen unregelmäßigen Abbrands des Treibmittels den Bruch des Raketengehäuses zur Folge. Weiterhin kann die Ausbildung eines solchen Wirbels die Richtungsstabilität der Rakete nachteilig beeinflussen. Schließlich können die mit den Oszillationen verbundeneriVibrationen Einrichtungen stören, die am Kopfende der Rakete angeordnet sind.The abovementioned irregularities in the combustion behavior generally have two forms According to oscillation, namely a longitudinal and a circular oscillation, both of which are vortices are accompanied. The formation of a vortex in solid rocket engines is often due to the The associated irregular burn-off of the propellant led to the breakage of the rocket casing Consequence. Furthermore, the formation of such a vortex can adversely affect the directional stability of the missile influence. Finally, the vibrations associated with the oscillations can disturb equipment which are arranged at the head end of the rocket.

Es sind bereits Resonanzstäbe zur Stabilisierung der Verbrennung bekannt, aber ein Nachteil dieser Maßnahme wird darin gesehen, daß die Resonanzstäbe das Gewicht des Raketentriebwerks erhöhen. Als weiterer Nachteil bei Raketenantrieben mit festen Treibmitteln muß angesehen werden, daß die Resonanzstäbe bei der Stabilisierung der Verbrennung in dem Maße weniger wirksam werden, als der zentrale Gaskanal durch das Treibmittel während der Verbrennung größer wird. Jedoch bezieht sich die Erfindung nicht auf Raketentriebwerke mit Resonanzstäben zur Stabilisierung der Verbrennung. Resonance bars for stabilizing the combustion are already known, but they have a disadvantage Measure is seen in the fact that the resonance rods increase the weight of the rocket engine. Another disadvantage of rocket drives with solid propellants must be seen that the resonance rods to the extent that it is less effective than the central in stabilizing the combustion Gas channel through the propellant becomes larger during combustion. However, the invention relates not on rocket engines with resonance rods to stabilize the combustion.

Aufgabe der Erfindung ist es, bei dem eingangs genannten Feststoffraketentriebwerk Maßnahmen zu treffen, durch welche unter Verwendung eines Hilfsgases die Verhältnisse in Bezug auf die Stabilität der Verbrennung, also zur Vermeidung der geschilderten Nachteile, verbessert werden. ,The object of the invention is to provide measures for the solid rocket engine mentioned at the beginning meet, through which, using an auxiliary gas, the conditions with regard to the stability of the Combustion, so to avoid the disadvantages outlined, are improved. ,

Zur Lösung dieser Aufgabe gelangt das Hilfsgas durch eine gerade Anzahl von Paaren von Einströmöffnungen in die Brennkammer, wobei die Einströmöffnungen in gleichem Abstand voneinander in ein und derselben Radialebene der Brennkammer unmittelbar an deren stromaufwärtigem Ende auf einem Kreis angeordnet sind, dessen Mittelpunkt auf der Längsachse der Brennkammer liegt; hierbei sind die beiden Einströmöffnungen eines jeden Paares voneinander weg gerichtet, wobei die Einströmrichtung des HiI fsgases in die Brennkammer durch die Tangente an dem genannten Kreis bestimmt ist.To solve this problem, the auxiliary gas passes through an even number of pairs of inflow openings into the combustion chamber, the inflow openings being equidistant from one another in one and the same radial plane of the combustion chamber immediately at its upstream end on a circle are arranged, the center of which lies on the longitudinal axis of the combustion chamber; here are the two Inflow openings of each pair directed away from each other, with the inflow direction of the HiI fsgases into the combustion chamber is determined by the tangent to said circle.

Durch diese Maßnahmen wird eine dem unregelmäßigen Abbrennen entgegengerichtete Wirkung hervorgerufen. Vermutlich wird dies dadurch erreicht, daß die Hilfsgasströme die Stabilität der stehenden Tangcntialwelle der Druck- und Geschwindigkeitsoszillationen in der Brennkammer in bezug auf die laufende Tangentialwelle vergrößern, d. h., die stehende Welle vergrößert sich auf Kosten der laufenden Welle. Als Folge davon wird die unerwünschte Wirbelbildung und das hiervon herrührende unregelmäßige Abbrennen, das mit der laufenden Welle verknüpft ist, beträchtlich herabgesetzt.These measures produce an effect that counteracts the irregular burning. Presumably this is achieved by the fact that the auxiliary gas flows the stability of the standing Tangcntialwelle the pressure and speed oscillations in the combustion chamber with respect to the increase the running tangential wave, d. that is, the standing wave increases at the expense of the current one Wave. As a result, the undesirable vortex formation and the resulting irregularity become The burn associated with the running wave is significantly reduced.

Vorzugsweise sind die Einströmöffnungen nahe der inneren Umfangswand der Brennkammer angeordnet, z. B. zwei oder vier Paare von Einströmöffnungen, es kann aber auch eine größere, jedoch gerade Anzahl von Paaren verwendet werden. Die Anordnung bei einer Ausführungsform mit zwei Paaren von Einströmöffnungen ist derart, daß vier Hilfsgasströme gebildet werden und aufeinanderfolgende Hilfsgasströme sich in entgegengesetzter Richtung entlang des entsprechenden Teilumfangs der Brennkammer bewegen. Die Anzahl der Umkehrungen von Hilfsgasströmen ist bei Anordnungen, bei denen mehr als zwei Einströmöffnungspaare verwendet werden, natürlich größer. Das Ergebnis ist, daß eine Vielzahl von Wirbelbewegungen des durch die Einströmöffnungen eingeführten Hilfsgases stromaufwärts der Brennkammer erzeugt werden.The inflow openings are preferably arranged near the inner circumferential wall of the combustion chamber, z. B. two or four pairs of inflow openings, but it can also have a larger, but even number used by couples. The arrangement in an embodiment with two pairs of inflow openings is such that four auxiliary gas flows are formed and successive auxiliary gas flows move in the opposite direction along the corresponding partial circumference of the combustion chamber. The number of reversals of auxiliary gas flows is for arrangements in which more than two pairs of inflow openings are used, of course larger. The result is that a multitude of eddy movements of the auxiliary gas introduced through the inflow openings upstream of the Combustion chamber are generated.

Der Mengenanteil des Hilfsgasstromes liegt vorzugsweise innerhalb eines Betrages von 1 bis 5°/o, z. B. 2 bis 4⁰Zo, bezogen auf den Gesamtgasfluß aus dem Raketentriebwerk.The proportion of the auxiliary gas stream is preferably within an amount of 1 to 5%, e.g. B. 2 to 4 ⁰ Zo, based on the total gas flow from the rocket engine.

Die Hilfsgasströme können aus verschiedenen Quellen kommen. Diese können vom Treibmittel vollständig getrennt sein. Bei einer ersten Ausführungsform werden die Gaseinströmöffnungen an der Raketenkopfplatte befestigt und mit Gas, das aus der in einem eigenen Generator vorgenommenen Verbrennung eines Hilfsgastreibmittels stammt, gespeist, welches Hilfsgastreibmittel an der dem Raketentreibmittel gegenüberliegenden Seite der Kopfplatte angeordnet ist. Bei einer anderen Ausführungsform bildet ein Gasvorrat von Stickstoff oder Sauerstoff das Hilfsgas. Ein Vorteil der Ausführungsform unter Verwendung gesonderter Gasquellen besteht darin, daß der Gasausstoß aus diesen Quellen das Verbrennungsgas ergänzt, das nämlich durch die Verbrennung des in diesem Fall als Haupttreibmittel anzusehenden eigentlichen Raketentreibstoffs erzeugt wird. Bei einer dritten Ausführungsform dient ein Teil der aus dem Raketentreibmittel erzeugten Verbrennungsgase als Hilfsgas. The auxiliary gas flows can come from various sources. These can be from the propellant be completely separated. In a first embodiment, the gas inflow openings on the Missile head plate attached and with gas that comes from the combustion made in its own generator an auxiliary gas propellant originates, fed which auxiliary gas propellant to the rocket propellant opposite side of the head plate is arranged. In another embodiment a gas supply of nitrogen or oxygen forms the auxiliary gas. An advantage of the embodiment below Using separate gas sources consists in the gas exhaust from these sources being the combustion gas supplemented, namely through the combustion of what is to be regarded as the main propellant in this case actual rocket fuel is produced. In a third embodiment, part of the Combustion gases generated from the rocket propellant as an auxiliary gas.

In zweckmäßiger Weise werden die Hilfsgasströme erst nach Zündung des Treibmittels wirksam, da die Einführung von Hilfsgas vor der Zündung die Funktion des Zünders stören könnte. Es ist also zweckmäßig, den das Hilfsgas liefernden Generator unmittelbar nach Zündung des Treibmittels in Betrieb zu setzen, um eine maximale Stabilisierungswirkung in bezug auf die Verbrennung zu erzielen.Appropriately, the auxiliary gas flows are only effective after ignition of the propellant, since the Introduction of auxiliary gas before ignition could disrupt the function of the igniter. So it is useful the generator supplying the auxiliary gas is in operation immediately after ignition of the propellant should be set in order to achieve a maximum stabilization effect with regard to the combustion.

Eine bevorzugte Ausführungsform der erfindungsgemäßen Feststoffrakete bzw. ein Versuchsraketentriebwerk zur Verdeutlichung der Wirkungsweise der Hilfsgasströme bei der Feststoffrakete werden an Hand der Zeichnungen näher erläutert. Es zeigtA preferred embodiment of the solid rocket according to the invention or an experimental rocket engine to clarify the mode of operation of the auxiliary gas flows in the solid fuel rocket are at Hand of the drawings explained in more detail. It shows

F i g. 1 schematisch ein Versuchsraketentriebwerk, das mit einer gesonderten Gasquelle für Hilfsgasströme ausgerüstet ist,F i g. 1 schematically a test rocket engine, which with a separate gas source for auxiliary gas flows is equipped

F i g. 2 einen schematischen Querschnitt durch die Hilfsgasdüsen des Triebwerks gemäß Fig. 1,F i g. 2 shows a schematic cross section through the auxiliary gas nozzles of the engine according to FIG. 1,

Fig. 3 einen Längsschnitt durch ein Feststoff raketentriebwerk mit Einrichtungen zur Stabilisierung der Verbrennung durch Hilfsgas,3 shows a longitudinal section through a solid rocket engine with facilities for stabilization combustion by auxiliary gas,

Fig. 4 einen Querschnitt entlang der Linie IV-IV in Fig. 3,4 shows a cross section along the line IV-IV in Fig. 3,

Fig. 5 bis 8 Druck-Zeitdiagramme zur Verdeutlichung der mit dem Hilfsgas zu erzielenden, die Verbrennung stabilisierenden Wirkung.5 to 8 pressure-time diagrams to illustrate the combustion to be achieved with the auxiliary gas stabilizing effect.

F i g. 1 zeigt schematisch ein Versuchsraketentriebwerk 10, das mit zwei Paaren von Gaseinströmöffnungen ausgerüstet ist, die an einem T-förmigen Aufbau als Düsen 11 ausgebildet sind, durch deren öffnungen 16 das Hilfsgas in die Brennkammer einströmt. An jedem Ende des horizontalen Teils des T-förmigen Aufbaus ist eine solche Düse angeordnet. Ein Stickstoffzylinder 12 ist mit den Düsen 11 über Leitungen 13 und 14 und einem Solenoidventil 15 verbunden. Der Stickstoffdruck wird während des Betriebs der Rakete auf 140 at gehalten. Der als Hilfsgas dienende Stickstoff macht mengenmäßig 4 ⁰Zo der gesamten Strömung aus dem Raketentriebwerk 10 aus. F i g. 2 zeigt mit Hilfe von Pfeillinien den Weg an, welchen die Hilfsgasströme nach dem Austritt aus den Düsen 11 nehmen.F i g. 1 schematically shows an experimental rocket engine 10 which is equipped with two pairs of gas inflow openings which are designed as nozzles 11 on a T-shaped structure, through the openings 16 of which the auxiliary gas flows into the combustion chamber. Such a nozzle is arranged at each end of the horizontal part of the T-shaped structure. A nitrogen cylinder 12 is connected to the nozzles 11 via lines 13 and 14 and a solenoid valve 15. The nitrogen pressure is maintained at 140 atm during operation of the rocket. The nitrogen serving as an auxiliary gas makes up 4 ⁰ zo of the total flow from the rocket engine 10 in terms of quantity. F i g. With the aid of arrow lines, FIG. 2 shows the path which the auxiliary gas streams take after exiting the nozzles 11.

h Zwar stellt die an Hand der Fig. 1 und 2 beschrie-" bene Ausführungsform ein Versuchsraketentriebwerk dar, aber es ist selbstverständlich, daß bei einer für den Flugeinsatz bestimmten Rakete eine Stickstoffquelle und die damit verbundenen Zuführrohre und das Ventil innerhalb des Bereichs des Kopfendes der Rakete angeordnet sein können. An Stelle von Stickstoff kann auch Sauerstoff als Hilfsgas verwendet werden. h It is true that the reference to FIGS. 1 and 2 "bene embodiment described illustrates an experimental rocket engine, but it is to be understood that in a particular for the flight use rocket a nitrogen source and the associated supply pipes and the valve within the range of the head end of the Rocket can be arranged. Instead of nitrogen, oxygen can also be used as an auxiliary gas.

Eine weitere Ausführungsform, die in F i g. 3 und 4 dargestellt ist, besitzt eine Brennkammer 17 mit einer Austrittsdüse 18. Die Brennkammer 17 enthält ein festes Treibmittel 19 als Innenbrenner mit einem zentralen Kanal 20. Eine Kopfplatte 21 ist mit einer gasdichten Passung am stromaufwärtigen Ende der Brennkammer 17 befestigt. Ein Kopfgehäuse 22, das ein Treibmittel 23 für die Hilfsgaserzeugung enthält, ist an der Kopfplatte 21 ebenfalls in gasdichter Passung angebracht. Ein Schwarzpulverzünder 24 für die Zündung des Treibmittels 19 ist an der diesem Treibmittel 19 gegenüberliegenden Seite der Kopfplatte 21 angebracht. An der anderen Seite der Kopfplatte 21 ist für die Zündung des gaserzeugenden Hilfstreibmittels 23 ein Zünder 25, zweckmäßig ebenfalls aus Schwarzpulver, angebracht. Andere Zündvorrichtungen, wie z. B. pyrogene oder hypergolische, sind gleich gut verwendbar. Jede von zwei Öffnungen 26 in der Kopfplatte 21 steht mit zwei Einströmöffnungen 28 in Verbindung, die am T-förmigen Aufbau 27 angeordnet sind, so daß die Hilfsgasströme durch die öffnungen 28 an jedem Ende des horizontalen T-Teils in die Brennkammer 17 einströmen können. Zum Betrieb wird das im vorliegenden Fall als Haupttreibmittel anzusehende Treibmittel 19 und das der Hilfsgaserzeugung dienende Treibmittel 23 mit Hilfe der genannten Zünder 24 und 25 gezündet. Das Hilfsgas tritt unter Druck aus dem Kopfgehäuse 22 durch die Öffnungen 26 und durch jede der Einströmöffnungen 28 in die Brennkammer 17 in einem Bereich stromaufwärts des Haupttreibmittels 19 ein, wo es eine Vielzahl von Wirbeln erzeugt und jeglicher Neigung zu einem unregelmäßigen Abbrennen des Haupttreibmittels entgegenwirkt. Der gesamte Hilfsgasfluß durch die öffnungen 28 beträgt ungefähr 4^η,Ό des Gesamtgasfhisses durch die Austrittsdüse 18.Another embodiment shown in FIG. 3 and 4 has a combustion chamber 17 with an outlet nozzle 18. The combustion chamber 17 contains a solid propellant 19 as an internal burner with a central channel 20. A head plate 21 is attached to the upstream end of the combustion chamber 17 with a gas-tight fit. A head housing 22, which contains a propellant 23 for the auxiliary gas generation, is also attached to the head plate 21 in a gas-tight fit. A black powder igniter 24 for igniting the propellant 19 is attached to the side of the head plate 21 opposite this propellant 19. On the other side of the head plate 21, an igniter 25, expediently also made of black powder, is attached to ignite the gas-generating auxiliary propellant 23. Other ignition devices, such as B. pyrogenic or hypergolic, can be used equally well. Each of two openings 26 in the top plate 21 is connected to two inflow openings 28 which are arranged on the T-shaped structure 27 so that the auxiliary gas flows can flow into the combustion chamber 17 through the openings 28 at each end of the horizontal T-part. For operation, the propellant 19, which is to be regarded as the main propellant in the present case, and the propellant 23 serving to generate auxiliary gas are ignited with the aid of the detonators 24 and 25 mentioned. The auxiliary gas enters the combustion chamber 17 under pressure from the head housing 22 through the openings 26 and through each of the inflow openings 28 in an area upstream of the main propellant 19, where it generates a large number of eddies and counteracts any tendency towards an irregular burning of the main propellant. The total flow of auxiliary gas through the openings 28 is approximately 4 ^η , Ό of the total gas flow through the outlet nozzle 18.

Die F i g. 5 bis 8 zeigen Druck-Zeitdiagramme, bei denen für ein Versuchsraketentriebwerk mit einem Durchmesser von 15,2 cm der Betriebsdruck in Einheiten von 0,07 at auf der Ordinate und die Zeit in Sekunden auf der Abszisse aufgetragen sind. Dieses Triebwerk weist zwei am stromaufwärtigen Ende der Brennkammer angeordnete Paare von Hilfsgasdüsen auf. Nach Bedarf wurde Stickstoff aus den Hilfsgasdüsen in die Brennkammer eingeleitet, der mengenmäßig ungefähr 4% der gesamten, die Rakete verlassenden Gasmenge ausmacht. Der in der Brennkammer herrschende Betriebsdruck ist als durchgezogene Linie und der Stickstoffdruck als gestrichelte Linie aufgetragen; eine strichpunktierte Linie ist dann verwendet, wenn die durchgezogene Linie und die gestrichelte Linie zusammenfallen.The F i g. 5 to 8 show pressure-time diagrams in which for a test rocket engine with a Diameter of 15.2 cm the operating pressure in units of 0.07 at on the ordinate and the time in Seconds are plotted on the abscissa. This engine has two at the upstream end of the Combustion chamber arranged pairs of auxiliary gas nozzles. As needed, nitrogen was released from the auxiliary gas nozzles introduced into the combustion chamber, which was about 4% of the total amount leaving the rocket Amount of gas. The operating pressure prevailing in the combustion chamber is shown as a solid line Line and the nitrogen pressure plotted as a dashed line; a dot-dash line is then used when the solid line and the dashed line coincide.

Fig. 5 zeigt ein typisches Niederfrequenzdruckdiagramm des Brennkammerdrucks ohne Stickstoffeinführung durch die T-förmigen Hilfsgasdüsen. Durch Film aufgenommene Messungen der radialen Druckverteilung haben gezeigt, daß die starken Druckspitzen der Bildung von einzelnen Wirbeln im Raketentriebwerk zuzuordnen sind. Fig. 6 zeigt die Wirkung des Beginns der Einführung von Stickstoff als Hilfsgas durch die T-förmigen Düsen in die Brennkammer unmittelbar nach der Zündung bei ungefähr 1000 Druckeinheiten (wie oben definiert). Das Niederfrequenzdruckdiagramm zeigt, daß ein unregelmäßiges Abbrennen vollständig verhindert wurde (mit Ausnahme einer kleinen Druckspitze beim Einschalten der Düsen).Fig. 5 shows a typical low frequency pressure diagram of the combustion chamber pressure without nitrogen introduction through the T-shaped auxiliary gas nozzles. Measurements taken by film of the radial Pressure distribution have shown that the strong pressure peaks of the formation of individual eddies in the Rocket engine are assigned. Fig. 6 shows the effect of starting nitrogen introduction as auxiliary gas through the T-shaped nozzles into the combustion chamber immediately after ignition at approximately 1000 pressure units (as defined above). The low frequency pressure diagram shows that an irregular Burning down was completely prevented (with the exception of a small pressure peak when switching on of the nozzles).

Diese Ergebnisse wurden durch viele Versuche be-■ stätigt. Es hat sich als notwendig erwiesen, den Stickstoff nach der Zündung der Hauptantriebsladung einzuschalten, da die Einführung von Stickstoff vor der Zündung den Zünder für das Haupt.treibmittel durch die Düse hinausblasen würde.These results have been proven by many experiments confirms. It has been found necessary to turn on the nitrogen after the ignition of the main propulsion charge, because the introduction of nitrogen before ignition causes the igniter for the main propellant the nozzle would blow out.

Wenn die Stickstoffzufuhr nach der halben Brennzeit unterbrochen wird, dann kehrt die Rakete zu ihrem unregelmäßigen Brennverhalten zurück, wie es durch Fig. 7 gezeigt ist. Ein einziger Wirbel ist für das unregelmäßige Brennen verantwortlich.If the nitrogen supply is interrupted halfway through the burning time, then the rocket will turn their irregular burning behavior, as shown by FIG. 7. A single vortex is for responsible for the irregular burning.

F i g. 8 zeigt die Wirkung einer verzögerten Stickstoffeinführung, die erst zu einem Zeitpunkt erfolgt, in dem sich eine Instabilität bereits eingestellt hat. Es ist ersichtlich, daß das unregelmäßige Abbrennen auf diese Weise nicht so wirksam stabilisiert werden kann. Deshalb ist es zur Erzielung guter Ergebnisse wichtig, die Stickstoffzufuhr einzuschalten, be\or die . Verbrennung instabil wird.F i g. 8 shows the effect of delayed nitrogen introduction, which only takes place at a point in time at which instability has already set in. It can be seen that the irregular burn-up is not stabilized as effectively in this way can. Therefore, in order to get good results, it is important to turn on the nitrogen flow before you begin . Combustion becomes unstable.

Es wurde in anderen Versuchen festgestellt, daß Sauerstoff bei der Stabilisierung der Verbrennung genauso wirksam ist wie Stickstoff.It has been found in other experiments that oxygen helps stabilize combustion is just as effective as nitrogen.

Claims

Patent claims:

J. Solid rocket engine with an auxiliary gas to stabilize the combustion, which auxiliary gas serves to generate thrust together with the propellant burned in the combustion chamber, characterized in that the auxiliary gas is replaced by an even number of pairs of Inflow openings (28) enters the combustion chamber, the inflow openings (28) in equal distance from one another in one and the same radial plane of the combustion chamber immediately are arranged at the upstream end on a circle, the center of which is on the The longitudinal axis of the combustion chamber lies, and that the two inner flow openings (28) of each pair

are directed away from each other, the inflow direction loading of the auxiliary gas into the combustion chamber through the tangent to said circle. is true.

2. Rocket engine according to claim 1, characterized in that the inflow openings (28) are arranged near the inner peripheral wall of the combustion chamber.

3. Rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the auxiliary gas is generated in its own generator (22, 23).

4. Rocket engine according to claim 1 or 2, characterized in that the auxiliary gas is nitrogen or is oxygen.

5. rocket engine according to claim 1 or 2,

characterized in that a part of the combustion gases generated from the propellant as Serves auxiliary gas.

6. Rocket engine according to one of the preceding claims, characterized in that that two or four pairs of inflow openings (28) are present.

7. rocket engine according to claim 6, characterized in that the quantitative proportion of the Auxiliary gas to the total amount of gas leaving the engine is 1 to 5%.

8. rocket engine according to claim 3, characterized in that the generator (22,23) is put into operation immediately after ignition of the propellant.

1 sheet of drawings