DE1751889C3 - Innenbrenner Feststoffrakete - Google Patents
Innenbrenner FeststoffraketeInfo
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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
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
- F02K9/10—Shape or structure of solid propellant charges
- F02K9/12—Shape or structure of solid propellant charges made of two or more portions burning at different rates or having different characteristics
Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine Innenbrenner-Feststoffrakete mit einer Treibstoff ladung aus umeinander
angeordneten Treibsätzen in einem kugel- oder ellipso'Jdförmigen Raketenkörper, wobei der innerste
Treibsatz innen durch die Zündfläche begrenzt ist, die über die Schubdüse mit der Umgebung verbunden ist,
und wobei die Trennfläche zwischen ihm und dem angrenzenden Treibsatz eine Kugel- oder Ellipsoidfläche
ist, deren Mittelpunkt auf der Raketenlängsachse liegt, und wobei die Brenngeschwindigkeiten von
Treibsatz zu Treibsatz nach außen hin abnehmen.
Eine solche Rakete ist bekannt. Die bekannte Rakete weist zwei umeinander angeordnete Treibsätze
auf und stellt eine der Ausführungsarten einer Rakete bestimmter Gnindbauart dar. Diese Grundbauart soll
im Vergleich zu noch älteren bekannten Raketenbauarien besser den Erfordernissen hinsichtlich der
Brennweise ότβ Treibstoffes und des Veränderungsgesetzes des Schubes angepaßt werden, wobei ein
konstanter Schub mit einer nicht so sehr umständlichen Form der Treibstoffladung erzielt werden soll
und die Treibstoffe günstiger abbrennen.sollen. Die Grundbauart besteht darin, daß die Rakete eine
Treibstoffladung mit wenigstens zwei Treibsätzen verschiedener Brenngeschwindigkeit in einem sphäroidförmigen
Raketenkörper aufweist, wobei die Zündfläche so verläuft, daß sie wenigstens einen
Punkt oder eine Linie gemeinsam mit der Trennfläche zwischen den beiden Treibsätzen hat, und wobei die
Trennfläche bezüglich der Zündfläche so verläuft, daß sich die Verbrennungsfronten der beiden Treibsätze
wenigstens am Ende der Verbrennung an der Trennfläche treffen. Bei der genannten Ausführungsart dieser
Rakete ist die Zündfläche in der Mitte stark und eckig eingeschnürt. Zur Lösung der obengenannten
Aufgabe ist bei anderen Ausführungsarten mit einer aus nur zwei Treibsätzen bestehenden, innen durch
die Zündfläche begrenzten Treibstoffladung die Trennfläche keine Kugel- oder Ellipsoidfläche und/
1S oder der eine Treibsatz nicht um den anderen herum
angeordnet. Ähnliches gilt für die aus derselben Quelle für den Stand der Technik hervorgehende einzige
Ausführuiigsart mit insgesamt drei Treibsätzen. Bei der eingangs genannten bekannten Rakete wird
die Ausbildung der Treibstoffladung nicht als so einfach
angesehen, wenn man sowohl einen möglichst flachen Schubverlauf als auch ein in allen Punkten der
äußeren Begrenzungsfläche der Treibstoffladung etwa
gleichzeitiges Ankommen der Verbrennungsfronten
2S der Treibsätze erzielen wollte. Denn die Zündfläche
und die Trennfläche müssen durch genaue Berechnung aufeinander abgestimmt verlaufen, und es weisen
zumindest die Zündfläche und der innerste Treibsatz, zusätzlich oft die Trennfläche, noch relativ
komplizierte Formen auf. Solche Formen, z.B. mit spitzen Ecken und/oder Einschnürungen, sind schwer
herstellbar und kostspielig und anfällig gegen Erschütterungen und Vibrationen und fördern erosiven
Abbrand.
Durch das genannte etwa gleichzeitige Ankommen der Verbrennungsfronten wird schon im bekannten
Fall eine einseitige Brenngasbeaufschlagung und somit sich einstellende örtliche Überhitzung von Wandteilen
des Raketenkörpers vermieden, wodurch z.B.
eine Anwendung von besonders hitzebeständigen Isolierwe.kstoffen
auf ein Mindestmaß beschränkt werden kann.
Es ist ferner eine kugelförmige Feststoffrakete bekannt, deren ebenfalls kugelartige Treibstoff ladung
nur aus einem einzigen Treibsatz besteht und innen durch eine einfach geformte, nämlich als konzentrische
Halbkugel in der vorderen Hälfte der Ladung beginnende und anschließend nach hinten zur Schubdüse
hin axial verlaufende, zylindrische Zündfläche be-
grenzt ist. Die Rakete ist insoweit recht einfach ausgebildet, und eine Trennfläche ist hier nicht zu berechnen.
Es sollen aber sowohl eine im wesentlichen konstante Brennfläche und ein im wesentlichen konstanter
Schub als auch ein plötzlicher Brennschluß erzielt werden. Daher ist eine etwa das stremabwärtige
Viertel der Ladung begrenzende, vor der Schubdüse mit der Innenzündfläche in Verbindung stehende
Außenzündfläche vorgesehen, wodurch während des Abbrennens der in der vorderen Halbkugel befindli-
δο ehe Teil der Gesamtbrennfläche größer und der in der
hinteren Halbkugel befindliche kleiner wird. Durch die Außenzündfläche ist die Rakete wieder kompliziert,
zumal die Innenbewandung des kugelförmigen Raketenkörpers mit besonders hitzebeständigen Isolierwerkstoffen
ausgekleidet werden muß, ganz besonders stark in der stromabwältigen Hälfte der Kugel.
Es ist außerdem eine Rückstoßtreibladung für den
Abschuß eines flügelstabilisierten Raketengeschosses aus einem mit Bodenverschluß versehenen Rohr bekannt,
wobei der Abbrand der Ladung nicht wesentlich langer dauert als die Laufzeit des Geschosses
durch das Rohr. Hierbei ist es bekannt, zwecks noch besseren Freihaltens des Abichußvorgangs vom Auftreten
der hohen Druckspitze die Abbrandgeschwindigkeit der Ladung progressiv zu gestalten, und zwar
dadurch, daß der Ladungskörper durch drei hohlzylindrische,
umeinander angeordnete Treibsätze aus Pulvern verschiedener Explosionswärme gebildet ist.
Abgesehen davon, daß es sich hier um einen zweidimensionalen Brennablauf handelt, besteht der mittlere
Hohlzylinder aus hochkalorigem Pulver und wird die progressive Verbrennung dadurch erreicht, daß
dir äußere Hohlzylinder von außen nach innen und
der innere von innen nach außen gleichmäßig und erst zum Schluß der mittlere Hohlzyl^nder abbrennt.
Es ist ferner eine Innenbrenner-Feststoffrakete mit einer Treibstoffladung aus mindestens zwei koaxialen
umeinander angeordneten Treibsätzen in einem länglichen Raketenkörper bekannt. Der jeweils äußere
Treibsatz hat eine kleinere Brenngeschwindigkeit als der innere. Die den innersten Treibsatz innen begrenzende
Zündfläche und die Trennfläche zwischen jedem Treibsatz und dem ihm benachbarten Treibsatz
haben im Querschnitt Sechszackstern form, wobei die beiden Sterne in Umfangsrichtung um 30" gedreht
angeordnet sind. Eine andere Ausführungsform weist im Querschnitt einen ovalen Zünoraum und keine
siernenförmigen Treibstoffkonfigurationen mehr auf. Es sollen jeder gewünschte Verlauf des Druckes über
der Zeit, z. B. ein im wesentlichen konstanter Druckverlauf, und ein in allen Punkten der äußeren Begrenzungsfläche
der Treibstoffladung etwa gleichzeitiges Ankommen der Brennfront erzielt 'verden. Bei
den beiden letztgenannten Raketen brennen zeitweilig Treibsätze mit unterschiedlichen Brenngeschwindigkeiten
gleichzeitig ab. Jedoch handelt es sich um keine kugel- bzw. ellipsoidförmigen Raketen, d. h., es
handelt sich hier jeweils um einen zweidimensionalen Brennablauf.
12s liegt die Aufgabe vor, bei der eingangs genannten Innenbrenner-Feststoffrakete einen Abbrand der
Treibsätze zu erzielen, der so verläuft, daß die Brennfront die äußere Begrenzungsfläche des äußersten
Treibsatzes an der Innenwandung des Raketenkörpers in allen Punkten etwa gleichzeitig erreicht, wobei
der Schub über der Zeit einen möglichst flachen, geringe Schwankungen nach Anzahl und Amplitude
aufweisenden Verlauf haben soll. Hierbei soll Wert gelegt werden auf möglichst einfache Formen der
Treibsätze.
Zur Lösung dieser Aufgabe wird erfindungsgemäß vorgeschlagen, daß insgesamt mindestens drei Treibsätze
vorgesehen sind, die alle alc Trennfläche zwischen sich entweder Kugel- oder Ellipsoidflächen mit
der Raketenlängsachse als Drehsymmetrieachse aufweisen,
daß im Falle von Kugelflächen als Trennflächen und kugelförmiger Zündfläche die Trennflächen
abwechselnd exzentrisch zur Zündfläche angeordnet sind und daß im Falle von Ellipsoidflächen als Trennflächen
und kugel- bzw. ellipsoidförmiger Zündfläche die Trennflächen entweder einen gemeinsamen Mittelpunkt
haben, wobei die großen Achsen der Ellipsoide auwechselnd senkrecht aufeinanderstehen, oder
die Trennflächen abwechselnd exzentrisch zur Zündfläche angeordnet sind, wobei die großen Achsen der
Ellipsoide mit der Raketenlängsachse zusammenfallen.
Es werden somit bei der zur Rede stehenden Innenbrenner-Feststoffrakete
das zeitweilig gleichzeitige Abbrennen von Treibsätzen mit unterschiedlichen Brenngeschwindigkeiten und der genannte gewünschte
Verlauf des Abbrennens mit sehr einfachen Formen der Trennflächen und sehr einfacher Anordnung
dieser Flächen zueinander und somit sehr einfaeher Form jedes der Treibsätze der Ladung erzielt.
Die Treibsätze sind auf Grund ihrer kugelförmigen oder elliptischen Form einfach herstellbar und gewährleisten
eine nur geringe Anfälligkeit gegen Erschütterungen und Vibrationen im Betrieb.
1S In zweckmäßiger Ausgestaltung der Erfindung
weisen bei exzentrischer Anordnung der Trennflächen diese ungleiche Exzentrizitäten auf.
In der Zeichnung sind in Fig. 1 bis 4 vier Ausführungsbeispiele der Rakete gemäß der Erfindung jeweils
in einem die Raketenlängsachse enthaltenden Schnitt dargestellt.
Die Rakete gemäß Fig. 1 weis! eine Treibstoffladung
aus drei umeinander angeordneten Treibsätzen 1, 2 und 3 auf. Der innerste Treibsatz 1 ist innen
a5 durch die Zündfläche Z begrenzt. Die Zündfläche Z,
Trennflächen S1 und S2 zwischen den Treibsätzen 1,
2 und 3, diese Treibsätze und die äußere Begrenzungsfläche B der Ladung :ind kugelförmig. Der Mittelpunkt
M der Zündfläche Z und der äußeren Begrenzungsfläche B, der Mittelpunkt .M1 der Trennfläche
S1 und der Mittelpunkt M2 der Trennfläche S2
liegen auf der Raketenlängsachse 4, wobei der Mittelpunkt Ai1 mit der Trennfläche S1 um eine Exzentrizität
E1 nach der einen axialen Seite hin exzentrisch zum Mittelpunkt M liegt, während der Mittelpunkt
Λί, mit der Trennfläche S2 um eine Exzentrizität E2
nach der anderen axialen Seite hin exzentrisch zum Mittelpunkt M liegt. Die Exzentrizität E1 ist kleiner
als die Exzentrizität E2. Die Zündfläche Z ist direkt
mit der Schubdüse 5 verbunden. Bei der Schubdüse 5 handelt es sich um eine im Anschluß an die Zündfläche
Z bis zu einem engsten Querschnitt konvergente und anschließend divergente Schubdüse.
Im folgenden ist der Arbeitsablauf dieser Rakete kurz umrissen. Die Zündfläche Z gewährleistet eine
gleichmäßige Zündung an allen Punkten. Die Brennfront breitet sich dann gemäß der Brenngeschwindigkeit
des Tfeibsatzes 1 aus, und der Abbrand nimmt mit dem Quadrat des Radius der Brennfront zu, bis
so diese den Punkt 6 erreicht hat, dabei nimmt der Schub
zu. Vom Punkt 6 ab beginnt der Treibsatz 2 zu brennen, der eine geringere Brenngeschwindigkeit als der
Treibsatz 1 hat. Die Brennfront schreitet weiter fort, wobei gleichzeitig der Anteil des langsamer brennenden
Treibsatzes 2 immer größer wird und hierdurch der Schub wieder abnimmt, bis er ein Minimum erreicht,
wenn die Brennfront den Punkt 7 erreicht hat. Von da ab ist nur noch der Treibsatz 2 an der Verbrennung
beteiligt, so daß der Schub wieder quadratisch zunimmt, bis die Brennfront den Punkt 9 erreicht
hat. Von hier ab steigt der Schub wieder an, bis er an der äußeren Begrenzungsfläche B den entsprechend
der Auslegung gewählten Wert erreicht. Durch die genannte Anordnung der Mittelpunkte Af1 und
β5 Ai2 und die Durchmesser der Trennflächen S1 und
S2 sowie durch die genannten Exzentrizitäten E1 und
E2 und die in genannter Art abnehmenden Brenngeschwindigkeiten
der Treibsätze 1, 2 und 3 wird eine
gleichmäßige Steuerung der Brennfront ermöglicht, die nach Abbrand der Treibsätze alle Punkte der äußeren
Begrenzungsfläche B etwa gleichzeitig erreicht. Gemäß Fig. 2 sind die Trennflächen S10 und S20
der Treibsätze 10, 20 und 30 EHipsoidflächen, deren große Achsen mit der Raketenlängsachse 4 zusammenfallen.
Die Zündfläche Z' sowie die äußere Begrenzungsfläche B' sind kugelförmig und haben einen
gemeinsamen Mittelpunkt M auf der Raketenlängsachse 4. Die Trennflächen S10 und S20 haben die Mittelpunkte
Ai10 und M20, die ebenfalls auf der Raketenlängsachse
4 liegen. Die Mittelpunkte M10 und M20 sind zum Mitteipunkt M um die Exzentrizitäten
E10 und E20 abwechselnd exzentrisch angeordnet. Der
Betriebsablauf und die Wirkungsweise des Abbrandes der Zündfläche Z' sowie der Treibsätze 10, 20 und
30 ähneln im wesentlichen denjenigen der Rakete gemäß Fig. 1. Auch hier wird erreicht, daß die Brennfront
alle Punkte der äußeren Begrenzungsfläche B etwa gleichzeitig erreicht.
Bei der Rakete gemäß Fig. 3 sind die äußere Begrenzungsfläche
B" und die Zündfläche Z" wiederum kugelförmig. Beide haben einen gemeinsamen Mittelpunkt
M, der wiederum auf der Raketenlängsachse 4 liegt. Die ellipsoidförmigen Tfennflächen Sn und S12
zwischen den Treibsätzen 11,12 und 13 haben ebenfalls diesen Mittelpunkt M. Die großen Achsen der
Ellipsoide stehen abwechselnd senkrecht aufeinander.
Gemäß Fig. 4 sind sowohl die Trennflächen S100
und S200 zwischen den Treibsätzen 100, 200 und 300
als auch die äußere Begrenzungsfläche B" und die Zündfläche Z'" ellipsoidförmig. Alle diese Flächen
»5 weisen einen gemeinsamen Mittelpunkt M auf, der
auf der Raketenlängsachse 4 liegt. Auch hier stehen die großen Achsen der Ellipsoide abwechselnd senkrecht
aufeinander.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
Claims (2)
1. Innenbrenner-Feststoffrakete mit einer Treibstoffladung aus umeinander angeordneten
Treibsätzen in einem kugel- oder ellipsoidförmigen Raketenkörper, wobei der innerste TreibsaCi
innen durch die Zündfläche begrenzt ist, die über die Schubdüse mit der Umgebung verbunden ist,
und wobei die Trennfläche zwischen ihm und dem angrenzenden Treibsatz eine Kugei- oder Ellipsoidfläche
ist, deren Mittelpunkt auf der ■Raketenlängsachse liegt, und wobei die Brenngeschwindigkeiten
von Treibsatz zu Treibsatz nach außen hin abnehmen, dadurch gekennzeichnet, daß insgesamt mindestens drei Treibsätze vorgesehen
sind, die alle als Trennfläche (S1, S2; S10,
$ιο> -^ioo' S200) zwischen sich entweder Kugel- oder
Ellipsoidflächen mit der Raketenlängsachse (4) als Drehsymmetrieachse aufweisen, daß im Falle von
Kugelflächen als Trennflächen (5,, S2) und kugelförmiger
Zündfläche (Z) die Trennflächen abwechselnd exzentrisch zur Zündfläche (Z) angeordnet
sind und daß im Falle von Ellipsoidflächen als Trennflächen (Sluv. S2U) und kugel- bzw. ellipsoidförmiger
Zündfläche (Z', Z", Z'") die Trennflächen (S11, S12; S1011, S2UO) entweder einen gemeinsamen
Mittelpunkt (M) haben, wobei die großen Achsen der Ellipsoide abwechselnd senkrecht
aufeinanderstellen, oder die Trennflächen (S10, S2J abwechselnd exzentrisch zur Zündfläche
(Z') angeordnet sind, wobei die großen Achsen der Ellipsoide mit der Raketenlängsachse (4) zusammenfallen.
2. Feststoffrakete nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß bei exzentrischer Anordnung
der Trennflächen (S1, S2) diese ungleiche Exzentrizitäten
(E1, E2) aufweisen.
Priority Applications (4)
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Legal Events
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