DE1915878B2 - Raketenbrennkammer fur ein Raketen geschoß - Google Patents

Description

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also nicht dazu, die Geschwindigkeit des Geschosses nahmen ergeben besonders leichte und kräftige

nach dem Abschuß noch stark zu erhöhen und so Stützrohre.

z. B. die Reichweite zu vergrößern oder den höchsten Weitere Einzelheiten werden an Hand des folgen-

Punkt der Geschoßbahn zu erniedrigen, wie es beim den Ausführungsbeispiels in Verbindung mit der Fi-

Anmeldungsgegenstand der Fall ist. 5 gur beschrieben, in der ein erfindungsgemäßes Ge-

Die USA.-Patentschrift 3 090 196 beschreibt feste schoß mit dem Kaliber 15,5 cm gezeigt ist.
Raketentreibstoffe, unter anderem einen Feststoff Das Raketengeschoß enthält einen Sprengkopf aus mit Treibstoffkomponenten mit einer Matrize aus einer konventionellen Hülse 1 mit Sprengstoff 2 und Poly-Butadien (s. Spalte 3, Zeilen 40 bis 49), wie er einem Sprengzünder 3. Der Sprengkopf kann von jeauch in der vorliegenden Anmeldung vorgeschlagen 10 der beliebigen Art und Form sein und ist nicht Gewird, genstand dieser Erfindung. Der Raketenantrieb 4 ist

Aufgabe der Erfindung ist es, eine Raketenbrenn- von dem Sprengkopf durch eine Wand 5 getrennt,

kammer zu schaffen, bei welcher der Treibstoff so welche mit einer wärmeisolierenden Platte bedeckt

gelagert wird, daß aucli extrem hohe Beschleunigung ist, die z. B. aus einer Asbest-Phenolharz-Kunststoff-

nicht zu einem Reißen, zur vorzeitigen Zündung oder 15 schicht 6 besteht. Der feste Raketentreibstoffsatz 7

zur Explosion des Festtreibstoffes führt. bildet einen üblichen inneren Brennzylinder mit Iso-

Erfindungsgemäß wird die Aufgabe dadurch ge- lation am Mantel 8 der Brennkammer und an den

löst, daß der Treibstoff für den selbsttragenden Fest- beiden Enden. Die Isolation auf dem Mantel kann

treibstoffsatz so ausgewählt und das Spiel zwischen sehr dünn sein, z. B. weniger als 0,5 mm betragen,

dem Stützrohr und der Bohrung des Festtreibstoffsat- 20 Der Treibstoffsatz ist eUvps kürzer als die Brennkam-

zes so bemessen ist, daß durch die beim Abschuß mer, so daß dort ein Spiel 10 zwischen dem Treib-

durch die axialen Kräfte bewirkte radiale Ausdeh- stoffsatz und dem vorderen Ende des Raketenantriebs

nung des Festtreibstoffsatzes dieser gegen das Stütz- gebildet wird.

rohr gedrückt wird und sobald die axiale Kraft nach In der Durchbohrung des Treibstoffes befindet

dem Verlassen der Waffe verschwindet, in seine vor- 25 sich ein zentrales Stützrohr 11. Das Rohr ist an dem

herige Gestalt zurückgeht. hinteren Ende der Raketenbrennkammer, daß ist am

Vorteilhaft ist dabei, daß während des Abschusses Geschoßboden 12, befestigt, mit einer glatten Verdurch diese besondere Auswahl und Ausbildung der bindung zur Austrittsdüse 13. Das Rohr besitzt einen Lagerung des Festtreibstoffes eine hydrostatische geringeren Mittendurchmesser als die Durchbohrung Kräfteverteilung innerhalb des Treibstoffes stattfin- 30 des Treibstoffes. Folglich wird ein gleichförmiges det, die eine geringere Materialbelastung ergibt. Dies oder nach vorne zunehmendes Spiel 14 zwischen gilt insbesondere bei Verwendung eines elastischen dem Treibstoff und dem zentralen Stützrohr gebildet. Treibstoffes, bei dem nicht die Gefahr eines Reißens Die Spiele 10 und 14 bedeuten, daß der Treibstoff und damit einer vorzeitigen Zündung des Treibsatzes nicht den ganzen Raum der Brennkammer ausfüllt,
oder gar deren Explosion beim Abschuß besteht. 35 Die Materialauswahl für das zentrale Stützrohr 11, Auch braucht des Stützrohr nicht vor dem Zünden welches vorteilhafterweise konisch ausgebildet ist, entfernt zu werden, was den Aufbau des Geschosses hat sich als sehr bedeutend erwiesen. Gute Ergebweseptlich vereinfacht und verbilligt. Der Treibstoff nisse wurden mit Röhren erreicht, die aus mit Glaskann getrennt von dem Gehäuse gepreßt und dann faser verstärktem Kunststoff bestehen, aber auch mit diesem zusammengebaut werden. Hierdurch ent- 40 Röhren aus Phenolharz-Asbest-Kunststoffschicht sofällt z. B. das umständliche Verfahren, den Treibstoff wie Röhren aus verschiedenen Metallen können bein ein Gehäuse einzugießen und dann auszuhärten. nutzt werden. Der Zünder 15 des Raketenantriebs,

Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Er- mit einer Verzögerungseinlieit, kann im Deckel 16

findung ist zur Vergrößerung des Abbrennraums und der Düse in dem Rohr oder, wie in dem Beispiel, im

der Brennfähigkeit des Festtreibstoffes die Länge des 45 Vorderende der Brennkammer untergebracht sein.

Festtreibstoffsatzes kurzer als die Länge der Rake- In solchen Fällen, in denen der Treibstoff sorgfäl-

tenbrennkammer, und der Hohlraum am Vorderende tiger in der Brennkammer befestigt werden muß,

des Festtreibstoffsatzes bildet einen Zwischenraum, kann dies vorteilhafterweise durch Verleimen des

der dem Festtreibstoffsatz unter Zentrifugalkraftein- Treibstoffes mit der Wand der Brennkammer gesche-

wirk'ing eine Ausdehnung bis zur und eine Abstüt- so hen. Um die Schubspannungen zu verringern, sollte

zung an der Wand der Raketenbrennkammer und der Treibstoff nur zu etwa einem Drittel angeklebt

damit eine Vergrößerung des Spiels zwischen Fest- werden. Die geklebte Oberfläche sollte am Hinter-

treibstoffsatz und Stützrohr ermöglicht. ende dei Brennkammer liegen.

Eine sorgfältige Befestigung des Treibstoffes im Der Raketenantrieb des Raketengeschosses arbei-

Geschoßkörper ergibt sich bei einer anderen Ausfüh- 55 tet folgendermaßen: Wenn das Geschoß abgeschos-

rungsform der Erfindung dadurch, daß der Außen- sen wird, drücken die Beschleunigungskräfte den

mantel des Festtreibstoffsatzes bis zu etwa einem Treibstoff nach rückwärts gegen den Geschoßboden

Drittel am Hinterende des Gehäuses der Raketen- 12. Folglich deformiert sich der Treibstoff, bis er von

brennkammer angeklebt ist. dem hinteren Ende der Brennkammer, deren Wände

Bei einer noch anderen Weiterbildung der Erfin- und dem zentralen Stützrohi gehalten wird. Wenn

dung, bei welcher der Brennraum strömungstech- feste Raketentreibstoffe benutzt werden, die genu-

nisch besonders günstig ist, nimmt das Spiel zwischen gende Zugfestigkeit besitzen, wie z. B. zusammen-

Stützrohr und Treibstoff nach der vorderen stirnseiti- gesetzte Treibstoffe mit Carboxypolybutadien als Bin-

gen Wand hin zu. der, treten keine Risse während der Deformation

Auch das Stützrohr kann gemäß weiteren vorteil- ⁵ auf.

haften Ausführungsformen aus mit Glasfasern ver- Die Druckbeanspruchungen von etwa 1000 bar,

stärktem Kunststoff bestehen und die Wanddicke des denen der Treibstoff während des Abschlusses ausge-

Stützrohrs nach der Düse hin zunehmen. Beide Maß- setzt ist. werden als hydrostatischer Druck aufge-

nommen. Der Treibstoff ist vollständig hydrostatisch gehalten. Inkompressible Materialien, zu denen weiche Arten von festem Raketentreibstoff nahezu gehören, haben eine nahezu unbegrenzte Zugfestigkeit, wenn sie einem hydrostatischen allseitigen Druck ausgesetzt sind.

Wenn das Geschoß die Waffe verläßt, verschwindet die axiale Beschleunigung. Durch das viskosclastische Verhalten und die hohe Zentrifugalkraft geht der Treibstoff nicht nur auf seine Originallänge zurück, sondern verlängert sich bis er von dem vorderen Ende der Raketenbrennkammer gehalten wird. Auch in diesem Falle ist der Treibstoff einem hydrostatischen allseitigen Druck ausgesetzt. Nach der Verlängerung wird das Spiel 14 zwischen dem Treibstoff und dem Rohr erneut gebildet und vergrößert.

Dies ermöglicht es, daß der Raketentreibstoff mit Hilfe des Zünders 15 entzündet wird und radial abbrennt.

Die Funktion des beschriebenen Raketengeschosscs wurde experimentell bei Beschleunigungen von 15 000 g wie mich in Spin-Tests bei 15 000 U/Min, experimentell ijcprüft. Sie wurde darüber hinaus in einer durchweg erfolgreichen Testserie in einer 15,5-cm-Haubitzc bestätigt. Die Zentrifugalkraft vergrößcrt die Brenngeschwindigkeit des Treibstoffes. Der Spin verursacht ebenfalls eine Durchwirbelung. welche den effektiven Düsenhaisquerschnitt verringert. Die Wirkung dieser beiden Faktoren kann in Abhängigkeit von der Spin-Geschwindigkeit durch Vergrößerung des Düsenhalsqucrschnitts ausgeschaltet werden.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims (6)

1 2 Aus der USA.-Patentschrift 2 773 448 ist ein Ra- p . ketenprojektil bekannt, das als Antrieb eine Festi'atentanspruche: Stoffrakete hat, die aus einem Treibstoffzylinder mit zu der Mittelachse sternförmig ausgehenden Ein-

1. Raketenbrennkammer für ein Raketenge- 5 schnitten besteht. Die Einschnitte sollen das radiale schoß mit einem axial durchbohrten, am Außen- Abbrennen erleichtern. Beim Abschuß treten sehr mantel an der ausgekleideten Brennkammerwand hohe axiale Beschleunigungskräfte auf, die den Festanliegenden Festtreibstoffsatz, der als Radial- stoff verformen können und die insbesondere die brenner mit Spiel von einem Stützrohr durchsetzt Einschnitte verändern können. Ein gleichmäßiges ist, das sich von der heckseitigen Düse bis zu io Abbrennen ist dann nicht mehr gewährleistet. Auch einem Hohlraum an der stirnseitigen Wand er- könnten an den wenigen Stellen, an denen der Treibstreckt, dadurch gekennzeichnet, daß stoff auf dem zentralen Stützrohr aufliegt, beim Abder Treibstoff für den selbsttragenden Festtreib- schuß besonders hohe Druckkräfte entstehen und zu stoffsatz (7) so ausgewählt und das Spiel (14) einer vorzeitigen Zündung des Treibstoffs führen, zwischen dem Stützrohr (11) und der Bohrung 15 Ein weiterer Nachteil ist die enge Verbindung zwides Festtreibstoffsatzes (7) so bemessen ist, daß sehen Brennkammer und Sprengsatzraum, die vondurch die beim Abschuß durch die axialen Kräfte einander nur durch eine dünne, leicht verformbare bewirkte radiale Ausdehnung des FesttTeibstoff- Wand getrennt sind. Eine vorzeitige Zündung des jatzes (7) dieser gegen das Stützrohr (11) ge- Sprengsatzes auf Grund der Brennhitze oder des Radrückt wird wid sobald die axiale Kraft nach 20 ketentreibgasdruckes scheint möglich zu sein. Nachdem Verlassen der Waffe verschwindet, in seine teilig ist auch der komplizierte verschachtelte Aufbau vorherige Gestalt zurückgeht. des Raketengeschosses, der eine rationelle Fertigung

2. Raketenbrennkammer für ein Raketenge- erschwert.

schoß nach Anspruch 1, vorzugsweise mit Drall- Aus der deutschen Patentschrift 1 177 522 ist ein

stabilisierung, dadurch gekennzeichnet, daß die 25 Raketenmotor der eingangs genannten Art bekannt, Länge des Festtreibstoffsatzes (7) kürzer als die bei dem der feste Treibstoff als glatter Innenmantel Länge der Raketenbrennkammer ist und daß der auf die Innenwand des Raketenkörpers aufgeklebt Hohlraum (10) am Vorderende des Festtreib- ist. Hierdurch werden zwar einige der obengenannstoffsatzes (7) einen Zwischenraum bildet, der ten Probleme vermieden, jedoch bleibt der wesentdem Festtreibstoffsatz (7) unter Zentrifugalkraft- 30 liehe Nachteil bestehen, daß die beim Abschuß aufeinwirkung eine Ausdehnung bis zur und eine tretenden Beschleunigungskräfte zu hohen lokalen Abstützung an der Wand (5) der Raketenbrenn- Belastungen des Festtreibstoffs und damit zu einer kammer und damit eine Vergi '-ßerung des Spiels Zündung des Treibstoffs an einer nicht gewünschten (14) zwischen Festtreibstoffsatz (7) und Stützrohr Stelle oder gar zu einer Explosion des Treibsatzes (11) ermöglicht. 35 führen können. Daher muß bei diesem bekannten

3. Raketenbrennkammer nach Anspruch 1 Geschoß die Abschußbeschleunigung recht niedrig oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Außen- gehalten werden, was die Reichweite mindert,
mantel (8) des Festtreibstoffsatzes (7) bis zu etwa Die USA.-Patentschrifi 3 306 204 nennt zwar einem Drittel am Hinterende des Gehäuses (12) einige der Probleme, die bei Abschuß von Rakeder Raketenbrennkammer angeklebt ist. 40 tengeschossen auftreten, schl. aber einen Lösungs-

4. Raketenbrennkammer nach den Ansprü- weg ein, der mit dem der vorliegenden Erfindung chen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß das keine Ähnlichkeit aufweist. Es wird nämlich ein Spiel (14) zwischen Stützrohr (11) und Treibstoff Treibsatzkern verwendet, der dem Treibstoff keinen (7) nach der vorderen stirnseitigen Wand (5) hin Ausweichraum läß_t. Ir folgedessen wird zwar verhinzunimmt. 45 dert, daß sich der Treibstoff beim Abschuß verformt,

5. Raketenbrennkammer nach den Ansprü- andererseits muß dieser Kern aber auf jeden Fall entchen 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß das fernt werden, bevor die Rakete gezündet werden Stützrohr (11) aus mit Glasfasern verstärktem kann.

Kunststoff besteht. Die USA.-Patentschrift 2 989 922 offenbart eine

6. Raketenbrennkammer nach den Ansprü- 5° Standdüsenantriebseinrichtung. In der Patentschrift chen 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die wird in Spalte 4, Zeilen 53 bis 68, auf die bei spinbe-Wanddicke des Stützrohrs (11) nach der Düse aufschlagten Flugkörpern auftretenden Zentrifugal-(13) hin zunimmt. kräfte eingegangen, die dazu benützt werden können,

den Treibstoff an die Außenseite zu drücken und so

55 eine bessere Verbrennung zu ermöglichen. Auch die

Vorteile von Festtreibstoffen gegenüber Flüssigtreib-

stoffen bei Standdüsenantrieben werden erörtert,

ohne daß damit jedoch auch die Vorteile bei Raketenprojekten schon dem Fachmann deutlich waren.
⁶O In der USA.-Patentschrift 3 104 613 wird ein Raketenprojektil behandelt, das mit flüssigem Treibstoff

Die Erfindung betrifft eine Raketenbrennkammer arbeitet. Hierbei treten naturgeniäß keine Festigkeitsfür ein Raketengeschoß mit einem axial durchbohr- und Abbrennprobleme für den Treibstoff auf. Der ten, am Außenmantel an der ausgekleideten Brenn- Treibsatz dient dazu, die Geschoßgeschwindigkeit kammerwand anliegenden Festtreibstoffsatz, der als 65 konstant zu halten, um die Bahn genau berechnen zu Radialbrenner mit Spiel von einem Stützrohr durch- können. Zu diesem Zweck muß der Treibsatz eine setzt ist, das sich von der heckseitigen Düse bis zu Antriebskraft erzeugen, die vom Staudruck an der einem Hohlraum an der stirnseitigen Wand erstreckt. Geschoßspitze gesteuert wird. Diese Rakete dient