DE1961049A1

DE1961049A1 - Schwenkbare Aufhaengung eines Raketentriebwerks

Info

Publication number: DE1961049A1
Application number: DE19691961049
Authority: DE
Inventors: Dieter Elbert; Juergen Dipl-Ing Stanke
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1969-12-05
Filing date: 1969-12-05
Publication date: 1971-06-09
Also published as: GB1326277A; DE1961049C3; FR2073451A7; DE1961049B2; FR2073451B3

Description

Schwenkbare Aufhängung eines Raketentriebwerks

Die Erfindung bezieht sich auf eine schwenkbare Aufhängung eines Raketentriebwerks, insbesondere Flüssigkeitsraketentriebwerks, bestehend aus einem dem raketengetriebenen Plugkörper starr zugeordneten Schubgerüstteil, einem dem Triebwerkskörper starr zugeordneten Schubgerüstteil und aua einem die beiden Schubgerüstteile an ihren einander zugekehrten Enden kraftschlüssig verbindenden, gelenkigen

Zwischenglied.

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Durch Raketentriebwerke fortbewegte Flugkörper, welche nicht für den ausschließlichen Einsatz in Bodennähe ausgelegt sind, müssen bekanntlieh die für Kurskorrekturen erforderlichen Steuerkräfte durch andere als aerodynamisch wirkende Hilfen aufbringen. Da ein Einbau von zusätzlichen, lediglich Steuerzwecken dienenden Raketentriebwerken in einen derartigen Flugkörper konstruktiv aufwendig ist und dabei häufig kostbarer Bauraum verlorengeht, werden die Steuerkräfte vielfach durch die sogenannte Schubvektorsteuerung der der Fortbewegung dienenden, sogenannten Marschtriebwerke erzeugt, d.h. deren Schubrichtung ändernde Maßnahmen. Ehe solche, Steuerzwecken dienende Schubrichtungsänderung kann entweder durch Beeinflussung des austretenden Treibgasstrahles erfolgen, wobei die Triebwerksachse ihre anfängliche, zur Flug-· körperlängsachse parallele Lage beibehält oder durch eine Schwenkung des gesamten, der Fortbewegung dienenden Raketentriebwerks bezogen auf die Flugkörperlängsachse.

Von den beiden vorerwähnten Möglichkeiten der Schubrichtungsänderung wird der letztgenannten gegenüber der erstgenannten meist der Vorzug gegeben, weil bei einem Schwenken des gesamten Raketentriebwerks Verschlechterungen des Triebwerkswirkungsgrades, wie sie bei einem Eingreifen in die Düsenströmung beobachtet werden können, vermieden werden. Zu ihrer Verwirklichung wird bis heute mangels besserer Lösungen hauptsächlich auf Kardangelenke zurückgegriffen. Sie dienen im vorliegenden Fall nicht - wie üblich - der. Übertragung von Drehmoment en j vielmehr haben sie die Schubkräfte vom kardanisch aufgehängten Raketen- ■ triebwerk auf den Flugkörper zu übertragen» Dieser zweckentfremdetö Einsatz macht sich zwangsläufig in überdimensionierten Käpdanringen nachteiligbemerkbar.

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BAD ORIGINAL' ./,Λ

Bel Flüssigkeitsraketentriebwerken., insbesondere bei Flüssigkeitsraketentriebwerken der sogenannten Hauptstrombauart, tritt ciiese sowieso schon vorhandene Überdimension 1 or unf der Kardanring eines als Triebwerksaufhängung verwendeten Kardangelenks besonders stark in Erscheinung, da bei diesen wegen der Bedingung einer möglichst ungestörten axialen Zuleitung einer Treibstoffkoraponente zur dafür vorgeseheneij. Förderpumpe iie Kardanringe in ihren Durchmessern besonders groß ausfallen. Auf eine funktionsgerechte Gestaltung jedes Bauteils kommt es aber gerade bei raketengetriebenen Flugkörpern an, da hier einmal der zur Verfügung stehende Einbauraum durchweg äußerst beschränkt ist "und sum anderen nur geringe Erhöhungen des Eigengewiohto bereits zu einer beträchtlichen Verringerung der iv.i tzuführenden Nutzlast führen. .

Aufgabe der Erfindung ist die Entwicklung einer den bekaim-,:c-n Aufhängungeil überlegenen 'schwenkbaren Aufhängung .. >ier eingangs genannten Gattung.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß als geleniciges Zwischenglied ein zur Flugkörper langsachse koaxialer, winkelbeweglich bzw. elastisch ausgebildeter Ring od^r mehrere, auf einem zur Fiugkörperlängsachse konzentrischen Kreis angeordnete, winkelbeweglich bzw. elastisch ausgebildete Körper dient bzw. dienen. '

Die erfindungsgemäße Aufhängung baut.-wesentlich.kleiner und leichter als die eingangs erwähnte bekannte Aufhängung. Außerdem ist sie betriebssicherer, Weil bei den extremen ■ Betriebsbedingungen zum Festfressen neigende Gleitstellen - wie sie bei der bekannten kardanisehen Aufhängung vorhanden sind - ganz Cehlen. Die Tatsache, daß bei ihr infolge

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BADORfQlNAL

der Gestaltung und Anordnung des gelenkigen Zwischenglieds im Bereich der Flugkörperlängsachse ein werkstoffreier Raum verbleibt, machtsie darüberhinaus für Flüssigkeitsraketen- ■ triebwerke, insbesondere solche der sogenannten Hauptstrombauart, bei denen aus konstruktiven und verfahrenstechnischen Gründen eine axiale Zuleitung einer Treibstoffkomponente zu der für ihre Förderung auf den Vorbrennkammerdruck vorgesehenen, zentrisch angeordneten Kreiselpumpe des Triebwerks erwünscht ist, besonders geeignet* Die meist niedri- . gen Drücke, unter denen die flüssigen Treibstof^komponenten bei Pumpenförderung üblicherweise in den dafür vorgesehenen Treibstoffbehälter gelagert sind, gestatten es hierbei, die Wandstärken der von den Treibstoffbehältern zu den entsprechenden Förderpumpen führenden Verbindungsleitungen so klein zu halten, daß die Verbindungsleitungen einer Schwenkung des Triebwerkskörpers aus der Flugkörperlängsachse nicht hinderlich sind bzw. in diese Verbindungsleitungen einer leichten Schwenkbarkeit des Triebwerkskörpers dienliche, elastische Leitungsabschnitte einzubauen.

In Ausgestaltung der Erfindung ist der zur FlugkÖrperlängsachse koaxiale Ring bzw. jeder der auf einem zurFlugkörper<längsachse konzentrischen Kreis angeordneten Körper hohl. Von den den Ringhohlraum bzw. Körperhohlraum jeweils be«« grenzenden Wänden ist hierbei die dem flugkörperseitigen Schubgerüstteil zugekehrte starr,die dem triebwerksseitigen Schubgerüstteil zugekehrte dagegen räumlich elastisch, beispielsweise als eine Membran mit die räumliche'Schwenkbarkeit des Tilebwerkskörpers ermöglichenden Dehnungsfalten, ausgebildet.

Diese einfach zu verwirklichenden, konstruktiven Maßnahmen. . garantieren eine stets störungsfreie Schwenkung des aufgehängten Triebwerkskörpers aus der Flugkörperlängsachse in alle Richtungen, vor allem dann, wenn als gelenkiges Zwi-

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schenglied ein zur Flugkörperlängsachse koaxialer, hohler Ring zur Anwendung kommt, dessen triebwerksseitige, räum-* lieh elastische Begrenzungswand von einer konzentrische " Dehnungsfalten aufweisenden Membran gebildet wird. Bei einer derartigen Schwenkung muß infolge der räumlich elastischen Ausbildung der triebwerksseitigen Begrenfcuhgs-r wand des Rings bzw, jedes Hohlkörpers von den üblicherweise über Pneumatik, Zugstangen oder dergleichen am triebwerksseitigeri' Schubgerüstteil angreifenden Verstelleinrichtungen eine mit dem Schwenkungswinkel zunehmende Kraft aufgebracht werden. In diesem von den bekannten kardanisehen Raketentriebwerksaufhängungen abweichenden Verhalten ist ein weiterer Vorteil der erfindungsgemäßen Aufhängung zu erblicken. Hierdurch entsteht nämlich eine bei Kardangelenken infolge fehlender Rückstellkräfte,nicht vorhandene, stabile Nullpunktslage des schwenkbar aufgehängten Raketentriebwerks.

Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung ist der trieb« werksseitige Schubgerüstteil jeweils unter Zwischenlage einer Grundplatte an der Membran des zur Flugkörperlängsachse koaxialen, hohlen Rings bzw« an den Membranen der auf einem zur Flugkörperlängsachse konzentrischen Kreis angeordneten, hohlen Körper starr befestigt. Diese konstruktive Maßnahme dient der Herabsetzung der aus den im Triebwerk erzeugten und von diesem auf den Flugkörper zu übertragenden Schubkräften resultierenden,'spezifischen Membranbelastung und trägt auf diese Weise zu einer Verhütung von die Membranfestigkeit gefährdenden, örtlichen Spannungsspitzen im Membranmaterial bei»

Bei einer bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Aufhängung, die in jeder Lage des Triebwerkskörpers eine einwandfreie Übertragung der Schubkräfte von diesem auf den

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Flugkörper gewährleistet, ist die flugkörpersei tige, starre Begrenzungswand des hohlen Rings bzw. jedes hohlen Körpers mit der die triebwerksseitige, räumlich elastische Begrenzungswand bildenden Membran derart verbunden, daß der Ringhohlraum bzw. Körperhohlraum nach außen hermetisch abgeschlossen ist. Ein den nach außen .hermetisch; abgeschlossenen Ringhohlraum bzw. Körperhohlraum ausfüllendes Polster aus Gas oder Flüssigkeit, welches unter einem Druck steht, der dem aus Triebwerksschub und Grundplattenfläche sich ergebenden nahekommt bzw. entspricht, dient hierbei der Membran, die in der Wandstärke so bemessen ist, daß sie den auftretenden Druckkräften standhält, als Auflage. Statt _ auf einem Druckgas- oder Druckflüssigkeitspolster kann ™ . die Membran aber auch auf an der Innenseite der flugkörperseitigen, starren Begrenzungswand des hohlen Rings bzw. Körpers fixierten Druckfedern aufliegen, die so dimensioniert sind, daß sie auf die Membran einen dem aus Triebwerksschub und Grundplattenfläche sich ergebenden Druck entsprechenden Gegendruck ausüben.

Als zweckmäßig hat es sich erwiesen, wenn am hohl ausgebildeten Ring bzw. an jedem der hohl ausgebildeten Körper Anschläge zur Begrenzung der axialen Beweglichkeit seiner · triebwerksseitigen, räumlich elastischen Begrenzungswand angebracht sind.

Weitere Einzelheiten der Erfindung können dem in den Zeich- , - nungen schematisch dargestellten und-nachfolgend näher beschriebenen Ausführungsbeispiel entnommen werden. Es zeigen:

Fig. 1 eine Ausführungsform der erfindungsgemäßen RaketentKtebwerksaufhängung in stark vereinfachter Darstellungsweise,

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Fig« 2 in größerem Maßstab, die triebwerksseitige Ansicht des gelenkigen Zwischenglieds der in Fig. 1 dargestellten Raketentriebwerksaufhängung und

Fig. 3a einen Schnitt durch das gelenkige Zwischenglied ^¹¹ ^ der in Rede stehenden Raketentriebwerksaufhängung entlang der Linie III - III in Fig. 2,und zwar Fig. J5a bei nichtgeschwenktem Raketentriebwerk (Nullpunktslage), Fig* Jb bei geschwenktem Raketentriebwerk. .-'.. :■ ■

In Fig. 1 ist in-einer mit 1 bezeichneten Flugkörperzelle ein Flüssigkeitsraketentriebwerk 2 schwenkbar aufgehängt. Es besteht im wesentlichen aus zwei Förderpumpen 3» ^ der Kreiselpumpenbauart für die beiden flüssigen Treibstoffkomponenten Brennstoff und Sauerstoffträger, einer Vorbrennkammer 5* in welcher die eine Treibstoffkomponente mit der anderer. im Überschuß vorhandenen, zur Reaktion gebracht wird, aus der Vorbrennkammer 5 naehgeschalteten Turbinen 6 für den Antrieb der Förderpumpen 3, ^, einer den Turbinen 6 nachgeschalteten Hauptbrennkammer 7 und aus einer Schubdüse 8, zählt demnach zur sogenannten Hauptstrombauart.

Die Steuerzweeken dienende Schwenkbarkeit dieses Flüssig« keitsraketentriebwerks 2 ist durch flexible Verbindungsleitungen 10 und 11 zwischen den die Treibstoffkomponenten enthaltenden Behältern 12 und 13 und den zugehörigen FÖrderpum*- pen 3 und 4, durch einen der Flugkörper ζ eile 1 starr züge*· ordneten Schubgerüstteil Ik, einen dem Flüssigkeitsraketeiitriebwerk 2 starr zugeordneten Schubgerüstteil 15, einen beide Schubgerüstteile 14 und 1$ an.ihren beispielsweise vier einander zugekehrten und Jeweils auf einem zur Flugkörper- bzw. Triebwerkslängsachse konzentrischen Kreis

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in gleichmäßigen Abständen voneinander /angeordneten Enden ■ . ^e verbindenden, mit Hydraulikflüssigkeit 16 gefüllten hohlen Hing Vf und durch an der Flugkörperzelle 1 angebrachte Ver-.".';. Stellmotoren l8 sichergestellt. Diese wirken im Bedarfsfalle über Zugstangen 19 auf den triebwerksseitigen Schub- ^?gerüstteil 15 ein und schwenken ihn zusammen mit dem daran starr befestigten Flüssigkeitsraketentriebwerk 2 aus der Nullpunktsiage in die für die erforderliche Kurskorrektur notwendige Richtung.

Aus den Mg» 2_t j5ä und j5b geht deutlich hervor, daß die dem trie-bweiejks.seitigön'Schubgerüstteil 15 zugekehrte Be-B) grenzungswand des mit Hydraulikflüssigkeit 16 gefüllten Rings If eine kreisringförmige Membran 20 mit zum Membranmittelpunkt konzentrischen Dehnungsfalten 21 ist. Diese

Membran 20 ist in ihren Randbereichen, beispielsweise durch Löten* mit der dem flugkörperseitigen Schubgerüstteil lh zugekehrtehv starr ausgebildeten Begrenzungswand 22 des hohlen Rings IT mechanisch fest und druckdicht verbunden. An ihr ist der triebwerksseitige Schubgerüstteil 15 unter Zwischenlage einer zum Membranmittelpunkt konzentrischen Grundplatte 25 geringerer Breite fest angebracht. Die Beweglichkeit der Membran 20 ist bei der hier in Rede stehenden Ausführungsform der erfindungsgemäßen Aufhängung sowohl in Richtung auf die Flugkörperzelle 1 als auch in " Richtung auf das Raketentriebwek 2 durch an der starr

' ausgebiideten Begrenzungswand 22 des mit Hydraulikflüssigkeit iß gefüllten hohlen Rings 17 angebrachte Anschläge 2k und 25 begrenzt*

Patentansprüche ϊ ■

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Claims

Messerschmitt-.Bolkow-Blohm Ottobrunn, 11. Nov. 19&9"

Gesellschaft mit BP 876

beschränkter Haftung ZVP3 Jk/sch München · .

Patentansprüche

Il./Schwenkbare Aufhängung eines Raketentriebwerks, insbe-. sondere Flüssigkeitsraketentriebwerks, bestehend aus einem dem raketengetriebenen Flugkörper starr zugeordneten Schubgerüstteil, einem dem Triebwerkskörper starr zugeordneten Schubgerüstteil und aus einem die beiden Schubgerüstteile an ihren einander zugekehrten Enden kraftschlüssig verbindenden, gelenkigen Zwischenglied, dadurch gekennzeichnet, daß als gelenkiges Zwischenglied ein zur Figkörperlängsachse koaxialer, winkelbeweglich bzw. elastisch ausgebildeter Ring (17) oder mehrere, auf einem zur FlugkÖrperlängsachse konzentrischen Kiäs angeordnete, winkelbeweglich bzw. elastisch ausgebildete Körper dient bzw. dienen.

2. Schwenkbare Aufhängung eines Raketentriebwerks nach Anspruch 1, .dadurch g e k eη η ζ ei c h η e t , daß der zur Flugkörperlängsachse koaxiale Ring (17) bzw. jeder der auf einem zur_s Flugkörperlängsachse konzentrischen Kreis angeordneten Körper hohl ausgebildet ist und von seinen Begrenzungswänden die dem flugkörperseitigen Schubgerüstteil (l4) zugekehrte (22) starr, die dem triebwerksseitigen Schubgerüstteil (I5) zugekehrte (20) dagegen räumlich elastisch ausgebildet ist.

5. Schwenkbare Aufhängung eines Raketentriebwerks nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die triebv/erksseitlge, räumlich elastische Begrenzungswand (20) des hohlen Rings (VJ) bzvt* jedes

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■-hohlen Körpers als eine Membran mit die räumliche Schwenkbarkelt des Triebwerkskörpers (2) ermöglichenden Dehnungs falten (21) ausgebildet ist.

4« Schwenkbare Aufhängung eines Raketentriebwerks nach den Ansprüchen 2 und J>, dadurch g e k e η η ζ e lohnet , daß der triebwerksseitige Schubgerüstteil (15) jeweils unter Zwischenlage einer Grundplatte (25) an der Membran (20) des zur Flugkörperlängsachse koaxialen, hohlen Rings (I7) bzw. an den Membranen der auf einem zur Plugkörperlängsachse konzentrischen Kreis ^ angeordneten, hohlen Körper starr befestigt ist.

5. Schwenkbare Aufhängung eines Raketentriebwerks nach den Ansprüchen 2 und J5, dadurch ge k e η η -ze lehnet,, daß. die flugkörperseitige, starre Begrenzungswand (22) des hohlen Rings (17) bzw. Jedes .hohlen Körpers'mit der die triebwerksseitige, räumlieh elastische Begrenzungswand bildenden Membran (20) druck-. dicht verbunden ist und die Membran (20) auf einem den Ringhohlraum bzw. Körperhohlraum ausfüllenden Polster (16) aus Druckgas oder Druckflüssigkeit aufliegt.

^ 6. Schwenkbare Aufhängung eines Raketentriebwerks nach einem oder mehreren der Ansprüche 2 bis 5* . d a d u r c h gekennzeichnet, daß am hohl ausgebildeten Ring (17) bzw. an jedem der hohl ausgebildeten Körper Anschläge (24, 25) zur Begrenzung der axialen Beweglichkeit seiner triebwerksseitigen, räumlich elastischen Begrenzungewand (20) angebracht sind.