DE2026907C3 - Feststofftreibsätze für Raketenantriebe - Google Patents
Feststofftreibsätze für RaketenantriebeInfo
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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
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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
einem gegen die Schubdüse konisch verlaufenden, dem Maße einstellbar.
unter Bildung von Vollkörpern mit Pulver ausgefüll- Einen aus POL durch z. B. Strangpressen, Extru
ten Gaskanal. 20 dieren oder nach einem Gießverfahren hergestellten
Raketenmotore verlangen häufig große Beschleu Sierninnenbrenner gießt man erfindungsgemäß mit
nigungen, um z. B. die notwendige Flugstabilität und Gießpol entsprechend eingestellter hoher Brenn-Treffgenauigkoit
zu erreichen. Um dies zu erzielen, geschwindigkeit aus, so daß ein Vollkörper entsteht
ist es erforderlich, daß die Treibsätze große bren- Ein solcher Treibsatz ist von seiner Form als VoIlnende
Oberflächen aufweisen und so die erforder- 25 körper gegen den schlagartigen Druckaufbau bei der
liehe große Gasmenge erzeugt werden kann. Aus Zündung weitaus unempfindlicher, zudem bedingt
dieser Problemstelhrg heraus verwendet man oft als diese Ausführungsform noch eine beachtliche Lei-Treibsätze
z.B. Sterninnenbrenner, Wagenradbrenner stungssteigerung, wie aus den unten genannten Beioder
ähnliche Konfigurationen. Derartige Treibsätze spielen zu ersehen ist.
sind, insbesondere in der Ausführung als Pol-Pulver, 30 In an sich bekannter Weise läßt sich die Ausguß-
bei der erforderlichen Anwendung heißer, schnell- masse in ihrer Brenngeschwindigkeit so einstellen,
brennender Pulver bei tiefen Temperaturen von z. B. daß sich der für die Funktion des Innenbrenners
-40 bis 50 ' C so spröde, daß sie beim Zündschlag erforderliche optimale Gaskanal ausbildet, oder es
zerbrechen und dann die vorgegebene Abbrand- kann zur Erreichung eines optimalen oder wünschens-
charakteristik nicht mehr gewährleistet ist, d. h. die 35 werten Schubverlaufs eine Ausfußmasse mit einer
Funktion des Gerätes in Frage gestellt wird. Zur über die Treibsatzlänge — kontinuierlich oder stufen-
Beseitigung dieser prinzipiellen Mangel sind kon- weise — unterschiedlichen Brenngeschwindigkeit ver-
struktiv große Anstrengungen gemacht worden, wendet werden.
sowohl im Hinblick auf die Abstützung der Treib- Die folgenden Beispiele zeigen in Verbindung mit
sätze in den Brennkammern wie auch in Richtung 40 den Zeichnungen Ausführungsformen der erfindungs-
einer möglichst weichen Treibsatzzündung, um das gemäßen Treibsätze an Hand eines Sterninnenbren-
Auftreten eines Zündschlags weitgehend zu mindern. ners aus POL, bedeuten aber hinsichtlich Ausfüh-
Aus den belgischen Patentschriften 682 630 und rungsform und Treibsatzmaterial, wie z. B. strang-
682 632 sind Sterninnenbrenner-Treibsätze bekannt, gepreßtem, extrudiertem oder gegossenem POL, keine
die einen zur Schubdüse konisch verlaufenden Gas- 45 Einschränkung,
kanal aufweisen. Diese Druckschriften offenbaren Beispiel I
jedoch nur vorteilhafte Ausbildungen der Treibsätze
jedoch nur vorteilhafte Ausbildungen der Treibsätze
und nicht deren stoffliche Beschaffenheit. Die deut- In Fig. 1 ist ein Sterninnenbrennertreibsatz abgesche
Patentschrift 569 289 beschreibt die Herstellung . bildet, der aus dem Treibsatz 1 und einer äußeren
von Raketen, deren zylindrisch oder konisch aus- 50 Inhibierung 2 besteht, die ein Brennen an diesen
gebildete Seele mit einer schneller als die eigentliche Flächen verhindert. Der sternförmige Gaskanal ist
Ladung brennenden Masse ausgefüllt ist. Hierbei erfindungsgemäß mit einem schnellerbrennenden
handelt es sich um Schwarzpulver-Raketen, deren Treibstoff 3 gefüllt, der nach Zündung als Stirn-Ladung
unter hohem Prelidruck eingefüllt ist und brenner abbrennt und den für den weiteren Abbrand
deren Seele aus locker gefülltem Schwarzpulver bc- 55 des Treibsatzes 1 notwendigen Gaskanal freigibt.
steht. Derartige Schwarzpulver-Raketen sind nicht F i g. 2 zeigt den Querschnitt eines derartigen Dualhandhabungssicher,
neigen zur Rißbildung und kön- treibsatzes. F i g. 3 zeigt einen möglichen Schubvernen
heutigen Anforderungen in keiner Weise ge- lauf als Funktion der Brennzeit für ein derartiges
nügen. Triebwerk. Der durch den schnellerbrennenden Trcib-AIIe
Maßnahmen und Vorschläge haben keine 60 satz 3 erzielte Leistungsgewinn liegt bei dieser Ausvoll
befriedigende Lösung gebracht. Es wurde nun führungsform bei etwa 8 °/o.
gefunden, daß man in überraschend einfacher tech- F bedeutet den Schub in kp; tb die Brennzeit in
nischcr Weise das Problem des Zerbrechens von Sekunden.
Treibsätzen empfindlicher Konfiguration bei tiefen Beisoiel 2
Temperaturen durch die erfindungsgemäße Ausfüh- 65 "
rung der Treibsätze lösen kann. In vielen Fällen wird von Raketentriebwerken ein
: Gegenstand der Erfindung sind Feststofflrcibsätzc annähernd konstanter Schubverlauf über die gesamte
für Raketenantriebe vom Innenbrennertyp, wobei Brennzeit gefordert. Insbesondere ist zur Erzielung
hoher Abschußgeschwindigkeiten bei Brennbeginn ein hoher Schub erwünscht. Dies läßt sich mit einer
erfindungsgemäßen Treibsatzanordnung dadurch erreichen, daß der Treibsatz 1 innen in Richtung der
Düse einen konischen Verlauf aufweist (Fig. 4) und die Abbrandgcschwindigkeit des schnellerbrennenden
Treibsatzes 3 bei konstantem Druck eine über die Treibsatzlänge veränderliche Brenngeschwindigkeit
besitzt, wie dies in Fig. 5 schematisch dargestellt ist,
in der r die Brenngeschwindigkeit in cm-'s und / die Treibsatzlänge bedeuten. Fig. ή zeigt einen mögliehen
Schubverlauf eines derarUgen Triebwerks.
Durch die erfindungsgemäße Anwendung des. »rubsatzes
3 und die beschriebene konische Ausfuhrung ergibt sich für dieses Beispiel ein Leistungsgewmn
von etwa 15%.. Der Gesamtimpuls ergibt sich aus
/· · dt (F i s 6), wobei der Teil b dem Impuls fur oen
zylindrischen Sterninnenbrenner ohne Treibstoff 3 entspricht. Der Teil α entspricht dem Impulsgewinn
von 15«/« der sich durch die konische Ausführung und die erfindungsgemäße Füllung des Innenbrenners
mit dem schnellerbrennenden Treibstoff 6 ergibt.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
Claims (1)
- ι 2das Neue darin erbückt wird, daß der bei derartigenPatentanspruch· Treibsätzen vorhandene Gaskanal mit mindestensteilweise schneller brennendem Gießpol ausgefüllt ist.Feststofftreibsätze für Raketenantriebe vom Grundlegend für die Erfindung ist einerseits die Innenbrennertyp aus POL mit einem gegen die 5 Erkenntnis, daß Vollkörper, z. B. in Form eines Schubdüse konisch verlaufenden, unter Bildung Stirnbrenners, geometriebedingt gegen Zundschlag von Vollkörpern mit Pulver ausgefüllten Gas- bei tiefen Temperaturen weniger empfindlich sind als kanal, dadurchgekennzeichnet.daßder z. B. Sterninnenbrenner und andererseits nach dem Gaskanal mit mindestens teilweise schneller- Stand der Technik praktisch beliebig schnellbrennendem Gießpol ausgefüllt ist. io brennende Pulvermassen im Gießpolverfahren hergestellt werden können. So werden hohe Brenngeschwindigkeiten z. B. dadurch erzielt, daß man einGießpol herstellt, bei dem das Granulat ganz oderteilweise porös ist. Durch den Anteil des porösen 15 Granulats am Gesamtgranulat und über den Poro-Die Erfindung betrifft Feststofftreibsätze iür sitäisgvad des porösen Granulats ist die Brenn-Raketenantriebe μ τη Innenbrennertyp aus POL mit geschwindigkeit der Gießpolmasse in weitestgehen
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19702026907 DE2026907C3 (de) | 1970-06-02 | 1970-06-02 | Feststofftreibsätze für Raketenantriebe |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19702026907 DE2026907C3 (de) | 1970-06-02 | 1970-06-02 | Feststofftreibsätze für Raketenantriebe |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2026907A1 DE2026907A1 (de) | 1971-12-16 |
DE2026907C3 true DE2026907C3 (de) | 1973-09-27 |
Family
ID=5772751
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19702026907 Expired DE2026907C3 (de) | 1970-06-02 | 1970-06-02 | Feststofftreibsätze für Raketenantriebe |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE2026907C3 (de) |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3210536A1 (de) * | 1982-03-23 | 1983-09-29 | Bayern-Chemie Gesellschaft für flugchemische Antriebe mbH, 8261 Aschau | Verbundtreibsatz und verfahren zu seiner herstellung |
-
1970
- 1970-06-02 DE DE19702026907 patent/DE2026907C3/de not_active Expired
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE2026907A1 (de) | 1971-12-16 |
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Legal Events
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C3 | Grant after two publication steps (3rd publication) |