DE2028539C3 - Raketenmotor fur Festbrennstoffe - Google Patents

Raketenmotor fur Festbrennstoffe

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DE2028539C3
DE2028539C3 DE19702028539 DE2028539A DE2028539C3 DE 2028539 C3 DE2028539 C3 DE 2028539C3 DE 19702028539 DE19702028539 DE 19702028539 DE 2028539 A DE2028539 A DE 2028539A DE 2028539 C3 DE2028539 C3 DE 2028539C3
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Germany
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rocket motor
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charge
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DE19702028539
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DE2028539B2 (de
DE2028539A1 (de
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Ludwig 5201 Siegburg- Muelldorf Bucklisch
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Dynamit Nobel AG
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Dynamit Nobel AG
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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
    • F02K9/70—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using semi- solid or pulverulent propellants

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Description

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Die vorliegende Erfindung betrifft einen Raketenmolor für Festbrennstoffe mit einem in der Brennkammer vor der Düsenöffnung angebrachten siebartigen Körper, dessen öffnungen kleiner als die Abmessungen der verwendeten pulverförmigen Treibladung sind, jedoch «inen genügenden Druckausgleich ermöglichen.
Ein derartiger Raketenmotor ist aus der GB-PS 39 417 bekannt bei der in der Brennkammer ein Bündel von rohrförmigen Stangen angeordnet ist die die Treibladung bilden und weder in axialer noch in so radialer Richtung verschiebbar sind. Mit derartigen Stangen lassen sich aber keine kurzen Brennzeiten des Raketenmotors erzielen, was im Falle des Abschusses lus einem AbschuQrohr oder von einem Gestell wichtig wäre, um eine möglichst hohe Abschußgeschwindigkeit IU erreichen. Dies ist insbesondere bei Handwaffen wichtig, da hier die Verbrennung im Raketenmotor «nbedingt vor dem Austritt des Flugkörpers aus der Mündung des Abschußrohres abgeschlossen sein muß, am eine Gefährdung des Schützen durch nach hinten ausströmende Gase zu verhindern.
Bei Verwendung von dünnwandigem blättchenfdrmigen Treibladungspulver wird dieses bei der sehr großen Beschleunigung während des Abschusses mechanisch sehr stark beansprucht, was vor allem dann auftritt, wenn die Brennkammer des Raketenmotors Längen über 100 mm besitzt Bei einer losen schüttfähigen Treibmasse kommt es zu haufenartigen Zusammenballungen, so daß keine sehr kurzen Brennzeiten erzielt werden können.
Aufgabe der Erfindung ist es, einen Raketenmotor der eingangs genannten Art zu schaffen, der die Erzielung kurzer Brennzeiten unter Verwendung von kleinen Pulverabmessungen für die Treibladung ermöglicht, ohne daß diese beim Abschuß zerbricht und zusammenballt
Diese Aufgabe wird dadurch gelöst, daß die in der Brennkammer untergebrachte Treibladung «ais Blättchen, Streifen oder dergleichen besteht, wobei die Brennkammer in verschiedenen Kammern durch durchlochte Querwände aufgeteilt ist deren Durchbrechungen kleiner als die Abmessungen der verwendeten pulverförmigen Treibladung sind, jedoch einen genügenden Druckausgleich ermöglichen.
Die Durchbrechungen in den durchlochten Trennwänden verhindern ebenso wie der siebartige Körper ein Hindurchtreten von Pulver mit kleineren Abmessungen in unverbrannter Form, wobei die Trennwände ferner dafür sorgen, daß verhindert wird, daß die Pulverteile während der Abschußbeschleunigung haufenartig an die hintere Begrenzung der Brennkammer gedrückt werden.
Weitere Ausgestaltungen der Erfindung sind den Unteransprüchen zu entnehmen.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird anhand der Zeichnung nähr«- erläutert
Der Raketentreibsatz weist außen eine Brennkammerhülle 1 auf, die eine Düsenöffnung 2 besitzt Vor der Düsenöffnung 2 ist ein siebartiger Trichter 3 angebracht der mit einem durchbrochenen Rohr 4, als gemeinsames Trägerelement hier als Mittelrohr ausgebildet fest verbunden ist Die öffnungen 9 des Trichters 3 sind kleiner als die verwendeten Pulverabmessungen des Festbrennstoffs. An dem Mittelrohr 4 sind in Abständen durchlochte Querwände 5 angebracht die einzelne Kammern 11 bilden, in denen das Treibladungspulver 6 untergebracht wird. Die Durchbrechungen 10 in den Querwänden S erfüllen in bezug auf ihre Größe dieselben Bedingungen wie die öffnungen 9. Die Zündladung 7 zur Anfeuerung des Treibladungspulvers 6 befindet sich hier am Boden der Brennkammer. Ober dem gesamten Ladungsaufbau mit siebartigem Trichter 3. Mittelrohr 4, Querwänden S, Treibladungspulver 6 und Zündladung 7 ist eine Umhüllung 8 geschoben.
Das Mittelrohr 4 kann ebenfalls durch einen oder mehrere stabförmige Körper oder mehrere Rohre, die die Querwände 5 tragen, ersetzt werden. Bei Benutzung eines Mittelrohres 4 hat man jedoch die Möglichkeit die ZUndladung in diesem Mittelrohr unterzubringen. Die Zündladung 7 kann aber auch unmittelbar vor oder hinter dem siebartigen Körper 3 oder oberhalb der Kammern 11 untergebracht werden.
Für den siebartigen Körper 3 kommt neben der in der F i g. 1 dargestellten Trichterform beispielsweise auch eine Halbkugelform in Frage, außerdem kann dieser Körper aber auch als Zylinder ausgebildet sein, der eine Abschlußscheibe und Durchbrechungen besitzt
Der geschlossene Aufbau der Treibladung ermöglicht deren Herstellung und Laborierung unabhängig vom Geschoß öder Flugkörper. Sie wird dadurch leicht transportierbar und kann unter Umständen erst kurz vor der Verwendung des Raketengeschosses in die Brennkammer eingebracht werden. Eine Umhüllung 8, beispielsweise aus Polyurethan- oder Polyäthylenfolie, ermöglicht zusätzlich einen sicheren Schutz gegen Feuchtigkeit und andere Einflüsse.
Die Aufteilung und Füllung der Kammern 11 mit Treibladungspulver sowie die unterschiedliche Anordnung der Zündladung, gegebenenfalls auch in den Kammern ti ermöglichen eine Beeinflussung des Verbrennungs- und Gasdruckverlaufs in jeder gewünschten Weise.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims (6)

Patentansprüche:
1. Raketenmotor für Festbrennstoffe mit einem in der Brennkammer vor der Düsenöffnung angebrachten siebartigen Körper, dessen öffnungen kleiner als die Abmessungen der verwendeten pulverförmiger) Treibladung sind, jedoch einen genügenden Druckausgleich ermöglichen, dadurch gekennzeichnet, daß die in der Brennkammer untergebrachte Treibladung aus Blättchen, Streifen oder dergleichen besteht, wobei die Brennkammer aus verschiedenen Kammern (II) durch durchlochte Querwände (S) aufgeteilt ist, deren Durchbrechungen (10) kleiner als die Abmessungen der verwendeten pulverförmigen Treibladung sind, jedoch einen genügenden Druckausgleich ermöglichen.
2. Raketenmotor nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Querwände (5) auf wenigstens eine"i Trägerelement (4) befestigt sind, das mit dem siebartigen Körper (3) fest verbunden ist
3. Raketenmotor nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß als gemeinsames Trägerelement (4) für die Querwände (5) ein Mittelrohr vorgesehen ist
4. Raketenmotor nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, d&8 die Zündladung (7) in einer der Kammern (11) oder oberhalb der Kammern (11) untergebracht ist
5. Raketenmotor nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Zündladung (7) im Mittelrohr (4) untergebracht ist
6. Raketenmotor nach ein <n der Ansprüche 1 bis
5, dadurch gekennzeichnet, daß die Treibladung samt Einbauten (3, 4, S1 7) vof einer Umhüllung (8) umschlossen ist
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DE2028539B2 DE2028539B2 (de) 1978-08-10
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US8127534B2 (en) * 2008-02-19 2012-03-06 Raytheon Company Pellet loaded attitude control rocket motor

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