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Verfahren und Vorrichtung zur Starthilfe für Raketen Die Erfindung
betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Starthilfe für Raketen, wobei die
Rakete aus einem Führungsrohr gestartet wird.
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Bei aus Unterseebooten zu startenden Raketen ist es bekannt, diese
unter Zuhilfenahme von Preßluft aus einem Fuhrungsrohr im oder am Unterseeboot an
die Wasseroberfläche zu befördern, wo dann die Raketentriebwerke gezündet werden.
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Eine solche Maßnahme stellt nur insofern eine Starthilfe dar, als
sie der Uberbrückung des Weges bis zur Wasseroberfläche dientr Ferner sind Starthilferaketen
(Booster) bekannt, welche für entsprechende Anfangsbeschleunigungen sorgen. Vielfach
wird dabei so vorgegangen, daß Boouter und Eauptantrieb der
Rakete
gleichzeitig gezündet werden und erstere nach ihrem Ausbrennen noch vor Brennschluß
der ersten Raketenstufe abgetrennt werden. Solche Starthilferaketen wirken wie eine
vorgeschaltete Raketenstufe, bei weleherfiebenßo wie bei den übrigen Raketensturensauch
die nicht verbrauchte Treibstoffmasse beschleunigt werden muß. Damit wird ein Großteil
des Treibstoffes für seine Eigenbeschleunigung verbraucht und ann nicht für die
eigentliche Emission genutzt werden.
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Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Raketenmission, z.B.
eine bestimmte Reichweite für eine bestimmte Nutzlast zu erzielen, hinsichtlich
ihres Ziels und/oder ihrer Nutzlast zu erweitern.
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Diese Aufgabe wird bei einer Rakete der eingangs erwähnten Art dadurch
gelöst, daß im Inneren des an seinem unteren Ende verschlossenen Buhrungsrohres
ein die Rakete in Abschußrichtung beschleunigendes, aus einen äußeren Treibsatz
und/ oder einer äußeren Druckgasquelle herrührendes Druckgas erzeugt wird.
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Durch das Verfahren nach der Erfindung ist es möglich, der startenden
Rakete eine Anfangsgeschwindigkeit mit Hilfe eines äußeren, also nicht von der Rakete
mitgeführten und daher nicht mit ihr zu beschleunigenden Treibstoffes zu vermitteln.
Bei konventionell, also freistartenden Raketen wird ein Großteil der Treibstoffnsse
der Start stufe für das Aufbauen des Startschubes verbraucht. Solche startenden
Raketen werden über einen Klinkenmechanienus solange an ihres Start turm festgehalten,
bis die sur Aufrechterhaltung der stabilen Bluglase erforderliche kntangßgeschwindi6keit
von den
Triebwerken erbracht werden kann. Damit steht die dabei
verbrauchte Treibstoffmasse nicht der eigentlichen Raketenmission zur Verfügung.
Mit der Erfindung wird ein Weg aufgezeigt, bei gleicher Emission diese Treibstoffmasse
und das zugehörige Konstruktionsgewicht einzusparen, oder der Nutzlast zu einem
entsprechenden Prozentsatz zugute kommen zu lassen.
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Die Rakete soll nach dem erfindungsgemäßen Verfahren nicht geschoßartig
abgeschossen werden. Sie kann von dem Führungsrohr solange geführt werden, bis sie
die für ihre stabile Lage erforderliche Geschwindigkeit besitzt, wodurch die diese
Geschwindigkeit erbringende Beschleunigung durch die kürzere bis zu diesem Zeitpunkt
verstreichende Zeit sogar verringert werden kann. Als äußerer Treibstoff kann ein
Feststofftreibsatz infrage kommen, welcher durch entsprechende Bemessung und geeignete
Auswahl der Abbrandgeschwindigkeit für die Erzeugung des notwendigen Druckgases
sorgt. Es kann jedoch auch ein Flüssigkeitstreibstoff, welcher in einer Brennkammer
verbrannt wird, als Gaslieferant verwendet werden. Insbesondere für kleinere Raketen
kann Preßluft oder ein entsprechendes anderes Druckgas ausreichen. Bei Verwendung
eines festen Treibsatzes ist es von Vorteil, die gleichzeitige Zuführung von Druckgas
als Sauerstoffträger vorzusehen. Dadurch kann ein sauerstoffarmer Feststoff verwendet
werden, wodurch dessen Handhabung erleichtert wird und seine Abbrandgeschwindigkeit
und damit die Menge und der Druck des bei der Verbrennung entstehenden Druckgases
gesteuert und variiert werden kann.
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Gemäß der Erfindung können alle oder kann ein Teil der Triebwerke
des Raketenantriebs nach dem Abheben der Rakete im Bereich des Führungsrohres, beispielsweise
kurz vor dem
vollständigen Austreten der Rakete aus dem Führungsrohr,
gezündet werden. Bei mehreren Triebwerken wird dadurch ein Weg geschaffen, die Start-
und Flugbedingungen der Rakete entsprechend zu optimieren. Da durch das äußere Druckgas
bereits für eine Anfangsbeschleunigung bzw. Anfangsgeschwindigkeit gesorgt ist,
ergibt sich die Möglichkeit, anfangs lediglich einen Teil von mehreren Triebwerken
zu zünden, was fur das Erreichen der gewünschten Geschwindigkeit oder Beschleunigung
bis zu einer gewissen Flughöhe ausreichen kann. Je nach Raketenart und Raketenmission
können auch sämtliche Triebwerke noch im Führungsrohr gezündet werden. Die vor dem
Verlassen der Rakete in das Führungsrohr aus den Triebwerken austretenden Treibgase
können zusätzlich zur Druckerhöhung im Führungsrohr genutzt werden. Gegebenenfalls
trägt der Druck im Führungsrohr zum schnelleren Aufbau des stabilen Breunkammerdruckes
in den Triebwerken bei.
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Die mit Hilfe des erfindungsgemäßen Verfahrens einzusparende Treibstoffmasse
der ersten Stufe gegenüber einer freistartenden Rakete kommt bei gleichem Geschwindigkeitsingrement
zu einem Prozentsatz der Nutzlast, oder bei gleicher Nutzlast der Erweiterung der
Mission zugute. Der Gewinn ist je nach Stufenzahl und relativen Sonstruktionsgewichten
verschieden und kann mit Hilfe der bekannten Gleichungen errechnet werden.
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Der Druck des äußeren Druckgases kann je nach Startmasse und gewünschter
bzw. zulässiger Anfangsbeschleunigung variiert werden. Bei Verwendung von Druckgas
aus einem Vorratsbehälter kann die Steuerung des Drucks im unteren Teil des Führungsrohres
je nach dem dort durch die Bewegung der Rakete wirksamen Volumen vermittels entsprechender
Zuführung
ventile und Druckmanometer gesteuert werden. Falls als
Druckgasquelle ein zu verbrennender Treibstoff, sei es ein Feststoff- oder ein Flüssigkeitstreibstoff,
verwendet wird, kann der Druck durch entsprechende Steuerung der Treibstoffverbrennung
kontrolliert werden.
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Das Verfahren gemäß der Erfindung kann durch ein die Rakete beim Start
vollständig oder zum Teil aufnehmendes Führwigsrohr verwirklicht werden, welches
mit einer das die Rakete beschleunigende Druckgas steuerbar erzeugenden und/oder
zuführenden Einrichtung versehen ist. Ferner kann das Fühuungsrohr an seinem Innenumfang
mit in axialer Richtung in Abständen vorgesehenen, den Spalt zwischen Rakete und
Fübrungsrohr abdichtenden Ringdichtungen versehen sein.
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Gegebenenfalls können diese Ringdichtungen auch entfallen.
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Vorteilhafterweise ist das Pührungsrohr in Längsrichtung in zwei miteinander
verbindbare Halbschalen geteilt. Diese MaB-nahme erleichtert das Einbringen der
Rakete zum Herstellen der Startbereitschaft. Die beiden Halbschalen können durch
entsprechende Verbindungsbügel oder andere wirksame Verschlüsse miteinander verbunden
werden.
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Im unteren Bereich des Führungsrohres kann eine mit dem Inneren des
Führungsrohres verbundene Brennkammer für den Treibsatz vorgesehen sein, welche
für einen Feststofftreibsatz oder für einen Flüssigkeitstreibsatz geeignet ausgebildet
ist. Wie oben schon angeführt, können zusätzlich Zuführungen für ein in einem Druckgasbehälter
gelagertes Druckgas vorgesehen sein. Mit Vorteil ist die Brennkammer mit dem Führungsrohr
über eine Lochplatte verbunden. Dadurch ist die ätartende Rakete nicht dem direkten
Einfluß der Verbrennung in der Brennkammer ausgesetzt.
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In gewissen Fällen kann ein die Rakete beim Start tragender, axial
in dem Führungsrohr abgedichtet beweglicher Gleitkolben vorgesehen sein, welcher
an seiner Unterseite mit dem Druckgas beaufschlagbar ist. Dies bietet den Vorteil,
daß die Raketentriebwerke und die oft im unteren Bereich der Rakete offen zugänglich
vorgesehene Instrumentierung, wie beispielsweise beim Flüßsigkeitstriebwerk die
Flüssigkeitsventile, die Rohrleitungen, eine urbopumpe, Steuerorgane oder dergleichen
nicht in direkten Kontakt mit den gegebenenfalls heißen Druckgasen gelangen und
gegenüber Druckstößen geschützt sind.
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In einer gewünschten und geeigneten Höhe kann am Fuhrung8 rohr eine
durch die vorbeibewegte Rakete betätigbare Auslöseeinrichtung für die Zündung des
Raketenantriebs vorgesehen sein. Eine solche Einrichtung kann als Sicherheitseinrichtung
auch zusätzlich zu der eigentlichen, die Zündung auslösenden Einrichtung vorgesehen
werden.
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Falls ein Schrägstart der Rakete vorgesehen sein soll, kann das Rohr
für einen solchen Start in die entsprechende Schräglage schwenkbar ausgebildet sein.
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Die zu startende Rakete kann auf geeignete Weise in das Führungsrohr
eingebracht werden. Dies ist beispielsweise schon in der nontagehalle möglich. Fiihrungsrohr
und Rakete werden dann zum Startplatz transportiert ind das Führungsrohr dort entsprechend
verankert oder an für einen Start nach dem erfindungsgemäßen Verfahren vorgesehene
Einrichtungen befestigt. Die zu startende Rakete kann bei ortsfèste=, nicht längsgeteiltem
7ührungsrohr in dieses abgesenkt werden, oder sie wird in das schräggestellte oder
waagrecht geschwenkte
Führungsrohr eingeschoben. Selbstverständlich
ist es auch möglich, das Führungsrohr im Boden versenkt anzuordnen.
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Nachfolgend wird eine Ausführungsform einer Einrichtung gemäß der
Erfindung anhand der Zeichnung erläutert.
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In der Zeichnung zeigt: Fig. 1 einen Schnitt durch ein Führungsrohr
mit Brennkammer und Druckgaszuleitung und Fig. 2 eine Draufsicht auf ein geteiltes
E'uhrungsrohr ohne Rakete mit angedeutetem Befestigungsbügel.
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Die schematische Darstellung gemaß Fig. 1 zeigt die zu startende Rakete
1 in dem Führungsrohr 2. Im dargestellten Beispiel ist das Führungsrohr 2 von einem
weiteren Stützrohr 3 umgeben. Im unteren Bereich des Führungsrohres ist die Brennkammer
6 vorgesehen, in welcher ein fester Treibsatz aufgenommen ist. Dieser Treibsatz
kann durch eine Zündeinrichtung 7 gezündet werden. Zusätzlich ist eine Druckgasleitung
10 vorgesehen, welche über ein Ventil 9 und ein Eingangsrohr 8 mit der Brennkammer
in Verbindung steht. Uber der Brennkammbr ist die Lochplatte 11 angeordnet. Der
Spalt zwischen der Rakete 1 und der Innenfläche des Führungsrohres 2 ist durch in
axialer Richtung in Abständen angeordnete Dichtungsringe 4 abgedichtet. Im oberen
Bereich des Rohres, etwa in vier Fünftel seiner Höhe, ist ein Zündring 5 vorgesehen.
Dieser Zündring 5 löst über eine entsprechende Einrichtung an der Rakete das Zünden
der Raketentriebwerke aus.
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In der in der Fig. 2 dargestellten Draufsicht ist ein Führungsrohr
2 angedeutet, welches in Längsrichtung geteilt ist. Die dadurch gebildeten Halbschalen
sind an einer Seite über das Scharnier 12 miteinander verbunden.
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Die eine Halbschale 13 ist gestrichelt in aufgeklappter Stellung dargestellt.
Über ein schematisch angedeutetes Verschlußteil 15 kbnnen beide Halbschalen miteinander
verbunden werden.
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-Patentansprüche-