DE2063653A1

DE2063653A1 - Solid rocket fuel - with foam polyurethane intermediate layers

Info

Publication number: DE2063653A1
Application number: DE19702063653
Authority: DE
Inventors: Heinz 3074 Steyerberg; Kleiß Joachim 3073 Liebenau Dilchert
Original assignee: Dynamit Nobel AG
Current assignee: Dynamit Nobel AG
Priority date: 1970-12-23
Filing date: 1970-12-23
Publication date: 1972-07-06

Abstract

Internally burning propellant is tubular and consists of segments joined together by elastic, radially-directed intermediate layers; pref. it has 2 semicircular halves, the channel between which and the layers has a round or polygonal flow cross section with only 2 flat longitudinal grooves. The layers first become adhesive and close the long slits in the layers, before burning with the fuel.

Description

Innenbrenner-Feststofftreibsatz Die Erfindung betrifft einen Innenbrenner-Feststof£treibsatz für Raketentriebwerke, mit einem rohrförmigen Trebstorfkörper.Internal burner solid propellant The invention relates to an internal burner solid propellant for rocket engines, with a tubular peat body.

Im Raketenbau strebt man an, die Leistungen der Triebwerke zur Erzietung größerer Reichweiten oder zur Erhdhung der Nutzlasten zu steigern. Hierzu muß man sich hochkalorischer Treibstoffe bedienen, hohe BrenndrUcke wählen und hohe Millungsfaktoren erreichen.In rocket construction one strives to achieve the performance of the engines to increase the range or to increase the payload. You have to do this Use high calorific fuels, choose high combustion pressures and high mill factors reach.

Zit den herkömmlicñen Treibsatzgeometrien lassen sich die gestellten Forderungen aber aus den nachstehend beschriebenen Gründen nicht zufriedenstellend bzw.The provided However, the requirements are unsatisfactory for the reasons described below respectively.

risikolos erfüllen. Raketentriebwerke müssen im Temperaturbereich von -40 C bis + 50 C einwandfrei und gefahrlos funktionieren. Festtreibstoffe besitzen im allgemeinen einen höheren thermischen Ausdehnungsfaktor als die für den Bau von Raketenbrennkammern zur VerfUgung stehenden Werkstoffe. Diese unterschiedlichen thermisehen Eigenschaften bewirken, daß ein Treibsatz, der bei einer Temperatur von + 50 0C mit seinem Außendurchmesser innen an der Brennk(zmmerruand anliegt, bei niedrigeren Temperaturen stärker als die Brennkammer schrumpft und so ein Spalt zwischen Treibsatz und Brennkammer entsteht.meet risk-free. Rocket engines must be in the temperature range function properly and safely from -40 C to + 50 C. Own solid propellants generally a higher thermal expansion factor than that for the construction of Rocket combustion chambers available materials. These different thermal properties cause a propellant, at one Temperature of + 50 0C with its outer diameter inside the furnace (zmmerruand is applied, at lower temperatures more than the combustion chamber shrinks and this creates a gap between the propellant and the combustion chamber.

Soll ein Treibsatz, der als Innenbrenner einen Rohrkörper darstellt, während der Zündung un bei Druckschwankungen während des abbrandes, insbesondere bei tiefen Temperaturen, bei denen der Treibstoff versprödet, nicht zerstört werden, so muß ein verzögerungsfreier Druckausgleich zwischen dem Innenraum des Rohrkörpern und dem außenliegenden Spalt gegeben sein.If a propellant charge that represents a tubular body as an internal burner, during ignition and pressure fluctuations during combustion, in particular are not destroyed at low temperatures at which the fuel becomes brittle, so must a delay-free pressure equalization between the interior of the tubular body and the external gap.

Dieser Druckausgleich läßt sich aber bei hohen und steil ansteigenden Zünd- und Anbranddrücken> wie sie bei leistungsstarken Triebwerken erforderlich sind, nur aufwendig und nicht zuverlassig durchführen. Treibsatzrisse und Triebwerkszerleger sind daher nicht auszuschließen.This pressure equalization can, however, be achieved at high and steeply rising levels Ignition and combustion pressures> as required for powerful engines are only laborious and cannot be carried out reliably. Propellant cracks and engine dismantling therefore cannot be ruled out.

Die herkömmlichen verzahnten Innenbrennerkonstruktionen verlangen, bedingt durch die große Anfangsbrennfläche, einen verhältnismäßig großen, freien Sternquerschnitt, der den Fullungsfaktor negativ beeinflußt.The traditional toothed internal burner designs require Due to the large initial focal area, a relatively large, free one Star cross-section, which has a negative effect on the filling factor.

Aurgabe der vorliegenden Erfindung ist es, eilen Innenbrenner-Feststofftreibsatz zu schaffen, der unter hohem Druck abgebrannt werden kann, ohne daß die Gefahr der Zerstörung des Treibsatzes besteht. Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß der rohrförmige Treibstoffkörper aus mehreren durch elastische, radial ausgerichtete Zwischenlagen miteinander verbundenen Treibstoffsegmenten besteht.The object of the present invention is to provide an internal burner solid propellant to create that can be burned off under high pressure without the risk of Destruction of the propellant. According to the invention, this object is achieved by that the tubular propellant body of several by elastic, radially aligned Intermediate layers interconnected fuel segments consists.

Die Treibstoffsegmente dienen dazu, die durch thermische Ausdehnung des Treibstoffs auftretenden Kräfte abzufangen und einen Raum für eine ungehinderte Ausdehnung zu schaffen. Gleichzeitig wird aber gewährleistet, daß die Segmente niit ihrer Außenseite fest und sicher an der Brennkammerwand anliegen.The fuel segments are used to prevent thermal expansion of the fuel to intercept forces and a space for unhindered To create expansion. At the same time, however, it is ensured that the segments do not work rest firmly and securely on the outside of the combustion chamber wall.

Sie werden insbesondere durch den innerhalb der Bohrung des Innenbrenner-Treibstoffsatzes entstehenden Druck gegen die Brennkammerwand gepreßt. Durch die Aufteilung in einzelne Segmente ist die Gewähr dafür gegeben, daß der Treibsatz nicht zerstört wird.In particular, they are located inside the bore of the internal burner fuel set resulting pressure pressed against the combustion chamber wall. By dividing it into individual Segments guarantee that the propellant will not be destroyed.

In vorteilhafter Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, daß der Treibsatz aus zwei voneinander getrennten, etwa halbkreisförmigen Hälften besteht und der zwischen ihnen und den Zwischenlagen gebiSdete Kanal einen runden oder vieleckigen, mit zwei flachen Längsnuten versehenen Strömungsquerschnitt besitzt. Zur Erzielung des angestrebten Zweckes reicht es aus, den Treibsatz in zwei Hälften zu unterteilen, die lose - durch die Zwischenlagen voneinander getrennt - aneinanderliegen und einen iscnraum mit kreisförmigem Querschnitt einschließen, innerhalb dessen die Verbrennung stattfindet. Die Zwischenlagen brauchen sich in radialer Richtung nicht so weit zu erstrecken wie die Treibsatzhälften.In an advantageous embodiment of the invention it is provided that the Propellant consists of two separate, approximately semicircular halves and the channel formed between them and the intermediate layers is a round or polygonal, has flow cross-section provided with two flat longitudinal grooves. To achieve For the intended purpose, it is sufficient to divide the propellant charge into two halves, which loosely - separated from one another by the intermediate layers - lie against one another and one Include a space with a circular cross-section, within which the combustion takes place. The intermediate layers do not need to extend so far in the radial direction to extend like the propellant halves.

Hierdurch entstehen nutenförmige Räume, die sich radial an den röhrenförmigen Brennraum anschließen.This creates groove-shaped spaces that radially adjoin the tubular Connect the combustion chamber.

Zweckmäßigerweise ist vorgesehen, daß mindestens eine der elastischen Zwischenlagen mit einem Längsschlitz versehen ist. Der Lngsschlitz bietet eine zusätzliche Ausdehnungsreserve bei hohen Temperaturen. Die elastischen Zwischenlagen können aus einem Material gefertigt sein, das beim Abbrand des Treibstoffes teilweise mitverbrennt, aber vorher durch die Wärmeeinwirkung einen i'lebrigen Zustand annimmt und dadurch die Längs schlitze der Zwischenlagen während des Abbrandes laufend - schließt.It is expediently provided that at least one of the elastic Intermediate layers are provided with a longitudinal slot. The longitudinal slot offers an additional Expansion reserve at high temperatures. The elastic intermediate layers can be made of a material that partially burns when the fuel burns, but before that it assumes a remaining state through the action of heat and thereby the Longitudinal slots in the intermediate layers continuously during the burn - closes.

Die Erfindung wird im folgenden unter Bezugnahme auf die Figuren an einem Ausführungsbeispiel naher erläutert.The invention is described below with reference to the figures an exemplary embodiment explained in more detail.

In der Zeichnung zeigt Fig. 1 ein Raketentriebwerk nach der Erfindung im Längsschnitt entlang der Linie 1-1 der Fig. 2, Fig. 2 zonen Querschnitt entlang der Linie II~tI der Fig. 1 und Fig. 3 ein Abbrand-Druckdiagramm für das dargestellte Triebwerk bei Verwendung eines Treibstoffes mit gleichbleibender Brenngeschwindigkeit.In the drawing, Fig. 1 shows a rocket engine according to the invention in a longitudinal section along the line 1-1 of FIG. 2, FIG. 2 along the zone cross-section the line II ~ tI of Fig. 1 and Fig. 3 is a burn-up pressure diagram for the illustrated Engine when using a fuel with a constant burning speed.

Der Treibsatz besteht aus zwei etwa halbkreisförmigen Treibstoffhälften 1,2, oie durch längslaufende elastische Streifen 3,4, die beispielsweise aus einem weichen Polyurethan bestehen, miteinander verbunden sind. Der Trei bsatzaußendurchmesser ist so gewählt, daß er sich bei + 20 ° C unter Vorspannung der elastischen Streifen 3,4 in die Brennkammer 5 einschieben läßt, bei - 40 c , also dann, wenn der Treibsatz in seinem Durchmesser geschrumpft ist, die Treibsatzhälften 1,2 noch an die Brennkammerwand andrückt.The propellant consists of two roughly semicircular fuel halves 1.2, oie by longitudinal elastic strips 3.4, for example from a are made of soft polyurethane, are connected to each other. The outer diameter of the drive assembly is chosen so that it is at + 20 ° C under pretensioning of the elastic strips 3.4 can be pushed into the combustion chamber 5 at -40 c, i.e. when the propellant has shrunk in diameter, the propellant halves 1,2 still on the combustion chamber wall presses.

Für die Ausdehnung des Treibsatzes durch eine Temperaturerhöhung von +20 0C ist durch die Anordnung eines Schlitzes 6 innerhalb des elastischen Streifens 4 ein Ausdehnungsspielraum gelassen. Der Schlitz 6 erstreckt sich in Längsrichtung über die gesamte Linie des Treibsatzes. Auf diese Weise wird die Bildung eines Spaltes zwischen-der Brennkammer 5 und dem Treibsatz und damit die Zerstörung des Treibsatzes durch schnell ansteigende und hohe Brenndrücke vermieten. Die außen auf dem Treibsatz 1,2 angebrachte Isolierung 7, die den Treibsatz röhrenförmig umschließt und nur an den Stirnseiten Offnungen besitzt besteht ebenfalls aus einem elastischen Material, wie z.. Polyurethan und dient dazu, die Unebeliheiten zwischen Treibsatz 1>2 und Brennkammerwand auszugleichen und die Zünd- und Abbranddruckstöße dämpfend abzufangen. Damit die thermisch bedingte Längenausdehnung des Treibsatzes unbehindert stattfinden kann, ist zwischen Brennkammer 5 und der Treibsatzisolierung 7 zusätzlich eine Gleitschicht 8, beispielsweise aus Talkum, angeordnet.For the expansion of the propellant charge by increasing the temperature by +20 0C is due to the arrangement of a slot 6 within the elastic strip 4 left room for expansion. The slot 6 extends in the longitudinal direction over the entire line of the propellant charge. This way a gap will be formed between the combustion chamber 5 and the Propellant and with it the destruction of the propellant through rapidly increasing and high combustion pressures. The outside on the propellant 1,2 attached insulation 7, which encloses the propellant tubular and only has openings on the end faces also consists of an elastic Material, such as. Polyurethane and serves to remove the inconveniences between propellant 1> 2 and the combustion chamber wall and dampen the ignition and combustion pressure surges intercept. So that the thermally induced linear expansion of the propellant charge unhindered can take place is between the combustion chamber 5 and the propellant charge insulation 7 in addition a sliding layer 8, for example made of talc, is arranged.

Da auf einen Druckausgleich innerhalb der Brennkammer nicht mehr Rücksicht genommen werden muß> ist der Treibsatzzünder 9 in Stabform im Innenkanal 10 des Treibsatzes untergebracht. Er ist an einer Halterung 11 befestigt, die an der der Düse 12 gegenüberliegenden Stirnseite 13 der Brennkammer montiert ist. Der Zünder 9 ragt somit in den Innenkanal 10 hinein. Durch die günstige Anordnung des Zünders 9 und durch den Wegfall von Druckausgleichselementen und der sonst üblichen Treibsatzhaluerungen läßt sich die wirksame Treibsatzlänge und damit der Füllungsfaktor gegenüber bekannten Triebwerken um einige Prozent erhöhen. Das Innenprofil des Treibsatzes ist geometrisch einfach. Es wird durch den bohrungsförmigen Innenkanal 10 gebildet, an den sich die in Längsrichtung verlaufenden Nuten 14,15 anscnlicßen, die dadurch gebildet sind, daß die Streifen 3,4 sich nicht bis hinein in den Innenkanal 10 erstrecken.Since there is no longer any consideration of pressure equalization within the combustion chamber must be taken> is the propellant fuse 9 in the form of a rod in the inner channel 10 of the Propellant housed. It is attached to a bracket 11 which is attached to the Nozzle 12 is mounted opposite end face 13 of the combustion chamber. The detonator 9 thus protrudes into the inner channel 10. Due to the favorable arrangement of the detonator 9 and through the elimination of pressure compensation elements and the otherwise usual propellant charge the effective propellant length and thus the filling factor can be compared to known ones Increase engines by a few percent. The internal profile of the propellant charge is geometric simple. It is formed by the bore-shaped inner channel 10 to which the longitudinal grooves 14, 15 which are formed thereby are that the strips 3, 4 do not extend into the inner channel 10.

Die Brennfläche ist so bemessen, daß eine noch ausreichende Startbeschleunigung fUr den Flugkörper gegeben ist, der Brenndruck mit Rücksicht auf die Zündstoßbelastung auf den Treibsatz Jedoch so klein wie möglich gehalten ist. Der kreisrunde freie Querschnitt des Innenkanals 10 mit den daran angrenzenden Längsnuten 14,15 führt zu einer Brennschluß-Brennfläche, die einem Brenndruck entspricht, der größer ist als der Anfangsbrenndruck. Dies führt zu vollen Verbrennung des Treibstoffes ohne die Bildung von Treibstoffrestkarotten. Durch das Fehlen von Restkarotten sind auch die sog. Nachbrenner ausgeschlossen, die , wenn sie nicht regelmäßig und mit gleicher Leistungshöhe auftreten, die Zielgenauigkeit beeinflussen oder auch Isolierungs-teile zur Triebwerkdüse herauswerfen.The focal area is dimensioned in such a way that there is still sufficient starting acceleration For the missile is given, the combustion pressure with regard to the ignition surge load on the propellant, however, is kept as small as possible. The circular free one Cross section of the inner channel 10 with the adjoining longitudinal grooves 14, 15 leads to a burn-out burn area which corresponds to a burn pressure which is greater than the initial combustion pressure. This leads to full combustion of the fuel without the formation of fuel carrots. Due to the lack of leftover carrots are also the so-called afterburner excluded, if they are not regular and with the same Performance level occur, influence the target accuracy or insulation parts eject to the engine nozzle.

In dem DSagratm nach Fig. 3 ist auf der Abszisse die Zeit und auf der Ordinate der Brenndruck aufgetragen.In the DSagratm according to FIG. 3, the abscissa is the time and the abscissa the ordinate plotted the combustion pressure.

PAnfang stellt den Anfangsbrenndruck nach dem Zünden des Treibsatzes dar. Der Brenndruck steigt nach der Zündung etwa linear an, um nach ungefähr 2/3 der Brenndauer den Maximaldruck PmaX zu erreichen. Danach sinkt der Brenndruck auf den Endwert PBrennschluß ab. Dieser Enddruck PBrennschluß ist so hoch ausgeRgts daß eine reguläre Verbrennung garantiert ist.PAnfang sets the initial combustion pressure after the ignition of the propellant The combustion pressure increases approximately linearly after ignition, by about 2/3 to reach the maximum pressure Pmax during the burning time. Then the combustion pressure drops the final value P burnout. This ultimate pressure of combustion is so high that regular combustion is guaranteed.

Ein weiterer Vorteil des erfindungsgemäßen Treibsatzes besteht in der festigkeitsgünstigen Ausbildung der Sreibstoffwandung, die bei den schnellbrennenden, hochkalorischen Treibstoffen noch zu akzeptablen Brennzeiten und Flugkörperbeschleunigungen führt. Durch den Innenkanal 10 in Verbindung mit den Nuten 14,15 wird außerdem ein für die Brenngase günstiger Strömungsquerschnitt gebildet, der gegenüber dem üblichen Sternquerschnitt einen geringeren Strömungs- widerstand aufweist. Die einfache geometrische Form des Treibsatzes erlaubt die Einhaltung einer hohen Maßgenauigkeit bei der Herstellung, wodurch Streuungen im Treibstoffgewicht und in der Brennzeit vermieden werden.Another advantage of the propellant charge according to the invention consists in the strength-favorable formation of the fuel wall, which in the fast-burning, high calorific fuels with acceptable burning times and missile accelerations leads. Through the inner channel 10 in connection with the grooves 14, 15 is also a Formed flow cross-section favorable for the fuel gases, compared to the usual Star cross-section has a lower flow has resistance. The simple geometric shape of the propellant charge allows compliance with a high Dimensional accuracy in manufacture, which means variations in fuel weight and be avoided in the burning time.

Der Treibsatz bedarf keiner besonderen Halterung, Zentrierung und Abdichtung in der Brennkammer 5.The propellant does not require any special holder, centering and Sealing in the combustion chamber 5.

Es ist lediglich eine Halterung für die ausgebrannte Isolierhülle 7 vorgesehen, die das Herausfliegen der Isolierhülle bei Brennschluß verhindert. Die Halterung besteht in einer mit der Isolierhülle 7 verbundenen Manschette 16, die mit ihrem angegossenen ist 17 in eine Rille am Brennkammerboden 13 eingreift.It is just a holder for the burnt-out insulating sleeve 7 provided, which prevents the insulation from flying out in the event of a fire. The holder consists of a sleeve 16 connected to the insulating sleeve 7, which with its cast-on is 17 engages in a groove on the combustion chamber bottom 13.

Die düsenseitige Stirnfläche des Treibsatzes ist zum Schutz gegen den Beschleunigungsstoß beim Start ebenfalls mit einer elastischen, stoßdämpfenden Isolierschicht 18 belegt.The nozzle-side face of the propellant is to protect against the acceleration shock at takeoff also with an elastic, shock-absorbing one Insulating layer 18 covered.

Claims

Expectations

Internal burner solid propellant for rocket engines, with a tubular propellant body, characterized in that the propellant body from several, by elastic, radially aligned intermediate layers (4,3) with each other connected fuel segments (1,2) is 2. propellant charge according to claim 1, characterized characterized in that it consists of two separate, approximately semicircular halves (1,2) and the channel (10) formed between it and the intermediate layers (4,3) a round or polygonal one with only two flat longitudinal grooves (14, 15) Has flow cross-section.

3. propellant charge according to claim 1 or 2, characterized in that at least one of the elastic intermediate layers (4,3) is provided with a longitudinal slot (6).

4. propellant charge according to claim 9, characterized in that the elastic Intermediate layers (4,3) made of one material. are that when the fuel burns Partly burned, but previously sticky due to the action of heat assumes and thereby the longitudinal slots (6) of the intermediate layers (4,3) during the burn continuously closes.

5. propellant charge according to one of claims 1 to 4, characterized in that that the intermediate layers (4,3) made of polyurethane - preferably in the foamed state - exist.

6. propellant charge according to one of claims 1 to 5, characterized in that that the nozzle-side face and the outer wall with shock-absorbing burn-off insulation and / or additional damping layers (7, 18) are equipped.

7. propellant charge according to one of the preceding claims, characterized in that that the ZüSer (9) attached to the face facing away from the nozzle and inside the central longitudinal bore (la) is arranged.

8. propellant charge according to one of the preceding claims, characterized in that that with a non-cylindrical inner profile of the propellant charge and equally thick Burn protection insulation on the cylindrical outer diameter of the propellant charge Burning end pressure is given, which is a regular one, none for all of the fuel Combustion guaranteed, causing non-stick residues.

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