-
R a k e t e n m o t o r Der Gegenstand der Erfindung bezieht sich
auf einen Raketenmotor mit in einer Brennkammer untergebrachtem Treibstoff und einer
Düse am Brennkammerausgang.
-
Bei Raketen stellt sich immer wieder die Aufgabe, die Reichweite zu
steigern, ohne die sonstigen Bedingungen, z.B. die äußeren Abmessungen, die Abschußbedingungen,
insbesondere die Abgangsgeschwindigkeit vom Werfer, wesentlich zu ändern. Eine solche
Reichweitensteigerung ist beispielsweise durch einen Motor mit zwei Schubphasen
möglich. Dabei ist die erste Schubphase für den Start so ausgelegt, daß diese beendet
wird, bevor die Rakete hohc Machzahlen mit hohen Wideratand sverlu sten erreicht
Die zweite Schubphase dient in erster Linie dazu, den aerodynamischen Widerstand
zu kompensieren, um Reichweite und Schußgenauigkeit zu erhöhen.
-
Diesen Anfordexungen an das Schubprogramm der Rakete wird in bekanntcr
Weise lurch zwei Raketenmotoren entsprochen, wobei ein Startmotor mit hohem Schub
und vergleichsweise kurzer Brenndauer und ein Marschmotox mit niedrigem Schub und
vergleichsweise langer
Brenndauer vorgesehen sind. Wird der Startmotor
nach Brerulschluß nicht abgeworfen, so bereitet die Integration (les Marschmotors
in den Flugkörper Schwierigkeiten. Für den J?all, daß der Marschmotor in Flugrichtung
gesehen vor dem Startmotor angeordnet ist, besteht die Möglichkeit, daß der Schubstrahl
unter einem Winkel zur Flugkörperachse seitlich ausgeblasen werden kann oder aber
die Gase durch ein Gasleltrohr zum Raketenheck geleitet werden müssen.
-
Die erstere Möglichkeit hat unter anderem den Nachteil, daß durch
das seitliche Ausblasen ein Impulsverlust entsteht, so daß der gerätespezifische
Impuls absinkt. Außerdem wird ein Teil des sonst mit Treibstoff ausfüllbaren Brennkammervolumens
zur Unterbringung der schief angesetzten Düsen sowie der Anztiiidvorrichtuug benötigt.
Die zweite Möglichkeit vermeidet zwar das seitliche Ausblasen der Gase, Verluste
im gerätespezifischen Impuls treten jedoch auch auf und zwar durch Reibung und Aufheizung
im Gasleitrohr. Das Gasleitrohr ist zudem ein empfindliches und teueres Bauteil,
welches in das Starttriebwerk integriert werden muß und das nutzbare Brennkammervolumen
vermindert.
-
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Raketenmotor für stark
unterschiedliche Schubhöhen, daß heißt, angepaßt insbesondere an die Startphase
und an die Marschphase, zu entwickeln.
-
Erfindungsgemäß wird vorgesehen, daß der Düsenhalsquerschnitt des
Raketenmotors während des Abbrennens des Treibstoffes verände.
rbar
ist. Mit dem Ausdruck Düsenhalsquerschnitt ist bei Vorhandensein mehrerer Düsen
auch die Summe der Düsenhalsquerschnit te umfaßt. Nach einem weiteren Merkmal der
Erfindung wird der Raketenmotor so gestaltet, daß das Verhältnis ton brennender
Oberfläche des Treibstoffes zum 1)tisenllalsquerschnitt mittels einer mechanischen
Vorrichtung so veränderbar ist, daß die zum einwandfreien Abbrennen des Treibsatzes
notwendigen Verhältnisse erhalten bleiben. Die Veränderung bzw. Einstellung des
Düsenhalsquerschnittes zielt dabei im Sinn der gestellten Aufgabe in der Regel auf
eine Verengung des Düsenhalsquerschnittes im Verlaufe des Abbrandes des Treibsatzes.
Diese Einstellbarkeit kann sowohl kontinuierlich, schrittweise oder nur einmalig
vorgenommen werden.
-
Die erfindungsgemäß vorgesehene Einstellbarkeit bzw. Veränderbarkeit
des Düsenhalsquerschnittes kann mittels mechanischer Vorrichtungen, die z.B. während
des Abbrandes des Treibstoffes auslösbar sind, vorgenommen werden. Verschiedene
Ziele der Einstellbarkeit des Raketenmotors können erfindungsgemäß durch die Anwendung
einer Umschalt- bzw. Anpaßdüse verwirklicht werden. So kann z.B. die Düse auf Schwankungen
in der Größe der brennenden Oberfläche angepaßt werden, wenn dadurch andere Vorteile,
z.B.
-
hoher Füllungsgrad der Treibladung, erhöhter Brennschlußschub, zutage
treten. Auch ist es möglich, den DUsenhalsquerschnitt durch mechanische Mittel der
Treibgasfördermenge so anzupassen, daß ein einwandfreies und gUnstiges Arbeiten
des Raketenmotors gewährleistet ist. Der Raketenmotor kann also nicht nur auf stark
unterschiedliche Schubhöhen während des Betriebes eingestellt werden. Es kann auch
der Düsenhalsquerschnitt so der bremsenden
Oberfläche des Treibstoffes
angepaßt werden, daß ein einwandfreies und günstiges Arbeiten der Rakete auch bei
solchen Treibsätzen gewährleistet wird, bei denen sich die brennende Oberfläche
über die Brennzeit stark ändert.
-
Die mechanische Vorrichtung zur Veränderung des DEsenhalsquerschnittes
kann z.B. in Richtung der Längsachse des Raketenmotors, d.h. axial bewegt werden,
vorteilhaft ist es aber auch, sie senkrecht beweglich zur Längsachse anzuordnen.
Die Vorrichtung selbst kann nach weiteren Vorschlägen, z.B. als ein Drehkörper oder
als ein zylindrischer Schiebekörper ausgebildet sein.
-
Für die Auslösung der Veränderung des Düsenhalsquerschnittes wird
nach einem weiteren Erfindungsgedanken vorgeschlagen, diese nach einem vorgegebenen
Abbrand des Treibstoffes mittels der Treibgase zu bewirken, indem beispielsweise
zu dem anvisierten Zeitpunkt des Abbrandes die mechanische Umschaltvorrichtung mit
dem Druck der Treibgase ueber ein Druckrohr beaufschlagt wird.
-
Die Brennkammer des erfindungsgemäßen Raketenmotors kann sowohl mit
festen als auch mit flüssigen Treibstoffen betrieben werden.
-
Die vorgeschlagene Umschaltdü.se -läßt sich besonders wirkungsvoll
mit Treibsätzen unterschiedlicher Brenneigenschaften, z.B. Brenndauer, kombinieren.
Dabei kann beispielsweise die Umschaltvorrichtung für die Veränderung des Düsenhalsquerschnittesnach
dem Abbrennen eines ersten Treibsatzes ausgelöst werden.
-
Für Raketen vergleichsweise großer Reichweite wird vorgeschlagen,
als Starttreibsatz einen als Sterninnenbrenner ausgebildeten Feststofftreibsatz
zu verwenden und für die Marschphase einen als Stirnbrenner ausgebildeten Beststofftreibsatz,
die zweckmäßig in der gleichen Brennkammer untergebracht sind, so daß beim Start
nur der Starttreibsatz gezündet zu werden braucht.
-
Bei einer solchen Ausbildung des Raketenmotors wird das nutzbare Brennkammervolumen
nicht abgemindert und eine Anzündung des Narschtreibsatzes entfällt. Das leergebrannte
Startbrennkammerteil dient dann als Gasleitrohr für den Marschtreibsatz und besitzt
einen großen Querschnitt, so daß geringe Strömungsverluste auftreten. Bci geeigneter
Wärmeisolierung der vom Starttreibsatz vorgewärmten rammer kann der Impulsverlust
des Marschmotors sehr gering gehalten werden.
-
Weitere Einzelheiten der Erfindung werden nachfolgend in der Zeichnung
an einigen Ausführungebeispielen erläutert. Es zeigen Fig. 1 einen Raketenmotor
mit zwei Treibsätzen Fig. 2 das Schubdiagramm des Raketenmotors nach Fig. 1 Fig.
3 eine drehbare Umschaltvorrichtung für die Düse des Raketenmotors nach Fig. 1 Fig.
4 eine verschiebbare Umschaltvorrichtung flir die Düse Fig. 5 und 6 eine Absperrvorrichtung
für einen Raketenmotor mit mehreren Düsen in zwei Ansichten Fig. 7 eine axial verschiebbare
Umschaltvorrichtung
für die Düse und Fig. 8 und 9 eine kontinuierlich
einstellbare Umschaltvorrichtung für die Düse in zwei Ansichten.
-
Der Raketenmotor 1 nach Fig. 1 weist in seiner Brennkammer im vorderen
Teil den als Stirnbrenner ausgebildeten Feststofftreib satz 4 für dic Marschphase
und in seinem hinteren Teil den al Sterninnenbrenner ausgebildeten Feststofftreibsatz
2 für die Startphase auf. Zwischen den beiden Treibsätzen 2 und 4 ist eine Spalte
3 vorgesehen, so daß ein einwandfreies Anzilnden des Marschtreibsatzes 4 mit dem
Starttreibsatz gewährleistet ist und eine gegenseitige Beeinflußung der Treibsätze
beim Lagern weitgehend ausgeschaltet wird. Das Raketenheck wird von der Düae 7 gebildet,
in deren engstem Bereich, dem Düsenhals 8, die Vorrichtung 9 zum Verändern des Düsenhalsquerschnittes
vorgesehen ist. Die Vorrichtung 9, die in den nachfolgenden Figuren noch näher erläutert
wird, kann z.B durch das Druckrohr 5 an einer vorgegebenen Stelle 6 mit dem Marschtreibsatz
4 verbunden sein, so daß bei Erreichen der Stelle 6 durch die Abbrandfront kurz
nach Brennschluß des Starttreibsatzes 2 die Treibgase über das Druckrohr 5 die Vorrichtung
9 beaufschlagen und in Bewegung versetzen können, In der Fig. 2 ist der Schubverlauf
F der Rakete über der brennzeit tb der Treibsätze 2,4 skizziert.
-
Die in der Fig. 1 dargestellte Vorrichtung 9 zum Verändern des DUsenhalsquerschnittesist
in der Fig, 3 beispielsweise als Umschaltdüse mittels des Drehkörpers 16 ausgebildete
In den Drehkörper 16 ist die kleinere Marschdüse 10 eingearbeitet. Bei Beaufschlagung
des Druckraumes 13 durch die Treibgase wird der
Drehkörper 16 mit
hilfe einer nicht eingezeichneten mechanischen Vorrichtung um die Achse 11 geschwenkt
und die Marschiüse 10 in den Düsenhals 8 eingeführt. Dabei kann der Drehkörper 16
so ausgebildet sein, daß am hinteren Ende des Düsenhalses 8 vorgesehene Bohrungen
42 nach dem Umschalten des Drehkörpers freigegeben werden. Diese Bohrungen 12 dienen
dann der Belüftung des Greibgasstrahles des Marschtreibsatzes, um eine Überexpansion
zu vermeidez. Außerdem ist es möglich, durch diese Bohrungen 12 eine zusätzliche
Grenzschichtabsaugung zu bewirken.
-
Bei der Umschaltvorrichtung nach Fig. 4 ist ein. senkrecht zur Längsachse
des Raketenmotors 1 verschiebbarer zylindrischer Schieber 15 vorgesehen, der mit
der Marschdllse 10 ausgerUstet ist und Uber den sich in dem Druckraum 15 aufbauenden
Treibgasdruck in Bewegung gesetzt wird. Der Schieber 15 kann ebenfalls im Ausgangsbereich
der Marschdüse 10 mit Belüftungsschlitzen 14 ausgebildet sein, die die gleiche Aufgabe
wie die Bohrungen 12 der Fig. 3 haben.
-
Bei sich im Flug um die Längsachse drehenden Raketen kann die durch
die Umschaltvorrichtungen nach den Figuren 3 und 4 bewirkte Asymmetrie der Düse
negative Wirkungen auf die flugmechanischein Eigenschaften der Rakete haben. In
diesem Fall müssen Ausgleichsmassen derart verschoben werden, daß die Achsen des
inräg heitsellipsoids erhalten bleiben. Für einen solchen Fall der sich um die Längsachse
drehenden Rakete wird als Alternative 'zur Verwendung von Ausgleichsmassen eine
Lösung nach Fig. 5 und 6 vorgeschlagen, bei der in der Startphase sowohl zwei Startdüsen
7 als auch zwei Marschdüsen 10 durchströmt werden. Nach
Beendigung
der Startphase werden die Diesen 7 im Bereich des DUsenhalses 8 mit der hbsperrvorrichtung
17 verschlossen. Die Absperrvorrichtung muß fUr beide Düsen 7 synchron arbeiten,
um Störmomente beim Absperren zu vermeiden.
-
Die geschilderten Umschalt- bzw. Absperrvorrichtungen werden nach
dem Start der Rakete zunächst thermisch hoch belastet und müssen anschließend bewegt
werden. Wegen der notwendigen Dichtung vor und nach der Betätigung einerseits und
der ungleichmäßigen Wärmedehnung andererseits kann die Konstruktion einer solchen
Vorrichtung mit reproduzierbaren Eigenschaften Schwierigkeiten bereiten. Durch Anbringen
eines Films einer schmelzenden oder verbrcnnenden oder verdampfenden oder weichwerdenden
oder sich abreibenden Substanz od.dgl. an den Gleitfäden dürfte sich diese Schwierigkeit
beheben lassen. Da beim Arbeiten des Marschtriebwerks die je Zeiteinheit übertragene
Wärmemenge im Vergleich zur Startphase absinkt, besteht sogar die Möglichkeit, daß
sich bei einer geeigneten Substanz diese wieder verfestigt und somit als Dichtung
wirkt.
-
In der Fig. 7 ist eine in axialer Richtung verschiebbare Umschaltvorrichtung
dargestellt. In dem Führungsrohr 19 ist der die Marschdüse 10 enthaltende Zylinder
18 mittels der Verstrebung 20 gehalten, die z.B. durch den Druck des Treibgases
zu einem vorgegebenen Zeitpunkt des Abbrandes entriegelt wird. Vor der Entriegelung
ist das Ende der Marschdüse 10 am Ende 23 dem FWirungsrohres 19 gehalten, nach der
Entriegelung klemmt sich der Zylinder 18 im Bereich des Düsenhalses 8 fest. Eine
solche Anordnung
weist allerdings eine Verringerung des nutzbaren
rennkammervolumens gegenüber den anderen Ausführungen auf. Belüftungsschlitze in
der Düse 7 können bei dem Beispiel nach Fig. 7 durch Ladungen 21 erzielt werden,
die in Bohrungen 22 der Düse 7 stecken und während der Brennzeit der ersten Phase
abbrennen.
-
Die Fig. 8 und 9 zeigen eine Möglichkeit auf, die erfindungsgemäße
Umschaltung der Düse, d.h. die Veränderung des Düsenhalsquerschnittes kontinuierlich
z.B. mittels des Druckes des Treibgases gesteuerter Nocken 24 vorzunehmen, die ähnlich
wie der Schieber nach Fig. 4 in den Düsenhais eingefahren werden.