DE2146293C3

DE2146293C3 - Solid rocket engine

Info

Publication number: DE2146293C3
Application number: DE19712146293
Authority: DE
Inventors: Johannes Dipl.-Ing. 8025 Unterhaching; Weyl Rudolf Dipl.-Ing. 8012 Ottobrunn Schubert
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Filing date: 1971-09-16
Publication date: 1976-02-05

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Feststoffraketentriebwerk mit Mitteln zur Abbremsung des Vortriebschubs, die einen der rotationssymmetrisch ausgebildeten Schubdüse triebwerkskoaxial nachgeschalteten ortsfesten Umlenkring aufweisen.The invention relates to a solid rocket engine with means for braking the propulsive thrust, the one downstream of the thrust nozzle, which is designed to be rotationally symmetrical, is coaxial with the engine have stationary deflection ring.

Bei einer Vielzahl von Feststoffraketentriebwerken bzw. Flugkörpern mit einem solchen Triebwerk als Antrieb bedarf es zur Erfüllung ihrer Mission von einem bestimmten Zeitpunkt nach erfolgtem Start an einer Begrenzung oder sogar Reduzierung der bis dahin erreichten Fluggeschwindigkeit. Auf eine derartige Geschwindigkeitsbegrenzung bzw. -reduzierung wird beispielsweise häufig bei militärischen oder meteorologischen Zwecken dienenden raketengetriebenen Flugkörpern zurückgegriffen, nachdem sie eine bestimmte Flughöhe erreicht haben, sei es um im Fall von Flugkörpern erstgenannter Zweckbestimmung an deren Flugkörperspitzen installierte Infrarot-Zellen vor einem Erblinden infolge zu großer aerodynamischer Aufheizung zu bewahren oder um im Fall von Flugkörpern der letztgenannten Zweckbestimmung in Atmosphärenbereichen bestimmter Höhe mn konstanter Flugkörperverzögerung interessierende Messungen vorzunehmen.In the case of a large number of solid rocket engines or missiles with such an engine as a drive is required to fulfill its mission from a certain point in time after the start of a Limitation or even reduction of the airspeed reached up to that point. Such a speed limit or reduction is often used, for example, in military or meteorological cases Missile-propelled missiles used after they had a certain Have reached altitude, be it in the case of missiles of the first-mentioned purpose Missile tips installed infrared cells before going blind due to excessive aerodynamic To preserve heating or in the case of missiles of the last-mentioned purpose in atmospheric areas measurements of interest at a certain height mn constant missile deceleration to undertake.

Die vorerwähnte Begrenzung bzw. Reduzierung der Fluggeschwindigkeit läßt sich bekanntlich auf dem Wege einer Verringerung bzw. Beendigung des Vortriebschubs herbeiführen. Zu diesem Zweck sind bei bekannten Feststoffraketentriebwerken am hinteren Brennkammerende in gleichmäßigen Abständen voneinander über den Kammerumfang verteilte Fenster vorgesehen, die im gewünschten Augenblick beispielsweise durch Aufsprengen oder Betätigen eines Schiebers mit anschließendem Herausdrücken in den Fensteröffnungen vorgesehener Verdammungen durch den Brennkammerdruck freigegeben werden. Hierzu bedarf es allerdings eines Signals von einer Bodenstation bzw. eines integrierenden Beschleunigungsmessers, was den Raketenaufbau kompliziert. Schwierigkeiten bereiten in diesen Fällen die Verbrennungsinstabilitäten während des Ausströmens der Gase aus den geöffneten Brennkammerfenstern. Die häufig auftretende Schubasymmetrie, die aus einem ungleichzeitigen Herausschleudern der als Fensterverschlüsse fungierenden Bauteile aus der Brennkammerwand resultiert, wird als weiterer Nachteil angesehen. Aufgrund der Fensteranordnung am hinteren Brennkammerende ruft diese Sphuhasvmmetrie nämlich unerwünschte Momente um die Gier- und/oder die Nickachse hervor, welche die Rakete bzw. den raketengetriebenen Flugkörper unter einem Winkel mehr und mehr von der vorgesehenen Flugbahn wegführen.The aforementioned limitation or reduction of the airspeed can be known on the Bring about ways of reducing or terminating the propulsion thrust. For this purpose are known Solid rocket engines at the rear end of the combustion chamber at equal distances from one another Windows distributed over the circumference of the chamber are provided, for example, at the desired moment by blowing open or pressing a slider and then pushing it out in the window openings intended dams are released by the combustion chamber pressure. This requires However, it is a signal from a ground station or an integrating accelerometer, what the rocket structure complicated. Combustion instabilities cause difficulties in these cases while the gases are flowing out of the open combustion chamber windows. The frequently occurring thrust asymmetry, those from a non-simultaneous hurling out of the acting as window locks Components resulting from the combustion chamber wall is viewed as a further disadvantage. Due to the window arrangement At the rear end of the combustion chamber, this spherical asymmetry causes undesirable moments the yaw and / or pitch axis, which the rocket or the rocket-propelled missile under at an angle more and more away from the intended trajectory.

Es sind auch Triebwerksausführungen eingangs genannter Gattung bekanntgeworden, die zur Schubabbremsung den Umlenkring in Verbindung mit mechanischen, fluidischen oder elektromagnetischen Mitteln verwenden, und zwar zur Ablenkung des die Schubdüse verlassenden Gasstrahls. Solche zusätzliche mechanische Mittel sind beispielsweise der USA.-Patentschrift 33 54 645 und der GB-Patentschrift 7 54 065 zu entnehmen. Fluidische Mittel zum vorgenannten Zweck offenbart z.B. die USA.-Patentschrift 29 14 916. Die Verwendung elektromagnetischer Mittel zum gleichen Zweck ist beispielsweise in der USA.-Patentschrift 27 63 125 und der FR-Patentschrift 1047 691 beschrieben. There are also engine designs of the type mentioned at the beginning known that are used for thrust braking the deflection ring in connection with mechanical, fluidic or electromagnetic means use to deflect the gas jet leaving the nozzle. Such additional mechanical Means can be found in US Pat. No. 33 54 645 and GB Pat. No. 7 54 065, for example. Fluidic means for the aforesaid purpose is disclosed, for example, in U.S. Patent 29 14 916. The use electromagnetic means for the same purpose is for example in the USA. patent 27 63 125 and the FR patent specification 1047 691 described.

Es liegt die Aufgabe vor, das eingangs umrissene Raketentriebwerk hinsichtlich seiner Mittel zur Schubabbremsung zu vereinfachen.The task at hand is the rocket engine outlined at the beginning to simplify in terms of its means of deceleration.

Gelöst wird diese Aufgabe erfindungsgemäß dadurch, daß die Schubabbremsung ausschließlich bei Flugzuständen mit unterexpandierender Schubdüse stattfindet dadurch, daß die die Umlenkung des den Mantelbereich des Schubdüsenstrahls bildenden Strömungsteils bewirkende Kraft allein durch die Differenz aus Schubdüsenaustrittsdruck und an der Schubdüse anliegendem atmosphärischen Gegendruck bestimmt ist.This object is achieved according to the invention in that the deceleration only occurs when Flight conditions with under-expanding thrust nozzle takes place in that the deflection of the The mantle area of the flow part forming the thrust nozzle jet is caused solely by the difference determined from the exhaust nozzle outlet pressure and the atmospheric back pressure applied to the exhaust nozzle is.

Die Erfindung wird somit in einer Ausnutzung einer bekannten Wirkung gesehen. Es ist klar, daß die ergriffenen Maßnahmen einen Kompromiß darstellen, der bei unterexpandierender Schubdüse eine Leistungsverminderung zur Folge hat. Diese wird aber zugunsten des mit der Schubabbremsung jeweils verfolgten Zwecks in Kauf genommen, wie überhaupt bei jeder Schubahbremsung die installierte Vertriebsleistung nicht optimal genutzt wird.The invention is thus seen as making use of a known effect. It is clear that the seized Measures represent a compromise that results in a reduction in performance when the exhaust nozzle is under-expanding has the consequence. However, this is pursued in favor of the one with the overrun braking For this purpose, the installed sales service is accepted, as is generally the case with any overrun braking is not used optimally.

Beim Feststoffraketentriebwerk gemäß der Erfindung wirkt der Umlenkring, ohne daß es hierzu zusätzlicher mechanischer, fluidischer oder elektromagnetischer Mittel und eines Signals von einer Bodenstation oder eines integrierenden Beschleunigungsmessers bedarf, von sich aus geschwindigkeitshemmend, und zwar lediglich in großen Flughöhen. Zurückzuführen ist diese Wirkung auf den in solchen Höhen nur geringen Gegendruck und die daraus resultierende Aufweitung des aus der Schubdüse strömenden Gastrahls. Hingegen strömt der Schubdüsenstrahl in geringeren Flughöhen, also bei fehlender Aufweitung ohne Beeinträchtigung durch den Umlenkring an diesem vorbei.In the solid rocket engine according to the invention, the deflection ring acts without it being additional mechanical, fluidic or electromagnetic means and a signal from a ground station or an integrating accelerometer, inherently speed-inhibiting, namely only at high altitudes. This effect is due to the only slight counter pressure at such heights and the resulting expansion of the gas jet flowing out of the exhaust nozzle. However the thruster jet flows at lower altitudes, i.e. without any impairment if there is no expansion through the deflection ring past this.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachfolgend an Hand der Zeichnung näher erläutert, die lediglich eine Prinzipsskizze darstellt, in welcher der Umlenkring zur Verdeutlichung des Wirkprinzips übergroß wiedergegeben ist.An embodiment of the invention is explained in more detail with reference to the drawing, which only represents a principle sketch in which the deflecting ring is oversized to illustrate the operating principle is reproduced.

Die Figur zeigt einen Flugkörper 1. Als Antrieb dient diesem ein Feststoffraketentriebwerk 2, dessen Brennkammer mit 3 und dessen Schubdüse mit 4 bezeichnet sind. Über das hintere Schubdüsenende reicht ein Umlenkring 5 hinaus, dessen Querschnitt turbinenschaufelartig gestaltet ist.The figure shows a missile 1. A solid rocket engine 2, its combustion chamber, serves as its drive with 3 and its thrust nozzle with 4 are designated. A deflection ring extends over the rear end of the thrust nozzle 5 addition, the cross-section of which is designed like a turbine blade.

An der dem Düsenaustritt zugewandten Ringfläche des Umlenkringes 5, die das Bezugszeichen 6 trägt, erfährt der Mantelbereich des aus der Schubdüse 4 austretenden Gasstrahls im aufgeweiteten Zustand 9b eine Umlenkung von — wie durch Pfeile 7 angedeutet ist —On the annular surface of the deflecting ring 5 facing the nozzle outlet, which bears the reference number 6, the jacket area of the gas jet emerging from the thrust nozzle 4 experiences a deflection of - as indicated by arrows 7 - in the expanded state 9b.

180°. Der LJmlenkwinkel kann ebenso natürlich kleiner als 180° sein. Im normalen Zustand 9a, d. h. wenn keine Schubabbremsiing stattfindet, strömt der gesamte Schubdüsenstrahl am Umlenkring 5 \orbei, ohne von diesem beeinträchtigt zu werden. Der Umlenkring 5 ist mittels Stege 8 am Düsenkörper fixiert.180 °. The steering angle can of course also be smaller than 180 °. In the normal state 9a, i.e. H. if there is no overrun braking, all of it flows Thruster jet past the deflection ring 5 \ without being affected by it. The deflection ring 5 is fixed by means of webs 8 on the nozzle body.

Hierzu 1 B'att ZeichnungenIn addition 1 B'att drawings

Claims

Claim:

Solid rocket engine with means for braking the propulsive thrust, which is one of the rotationally symmetrical trained thruster engine coaxially downstream stationary deflection ring have, characterized in that the thrust braking only in flight conditions with under-expanding thrust nozzle (4) takes place in that the deflection of the The jacket area of the thrust nozzle jet forming the flow part causing the force alone Difference between the exhaust nozzle outlet pressure and the atmospheric back pressure applied to the exhaust nozzle (4) is determined.