DE2166904A1 - Antriebssystem fuer flugkoerper - Google Patents
Antriebssystem fuer flugkoerperInfo
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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
- F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
- F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
- F02K9/62—Combustion or thrust chambers
-
- 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
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
- F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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Description
"Antriebssystem für Flugkörper |:
(3. Ausscheidung aus P 21 59 :J5?.3-i3)
(3. Ausscheidung aus P 21 59 :J5?.3-i3)
Die Erfindung bezieht sich auf ein Antriebssystem für
Flugkörper, bestehend aus einen Treib »ras erz euper , Behnltern zur Aufnahme des Oxydators und des Brennstoffs, einem Treibstoifzufubr-, verteil- und -einspritzsystera, einer oder mehreren Brennkammern aiit siel: daran anschließenden Schubdüsen und wahlweise einem Steuerblock sowie einem diesem zugeordneten Programmgeber.
Flugkörper, bestehend aus einen Treib »ras erz euper , Behnltern zur Aufnahme des Oxydators und des Brennstoffs, einem Treibstoifzufubr-, verteil- und -einspritzsystera, einer oder mehreren Brennkammern aiit siel: daran anschließenden Schubdüsen und wahlweise einem Steuerblock sowie einem diesem zugeordneten Programmgeber.
Die bisher bekannten Antriebssystem? für Flugkörper verwenden
entweder festen oder flüssigen Brennstoff. Je nach Verwendung der einen oder anderen Brennstoffart können die
an derartige Antx-iebssysteme gestellten allgemeinen und speziellen Anforderungen nicht oder nur teilweise erfüllt
werden. In Bezug auf die allgemeinen Anforderungen an ein
Antriebssystem für Flugkörper der infrage stehenden Art sind Lagerfähigkeit des Antriebssystem einschließlich der
Treibstoffe zwischen - 50° C und + 70° C und BetriebsfEiligkeit
zwischen - 30° C und -!- 50° C, zeitlich unbegrenz.te
LagerfMhigkeit, reproduzierbare Leistungseigenschaften
unabhängig von der Lagerzeit und der Lag. er temperatur, vollkommene '.Vartungsfreiheil und absolute Rauchfreiheit
anzustreben.
609828/0005
BAD ORIGINAL
In Bezug auf die snezJ eilen Anf crdcruc gen an ein Antriebssystem
für Flugkörper flor infrat-e stehenden Art sind minimales
Bauvolumen bei max irr. μ 1 er Leistung, billige und einfache
Herstellung, beliebige Sch"b-Zei t— Charakteristik ,
beliebiges Schubniveau sowie universeller Anti-ieb für eine
Vielzahl von Flugkörpern unterschiedlichen Durchmessers
und unterschiedlicher Mission anzustreben.
Abgesehen von der Tatsache, daß je nach der verwendeten Brennstoff struktur - fest oder flüssig - weder die allgemeinen
noch die speziellen Anforderungen nicht oder nur unzureichend erfüllt werden, lnfit auch der bisheripe
konstruktive Aufbau derartiger Ai-triebssysteiüe keine
Möglichkeit aiii Erfüllung· der oben genannten Anforderungen
zu.
Ausgehend von den bekannten allgemeinen und speziellen Anforderungen
an Antriebssysteme für unbemannte Flugkörper hat sich die vorliorende Erfindung die Auf/rabe gestellt,
das Antriebssystem in IJezu," auf die Schubdüse so zu gestalten,
daß besondere spezielle Anforderungen, wie
a) beliebire Schub-Zeit—Charakteristik,
b) beliebiges Schubniveau,
c) universeller Betrieb für eine Vielzahl von Flugkörpern unterschiedlichen Durchmessers
und unterschiedlicher Mission
auch voll erfüllt werden können, und daß die sich an die
Brennkammer mit konstanter, der jeweiligen Treibstoffkombination
optimal angepaßter Innengeornetrie anschließende
Schubdüse wahlweise in einer schlittenartipen Führunp· axial
verschiebbar ist.
Eine andere Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, daß die Schubdüse aus einem Keramik- oder GraT>hitwerkstoff besteht,
BAD ORIGINAL
609828/0005 ...... ,
_. 3 - ? 1 R R Q Π /4
S *
Bei sehr langen Brennzeiten ist die konstruktive Ausbildung
der Wand der Brennkammer und der Schubdüse bei Beibehaltung
einer optimalen Inneneeoaetrie dadurch gekennzeichnet, daß
mindestens zwei konzentrisch ineinander liegende Mantel vorgesehen
sind, zwischen denen über einen freien Ringraura mindestens eine Treibstoffkomponente als Kühlmittel strömt.
In konstruktiver Hinsicht ist das erfindungsgemäße Antriebssystem
weiter dadurch gekennzeichnet, daß die Wand von Brennkammer und Schubdüse bei Beibehaltung einer.optimalen Innengeometrie
aus einfachem Stahlblech besteht. Diese Konstruktion wird dann zum Einsatz kommen, wenn sehr kurze Brennzeiten
vorliegen.
Bei längeren Brennzeiten kann die Wand von Brennkammer und
Schubdüse bei Beibehaltung einer optimalen Innengeometrie nach
einer weiteren Ausführungsform der Erfindung außen aus einem
tragenden Strukturwerkstoff und innen aus einem Ablaticnswerkstoff
bestehen.
Unabhängig davon, daß das erfindungsgeraäße Antriebssystem
nach einer bestimmten Treibstoffart ausgelegt ist, ist sein
konstruktiver Aufbau derart, daß es auch mit anderen Treibstoffen betrieben werden kann. So kann z.B. das erfindungsg/emäße
Antriebssystem, welches optimal ausgelegt, ist, für unsymmetrisches Dimethylhydrazin als Brennstoff und Salpetersäure
als Oxydator auch mit Treibstoffen wie Kerosin, Kerosin mit einem variierbaren Zusatz von Dimethylhydrazin, Monomethylhydrazin
und deren Kombination als Brennstoff sowie Salpetersäure mit einem variierbaren Zusatz von Distickstofftetroxyd
als Oxydator betrieben werden.
Die Vorteile, die mit dem erfindungsgemäßen Antriebssystem
für Flugkörper erreicht werden, bestehen darin, daß die an ein .System dieser Art gestellten speziellen Anforderungen,
wie z.B.
BAD ORIGINAL 60 9 828/0005
a) beliebige Schub-Zeit-Charakteristik,
b) beliebiges Schubniveau,
c) universeller Betrieb für eine Vielzahl von Flugkörpern unterschiedlichen Durchmessers
und unterschiedlicher Mission
voll erfüllt werden können.
Obwohl das erfiηdun.ρsgemäßα Antriebssystem die im Vorhergehenden
genannten allgemeinen und speziellen Anforderunren
in ihrer Gesamtheit erfüllt, wird der Grundgedanke der Erfindung dadurch nicht verlassen, daß die eine oder andere
Anforderung wegfällt und dadurch auch die beanspruchte Merkmalskonibination zur Erfüllung dieser Anforderungen
das eine oder andere Merkmal nicht mehr enthält.
Anhand der in der Zeichnung dargestellten Figur ist die
Erfindung nachfolgend an einem Ausführungsbeispiel näher
beschrieben.
In dieser Figur ist schematisch, die axialverschiebbare
Schubdüse 6 dargestellt. Über den Gleitschuh k6, der mit
Dichtungen k7 und Sperrorganen k8 ausgerüstet ist, kann
die Schubdüse 6 in Richtung F bzw. F' verschoben werden.
Die Verschiebung erfolgt vor Inbetriebnahme des Antriebssysteras.
ORIGINAL
609828/00Q5
Claims (5)
- Patentansnrüche) Antriebssystem für Flugkörper, bestellend aus einem Treibgaserzeuger, Behältern zur Aufnahme dos Oxydators und des Brennstoffes, einem Treibstoffzufuhr-, -verteilund-einspritzsystera, einer oder mehreren Brennkammern "mit sieb daran anschließenden Schubdüsen und wahlweise einem Steuerblock sowie einem diesem zugeordneten Programmgeber, dadurch gekennzeichnet daß die sich an die Brennkammer mit konstanter, der jeweiligen Brennstoffkorabination optimal angepaßter Innengeonietrie anschließende Schubdüse (6) wahlweise in einer schlittenartifiren Führung axial verschiebbar ist.
- 2.) Antriebssystem nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet , daB die Schubdüse (6) aus einem Keramik- oder Graphit-Werkstoff besteht.
- 3.) Antriebssystem nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Wand von Brennkammer und Schubdüse (6) bei Beibehaltung einer optimalen Innengeometrie aus mindestens zwei . konzentrisch ineinander liegenden M'-inteln besteht, zwischen denen über einen freien Ringraum mindestens eine Treibstoff komponente als Kühlmittel strömt.609828/000 5bad ORIGINAL
- 4.) Antriebssystem nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Wand von Brennkammer und Schubdüse (6) bei Beibehaltung einer optimalen Innengeowetrie aus einfachem Stahlblech besteht.
- 5.) Antriebssystem nach den Ansprüchen 1 bis h, d a d u r c 1; gekennzeichnet, daß die Wand von Brennkammer und Schubdüse (6) bei Beibe-.außenhaltung einer optimalen Innen,/eoinetrieWius einem tragenden Strukturwerkstoff und innen aus einem Ablationswerkstoff besteht.BAD ORiGfNAL609828/0005
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19712166904 DE2166904A1 (de) | 1971-12-01 | 1971-12-01 | Antriebssystem fuer flugkoerper |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19712166904 DE2166904A1 (de) | 1971-12-01 | 1971-12-01 | Antriebssystem fuer flugkoerper |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| DE2166904A1 true DE2166904A1 (de) | 1976-07-08 |
Family
ID=5830254
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| DE19712166904 Pending DE2166904A1 (de) | 1971-12-01 | 1971-12-01 | Antriebssystem fuer flugkoerper |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| DE (1) | DE2166904A1 (de) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2000079116A1 (de) * | 1999-06-17 | 2000-12-28 | Astrium Gmbh | Raketenschubkammer |
-
1971
- 1971-12-01 DE DE19712166904 patent/DE2166904A1/de active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2000079116A1 (de) * | 1999-06-17 | 2000-12-28 | Astrium Gmbh | Raketenschubkammer |
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