DE2709705A1

DE2709705A1 - Raketenantrieb

Info

Publication number: DE2709705A1
Application number: DE19772709705
Authority: DE
Inventors: Peter Julian Coulson Flick; Sidney Langford Howlett; Dudley Charles Murray
Original assignee: Pains Wessex Ltd
Current assignee: Pains Wessex Ltd
Priority date: 1976-03-11
Filing date: 1977-03-05
Publication date: 1977-09-15
Also published as: NO770850L; ZA771445B; FR2343897A1; IT1116975B; JPS52111200A; GB1534919A; NL7702441A

Description

PATENTANWÄLTE 2709705 DIPL.-ING. ALEX STENGER

D-4000 DÜSSELDORF l DIPL.-ING. WOLFRAM WATZKE

Mallcstenstraße2 ·> DIPL.-ING. HEINZ J. RING

UnserZeiditn: l8 lOÖ Datum: 4. März 1977

PAINS-WSSSEX LIIiITED, High Post, GB - Salisbury/Wiltshire

Raketenantrieb

Die Erfindung betrifft einen Raketenantrieb mit einer Brennkammer, die mit einem festen Treibmittel gefüllt und an ihrem rückwärtigen Ende mit einem Gasauslass versehen ist.

Erfindungsgemäß wird ein Raketenantrieb geschaffen, der innerhalb der Brennkammer an der Rückseite des Treibmittels einen PrimärzUnder und an der Vorderseite des Treibmittels einen SekundärzUnder besitzt, wobei der PrimärzUnder den Sekundärzünder und dieser das Treibmittel zündet.

Unter Primärzünder (der nachstehend beschriebenen Art) wird ein Reibungs- oder SchlagzUnder verstanden.

Die Erfindung dient darüber hinaus der Schaffung eines Raketen· antriebes mit einer Brennkammer, in welcher eine Festtreibstoffladung zwischen einem Gehäuse sowie Vorder- und Rückwand der Brennkammer befindlich angeordnet ist, einem PrimärzUnder in der Rückwand, einem SekundärzUnder in einer in der Vorderwand der Brennkammer ausgebildeten Ausnehmung, sowie einem Kanal bzw. mehreren Kanälen mit Längsverlauf durch oder um die Ladung aus Treibmittel zur übertragung einer Flamme vom Primär- zum SekundärzUnder nach erfolgter Zündung des Primärzünders ·

709837/0826 ~²~

T«ltfoa(ail)MM14 · Tdtgnaaafom: Dttxpatant · rutedxddu

Da der Sekundärzünder infolge Zündung des Primärzünders gezündet wird, streichen bei dieser Anordnung Heißgase aus den zuerst gezündeten Zonen des Treibstoffes über die anderen Treib mittelflächen, deren Temperatur bis auf Zündtemperatur erhöht wird, während sie dem Gasauslass zuströmen. Vorzugsweise ist der Sekundärzünder in eine Ausnehmung am vorderen Ende der Brennkammer eingepreßt, da auf diese Weise die Zündzeit verlängert und die Richtung der Flammenausbreitung vom Scundärzünder kontrolliert werden kann.

Vorzugsweise ist im Treibmittel ein in Längsrichtung verlaufender Kanal ausgebildet, dessen Oberfläche nicht feuerhemmend, d.h. frei brennbar, ausgebildet ist, und zwar in der Weise, daß die vom Primärzünder ausgehende Flamme entlang dem Kanal zum Sekundärzünder gelangen kann. Wahlweise ist auch die Verwendung eines Stücks Zündbandes oder eines Streifens, leicht brennbaren Materials wie zündfertigen Textils, beispielsweise zündfertigen Batists möglich, das bzw. der um die Treibmittelladung entlang den Wandungen der Brennkammer herumgelegt wird, um die Flamme vom Primär- zum Sekundärzünder zu übertragen.

Die Anordnung eines solchen Kanals vergrößert die Fläche, auf welche das Treibmittel abbrennen kann, was bei gewissen Treibmitteln von Vorteil ist. Die Erfindung ist besonders auf solche Raketenantriebe anwendbar, bei denen das Verhältnis zwischen Treibmittelabbrennfläche und der Fläche des Oasauslasses (das sogenannte Einschränkungsverhälsnis K), relativ groß und etwa in der Größenordnung von 100 bis 400, vorzugsweise 200 bis ist. Der Kammerdruck eines Raketenantriebs schwankt Je nach Größe des Wertes K, wobei die Wahl eines relativ hohen K-Wertes erforderlich sein kann, um den jeweils gewünschten Kammerdruckwert (der seinerseits zur Gewährleistung der erforderlichen Abbrenngeschwindigkeit erforderlich ist) zu erzielen. Bei solchen Raketenantrieben mit verhältnismäßig hohem K-Wert, läßt sich eine kleinere Gasauslaßfläche voraussetzen als bei einem

709837/0826

niedrigeren K-Wert, wodurch sich die Zündung des Raketenantriebs durch den Gasauslaß hindurch schwieriger gestalten würde. Besonders zweckmäßig ist die Erfindung beim Einsatz doppelbasiger Treibmittel wie Kordit. Als weitere geeignete Treibmittel lassen sich solche auf Kautschukbasis (zum Beispiel Polyurethanbasis) sowie kartuschierte Treibmittel wie beispielsweise auf Polyisobutanbasis nennen.

Zweckmäßigerweise besitzt der Gasauslaß eine Mehrzahl schrägverlaufender Düsen, welche die Rakete zur Stabilisierung in eine Rotationsbewegung versetzen. In einem solchen Falle sind die einzelnen Düsen sogar noch kleiner und es findet eine Drehung statt, wodurch die Zündung durch die Düsen hindurch schwieriger wird.

Zweckmäßigerweise ist ein Kanal durch das vordere finde der Brennkammer hindurch verlaufend ausgebildet, in dem durchgehend brennbares Material untergebracht ist. Dieses Material wird durch die in der Brennkammer erzeugte Hitze gezündet und ermöglicht nach Ablauf einer jeweils gewünschten Zeit ab dem Zeitpunkt der Zündung die Aktivierung einer Nutzlast, wie beispielsweise eines Rauch- oder Leuchtsignals oder einer radarreflektierenden Einrichtung oder einer zweiten Treibmittelstufe. Der Kanal kann entweder getrennt von der den Sekundärzünder enthaltenden Aufnehmung ausgebildet sein oder diese Ausnehmung als Bestandteil mit umfassen. Im letzteren Falle dient die Zündermasse im Ausnehmungsteil des Kanals einem doppelten Zweck, nämlich einmal als Sekundärzünder zur Unterstützung des Zündvorgangs und andererseits als Teil der Verzögerungsstrecke aus brennbarem Material. Die Ausnehmung hat vorzugsweise einen größeren Durchmesser als der Rest des Kanals. Vorzugsweise besteht mindestens ein Teil des brennbaren Materials für die Verzögerungsstrecke aus einer sogenannten gaslosen Substanz, da deren Abbrenngeschwindigkeit weniger druckabhängig (und damit weniger abhängig von dem veränderlichen Druck in der Brennkammer) ist

709837/082S

als die eines sogenannten gaserzeugenden Materials.

Unabhängig davon, ob die,Ausnehmung Teil des Kanals und die Zündermasse Bestandteil der Verzögerungsstrecke ist oder nicht, kann es von Vorteil sein, weitere Ausnehmungen mit Zündermasse vorzusehen, die dazu beitragen sollen, einen Strom heißer Verbrennungsgase über alle Treibmittelflächen, welche zu zünden sind, sicherzustellen und darüber hinaus zu gewährleisten, daß der Mindestwirkdruck in der Kammer erreicht und aufrechterhalten wird und genügend Energie zur Unterhaltung des Abbrennprozesses zur Verfügung steht.

Nachstehend werden Beispiele der Erfindung unter Bezugnahme auf die beiliegenden Zeichnungen beschrieben.

In den Zeichnungen zeigen:

Fig. 1 eine erste Ausführungsform eines Raketen

antriebes im Längsschnitt;

Fig. 2 denselben Raketenantrieb entlang der Linie

2-2 in Figur 1 geschnitten;

Fig. 3 eine zweite Ausführungsform eines Raketen

antriebes im Längsschnitt;

Fig. 4 eine dritte Ausführungsform eines Raketen

antriebs im Längsschnitt;

Figuren 5 bis 9 verschiedene Treibmittelkörper im Querschnitt bzw. in Ansicht.

In einer ersten Ausführungsform gemäß Figur 1 besitzt der Raketenantrieb einen Mantel aus einem zylindrischen Gehäuse 1, das im

709837/0828

Zusammenwirken mit einer hinteren Abschlußwand 2 und einer vorderen Abschlußwand 3 eine Brennkammer bildet, welche ihrerseits mit einem Gasauslaß in Form eines Paars schräger Düsen 4 versehen ist, um die zur Stabilisierung der Rakete im Flug erforderliche Rotationsbewegung zu bewirken.

Die Brennkammer enthält eine hohle zylindrische Mase aus Kordit-Treibmittel 5# das von dem Gehäuse 1 abgesetzt und auf von der Abschlußwand 2 vorspringenden vier Ansätzen 2a bis 2d und von der Abschlußwand 3 vorspringenden vier ähnlichen Ansätzen 3a bis 3c gelagert ist. Vier konische Vorsprünge 2e bis 2h tragen dazu bei, die Treibmittelmasse während des Verbrennungsvorgangs von den Gasauslässen wegzuhalten. Das Treibmittel ist in Form eines Hohlzylinders vorgesehen. Sowohl die inneren und äußeren Krümmungsflächen als auch die vorderen und hinteren Stirnflächen des Treibmittels sind nicht feuerhemmend und somit in allen Bereichen frei brennbar. Ein Zünder in Form eines Zündhütchens 6 ist in Fluoht mit einem durch das Treibmittel verlaufenden Kanal 5a angeordnet und an der hinteren Abschlußwand 2 befestigt.

In der vorderen Abschlußwand 3 befindet sich eine kreisrunde Ausnehmung 7 und in Verbindung hiermit eine Gewindebohrung 8, die zusammen einen durch das vordere Ende der Brennkammer sich erstreckenden Kanal bilden. Durch die Gewindebohrung 8 wird verhindert, daß das darin untergebrachte brennbare Material duroh den in der Brennkammer herrschenden Gasdruck herausgeschleudert wird. In die kreisrunde Ausnehmung 7 ist eine Zündermasse 12 eingepreßt und es enthält auch die Gewindebohrung 8 brennbares Material 13. Die Zündermasse 12 ist so gewählt, daß die gewünschten Zündeigenschaften gewährleistet sind, das brennbare Material 13 in der Gewindebohrung 8 in der Weise, daß die Gesamtverzögerung vom Zeitpunkt der Zündung der Zündermasse bis zu demjenigen Zeitpunkt, da die Flammenfront (Flammenspitze) das äußere Ende der Oewindebohrung 8 erreicht, dem jeweiligen SoIl-

709837/0826

wert entspricht. Wenngleich die Auswahl des brennbaren Materials primär unter dem Aspekt der Gesamtverzögerung erfolgt,kann dieses Material natürlich dennoch mit zur Zündung des Treibmittels bdtragen.

Die Rakete befindet sich in einer - nicht dargestellten bekannten Abschußhülse (GB-PS 1 312 444), wobei ein Schlagstift neben dem Zündhütchen 6 sich befindet. Die Abschußhülse ist zum Abschuß aus der Hand konzipiert.

Im Einsatz erfolgt die Zündung der Rakete, indem der Schlagstiftmect inismus das Zündhütchen 6 beaufschlagt. Beim Aufschlag auf das Zündhütchen 6 läuft von diesem weg eine Flamme entlang dem mittleren Kanal 5a im Treibmittel 5 und bringt die Zündermasse in der Ausnehmung 7 zur Zündung. Die Zündermasse brennt ungedämpft ab, wobei Verbrennungsgase über die innere und äußere Zylinderfläche sowie die beiden Stirnflächen des Treibmittels 5 streichen, so daß eine ordnungsgemäße Zündung des Treibmittels über dessen gesamte Brennfläche hinweg sichergestellt ist. Ist die Zündermasse in der Ausnehmung 7 abgebrannt, so bewegt sich die Flammenspitze in der Gewindebohrung 8 weiter vorwärts und erreicht schließlich die Außenseite der Brennkammer, wo eine Nutzlast, beispielsweise ein an einem Fallschirm hängendes Leucht- oder Rauchzeichen, ein freifallender Stern oder eine Rauchspur bzw. eine weitere Treibmittelstufe gezündet oder Radarstörstreifen freigesetzt werden können. Bei entsprechender Auslegung kann das Zündhütchen 6 während des Flugs abgestoßen werden, wodurch der Gasauslaßquerschnitt vergrößert wird.

Die in Figur 3 dargestellte zweite Ausführungsform eines Raketenantriebs unterscheidet sich von der ersten insofern, als in der vorderen Abschlußwand 3 eine weitere kreisrunde Ausnehmung 9 zur Aufnahme einer weiteren Ladung Zündermasse 12 ausgebildet ist. Aufgrund dieser Anordnung kann der mittlere Hohlraum im Treibmittel 5 zweckmäßigerweise einen größeren Durchmesser aufweisen, wobei auch der Durchmesser der kreisrunden Ausnehmung 7 selbst

709837/0826

-7 -

größer sein als bei der ersten Ausführungsform. Die mittlere Ausnehmung 7 und die zusätzliche Ausnehmung 9 sollten groß genug sein um zu gewährleisten, daß die heißen Verbrennungsgase sowohl die äußeren und inneren Zylirderflächen des Treibmittels 5 sowie die Stirnflächen und nicht primär die innere Zylinderfläche bestreichen, was der Fall wäre, wenn die einzige Abwandlung gegenüber der ersten Ausführungsform des Raketenantriebs in einer Vergrößerung des mittleren Kanals 5a durch das Treibmittel 5 bestünde. + = ^kann

Die dritte Ausführungsfor-n des erfindungsgemäßen Raketenantriebs gemäß Figur 4 unterscheidet sich von der ersten dadurch, daß der Durchmesser des durch die Mitte des Treibmittels 5 verlaufenden hohlen Kanals 5a größer sein kann; daß die kreisrunde Ausnehmung 7 und die Gewindebohrung 8 der ersten Ausführungsform durch eine einzige Gewindebohrung 10 im gleichen Durchmesser ersetzt sind; daß eine zusätzliche Ausnehmung 9 von kreisrunder Form mit Zündermasse 12 im vorderen Ende der Brennkammer vorgesehen ist und daß am vorderen Ende der Brennkammer eine Scheibe aus zündfähigem Batist 11 sitzt.

Diese Scheibe aus zündfähigem Batist 11, die auch in den beiden erstgenannten Ausführungsformen des Raketenantriebes vorgesehen sein kann, gewährleistet eine schnelle Zündung der Zündermasse in der kreisrunden Ausnehmung 9, da dieses Material leicht und gut brennbar ist.

Wenngleich die Gewindebohrung 10 einen gleichmäßigen Durchmesser aufweist, kann dennoch der dem Inneren der Brennkammer zugewandte Endabschnitt mit Zündermasse 12 ausgestopft werden, welche, anders als das brennbare Material im rückwärtigen Teil der Gewindebohrung das Zünden des Treibmittels 5 fördern soll, oder die Bohrung vollständig mit Verzögerungsmasse gefüllt sein.

Die Benutzung der zweiten und dritten Ausfüllungsform des erfindungsgemäßen Raketenantriebs erfolgt in der gleichen Weise wie für die erste Ausführungsform beschrieben.

709837/0826 - 8 -

AO

Auf Wunsch kann die Gewindebohrung 8 gemäß den Figuren 1 und

3 und der entsprechende Teil der Gewindebohrung 10 gemäß Figur

4 abgeschlossen werden. Erforderlichenfalls kann sodann eine separate Bohrung mit Verzögerungsmasse in der Abschlußwand 5 ausgebildet werden, um eine Nutzlast zu aktivieren.

Die Figuren 5 bis 9 zeigen etiige abgewandelte Treibmittelkörper, in denen das Treibmittel in jeder der drei Raketenantriebe wie vorstehend beschrieben vorgesehen werden kann und die eine große Brennfläche gewährleisten.

Figur 5 zeigt eine Mehrzahl nicht feuerhemmend präparierter massiver Treibmittelzylinder 15 mit einem mittleren Kanal 15a.

Figur 6 veranschaulicht eine Treibmittelladung 25 mit einem sternförmigen Kanal 25a. Die Außenfläche des Treibmittels ist feuerhemmend behandelt. Die Formen gemäß den Figuren 5 bis 9 sind durch Strangpressen herstellbar.

Figur 7 stellt eine sternförmige Treibmittelmasse 35 dar, während die Figuren 8 und 9 rippen- bzw. gitterartige Treibmittelformen 45 bzw. 55 besitzen.

Die beschriebenen Raketenantriebe eignen sichln besonderer
Weise zur Verwendung für kleine von Hand abschießbare Signalraketen.

Beispiele
für die Zusammensetzung der Zündermasse in Gewichtsteilen:

1. Kalumnitrat 70

Bor 30

- 9 709837/0826

2. Magnesium 42 Akaroidharz 8 Kaliumnitrat 50

3. Schießpulver

Beispiele

für das brennbare Material in der Gewindebohrung 8 oder im hinteren Teil der Bohrung 10, wobei die Angaben in Gewichtsteilen zu verstehen sind:

Abbrennzeit pro Zoll bei Atmosphärendruck

1. Trinitrocarbazol 40 6.5 Sek. Kaliumnitrat 15 Bariumnitrat 45

2. Magnesium	12	.5	4	.6	Sek.
Acaroidharz	2	•
Ba riumperoxyd	86	.5
3. Bor	5	5	.0	Sek.
Silizium	33
Kaliumnitrat	62
4. Bor	4	5	.5	Sek.
Silizium	4
Kallumdichromat	91

Die erste Zusammensetzung ist gasbildend, während die folgendrei Zusammensetzungen gasfrei sind.

Claims

ANSPRÜCHE

ι 1.JRaketenantrieb mit einer Brennkammer, die mit einem festen ^-^Treibmittel gefüllt und an ihrem rückwärtigen Ende mit einem Gasauslaß versehen ist,
dadurch gekennzeichnet, daß an der Rückseite des Treibmittels (5) ein Primärzünder (Zündhütchen 6) und an der Vorderseite des Treibmittels (5) ein Sekundärzünder (Zt'ndermasse 12) vorgesehen sind, wobei der Primärzünder den Sekundärzünder und dieser das Treibmittel zündet.
2. Raketenantrieb gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Primärzünder in der hinteren Abschlußwand (2) der Brennkammer sitzt.
25. Raketenantrieb gemäß Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet« daß mindestens ein Kanal (5a) vom Primärzünder zum Sekundärzünder durch das Treibmittel (5) verlaufend vorgesehen ist.
4. Raketenantrieb gemäß den vorstehenden Ansprüchen, dadurch gekennzeichnet, daß der Sekundärzünder aus einer fest an einer Abschlußwand (j5) am vorderen Ende der Brennkammer angebrachten Zündermasse (12) besteht.
5. Raketenantrieb gemäß Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Zündermasse (12) in eine Ausnehmung (7 oder 9) in dieser Abschlußwand (j5) am vorderen Ende der Brennkammer eingepreßt ist.

- 11 -

709837/0826
6. Raketenantrieb gemäß den vorstehenden Ansprüchen, dadurch gekennzeichnet, daß das Treibmittel (5) vom Gehäuse (1) der Brennkammer so weit abgesetzt ist, daß eine Flammenausbreitung zwischen dem Treibmittel (5) und dem Gehäuse (1) möglich ist.

7. Raketenantrieb gemäß den vorstehenden Ansprüchen, dadurch gekennzeichnet, daß der Gasauslaß aus zur Längsachse der Rakete zeigten Düsen (4) besteht.

6. Raketenantrieb gemäß den vorstehenden Ansprüchen, dadurch gekennzeichnet, daß ein Stopfen aus brennbarem Material (13) einen Brennpfad zwischen Brennkammer und einem vor der Brennkammer liegenden Raum bildet.

709837/0828