DE2848114B2 - Heißdüse für Raketentriebwerke - Google Patents
Heißdüse für RaketentriebwerkeInfo
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Description
Die Erfindung betrifft eine Heißdüse für Raketentriebwerke, insbes. Feststoff-Raketentriebwerke, mit
einem einzigen, in einem Stück gefertigten Teil, welches die verschiedenen Abschnitte der Düse hervortreten
läßt.
Eine bekannte Heißdüse der beschriebenen Gattung (DE-AS 12 03 646) besteht aus einem spiralig aufgewikkelten Gewebeband konstanter Breite mit einer
Imprägnierung aus einem unter Wärmeeinwirkung aushärtbaren Kunststoff. Ein solches Material verbrennt
beim Arbeiten der Heißdüst, d.h. es wird unter der Wärmeeinwirkung des auftretenden Wärmeflusses
chemisch zersetzt, wobei die Rückstände Kohlenstoff enthalten, jedoch sehr porös sind. Der Kunststoff
zersetzt sich ebenfalls und schmilzt sehr schnell ab, so daß die Wandstärke dieser bekannten Heißdüse
entsprechend schnell abnimmt. Dann besteht die Gefahr von Rissen, Beschädigungen oder gar der Zerstörung,
durch die die weitere Funktion der Heißdüse beeinträchtigt oder gar unmöglich wird. Deswegen muß man
die Wandstärke ganz erheblich vergrößern, um die gewünschte mechanische Widerstandsfähigkeit sicherzustellen. Das bedeutet, daß die bekannte Heißdüse eine
sehr erhebliche Masse besitzen muß, die nicht nur kostenaufwendig ist sondern auch die Masse des
Raketentriebwerkes in unerwünschter Weise vergrößert.
Daneben ist eine Heißdüse bekannt (US-PS 38 26 708), die eine auf eine metallische Verkleidung
aufgebrachte Auskleidung aus isolierenden Gewebeabschnitten, z. B. einem Gewebe aus Kohlcnstoffasern
oder Graphit besitzt und das mit Kunststoff imprägniert ist.
Ganz allgemein hat man zum Aufbau von Heißdüsen karbonierte Stoffe verwendet. Diese bieten besondere
Vorteile, nämlich ein günstiges Verhältnis zwischen mechanischer Festigkeit und Dichte, eine sehr gute
Stabilität ihrer mechanischen Eigenschaften bei hoher Temperatur, einen hohen Wärmeentzug und schließlich
eine Sublimationstemperatur von 4000° K.
Zunächst hat man die innere Schutzschicht einer Düse aus polykristallinen Graphit hergestellt. Dabei wurde
das Strömungsteil aus einem Block herausgearbeitet und anschließend ein einer Metallbandage montiert,
wobei ein Wärmeschutz wie beispielsweise ein feuerfester Kitt zwischen beiden angeordnet wurde. Das fahrte
alsbald zu Grenzen die durch den Zuschnitt und die Abmessung der herstellbaren Graphitblöcke gegeben
waren. Nachteilig war auch eine zu hohe Brüchigkeit des polykristallinen Graphits, der beim Abschuß völlig
unbestimmbare Risse zeigte.
Infolgedessen wurde Pyrographit verwendet, um das
Erosionsverhalten zu verbessern. Pyrographit gibt es in
ίο Form von Tafeln oder Platten begrenzter Dicke von
etwa 1 cm. Infolgedessen war man gezwungen, derartige Platten rechtwinklig zur Achse der Düse übereinander zu stapeln, welche zwischen Teilen aus polykristallinem Graphit insbes. im Bereich des Düsenhalses fixiert
wurde. Ein derartiger Aufbau führt zu einem äußerst unregelmäßigen Strömungsprofil beim Abschuß. Außerdem zwang die äußerst große Anisotropie der
thermischen und mechanischen Eigenschaften des Pyrographit ein entsprechendes Spiel zum Ausgleich
der Wärmedehnungen vorzusehen, wodurch die Montage der Düse kompliziert und ihre Zuverlässigkeit
verringert wurde.
In neuerer Zeit wurde die innere Schutzschicht der Düse 3.MS Stoffen hergestellt, welche aus einer Mischung
2) Kohlenstoff-Kohlenstoff bestehen, wobei mehrere Herstellungsverfahren bekannt sind. Ein derartiges Material
besteht aus übereinanderliegenden Gewebelagen aus Graphit oder Kohlenstoff, welche mit Hilfe von Phenoloder Furfurylliarzen verdichtet oder verfestigt sind.
jo Der Bereich des Düsenhalses besteht dabei aus
mehreren übereinander angeordneten Ringen aus diesem Material, welche im Metallgehäuse mittels eines
Isoliermittels wie beispielsweise einer Phenolisolierung montiert sind. Die Verwendung dieses Isoliermaterials,
welche den integrierten Teil der Düse im Raketentriebwerk und gleichzeitig des divergierenden Teils bildet,
wird aufgrund der Herstellungsschwierigkeilen und wegen des Verhaltens im Betrieb erforderlich, wie dies
bereits bei der Herstellung von Düse aus Pyrographit
der Fall war. Außerdem wurde beim Abschuß laufend
festgestellt daß Pisse infolge der Ablösung der einzelnen Schichten auftraten.
Um diese Nachteile zu beheben, wurde versuchsweise
der Kompositstoff aus einem multidirektionellen Gewe
be hergestellt Dabei wird durch muitidirektionelles
Weben ein massiver Substratblock hergestellt, aus welchem anschließend das gewünschte Düsenteil
herausgearbeitet wird. Die Abmessung dieser Teile ist
jedoch durch die Schwierigkeiten der Verfestigung des
Gewebes und insbes. durch die Herstellungskosten des
Substratblockes beschränkt Deswegen hat man die Düse aus mehreren Teilen aufgebaut welche in der
gleichen Weise wie bisher montiert wurde, so daß sich die gleichen Nachteile ergaben. Andererseits hat man
auch versucht ein muitidirektionelles Kompobitteil für den Halsbereich und ein herkömmliches Kompositteil
aus Kohlenstoff-Kohlenstoff für den divergierenden Bereich zu verwenden. Dabei wird der Halsbereich nur
noch in Höhe der Verbindung mit dem divergierenden
Teil oder mit dem Aufbau in einem Metallgehäuse
festgehalten. Dagegen erfordert das divergierende Teil ein Metallgehäuse. Damit lassen sich zwar Gewichtseinsparungen erzielen, es ergeben sich jedoch wieder
Schwierigkeiten bei der Herstellung und Dimensionie
rung der Verbindung zwischen den Teilen.
Der Erfindung hegt deshalb die Aufgabe zugrunde, eine Heißdüse der eingangs beschriebenen Gattung
anzugeben, welche selbst bei hoher Temperatur eine
sehr hohe mechanische Festigkeit besitzt und daher jedes Metallgehäuse unnötig macht. Die Düse soll in
ihrem Aufbau äußerst leicht und einfach sein, gleichzeitig aber auch sehr betriebssicher sein und zu einem
günstigen Preis herstellbar sein. Vorzugsweise soll die ■-,
Heißdüse orientierbar, d. h. relativ zum Raketentriebwerk
einstellbar oder ausrichtbar sein.
Diese Aufgabe wird dadurch gelöst, daß das einstflckige Teil entsprechend der Düsenform dreidimensional
aus einem Kohlenstoffsubstrat gewebt und \o dann durch Einlagerung von Kohlenstoff zu einem
Kohlenstoff-Kohlenstoff-Mischgefüge vsrdichtet ist.
Die erfindungsgemäße Heißdüse ist aus Fäden oder Filamenten aufgebaut, die sich dreidimersional, d. h. in
allen drei Richtungen des Raumes erstrecken. Das Material ist nicht imprägniert, dafür aber verdichtet,
indem die Kohlenstoffasern durch Kohlenstoffmaterial von diesen umgeben werden, so daß im Ergebnis ein
Mischgefüge entsteht, das ausseht, aus Kohlenstoffmaterial
aufgebaut ist. Die Verdichtrng diese Mischgefüges
kann z. B. in der Dampfphase oder unter Verwendung von Pech erfolgen.
Damit entsteht eine Heißdüse mit einteiligem Aufbau, die ν esentlich einfacher, wirtschaftlicher und zuverlässiger
ist als die bisher bekannten Strukturen. Derartige Heißdüsen passen sich wesentlich besser als die bisher
bekannten Düsenkonstruktionen den Betriebsbedingungen an, denen sie ausgesetzt sind.
Nach bevorzugter Ausführungsform der Erfindung soll das in einem Stück gefertigte Teil einen ersten in
wärmeisolierenden Ring tragen, an welchem eine Düseneinstelleinrichtung angreift, sowie einen zweiten
wärmeisolierenden Ring, an welchem eine nachgiebige, ein Verschwenken des in einem Stück gefergigten Teils
zulassende Abstützung angreift r,
Diese Einstelleinrichtungen sind grundsätzlich bekannt (vgl. Zeitschrift »L'Aeronautique et L'Astronautique«,
Nr. 43.1973,5, Seite 25).
Die Erfindung wird nachstehend anhand eines in der einzigen Figur dargestellten Ausfiihrungsbeispiels im 4η
einzelnen erläutert.
Die Figur zeigt in schematischer Darstellung einen Axialschnitt durch eine erfindungsgemäße Düse und
ihre Bedienungsorgane, wobei allerdings nur eine Hälfte der Düse dargestellt ist. 4r>
Ein Raketentriebwerk, von welchem in der Figur ein Teil des Bodens 1 sichtbar ist, besitzt eine Düse 2. Diese
besteht in Form eines einteiligen Umdrehungsteiles um
die Achse A aus einem Kohlenstoff-Substrat, welches durch dreidimensionale Webung hergestellt wird, und
zwar direkt in der gewünschten Form, welche insbesondere den konvergierenden Abschnitt 3, den
Hals 4 und den divergierenden Teil 5 der Düse 2 hervortreten läßt.
Diese einteilige Düse 2 ist im Bereich des divergiertnden
Teiles 5 von zwei wärmeisolierenden Ringen 6 und 7 umgeber welche aus feuerfestem Kitt oder aus
feuerfesten Fasern wie beispielsweise Kieselerde- oder Asbestfasern armiertem Kunstharz oder Preßstoff
hergestellt werden können. Diese Ringe 6 und 7 sind an der Wandung der Düse 2 befestigt und stützen sich
jeweils auf Ringrippen 8 und 9 ab, welche an der Außenseite der Düse 2 beim Weben hergestellt wurden.
Der Ring 6 ergibt die mechanische Verbindung ohne Wärmeübertragung von der heißen Wandung der Düse
2 an eine »kalte« Abstützung 10, welche die Düse 2 nachgiebig abstützt. Diese nachgiebige Abstützung 10
besteht aus einem inneren Metallbeschlag 11, welcher den Ring 6 umgibt und fest mit diesem verbunden ist, aus
einem mit dem Boden 1 des Triebswerkes über einen Ansatz 18 fest verbundenen äußeren Metallbeschlag 12
und aus einem nachgiebigen Schichtblock 13 aus einem Elastomer, welcher zwischen den Beschlagen 11 und 12
angeordnet und vorzugsweise seitlich durch Wärmeschutzmembranen 14a und \4b geschützt ist, welche
gleichzeitig einen Schutz gegenüber dem Angriff äußerer Wirkstoffe wie Ozon ergeben. Diese Membranen
sind verformbar und beispielsweise aus Gummi hergestellt.
Ein zusätzlicher Schutz dieser nachgiebigen Abstützung 10 kann triebwerksseitig vorgesehen werden. Bei
dem dargestellten Ausführungsbeispiel besteht dieser Schutz aus einer fest mit dem Boden 1 des Triebwerkes
verbundenen Ablenkplatte 15 und einer fest mit der Wandung der Düseverbundenen und mit derselben
bewegbaren Ablenkplatte 16. Die Ablenkplatte 15 besitzt eine Metallseele 17, welche mit einem Kompositstoff
wie einem Schichtstoff umhüllt ist. Die Ablenkplatte 16 besteht aus dem gleichen Material wie der
durchgehende Ring 6 oder aus einem analogen Material. Die auf diese Weise gebildete Schikane soll die
Zirkulation der heißen Gase in Richtung auf Membrane 14a begrenzen.
Der Ring 7 trägt einen oder mehrere Metallkästen 19, wobei mit dem dargestellten Kasten über eine
Gelenkverbindung 20 ein Servotrieb 21 verbunden ist, welcher die Düse um einen Drehpunkt 0 verschwenken
kann, und über ein weiteres Gelenk 22 mit einem Teil 23 verbunden ist, welches auf dem Ansatz 18 und damit am
Triebwerk befestigt ist.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
Claims (1)
1. Heißdüse für Raketentriebwerke, insbes. Feststoff-Raketentriebwerke, mit einem einzigen, in
einem Stück gefertigten Teil, welches die verschiedenen Abschnitte der Düse hervortreten läßt,
dadurch gekennzeichnet, daß das einstükkige Teil (2) entsprechend der Düsenform dreidimensional aus einem Kohlenstoff-Substrat gewebt
und dann durch Einlagerung von Kohlenstoff zu einem Kohlenstoff-Kohlenstoff-Mischgefüge verdichtet ist
2 Heißdüse nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das in einem Stück gefertigte Teil (2)
einen ersten wärmeisolierenden Ring (7), an weiche eine Düseneinstelleinrichtung (21) angreift, sowie
einen zweiten wärmeisolierenden Ring (6) trägt, an welchem eine nachgiebige, ein Verschwenken des in
einem Stück gefertigten Teils zulassende Abstützung (10) angreift
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US3826708A (en) * | 1970-05-18 | 1974-07-30 | Mc Donnell Douglas Corp | Rocket nozzle liner construction |
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