DE2912062C2 - Rocket motor nozzle - Google Patents
Rocket motor nozzleInfo
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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
- F02K9/97—Rocket nozzles
- F02K9/976—Deployable nozzles
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf ein' Raketenmotordü te gemäß der Gattung des Patentanspruchs I.The invention relates to a 'rocket engine te according to the genre of claim I.
Bei mehrsiufigen Raketenmotoren, bei welchen eine spätere Stufe im Raum bzw. in großer Höhe gefeuert Wird, ist das Ausdehnungsverhältnis der Treibgase von hervorragender Bedeutung und erfordert eine auslaßteitig konisch erweiterte Auslaßdüse erheblicher Länge Und erheblichen Auslaßdurchmessers. Die Herstellung einer zweiten oder späteren Raketenstufe einer solcher Länge und eines solchen Durchmessers, wie sie /ur Erzeugung des erforderlichen Ausdehnungsverhältnis fies benötigt würden, würde jedoch viel sonst anderweitig verwendbaren Raum in der Rakete beanspruchen.In the case of multi-stage rocket motors, in which one A later stage in the room or at a great height is fired, the expansion ratio of the propellant gases is of outstanding importance and requires an outlet nozzle that is flared on the outlet side and is of considerable length And a considerable outlet diameter. The manufacture of a second or later rocket stage of one of these Length and such a diameter as they / to produce the required expansion ratio nasty would be needed, but much else would be required take up usable space in the rocket.
Durch die Zeitschrift »)ournal of Spacecraft and Rockets«. Januar/Februar 1978. Seiten 18 bis 21. ist bereits eine Raketenmotordüse bekannt, an deren konisch erweiterten starren Teil ein zu einer gleichartig konisch erweitert anschließenden Form entfaltbarer Düsenteil anschließt, an dessen auslaßseitiges Ende wiederum eine in ihrer Ausgangslage /11 einer im wesentlichen ebenen « Ringform plisseeartig zusammengefaltete Saumeinrichtung aus einem dünnen hitzebeständigen Blattmaterial anschließt, die sich beim Zünden der Rakete zu einer an den entfalteten Düsenteil konisch erweitert anschließenden Form entfaltet. Während der an den festen Düsenteil anschließende entfaltbare Düsenteil beispielsweise gemäß der US»PS 33 46 186 an seinem freien Ende noch einen äußeren Ring (ragen kann, an dem die gewünschte Ausgangslage und eine gleichmäßige Entfaltung gewährleistende Betätigungseinrichtungen (ή angreifen, besteht bei den bisher bekannten Raketenmotordüsen mit an den entfaltbaren Düsenteil anschließender Saumeinrichtung die Gefahr, daß die letztere ihre zunächst vorgesehene, flach ringförmig zusammengefaltete Ausgangslage bis zum Zünden nicht zuverlässig beibehält und ψηη bei ihrer allein durch die Treibgase der Rakete bewirkten Entfaltung die gewünschte, genau konisch erweitert anschließende Düsenform nicht ausreichend genau erfährt.Through the journal ") ournal of Spacecraft and Rockets". January / February 1978. Pages 18 to 21 is already a rocket motor nozzle known, on whose conically enlarged rigid part a conical to a similarly conical expanded subsequent form of expandable nozzle part adjoins, at the outlet-side end in turn one in their starting position / 11 an essentially flat " Ring-shaped, pleated hem arrangement made of a thin, heat-resistant sheet material which, when the rocket detonates, becomes a unfolded the unfolded nozzle part conically widened subsequent shape. During the festivities Nozzle part adjoining the deployable nozzle part, for example according to US »PS 33 46 186 at its free At the end, an outer ring (can protrude, on which the desired starting position and a uniform Controls ensuring deployment (ή attack, exists in the previously known rocket motor nozzles with the hem device adjoining the deployable nozzle part, there is a risk that the latter their initially intended, flat ring-shaped folded starting position is not reliable until ignition retains and ψηη in their alone through the Propellant gases from the rocket caused the desired, precisely conically expanded, subsequent unfolding The nozzle shape is not experienced with sufficient accuracy.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die der Gattung des Patentanspruchs I entsprechende Raketenmotordüse so zu vervollkommnen, daß beim Zünden des Raketenmotors und Verlängern von deren Düse auch die Saumeinrichtung eine an den entfalteten Düsenteil möglichst genau konisch erweitert anschließende Form erhältThe invention is based on the object of the rocket motor nozzle corresponding to the preamble of claim I. to perfect that when igniting the rocket motor and extending its nozzle the hem device also adjoins the unfolded nozzle part, which widens conically as precisely as possible Shape
Die gestellte Aufgabe ist, ausgehend von der Gattung des Patentanspruchs 1 durch die in dessen kennzeichnendem Teil wiedergegebene Lehre gelöstThe task at hand is based on the genre of claim 1 by the characterizing part thereof Part of reproduced teaching solved
Durch den vorgeschlagenen Stütz- und Stabilisierungskörper wird die zunächst flach ringförmig zusammengefaltete Saumeinrichtung zuverlässig in einer entlang ihrem ganzen Umfang gleichmäßigen Ausgangslage gehalten, so daß im Augenblick des Zündens durch die Treibgase auch eine gleichmäßige Entfaltung der Saurneinrichiung entlang ihrem ganzen Umfang und damit schließlich auch über die ganze Länge der entfalteten Raketenmotordüse eine gleichmäßig konisch erweiterte Düsenform gewährleistet wird.The proposed support and stabilization body makes the initially flat ring-shaped folded hem device reliably in a uniform along its entire circumference Starting position held so that at the moment of ignition by the propellant gases a uniform Development of the Saurneinrichiung along its entire circumference and thus ultimately also over the whole Length of the deployed rocket motor nozzle ensures a uniformly flared nozzle shape will.
Während der Stütz- und Siabilisierungskörper bei einer bevorzugten Airsbildung entsprechend der Lehre des Patentanspruchs 2 beim Zünden des Raketenmotors einfach verbrennt, könnte er auch segmentiert sein und durch Federkraft nach dem öffnen der Saumeinrichtung abgesprengt werden.During the support and stabilization body at a preferred formation of air according to the teaching of claim 2 when igniting the rocket motor simply burns, it could also be segmented and by spring force after opening the hem device be blasted off.
In der Zeichnung ist die Erfindung beispielsweise veranschaulicht; es zeigtIn the drawing, the invention is illustrated by way of example; it shows
F i g. 1 die Raketenmotordüse in einem schematisch gehaltenen Längsschnitt (bei in seiner zurückgezogenen Stellung verstautem entfaltbarem Düsenteil und flach zusammengefalteter Saumeinrichtung):F i g. 1 shows the rocket motor nozzle in a schematic longitudinal section (when in its retracted Position of the stowed, unfoldable nozzle part and the hem device folded flat):
F 1 g. 2 einen Teilausschnitt der F i g. I mit die Strömung der Treibgase nacf1 dem Zünden der Düse veranschaulichenden Pfeilen (noch bevor die Gase die Saumeinrichtung entfalten):F 1 g. 2 shows a partial section of FIG. I with the flow of the propellant gases nacf 1 the ignition of the nozzle illustrative arrows (even before the gases Saumeinrichtung unfold):
F 1 g. 3 bis 6 der F i g. 2 entsprechende Ausschnittdarstellungen, die aufeinanderfolgend das fortschreitende Entfalten des entfaltbaren Üüsenteils und der Saumeinrichtung veranschaulichen.F 1 g. 3 to 6 of FIGS. 2 corresponding excerpts, the successive, the progressive unfolding of the deployable outer part and the hem device illustrate.
Der in Fig. 1 dargestellte Raketenmotor 10 weist eine Kammer 12 auf. in welcher tine gesteuerte Verbrennung zur Frzeugung eines großen Massendurchsatzes von Verbrennungsgasen stattfindet. Die Kammer 12 gibt dieselben durch eine Einschnürungsstelle 14 ab. die in einen konisch divergierenden festen DJsenteil 18 übergeht. An dessen auslaßseitigem Ende ist ein anschließender entfaltbarer Düsenteil 20 mit seinem Ende 22 kleineren Durchmessers befestigt. Der Düsenteil 20 besteht aus einem ersten (inneren) Abschnitt 24. der längs einer Faltlime 26 mit einem zweiten (äußeren) Abschnitt 28 verbunden ist. welcher an seinem freien Ende einen nrch außen gerichteten Flansch 30 aufweist.The rocket motor 10 shown in FIG. 1 has a chamber 12. in which tine controlled Combustion takes place to produce a large mass flow rate of combustion gases. the Chamber 12 emits the same through a constriction point 14. which in a conically diverging solid DJ part 18 passes over. At the outlet end a subsequent deployable nozzle part 20 is attached with its end 22 of smaller diameter. Of the Nozzle part 20 consists of a first (inner) section 24 along a fold length 26 with a second (outer) section 28 is connected. which at its free end is directed towards the outside Has flange 30.
Die beiden Abschnitte 24 und 28 können jeweils aus einer zurückgezogenen (verstauten) Stellung (vgl. F i g. I und 2) in eine ausgestreckte Stellung (vgl. F i g. 6) entfaltet werden, und zwar mittels Betätigungseinrichtungen 32, die gleichmäßig verteilt um den festen Düsenteil 18 herum angeordnet und an demselben mittels Haltearmen 34 angelenkt sein können. An ihrenThe two sections 24 and 28 can each be moved from a retracted (stowed) position (cf. F i g. I and 2) can be unfolded into an extended position (see FIG. 6) by means of actuating devices 32, which are evenly distributed around the fixed nozzle part 18 and arranged on the same can be articulated by means of holding arms 34. At her
38 angeordnet, der beim Zünden der Rakete vom ausfahrbaren Enden s.n<! die Betätigungseinrichtungen 32 an einem Ring 36 angelenkt, der in geeigneter Weise am Flansch 30 des entfaltbaren Düsenteils 20 angebracht ist. ä 38 arranged, which sn <! the actuators 32 are hinged to a ring 36 which is suitably attached to the flange 30 of the deployable nozzle part 20. Ä
Der entfaltbare Düsenteil 20 besteht aus einem dünnen, leichten blattförmigen und hitzebeständigen Materia! und kann teleskopisch auf sich selbst zurückgefaltet und zurückgerollt werden, um die in den Fig. 1 und 2 gezeigte zurückgezogene Stellung einzunehmen, bei der die beiden Abschnitte 24 und 28 durch die Faltlinie 26 miteinander verbunden sind. Dadurch wird der Düsenteil 20 am festen Düsenteil 18 zurückgehalten, um den für die Düse erforderlichen Raum vor der Zündung der Rakete zu verringern. Bei ihrer Betätigung fahren d:e Betätigungseinrichtungen 32 aus und bringen den Düsenteil 20 zu einer Entfaltung, bis er sich schließlich in der in F i g. 6 gezeigten Stellung befindet, in der er eine glatt anschließende konische Erweiterung des festen Düsenteils 18 bildet. Statt über die Faltlinie 26 einstückig miteinander verbunden zu jein, könnten die beiden Abschnitte 24 und 28 auch gesondert hergestellt und beispielsweise durch Schweißen od. dgL zu der in F i g. 1 dargestellten zusammengefalteten Form verbunden sein. «The deployable nozzle part 20 consists of a thin, light sheet-shaped and heat-resistant material! and can be telescopically folded back on itself and rolled back to the retracted position shown in FIGS. 1 and 2 with the two sections 24 and 28 connected by fold line 26. This retains the nozzle portion 20 on the fixed nozzle portion 18 to reduce the space required for the nozzle before the missile is fired. Drive when actuated d: e actuating means 32 and bring the nozzle portion 20 to a deployment until it finally in the in F i g. 6 is located in which it forms a smoothly adjoining conical enlargement of the fixed nozzle part 18. Instead of being connected to one another in one piece via the fold line 26, the two sections 24 and 28 could also be produced separately and, for example, by welding or the like to the one shown in FIG. 1 folded form shown. «
Wie aus der Zeichnung weiterhin hervorgeht, schließt an den Flansch 30 des Düsenteils 20 über äußere Befestigungslaschen 48 noch eine in ihrer Ausgangslage zu einer im wesentlichen ebenen, innerhalb des auslaßseitigen Endes des entfaltbaren Düsenteils 20 gelegenen Ringform plisseeartig zusammengefaltete Saumeinrichtung 40 an, die aus einem dünnen, hitzebeständigen und im wesentlichen unelastischen Blattmaterial besteht Zur Sicherung einer entlang ihrem ganzen Umfang gleichmäßigen Ausgangslage der r> Saumeinrichtung 40 ist zwischen ihr und dem angrenzenden Bereich der inneren Oberfläche des in seiner Ausgangslage befindlichen Abschnittes 28 des entfaltbaren Düsenteils 20 ein Stütz- und Stabilisierungskörper entfaltbaren Düsenteil 2u abtrennbar ist und vorzugsweise aus einem Ring einer leichten Bienenwabenstruktur aus Aluminium besteht, die beim Zünden des Motors verbrennt. Die zuverlässige Lagesicherung der Saumeinrichtung 40 in ihrer Ausgangslage bringt den Vorteil mit sich, daß im Augenblick des Zündens durch die ausgestoßenen Treibgase eine entlang ihrem ganzen Umfang gleichmäßige Entfaltung der Saumeinrichtung gewährleistet wird, die weiterhin zur Folge hat, daß die entfaltete Raketenmotordüse über ihre ganze Länge eine gleichmäßig konisch erweiterte Düsenform aufweist und optimal wirken kann.As can also be seen from the drawing, the flange 30 of the nozzle part 20 closes on the outside Fastening tabs 48 still one in their starting position to a substantially flat, within the the end of the deployable nozzle part 20 located on the outlet side of the ring shape, folded in a pleated manner Hem device 40, which is made of a thin, heat-resistant and essentially inelastic Sheet material consists of To ensure that the initial position of the r> is uniform along its entire circumference Hem means 40 is between it and the adjacent area of the inner surface of the in its Starting position located section 28 of the deployable nozzle part 20 is a support and stabilization body expandable nozzle part 2u is separable and preferably from a ring of a light honeycomb structure is made of aluminum, which burns when the engine ignites. Reliable securing of the position of the hemming device 40 in its starting position has the advantage that at the moment of ignition by the expelled propellant gases a uniform development of the hem device along its entire circumference is ensured, which further has the consequence that the deployed rocket motor nozzle over its entire length has a uniformly flared nozzle shape and can work optimally.
Die Fig.3, 4, 5 und 6 veranschaulichen das fortschreitende Auffalten der Raketenmotordüse nebst Saumeinrichtung 40 während des Zündens des Raketenmotors 10. Im Anschluß an die Zündung werden die Betätigungseinrichtungen 32 derart betätigt, daß sie den entfaltbaren Düsenteil 20 fortschreitend in der in den F i g. 3 bis 6 gezeigten Weise verlängern.3, 4, 5 and 6 illustrate the progressive unfolding of the rocket engine nozzle together with Edge device 40 during the ignition of the rocket motor 10. Following the ignition, the Actuators 32 operated so that they progressively the deployable nozzle part 20 in the F i g. 3 to 6 in the manner shown.
Die nunmehr in Richtung der dargestellten Pfeile ausgestoßenen heißen Treibgase beaufschlagen die Saumeinrich-iung 40 gemäß den Fig.3 bis 5 zunächst wegen des noch vorhandenen Stüt. und Stabilisierungskörpers 38 nur teilweise, wirken sich aber infolge der vorherigen Lagesicherung der Saumeinrichtung 40 sehr gleichmäßig auf deren Entfaltung aus. Durch die Hitze der Treibgase verbrennt der Stütz- und Stabilisiev-jngskörper 38 dann schnell, wonach die Saumeinrichtung 40 durch die Treibgase vollständig nach außen gedrückt wird und dann gemäß Fig. 6 entlang ihrem ganzen inneren Umfang eine sich glatt fortsetzende Verlängerung des inzwischen ebenfalls ganz entfalteten, konisch erweiterten Düsenteils 20 bildet.The hot propellant gases now expelled in the direction of the arrows shown act on the Saumeinrich-iung 40 according to Figures 3 to 5 initially because of the still existing stud. and stabilizing body 38 only partially, but act as a result of the previous securing of the position of the hem device 40 very evenly on their development. Due to the heat of the propellant gases, the support and Stabilizing junctions 38 then quickly, after which the hem device 40 by the propellant gases completely is pressed outward and then according to FIG. 6 along its entire inner circumference a smooth Continuing extension of the conically widened nozzle part 20, which has now also been completely unfolded forms.
Der Stütz- und Stabilisierungskörper 38 könnte alternativ auch aus mehreren Segmenten zusammengesetzt sein und nach dem Öffnen der Saumeinrichtung 40 durch Federkraft abgesprengt werden.The supporting and stabilizing body 38 could alternatively also be composed of several segments and after opening the hem device 40 are blasted off by spring force.
Hierzu 2 Blatt ZeichnungenFor this purpose 2 sheets of drawings
Claims (2)
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19792953946 DE2953946C2 (en) | 1979-03-27 | 1979-03-27 | Hem device for attachment to the outlet end of a rocket motor nozzle |
| DE19792912062 DE2912062C2 (en) | 1979-03-27 | 1979-03-27 | Rocket motor nozzle |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19792912062 DE2912062C2 (en) | 1979-03-27 | 1979-03-27 | Rocket motor nozzle |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| DE2912062A1 DE2912062A1 (en) | 1980-10-02 |
| DE2912062C2 true DE2912062C2 (en) | 1983-01-20 |
Family
ID=6066586
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| DE19792912062 Expired DE2912062C2 (en) | 1979-03-27 | 1979-03-27 | Rocket motor nozzle |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| DE (1) | DE2912062C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3903602A1 (en) * | 1989-02-08 | 1990-08-09 | Erno Raumfahrttechnik Gmbh | Use of magnetic fields in rocket motors |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3358933A (en) * | 1962-09-14 | 1967-12-19 | Aerojet General Co | Rocket nozzle with automatically adjustable auxiliary nozzle portion |
| US3346186A (en) * | 1964-10-05 | 1967-10-10 | North American Aviation Inc | Extensible rocket nozzle comprised of a coated flexible mesh subsequently deployed and heated to become impermeable |
-
1979
- 1979-03-27 DE DE19792912062 patent/DE2912062C2/en not_active Expired
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3903602A1 (en) * | 1989-02-08 | 1990-08-09 | Erno Raumfahrttechnik Gmbh | Use of magnetic fields in rocket motors |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE2912062A1 (en) | 1980-10-02 |
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