DE2948197C2 - Startschubdüse für Rückstoßtriebwerke, insbesondere Raketen-Staustrahltriebwerke - Google Patents
Startschubdüse für Rückstoßtriebwerke, insbesondere Raketen-StaustrahltriebwerkeInfo
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- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine Startschubdüse für Rückstoßtriebwerke, insbesondere Raketen-Staustrahltriebwerke
mit einer für die Startphase und die Marschphase gemeinsamen Brennkammer mit nachfolgender,
in ihrer radial inneren Zone aus mehreren übereinander liegenden Ablationsschichten bestehenden
Schubdüse, deren Grundstruktur als Marschdüse und deren Innenstruktur als Startdüse dient, die
während der Startphase durch Wärmeeinwirkung zerstört wird.
Bei Staustrahltriebwerken zum Antrieb von Flugkörpern sind, wie aus der DE-AS 11 81 496 hervorgeht,
sogenannte Hilfsschubdüsen bekannt, deren Aufgabe darin besteht, während des Zündens des Haupttriebwerkes
die Luftgeschwindigkeiten in der Brennkammer vorübergehend herabsetzen und dabei den Druck zu
erhöhen, wodurch ein sicheres Zünden gewährleistet wird. Nach dem Zünden der Brennkammer wird die
Hilfsdüse im Ganzen oder in Teilen bzw. Bruchstücken abgestoßen. Dies wird dadurch ermöglicht, daß die
Hilfsdüse aus einem Werkstoff mit hinreichend niedrigem Schmelzpunkt besteht und die Struktur der
Hilfsdüse mittels Lochreihen in einzelne größere Bereiche aufgeteilt ist. Beim Zünden der Brennkammer
schmelzen durch Wärmeeinwirkung zuerst die Stege zwischen den einzelnen Löchern weg, wodurch die
Hilfsdüse zerstört wird und sich in einzelne Bruchstücke zerlegt, die nach hinten wegfliegen.
Ferner ist es bei Raketen-Staustrahltriebwerken zum Antrieb von Flugkörpern bekannt, die für den Start- und
Marschflug gemeinsame Brennkammer für die Startphase mit einem festen Starttreibstoff auszufüllen und
die angeschlossene Schubdüse durch eine Innenauskleidung der Marschdüse mit Graphit, glasfaserverstärktem
Kunststoff oder dergleichen Werkstoffe als kombinierte Schubdüse auszubilden, deren verengte Innenstruktur
als Startdüse dient Diese wird nach der Startphase abgesprengt und fliegt als Ganzes oder in Teilen zerlegt
nach hinten weg. Die entstehenden Bruchstücke stellen eine große Gefahr für das Trägerflugzeug oder
ίο nachfolgende eigene Flugzeuge dar.
Ferner ist nach der US-PS 33 52 495 eine Schubdüsenkonzeption
mit einem mittleren Ablationsring bekannt, der während des Flugbetriebes kontinuierlich
abgetragen wird, so daß sich das Schubdüsenverhältnis verändert, und zwar von einem anfänglich niedrigen
Verhältnis bis zu einem größten Endverhältnis. Der Zweck dieser Maßnahme besteht darin, unabhängig von
der Flughöhe den Düsenschub möglichst groß zu halten. Dazu ist in niedrigen Flughöhen ein kleines Verhältnis
zwischen der Düsenaustrittsfläche und der Düsenhalsfläche und in großen Flughöhen ein großes Verhältnis
zwischen diesen vorgenannten Flächen erforderlich.
Weiter zeigt die US-PS 30 73 111 eine laminierte
Schubdüse, abwechselnd mit Metall- und Kunststoffschichten, wobei letztere ablatierenden Charakter
haben und beim Abschmelzen für die benachbarte bzw. darunterliegende Metallschicht kühlend wirken.
Die vorerwähnten bekannten Schubdüsenausführungen haben, sofern sie als kombinierte Start- und
Marschschubdüsen zu funktionieren haben, den Nachteil, daß sie während der Startphase zum überwiegenden
Teil nicht in ihrem optimalen Auslegungspunkt betrieben werden, worunter der Schubdüsenwirkungsgrad
erheblich leidet.
Es ist Aufgabe der Erfindung, diesen Nachteil zu vermeiden und eine Schubdüsenkonzeption vorzuschlagen,
die erst am Ende der Startphase die Schubdüsenkonfiguration selbsttätig korrigiert und daher während
der Start- und Marschphase dem erzeugten Gasanfall die richtige Düsenkonfiguration „"^bietet, so daß für
beide Betriebszustände ein optimaler Schub gewährleistet ist.
Gelöst wird diese Aufgabe gemäß der Erfindung dadurch, daß die Startschubdüse zum Auftragen von
Eliminationsschichten und von Zwischenschichten einen düsenförmigen Stützkern mit einer Düsenkontur aufweist,
die dem Betriebszustand der zeitlich auslaufenden Startphase entspricht bzw. querschnittsmäßig angepaßt
ist und daß dieser Stützkern aus einem gegen Ende der Startphase, d. h. nach Ablation der darüberliegenden
Schichten durch Wärmeeinwirkung sehr schnell zerstörbaren bzw. verbrennbaren Werkstoff, wie Hartschaum,
besteht.
In Ausgestaltung der Erfindung bestehen die auf dem Stützkern aufgetragenen Eliminationsschichten aus
Graphit-, Kunststoff- oder Metallfolien, die durch Zwischenschichten aus durch Wärme zerstörbarem
Material, wie Silikonharze, insbesondere aber aus während der Startphase selber verbrennenden Treibstoffen,
wie Polybutadien, Polyurethan oder dergleichen Stoffen, fest miteinander verbunden sind.
Durch die Erfindung wird erreicht, daß bis zum Ende der Startphase die kombinierte Schubdüse gestaltungsmäßig
als Startschubdüse fungiert, daß dann diese kombinierte Schubdüse am Ende der Starttphase bzw.
zu Beginn der Marschphase schlagartig durch schnellen Abbrand des Stützkerns zur Marschdüse umgewandelt
wird, wodurch praktisch während der gesamten Start-
und der Marschphase die Schubdüse bezüglich ihrer Konfiguration den jeweils vorherrschenden Betriebsbedingungen
engepaßt ist.
In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel gemäß der Erfindung anhand eines Längsschnittes durch den
Brennkammer- und Schubdüsenbereich eines Raketen-Staustrahltriebwerkes dargestellt
Innerhalb der Brennkammer 1 ist ein Festbrennstoff als Starttreibsatz 2 angeordnet, der als Innenbrenner
ausgeführt ist. Am Ende der Brennkammer 1 ist eine kombinierte Schubdüse angesetzt, deren Grundstruktur
die Marschdüse 3 bildet Diese ist mit einer Startdüse ausgekleidet, die sich aus einem Stützkern 4 und
mehreren aufgetragenen Schichten, sogenannten Eliminationsschichten 5 aufbaut, wie die herausgezeichnete
Einzelheit genauer erkennen läßt Diese Eliminationsschichten 5 bestehen werkstoffmäßig insbesondere aus
Graphit-, Kunststoff- oder Metallfolien, die durch Zwischenschichten 6 aus durch Wärme zerstörbarem
Material, wie Silikonharze, insbesondere aber aus während der Startphase selber verbrennenden Treibstoffen,
wie Polybutadien, Polyurethan, fest miteinander verbunden sind.
Zum Starten des Triebwerkes wird der Starttreibsatz 2 gezündet. Die hierbei anfallenden Treibgase strömen
unter Schuberzeugung durch die Startdöse ins Freie, wobei unter Wärmeeinwirkung die Schichten 5 und 6
nacheinander aufgelöst werden, sei es, daß sie in kleinsten Stücken nach hinten wegfliegen, sei es, daß
ihre Substanz in den gasförmigen Zustand übergeht Dabei sind die Schichten 5 und 6 in einer solchen Anzahl
vorgesehen, daß die letzte (radial äußere) Eliminationsschicht 5 gegen Ende der Startphase bzw. kurz vor
Brennschluß des Starttreibsatzes 2 aufgelöst wird. Da die Eliminationsschichten 5 (und die Zwischenschichten
6) auf dem düsenförmigen Stützkern 4 aufgetragen sind, ist bis zum Brennschluß die für den Start- bzw.
Beschleunigungszustand erforderliche relativ enge Düsenform existent wobei in der Endphase des
Startvorganges auch der Stützkern 4 eliminiert wird, und zwar insbesondere durch Abbrand, wenn als
Werkstoff brennbares oder durch Wärme leicht zerstörbares Material, z. B. Hartschaum, verwendet
wird.
Im Behälter 7 ist ein fester Treibsatz angeordnet, der nach Abbrand des Starttreibsatzes 2 gezündet wird und
während der Marschphase br-.:'.nstoffreiche Gase erzeugt, die in der Brennkammer 1 m;: dem Sauerstoff
der Luft reagieren, die über Kanäle 8 in die Brennkammer 1 einströmt.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
Claims (2)
1. Startschubdüse für Rückstoßtriebwerke, insbesondere Raketen-Staustrahltriebwerke mit einer für
die Startphase und die Marschphase gemeinsamen Brennkammer mit nachfolgender, in ihrer radial
inneren Zone aus mehreren übereinander liegenden Ablationsschichten bestehenden Schubdüse, deren
Grundstruktur als Marschdüse und deren Innenstruktur als Startdüse dient, die während der
Startphase durch Wärmeeinwirkung zerstört wird, dadurch gekennzeichnet, daß die Startschubdüse
zum Auftragen von Eliminationsschichten (5) und von Zwischenschichten (6) einen düsenförmigen
Stützkern (4) mit einer Düsenkontur aufweist, die dem Betriebszustand der zeitlich auslaufenden
Startphase entspricht bzw. querschnittsmäßig angepaßt ist und daß dieser Stützkern (4) aus einem
gegen Ende der Startphase, d. h. nach Ablation der darüberlieginden Schichten (5 und 6) durch Wärmeeinwirkung
sehr schnell zerstörbaren bzw. verbrennbaren Werkstoff, wie Hartschaum, besteht.
2. Startschubdüse nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die auf dem Stützkern (4)
aufgetragenen Eliminationsschichten (5) aus Graphit-, Kunststoff- oder Metallfolien bestehen, die
durch Zwischenschichten (6) aus durch Wärme zerstörbarem Material, wie Silikonharze, insbesondere
aber aus während der Startphase selber verbrennenden Treibstoffen, wie Polybutadien, Polyurethan
ori?r dergleichen Stoffen, fest miteinander verbunden sind.
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Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE2948197A DE2948197C2 (de) | 1979-11-30 | 1979-11-30 | Startschubdüse für Rückstoßtriebwerke, insbesondere Raketen-Staustrahltriebwerke |
GB8037810A GB2064659B (en) | 1979-11-30 | 1980-11-25 | Thrust nozzle |
US06/210,624 US4384454A (en) | 1979-11-30 | 1980-11-26 | Thrust nozzle for rocket engine with ablating lining |
FR8025134A FR2473630B1 (fr) | 1979-11-30 | 1980-11-26 | Tuyere de poussee de decollage pour moteurs a reaction, en particulier pour stato-reacteurs de fusees |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE2948197A DE2948197C2 (de) | 1979-11-30 | 1979-11-30 | Startschubdüse für Rückstoßtriebwerke, insbesondere Raketen-Staustrahltriebwerke |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2948197B1 DE2948197B1 (de) | 1981-04-30 |
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Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE2948197A Expired DE2948197C2 (de) | 1979-11-30 | 1979-11-30 | Startschubdüse für Rückstoßtriebwerke, insbesondere Raketen-Staustrahltriebwerke |
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---|---|
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GB (1) | GB2064659B (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE10245741A1 (de) * | 2002-10-01 | 2004-04-22 | Bayern-Chemie Gesellschaft Für Flugchemische Antriebe Mbh | Schubdüse für eine Feststoffrakete |
Families Citing this family (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2863665B1 (fr) * | 1988-10-12 | 2007-03-30 | Aerospatiale | Statoreacteur a structure tubulaire et missile propulse par un tel statoreacteur |
US6684622B2 (en) * | 2002-02-26 | 2004-02-03 | Northrop Grumman Corporation | Rocket exhaust plume signature tailoring |
US6972064B2 (en) * | 2002-10-23 | 2005-12-06 | Alliant Techsystems Inc. | Method of forming laminar structures having variable angle tape wrap |
US7251941B2 (en) * | 2004-03-10 | 2007-08-07 | General Electric Company | Ablative afterburner |
FR2924410B1 (fr) * | 2007-11-29 | 2010-06-11 | Astrium Sas | Dispositif de reduction de trainee aerodynamique |
US10598129B2 (en) * | 2014-05-05 | 2020-03-24 | Aerojet Rocketdyne, Inc. | Fragmenting nozzle system |
US11028803B2 (en) * | 2018-09-10 | 2021-06-08 | Raytheon Company | Resin transfer molded rocket motor nozzle with adaptive geometry |
CN110594038B (zh) * | 2019-08-20 | 2021-11-09 | 西安航天动力技术研究所 | 一种多次脉冲激励装置 |
US11585296B1 (en) * | 2020-01-14 | 2023-02-21 | Herbert U. Fluhler | Self compensating rocket engine enhancement |
CN114876673B (zh) * | 2022-04-12 | 2024-03-29 | 西安零壹空间科技有限公司 | 一种低成本耐烧蚀嵌入式喷管及其加工方法 |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3073111A (en) * | 1959-04-23 | 1963-01-15 | United Aircraft Corp | Rocket nozzle |
DE1181496B (de) * | 1961-02-23 | 1964-11-12 | Nord Aviation | Abwerfbare Hilfsschubduese fuer Staustrahltriebwerke |
US3352495A (en) * | 1965-01-29 | 1967-11-14 | Thiokol Chemical Corp | Nozzle construction |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2206057A (en) * | 1939-08-31 | 1940-07-02 | Leslie A Skinner | Rocket projectile |
US2952972A (en) * | 1957-09-09 | 1960-09-20 | Norman A Kimmel | Rocket motor and method of operating same |
NL106643C (de) * | 1960-04-07 | |||
US3253403A (en) * | 1962-05-24 | 1966-05-31 | Kelsey Hayes Co | Nozzle having ablative coating |
GB1054765A (de) * | 1962-10-01 | |||
US3633631A (en) * | 1964-04-30 | 1972-01-11 | Hitco | Ablative structures |
US3309874A (en) * | 1965-02-04 | 1967-03-21 | Bert B Gould | Ablative nozzle |
GB1148431A (en) * | 1965-09-10 | 1969-04-10 | Secr Defence | Improvements in or relating to rocket projectiles |
US3776466A (en) * | 1973-01-19 | 1973-12-04 | W Ray | Polyurethane foam insert for overexpanded rocket engine nozzles to prevent start transient sideloads |
-
1979
- 1979-11-30 DE DE2948197A patent/DE2948197C2/de not_active Expired
-
1980
- 1980-11-25 GB GB8037810A patent/GB2064659B/en not_active Expired
- 1980-11-26 FR FR8025134A patent/FR2473630B1/fr not_active Expired
- 1980-11-26 US US06/210,624 patent/US4384454A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3073111A (en) * | 1959-04-23 | 1963-01-15 | United Aircraft Corp | Rocket nozzle |
DE1181496B (de) * | 1961-02-23 | 1964-11-12 | Nord Aviation | Abwerfbare Hilfsschubduese fuer Staustrahltriebwerke |
US3352495A (en) * | 1965-01-29 | 1967-11-14 | Thiokol Chemical Corp | Nozzle construction |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE10245741A1 (de) * | 2002-10-01 | 2004-04-22 | Bayern-Chemie Gesellschaft Für Flugchemische Antriebe Mbh | Schubdüse für eine Feststoffrakete |
DE10245741B4 (de) * | 2002-10-01 | 2005-10-06 | Bayern-Chemie Gesellschaft Für Flugchemische Antriebe Mbh | Schubdüse für eine Feststoffrakete |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB2064659B (en) | 1983-09-21 |
DE2948197B1 (de) | 1981-04-30 |
US4384454A (en) | 1983-05-24 |
FR2473630B1 (fr) | 1985-10-25 |
GB2064659A (en) | 1981-06-17 |
FR2473630A1 (fr) | 1981-07-17 |
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