DE3118789A1

DE3118789A1 - Feststofftreibmittel-raketenmotor mit variablem schub

Info

Publication number: DE3118789A1
Application number: DE19813118789
Authority: DE
Inventors: Kosaka Kawashima Saitama Katsuaki; Kawasaki Kawagoe Kazunori
Original assignee: Nissan Motor Co Ltd
Current assignee: Nissan Motor Co Ltd
Priority date: 1980-05-13
Filing date: 1981-05-12
Publication date: 1982-02-11
Also published as: FR2482665B1; GB2075644B; US4397149A; GB2075644A; JPS56159535A; FR2482665A1

Description

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Beschreibung P 16260

Die Erfindung betrifft einen Feststofftreibmittel-Raketenmotor, der grundlegend dem Typ nach endweise abbrennt, aber in der Lage ist, in einem gewünschten Betriebsstadium seinen Schub beträchtlich zu erhöhen. Ein Hauptmerkmal von Feststofftreibmittel-Raketenmotoren, welche dem Typ nach endweise abbrennen, ist die Fähigkeit, eine praktisch konstante, aber verhältnismäßig niedrige Höhe eines Schubes für einen verhältnismäßig langen Zeitraum aufrechtzuerhalten. Dementsprechend liefern Raketenmotoren dieses Typs ihren größten Vorteil dann, wenn sie zum Antrieb von Flugkörpern mit verhältnismäßig niedriger Geschwindigkeit verwendet werden, welche während des Fluges gesteuert werden müssen.

Ein Nachteil von Feststofftreibmittel-Raketen des endweise abbrennenden Typs ist die mangelnde Stabilität der Flugbahn während eines AnfangsStadiums des Fluges unmittelbar nach dem Start infolge der niedrigen Anfangsgeschwindigkeit. Als wirksame Abhilfe für diesen Nachteil ist es bekannt, ein Axialloch in einen hinteren Endabschnitt des endweise abbrennenden Treibmittelgefüges zu bohren, um eine innere Brennfläche zu liefern, die die Hauptbrennfläche am hinteren Ende des Gefüges schneidet, um hierbei die Menge der Gaserzeugung oder die Massen-Abbrenngeschwindigkeit und somit auch den Schub des Raketenmotors in einem anfänglichen Betriebsstadium zu erhöhen.

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Allerdings liefert der inhärent nur niedrige Schub eines Feststofftreibmittel-Raketenmotors mit Endabbrennung ein anderes Problem für einen von diesem Raketenmotor angetriebenen Flugkörper, und zwar sogar in einem späteren Flugstadium. Das heißt, wenn es erwünscht ist, den fliegenden Raketenflugkörper zu steuern, um eine verhältnismäßig große Ablenkung des Flugkurses zu erreichen, dann liefert der geringe Schub des Raketenmotors eine ziemlich strenge Begrenzung des Maßes zulässiger Abweichung, und es ist deshalb nicht ständig möglich, den Flugkurs so weit und so rasch zu ändern, wie dies erwünscht ist.

Es ist ein Ziel der vorliegenden Erfindung, einen Feststofftreibmittel-Raketenmotor zu finden, der derart ausgebildet ist, daß er imstande ist, zeitweise seinen Schub in einem gewünschten Betriebsstadium durch zeitweise Zunahme des Brennflächenbereichs zu erhöhen.

Ein erfindungsgemäßer Feststofftreibmittel-Raketenmotor umfaßt ein Motorgehäuse, welches in seinem Inneren eine Brennkammer bildet und mit einer Düse versehen ist, sowie ein Treibmittelgefüge, welches fest in der Brennkammer angeordnet ist. Dieses Treibstoffgefüge (es wird als erstes Gefüge bezeichnet) ist mit einem Loch ausgebildet, welches die Initialbrennfläche dieses Gefüges schneidet. Der Raketenmotor umfaßt ferner ein zweites Treibmittelgefüge, welches verschieblich und gasdicht in das Loch im ersten Gefüge eingepaßt ist, jedoch in seiner Länge kürzer ist als dieses Loch. Eine Endfläche des zweiten Gefüges, welche der Brennkammer zugewandt ist, ist unbehindert und wird deshalb eine Brennfläche. Der Raketenmotor umfaßt ferner eine Halteeinrichtung, um das zweite Gefüge gegenüber der Bewegung relativ zum ersten Gefüge festzuhalten, sowie eine Löseeinrichtung, um die Halteeinrichtung zu einem gewünschten Zeitpunkt während des Betriebs des Raketenmotors außer Wirkung zu setzen und es hierbei dem zweiten Gefüge zu gestatten, über

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einen bestimmten Abstand im Inneren des erwähnten Loches durch den Druck des Verbrennungsgases in der Brennkammer bewegt zu werden. Die Bewegung des zweiten Gefüges führt dazu, daß ein Teil der Innenfläche des ersten Gefüges, welches das Loch bildet, freigelegt ist und eine zusätzliche Brennfläche liefert, und daß deshalb der Schub des Raketenmotors nahezu proportional zur Zunahme im Gesamt-Brennflächenbereich zunimmt.

Wenn die Erfindung in einem grundsätzlich endweise abbrennenden Raketenmotor verkörpert ist, dann wird das erste oder ortsfeste Treibmittelgefüge mit einem in Längsrichtung axial durchgehenden Loch ausgebildet, so daß es ein rohrförmiges Gefüge wird, wobei ein massives, zylindrisches Treibmittelgefüge als zweites Gefüge verschieblich und gasdicht in das Axialloch im ersten Gefüge derart eingepaßt ist, daß es den vorderen Endabschnitt des Loches freiläßt. Der freie Abschnitt des Loches wird von einem Kolben eingenommen, welcher gasdicht durch ein Loch eingeführt ist, das in die vordere Endwand des Motorgehäuses gebohrt ist, und beispielsweise durch einen zurückziehbaren Verriegelungsstift oder einen regulierbaren hydraulischen Druck in einer vorbestimmten Lage gehalten wird. Infolge der Freigabe des Kolbens aus dem gehaltenen Zustand zu einem gewünschten Moment während des Betriebs des Raketenmotors findet eine rasche Beschleunigung des zweiten Treibmittelgefüges zusammen mit dem Kolben statt, bis der Kolben eine bestimmte Stillstandslage erreicht. Dann brennt im Bereich hinter dem nach vorne gefahrenen zweiten Gefüge das rohrförmige erste Gefüge nicht nur axial, sondern auch radial aus der freigelegten Innenfläche ab, mit einer sich ergebenden Zunahme im Schub des Raketenmotors. Wenn die radiale Brennfläche den Außenumfangs des rohrförmigen Gefüges erreicht, dann nimmt dieser Raketenmotor wieder die Funktionsweise der Endabbrennung an, zusammen mit einem Abfall des Schubes bis auf das ursprüngliche, niedrige Maß.

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Die hintere Endfläche des beweglichen Treibmittelgefuges kann in der Ausgangslage bündig mit der hinteren Endfläche des ortsfesten Treibmittelgefuges abschließen, oder kann auch im Loch versenkt sein, um den Schub während des anfänglichen Betriebsstadiums zu erhöhen.

Die Halte- und Löseeinrichtung kann so ausgelegt werden, daß sie das schuberhöhende Voranbewegen des zweiten Treibmittelgefuges mehrmals während des Betriebs des Raketenmotors wiederholt.

Somit macht es die vorliegende Erfindung möglich, zeitweise und in hohem Umfang den Schub eines Feststofftreibmittel-Raketenmotors, der dem Typ nach endweise abbrennt, zu einem gewünschten Betriebsstadium zu steigern und bringt beispielsweise erhöhte Freiheit beim Steuern eines Flugkörpers, der von diesem Raketenmotor angetrieben ist. Gemäß der Erfindung wird nach diesseitiger Ansicht ein großer Beitrag zur Ausweitung der Anwendungsbereiche von Raketenmotoren des endabbrennenden Typs geleistet.

In der Zeichnung ist:

Fig. 1 ein Ansicht eines Längsschnitts eines Feststofftreibmittel-Raketenmotors als ein Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung, wobei das Stadium vor der Zündung des Treibmittels gezeigt ist,

Fig. 2 die Ansicht eines Schnitts, der längs Linie 2-2 in Fig. 1 vorgenommen wurde,

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Fig. 3 die Ansicht eines Raketenmotors der Fig. 1 in derselben Längsschnittansicht, jedoch in einem Zustand zum Zeitpunkt der Funktion einer schubsteigernden Einrichtung, welche in diesem Motor enthalten ist, während des Motorbetriebs,

Fig. 4 ein Diagramm, welches die Veränderungen in der Ausbildung der Brennfläche in dem Raketenmotor der Fig. 1 bis 3 darstellt,

Fig. 5 ein erläuterndes Diagramm, welches die Veränderungen des Brennflächenbereiches mit der Zeit als Auswirkung der schubsteigernden Vorrichtung im Raketenmotor der Fig. 1 bis 3 zeigt, und

Fig. 6 die Ansicht eines Längsschnitts eines Feststofftreibmittel-Raketenmotors als ein anderes Ausführungsbeispiel der Erfindung.

Fig. 1 und 2 zeigen einen Feststofftreibmittel-Raketenmotor, der die vorliegende Erfindung verkörpert und grundsätzlich dem Typ nach endweise abbrennt, jedoch die Fähigkeit hat, zeitweise, aber in hohem Umfang, seinen Schub zu einem gewünschten Betriebs-Stadium zu steigern.

Mit 10 ist ein zylindrisches Motorgehäuse bezeichnet. Eine vordere Endplatte 12 ist am Motorgehäuse 10 angeschraubt, wie üblich, aber diese Endplatte 12 unterscheidet sich in der Ausbildung von ihren Gegenstücken bei herkömmlichen Feststofftreibmittel-Raketenmotoren dahingehend, wie dies später noch im einzelnen beschrieben wird. Eine Düsenanordnung 14, die grundsätzlich a»v3 einem mit Gewinde versehenen hinteren Endring 16 und einer Düse 18 gebildet ist, ist durch Anschrauben an das hintere Ende des Motorgehäuses 10 angebracht.

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Ein Feststofftreibmittel 20, der entweder ein Doppelbasis-Treibmittel oder ein Composittreibmittel sein kann, ist als Ladung in das Motorgehäuse 10 derart eingebracht, daß es den Hauptteil des Volumens einer Brennkammer 22 einnimmt, die im Motorgehäuse 10 gebildet ist. Bei diesem Raketenmotor besteht das Feststofftreibmittel 20 aus einem rohrförmigen Treibmittelgefüge 24, welches mit der Innenseite des Motorgehäuses 10 mit einer üblichen Isolier- und Klebeschicht 26 verklebt ist, sowie einem festen, zylindrischen Treibmittelgefüge 28, welches verschieblich in das mittige Durchgangsloch 25 des rohrförmigen Gefüges 24 eingepaßt ist. Das bewegliche Treibmittelgefüge 28 ist etwas kurzer als das rohrförmige Gefüge 24. Die vordere Endplatte 12 ist in ihrem mittigen Bereich ausgebohrt und ist mit einem hohlen zylindrischen Vorsprung 32 ausgebildet, der in einen hinteren Endbereich eines Nutzlastabschnittes 48 des raketenbetriebenen Fahrzeugs oder Flugkörpers derart hineinragt, daß der zylindrische Raum in diesem Vorsprung 32 axial auf das Loch 25 des ortsfesten Treibmittelgefüges 24 ausgerichtet ist und denselben Durchmesser wie das Loch 25 aufweist. Ein zylindrischer Metallschieber 36 ist verschieblich im zylindrischen Vorsprung 32 derart aufgenommen, daß er teilweise in den vorderen Endabschnitt des Loches 25 des ortsfesten Treibmittelgefüges 24 hineinragt. Am hinteren Ende, das in das Loch 25 hineinragt, weist der Schieber 36 eine flache und massive Wand 37 auf, und eine Dichtungseinrichtung 38 liefert eine gasdichte Abdichtung zwischen der durchbohrten vorderen Endplatte 12 und dem Schieber 36. Die Außenoberfläche der Endbahn 37 des Schiebers 36 ist mit einer hitzebeständigen Schicht 40 überzogen, und das bewegliche Treibmittelgefüge 28 ist an seinem vorderen Ende mit dieser Überzugsschicht 40 derart verklebt, daß der Schieber 36 und das Treibmittelgefüge 28 miteinander eine Einheit bilden. Die zylindrische Innenfläche des ortsfesten Treibmittelgefüges 24 und die zylindrische Außen- / fläche des beweglichen Treibmittelgefüges 28 sind mit einem hitze- /-beständigen und schmierenden Dichtungsmittel (nicht dargestellt) überzogen, wie etwa einem Silikonfett, um das Eindringen des /

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Verbrennungsgases in den Spalt zwischen diesen beiden Gefügen 24, 28 zu verhindern und um eine glatte Gleitbewegung des beweglichen Gefüges 28 relativ zum ortsfesten Gefüge 24 zu ermöglichen. Somit kann das Treibmittelgefüge 28 eine Axialbewegung innerhalb des Lochs 25 des ortsfesten Treibmittelgefüges 24 durchführen, solange nicht der Schieber 36 ortsfest gehalten ist.

Am vorderen Ende ist der zylindrische Vorsprung 32, der als Führung für den Schieber 36 dient, mit einem Anschlag 34 ausgebildet, um eine Begrenzung für die axiale Bewegung des Schiebers 36 zu liefern. Anfangs ist der Schieber 36 derart angeordnet, daß er in das Loch 25 des Treibmittelgefüges 24 bis zu einem derartigen Ausmaß hineinragt, daß die hintere Endfläche des beweglichen Treibmittelgefüges 28 bündig mit der ringförmigen Endfläche des ortsfesten Treibmittelgefüges 24 abschließt, so daß die Endflächen der beiden Gefüge 24, 28 gemeinsam eine flache und kreisförmige Initialzündfläche 30 liefern. Ein Zünder. 42 ist an der Düsenanordnung 14 in üblicher Weise angebracht.

Um die Bewegung des Schiebers 36 bis zu einem gewünschten Moment hin zu verhindern, ist eine Verriegelungseinrichtung 44 an der Außenseite der zylindrischen Führung 32 angebracht. Diese Vorrichtung 44 weist einen hinlänglich dicken und kräftigen Kolben 4G auf, der in aufeinander ausgerichtete, radiale Löcher (kein Bezugszeichen) hineinpaßt, die durch die Seitenwände der zylindrischen Führung 32 und des Schiebers 36 hindurchgebohrt sind, und zwar derart, daß der Schieber 36 fest in der oben beschriebenen Ausgangslage gehalten ist. Beispielsweise enthält diese Verriegelungseinrichtung 44 eine elektrisch zündbare Explosivladung, um die Funktion des Zurückziehens des Kolbens 46 aus dem radialen Loch in der Wand des Schiebers 36 in Abhängigkeit von einem Kocratandosignal zu bedienen, wobei der Schieber aus dom verriegelten Zustand freigesetzt wird.

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Nach der Zündung des Treibmittels 20, das aus den beiden Gefügen 24 und 28 gebildet ist, im Zustand der Fig. 1 an der freiliegenden Endfläche 30, schreitet die Verbrennung des Treibmittels 20 mit stabilem Vorschub einer im wesentlichen flachen und kreisförmigen Brennfläche parallel zur Initialzündfläche 30 voran. Das heißt, das Treibmittel 20 brennt nach Art einer Zigarette ab, und dieser Raketenmotor fährt fort, einen im wesentlichen konstanten Schub zu liefern, wie es das Merkmal eines Raketenmotors des endweise abbrennenden Typs ist.

Es wird nun auf Fig. 3 Bezug genommen; wenn es gewünscht ist, zeitweise den Schub dieses Raketenmotors während seines Betriebs zu erhöhen, dann wird die Verriegelungseinrichtung 44 durch ein Kommandosignal betätigt, welches von einer Bodenstation ausgesendet werden kann, oder auch durch ein an Bord befindliches Instrument geliefert werden kann, um den Kolben 46 zurückzufahren, um hierbei den Schieber 36 beweglich zu machen. Dann wird die Einheit aus dem beweglichen Treibmittelgefüge 28 und dem Schieber 36 gezwungen, sich rasch axial nach vorne zu bewegen, und zwar durch den hohen Druck des Verbrennungsgases in der Brennkammer 22, bis das vordere Ende des Schiebers 36 gegen den Anschlag 34 am vorderen Ende des zylindrischen Vorsprungs oder der Führung 32 aufläuft. Demzufolge wird ein hinterer Endabschnitt des Loches 25 im teilweisen verbrannten, ortsfesten Treibmittelgefüge 24 frei, wie dies in Fig. 3 dargestellt ist, und in diesem Abschnitt des Loches 25 wird die zylindrische Innenoberfläche 54 des ortsfesten Treibmittelgefuges 24 bald durch das Hochtemperatur-Verbrennungsgas gezündet, welches in der Brennkammer 22 vorliegt. In diesem Stadium wird die ursprünglich kreisförmige Brennfläche aufgeteilt in eine kreisringförmige Endfläche 50 des ortsfesten Gefüges 24 und die kreisförmige Endfläche 52 des beweglichen Gefüges 28 und wird zusätzlich mit der zylindrischen Oberfläche 54 des ortsfesten Gefüges 24 versehen. Deshalb nimmt der Schub dieses Raketenmotors praktisch augen-

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blicklich mit einer Steigerungsrate zu, welche näherungsweise gleich ist dem Verhältnis der Fläche der zylindrischen Brennfläche 54 zur Fläche der kreisförmigen Initialbrennfläche 30 in Fig. 1 (50 + 52 in Fig. 3). Es wird darauf hingewiesen, daß der Durchmesser des Loches 25 des ortsfesten Treibmittelgefüges 24 und die Länge der zylindrischen Brennfläche 54, d. h. das Ausmaß der Vorwärtsbewegung des freigesetzten Schiebers 36, in geeigneter Weise derart bestimmt sind, daß eine gewünschte Zunahmerate im Schub infolge der Bewegung des Treibmittelgefüges 28 erzielt wird.

Für einen kurzen Zeitraum unmittelbar nach dem Vorwärtsbewegen des beweglichen Treibmittelgefüges 28 in der oben beschriebenen Weise wird die Betriebsart dieses Raketenmotors eine Kombination aus einer endweise abbrennenden und von innen her abbrennenden Betriebsart, weil der hintere Endabschnitt des ortsfesten Treibmittelgefüges 24 nicht nur axial, sondern auch radial nach außen abbrennt. Die Art der Änderungen des wirksamen Brennflächenbereiches und somit auch der Schub des Raketenmotors während dieses Zeitraumes wird unter Bezugnahme auf die Fig. 4 und 5 beschrieben, wobei unterstellt wird, daß die beiden Treibmittelgefüge 24 und 28 in der Abbrenngeschwindigkeit identisch sind.

In Fig. 4 ist S- eine flache und kreisförmige Brennfläche bezeichnet, welche im Raketenmotor der Fig. 1 bis 3 vor dem Vorwärtsbewegen des beweglichen Treibmittelgefüges 28 vorliegt. In Fig. 5 stellt der Brennflächenbereich A₁ den Bereich dieser flachen und kreisförmigen Brennfläche S., dar. Es wird angenommen, daß die Einrichtung 44 in Fig. 3 zum Zeitpunkt T₁ in Fig. 5 entsprechend der Lage der Brennfläche S- in Fig. 4 betätigt wird. Als Ergebnis des raschen Vorwärtsbewegens des Treibmittelgefüges 28 verändert sich die kreisförmige Brennfläche S- beinahe augenblicklich in eine beträchtlich größere Brennfläche S₂/ welche die zylindrische Oberfläche miteinschließt, die den hinteren Endab-

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schnitt des Loches 25 begrenzt. In Fig. 5 stellt der Brennflächenbereich A₂ den Bereich der Brennfläche S₂ zum Zeitpunkt der Fertigstellung der Vorwärtsbewegung des Treibmittelgefüges 28 dar.

Nachfolgend brennt das ortsfeste Treibmittelgefüge 24 axial von seiner ringförmigen Endfläche und auch radial nach außen von seiner zylindrischen Innenfläche mit einer allmählichen Zunahme im Gesamtbrennflächenbereich dieses Gefüges 24 ab, während das bewegliche Gefüge 28 fortfährt, nach Art einer Zigarette abzubrennen, wobei es einen konstanten Brennflächsnbereich aufrechterhält. Allerdings verschwindet diese zylindrische Brennfläche des Gefüges 24, wenn die radiale Abbrennfront den Außenumfang dieses Gefüges 24 erreicht. Deshalb wird der Gesamtbrennflächenbereich in der Brennkammer 22 dann maximal, wie dies durch den Bereich A₃ in Fig. 5 dargestellt ist, gerade bevor die radiale Brennfront am Außenumfang des Gefüges 24 angekommen ist, und liefert eine abrupte und beträchtliche Abnahme, wie dies zum Zeitpunkt T₂ in Fig. 5 gezeigt ist, um eine Brennfläche S₃ zu liefern, welche aus einem flachen und kreisförmigen mittleren Bereich und einem allgemein konischen Randbereich besteht und eine Gesamtfläche A₄ aufweist. Somit wird ein Schub mit beträchtlich gesteigerter Höhe während des Zeitraumes T₂ - T₁ aufrechterhalten, welcher dadurch geliefert wird, daß man die Wandstärke W (mm) des ortsfesten rohrförmigen Gefüges 24 durch die Brenngeschwindigkeit (mm/sec) dieses Brennmittelgefüges 24 dividiert. Dementsprechend kann die Zeit-/Schub-Charakteristik nach der Vorwärtsbewegung des beweglichen Gefüges 28 in gewünschter Weise dadurch beschrieben werden, daß man in geeigneter Weise die Wandstärke W des ortsfesten Treibmittelgefüges 24 bestimmt.

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Wenn die Verbrennung noch weiter fortfährt, dann findet eine allmähliche Änderung in Form und Fläche des Randbereiches der Brennfläche S₃ statt, wie dies in Fig. 4 durch die Brennflächen S₄, S₅, S_ß, S- dargestellt ist,bis eine im wesentlichen flache und kreisförmige Brennfläche S₈ hergestellt ist, welche ähnlich ist der Initialbrennfläche S*, und zwar zum Zeitpunkt Tg in Fig. 5. Das heißt, der Bereich A_Q dieser Brennfläche S_Q ist gleich dem Initialbrennflächenbereich A*. Wie aus Fig. 5 ersichtlich ist, fährt der Gesamtbrennflächenbereich des Treibmittels 20 fort, während des Zeitraumes T₃ - T- allmählich abzunehmen. In der Praxis allerdings kann dieser Raketenmotor angesehen werden, als nähme er seine Funktionsweise der Endabbrennung bereits zum Zeitpunkt T₃ wieder auf, wegen der sehr kleinen Abnahmegeschwindigkeit in dem Brennflächenbereich während dieses Zeitraums.

Wenn das ortsfeste Treibmittelgefüge 24 und das bewegliche Treibmittelgefüge 28 in der Zusammensetzung unterschiedlich sind, so daß das letztgenannte Gefüge 28 beispielsweise eine höhere Brenngeschwindigkeit als das erstgenannte Gefüge 24 aufweist, dann ändert sich die ursprünglich kreisringförmige Brennfläche des ortsfesten Gefüges 24 in eine konische Brennfläche, wie dies in Fig. 4 durch die strichpunktierte Linie S gezeigt ist_r wenn die Verbrennung fortschreitet, während das bewegliche Gefüge 28 noch immer in der Ausgangslage gehalten wird. Der Scheitelwinkel dieser konischen Brennfläche S hängt vom Unterschied zwischen den Brenngeschwindigkeiten der jeweiligen Treibmittelgefüge 24 und 28 ab und wird kleiner, wenn der Unterschied größer ist. In einem derartigen Fall findet eine gewisse Steigerung im Schub des Raketenmotors kurz nach der Zündung statt. Es wird darauf hingewiesen, daß selbst in diesem Fall der Schub noch weiter abrupt und stark zum gewünschten Zeitpunkt dadurch erhöht werden kann, daß man das bewegliche Gefüge 28 veranlaßt, sich in der oben beschriebenen Weise nach vorne zu bewegen. In diesem Fall wird eine konische Brennfläche identisch zur dargestellten Brennfläche S„ wieder hergestellt, nachdem die allgemein zylindrische innere Brennfläche des ortsfesten Treibmittelgefüges 24 wieder verschwunden

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Fig. 6 zeigt einen anderen erfindungsgemäßen Raketenmotor, welcher grundsätzlich ähnlich dem Raketenmotor der Fig. 1 ist, aber einen unterschiedlichen Typ einer Halte- und Löseeinrichtung für das bewegliche Treibmittelgefüge 28 aufweist.

Die vordere Endplatte 12 dieses Raketenmotors ist in ihrem mittleren Bereich durchbohrt und mit einem hohlen zylindrischen Vorsprung 60 ausgebildet, welcher in den hinteren Endteil des Nutzlastabschnittes 48 derart vorragt, daß der zylindrische Raum in diesem Vorsprung 60 in axialer Ausrichtung auf das Loch 25 im ortsfesten Treibmittelgefüge 24 steht und denselben Durchmesser wie das Loch 25 aufweist. Ein zylindrischer Kolben 62 ist verschieblich im Vorsprung 6 Ο aufgenommen, so daß er teilweise in den vorderen Endabschnitt des Loches 25 hineinragt, und eine Dichtungseinrichtung 38 liefert eine gasdichte Abdichtung zwischen der durchbohrten Endplatte 12 und dem Kolben 62. Ein flacher Boden 6 3 des Kolbens 62 ist mit einer hitzebeständigen Schicht 40 überzogen, an welcher das bewegliche Treibmittelgefüge 28 angeklebt ist. Der zylindrische Vorsprung 60 weist eine vordere Endwand 64 auf und ist derart ausgelegt, daß er als hydraulischer Zylinder dient. Die Endwand 64 ist mit einer Öffnung 65 ausgebildet, und das Innere des Zylinders 6 0 und des Kolbens 62 (im Falle eines Hohlkolbens, wie dargestellt) ist mit einer hydraulischen Flüssigkeit 70 gefüllt. Eine Leitung 66, die an die öffnung 65 als Stromungsmittelkanal angeschlossen ist, ist mit einem Strömungssteuerventil 68 versehen, beispielsweise einem elektromagnetischen Ventil, welches normalerweise geschlossen ist, aber in Abhängigkeit von einem Kommandosignal geöffnet werden kann.

Die Flüssigkeit 70 im Zylinder 6 0 liefert einen Widerstand gegenüber dem Verbrennungsgasdruck, der auf das bewegliche Treibmittelgefüge 28 einwirkt, so daß das Gefüge 28 in der dargestellten Lage ohne Vorwärtsbewegung abbrennt. Wenn es gewünscht ist, das Gefüge 28 zum zeitweisen Erhöhen des Schubes in diesem Raketen-

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motor voranzubewegen, dann wird das Steuerventil 68 geöffnet, um es der Flüssigkeit 70 zu gestatten, aus dem Zylinder 60 durch die vorwärtsgerichtete Schubkraft des Kolbens 62 gedrückt zu werden, welche dem Verbrennungsgasdruck zuzuschreiben ist. Dann findet eine rasche Vorwärtsbewegung des Treibmittelgefüges 28 mit einer resultierenden Steigerung im Gesamtbrennflächenbereich und im Schub statt, wie dies im Hinblick auf das in Fig. 1 bis 3 dargestellte Ausführungsbeispiel erläutert ist. Wenn es dem Kolben 62 gestattet ist, die Endwand 65 des Zylinders 60 in einem Hub zu erreichen, dann stimmt die Art der Änderungen im Brennflächenbereich und Schub in Übereinstimmung mit der Erläuterung, die unter Bezugnahme auf Fig. 4 und 5 gegeben wurde.

Bei dem Raketenmotor der Fig. 6 ist es allerdings auch möglich, die Vorwärtsbewegung des Treibmittelgefüges 28 zu beenden, während das vordere Ende des Kolbens 62 noch einen beträchtlichen Abstand von der Endwand 64 des Zylinders 60 aufweist, indem man in geeigneter Weise das Ventil 68 ansteuert. Dann kann eine zeitliche Steigerung des Schubes durch ein derartig begrenztes Ausmaß der Vorwärtsbewegung des Gefüges 28 noch einmal oder mehrmals wiederholt werden, nach Verstreichen des gewünschten Zeitraumes von der erstmaligen Vorwärtsbewegung des Gefüges 28 an, obwohl die Steigerung des Schubes bei jeder Vorwärtsbewegung des Gefüges 28 auf ein verhältnismäßig geringes Ausmaß begrenzt ist.

Wenn eine Rakete, die die vorliegende Erfindung verwendet, eine verhältnismäßig hohe Anfangsgeschwindigkeit aufweisen soll, dann kann die Anfangslage des beweglichen Treibmittelgefüges derart bestimmt werden, daß die hintere Endfläche des beweglichen Gefüges im Inneren des Lochs des ortsfesten Treibmittelgefüges liegt, um die Innenfläche des ersten Gefüges über eine geeignete Länge von ihrem hinteren Ende her freizulassen.

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Im übrigen kann ein Raketenmotor entsprechend der Erfindung eine Vielzahl beweglicher Treibmittelgefuge aufweisen, von welchen jedes verschieblich in ein Loch eingepaßt ist, das in ein ortsfestes Treibmittelgefuge gebohrt ist, wobei eine Halte- und Löseeinrichtung vorgesehen ist, und in einem derartigen Fall können die beweglichen Gefüge entweder gleichzeitig oder einzeln voranbewegt werden.

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Claims

PATENTANWÄLTE

REPRESENTATIVE'S BEFOHE THG
EUROPEAN PATENT OFFICE

A. GRUNECKER

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H. KINKELDEY

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K. SCHUMANN

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P. H. JAKOB

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G. BEZOLD

NISSM MOTOR CO., IiDD.

No. 2, Takara-cho, Kanagawa-ku

Yokohama City, Japan

8 MÜNCHEN

MAXIMIUIANSTPASSE 4-3

12. Mai 1981 P 16 260-dg

Feststofftreibmittel-Raketenmotor rait
variablem Schub

Ansprüche

/ 1,.' Festoff treibmittel-Raketenmotor, gekennzeichnet durch die ^ folgenden Merkmale:

- ein Motorgehäuse (TO), welches in seinem Inneren eine Brennkammer(22) bildet und mit einer Düse (18) versehen ist,

- ein erstes Treibmittelgefuge (24), welches fest in der Brennkammer angeordnet und mit einem Loch (25) ausge-

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TELEFON (O89) 32 28 69 TELEX O5-2S38O TEt-EGRAVME MONAPAT TELEFAX

bildet ist, welches die Initial-Brennfläche (30) des Gefüges schneidet,

- ein zweites Brennstoffgefüge (28), welches verschieblich und gasdicht in das Loch des ersten Gefüges eingepaßt ist und in der Länge kürzer ist als das Loch, wobei eine Endfläche des zweiten Gefüges zur Brennkammer hin freiliegt und unbehindert eine abbrennende Fläche werden kann,

- eine Halteeinrichtung (32, 36, 46; 60, 62,68, 70), um das zweite Trexbmittelgefuge gegenüber einer Bewegung relativ zum ersten Trexbmittelgefuge festzuhalten, und

- eine Löseeinrichtung (44, 34; 68), um die Halteeinrichtung zu einem gewünschten Zeitpunkt während des Betriebs des Raketenmotors außer Wirkung zu setzen und es hierbei dem zweiten Gefüge zu gestatten, über einen bestimmten Abstand im Inneren des Loches durch den Druck des Brenngases in der Brennkammer derart bewegt zu werden, daß ein Abschnitt der Innenfläche des ersten Gefüges, das das Loch bildet, freigelegt ist und eine zusätzliche Brennfläche bildet.

2. Raktetenmotor nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das erste Treibmittelgefüge (24) ein längliches Gefüge ist, in welchem das Loch (25) in Längsrichtung axial durch die Gesamtlänge des Gefüges hindurchgebohrt ist, wobei die Ausgangslage des zweiten Treibmittelgefüges (28) im Loch derart gewählt ist, daß die gemeinsame Anordnung aus erstem und zweitem Gefüge ein im wesentlichen am Ende abbrennendes Gefüge bildet.

3. Raketenmotor nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Endfläche des zweiten Treibmittelgefüges in der Ausgangslage bündig mit der Initialbrennfläche (30) des ersten Treibmittelgefüges verläuft.

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4. Raketenmotor nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Endfläche des zweiten Treibmittelgefüges in der Ausgangslage im Inneren des Loches liegt, und zwar unter einem Abstand von der Initialbrennfläche (30) des ersten Gefüges derart, daß ein hinterer Endabschnitt des Loches (25) freigelassen ist.

5. Raketenmotor nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Halteeinrichtung einen Kolben (36; 62) umfaßt, der verschieblich und gasdicht durch eine öffnung hindurchtritt, die in einer vorderen Endwand (12) des Motorgehäuses (10) ausgebildet ist, und verschieblich und gasdicht in einen vorderen Endabschnitt des Lochs (25) des ersten Gefüges derart hineinragt, daß er gegen die vordere Endfläche des zweiten Gefüges anschlägt, sowie eine Halterung (32, 46; 60, 68, 70), um den Kolben in einer bestimmten Lage bis zur Betätigung der Löseeinrichtung (44; 68) zu halten.

6. Raketenmotor nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Halterung eine rohrförmige Führung (12) umfaßt, welche fest an der Außenseite der Endwand (12) des Motorgehäuses derart ausgebildet ist, daß der Kolben (36) verschieblich in die rohrförmige Führung hineinragen kann, sowie einen Verriegelungsstift (46), der in ein Loch eingepaßt ist, das in den Kolben gebohrt ist, und zwar durch ein Loch hindurch, welches in eine Seitenwand der rohrförmigen Führung gebohrt ist, und daß die Löseeinrichtung eine elektrisch betätigbare Rückzieheinrichtung (44) aufweist, um den Verriegelungsstift aus dem Kolben auszuziehen.

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7. Raketenmotor nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die rohrförmige Führung (32) einen Anschlag (34) an einem vorderen Endabschnitt hiervon aufweist, um die Bewegung des Kolbens zu begrenzen, die durch die Wirkung der Löseeinrichtung veranlaßt wurde.

8. Raketenmotor nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Rückzieheinrichtung (44) eine pyrotechnische Vorrichtung ist.

9. Raketenmotor nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Halterung einen Hohlzylinder (60) umfaßt, der fest an der Außenseite der Endwand (12) des Motorgehäuses derart ausgebildet ist, daß der Kolben (62) verschieblich in den Zylinder hinein vorspringen kann, sowie eine Flüssigkeit (70), mit welcher das Innere des Zylinders aufgefüllt ist, wobei die Löseeinrichtung ein normalerweise geschlossenes und elektrisches betreibbares Strömungssteuerventil (68) umfaßt, welchem eine Öffnung (65) zugeordnet ist, die in einer Wand des Zylinders ausgebildet ist.

10. Raketenmotor nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß das erste und zweite Treibmittelgefüge jeweils dieselbe Abbrenngeschwindigkeit aufweisen.

11. Raketenmotor nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß das erste und zweite Treibstoffgefüge jeweils eine unterschiedliche Abbrenngeschwindigkeit aufweisen.

130066/0759

12. Raketenmotor nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß das 2weite Treibmittelgefüge eine höhere Abbrenngeschwindigkeit aufweist als das erste Gefüge.

13. Raketenmotor nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß das erste und zweite Treibmittelgefüge aus einem Doppelbasis-Treibmittel gebildet sind.

14. Raketenmotor nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß das erste und zweite Treibmittelgefüge aus einem Composittreibmittel gebildet sind.

130066/0759