DE3210794C2

DE3210794C2 - Device for balancing material stresses in a solid rocket propellant

Info

Publication number: DE3210794C2
Application number: DE19823210794
Authority: DE
Inventors: Ernst Dipl.-Ing. 8000 München Engl
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1982-03-24
Filing date: 1982-03-24
Publication date: 1985-04-11
Also published as: DE3210794A1

Abstract

Einrichtung zum Ausgleich der durch Wärmeunterschiede auftretenden Volumensänderungen eines Feststoffraketen treib satzes, der über eine äußere Wärmeisolationsschicht im Brennkammergehäuse festhaftend angeordnet ist, wobei im radial äußeren Bereich des Treibsatzes in Längsrichtung verlaufende Ausgleichsbohrungen vorgesehen sind, die mit dünnen Abbrandhemmschichten ausgekleidet und/oder mit einer mit der Abbrandfront zurückbrennenden Isolierfüllung versehen sind.Device to compensate for the changes in volume of a solid rocket propellant due to differences in heat, which is arranged firmly adhering to an outer thermal insulation layer in the combustion chamber housing, with compensating bores running in the longitudinal direction being provided in the radially outer region of the propellant, which are lined with thin burn-up inhibitor layers and / or with one with the Burning front are provided with insulating filling that burns back.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf e^:ne Einrichtung zum Ausgleich von durch Temperaturänderungen hervorgerufenen Materialspannungen in einem als Stirnbrenner ausgebildeten Feststoffraketentreibsatz, der festhaftend über eine äußere Wärmeisolationsschich'. mit einem Brennkammergehäuse verbunden ist, mittels in Umfangsrichtung gleichmäßig verteilten, in Längsrichtung des Treibsatzes verlaufenden Ausdehnungsräumen.The invention relates to ^e: ne means to compensate for changes in temperature caused by material stresses in a formed as end-fired solid rocket propellant, the adherent over an outer Wärmeisolationsschich '. is connected to a combustion chamber housing by means of expansion spaces that are uniformly distributed in the circumferential direction and run in the longitudinal direction of the propellant charge.

Eine solche Anordnung eines festen Rakstentreibs-itzes geht z. B. aus der US-PS 29 57 309 hervor. Dabei sind zwischen dem Außenumfang des Treibsatzes bzw. einer diesen einhüllenden Abbrandhemmschicht und der Innenseite der Brennnkammerwand in Längsrichtung des Treibsatzes verlaufende Ausdehnungsraurne vorgesehen, die durch eine wellpappeartige elastische Zwischenschicht oder durch elastische Röhrchen gebildet werden. Die vorbeschriebene Einrichtung zum Ausgleich der unterschiedlichen Wärmeausdehnungen zwischen dem Festtreibsatz und dem Brennkammergehäuse erfüllt ihren Zweck nur dann, wenn es sich um die Anordnung von chemischen Treibsätzen handelt, die bei auftretenden Wärmeschwankungen wohl großen Ausdehnungen unterworfen sind, in sich jedoch eine gewisse mechanische Stabilität aufweisen, d. h. um Festtreibsätze, denen durch die in Rede stehende Einrichtung ein freier, an ihrem Außenumfang vorgesehener Ausdehnungsringraum zur Verfügung gestellt werden muß, um sie vor Brüchen durch periphere Druckbelastung zu bewahren. Eine''Einrichtung mit dem bekannten Aufbau versagt aber dann ihren Dienst bzw. ist dann nicht mehr ausreichend, wenn ein Treibsatz aus in sich sprödem Material verwendet wird, der trotz eines genügenden peripheren Ausdehnüngsringraumes bei auftretenden großen Wärmeausdehnungen in sich reißt.Such an arrangement of a fixed rocket propellant goes z. B. from US-PS 29 57 309. There are between the outer circumference of the propellant or a burn-up inhibiting layer enveloping it and the inside of the combustion chamber wall in the longitudinal direction of the propellant charge extending expansion groove provided, which by a corrugated cardboard-like elastic Intermediate layer or be formed by elastic tubes. The above-described device to compensate the different thermal expansions between the fixed propellant and the combustion chamber housing only fulfills its purpose when it comes to the arrangement of chemical propellants, which are used in occurring heat fluctuations are probably subject to large expansions, but in themselves a certain amount have mechanical stability, d. H. to Festtreibätze, which by the institution in question free, provided on its outer circumference expansion annulus must be made available to to prevent them from breaking due to peripheral pressure loads. A `` facility with the familiar structure but then fails its service or is no longer sufficient if a propellant is inherently brittle Material is used, which despite a sufficient peripheral expansion ring space when occurring large thermal expansions in itself.

Es ist daher Aufgabe der Erfindung, zum Ausgleich der durch auftretende Wärmeunterschiede bedingtenIt is therefore the object of the invention to compensate for the heat differences that occur

1515th

Ausdehnungen und Zusammenziehungen des Treibsatzes die eingangs beschriebene Einrichtung in Form der in Umfangsrichtung gleichmäßig verteilten, in Längsrichtung des Treibsatzes verlaufenden Ausdehnungsräume derart zum Einsatz zu bringen bzw. zu lokalisieren, daß diese Einrichtung im Stande ist auch bei infolge ihrer chemischen Zusammensetzung spröden Treibsätzen Rißbildungen zu vermeiden.Expansions and contractions of the propellant charge the device described above in the form of Expansion spaces that are evenly distributed in the circumferential direction and run in the longitudinal direction of the propellant charge to bring to use or to localize, that this device is able even with as a result their chemical composition brittle propellants to avoid the formation of cracks.

Gelöst wird diese Aufgabe gemäß der Erfindung dadurch, daß die Ausdehnungsräume als Ausgleichsbohrungen innerhalb des Treibsatzes in dessen radial äußerem Bereich ausgebildet sind, die mit dünnen Abbrandhemmschichten ausgekleidet und/oder mit einer mit der Abbrandfront zurückbrennenden Isolierfüllung versehen sind.This object is achieved according to the invention in that the expansion spaces act as compensating bores are formed within the propellant charge in its radially outer region, which are provided with thin burn-up inhibiting layers lined and / or provided with an insulating filling that burns back with the burn-off front are.

Durch die erfindungsgemäße Einrichtung ist nicht nur ein Dehnungsausgleich im radialen Außenbfeich des festen Treibsatzes gegeben, da die radial von innen nach außen zunehmenden Spannungen bereits durch die A.usg'.eichsbohrungen aufgefangen werden und damit den äußersten Ringbereich des Treibsatzes praktisch nicht mehr belasten, so daß Treibsatzablösungen an der Wärmeisolationsschicht bzw. an der Brennkammerinnenseite vermieden werden, sondern es werden auch die weiter innen im Treibsatz sich entwickelnden Spannungen bzw. Dehnungen durch die achsparallel verlaufenden Ausgleichsbohrungen bereits näher an ihrem Ursprungsort zum Abklingen gebrachtThe device according to the invention not only provides expansion compensation in the radial outer area of the Fixed propellant charge, since the tensions increasing radially from the inside to the outside are already due to the A.usg'.calibration bores are collected and thus practically no longer burden the outermost ring area of the propellant, so that propellant detachments on the Thermal insulation layer or on the inside of the combustion chamber are avoided, but there are also the tensions or strains developing further inside in the propellant due to the axially parallel axes Compensating holes already subsided closer to their place of origin

In Ausgestaltung der Erfindung können im radial äußeren Bereich eines Treibsatzes mehrere konzentrisch zueinander liegende Reihen von Ausgleichsbohrungen vorgesehen sein.In an embodiment of the invention, in the radially outer In the area of a propellant charge, several concentric rows of compensating holes be provided.

Im Rahmen der Erfindung besteht die Möglichkeit,Within the scope of the invention there is the possibility

die Ausgleichsbohrungen in einem besonderen Treibsatzzwischenring anzuordnen, der in bezug auf einen zentralen Treibsatzkern und einen Treibsatzaußenring aus einer elastischen Treibsatzmasse besteht.the compensating bores in a special spacer ring to be arranged in relation to a central propellant core and a propellant outer ring consists of an elastic propellant mass.

Damit ist im äußeren Bereich d"s festen Treibsatzes eine ganze Ringzone mit hoher Aufnahmefähigkeit von Wärmedehnungen gegeben.Thus, in the outer area of the solid propellant charge, there is an entire ring zone with a high absorption capacity of Given thermal expansion.

Erfindungsgemäß wird also die vorgeschlagene Einrichtung zur Verhinderung der Rissebildung in den Treibsatz hinein verlegt, und zwar dorthin, wo dieses unerwünschte Symptom am stärksten auftritt und sich auswirkt, nämlich in den peripheren Bereich des Festsiöfftreibsaues. According to the invention, the proposed device for preventing the formation of cracks in the Propellant moved into it, namely to where this undesirable symptom occurs most strongly and is affects, namely in the peripheral area of the Festiöfftreibsaues.

In der Zeichnung sind Ausführungsbeispiele gemäß der Erfindung dargestellt. Es zeigtIn the drawing, exemplary embodiments according to the invention are shown. It shows

Fig. 1 eine Raketenbrennkammer mit einem festen Treibsatz,Fig. 1 shows a rocket combustion chamber with a fixed Propellant,

Fig. 2 einen Schnitt nach der Linie II-II der F i g. 1 undFIG. 2 shows a section along the line II-II in FIG. 1 and

F i g. 3 eine weitere erfindungsgemäße Variante.F i g. 3 another variant according to the invention.

Wie aus den Fig. 1 und 2 hervorgeht, ist in einem Brennkammergehäuse 1 ein fester, in seiner chemischen Masse homogener Treibsatz 2 als Stirnbrenner angeordnet, dessen Außenumfang mit einer dünnwandigen Abbrandhemmschicht 3 versehen ist. Zwischen dem Außenumfang des Treibsatzes 2 bzw. der dünnen Abbrandihernmschicht3 und der Innenseite des Brennkammergeihäuses 1 befindet sich eine Wärmeisolationsschicht 4, welche das Brennkammergehäuse 1 vor dem Durchbrennen schützt und gleichzeitig einen gewissen Dehnungsausgleich bietet.As can be seen from FIGS. 1 and 2, in a combustion chamber housing 1 is a solid, in its chemical Mass homogeneous propellant charge 2 arranged as a front burner, the outer circumference of which with a thin-walled Abbrandhemmschicht 3 is provided. Between the outer circumference of the propellant charge 2 or the thin burn-off membrane 3 and the inside of the combustion chamber housing 1 is a thermal insulation layer 4, which protects the combustion chamber housing 1 from burning through and at the same time a certain expansion compensation offers.

Im radial äußeren Bereich des Treibsatzes 2 sind in Längsrichtung Verlaufende, in Umfangsrichtung gleichmäßig verteilte Ausgleichsbohrungen 5 vorgesehen, die ebenfalls mit dünnen Abbrandhemmschichten 6 ausge-In the radially outer area of the propellant charge 2, ends running in the longitudinal direction are uniform in the circumferential direction distributed compensating bores 5 are provided, which are also lined with thin erosion inhibitor layers 6.

kleidet und/oder mit einer mit der Abbrandfront zurückbrennenden Isolierfüllung 7 versehen sind.clothes and / or with one burning back with the charring front Insulating filling 7 are provided.

Gemäß F i g. 3 setzt sich der feste Treibsatz aus drei Zonen, einem Treibsatzkern 2a, einem besonderen Treibsatzzwischenring 2b und einem Treibsatzaußen- 5 ring 2c zusammen. Der Treibsatzkern la. und der Treibsatzaußenring Ic bestehen beide aus der chemischen Rezeptur, wie rip für die ausgewählte Flugmission bzw. den vorgesehenen Hochleistungsbedarf gebraucht wird, d. h. im vorliegenden Fall z. B. aus einem hohen Anteil io an Bor oder Ammoniumperchlorat, während der Treibsatzzwischenring 2b weniger an Bor oder Ammoniumperchlorat enthält die bekanntlich zur Versprödung eines Treibsatzes beitragen.According to FIG. 3, the solid propellant charge consists of three zones, a propellant charge core 2a, a special propellant charge intermediate ring 2b and a propellant charge outer ring 2c. The propellant core la. and the propellant outer ring Ic both consist of the chemical recipe as rip is needed for the selected flight mission or the intended high-performance requirement, ie in the present case z. B. from a high proportion of boron or ammonium perchlorate, while the propellant intermediate ring 2b contains less boron or ammonium perchlorate, which are known to contribute to the embrittlement of a propellant.

Die Ausgleichsbohrungen 5a haben in Fi g. 3 abwei- is chend von denen in den F i g. 1 und 2 z. B. eckigen Querschnitt. The compensation bores 5a have in Fi g. 3 notwithstanding those in FIGS. 1 and 2 z. B. angular cross-section.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen1 sheet of drawings

2525th

3030th

3535

4040

4545

5050

5555

6060

6565

Claims

Patent claims:

1. Device to compensate for material stresses caused by temperature changes in a solid rocket propellant designed as a forehead burner, which is firmly adhered to an outer Thermal insulation layer is connected to a combustion chamber housing by means in the circumferential direction evenly distributed expansion spaces running in the longitudinal direction of the propellant charge, characterized in that the expansion spaces as compensating bores (5) within of the propellant charge (2) are formed in its radially outer area, which are provided with thin burn-up inhibiting layers (6) lined and / or with an insulating filling that burns back with the burn-off front (7) are provided.

2. rubbing aang according to claim 1, characterized in that that in the radia! outer area of a propellant charge (2) several rows of compensating holes (5) are provided.

3. Device according to claim 1 and 2, characterized in that the compensating bores (5) are arranged in a special propellant intermediate ring (2b) which consists of an elastic propellant compound with respect to a central propellant core (2a) and an outer propellant ring (2c)