DE3425352A1

DE3425352A1 - Triebwerk fuer raketen mit staustrahlantrieb und integriertem beschleunigungsmotor

Info

Publication number: DE3425352A1
Application number: DE19843425352
Authority: DE
Inventors: Bernard Merignac Luscan; Gerard le Castelnau Medoc Tanter
Original assignee: EUROPEENNE DE PROPULSION PUTEAUX Ste; Europeenne De Propulsion Puteaux Hauts De Seine Ste; Societe Europeenne de Propulsion SEP SA
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 1983-07-11
Filing date: 1984-07-10
Publication date: 1985-01-24
Anticipated expiration: 2004-07-11
Also published as: FR2549146A1; JPS60173352A; IT8421823A1; JPH0370107B2; DE3425352C2; FR2549146B1; GB8417585D0; IT1196185B; GB2143282B; GB2143282A; US4631916A; IT8421823A0

Description

Stuttgart, den 3-7.1984

Societe Europeerme de Propulsion P 4531 S/Pi 3, Avenue du General de Gaulle
F 9^800 Puteaux
FRANKREICH

Vertreter:

KohJ er-Schwindlirig-Späth
Patentanwälte
Hohtintwielstraße 41
7000 Stuttgart 1

Triebwerk für Raketen mit Staustrahlantrieb und integriertem Beschleunigungsmotor

Die Erfindung betrifft ein Triebwerk für Raketen mit Staustrahlantrieb und integriertem Beschleunigungsmotor, mit tjirifu· einzigen Brennkammer, die sowohl zur Verwendung während der Beschleunigungsphase als auch während der Plugphase mit Staustrahlantrieb bestimmt und in der das zur Beschleunigung der Rakete dienende, feste Propergol angeordnet ist, mit einer für den Schub während der Beschleunigungsphase

optimierten Düse und mit mindestens einer Lufteintrittsöffnung, die am Ende der Beschleunigungsphase von dem Propergol freigegeben wird, um einem Luftstrom den Eintritt in die Brennkammer zu gestatten, der ausreichend groß ist, um den Luftwiderstand der Rakete durch die Ejektion eines Gasstromes mit großer Geschwindigkeit zu kompensieren, der durch die Verbrennung des von der Rakete mitgeführten Brennstoffes mittels der zugeführten Luft erzeugt wird.

Die Erfindung betrifft demnach den Antrieb von taktischen Raketen, die einen innerhalb der Atmosphäre liegenden Plugbereich haben, so daß Luft als einer der zur Verbrennung benötigten Stoffe im Inneren eines Staustrahltriebwerkes benutzt werden kann.

Die Erfindung befaßt sich demnach genauer mit solchen Staustrahlraketen, die mit zwei aufeinanderfolgenden Antriebsphasen arbeiten, nämlich einer Beschleunigungsphase unter Verwendung eines Raketenmotors, in dem ein Brennstoff und ein Oxidationsmittel benutzt werden, die sich beide an Bord der Rakete befinden, und einer Flugphase unter Verwendung eines Staustrahltriebwerkes, bei dem als Oxidationsmittel die atmosphärische Luft verwendet wird, die von der Rakete bei ihrem Flug eingefangen wird, so daß nur der eigentliche Brennstoff an Bord der Rakete vorhanden sein muß.

Die Realisation solcher Staustrahl-Raketen stößt auf Schwierigkeiten, weil die optimale Düse für die Beschleunigungsphase an der engsten Stelle einen sehr viel kleineren Querschnitt haben muß als eine Düse, die für die Flugphase mit Staustrahlantrieb geeignet ist.

Um dieser Schwierigkeit zu begegnen, hat man schon Staustrahlantriebe mit integriertem Beschleunigungsmotor realisiert, die eine einzige Brennkammer aufweisen, deren Innenwand den beiden Antriebsphasen gemeinsam ist. Diese Brennkammer ist mit einer Laval-Düse versehen, die für die Beschleunigungsphase optimiert ist und während der Übergangsphase vom Beschleunigungsbetrieb zum Flugbetrieb abgeworfen wird, um am hinteren Ende der Brennkammer eine Öffnung größeren Querschnittes freizugeben, welche für die Plugphase mit Btiiustrahlantrieb geeignet ist.

Es hat sich jedoch erwiesen, daß für manche Zwecke diese Art der Vergrößerung des Querschnittes der Beschleunigungsdüse unannehmbar ist, beispielsweise bei Kurz- und Mittelstrekkenraketen, weil das Abwerfen der Düse ein Risiko für das die Raketen abschießende Personal sowie auch für die befreundeten Truppen und Bewohner sein kann.

Um diesen Nachteil zu vermeiden, verzichten manche Realisationen auf eine spezielle Düse für den Beschleunigungsbetrieb. Bei solchen Triebwerken ohne Düse ist die für die Beschleunigungsphase erforderliche Ladung an festem PropergoL in solcher Weise angeordnet, daß sie einen zentralen Kanal and am Ende einen sich öffnenden Kegel bildet, um dadurch eine stabile Verbrennung und einen axialen Schub während der gesamten Dauer der Beschleunigungsphase zu erzielen. Bei dieser Art von Raketenmotor sinkt jedoch der Verbrennungsdruck während der Beschleunigungsphase der Rakete erheblich ab, so daß der mittlere spezifische Impuls wahrend der Beschleunigungsphase ganz erheblich gegenüber demjenigen Impuls vermindert wird, der mit der gleichen Menge Propergol erzielt werden könnte, wenn die Verbrennungsgase durch eine Düse ausgestoßen würden.

Wenn man die Tatsache in Betracht zieht, daß die Länge der Verbrennungskammer sich allgemein nach dem Volumen des zur Beschleunigung erforderlichen Propergols richtet, und daß jede Erhöhung der Masse des zur Beschleunigung benötigten Propergols eine Verminderung des für die Plugphase zur Verfugung stehenden Brennstoffes um die gleiche Menge zur Folge hat, ist leicht festzustellen, daß eine Verminderung des Wirkungsgrades während der Beschleunigungspumpe eine Verminderung der Plugzeit und infolgedessen auch der Reichweite der Rakete im gleichen Verhältnis nach aich zieht.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die vorstehend behandelten Mangel zu beseitigen und den Verbrennungsgasen während der Beschleunigungsphase den Austritt aus einer für diese Phase optimierten Düse zu gestatten, zugleich aber auch einen Abwurf der Düse zu vermeiden und trotzdem eine an die Plugphase mit Staustrahltriebwerk angepaßte Punktion zu gewährleisten.

Diese Aufgabe wird nach der Erfindung bei einem Triebwerk der eingangs genannten Art dadurch gelöst, daß die Brennkammer an ihrem hinteren Ende wenigstens eine zusätzliche Gasaustrittsöffnung, die eine zusätzliche Düse bildet, und Mittel zum Verschließen dieser zusätzlichen Gasaustrittsöffnung während der gesamten Beschleunigungsphase aufweist, so daß die zusätzliche Gasaustrittsöffnung im Zusammenwirken mit der Düse den Ausstoß der Verbrennungsgase während der Plugphase mit Staustrahlantrieb gewährleistet.

Nach der Erfindung bleibt demnach die an die Beschleunigungsphase angepaßte Düse auch während der Plugphase an ihrem Platz. Es wird jedoch während dieser Plugphase nur ein

Teil der Verbrennungsgase durch diese Düse ausgestoßen, während der Rest durch ein oder mehr andere Öffnungen ausgestoßen wird, die am hinteren Ende der Verbrennungskammer angeordnet sind und, ebenso wie die in die Brennkammer fuhrenden Lufteintrittsöffnungen, nur freigegeben werden, wenn die Gesamtmenge des zur Beschleunigung dienenden Propergols verbrannt ist.

Bei einer ersten Ausführungsform der Erfindung sind ein oder mehr zusätzliche Gasaustrittsöffnungen am Boden der Brennkammer in einer solchen Weise angeordnet, daß sie einen im wesentlichen axial gerichteten Gasaustritt ermöglichen.

Bei einer anderen Ausführungsform der Erfindung sind eine oder mehr zusätzliche Gasaustrittsöffnungen in einem ringförmigen hinteren Abschnitt der Brennkammer seitlich angeordnet.

Vorteilhaft kann das erfindungsgemäße Triebwerk einen äußeren Mantel umfassen, der die Brennkammer umgibt und sich einerseits bis zum hinteren Ende der Brennkammer erstreckt und andererseits nach vorn über die Brennkammer hinaus über einen Teil der Rakete verlängert ist, um einen Lufteinlaß zu bilden und das Zuströmen der angefangenen Luft zur Brennkammer durch die Lufteintrittsöffnungen zu gestatten, während gleichzeitig die Wandung der Brennkammer während der Plugphase unter Gleichdruck gehalten wird, so daß während der Plugphase nur ein Teil des von dem Lufteinlaß eingefangenen Luftstromes durch die Lufteintrittsöffnungen der Brennkammer zugeführt wird, während der restliche Teil der Luft am Ende der Rakete durch einen Auslaß ausgestoßen wird, ohne die Brennkammer durchströmt zu haben, jedoch nach Vermischung

mit einem Anteil der Verbrennungsgase, der aus der zusätzlichen Luftaustrittsöffnungen ausgestoßen wird.

Der äußere Mantel der Rakete kann nach hinten bis über die Düse verlängert sein, um eine Vermischung der Gesamtmenge der aus der Brennkammer austretenden Verbrennungsgase mit dem Strom der Sekundärluft zu bewirken.

Die Aufteilung des Luftstromes in einen Anteil <^Q , der über die Lufteintrittsöffnungen zugelassen wird und an der Verbrennung teilnimmt, und einen Anteil (1-cOQ > der einen Kühlstrom bildet, wird als Funktion des erforderlichen Schubes und der Temperatur bestimmt, welche für die Wandung der Brennkammer zulässig ist.

Zwischen der Wand der Brennkammer und dem äußeren Mantel angeordnete Abstandsstücke dienen zur Zentrierung der Brennkammer. Bei der Ausführungsform, bei welcher die zusätzlichen G-asaustrittsöffnungen im Bereich eines ringförmigen Abschnittes seitlich angeordnet sind, können die Abstandsstücke ein solches Profil haben, daß der Querschnitt der Luftkanäle zwischen dem äußeren Mantel und der Wandung der Brennkammer sowohl vor als auch nach den zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen einen Luftstrom mit Schallgeschwindigkeit gewährleistet.

In vorteilhafter Weise hat die Brennkammer eine dünne und gut wärmeleitende Wandung.

Verschiedene weitere besondere Merkmale haben sich ebenfalls als vorteilhaft erwiesen.

'Zt.

So können beispielsweise vor den Lufteintrittsöffnungen zwischen dem äußeren Mantel und einem Brennstoffbehälter konische Rampen angeordnet sein, um einen ringförmigen Lufteinlaß zu bilden.

Auch während der Beschleunigungsphase sind die Luftkanäle der Rakete am hinteren Ende nicht verschlossen, so daß die eingefangene Luft nach hinten austreten kann, um den Luftwiderstand der Rakete zu vermindern.

Eine im wesentlichen konische Hülle verbindet den hinteren Einzug der Brennkammer mit der Austrittsebene der Düse, um einen divergierenden Abschnitt zu bilden, in dem die Mischung aus Verbrennungsgasen und Sekundärluft expandieren

Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung sind die Lufteintrittsöffnungen und die zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen während der Beschleunigungsphase durch Stopfen verschlossen, die dazu eingerichtet sind, am Ende der Beschleunigungsphase ausgestoßen zu werden.

Bei einer anderen möglichen Ausführungsform der Erfindung ist die Brennkammer dazu eingerichtet, am Ende der Beschleunigungsphase unter der Wirkung des Gasdruckes automatisch axial um eine vorgegebene Strecke nach hinten verschoben zu werden, um dadurch die Lufteintrittsöffnungen und/oder die zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen freizugeben, die von einem Spalt zwischen dem Brennstoffbehälter und der Brennkammer bzw. der Brennkammer und der Düse gebildet werden. Je nach den vorgesehenen Anwendungen kann also die Verschiebung der Brennkammer dazu dienen, entweder Lufteintrittsöffnun-

gen, Gasaustrittsöffungen oder auch beide Arten von Öffnungen gleichzeitig herzustellen.

Insbesondere kann die verschiebbare Brennkammer zunächst mittels eines Schergliedes fixiert und die geometrische Form der Brennkammer so gewählt sein, daß am Ende der Beschleunigungsphase die Axialkomponente der auf die' Brennkammer wirkenden Druckkräfte ihren Sinn umkehrt und eine den Widerstand des Schergliedes überschreitende Größe annimmt.

Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung spezieller Ausführungsbeispiele anhand der beigefügten Zeichnung. Es zeigen

Fig. 1 einen schematischen Längsschnitt durch eine erste Ausführungsform eines Triebwerkes nach der Erfindung,

Fig. 2 Schnitte längs der Linien II-II, III-III, IV-IV bis 5 bzw. V-V durch das Triebwerk nach Fig. 1 ,

Fig. 6 eine schematische Darstellung zur Veranschaulichung des doppelten Luftstromes bei einem Triebwerk nach der Erfindung,

Fig. 7 einen Längsschnitt durch eine Rakete mit einem weiteren Triebwerk nach der Erfindung, und zwar in der oberen Hälfte im Zustand der Beschleunigungsphase und in der unteren Hälfte im Zustand der Flugphase, und

j&'ig. 8 eine vergrößerte Darstellung eines Abschnittes der Rakete nach Pig. 7·

Die vorliegende Erfindung läßt sich leicht bei unterschiedlichen Ausführungsformen von Staustrahl-Raketen mit integriertem Beschleunigungsmotor anwenden. So kann der Lufteinlaß für die Betriebsphase mit Staustrahlantrieb frontal, ringförmig sowie auch an der Oberseite, der Unterseite oder den Seitenflächen der Rakete angeordnet sein. Weiterhin kann der für die Plugphase erforderliche Treibstoff flüssig oder fest sein. Im letzten Pail kann er sich in einem zusätzlichen Generator eines autopyrolisierbaren Brennstoffes oder an der Innenwand der Brennkammer befinden.

In Pig. 1 ist der vordere Abschnitt der mit einem Triebwerk nach der Erfindung versehenen Rakete nicht dargestellt. Es sind nur ein Brennstoffbehälter 8 und eine Brennkammer 2 sichtbar, die von einem äußeren Mantel 1 umgeben sind, der nach hinten bis über die dem Ausstoß der Verbrennungsgase dienende Düse 3 verlängert ist. Die an dem Mantel 1 befestigte Brennkammer 2 enthält das für die Beschleunigungsphase erforderliche Propergol 4 (siehe die untere Hälfte des Axialschnittes nach Pig. 1). Während der Lagerung und der Beschleunigungsphase sind den Eintritt von Luft in die Brennkammer zulassende Lufteintrittsöffnungen 5 durch Stopfen verschlossen. Während der Plugphase wird der Brennstoff, der sich in dem vor der Brennkammer 2 angeordneten, zusätzlichen Brennstoffbehälter 8 befindet, in die Brennkammer injiziert. Außerdem wird Verbrennungsluft, die von der Rakete bei ihrer Bewegung eingefangen wird, durch die Lufteintrittsoffnungen 5, die dann freigegeben sind, in die Brennkammer eingeleitet (siehe obere Hälfte der Pig. 1). Die

in den Pig. 1 bis 5 dargestellte Ausführungsform Ist angezeigt bei einer frontalen Luftaufnahme an der Raketenspitze oder bei Anwendung eines ringförmigen Lufteinlassos, der sich hinter den Einrichtungen befindet, die gut zugänglich sein müssen, beispielsweise zum Beladen des Lastenraumes. In beiden Fällen wird Sekundärluft vor der Brennkammer 2 aufgenommen und kann die gesamte Außenwand der Brennkammer 2 umströmen, wodurch eine homogene Kühlung der "Brennkammer und gleichzeitig eine Vorheizung der Sekundärluft gewährleistet ist.

Insbesondere kann die Ausführungsform nach Pig. 1 einen ringförmigen Lufteinlaß 25 aufweisen, der sich links vom Brennstoffbehälter 8 befindet. Wie aus den Fig. 1 und 2 ersichtlich, wird die Luft zwischen einem äußeren, rohrförmigen Mantel 1 und einer konischen Rampe 9 aufgenommen, deren Geometrie die charakteristischen Parameter des Lufteinlasses 25 bestimmt.

Fig. 2, die einen Schnitt durch die Rakete in der Ebene des Lufteinlasses wiedergibt, zeigt die Ausbildung der Rampe 9· Man erkennt in Fig. 2 drei Sektoren 10, die beispielsweise aus einem Verbundwerkstoff gegossen oder gespritzt sind. Die drei Sektoren 10 der Rampe 9 haben mehrere Funktionen. Vor allem bestimmen sie den Querschnitt 11 des Lufteinlasses 25» der von den Sektoren 10 und dem äußeren Mantel 1 begrenzt ist. Weiterhin definieren die Sektoren 10 vermittels der Spalte 12 zwischen dem Brennstoffbehälter 8 und der Rampe sowie der zwischen den Sektoren 10 angeordneten Löcher 13 eine Grenzschichtfalle. Endlich tragen die Sektoren 10 mit ihren Stützen bildenden Vorsprüngen 14 zum Zentrieren und Befestigen des Mantels 1 auf dem Brennstoffbehälter 8 bei.

Ά-

Im hinteren Abschnitt der Rakete ist die Brennkammer 2 im Inneren des Mantels 1 mit Hilfe von Anstandsstücken 15 befestigt und zentriert. Wie die Pig. 3 und 4 zeigen, ist die Breite der Abstandsstücke 15 nicht konstant, sondern nimmt von der durch die Schnittebene der Fig. 3 definierten axialen Position, wo sich die ersten G-asaastrittsöf fnungen 6 der Brennkammer 2 befinden, zur weiter hinten liegenden axialen Position hin ab, die der Querschnittsebene der Pig. 4 entspricht, in der sich die am weitesten hinten liegenden Gasaustrittsöffnungen 6 befinden. Die Breite der Abstandsstücke 15 ist in der Ebene der Pig. 3 ziemlich groß, oie ist so berechnet, daß der für den Durchtritt des sekundären Luftstromes zwischen Brennkammer 2 und Mantel 1 zur Verfügung stehende Querschnitt, wo die Luft schon bereits vorgewärmt ist, zu einem Strom mit Schallgeschwindigkeit führt. Zwischen den Querschnittsebenen der Pig.3 und 4 erlauben mehrere Reihen zusätzlicher G-asaustrittsöffnungen 6 das Entweichen von Verbrennungsgasen und infolgedessen während der Plugphase die Injektion von Verbrennungsgasen in den sekundären Luftstrom zwischen Mantel 1 und Brennkammer 2. Die Breite der Abstandsstücke 15 ist in der Ebene der Pig. 4 reduziert und in solcher Weise berechnet, daß der Querschnitt 16 für den Strom nach der Injektion der Verbrennungsgase noch immer gewährleistet, daß die Mischung aus Verbrennungsgasen und sekundärem Luftstrom Schallgeschwindigkeit hat.

Hinter der Ebene der Pig. 4 dehnt sich die Mischung aus Verbrennungsgasen und sekundärem Luftstrom in einem Diffusor kur., der einen zentralen Körper 18 hat. Der zentrale Körper 18 wird von einer im wesentlichen konischen Hülle gebildet, welche die hintere Einschnürung der Brennkammer 12 mit

dem divergierenden Abschnitt der Düse 3 verbindet, die sich an die Brennkammer 2 anschließt.

Am äußersten hinteren Ende des Mantels 1 (Fig. 5) können sich Einsätze 19 aus einem thermisch isolierenden Material befinden, die dazu bestimmt sind, der Lenkung dienende Servomotoren aufzunehmen, wenn es erforderlich ist, solche Lenkmotoren am Ende der Rakete anzubringen.

Der untere Halbschnitt der Pig. 1 veranschaulicht den Zustand der Brennkammer 2 vor der Beschleunigungsphase. Das zur Beschleunigung dienende Propergol 4 verdeckt die Lufteintrittsöffnungen 5 sowie auch die zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen 6, die zusätzlich durch Stopfen 7 verschlossen sind. Der andere Halbschnitt der Pig. 1 veranschaulicht die Brennkammer 2 im Zustand der Plugphase mit Staustrahlantrieb, bei dem die Lufteintrittsöffnungen 5 sowie die zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen 6 geöffnet sind.

Während der Beschleunigungsphase sind die Lufteintrittsöffnungen 5 durch Stopfen 7 verschlossen, die sich an der Innenwand der Brennkammer 2 abstützen und auf natürliche Weise beim Übergang zwischen den beiden Betriebsarten ausgestoßen werden. Die Stopfen 7, welche die zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen 6 verschließen, werden beispielsweise mit Hilfe von Federn ausgestoßen, wenn die Propergolflamme erlischt.

Bei einer besonderen Ausführungsforni der Erfindung ist die Brennkammer 2 durch Aufwickeln eines Fadens hergestellt, beispielsweise aus einem Quarzfaser-Verbundwerkstoff, dessen Pasern Einsätze umgeben, die auf dem Wickelkörper· an der

Stelle der Lufteintrittsöffnungen 5 aufgebracht worden sind. Die zusätzlichen Öffnungen 6 können auf gleiche Weise hergestellt werden. Wenn jedoch die Brennkammer 2 in dem Bereich, wo die zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen 6 anzubringen sind, einen verstärkten Wandabschnitt 17 aufweist, können diuse Gasaustrittsöffnungen auch durch spanabhebende Bearbeitung angebracht werden.

Fig. 6 erlaubt ein besseres Verständnis der Funktion der erl'indungsgemäßen Rakete in der Flugphase mit Staustrahlantrieb. In Fig. 6 sind in schematischer Darstellung in Form eines axialen Halbschnittes der äußere Mantel 1, der Brennstoffbehälter 8, die Lufteintrittsöffnungen 5, die Austrittsöffnungen 6 für die Verbrennungsgase, die Düse 3 und der zentrale Ablenkkörper 18 dargestellt. Aus der Darstellung der Fig. 6 ist klar ersichtlich, daß lediglich ein Anteil /.Q des Luftstromes Q , der vom Lufteinlaß 25 aufgenommen wird, durch die Lufteintrittsöffnungen 5 in die Brennkammer gelangt, wobei S, einen Wert bedeutet, der kleiner al a 1 ist. Der Rest (1-Λ)(3 des aufgenommenen Luftstromes Q, bildet die Sekundärluft, welche den Raum zwischen der Wand der Brennkammer 2 und dem äußeren Mantel 1 durchströmt und an der Verbrennung nicht teilnimmt.

Ein Anteil /$Q_b(pO ) der Gesamtmenge Q, der Verbrennungsgase wird axial durch die Düse 3 ausgestoßen, während der Rest (i-/$)Q_b der Verbrennungsgase durch die zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen 6 entweicht und sich mit dem Strom der Sekundärluft (1 — </.)Q vermischt. Wenn der äußere

Ma-itel 1 über die Düse 3 ausreichend weit nach hinten verlängert ist, ist es möglich, eine Mischung der Gesamtheit der Verbrennungsgase mit dem Strom der Sekundärluft zu

•/J·

erreichen. Der Anteil /^Q^ der aus der Düse 3 axial ausgestoßenen Verbrennungsgase vermischt sich völlig mit dem Gasstrom [("!-«OQ. ⁺ (1-(S)QU] der Gase, die sich außerhalb der Düse befinden, im Bereich einer ringförmigen öffnung 26.

Der Betrieb mit doppeltem Strom nach der Erfindung, d.h. die Betriebsart, bei welcher ein sekundärer Luftstrom (i

den Raum zwischen der Brennkammer 2 und dem Mantel. 1 durchströmt und sich dann mindestens mit einem Teil (1 —.^)Q, der Verbrennungsgase vermischt, bietet verschiedene Vorteile im Vergleich zu der klassischen Betriebsart mit einfachem Strom.

Der erste Vorteil besteht in einer Verminderung der Geschwindigkeit der Gase in der Brennkammer 2, wodurch nicht nur die Ladungsverluste und der Konvektionskoeffizient an den Wandungen begrenzt wird, sondern vor allem weil infolge der Erhöhung der Verweilzeit der Verbrennungsvorgang verbessert wird. Da die Länge der Brennkammer in der Praxis durch die zur Beschleunigung benötigte Menge an Propergol bestimmt ist, ist sie etwa die gleiche wie bei einem Staustrahltriebwerk mit einfachem Fluß. Demgemäß führt die geringe Geschwindigkeit in der Verbrennungskammer zu einer guten Stabilisierung der Flamme und einem guten Wirkungsgrad der Verbrennung.

Ein weiterer Vorteil besteht in der Möglichkeit, die Wandungen der Brennkammer 2 wirksam zu kühlen, da der äußere Konvektionskoeffizient zu der unverbrauchten Luft deutlich größer ist als der innere Konvektionskoeffizient zu den heißen Gasen. Die Tatsache, daß die durch die Wandung der Brennkammer 2 übertragene Wärme zum Aufheizen und damit zur

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Beschleunigung des Sekundärstromes dient, ist es nicht nachteilig, wenn die Wandung der Brennkammer 2 dünn und gut wärmeleitend ist, sofern nur gewährleistet ist, daß das Material, oxidationsfest ist. Dieser Vorteil ist von besonderem Interesse im Hinblick darauf, daß jede Verminderung der Dicke der Brennkammerwand zu einer Verbesserung des Gesamtverhaltens der Rakete führt, denn es wird dadurch der Bedarf an Propergol oder aber an Brennstoff vermindert.

im übrigen steht bei einem Staustrahltriebwerk mit doppeltem Strom die Zylinderwandung der Brennkammer 2 unter Druckausgleich. Der interne Überdruck in der Plugphase ist am vorderen Ende Null und bleibt am hinteren Ende klein.

Endlich ist zu bemerken, daß bei einem klassischen Staustrahltriebwerk mit integriertem Beschleunigungsmotor in der Beschleunigungsphase die Lufteintrittsöffnungen zur Verbrennungskammer notwendigerweise geschlossen sind, so daß der Lufteinlaß der Rakete vollständig zur Erhöhung des Luftwiderstandes um einen Betrag Λ Ρ beiträgt. Bei einem Staustrahltriebwerk mit doppeltem Strom ist die Erhöhung des Luftwiderstandes in der Beschleunigungsphase auf einen Wert JJ[P beschränkt, wobei Λ. ein Koeffizient kleiner als 1 ist, der durch den Anteil der Luft bestimmt ist, der durch die Lui'teintrittsöffungen 5 während der Plugphase injiziert wird. Im Vergleich zu einem klassischen Staustrahltriebwerk erlaubt es daher die Erfindung, einen Schub (1-cO/iF zurückzugewinnen, der sich zu dem Schub des Peststofftriebwerkes während der Beschleunigungsphase der Rakete addiert.

Zusammenfassend kann festgestellt werden, daß ein Triebwerk nach der Erfindung ebenso wie ein Staustrahltriebwerk mit Beschleunigungsmotor ohne Düse nicht das Abwerfen eines schweren und kompakten Körpers verlangt und trotzdem Eigenschaften hat, die den Eigenschaften der kombinierten Staustrahl-Raketen-Triebwerke mit abwerfbarer Düse vergleichbar sind.

Die Pig. 7 und 8 veranschaulichen eine zweite Ausführungsform der Erfindung, bei der die Öffnung der lufteintrittsöffnungen 105 und der zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen automatisch dank der Verschieblichkeit der Brennkammerstruktur erfolgt.

Das in den Fig. 7 und 8 dargestellte Triebwerk weist eine Düse 103 auf, die auf die Punktion während der Beschleunigungsphase abgestimmt ist und am äußeren Mantel 101 der Rakete befestigt ist, der die Kräfte des Innendruckes und die beim Plug auftretenden Kräfte aufnimmt. Eine Brennkammer 102, die zunächst das zur Beschleunigung erforderliche Propergol enthält, ist an dem äußeren Mantel mittels Abstandshalter 109 befestigt·, die einen freien Raum zwischen dem äußeren Mantel 101 und der Wandung der Brennkammer 102 begrenzen. Die Brennkammer 102 kann nach hinten gleiten, wenn bei Brennschluß des Beschleunigungsmotors die Resultierende der Druckkräfte auf ihre Vorderfläche größer wird als der Widerstand eines abscherbaren Verbindungselementes. Ein Behälter 108, der vor der Brennkammer 2 angeordnet ist, enthält einen sich selbst entzündenden festen Brennstoff für die Plugphase mit Staustrahlantrieb. Der Behälter 108 entzündet sich durch einfache Annäherung und nimmt an dem Schub des Beschleunigungstriebwerkes teil. Bei Staustrahlbetrieb

vf

findet eine spontane Entzündung beim Kontakt mit Sauerstoff statt. Daher ist für die Plugphase keine besondere Zündeinrichtung erforderlich.

Die Funktion des Beschleunigungsmotors ist die gleiche wie bei der zuerst beschriebenen Ausführungsform. Eine in der Düse 103 angeordnete Zündeinrichtung ermöglicht es, das in der Brennkammer 102 enthaltene, feste Propergol in Brand zu setzen.

Bei der Beschleunigung der Rakete nimmt der Druck der eingefangenen Luft zu. Wenn gegen Ende der Verbrennung die Resultierende aus dem Druck in der Brennkammer und dem Druck der von außen auf die Brennkammer 102 einwirkenden Luft sich umkehrt und dann größer wird als der Widerstand eines Schergliedes, das zunächst zum Pesthalten der Brennkammer 102 dient, gleitet die Brennkammer nach hinten und öffnet am vorderen und hinteren Ende ringförmige Zwischenräume 105, 106, welche den Eintritt von Luft in die Brennkammer 102 und den Ausstoß von Verbrennungsgasen ermöglichen. Der Übergang zwischen der Beschleunigungsphase und der Plugphase unterscheidet sich demnach von der zuerst beschriebenen Ausführungsform. Während der Plugphase werden die in der Brennkammer 102 erzeugten Verbrennungsgase hoher Geschwindigkeit teilweise mit dem sekundären Luftstrom in dem freien Raum 12b vermischt, der eine offene Ringkammer bildet, die sich zwischen dem Mantel 101 und der Düse 103 der Verbrennungskammer 102 befindet, und zwar hinter dem ringförmigen Zwischenraum 106, der eine zusätzliche Düse bildet. Hilfsmotore für Ruder 122 können sich in Gehäusen 120 befinden, die an dom äußeren Mantel 101 innerhalb des Raumes befestigt, sind, der die Mischkammer bildet.

Die Verbindung zwischen dem Behälter 108 für den festen, selbstentzündlichen Brennstoff und die Brennkammer 102 erfolgt über eine zentrale Axialöffnung 121, die sich im hinteren Boden des Behälters 108 befindet. Der sich vor dem Behälter 108 befindende Raketenkopf 123 weist eine Spitze 124 auf, die zusammen mit dem äußeren Mantel 101 einen vorderen, ringförmigen Lufteinlaß 125 begrenzt. Diese Ausbildung hat den Vorteil guter aerodynamischer Eigenschaften unter Beibehaltung eines rotationssymmetrischen Aufbaues. Die Lufteintrittsöffnung 105 für die Brennkammer 102, die während der Plugphase hergestellt wird, ist ringförmig. Der Querschnitt der Lufteintrittsöffnung 105 ist etwa gleich der Hälfte des Querschnittes der Brennkammer 102. Die Erweiterung der so gebildeten Querschnitte hat die Erzeugung von Umwälzungen zur Folge, welche die Verbrennung stabilisieren.

Die zentrale Düse 103, der Ansatz 110 am hinteren Boden der Brennkammer 102, der während der Beschleunigungsphase auf der Düse 103 aufsitzt, und die Ansätze 111 und 112 am vorderen Boden der Brennkammer 102 bzw. am hinteren Boden des Behälters 108, die während der Beschleunigungsphase bei der Abdichtung der Brennkammer 102 zusammenwirken, sind aus kurzen Fasern hergestellt, insbesondere kurzen Quarzfasern, die in ein Phenolharz eingebettet sind. Auf diese Weise können Schwierigkeiten vermieden werden, die sich aus der unterschiedlichen Ausdehnung von Metallteilen ergeben könnten.

Bei der in den Fig. 7 und 8 dargestellten Ausführungsform der Erfindung weist der Ansatz 110 am hinteren Ende der Brennkammer 102 einen zur Längsachse der Rakete zentrischen

zylindrischen Teil 115 auf. In der Ausgangsstellung umgibt der zylindrischeTeil 115 einen entsprechenden zylindrischen Abschnitt 116 der Düse 103 und bildet so einen dichten Abschluß. Bei Bedarf kann ein Dichtungsring 113 zwischen den zueinander koaxialen zylindrischen Teilen 115 und 116 angeordnet sein, die demgemäß ein Mittel 107 zum Verschließen der zusätzlichen Ringöffnung 106 bilden. Beim Übergang von der Beschleunigungsphase zur Flugphase gleitet der äußere zylindrische Teil 115 einfach von dem inneren zylindrischen Abschnitt 116 ab und gibt so eine zusätzliche Ringöffnung 106 zum Ausstoß der Brenngase frei. Am vorderen Ende der Brennkammer 102 weist der Ansatz 111 einen kreiszylindrischen Kragen 117 auf, der in der Ausgangsstellung in eine entsprechende Nut 118 eingreift, die sich am Ansatz 112 des Behälters 108 befindet. Zwischen dem Kragen 107 des Ansatzes 111 und der Nut 118 des Ansatzes 112 befindet sich ein Dichtunsring 114· Die Nut 118 und der Kragen 117 haben einander gegenüberstehende Flächen, die sich parallel zur Achse der Rakete erstrecken, so daß sie beim Übergang von der Beschleunigungsphase zur Flugphase ein leichtes Verschieben der Brennkammer 102 zulassen.

Beispiel sei angegeben, daß das Verhältnis zwischen dem Querschnitt des Lufteinlasses 125 und dem Bezugsquerschnitt, der durch den Querschnitt der Brennkammer 102 gegeben ist, im Bereich von 0,4 liegen kann, während das Verhältnis zwischen dem Querschnitt der Lufteintrittsöffnung 105 und dem Querschnitt der Brennkammer 102 im Bereich von 0,5 liegen kann. Das Verhältnis zwischen der engsten Stelle der Dutse 103 und dem Querschnitt der Brennkammer 102 kann im Bereich von 0,06 liegen, während der Querschnitt der Gasaustrittsöffnung(en) 106 etwa das Doppelte des Querschnittes

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der Düse 103 an deren engster Stelle betragen kann. Der Querschnitt für den Durchtritt der Sekundärluft zwischen dem äußeren Mantel 101 und der Brennkammer 102 kann etwa das 1,4-fache des Querschnittes der Düse 103 betragen.

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Claims

Patentansprüche

Triebwerk für Raketen mit Staustrahlantrieb und integriertem Beschleunigungsmotor, mit einer einzigen Brennkammer, die sowohl zur Verwendung während der Beschleunigungsphase als auch während der Plugphase mit Staustrahlantrieb bestimmt und in der das zur Beschlenigung der Rakete dienende, feste Propergol angeordnet ist, mit einer für den Schub während der Beschleunigungsphase optimierten Düse und mit mindestens einer Lufteintrittsöffnung, die am Ende der Beschleunigungsphase von dem Propergol freigegeben wird, um einem Luftstrom den Eintritt in die Brennkammer zu gestatten, der ausreichend groß ist, um den Luftwiderstand der Rakete durch die Ejektion eines Gasstromes mit großer Geschwindigkeit zu kompensieren, der durch die Verbrennung des von der Rakete mitgeführten Brennstoffes mittels der zugeführten Luft erzeugt wird, dadurch gekennzeichnet, daß die Brennkammer (2; 102) an ihrem hinteren Ende wenigstens eine zusätzliche Gasaustrittsöffnung (6; 106), die eine zusätzliche Düse bildet, und Mittel (7; 107) zum Verschließen dieser zusätzlichen Gasaustrittsöffnung (6; 106) während der gesamten Beschleunigungsphase aufweist, so daß die zusätzliche Gasaustrittsöffnung (6; 106) im Zusammenwirken mit der Düse (3; 103) den Ausstoß der Verbrennungsgase während der Plugphase mit Staustrahlantrieb gewährleistet.
2. Triebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß ein oder mehr zusätzliche Gasaustrittsöffnungen (106) am Boden der Brennkammer (102) in einer solchen Weise angeordnet sind, daß sie einen im wesentlichen axial gerichteten Gasaustritt ermöglichen.
3. Triebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß ein oder mehr zusätzliche Gasaustrittsöffnungen (6) in einem ringförmigen hinteren Abschnitt der Brennkammer (2) seitlich angeordnet sind.
4· Triebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 3» dadurch gekennzeichnet, daß die Brennkammer (2; 102) von einem äußeren Mantel (1; 101) umgeben ist, der nach vorn über wenigstens einen Teil der Rakete verlängert ist, um einen Lufteinlaß (25; 125) zu bilden und das Zuströmen der eingefangenen Luft zur Brennkammer (2; 102) durch die Lufteintrittsöffnungen (5; 105) zu gestatten, während gleichzeitig die Wandung der Brennkammer (2; 102) während der Flugphase unter Gleichdruck gehalten wird, so daß während der Plugphase nur ein Teil (rf, Q ) des von dem Lufteinlaß (25; 125)

et

eingefangenen Luftstromes (Q ) durch die Luftein-

dl

trittsöffnungen (5; 105) der Brennkammer (2; 102) zugeführt wird, während der restliche Teil ((1-cOQ )

der Luft am Ende der Rakete durch einen Auslaß (26; 126) aasgestoßen wird, ohne die Brennkammer durchströmt zu haben, jedoch nach Vermischung mit einem Anteil (d-^Qu) der Verbrennungsgase, der aus den zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen (6; 106) ausgestoßen wird.
5. Triebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der äußere Mantel (1) der Rakete nach hinten "bis über die Hauptdüse (3; 103) verlängert ist, um eine Vermischung der Gesamtmenge der aus der Brennkammer (2; 102) austretenden Verbrennungsgase mit dem Strom der Sekundärluft zu bewirken.
6. Triebwerk nach Anspruch 3 und einem der Ansprüche 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen der Wandung der Brennkammer (2) und dem äußeren Mantel (1) Abstandsstücke (15) angeordnet sind, die ein solches Profil haben, daß der Querschnitt der Luftkanäle zwischen dem äußeren Mantel (1) und der Wandung der Brennkammer (2) sowohl vor als auch nach den zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen (6) das Fließen des Luftstromes (d-dv)Q ) mit Schallgeschwindigkeit gewähr-

leistet.
7· Triebwerk nach einem der Ansprüche 4 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Brennkammer (2; 102) eine dünne und gut wärmeleitende Wandung hat.
8. Triebwerk nach einem der Ansprüche 4 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Lufteinlaß (25; 125) der Rakete während der Beschleunigungsphase am rückwärtigen Ende nicht verschlossen ist.
9· Triebwerk nach einem der Ansprüche 4 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß eine im wesentlichen konische Hülle (18) den hinteren Einzug der Brennkammer (2) mit der Austrittsebene der Düse (3) verbindet und zusammen mit dem benachbarten Abschnitt des Mantels (1) einen divergierenden Abschnitt bildet, in dem die Mischung aus Verbrennungsgasen und Sekundärluft

((1-JOCL + (1-4)Qv) expandieren kann, a /υ
10. Triebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 9» dadurch gekennzeichnet, daß die Lufteintrittsöffnungen (5) und die zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen (6) während der Beschleunigungsphase durch Stopfen (7) verschlossen sind, die dazu eingerichtet sind, am Ende der Beschleunigungsphase entfernt zu werden.
11. Triebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Brennkammer (102) dazu eingerichtet ist, am Ende der Beschleunigungsphase unter der Wirkung des Gasdruckes automatisch axial um eine vorgegebene Strecke nach hinten verschoben zu werden, um dadurch die Lufteintrittsöffnungen (105) und/oder die zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen (106) freizugeben.
12. Triebwerk nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß die verschiebbare Brennkammer (102) zunächst mittels eines Schergliedes fixiert ist und die geometrische Form der Brennkammer so gewählt ist, daß am Ende der Beschleunigungsphase die Axialkomponente der auf die Brennkammer wirkenden Druckkräfte ihren Sinn

! umkehrt und eine den Widerstand des Schergliedes überschreitende Größe annimmt.

13· Triebwerk nach einem der Ansprüche 1 "bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß die Düse (103) und die Ansätze (110, 111, 112) von einem mit kurzen Pasern gefüllten Formteil gebildet werden.