DE3425352C2 - Triebwerk für Raketen mit Staustrahlantrieb und integriertem Beschleunigungsmotor - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Triebwerk für Raketen mit Stau­ strahlantrieb und integriertem Beschleunigungsmotor, mit ei­ ner einzigen Brennkammer, die sowohl zur Verwendung während einer Beschleunigungsphase als auch während einer Flugphase mit Staustrahlantrieb bestimmt ist, und mit einer Kammer, in der das zur Beschleunigung der Rakete dienende, feste Pro­ pergol gelagert ist, mit einer für den Schub während der Be­ schleunigungsphase optimierten Düse und mit mindestens einer Lufteintrittsöffnung. Die Lufteintrittsöffnung wird am Ende der Beschleunigungsphase von dem Propergol freigegeben, um einem Luftstrom den Eintritt in die Brennkammer zu gestat­ ten, der ausreichend groß ist, um den Luftwiderstand der Ra­ kete durch die Ejektion eines Gasstromes mit großer Ge­ schwindigkeit zu kompensieren, der durch die Verbrennung des von der Rakete mitgeführten Brennstoffes mittels der zuge­ führten Luft erzeugt wird.

Die Erfindung betrifft demnach den Antrieb von taktischen Raketen, die einen innerhalb der Atmosphäre liegenden Flugbe­ reich haben, so daß Luft als einer der zur Verbrennung benö­ tigten Stoffe im Inneren eines Staustrahltriebwerkes be­ nutzt werden kann.

Die Erfindung befaßt sich demnach genauer mit solchen Stau­ strahlraketen, die mit zwei aufeinanderfolgenden Antriebs­ phasen 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 Staustahl-Raketen stößt auf Schwie­ rigkeiten, weil die optimale Düse für die Beschleunigungs­ phase an der engsten Stelle einen sehr viel kleineren Quer­ schnitt haben muß als eine Düse, die für die Flugphase mit Staustrahlantrieb geeignet ist.

So ist bereits aus der FR 22 57 789 ein Triebwerk für Rake­ ten mit Staustrahlantrieb bekannt, bei dem sich an die Brennkammer stromabwärts eine Auslaßdüse anschließt. Dar­ überhinaus weist dieses Triebwerk eine, zumindest im hinte­ ren Bereich angeordnete Ummantelung auf, die an ihrem strom­ aufwärtigen Ende eine Einlaßöffnung hat. Über diese Anord­ nung wird ein zusätzlicher Luftstrom als Bypass an dem Trieb­ werk, insbesondere der Brennkammer, derart vorbeigeführt, daß sich am stromabwärtigen Ende des Triebwerks eine Ver­ mischung des Bypassluftstromes mit dem Auslaßluftstrom er­ gibt. Stromaufwärts der Brennkammer sind ringförmig radiale Öffnungen vorgesehen, die unter anderem der Brennstoffzufuhr in den Luftstrom dienen.

Weiterhin ist aus der JP 57-119147 ein Triebwerk mit einer Brennkammer bekannt, die auf ihrem stromabwärtigen Umfang mehrere Durchgangsöffnungen aufweist. Diese Durchgangsöff­ nungen sollen die einströmende Luft verwirbeln und so die bessere Vermischung des Brennstoffes mit der Luft zur Erzeu­ gung eines zündfähigen Gasgemisches fördern. Am stromabwär­ tigen Ende ist nur eine Austrittsöffnung für das Fluid vor­ gesehen.

Man hat auch schon Staustrahlantriebe mit integriertem Be­ schleunigungsmotor realisiert, die eine einzige Brennkammer aufweisen, deren Innenwand der beiden Antriebsphasen gemein­ sam ist. Diese Brennkammer ist mit einer Laval-Düse verse­ hen, die für die Beschleunigungsphase optimiert ist und wäh­ rend der Übergangsphase vom Beschleunigungsbetrieb zum Flug­ betrieb abgeworfen wird, um am hinteren Ende der Brennkammer eine Öffnung größeren Querschnittes freizugeben, welche für die Flugphase mit Staustrahlantrieb geeignet ist.

Aus der Druckschrift Journal of Aircraft and Rockets, Vol. 19, No. 4, 1982, pp. 326-336 ist ein Triebwerk bekannt, bei dem der Beschleu­ nigungsmotor in dem Staustrahltriebwerk integriert ist und weil der Beschleunigungsmotor eine Düse benötigt, die klei­ ner ist als die Düse des Staustrahltriebwerkes, wurde eine ausfahrbare Düse innerhalb der Düse des Staustrahltriebwer­ kes angeordnet. Dabei liegt die innere Düse dicht an der äu­ ßeren Düse an, so daß nur eine Fluidauslaßdüse vorhanden ist.

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

Um diesen Nachteil zu vermeiden, verzichten manche Realisa­ tionen auf eine spezielle Düse für den Beschleunigungsbe­ trieb. Bei solchen Triebwerken ohne Düse ist die für die Be­ schleunigungsphase erforderliche Ladung an festem Propergol in solcher Weise angeordnet, daß sie einen zentralen Kanal und 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 Verbrennungs­ druck während der Beschleunigungsphase der Rakete erheblich ab, so daß der mittlere spezifische Impuls während der Be­ schleunigungsphase ganz erheblich gegenüber demjenigen Im­ puls 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 Flugphase zur Ver­ fügung stehenden Brennstoffes um die gleiche Menge zur Fol­ ge hat, ist leicht festzustellen, daß eine Verminderung des Wirkungsgrades während der Beschleunigungsphase eine Vermin­ derung der Flugzeit und infolgedessen auch der Reichweite der Rakete im gleichen Verhältnis nach sich zieht.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die vorstehend be­ handelten Mängel 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 Flugphase mit Staustrahltriebwerk angepaßte Funktion zu gewährleisten.

Diese Aufgabe wird nach der Erfindung bei einem Triebwerk der eingangs genannten Art dadurch gelöst, daß wenigstens eine weitere eine zusätzliche Düse bildende Gasaustrittsöff­ nung im stromabwärts liegenden Teil der Brennkammer vorgese­ hen sind und daß Mittel zum Verschließen einer oder mehrerer Gasaustrittsöffnungen vorgesehen sind, so daß die zusätzliche Gasaustrittsöffnung im Zusammenwirken mit der Düse den Aus­ stoß der Verbrennungsgase während der Flugphase mit Stau­ strahlantrieb gewährleistet.

Nach der Erfindung bleibt demnach die an die Beschleuni­ gungsphase angepaßte Düse auch während der Flugphase an ih­ rem Platz. Es wird jedoch während dieser Flugphase nur ein Teil der Verbrennungsgase durch diese Düse ausgestoßen, wäh­ rend der Rest durch eine oder mehrere andere Öffnungen ausgesto­ ßen wird, die am hinteren Ende der Verbrennungskammer ange­ ordnet sind und, ebenso wie die in die Brennkammer führenden Lufteintrittsöffnungen, nur freigegeben werden, wenn die Ge­ samtmenge des zur Beschleunigung dienenden Propergols ver­ brannt ist.

Bei einer Ausführungsform der Erfindung sind eine oder meh­ rere zusätzliche Gasaustrittsöffnungen am stromabwärtigen entfernten Ende der Brennkammer vorgesehen, wobei die Gas­ austrittsöffnungen axial in einer solchen Weise angeordnet sind, so daß sie einen im wesentlichen axial gerichteten Gasaustritt ermöglichen.

Bei einer anderen Ausführungsform der Erfindung sind eine oder mehr zusätzliche Gasaustrittsöffnungen in einem ring­ förmigen stromabwärtigen Ende der Brennkammer vorgesehen, wobei die Gasaustrittsöffnungen radial angeordnet sind.

Eine vorteilhafte Weiterbildung des erfindungsgemäßen Trieb­ werks kennzeichnet sich dadurch, daß die Brennkammer von ei­ nem äußeren Mantel umgeben ist, der stromaufwärts über we­ nigstens einen Teil des Triebwerkes verlängert ist und einen durchgehenden Lufteinlaß bildet, wobei an der Brennkammer angeordnete Lufteintrittsöffnungen einen Teil des während der Flugphase eingefangenen Luftstromes in die Brennkammer leiten, während der restliche Teil des Luftstromes an der Brennkammer vorbeiströmt und durch einen am Ende des Trieb­ werkes angeordneten Auslaß aus dem Triebwerk heraustritt oh­ ne die Brennkammer durchströmt zu haben, und wobei durch die zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen ein Anteil des Verbren­ nungsgasstromes in den restlichen Teil des Luftstromes ge­ langt.

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 αQ_a, der über die Lufteintrittsöffnungen zugelassen wird und an der Ver­ brennung teilnimmt, und einen Anteil (1-α)Q_a, der einen Kühlstrom bildet, wird als Funktion des erforderlichen Schu­ bes und der Temperatur bestimmt, welche für die Wandung der Brennkammer zulässig ist.

Zwischen der Wand der Brennkammer und dem äußeren Mantel an­ geordnete Abstandsstücke dienen zur Zentrierung der Brenn­ kammer. Wenn die zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen im Be­ reich eines ringförmigen Abschnittes seitlich angeordnet sind, können die Abstandsstücke ein solches Profil haben, daß der Querschnitt der Luftkanäle zwischen dem äußeren Man­ tel 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.

So können beispielsweise vor den Lufteintrittsöffnungen zwi­ schen dem äußeren Mantel und einem Brennstoffbehälter koni­ sche Rampen angeordnet sein, um einen ringförmigen Luftein­ laß 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 Luftwi­ derstand 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 Mi­ schung aus Verbrennungsgasen und Sekundärluft expandieren kann.

Bevorzugt sind die Lufteintrittsöffnung und die zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen während der Beschleunigungsphase durch Stopfen verschlossen, die dazu eingerichtet sind, am Ende der Beschleunigungsphase ausgestoßen zu werden.

Die Brennkammer kann dazu eingerichtet sein, am Ende der Be­ schleunigungsphase unter der Wirkung des Gasdruckes automa­ tisch axial um eine vorgegebene Strecke nach hinten verscho­ ben 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 wer­ den. Je nach den vorgesehenen Anwendungen kann also die Ver­ schiebung der Brennkammer dazu dienen, entweder Luftein­ trittsöffnun­ gen, Gasaustrittsöffungen oder auch beide Arten von Öffnun­ gen 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 Beschleuni­ gungsphase die Axialkomponente der auf die Brennkammer wirkenden Druckkräfte ihren Sinn umkehrt und eine den Wider­ stand 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 Erfin­ dung,

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

Fig. 6 eine schematische Darstellung zur Veranschauli­ chung des doppelten Luftstromes bei einem Trieb­ werk 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 Beschleuni­ gungsphase und in der unteren Hälfte im Zustand der Flugphase, und

Fig. 8 eine vergrößerte Darstellung eines Abschnittes der Rakete nach Fig. 7.

Die vorliegende Erfindung läßt sich leicht bei unterschied­ lichen Ausführungsformen von Staustrahl-Raketen mit inte­ griertem Beschleunigungsmotor anwenden. So kann der Luftein­ laß 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 Flugphase erforderliche Treibstoff flüssig oder fest sein. Im letzten Fall kann er sich in einem zusätzli­ chen Generator eines autopyrolisierbaren Brennstoffes oder an der Innenwand der Brennkammer befinden.

In Fig. 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 befe­ stigte Brennkammer 2 enthält das für die Beschleunigungs­ phase erforderliche Propergol 4 (siehe die untere Hälfte des Axialschnittes nach Fig. 1). Während der Lagerung und der Beschleunigungsphase sind den Eintritt von Luft in die Brennkammer zulassende Lufteintrittsöffnungen 5 durch Stopfen verschlossen. Während der Flugphase wird der Brenn­ stoff, der sich in dem vor der Brennkammer 2 angeordneten, zusätzlichen Brennstoffbehälter 8 befindet, in die Brennkam­ mer injiziert. Außerdem wird Verbrennungsluft, die von der Rakete bei ihrer Bewegung eingefangen wird, durch die Luft­ eintrittsöffnungen 5, die dann freigegeben sind, in die Brennkammer eingeleitet (siehe obere Hälfte der Fig. 1). Die in den Fig. 1 bis 5 dargestellte Ausführungsform ist ange­ zeigt bei einer frontalen Luftaufnahme an der Raketenspitze oder bei Anwendung eines ringförmigen Lufteinlasses, 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 auf­ genommen 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 Fig. 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, rohrför­ migen Mantel 1 und einer konischen Rampe 9 aufgenommen, deren Geometrie die charakteristischen Parameter des Luft­ einlasses 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 9 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.

Im hinteren Abschnitt der Rakete ist die Brennkammer 2 im Inneren des Mantels 1 mit Hilfe von Abstandsstücken 15 befestigt und zentriert. Wie die Fig. 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 Gasaustrittsöffnungen 6 der Brennkammer 2 befinden, zur weiter hinten liegenden axialen Position hin ab, die der Querschnittsebene der Fig. 4 entspricht, in der sich die am weitesten hinten liegenden Gasaustrittsöffnungen 6 befinden. Die Breite der Abstandsstücke 15 ist in der Ebene der Fig. 3 ziemlich groß. Sie ist so berechnet, daß der für den Durchtritt des sekun­ dären 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 Fig. 3 und 4 erlauben mehrere Reihen zusätzlicher Gasaustrittsöffnungen 6 das Entweichen von Verbrennungsgasen und infolgedessen während der Flugphase die Injektion von Verbrennungsgasen in den sekundären Luftstrom zwischen Mantel 1 und Brennkam­ mer 2. Die Breite der Abstandsstücke 15 ist in der Ebene der Fig. 4 reduziert und in solcher Weise berechnet, daß der Querschnitt 16 für den Strom nach der Injektion der Verbren­ nungsgase noch immer gewährleistet, daß die Mischung aus Verbrennungsgasen und sekundärem Luftstrom Schallgeschwin­ digkeit hat.

Hinter der Ebene der Fig. 4 dehnt sich die Mischung aus Verbrennungsgasen und sekundärem Luftstrom in einem Diffusor aus, der einen zentralen Körper 18 hat. Der zentrale Kör­ per 18 wird von einer im wesentlichen konischen Hülle gebil­ det, 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 Fig. 1 veranschaulicht den Zu­ stand der Brennkammer 2 vor der Beschleunigungsphase. Das zur Beschleunigung dienende Propergol 4 verdeckt die Luft­ eintrittsöffnungen 5 sowie auch die zusätzlichen Gasaus­ trittsöffnungen 6, die zusätzlich durch Stopfen 7 verschlos­ sen sind. Der andere Halbschnitt der Fig. 1 veranschaulicht die Brennkammer 2 im Zustand der Flugphase mit Staustrahl­ antrieb, bei dem die Lufteintrittsöffnungen 5 sowie die zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen 6 geöffnet sind.

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

Bei einer besonderen Ausführungsform der Erfindung ist die Brennkammer 2 durch Aufwickeln eines Fadens hergestellt, beispielsweise aus einem Quarzfaser-Verbundwerkstoff, dessen Fasern Einsätze umgeben, die auf dem Wickelkörper an der Stelle der Lufteintrittsöffnungen 5 aufgebracht worden sind. Die zusätzlichen Öffnungen 6 können auf gleiche Weise herge­ stellt werden. Wenn jedoch die Brennkammer 2 in dem Bereich, wo die zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen 6 anzubringen sind, einen verstärkten Wandabschnitt 17 aufweist, können diese Gasaustrittsöffnungen auch durch spanabhebende Bear­ beitung angebracht werden.

Fig. 6 erlaubt ein besseres Verständnis der Funktion der erfindungsgemäßen Rakete in der Flugphase mit Staustrahlan­ trieb. In Fig. 6 sind in schematischer Darstellung in Form eines axialen Halbschnittes der äußere Mantel 1, der Brenn­ stoffbehälter 8, die Lufteintrittsöffnungen 5, die Aus­ trittsöffnungen 6 für die Verbrennungsgase, die Düse 3 und der zentrale Ablenkkörper 18 dargestellt. Aus der Darstel­ lung der Fig. 6 ist klar ersichtlich, daß lediglich ein Anteil αQ_a des Luftstromes Q_a, der vom Lufteinlaß 25 aufgenommen wird, durch die Lufteintrittsöffnungen 5 in die Brennkammer gelangt, wobei α einen Wert bedeutet, der kleiner als 1 ist. Der Rest (1-α)Q_a des aufgenommenen Luftstromes Q_a 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 βQ_b(β < 1) der Gesamtmenge Q_b der Verbren­ nungsgase wird axial durch die Düse 3 ausgestoßen, während der Rest (1-β)Q_b der Verbrennungsgase durch die zusätzli­ chen Gasaustrittsöffnungen 6 entweicht und sich mit dem Strom der Sekundärluft (1-α)Q_a vermischt. Wenn der äußere Mantel 1 über die Düse 3 ausreichend weit nach hinten ver­ längert ist, ist es möglich, eine Mischung der Gesamtheit der Verbrennungsgase mit dem Strom der Sekundärluft zu erreichen. Der Anteil βQ_b der aus der Düse 3 axial ausge­ stoßenen Verbrennungsgase vermischt sich völlig mit dem Gasstrom [(1-α)Q_a + (1-β)Q_b] 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 (1-α)Q_a den Raum zwischen der Brennkammer 2 und dem Mantel 1 durch­ strömt und sich dann mindestens mit einem Teil (1-β)Q_b der Verbrennungsgase vermischt, bietet verschiedene Vorteile im Vergleich zu der klassischen Betriebsart mit einfachem Strom.

Der erste Vorteil besteht in einer Verminderung der Ge­ schwindigkeit 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 verbes­ sert 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 Staustrahltrieb­ werk mit einfachem Fluß. Demgemäß führt die geringe Ge­ schwindigkeit in der Verbrennungskammer zu einer guten Stabilisierung der Flamme und einem guten Wirkungsgrad der Verbrennung.

Ein weiterer Vorteil besteht in der Möglichkeit, die Wandun­ gen 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 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 besonde­ rem Interesse im Hinblick darauf, daß jede Verminderung der Dicke der Brennkammerwand zu einer Verbesserung des Gesamt­ verhaltens 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 Druckaus­ gleich. Der interne Überdruck in der Flugphase ist am vorde­ ren Ende Null und bleibt am hinteren Ende klein.

Endlich ist zu bemerken, daß bei einem klassischen Stau­ strahltriebwerk mit integriertem Beschleunigungsmotor in der Beschleunigungsphase die Lufteintrittsöffnungen zur Verbren­ nungskammer notwendigerweise geschlossen sind, so daß der Lufteinlaß der Rakete vollständig zur Erhöhung des Luftwi­ derstandes um einen Betrag ΔF beiträgt. Bei einem Stau­ strahltriebwerk mit doppeltem Strom ist die Erhöhung des Luftwiderstandes in der Beschleunigungsphase auf einen Wert αΔF beschränkt, wobei α ein Koeffizient kleiner als 1 ist, der durch den Anteil der Luft bestimmt ist, der durch die Lufteintrittsöffnungen 5 während der Flugphase injiziert wird. Im Vergleich zu einem klassischen Staustrahltriebwerk erlaubt es daher die Erfindung, einen Schub (1-α)ΔF zurück­ zugewinnen, der sich zu dem Schub des Feststofftriebwerkes 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 Eigen­ schaften hat, die den Eigenschaften der kombinierten Stau­ strahl-Raketen-Triebwerke mit abwerfbarer Düse vergleichbar sind.

Die Fig. 7 und 8 veranschaulichen eine zweite Ausführungs­ form der Erfindung, bei der die Öffnung der Lufteintritts­ öffnungen 105 und der zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen 106 automatisch dank der Verschieblichkeit der Brennkammerstruk­ tur erfolgt.

Das in den Fig. 7 und 8 dargestellte Triebwerk weist eine Düse 103 auf, die auf die Funktion während der Beschleuni­ gungsphase abgestimmt ist und am äußeren Mantel 101 der Rakete befestigt ist, der die Kräfte des Innendruckes und die beim Flug auftretenden Kräfte aufnimmt. Eine Brennkam­ mer 102, die zunächst das zur Beschleunigung erforderliche Propergol enthält, ist an dem äußeren Mantel mittels Ab­ standshalter 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 Resultie­ rende 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 Flugphase mit Staustrahlantrieb. Der Behälter 108 ent­ zündet sich durch einfache Annäherung und nimmt an dem Schub des Beschleunigungstriebwerkes teil. Bei Staustrahlbetrieb findet eine spontane Entzündung beim Kontakt mit Sauerstoff statt. Daher ist für die Flugphase keine besondere Zündein­ richtung 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 einge­ fangenen Luft zu. Wenn gegen Ende der Verbrennung die Resul­ tierende 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 Scher­ gliedes, das zunächst zum Festhalten 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 Flugphase unter­ scheidet sich demnach von der zuerst beschriebenen Ausfüh­ rungsform. Während der Flugphase werden die in der Brennkam­ mer 102 erzeugten Verbrennungsgase hoher Geschwindigkeit teilweise mit dem sekundären Luftstrom in dem freien Raum 126 vermischt, der eine offene Ringkammer bildet, die sich zwischen dem Mantel 101 und der Düse 103 der Verbrennungs­ kammer 102 befindet, und zwar hinter dem ringförmigen Zwi­ schenraum 106, der eine zusätzliche Düse bildet. Hilfsmotore für Ruder 122 können sich in Gehäusen 120 befinden, die an dem 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 Aus­ bildung hat den Vorteil guter aerodynamischer Eigenschaften unter Beibehaltung eines rotationssymmetrischen Aufbaues. Die Lufteintrittsöffnung 105 für die Brennkammer 102, die während der Flugphase hergestellt wird, ist ringförmig. Der Querschnitt der Lufteintrittsöffnung 105 ist etwa gleich der Hälfte des Querschnittes der Brennkammer 102. Die Erweite­ rung 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 vor­ deren 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 könn­ ten.

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 zylindrische Teil 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 ange­ ordnet 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 kreiszylindri­ schen 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 An­ satzes 111 und der Nut 118 des Ansatzes 112 befindet sich ein Dichtungsring 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 Ver­ schieben der Brennkammer 102 zulassen.

Als 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 Düse 103 und dem Querschnitt der Brennkammer 102 kann im Bereich von 0,06 liegen, während der Querschnitt der Gas­ austrittsöffnung(en) 106 etwa das Doppelte des Querschnittes 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.

Claims (11)

1. Triebwerk für Raketen mit Staustrahlantrieb und inte­ griertem Beschleunigungsmotor, mit einer einzigen Brennkammer, die sowohl zur Verwendung während einer Beschleunigungsphase als auch während einer Flugphase mit Staustrahlantrieb bestimmt ist, mit einer Kammer, in der das zur Beschleunigung der Rakete dienende, feste Propergol gelagert ist, mit einer für den Schub während der Beschleunigungsphase optimierten Düse und mit min­ destens einer Lufteintrittsöffnung, dadurch gekenn­ zeichnet, daß wenigstens eine weitere, eine zusätzliche Düse bildende Gasaustrittsöffnung (6; 106) im stromab­ wärts liegenden Teil der Brennkammer (2; 102) vorgese­ hen ist und daß Mittel (7; 107) zum Verschließen einer oder mehrerer der Gasaustrittsöffnungen (6; 106) vorge­ sehen sind.

2. Triebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß eine oder mehrere zusätzliche Gasaustrittsöffnungen (106) am stromabwärtigen, entfernten Ende der Brennkammer (102) vorgesehen sind, wobei die Gasaustrittsöffnungen (106) axial angeordnet sind.

3. Triebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß eine oder mehrere zusätzliche Gasaustrittsöffnungen (6) in einem ringförmigen, stromabwärtigen Ende der Brennkammer (102) vorgesehen sind, wobei die Gasaustrittsöffnungen (106) radial 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 stromaufwärts über wenigstens einen Teil des Triebwerkes verlängert ist und einen durchgehenden Lufteinlaß (25; 125) bildet, wobei an der Brennkammer (2; 102) angeordnete Lufteintrittsöffnungen (5; 105) einen Teil (αQ_a) des während der Flugphase eingefangenen Luftstromes (Q_a) in die Brennkammer (2; 102) leiten, während der restliche Teil ((1-α)Q_a) des Luftstromes an der Brennkammer (2; 102) vorbeiströmt und durch einen am Ende des Triebwerkes angeordneten Auslaß (26; 126) aus dem Triebwerk heraustritt ohne die Brennkammer durchströmt zu haben, und wobei durch die zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen (6; 106) ein Anteil des Verbrennungsgasstromes ((1-β)Q_b) in den restlichen Teil ((1-α)Q_a) des Luftstromes gelangt.

5. Triebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der äußere Mantel (1) des Triebwerkes stromabwärts bis über die Hauptdüse (3; 103) verlängert ist.

6. Triebwerk nach Anspruch 3 und einem der Ansprüche 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen der Wan­ dung der Brennkammer (2) und dem äußeren Mantel (1) Ab­ standsstücke (15) angeordnet sind.

7. Triebwerk nach einem der Ansprüche 4 bis 6, dadurch ge­ kennzeichnet, daß eine im wesentlichen konische Hülle (18) den stromabwärtigen 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-α)Q_a + (1-β)Q_b) expandieren kann.

8. Triebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Lufteintrittsöffnung (5) und die zusätzlichen Gasaustrittsöffnungen (6) durch ent­ fernbare Stopfen (7) verschlossen sind.

9. Triebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch ge­ kennzeichnet, daß die Brennkammer (102) um eine vorge­ gebene Strecke axial beweglich ist und sich unter der Wirkung des Gasdruckes verschiebt, um dadurch die Luft­ eintrittsöffnungen (105) und/oder die zusätzlichen Gas­ austrittsöffnungen (106) freizugeben.

10. Triebwerk nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die verschiebbare Brennkammer (102) mittels eines Schergliedes fixiert ist.

11. Triebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Düse (103) und die Absätze (110, 111, 112) aus einem aus kurzen Fasern geformten Verbundwerkstoff hergestellt sind.