DE3637967A1 - Mehrkammerraketentriebwerk - Google Patents
MehrkammerraketentriebwerkInfo
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
- F02K9/28—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants having two or more propellant charges with the propulsion gases exhausting through a common nozzle
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/94—Re-ignitable or restartable rocket- engine plants; Intermittently operated rocket-engine plants
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Description
Die Erfindung betrifft ein Mehrkammerraketentriebwerk
nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
Mehrkammerraketentriebwerke mit Feststofftreibsätzen
ermöglichen eine Steigerung der Reichweite von Raketen
dadurch, daß die Treibsätze nacheinander gezündet wer
den und abbrennen. Um zu verhindern, daß der düsenferne
Treibsatz durch den Abbrand des düsennahen Treibsatzes
vorzeitig gezündet wird, ist es bekannt, zwischen den
beiden Treibsätzen eines Zweikammerraketentriebwerks
eine Trennwand anzuordnen (DE-OS 24 58 180). Während
des Abbrandes des düsennahen Treibsatzes schützt die
Trennwand den düsenfernen Treibsatz. Dagegen wird die
Trennwand zerstört oder durch Aufklappen von Flügeln
geöffnet, wenn der düsenferne Treibsatz abbrennt, so
daß ein ungehinderter Durchlaß von der düsenfernen
Raketenkammer zur Düse entsteht. Bei großen Triebwerken
sowie bei Triebwerken, die einen hohen Druck erzeugen,
erfordert eine massive Trennwand einen erheblichen Ein
bauraum. Ferner erhöht eine solche Trennwand das Ge
wicht des Raketentriebwerks, während der für den
Treibstoff zur Verfügung stehende Raum verkleinert
wird.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Mehr
kammerraketentriebwerk nach dem Oberbegriff des Patent
anspruchs 1 zu schaffen, bei dem die Trennwand ein ge
ringes Gewicht hat und wenig Platz beansprucht.
Die Lösung dieser Aufgabe erfolgt erfindungsgemäß mit
den im kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 1
angegebenen Merkmalen.
Nach der Erfindung besteht die Trennwand aus einer
flexiblen Membran, die sich beim Abbrennen des düsen
nahen Treibsatzes an die Innenwand des düsenfernen
Treibsatzes anlegt und durch diesen Treibsatz mecha
nisch abgestützt wird. Die Trennwand braucht somit dem
Abbrand des düsennahen Treibsatzes entstehenden Druck
nicht mechanisch standzuhalten. Sie kann entsprechend
dünn und leichtgewichtig ausgebildet sein, weil sie vom
düsenfernen Treibsatz abgestützt wird. Wenn an
schließend der düsenferne Treibsatz abbrennt, hebt die
Membran von diesem Treibsatz ab, so daß der düsenferne
Treibsatz ungehindert abbrennen kann, wobei die Zünd
flamme die gesamte Innenfläche dieses Treibsatzes er
reichen kann. Der sich beim Abbrand des düsenfernen
Treibsatzes aufbauende Druck zerstört die Membran, so
daß die Abbrandgase ungehindert zur Düse gelangen und
aus dieser austreten können.
Die Membran kann so ausgebildet sein, daß sie bereits
im entspannten Zustand an der Wand des düsenfernen
Treibsatzes anliegt. In diesem Fall müssen die Gase,
die beim Zünden des düsenfernen Treibsatzes entstehen,
die Membran zunächst umstülpen und von dem Treibsatz
entfernen, bevor die Zündflamme die Innenfläche des
Treibsatzes erreichen kann.
Um ein ungehindertes Anzünden des düsenfernen Treib
satzes zu erreichen, kann die Membran elastisch aus
gebildet sein und vor dem Abbrand einen radialen Ab
stand von der Innenwand des düsenfernen Treibsatzes
haben. Eine solche Membran wird beim Abbrand des düsen
nahen Treibsatzes elastisch aufgeweitet, um sich an dem
düsenfernen Treibsatz abzustützen. Nachdem der erste
Treibsatz abgebrannt ist, bildet sich die Membran zu
rück, wobei sie von der Wand des zweiten Treibsatzes
abhebt. Dadurch entsteht ein Ringspalt, in den die
Zündflamme des Anzünders des düsenfernen Treibsatzes
eindringen kann, um diesen Treibsatz vollständig und
verzugsfrei anzuzünden. Der sich dabei aufbauende Druck
zerstört die Membran, wodurch ein ungestörter Abbrand
des zweiten Treibsatzes möglich ist.
Als Material für die Membran werden vorzugsweise die
gleichen Kunststoffe benutzt, die als Festtreibstoff
binder benutzt werden, wie z.B. Polyurethan oder Poly
butadien oder andere flammhemmende Stoffe, wie Gummi
oder Kunststoff. Vorzugsweise ist das Material der Mem
bran elastisch.
Die Membran kann aus einem einseitig offenen Schlauch
bestehen, dessen anderes Ende verschlossen ist.
Im folgenden wird unter Bezugnahme auf die Zeichnungen
ein Ausführungsbeispiel der Erfindung näher erläutert.
Es zeigen:
Fig. 1 einen schematischen Längsschnitt eines Zwei
kammerraketentriebwerks während des Anzün
dens des ersten Treibsatzes,
Fig. 2 das Triebwerk nach Fig. 1 nach dem Abbrand
des ersten Treibsatzes,
Fig. 3 dasselbe Triebwerk in dem Zeitpunkt, in dem
der Anzündvorgang des zweiten Treibsatzes
beginnt und
Fig. 4 den Abbrand des zweiten Treibsatzes bei zer
störter Membran.
Das dargestellte Mehrkammerraketentriebwerk weist ein
langgestrecktes rohrförmiges Gehäuse 10 auf, das am
vorderen Ende 11 geschlossen ist, während am rückwär
tigen Ende eine Düse 12 angeordnet ist. In dem Gehäuse
10 befinden sich hintereinander zwei rohrförmige Fest
stofftreibsätze 13, 14, die an der Innenwand des Ge
häuses 10 anliegen und von dieser Innenwand abgestützt
werden. Das rückwärtige Ende 14 a des düsenfernen Treib
satzes 14 liegt an dem stirnseitigen Ende 11 des Gehäu
ses an. Das Ende 14 a enthält eine Öffnung, durch die
der an dem Gehäuse 10 befestigte Anzünder 15 für den
düsenfernen Treibsatz 14 bis in den Innenkanal dieses
Treibsatzes hineinragt. Der Anzünder 16 zum Anzünden
des düsennahen Treibsatzes 13 ist in der Düse 12 ange
ordnet. Dieser Anzünder wird beim Abbrand des Treib
satzes 13 aus der Düse ausgestoßen.
Zwischen beiden Treibsätzen 13, 14 befindet sich ein
axialer Zwischenraum, in dem ein Klemmring 17 ange
ordnet ist. Der Klemmring 17 dient dazu, das aufge
weitete Ende der Membran 18 gegen die Innenseite der
Gehäusewand zu drücken und dadurch die Membranöffnung
geöffnet zu halten und das Membranende in dem Bereich
zwischen den beiden Treibsätzen 13, 14 zu fixieren.
Die Membran 18 ist ein flexibles rohrförmiges Kunst
stoffteil, das nur an einem Ende offen ist, ähnlich
einem nicht aufgeblasenen Luftballon.
Fig. 1 zeigt den Zustand nach dem Zünden des Anzünders
16. Durch die Zündflamme 19 wird die Membran 18 in den
Treibsatz 14 hineingedrückt, so daß sie sich voll
flächig an der Innenwand dieses Treibsatzes sowie am
Anzünder 15 abstützt, während ihr offenes Ende von dem
Klemmring 17 festgehalten wird. Die Membran 18 schirmt
somit den düsenfernen Treibsatz 14 gegen die Abbrand
gase des düsennahen Treibsatzes 13 ab, so daß ein vor
zeitiges Anzünden des Treibsatzes 14 verhindert wird.
Andererseits braucht die Membran 18 den beim Abbrand
des Treibsatzes 13 entstehenden Gasdruck nicht abzu
fangen sondern sie überträgt diesen Gasdruck auf den
Treibsatz 14, der als Abstützung wirkt. Die Membran 18
bildet somit eine thermische Abschirmung zum Schutz des
Treibsatzes 14.
Fig. 2 zeigt das Zweikammerraketentriebwerk bei leer
gebrannter erster Brennkammer, während in der zweiten
Brennkammer der Treibsatz 14 noch vollständig erhalten
ist.
Nach dem vollständigen Abbrennen des ersten Treibsatzes
13 wird gemäß Fig. 3 der zweite Treibsatz 14 durch die
Flamme 20 des Anzünders 15 angezündet, wobei gleich
zeitig das geschlossene vordere Ende 18 a der Membran 18
zur Düse 12 hin umgestülpt wird und im Inneren der
schlauchförmigen Membran 18 in Richtung auf die Düse
bewegt wird. Dadurch wird die Innenwand des rohrför
migen Treibsatzes 14 freigelegt und von der Flamme 12
angezündet.
In dem in Fig. 4 dargestellten Zustand ist die Membran
18 vollständig in die düsennahe Brennkammer hinein
gestülpt und an ihrem früher geschlossenen Ende 18 a
aufgeplatzt, so daß die Brenngase des Treibsatzes 14
ungehindert zur Düse 12 entweichen können. Das offene
Ende der Membran 18 wird auch in diesem Zustand noch
von dem Klemmring 17 festgehalten.
Grundsätzlich ist es nur erforderlich, daß die Membran
18 flexibel ist, um sich beim Abbrand des ersten Treib
satzes 13 an die Innenwand des zweiten Treibsatzes 14
anzuschmiegen und sich dort abzustützen. Vorzugsweise
ist die Membran 18 elastisch und sie hat im entspannten
Zustand einen Abstand von der Innenwand des Treibsatzes
14, gegen den sie sich nur unter dem Druck der Brenn
gase des ersten Treibsatzes 13 anlegt. In diesem Fall
würde die Membran 18 in dem in Fig. 2 dargestellten
Zustand nicht an der Innenwand des Treibsatzes 14 an
liegen, sondern einen Ringspalt freilassen, um der
Flamme 20 bereits vor dem Umstülpen der Membran (Fig.
13) den Zutritt zur Innenwand des Treibsatzes 14 über
dessen gesamte Länge zu ermöglichen.
Claims (6)
1. Mehrkammerraketentriebwerk mit
- - einem langgestreckten Gehäuse (10), das an einem Ende eine Düse (12) aufweist,
- - mindestens zwei in dem Gehäuse (10) hintereinander angeordneten Feststofftreib sätzen (13, 14),
- - und einer die Feststofftreibsätze (13, 14) voneinander trennenden Trennwand, die beim Abbrand des düsenfernen Treibsatzes zerstört wird,
dadurch gekennzeichnet,
daß die Trennwand eine flexible Membran (18) ist,
die beim Abbrand des düsennahen Treibsatzes (13)
an der Innenwand des düsenfernen Treibsatzes (14)
anliegt.
2. Mehrkammerraketentriebwerk nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß die Membran (18) auch
bereits vor dem Abbrand an der Innenwand des
düsenfernen Treibsatzes (14) anliegt.
3. Mehrkammerraketentriebwerk nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß die Membran (18)
elastisch ist und vor dem Abbrand mit radialem
Abstand von der Innenwand des düsenfernen Treib
satzes (14) angeordnet ist.
4. Mehrkammerraketentriebwerk nach einem der An
sprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die
Membran (18) ein einseitig offener Schlauch ist,
dessen offenes Ende mit einem Klemmring (17) an
der Gehäusewand festgespannt ist.
5. Mehrkammerraketentriebwerk nach einem der An
sprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die
Membran (18) aus einem Material besteht, welches
der düsenferne Treibsatz (14) als Treibstoff-Bin
demittel enthält.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19863637967 DE3637967A1 (de) | 1986-11-07 | 1986-11-07 | Mehrkammerraketentriebwerk |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19863637967 DE3637967A1 (de) | 1986-11-07 | 1986-11-07 | Mehrkammerraketentriebwerk |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3637967A1 true DE3637967A1 (de) | 1988-05-19 |
Family
ID=6313386
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19863637967 Withdrawn DE3637967A1 (de) | 1986-11-07 | 1986-11-07 | Mehrkammerraketentriebwerk |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE3637967A1 (de) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2458244C1 (ru) * | 2011-04-22 | 2012-08-10 | Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" | Твердотопливный ракетный двигатель |
JP2015004349A (ja) * | 2013-06-24 | 2015-01-08 | 日油株式会社 | ロケットモータ |
CN104712458A (zh) * | 2013-12-13 | 2015-06-17 | 航宇救生装备有限公司 | 能尾部点火的固体燃料火箭发动机 |
CN109047512A (zh) * | 2018-10-12 | 2018-12-21 | 福建兵工装备有限公司 | 固体发动机喷管毛坯组件及其生产方法和使用的模具 |
EP3578791A1 (de) * | 2018-06-05 | 2019-12-11 | Diehl Defence GmbH & Co. KG | Verfahren zum zweistufigen abbrennen eines festbrennstoff-raketenmotors sowie festbrennstoff-raketenmotor |
-
1986
- 1986-11-07 DE DE19863637967 patent/DE3637967A1/de not_active Withdrawn
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2458244C1 (ru) * | 2011-04-22 | 2012-08-10 | Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" | Твердотопливный ракетный двигатель |
JP2015004349A (ja) * | 2013-06-24 | 2015-01-08 | 日油株式会社 | ロケットモータ |
CN104712458A (zh) * | 2013-12-13 | 2015-06-17 | 航宇救生装备有限公司 | 能尾部点火的固体燃料火箭发动机 |
EP3578791A1 (de) * | 2018-06-05 | 2019-12-11 | Diehl Defence GmbH & Co. KG | Verfahren zum zweistufigen abbrennen eines festbrennstoff-raketenmotors sowie festbrennstoff-raketenmotor |
CN109047512A (zh) * | 2018-10-12 | 2018-12-21 | 福建兵工装备有限公司 | 固体发动机喷管毛坯组件及其生产方法和使用的模具 |
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8127 | New person/name/address of the applicant |
Owner name: DYNAMIT NOBEL AG, 5210 TROISDORF, DE |
|
8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
8139 | Disposal/non-payment of the annual fee |