DE3888191T2 - Membranabdichtung für einen Pulsraketenmotor. - Google Patents

Description

• Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf Verbesserungen von Festtreibstoff-Raketentriebwerken oder Gasgeneratoren, und spezieller, auf solche Vorrichtungen, die eine Vielzahl von Festtreibstoffeinheiten darin angebracht haben und eine Membrandichtungsstruktur aufnehmen, die das Zünden der Treibstoffeinheiten unabhängig voneinander ermöglichen, wobei diskrete Pulse auf Befehl verfügbar sind.
• Die gesamte Vortriebsfähigkeit von Festtreibstoff-Raketentriebwerken wird für gewöhnlich verbraucht während des Verbrennungsprozesses einer Masse eines Festtreibstoffes.
• Dies ist der Grund, weshalb es bei einem einmal gezündeten Festtreibstoff sehr schwierig ist, den Verbrennungsprozeß zu stoppen, bevor die gesamte Masse des gezündeten Festtreibstoffes verbraucht worden ist.
• Im Stand der Technik ist vorgeschlagen worden, ein Festtreibstoff-Raketentriebwerk mit einer Möglichkeit zu versehen, es mehr als einmal zu zünden, d.h., ein Raketentriebwerk mit einer "Start-Stop-Wiederstart" Fähigkeit durch zur Verfügung stellen von zwei oder mehr konzentrischen Einheiten, d.h., Lagen von Zonen von Festtreibstoff in einer Verbrennungskammer mit einer die Schichten trennenden flammenhemmenden Barriere, wobei die Barriere aus einem Material hergestellt ist, welches die Verbrennung auf eine einzelne Schicht oder Zone begrenzt, aber dennoch zerstörbar ist, so daß die nächste angrenzende Schicht gezündet werden kann.
• Eine solche Anordnung gemäß dem Stand der Technik, die ein Raketentriebwerk zur Verfügung stellt, das mehr als einmal gezündet werden kann, ist in der US-Patentschrift Nr. 3,293,855 offenbart, die am 27. Dezember 1966 an W. E. Cutill und andere erteilt wurde, worin pyrotechnisch und elektrisch zündbare Filme zwischen jeder der Lagen zur Verfügung gestellt sind, um auf Befehl und der Reihe nach jede der nächsten angrenzenden Lagen zu zünden.
• Andere solche Anordnungen gemäß dem Stand der Technik sind in der US-Patentschrift Nr. 3,564,845, die an I. H. Friedman und andere, Jr. am 23. Februar 1971 erteilt wurde und in der US-Patentschrift Nr. 3,568,448, die an G. E. Webb, Jr. am 09. März 1971 erteilt wurde offenbart, worin eine von zwei konzentrischen Festtreibstofflagen, die durch eine flammenhemmende Barriere getrennt sind, durch einen Zünder gezündet wird, der sich von der Raketentriebwerksdüse in die Brennkammer erstreckt. Die andere Lage wird durch einen Gasgenerator gezündet, der über eine zylindrische Verlängerung mit dem Kopf der Brennkammer verbunden ist. Eine zerreißbare Membrandichtung und eine perforierte Trageteileinrichtung stehen zur Verfügung, um den Gasgenerator während der Verbrennung der ersten Raketentreibstofflage von der Triebwerksbrennkammer zu isolieren.
• Die US-Patentschrift Nr. 3,340,691, die am 12. September 1967 an G. F. Mangum und die US-Patentschrift Nr. 3,354,647, die am 28. November 1967 an W. C. Aycock erteilt wurden, offenbaren ähnliche Anordnungen, schließen jedoch die Zufuhr von flüssigem Treibstoff zur Brennkammer zum Zerstören der flammenhemmenden Barriere und zum Entzünden der angrenzenden Treibstofflage ein.
• Alle dieser im Stand der Technik patentierten Offenbarungen sind durch die Bereitstellung von einer einzelnen Brennkammer für eine Vielzahl von konzentrischen Festtreibstofflagen oder Zonen gekennzeichnet, unter Einbezug der Zerstörung von der flammenhemmenden Barriere zwischen den Lagen, um die Verbrennung und Zündung der nächsten angrenzenden Lage einzuleiten, und in der Benutzung von einer relativ komplizierten Zündanordnung zur Erzielung der Zerstörung der Barriere und Zündung der nächsten angrenzenden Lage. Die von Friedman, Jr. und andere und von Webb, Jr. patentierten Offenbarungen beziehen des weiteren die Verwendung einer zerreißbaren Membran und einer perforierten Trageteileinrichtung mit ein, die nachdem sie zerbrochen und zersetzt worden sind, in dieser Reihenfolge, dazu neigen Trümmer in die Brennkammer einzuführen. Die von Mangum und von Aycock patentierten Offenbarungen beziehen des weiteren die Zufuhr von flüssigem Treibstoff in die Brennkammer mit ein.
• Die vorliegende Erfindung besteht in einem gepulsten Festtreibstoff-Raketentriebwerk oder Gasgenerator, mit wenigstens zwei Festtreibstoffeinheiten und einschließt eine strukturelle Trägervorrichtung zur Trennung der Festtreibstoffeinheiten und zur Ausbildung separater Brennkammern im Raketentriebwerk mit einer der Festtreibstoffeinheiten in jeder der Kammern, wobei separate Zünder für die Festtreibstoffeinheiten vorgesehen sind und die strukturelle Trägervorrichtung Perforationen aufweist, welche eine Verbindung zwischen den Kammern herstellen, gekennzeichnet durch eine Membrandichtungsbaugruppe mit einer zusammenklappbaren, nicht zerreißbaren Membrandichtung, welche aus einem zwar hochfesten, aber dehnbaren Material besteht und in einer der Kammern angeordnet ist, um die Perforationen zu überdecken und um die Verbindung zwischen den Kammern auszuschließen, wenn in der einen Kammer ein wesentlich höherer Druck vorliegt als in der anderen Kammer, und um die Verbindung zwischen den Kammern durch Zusammenklappen der Dichtung zu erlauben, wenn in der anderen Kammer ein wesentlich höherer Druck vorliegt als in der einen Kammer.
• Dadurch können verbesserte Festtreibstoff-Raketentriebwerke und Gasgeneratoren zur Verfügung gestellt werden, die mehr als einmal gezündet oder gepulst werden können und welche nicht die Zerstörung von flammenhemmenden Barrieren einbeziehen, noch die Verwendung von zerreißbaren Membranen und Tragteilen, welche zerbrechen oder zersetzt werden und welche die Benutzung von herkömmlichen Zündvorrichtungen zum Zünden der verschiedenen Festtreibstoffeinheiten zulassen. Die physikalische Trennung einer Vielzahl von Brennkammern erleichtert die Erzeugung von diskreten Impulssegmenten auf einen Befehl hin.
• Die Membran aus einem zwar hochfesten, aber dehnbaren Material wie z.B. Nickel ist vorzugsweise 0.254 bis 0.508 mm dick und ist über einer perforierten strukturellen Trägervorrichtung oder einem Rumpfspant angeordnet, welche konzentrisch oder tandemartig hergestellte Brennkammern trennen, dabei es dem Druck auf der Membranseite von der Struktur, welcher im wesentlichen höher ist als der auf der anderen Seite von der strukturellen Trägervorrichtung, erlauben, eine Kammer von der anderen zu trennen. Auf die Anwendung von wesentlichem Druck hin, in der umgekehrten Richtung durch das perforierte Trägerteil, klappt die Membran zusammen und erlaubt die Verbindung zwischen den Kammern.
• Beim Raketentriebwerk oder dem Gasgenerator gemäß der Erfindung können so viele tandemförmige oder konzentrische Verbrennungskammervolumen wie gewünscht zusammengepackt werden. Jedes Verbrennungskammervolumen kann ein oder mehr Einheiten oder Lagen von Festtreibstoffen enthalten.
• Nachdem die Erfindung zusammengefaßt wurde folgt eine detaillierte Darstellung unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen, welche Teil der Beschreibung sind, wobei zeigt:
• Fig. 1 eine schematische Ansicht, teilweise im Längsschnitt, welche die Art und Weise, mit der eine erfindungsgemäße Membrandichtungsstruktur konzentrische Brennkammern eines Raketentriebwerks physikalisch trennt, darstellt;
• Fig. 2 eine schematische Ansicht, teilweise im Längsschnitt, welche die Art und Weise, mit der eine andere Ausführungsform der erfindungsgemäßen Membrandichtungsstruktur Tandem-Brennkammern eines Raketentriebwerks physikalisch trennt, darstellt; und
• Fig. 3, 4 und 5 die Konstruktion und den Einsatz der Membrandichtungsstruktur der Anwendungsform des Geräts von Fig. 2 darstellt.
• Gemäß Fig. 1 der Zeichnung, wird das Bezugszeichen 10 allgemein verwendet, um ein Festtreibstoff-Raketentriebwerk zu bezeichnen.
• Das Festtreibstoff-Raketentriebwerk 10 besteht aus einem Raketentriebwerksgehäuse 12, welches aus Aluminium hergestellt sein kann und eine Düse 14 vom konvergent-divergenten Typ hat, die an dessen hinterem Ende angebracht ist. Die Düse 14 kann ein Phenolpressteil sein und wie dargestellt, integral ausgebildet sein mit einem im wesentlichen zylindrischen Element 16, welches einen vorwärts gerichteten, ringförmigen, strukturellen Tragbereich 18 von verringertem Durchmesser hat. Das Element 16 wird im hinteren Ende vom Gehäuse 12 zwischen einer darin vorgesehenen inneren umfangsseitigen Rippe 20 und einem Aluminiumrückhaltering 22, der am Ende des Gehäuses 12 vorgesehen ist, gehalten. Ein Wulst 24 am Rand des Ringes 22 greift in eine umfangsseitige Nut 26 auf der inwendigen Oberfläche des Gehäuses 22 ein, um die Düse 14 und das Element 16 am Platz zu verriegeln, eine O-Ring Dichtung 28 ist zwischen dem Element 16 und der innenliegenden Oberfläche des Gehäuses 12 vorgesehen.
• Wie in Fig. 1 gezeigt ist der Raum innerhalb des Gehäuses 12 zwischen dessen vorderem Ende und dem strukturellen Tragbereich 18 in ein erstes und zweites konzentrisches Volumen oder Brennkammern bezeichnet mit 30 und 32 durch ein rohrförmiges Element 34 aufgeteilt, welches aus glasartigem Phenolmaterial hergestellt sein kann. An dessen vorderem Ende ist das Rohr 34 innerhalb eines innenliegenden umfangsseitigen zurückspringenden Bereichs 36 des Gehäuses 12 abgestützt, wobei es darin geeignet gesichert ist. Das hintere Ende des Rohres 34 sitzt paßgenau innerhalb und ist gestützt durch den strukturellen Tragbereich 18, anlehnend an eine Schulter 38, die am letzteren vorgesehen ist.
• Eine Verbindung zwischen den Brennkammern 30 und 32 wird durch die perforationen 40 zur Verfügung gestellt, die im strukturellen Tragbereich 18 vorgesehen sind. Die Perforationen 40, von denen typischerweise vier bis zwölf vorhanden sein können, sind unter einem Winkel von 45º zur Triebwerksachse einwärts gekippt am Ende des Raketentriebwerks 10.
• Für gewöhnlich sind die perforationen 40 mit einer dünnen nichtperforierten ringförmigen Membran aus Metall oder einer Abdeckung 42 aus einem zwar hochfesten aber dehnbaren Material, vorzugsweise aus Nickel mit einer Dicke von 0,010 Inches (0,0254 cm) hergestellt, abgedeckt. Die Membran 42 wird durch einen mit ihr an einem Stück hergestellten Flansch 44 an ihrem Platz gesichert, der zwischen das Ende des Rohres 34 und der Schulter 38 eingepaßt ist. Mit der Membran 42, die an ihrem Platz mit ihrer äußeren Oberfläche für gewöhnlich die Perforationen 40 verschließt, sind die Brennkammern 30 und 32 physikalisch getrennt. Das heißt, die Membran 42 ermöglicht es einem hohen Druck auf der Membranseite der Tragstruktur 18 die Kammer 30 von der Kammer 32 zu trennen. Bei Anwendung von Druck von der Kammer 32 aus durch die Perforationen 40 in der Tragstruktur 18, ermöglicht die zusammenklappende Membran 42 eine Verbindung zwischen der Kammer 30 und der Kammer 32.
• Eine erste im wesentlichen zylindrische Einheit oder Lage 46 aus einem festen Treibstoffblock ist zwischen der Rippe 20 und dem vorderen Ende des Gehäuses 12 in das Gehäuse 12 hineingegossen oder auf die inwendige Wand des Gehäuses 12 aufgeklebt. Wie in der Zeichnung dargestellt, entspricht das Profil des vorderen Endes vom Block 46 der Krümmung der inneren Wand des Gehäuses 12. Der Block 46 endet kurz vor dem zurückspringenden Bereich 36 des Gehäuses, um einen ringförmigen Raum, mit 48 bezeichnet, vorzusehen, dessen Zweck hier später beschrieben wird. Mit dem Treibstoffblock 46 in der Kammer 32 ist eine zweite zylindrische, feste Treibstoffblock-Einheit oder Lage 50 konzentrisch ausgerichtet, die an der äußeren Oberfläche des rohrförmigen Teiles 34 aufgeklebt ist.
• Das vordere Ende des rohrförmigen Teiles 34 ist, wie gezeigt, durch ein scheibenähnliches Teil oder eine Scheibe 52, welche aus einem geeigneten Material hergestellt sein kann, geschlossen. Aus einem Stück mit der Scheibe 52 hergestellt sind sich rückwärts erstreckende, rohrförmige Vorsprünge 54 und 56, wobei die Platte 52 in Linie mit jedem der Vorsprünge 54 und 56 perforiert ist, um eine Verbindung dort hindurch vorzusehen.
• In geeigneter Weise sind "stabartige" Festtreibstoffeinheiten 58 und 60 an jedem der Vorsprünge 54 und 56 in dieser Reihenfolge angebracht. Die Treibstof feinheiten 58 und 60 sind hohl und erstrecken sich rückwärts über im wesentlichen die Länge des rohrförmigen Teiles 36, wobei keine andere feste Stütze für die Treibstoffeinheiten 58 und 60 an deren hinterem Ende vorgesehen ist, als daß sich die Einheiten 58 und 60 gegenseitig und gegen die innere Wand des rohrförmigen Teiles 34 abstützen können. Nur zwei dieser Vorsprünge 54 und 56 sind in Fig. 1 dargestellt, aber wie der Fachmann verstehen wird, können falls erforderlich zusätzlich solche Vorsprünge und begleitende Perforationen in der Scheibe 52 vorgesehen werden, so daß die Verwendung entsprechender zusätzlicher "stabartiger" Treibstoffeinheiten möglich ist.
• Innerhalb der Öffnung, die durch den zurückspringenden Bereich 36 zwischen der Scheibe 52 und dem vordersten Ende des Gehäuses 12 gebildet wird, sind erste und zweite Zünder, die mit 62 und 64 bezeichnet sind, angeordnet.
• Der Zünder 62 enthält, wie gezeigt, eine elektrische Zündkapsel 66 und pyrotechnisches Material 68, die innerhalb eines zylindrischen Keramikstöpsels angeordnet sind, der über mehrere darin herausgeschnittene Öffnungen verfügt. Der Stöpsel 70 ist zum Verschließen der Öffnung am vorderen Ende des Gehäuses 12 vorgesehen, welche durch den zurückspringenden Bereich 36 gebildet wird, darin durch einen Dichtungsring 72 abgedichtet und wobei Schraubengewinde im Stöpsel 70 in ein inneres Schraubengewinde in der Öffnung des zurückspringenden Bereichs 36 eingreifen. Das pyrotechnische Material ist, wie gezeigt, zwischen dem inneren Ende des Stöpsels 70 und der perforierten Scheibe 52, davon durch geeigneten Abstandsring 72 leicht beabstandet, angeordnet. Ein kurzer Durchgang 74 ist zwischen der Zündkapsel 66 und dem pyrotechnischen Material 68 vorgesehen. Die Verbindung zwischen dem pyrotechnischen Material 68 und der Kammer 30 wird durch die zuvor genannten Perforationen in der Scheibe 56 und in den Vorsprüngen 54 und 56 bereit gestellt.
• Der Zünder 64 enthält eine elektrische Zündkapsel 76 und pyrotechnisches Material 78, welche ebenfalls innerhalb von Öffnungen im Stöpsel 70 angeordnet sind, wobei das Ende der Zündkapsel 76 mit dem pyrotechnische Material 78 in Kontakt steht und eine metallische Scheibe 80 trennt und isoliert das pyrotechnische Material 78 vom pyrotechnischen Material 68. Ein Durchgang 82, vorzugsweise mehrere solcher Durchgänge, in der Wand des zurückspringenden Bereichs 36 ermöglichen die Verbindung zwischen dem pyrotechnischen Material 78 und der Kammer 32.
• Jedes der zahlreichen pyrotechnischen Materialien kann für die pyrotechnischen Materialien 68 und 78 verwendet werden, ein typisches Material ist eine körnige Mischung aus 25 Gewichtsprozent Bor und 75 Gewichtsprozent Kaliumnitrat.
• Im Betrieb des Raketentriebwerks 10 wird die Zündkapsel 66 zuerst gezündet, ein geeigneter Verriegelungsschaltkreis ist im Ansprechschaltkreis der Zündkapseln 66 und 68 vorgesehen, um das zuerst erfolgende Zünden der letzteren auszuschließen. Nach dem Zünden der Zündkapsel 66 durchläuft die Flamme den Durchgang 74, um das pyrotechnische Material 68 zu zünden. Die Zündung des pyrotechnischen Materials 68 veranlaßt die Verbrennungsgase die Perforationen in der Scheibe 52, mehrere Vorsprünge 54 und 56 zu durchlaufen und durch die stabartigen festen Treibstoffblöcke 58 und 60 zu strömen, letztere dabei entzündend. Ein sich schnell aufbauender Druck in der Brennkammer 30 verursacht einen aus der Düse 14 heraus strömenden, die Rakete antreibenden, Gasstrom. Der hohe Druck auf der Membranseite der Tragstruktur 18 sorgt dafür, daß die Membran 42 fest gegen die Öffnungen der Perforationen 40 gepreßt wird, dabei die Perforationen 40 abdichtend und die Kammer 30 von der Kammer 32 trennend. Die Verbrennung der stabartigen Treibstoffeinheiten 56 und 58 und anderer gleichartiger Einheiten, falls vorgesehen, ereignet sich typischerweise sehr rasch. Nach dieser Verbrennung fällt der Druck in der Brennkamtner 30 sehr rasch ab, wie dies auch der Gasstrom aus der Düse 14 macht. Die Aktivierung der Festtreibstofflagen oder Einheiten 46 und 50 in der Kammer 32 erfolgt nicht, wie auch immer, bevor die elektrische Zündkapsel 76 gezündet worden ist.
• Nach dem Zünden der elektrischen Zündkapsel 76 und dem Zünden des pyrotechnischen Materials 78 durchlaufen die Verbrennungsgase den Durchgang oder die Durchgänge 82 und den ringförmigen Raum 48, um die Festtreibstofflagen oder Einheiten 46 und 50 zu zünden. Ein hoher Druck entwickelt sich schnell in der Brennkammer 32. Die Anwendung dieses Drucks durch die Perforationen 40 im strukturellen Tragbereich 18 verursacht das Zusammenklappen der Membran 42, um die Verbindung zwischen den Kammern 32 und 30 zu ermöglichen, dabei einen zweiten, durch die Düse 14 ausströmenden, das Raketentriebwerk antreibenden, Gasstrom festlegend.
• Auf diese Art und Weise sind diskrete Impulssegmente auf Befehl vom Raketentriebwerk 10 verfügbar. Es wird dem Fachmann offensichtlich sein, daß mehr als zwei solcher Impulssegmente durch Zusatz von anderen gleichartigen konzentrischen Festtreibstoffeinheiten vorgesehen werden können.
• In Fig. 2 bis 4 ist eine andere Ausführungsform der Erfindung gezeigt, bei welcher Festtreibstoffeinheiten in einer Tandemanordnung gepackt oder hergestellt sind, um ein Festtreibstoff-Raketentriebwerk mit der Fähigkeit diskrete Impulssegmente auf Befehl zu liefern, auszustatten.
• Das in Fig. 2 gezeigte Festtreibstoff-Raketentriebwerk 84 enthält ein erstes Raketentriebwerksgehäuse 86 mit einem an dessen hinteren Ende angebrachten Strahlrohr 88. Das Strahlrohr 88 vereint, wie gezeigt, in einer einzigen Einheit die Arbeitsweise einer Düse vom konvergent-divergenten Typ, das Strahlrohr und geeignete Flanschvorrichtungen zur Anbringung am Triebwerksgehäuse 86. Das Raketentriebwerk 84 verfügt weiterhin über eine daran geeignet angebrachte und das vordere Ende davon verschließende, perforierte, im wesentlichen zylindrische Tragstruktur 90, wobei die Tragstruktur 90 ihrerseits geeignet an ein zweites Raketentriebwerksgehäuse 92, mit den Enden der Triebwerksgehäuse 86 und 92 in überlappender Beziehung, angebracht ist. Die vordere und hintere Seite der perforierten Tragstruktur 90 sind, wie gezeigt, schüsselförmig. In der Tragstruktur 90 sind Perforationen 98, die parallel zur Längsachse des Triebwerks 84 verlaufen, vorgesehen.
• Die Raketentriebwerksgehäuse 86 und 92 und das Strahlrohr 88 können aus jeglichem geeigneten Material hergestellt sein, wobei eine isolierende Lage aus einem phenolischen Schmelzgemisch im Strahlrohr 88 und den Triebwerksgehäusen 86 und 92 vorgesehen ist. Eine Festtreibstoffeinheit 94 ist im Gehäuse 86, eine gleichartige Festtreibstoffeinheit oder Lage 96 ist im Gehäuse 92 vorgesehen.
• Am vorderen Ende des Raketentriebwerksgehäuses 86 ist eine dünne, schüsselförmig gestaltete Membran oder Beschichtung 100 aus einem zwar hochfesten aber dehnbaren Material wie Nickel, die Perforationen 98 in der Tragstruktur 90 verschließend, angeordnet, wobei diese dem Profil der hinteren Seite der Tragstruktur 90 entspricht. Eine schwache Isolierung 102 wie Polyisopren ist aufgeklebt auf und bedeckt die Seite der Membrane 100, welche der innerhalb des Raketentriebwerkgehäuses 86 ausgebildeten Brennkammer, die mit 104 bezeichnet ist, gegenüber liegt. Eine mit 106 bezeichnete Brennkammer ist innerhalb des Gehäuse 92 ausgebildet. In Fig. 3 ist eine etwas vergrößerte Ansicht dargestellt, die Bereiche der Tragstruktur 90, der Membran 100 und der Polyisoprenlage 102 zeigt.
• Zum Zünden der Festtreibstofflage 94 kann ein elektrischer Zünder 108 in der Düse und dem Strahlrohr 88, wie dargestellt, montiert sein. Ein zweiter elektrischer Zünder 110 kann in geeigneter Weise im vorderen Ende des Raketentriebwerkgehäuses 92 montiert sein, zum Zünden der Festtreibstoff lage 96.
• Die Membran 100 kann, wie in Fig. 4 gezeigt, aus dreiecksförmigen oder "kuchenförmigen" Stücken, die aufeinander aufliegen, hergestellt sein, vorzugsweise aus 0.010 bis 0.020 Inches starken (0.0254 bis 0.0508 cm) Nickelsegmenten. Fig. 4 zeigt die kuchenförmigen Stücke der Membran in ihrer aufeinander aufliegenden Zuordnung, die erzielt wird, wenn die Stücke in wirklich die Perforation verschließender Zuordnung gegen die Oberfläche der Tragstruktur, welche der Brennkammer 104 gegenüber liegt, sind.
• Im Betrieb des Tandemraketentriebwerks verursacht die Zündung des Zünders 108 die Zündung der Festtreibstofflage 94, was in einem raschen Aufbau eines hohen Drucks in der Brennkammer 104 resultiert. Der hohe Druck auf der Membranseite von der Tragstruktur 90 bewirkt, daß die polyisoprene Isolation 102 und die Membran 100, dabei die Perforationen 98 abdichtend und die Brenkammer 104 von der Brennkammer 106 trennend, fest gegen die Perforationen 98 in der Tragstruktur 90 gedrückt werden. Als ein Ergebnis strömt ein die Rakete antreibender Gasstrom aus dem Strahlrohr und der Düse 88 heraus.
• Nach der Verbrennung der Festtreibstoffeinheit oder Lage 94 fällt der Druck in der Brenkammer ab, wie dies ebenfalls der aus dem Strahlrohr und der Düse ausströmende Gasstrom macht. Eine Aktivierung der Festtreibstoffeinheit oder Lage 96 in der Brennkammer 106 erfolgt nicht, bis der Zünder 110 gezündet ist.
• Nach dem Zünden des Zünders 110 baut sich ein hoher Druck in der Brennkammer 106 auf, wobei ein geeigneter Verriegelungsschaltkreis vorgesehen ist, um das Zünden des Zünders 110 auszuschließen, bis der Zünder 108 gezündet worden ist. Dieser Druck bewirkt, daß die Membran 100 zusammenklappt, wobei die kuchenförmigen Stücke in ihrer Mitte nach außen gepreßt werden, wie in Fig. 5 gezeigt, und die darauf aufgeklebte polyisoprene Isolation zerreißt. Dies ermöglicht die Verbindung zwischen den Kammern 106 und 104 durch die Perforationen 98 und legt folglich einen zweiten, die Rakete antreibenden Gasstrom fest, der durch das Strahlrohr und die Düse 88 ausströmt.
• Somit sind diskrete Impulssegmente auf Befehl vom tandemartig angeordneten Festtreibstoff-Raketentriebwerk 84 verfügbar. Wie der Fachmann verstehen wird, können zusätzliche tandemartige oder in Serie geschaltete Volumen vorgesehen werden, falls gewünscht, um zusätzliche Raketentriebwerksimpulssegmente zur Verfügung zu stellen. Somit ist gemäß der Erfindung eine Membrandichtungsbaugruppe für die Verwendung in gepulsten Raketentriebwerken zur Verfügung gestellt worden, wobei eine dünne Membran aus Nickel mit einer Dicke im Bereich von 0.010 bis 0.020 Inches, die hochfest aber dehnbar ist, über einer perforierten Tragstruktur angeordnet ist, die konzentrisch oder tandemartig hergestellte Raketentriebwerksbrennkammern trennt, dabei es einem Druck auf der Membranseite der Struktur, welcher im wesentlichen höher ist als der Druck auf der anderen Seite von der Tragstruktur, ermöglicht eine Kammer von der anderen zu trennen. Anwendung eines beträchtlich höheren Druckes in der umgekehrten Richtung durch die perforierte Tragstruktur bewirkt, daß die Membran zusammenklappt, wobei eine Verbindung zwischen den Kammern ermöglicht wird.

Claims (7)

1. Gepulstes Festtreibstoff-Raketentriebwerk (10) oder gepulster Gasgenerator, mit wenigstens zwei Festtreibstoffeinheiten (50, 58, 60, 94, 96) und einschließt:

eine strukturelle Trägervorrichtung (18, 34, 90) zur Trennung der Festtreibstoffeinheiten und zur Ausbildung separater Brennkammern (30, 32) im Raketentriebwerk mit einer der Festtreibstoffeinheiten in jeder der Kammern, wobei separate Zünder (62, 64, 108, 110) für die Festtreibstoffeinheiten vorgesehen sind und die strukturelle Trägervorrichtung Perforationen (40) aufweist, welche eine Verbindung zwischen den Kammern herstellen, gekennzeichnet durch eine Membrandichtungsbaugruppe mit einer zusammenklappbaren, nicht zerreißbaren Membrandichtung (42, 100), welche aus einem zwar hochfesten, aber dehnbaren Material besteht und in einer der Kammern (30) angeordnet ist, um die Perforationen zu überdecken und um die Verbindung zwischen den Kammern auszuschließen, wenn in der einen Kammer ein wesentlich höherer Druck vorliegt als in der anderen Kammer, und um die Verbindung zwischen den Kammern durch Zusammenklappen der Dichtung zu erlauben, wenn in der anderen Kammer ein wesentlich höherer Druck vorliegt als in der einen Kammer.

2. Gepulstes Raketentriebwerk oder gepulster Gasgenerator nach Anspruch 1, worin die Membrandichtung undurchlöchert ist.

3. Gepulstes Raketentriebwerk oder gepulster Gasgenerator nach Anspruch 1 oder Anspruch 2, worin die Membrandichtung aus Nickel besteht.

4. Gepulstes Raketentriebwerk oder gepulster Gasgenerator nach einem der vorhergehenden Ansprüche, worin die strukturelle Trägervorrichtung (18, 34) ringförmig ist und separate Brennkammern (30, 32) bildet, die konzentrisch angeordnet sind, wobei die eine Kammer (30) die innere Kammer darstellt, worin die Perforationen (40) in einer relativ zum Raketentriebwerk rückwärtigen Richtung einwärts gekippt und zur Triebwerksachse erheblich geneigt sind, und worin die Membrandichtung (42) ringförmig ist und ihre äußere Oberfläche im Normalfall so angeordnet ist, daß diese die Perforationen in der strukturellen Trägervorrichtung (18) verschließt.

5. Gepulstes Raketentriebwerk oder gepulster Gasgenerator nach Anspruch 3, worin die Membrandichtung (100) schüsselförmig gestaltet und aus vorgeformten, aufeinander aufliegenden Nickelsegmenten hergestellt ist.

6. Gepulstes Raketentriebwerk oder gepulster Gasgenerator nach Anspruch 5, worin die strukturelle Trägervorrichtung (90) zylindrisch ist und eine schüsselförmige, nach hinten gerichtete Oberfläche aufweist, und separate Brennkammern bildet, die im Tandem angeordnet sind, wobei die eine Kammer (104) sich hinter der anderen Kammer (106) befindet, worin die perforationen (98) parallel zur Zylinderachse des strukturellen Trägerelementes verlaufen, und worin die schüsselförmige Membrandichtung (100) sich der schüsselförmigen Oberfläche der tragenden Struktur anpaßt und im Normalfall so angeordnet ist, daß sie die Perforationen verschließt.

7. Gepulstes Raketentriebwerk oder gepulster Gasgenerator nach einem der vorhergehenden Ansprüche, worin die Membrandichtung eine im Bereich von 0,254 mm bis 0,508 mm liegende Dicke aufweist.