DE4321806C2 - Raketenmotor für eine Anlockvorrichtung - Google Patents

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft einen Raketenmotor für eine Anlockvorrichtung.

Infrarotstrahlungs-Anlockvorrichtungen sind bereits benutzt worden, um ein befreundetes Luftfahrzeug vor einem Angriff durch feindliche Geschosse zu schützen. Eine wirksame Anlockvorrichtung muß zu der Strahlungskennung und den Flugparametern des Luftfahrzeugs passen, das geschützt werden soll. Die Intensität, die Wellenlänge und die räumliche Verteilung der durch die Anlockvorrichtung erzeugten Strahlung muß jener des Luftfahrzeugs genau entsprechen. Zusätzlich gibt es eine Beschränkung bezüglich der Schubpegel.

Leuchtkugeln sind eine Art einer Infrarotstrahlungs-Anlockvorrichtung. Leuchtkugeln sind pyrotechnische Vorrichtungen, die bei atmosphärischem Druck brennen und einen Strahlungspunkt hoher Intensität erzeugen. Da Leuchtkugeln jedoch Vorrichtungen ohne Antrieb sind, begleiten bzw. eskortieren sie das Luftfahrzeug nicht, sondern fallen vielmehr frei weg von ihm. Demgemäß bieten Leuchtkugeln nur für ein kurzes Zeitintervall Schutz.

Anlockvorrichtungen mit Raketenantrieb können Vorteile gegenüber Leuchtkugeln bieten. Derartige Anlockvorrichtungen sollen einen Schub erzeugen, im Gegensatz zu einer Leuchtkugel ohne Schub. Auf diese Weise kann die raketenbetriebene Anlockvorrichtung über eine ausgedehnte Zeitperiode hinter einem Luftfahrzeug herfliegen und es eskortieren. Es ist jedoch herausgefunden worden, daß raketenbetriebene Anlockvorrichtungen durch bestimmte Faktoren beschränkt sind. Einer dieser Faktoren ist die Unfähigkeit, eine maximale Verbrennungstemperatur (d. h. Abgasstrahlintensität) aufgrund eines ungeeigneten Mischens von Brennstoffsorten zu erreichen. Dies erzeugt Probleme beim Nachahmen des Abgasstrahls des zu schützenden Luftfahrzeugs. Zusätzlich kann die Massenflußrate, die zum Erreichen der gewünschten Abgasstrahlintensität erforderlich ist, einen Schubpegel erzeugen, der für die beste Wirkungsweise zu hoch ist. Insbesondere kann ein exzessiver Schubpegel die Anlockvorrichtung dazu veranlassen, das Luftfahrzeug zu überholen, das geschützt werden soll. Ein Versuch zum Reduzieren des Raketenschubs bestand darin, die Abgasdüsen des Raketenmotors außerhalb entfernt von der Flugmittenlinie anzuordnen, um die Abgasstrahlen radial nach außen zu richten. Jedoch ist herausgefunden worden, daß bei diesem Versuch der Abgasfluß dissipiert bzw. sich verstreut, was in einer unerwünschten Reduktion der Abgasstrahlintensität resultiert.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, einen Raketenmotor zu schaffen, der eine Düse hat, die erhöhte Verbrennungs- und Abgasstrahltemperaturen bei einer Schubreduzierung ermöglicht.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch die Merkmale des Patentanspruchs 1 gelöst. Bevorzugte weitere Ausgestaltungen der Erfindung sind in den nachgeordneten Patentansprüchen angegeben. Die Erfindung schafft somit vorteilhaft einen Raketenmotor, der die Verbrennungseffizienz erhöht und gleichzeitig eine Schubreduzierung zuläßt. Wenn in der Brennkammer Treibmittel brennt, fließen vorteilhaft die Verbrennungsprodukte in den äußeren Kanal der Düse, danach radial nach innen durch die vielen Düsenstrahlöffnungen und in die Mischkammer. In der Mischkammer stoßen die Strahlströme aufeinander, um ein chaotisches bzw. ungeordnetes Mischen zu veranlassen, was die Verbrennungseffizienz verbessert, aber den Schub nicht verstärkt, sondern sogar reduziert. Die Verbrennungsprodukte treten dann aus der Mischkammer durch das offene Ende des becherförmigen Elements aus.

Ein weiteres wichtiges Merkmal der Erfindung besteht darin, daß der zylindrische Abschnitt des becherförmigen Elements innerhalb der äußeren Wand der Düse konzentrisch positioniert ist. Dies stellt ein Strömungsgleichgewicht sicher. Zusätzlich sind die Öffnungen in der umfangsmäßigen Richtung des zylindrischen Abschnitts im wesentlichen äquidistant beabstandet. Bei dieser Konfiguration ist die Nettorichtung der Verbrennungsstrahlen in der Mischkammer null. Dies minimiert vorteilhaft den Schub der raketenbetriebenen Anlockvorrichtung.

Offensichtlich verbessert somit der Raketenmotor der vorliegenden Erfindung die Leistungsfähigkeit der Anlockvorrichtung durch Verursachen eines turbulenten Mischens der Verbrennungsprodukte, was in einer erhöhten Reaktionstemperatur und Abgasstrahlintensität resultiert. Sie läßt auch zu, daß das Treibmittel bei einem ausgewählten gewünschten bzw. geplanten Druck brennt, der einem zuverlässigen und reproduzierbaren Betrieb entspricht, während niedrigere Schubgrößen erzeugt werden, als sie mit herkömmlichen Raketenmotoren erreicht werden können.

Weitere Merkmale, Vorteile und Ausführungsbeispiele der Erfindung ergeben sich für den Fachmann aus der folgenden Beschreibung, den zugehörigen Zeichnungsseiten und den beigefügten Ansprüchen. Es zeigt

Fig. 1 eine Schnittansicht des Raketenmotors und der Düse gemäß der vorliegenden Erfindung und

Fig. 2 eine Schnittansicht der Düse entlang der Linie 2-2 der Fig. 1.

In den Figuren ist ein Raketenmotor 1 in Übereinstimmung mit den Prinzipien der vorliegenden Erfindung dargestellt. Der Raketenmotor 1 enthält im allgemeinen einen Abschnitt mit einer Brennkammer 2 und einen Abschnitt mit einer Düse 4, durch die Verbrennungsprodukte oder Gase hohen Drucks, die in der Brennkammer 2 erzeugt werden, den Raketenmotor 1 verlassen.

In Fig. 1 sind eine herkömmliche Brennkammer 2 und eine Düse 4 in einem herkömmlichen Raketengehäuse 5 positioniert und daran befestigt, wie es beim Stand der Technik bekannt ist (die Düse 4 kann beispielsweise mit dem Gehäuse 5 haftend bzw. klebend verbunden sein). Die Brennkammer 2, die eine herkömmliche Konstruktion aufweist, enthält einen becherförmigen Behälter 6 und eine energetische Mischung bzw. Treibsatz 10 sowie ein isolierendes Gehäuse 5, wie es beim Stand der Technik bekannt ist. Obwohl der Treibsatz bzw. die energetische Mischung 10 in einer Röhrenform gezeigt ist, können zum Beispiel andere herkömmliche Konfigurationen und Ausgestaltungen benutzt werden, ohne von dem Schutzbereich der vorliegenden Erfindung abzuweichen. Die Materialien, die zum Bilden des becherförmigen Behälters 6 benutzt werden, können in einem weiten Bereich verändert werden, wie einem Fachmann klar ist. Materialien, die zum Aufbauen des becherförmigen Behälters 6 benutzt werden, enthalten beispielsweise Phenole.

Gemäß den Fig. 1 und 2 enthält die Düse 4 eine äußere vorzugsweise zylindische Wand 8 und ein becherförmiges Element 12, das darin positioniert ist. Die Wand 8 grenzt an den becherförmigen Behälter 6, wie beim Stand der Technik. Das becherförmige Element 12 enthält einen vorzugsweise zylindrischen Abschnitt 14 und eine nicht perforierte Endwand bzw. eine Ablenkwand 16, die eine Mischkammer 18 bilden. Der zylindrische Abschnitt 14 ist von der äußeren Wand 8 radial nach innen beabstandet, um einen ringförmigen Strömungskanal 20 zu bilden. Der zylindrische Abschnitt 14 enthält auch viele Öffnungen 22, die eine Fluidkommunikation zwischen dem ringförmigen Kanal 20 und der Mischkammer 18 schaffen. Eine ringförmige Wand 24 erstreckt sich zwischen der äußeren Wand 8 und dem zylindrischen Abschnitt 14 an einem Ort stromab von den Öffnungen 22. Die ringförmige Wand 24 stellt sicher, daß die Verbrennungsprodukte, die in den ringförmigen Kanal 20 eintreten, nicht aus dem Motor entweichen, bevor sie in die Mischkammer 18 eintreten.

Im Betrieb reagiert die energetische Mischung 10, um Verbrennungsprodukte zu erzeugen, die ein heißes Produktgas hohen Drucks enthalten. Die Ablenkwand 16 veranlaßt das Produktgas bzw. die Verbrennungsprodukte, die allgemein mit dem Bezugszeichen 26 bezeichnet sind, in die ringförmige Kammer 20 zu fließen, von der aus die Verbrennungsprodukte durch die vielen Öffnungen 22 in die Mischkammer 18 fließen. In der Mischkammer 18 stoßen die Strahlströme, die allgemein durch die Pfeile 28 dargestellt sind, aufeinander, um ein chaotisches bzw. ungeordnetes Mischen zu verursachen, das die Verbrennungseffizienz verbessert. Die Verbrennungsprodukte strömen dann von der Mischkammer 18 durch die Austrittsebene bzw. ein offenes Ende 30 des becherförmigen Elements 12, was einen reduzierten Schub mit verstärkter Strahlungsintensität erzeugt.

Gemäß Fig. 2 ist der zylindrische Abschnitt 14 konzentrisch innerhalb der äußeren Wand 8 positioniert, und die Öffnungen 22 sind entlang des Umfangs des zylindrischen Abschnitts 14 äquidistant beabstandet. Diese Anordnung gleicht die Strahlstromenergie aus, die in die Mischkammer 18 eintritt. Als ein Ergebnis ist die Nettorichtung der Strahlen 28 null, wodurch der Schub minimiert wird.

Herkömmliche Treibmittel können in Verbindung mit der vorliegenden Erfindung benutzt werden. Typischerweise umfassen derartige Treibmittel Aluminium und ein Oxidationsmittel. Jedoch erzeugen Treibmittel, die anstelle von Aluminium Magnesium umfassen, einen breiteren Strahl und können bei einer Vielzahl von Drücken brennen, um ein Anpassen an die Strahlungskennung und die Flugparameter des Luftfahrzeugs zu ermöglichen, für dessen Schutz die Anlockvorrichtung entwickelt ist. Demgemäß können Treibmittel, die Magnesium aufweisen, bevorzugt sein. Es ist jedoch klar, daß die bestimmte Treibmittelzusammensetzung basierend auf der Intensität, der Wellenlänge und der räumlichen Verteilung der durch den Abgasstrahl des bestimmten Luftfahrzeugs erzeugten Strahlung ausgewählt wird, an das die Anlockvorrichtung genau angepaßt werden soll.

Die Größen und Materialien, die zum Bilden der Düse benutzt werden, können in einem weiten Bereich variieren, wie einem Fachmann klar ist. Die Materialien, die zum Aufbauen der Düse benutzt werden, können beispielsweise Graphite und verstärkte Phenole enthalten. Die genaue Anzahl, die Größe und die Anordnung der Öffnungen sowie die Dimensionen der ringförmigen Kammer und der Mischkammer werden gemäß der Massenflußrate bestimmt, die aus der Düse austreten soll. Jene Massenflußrate sollte die gewünschten Flugparameter und die Strahlungskennung des Luftfahrzeugs bieten, für dessen Schutz die Anlockvorrichtung entwickelt wird. Die Fließbereiche werden optimiert, wie bei dem Stand der Technik üblich. In allen Fällen müssen jedoch die Querschnittsbereiche der ringförmigen Kammer und der Mischkammer jeweils größer als der gesamte Öffnungen-Fließbereich sein.

Zusätzlich können die Öffnungen mit ihren Mittelachsen rechtwinklig zu der Mittellinie der Düse ausgerichtet sein, wie in Fig. 1 dargestellt, oder sie können etwas nach hinten bis zu etwa 10 Grad schräg sein.

Nur beispielhaft für einen bevorzugten Aufbau des Raketenmotors wird das folgende Beispiel erläutert. Dieses Beispiel soll nur veranschaulichen und nicht den Schutzbereich dieser Erfindung beschränken.

Beispiel 1

Der getestete Raketenmotor dieser Erfindung wurde aus Graphit aufgebaut. Vier gleich beabstandete Strahlöffnungen mit einem Durchmesser von 0,635 cm wurden benutzt. Die Querschnittsfläche der ringförmigen Kammer und der Ausgangsebene des becherförmigen Elements waren 7- bzw. 12mal größer als die gesamte Fläche der Strahlöffnungen. Das Verhältnis der Länge zum Durchmesser der Mischkammer (L/D) war 0,55. Insbesondere betrug die Mischkammerlänge etwa 2,54 cm und ihr Durchmesser betrug etwa 4,572 cm. Die axiale Länge der Düse betrug etwa 3,81 cm. Die Düse war axial von dem Treibmittel etwa 1,27 cm beabstandet. Die Brennkammer hatte einen inneren Durchmesser von etwa 7,62 cm. Das Treibmittel war im Aufbau röhrenförmig mit einer Wanddicke von etwa 2,54 cm und einer Länge von etwa 16,51 cm. Das Treibmittel, das benutzt wurde, wies etwa 40 Gew.-% Magnesium, etwa 40 Gew.-% Ammoniumperchlorat und etwa 20 Gew.-% Kohlenwasserstoff-Binder auf, um das Magnesium- und das Ammoniumperchloratpulver miteinander zu verbinden. Es wurde herausgefunden, daß der Schub, der durch diesen Raketenmotor geliefert wurde, etwa 1/2 des minimalen Werts war, der mit einem herkömmlichen Raketenmotor erreicht werden konnte. Messungen zeigten auch an, daß die Abgasstrahlintensität außerordentlich hoch war.

Claims (6)

1. Raketenmotor für eine Anlockvorrichtung, bestehend aus einem Gehäuse (5) mit einer annähernd zylindrischen Wand (6, 8),
einem in dem Gehäuse (5) stromaufwärts angeordneten Treibsatz (10), und
einem stromabwärts von dem Treibsatz (10) in dem Gehäuse (5) angeordneten becherförmigen Element (12), dem Treibgase (26) zuleitbar sind,
wobei das becherförmige Element (12) eine zylindrische Wand (14) und stromaufwärts einen geschlossenen Boden (16) aufweist und stromabwärts gegen die Atmosphäre geöffnet (30) ist,
wobei die zylindrische Wand (14) des becherförmigen Elements (12) mit der Wand (6, 8) des Gehäuses (5) einen axialen ringförmigen und stromaufseitig geschlossenen Strömungskanal (20) bildet, und
wobei die zylindrische Wand (14) des becherförmigen Elements (12) umfangsseitige Öffnungen (22) für den Austritt der Treibgase (26) aus dem Strömungskanal (20) in das Innere des becherförmigen Elements (12) und in die Atmosphäre aufweist.

2. Raketenmotor nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittelachsen der Öffnungen (22) zu der Mittelachse des becherförmigen Elements (12) gerichtet sind.

3. Raketenmotor nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Öffnungen (22) äquidistant voneinander beabstandet sind.

4. Raketenmotor nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittelachsen der Öffnungen (22) in einer Ebene liegen.

5. Raketenmotor nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Düse (4) eine Wand (24) aufweist, die sich zwischen der ersten Wand (8) und der zweiten Wand (14) erstreckt und stromabwärts von den Öffnungen (22) angeordnet ist.

6. Raketenmotor nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Querschnittsfläche des Strömungskanals (20) und die des offenen Endes (30) des becherförmigen Elements (12) jeweils größer sind als die Gesamtfläche der Öffnungen (22).