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Diese
Erfindung bezieht sich auf Festtreibstoff-Brenneinrichtungen und
Ventilen hierfür.
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Es
ist bekannt, daß die
Verbrennung de Treibstoffs in einer Festtreibstoff-Brenneinrichtung, beispielsweise
einem Raketenmotor, durch schnelle Druckentlastung des Druckbehälters beendigt
werden kann, in dem diese Verbrennung stattfindet. Dies kann wiederum
zur wahlweisen Steuerung der Schubdauer des Raketenmotors durch
entsprechende Zeitsteuerung der Druckentlastung ausgenützt werden,
die typischerweise durch Ausschießen eines eine Wandöffnung des
Druckgefäßes verschließenden Stopfens
erfolgt.
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Bei
gewissen Anwendungsfällen
ist es jedoch wünschenswert,
eine Rakete mit zwei Schubstufen auszustatten, wozu es bisher erforderlich
war, zwei gesonderte Raketenmotoren vorzusehen, die jeweils gesondert
gezündet
werden können,
wenn der entsprechende Schub benötigt
wird. Die Dauer und die Größe des Schubs
in jeder Schubstufe, d.h. das Schubprofil, wird normalerweise durch
Bauart, Größe und Konfiguration
der in jeder Schubstufe eingesetzten Festtreibstoffladung bestimmt,
wie auf dem Fachgebiet allgemein bekannt ist
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Der
vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Festtreibstoff-Brenneinrichtung
zu schaffen, die in der Lage ist, zwei Brennphasen aus einem einzigen
Treibstoffladungssystem zu ermöglichen.
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Gemäß der vorliegenden
Erfindung weist eine Festtreibstoff Brenneinrichtung einen Druckbehälter, eine
Festtreibstoff- ladung innerhalb des Druckbehälters zur Erzeugung von Schub-
gasen während
der Verbrennung, und ein Brennschlußventil auf, das in einer Öffnung zwischen
dem Inneren und dem Äußeren des
Druckbehälters
angeordnet ist, wobei das Ventil auf Befehl im Sinne einer Beendigung
einer ersten Brennphase der Treibstoffladung durch Bewirken einer
schnellen Druckentlastung des Inneren des Druckbehälters durch
Ablassen von Verbrennungsgasen durch diese Öffnung betätigbar ist, und auf weiteren
Befehl im Sinne eines Wiederverschließens der Öffnung vor dem Wiederzünden der Treibstoffladung
zur Durchführung
einer zweiten Brennphase betätigbar
ist.
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Vorzugsweise
ist das Brennschlußventil auch
auf Befehl im Sinne einer Bewirkung einer schnellen Druckentlastung
des Inneren des Druckbehälters
während
der zweiten Brennphase betätigbar, um
so die Erzeugung einer ersten und einer zweiten Schubphase des Raketenmotors
mit jeweils variabler Dauer zu ermöglichen.
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Um
eine solche Beendigung der zweiten Brennphase zu bewirken, kann
das Brennschlußventil
in der Öffnung
freigebbar durch Haltemittel gehalten werden, die auf Befehl betätigbar sind,
um die Freigabe des Ventils aus der Öffnung und dadurch eine schnelle
Druckentlastung des Inneren des Druckbehälters während der zweiten Brennphase
zu bewirken.
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Gemäß einer
ersten Ausführungsform
weist das Brennschlußventil
eine die Öffnung
umgebende Ventilkonstruktion und erste und zweite Ventilelemente
auf, die auf der Niederdruckseite bzw. der Hochdruckseite der Öffnung angeordnet
sind, und das Ventil weist Mittel zum lösbaren Halten des ersten Ventil-
elements in dichtendem Zusammenwirken mit der Ventilkonstruktion
durch welche das Ventil von seiner Niederdruckseite her während der
ersten Brennphase geschlossen gehalten wird, auf Befehl zum Freigeben
der Haltemittel betätigbare
Ventil- öffnungsmittel,
durch welche das Trennen des ersten Ventil- elements von der Ventilkonstruktion
bewirkt wird, um dadurch das Ventil zur Beendigung der ersten Brennphase
durch schnelle Druckentlastung der Verbrennungsgase durch diese Öffnung zu öffnen, und
Ventilschließmittel
auf, die auf Befehl zum Herbeiführen
eines dichtenden Zusammenwirkens des zweiten Ventilelements mit
der Ventilkonstruktion von der Hochdruckseite her betätigbar sind,
um dadurch das Ventil vor der Wiederzündung der Treibstoffladung
für die
zweite Brennphase zu schließen.
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Die
Anordnung des ersten Ventilelements auf der Niederdruckseite der Öffnung hat
den Vorteil, daß das Öffnen des
Ventils bei Betätigung
der Ventilöffnungsmittel
von dem Hochdruckgas innerhalb des Druckbehälters unterstützt wird.
Des weiteren stellt die Anordnung des zweiten Ventilelements auf
der Hochdruckseite der Öffnung,
d.h. innerhalb des Druckbehälters,
sicher, daß dieses
Ventilelement keiner zu Schäden
führenden
Kondensation ausgesetzt ist, weil es sich innerhalb einer Hochtemperaturumgebung
befindet, wo es auch von den korrosiven Wirkungen von bei Beendigung
der ersten Brennphase durch die Öffnung
austretenden Verbrennungsgasen isoliert werden kann.
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Vorzugsweise
arbeiten die Ventilschließmittel
so, daß sie
gleichzeitig das erste Ventilelement und das zweite Ventilelement
auf beiden Seiten der Ventilkonstruktion mit dieser in Zusammenwirkung bringen,
und dies kann durch Anbringen des ersten und zweiten Ventilelements
auf einer gemeinsamen Stange erfolgen, so daß sie bei Betätigung der
Ventilschließmittel
axial mit Bezug auf diese Stange zueinanderhin bewegt werden, wodurch
die Ventilkonstruktion fest zwischen den beiden Ventilelementen eingespannt
wird. Auf diese Weise kann eine wirksamere Abdichtung erreicht werden.
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Gemäß einer
zweiten Ausführungsform weist
das Brennschlußventil
eine die Öffnung
umschließende
Ventilkkonstruktion, ein Ventilelement, Haltemittel zum freigebbaren
Halten des Ventilelements in dichtendem Zusammenwirken mit der Ventilkonstruktion,
um das Ventil während
der ersten Brennphase ge- schlossen zu halten, auf Befehl im Sinne
der Freigabe der Haltemittel betätigbare
Ventilöffnungsmittel,
um das Ventil- element sich von der Ventilkonstruktion lösen zu lassen
und so das Ventil für
eine schnelle Druckentlastung des Inneren des Druckbehälters durch
diese Öffnung
zu öffnen,
und Ventilschließmittel
auf, die auf einen nachfolgenden Befehl zum Bewirken eines dichtenden
Zusammenwirkens des Ventilelements mit der Ventilkonstruktion betätigbar sind,
um dadurch das Ventil vor der Wiederzündung der Treibstoffladung
für die
zweite Brennphase zu schließen.
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Ausführungsbeispiele
der Erfindung werden nachstehend mit Be- zug auf die anliegenden
Zeichnungen beschrieben, in welchen zeigen:
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1 eine
schematische Seitenansicht eines Raketensystems mit einem Festtreibstoff-Raketenmotor
gemäß der vorliegenden
Erfindung, der zur Erzeugung seitlicher Schubimpulse variabler Dauer zum
Steuern der Rakete im Flug konfiguriert ist,
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2 eine
teilgeschnittene schematische Seitenansicht eines Raketensystems
mit einem Raketenmotor nach der vorliegenden Erfindung, der zur Erzeugung
des Hauptschubs für
die Rakete in zwei Schubstufen mit jeweils variabler Schubdauer
konfiguriert ist,
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3 eine
schematische Draufsicht auf ein Brennschlußventil für einen Raketenmotor gemäß der vorliegenden
Erfindung, von außerhalb
des Raketenmotors gesehen,
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4 eine
Schnittansicht des Ventils längs der
Linie 4-4 in 3,
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die 5 bis 8 schematische
Seitenansichten des Ventils in verschiedenen Betriebsstellungen,
und
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die 9 bis 11 in
geschnittener Darstellung verschiedene Betriebsstellungen einer
modifizierten Ausführungsform
des Brennschlußventils
für einen
Raketenmotor nach der vorliegenden Erfindung.
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Um
nun auf die Zeichnungen Bezug zu nehmen, die 1 und 2 zeigen
zwei Anwendungen der vorliegenden Erfindung in unterschiedlichen
Konfigurationen von Raketensystemen, bei welchen entsprechende Bauteile
mit gleichen Bezugszeichen versehen sind. In 1 weist
die Rakete einen Gefechtskopf- und Lenkabschnitt 1, einen
ersten Festtreibstoff-Raketenmotor 2 zur Erzeugung des
Hauptschubs für
das Raketensystems über
eine Mehrzahl von abgeschrägten,
seitwärts
ausmündenden
Düsen 3,
und einen zweiten kleineren Festtreibstoff-Raketenmotor 4 gemäß der Erfindung
auf, der mit seitwärts
ausmündenden
Düsen 5 versehen
ist, um seitlichen Schub zum Ausführen starker Schwenkmanöver zu erzeugen,
die nicht ohne weiteres mittels der Flossen 6 bzw. 7 bewerkstelligt
werden können.
Der Raketenmotor 4 weist einen zylindrischen Druckbehälter 10 auf,
der ein Festtreibstoffladungssystem mit einer ersten zylindrischen
Ladung 9a und einer zweiten ringförmigen Ladung 9b enthält, deren
mittiger Kanal im Betrieb den Austritt unter Druck stehender Verbrennungsgase
ermöglicht,
wenn ein Brennschlußventil 8 geöffnet wird.
Die beiden Ladungen 9a, 9b sind axial voneinander
getrennt, um einen Kanal herzustellen, durch welchen Schubgase durch die
seitwärts
ausmündenden
Düsen 5 austreten
können,
und in dem zwei Zünder 9c und 9d angeordnet sind,
jeweils einer zum Zünden
jeder der Brennphasen des Raketenmotors. Bei dieser Konfiguration
ist das Brennschlußventil 8 in
der hinteren Stirnwand 18 des Druckbehälters 10 angeordnet.
Die Konstruktion und Wirkungsweise den Ventils 8 wird nachstehend mehr
im einzelnen be schrieben.
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In 2 weist
das Raketensystem einen Gefechtskopf- und Lenkabschnitt 1 und
einen Festtreibstoff-Hauptschubraketen motor 11 auf, der
Schub durch eine Schubdüse 12 in
seiner hinteren Stirnwand erzeugt. Der Raketenmotor 11 weist
einen zylindrischen Druckbehälter 15 mit
einer hohlzylindrischen Treibstoffladung 14 auf, der einen
mittigen Kanal herstellt, durch welchen Verbrennungsgase durch die
Schubdüse 12 austreten
können.
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Der
Raketenmotor 11 weist gemäß der vorliegenden Erfindung
ein Brennschlußventil 8 auf,
um den Raketenmotor 11 mit der Möglichkeit auszustatten, zwei
Schubphasen variabler Dauer zu erzeugen, und bei dieser Konfiguration
ist das Ventil 8 in der vorderen Stirnwand 18 des
Druckbehälters 15 des Raketenmotors
angeordnet. Die Richtungsteuerung der Rakete erfolgt über die
Flossen 6 bzw. 7 in herkömmlicher Weise. Zwei Zünder 14a, 14b,
die auf einem Teil des Brennschlußventils 8 innerhalb
des hohlen mittigen Kanals der Treibstoffladung 14 angebracht
dargestellt sind, dienen zum Zünden
der beiden Brennphasen des Raketenmotors.
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In
vieler Hinsicht sind die Raketenmotoren 4 und 11 von
her kömmlicher
Konstruktion, indem sie jeweils einen Druckbehälter 10, 15 aufweisen,
in welchem die Verbrennung einer Treibstoffladung stattfindet, um
die Schubgase zu erzeugen, wobei die Konfiguration und Art der Treibstoffladung
in bekannter Weise im Hinblick auf den individuellen Einsatzfall entsprechend
angepaßt
sind. Raketenmotoren nach der vorliegenden Erfindung sind jedoch
mit zwei gesonderten Zündern
ausgestattet, die jeweils wiederum von herkömmlicher Bauart sein können, um
das Treibstoffladungssystem zweimal zünden zu können, nämlich jeweils einmal in jeder
Schubphase.
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Die
Konstruktion und Wirkungsweise des Ventils 8 in den 1 und 2 wird
nachstehend mit Bezug auf die 3 bis 8 mehr
im einzelnen beschrieben.
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Wie
aus den 3 und 4 ersichtlich
ist, weist das Ventil eine ringförmige
Platte 16 auf, die den Rand einer kreisförmigen Öffnung 17 in
der Wand 18 des Druckbehälters des Raketenmotors umschließt und überlappt.
Im Falle der Raketenkonfiguration nach 1 befindet
sich diese Wand in der hinteren Stirnwand des Raketenmotordruckbehälters, während sie
sich bei der Konfiguration nach 2 in der
vorderen Stirnwand des Raketenmotordruckbehälters befindet.
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Die
ringförmige
Platte 16 ist lösbar
an der Außenseite
der Wand 18 des Druckbehälters mittels dreier mit gleichen
Ab- ständen
angeordneter Sprengbolzen 20 befestigt, die dafür ausgebildet sind,
auf Befehl durch einen elektrischen Impuls gleichzeitig detoniert
zu werden, um so die Freigabe des Ventils von der Wand 18 des
Raketenmotorgehäuses
zu ermöglichen.
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Das
Ventil weist außerdem
eine Primär-
und eine Sekundärverschlußplatte 24 bzw. 25 auf,
die beide auf einer gemeinsamen Ventilstange 26 montiert
sind. Die Sekundärventilplatte 25 ist
dauerhaft an einem Ende der Stange 26 im Inneren des Raketenmotorgehäuses, also
auf der Hochdruckseite der Wand 18, befestigt. Die Primärventilplatte 24 ist
außerhalb
des Raketenmotorgehäuses
mit entlang der Stange 26 axialem Abstand von der Sekundärventilplatte 25 angeordnet
und mittels eines sprengbetätigten
Teleskopstößels 30 mit
der Stange 26 verbunden.
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Der
Teleskopstößel 30 dient
zum starren Verbinden der Primärventilplatte 24 mit
der Stange 26 in einer ersten Position, wie sie in 3 dargestellt
ist, kann aber durch einen elektrischen Befehlsimpuls betätigt werden,
der eine kleine Sprengladung detoniert, um die Primärventilplatte 24 pneumatisch
entlang der Stange 26 in Richtung auf die Sekundärventilplatte 25 zu
treiben und sie relativ zur Stange in einer zweiten Position zu
arretieren, in welcher die beiden Ventilplatten 24, 25 an
beiden Seiten des Randes der ringförmigen Platte 16 anliegen
und diese zwischen sich aufnehmen, wie unten noch mehr im einzelnen
beschrieben wird.
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Der
innere Rand der Öffnung 21 in
der Ringplatte 16 ist auf seiner dem Raketenmotorgehäuse zugewandten
Seite kegelförmig
ausgebildet, um einen Ventilsitz 22 zu schaffen, der für das Zusammenwirken
mit dem kegeligen äußeren Rand 23 der
Sekundärventilplatte 25 gestaltet
ist, der im Betrieb daran anliegt.
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Die
Primärventilplatte 24 ist
an der Außenseite
der Ringplatte 16 bajonettartig lösbar mittels vier mit gleichen
Abständen
angeordneter Laschen 33 verbunden, die an der Außenfläche der
Platte 16 abstehen und, wie in 3 gezeigt
ist, hinter die Außenfläche von
vier entsprechend beabstandeten Vorsprüngen 34 auf dem Rand
der Primärventilplatte 24 greifen.
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Die
Primärventilplatte 24 ist
in der in 3 gezeigten Schließposition,
in welcher die Laschen 33 hinter die Vorsprünge 34 greifen,
mittels eines (nicht dargestellten) Scherstifts lösbar gehalten.
Die Freigabe der Primärventilplatte 24 aus
dieser Position wird mittels eines Betätigungskolbens 40 bewerkstelligt,
dessen Kolbenkörper
an der Ringplatte 16 befestigt ist und dessen Kolbenstange 42 tangential
mit der Primärventilplatte 24 verbunden
ist. Der Betätigungskolben 40 ist
durch einen elektrischen Befehlsimpuls betätigbar, der eine kleine Sprengladung
detoniert, welche die Kolbenstange 42 nach außen treibt
und dadurch die Primärventilplatte 24 in
eine Position dreht, in welcher die Vorsprünge 34 aus der Überdeckung
mit den Laschen 33 gelöst
sind, so daß die
Primärventilplatte 24 von
der Ringplatte 16 entriegelt ist.
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Die
Ringplatte 16 ist außerdem
an ihrer Außenseite
mit einer Gruppe von drei nach außen vorstehenden Armen 35 versehen,
die mit gleichen Abständen
um die Öffnung 21 herum
angeordnet sind und deren freie Enden mit Bezug auf die Öffnung 21 in
Form eines Käfigs
radial einwärts
vorspringen, um die Bewegung der Primärventilplatte 24 nach
ihrer Entriegelung von der Ringplatte 16 zu begrenzen.
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Zweckmäßigerweise
kann jede der sprengbetätigten
Einrichtungen, d.h. die Sprengbolzen 20, der Teleskopstößel 30 und
der Betätigungskolben 40 von
einer gemeinsamen elektrischen Energiequelle betätigt werden, die auch die Zündimpulse
für die Treibstoffzünder 9c, 9d, 14a, 14b jeweils
unter der Steuerung einer im Lenkkopf 1 der Rakete angeordneten
Steuerschaltung erzeugen kann.
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Die
Arbeitsweise des Ventils bei der Schaffung von zwei Schubphasen
mit variabler Dauer aus einer einzigen Treib- stoffladung wird nunmehr
mit Bezug auf die 5 bis 8 mehr im
einzelnen beschrieben. Die schematischen Zeichnungen dieser Figuren
sind stark vereinfacht, indem unnötige Einzelheiten weggelassen
sind, um das Arbeitsprinzip deutlicher darzustellen.
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Wie
in 5 gezeigt ist, ist das Ventil geschlossen, wobei
die Primärventilplatte 24 in
ihrer Position über
der Ventilöffnung
auf der äußeren Niederdruckseite
der Ringplatte 16 mittels des lösbaren Bajonettmechanismus 33, 34 befestigt
ist, der oben mit Bezug auf die 3 und 4 beschrieben
wurde. In dieser Position ist das Ventil gegen den Austritt von
Hochdruckschubgasen vom Augenblick der Zündung der Treibstoffladung
des Raketenmotors unter Verwendung des Zünders 9c, 14b an
und während der
nachfolgenden Verbrennung während
der ersten Schubphase geschlossen. Diese Schubphase wird auf Befehl
durch schnelle Druckentlastung des Raketenmotordruckbehälters beendigt,
was durch Auslösen
des Sprengbetätigungskolbens 40 erfolgt.
Dies bewirkt eine Drehung der Primärventilplatte 24 in ausreichendem
Maße,
um die Vorsprünge 34 aus dem
Eingriff mit den Laschen 33 zu lösen.
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Unter
dem Druck der im Druckbehälter
befindlichen Schubgase wird die aus den beiden starr mit der Ventilstange 26 verbundenen
Ventilplatten 24 und 25 bestehende Anordnung nach
auswärts
in die in 6 dargestellte Postion getrieben,
in welcher die Ventilplatte 24 durch den Käfig arretiert
wird, der von den wegragenden Armen 35 gebildet ist. In
dieser Position ist das Ventil geöffnet und ermöglicht eine
schnelle Freisetzung und folglich Druckentlastung der Schubgase
inner halb der Brennkammer, was wiederum das Auslöschen der
Treibstoffladung verursacht, so daß die erste Schubphase des
Raketenmotors beendigt wird.
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Um
für ein
schnelles Auslöschen
der Treibstoffladung wirksam zu sein, muß die von dem Ventil hergestellte Öffnung zum
Austritt der Verbrennungsgase mindestens 6 bis 10 mal größer als
die Öffnung der
Schubdüse(n) 5, 12 sein.
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Das
Wiederzünden
der Treibstoffladung durch Zünden
eines zweiten Zünders 9d, 14b innerhalb
des Raketenmotordruckbehälters
zum Erzeugen einer zweiten Schubphase kann nur bewirkt werden, wenn
das Ventil geschlossen ist. Dies erfolgt durch Betätigung des
Teleskopstößels 30 mittels
eines elektrischen Befehlsimpulses. Der Stößel 30 treibt die
Primärventilplatte 24 entlang
der Stange zur Sekundärventilplatte 25 hin
und bewirkt, daß die
beiden Ventilplatten 24, 25 das Ventil durch Einspannen des
Innenrandes der Platte 16 zwischen sich wieder verschließen, wobei
der kegelige Rand 23 der Sekundärventilplatte 25 formschlüssig und
dichtend in dem Ventilsitz 22 sitzt, der, wie in 7 gezeigt
ist, in der Ringplatte 16 gebildet ist. Die Primärventilplatte 24 wird
in dieser Position von dem Teleskopstößel 30 starr mit der
Stange 26 verriegelt, worauf die zweite Schubphase durch
Wiederzünden
der Treibstoffladung unter Verwendung des zweiten Zünders eingeleitet
werden kann, wie oben beschrieben ist.
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Wenn
anschließend
die Beendigung der zweiten Schubphase auf Befehl (in vielen Anwendungsfällen ist
dies unnötig)
gewünscht
wird, wird der Raketenmotordruckbehälter wiederum druckentlastet,
um die Treibstoffladung auszulöschen,
indem die Sprengbolzen 20 betätigt werden, die das Ventil
an der Wand 18 des Raketenmotordruckbehälters befestigen, wodurch das
Abwerfen des Ventils von der Öffnung
durch die Hochdruckschubgase erfolgt, die dann entweichen.
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Die 9 bis 11 zeigen
verschiedene Betriebszustände
einer weiteren Ausführungsform der
Erfindung, bei welcher das Brennschlußventil eine etwa ringförmige Ventilhülse 50 aufweist,
die an der Wand 51 des Druckbehälters des Raketen- motors um
eine darin gebildete kreisrunde Öffnung
52 herum angeschraubt ist. Der vom Druckbehälter entfernte Rand der ringförmigen Ventilhülse 50 ist
mit zwei Ventilsitzen 54, 55 versehen. Der erste
bzw. Primärventilsitz 54 hat
die Form eines Silikongummi-O-Rings, der in einer radial einwärts ausmündenden
Ringnut sitzt, und der zweite bzw. Sekundärventilsitz 55 weist
einen ringförmigen
Silikongummi-U-Ring auf, der tief in einer axial auswärts ausmündenden
Nut sitzt, um ihn austretenden Verbrennungsgasen weniger auszusetzen.
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Auf
der Ventilhülse 50 ist
ein diese im wesentlichen umschließendes becherförmiges Ventilgehäuse 58 starr
montiert, in welchem ein Ventilorgan 60 beherbergt ist,
das nach Art eines Kolbens axial innerhalb des Gehäuses 58 verschiebbar
ist.
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Das
Ventilorgan 60 weist einen etwa zlyindrischen Ventilkolben 61 auf,
der mit einer entsprechenden inneren und äußeren Dichtfläche 62, 63 ausgebildet
ist, die für
ein dichtende Zusammenwirken mit dem Primärventilsitz bzw. dem Sekundärventilsitz 54, 55 an
der Ventilhülse 50 ausgebildet
sind, wenn das Ventilorgan sich in der Schließposition befindet, wie in 9 dargestellt
ist. In dieser Position dient der Ventilkolben 61 zum Verschluß der Öffnung 52 und zum
Verhindern des Entweichens von Verbrennungsgasen durch seitliche
Auslaßöffnungen 64,
die in der Wand des Ventilgehäuses 58 gebildet
sind.
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Das
Ventilorgan 60 wird in dieser geschlossenen Position durch
eine hutförmige
Deckelplatte 65 gehalten, die über einer Öffnung in der Stirnwand des
Ventilgehäuses 58 angeschraubt
ist, durch welche ein Ende einer Stange 67 verläuft und
an der Deckelplatte 65 anstößt. Die Deckelplatte 56 ist
mit einer linienförmigen
Schersprengladung 68 versehen (wie sie beispielsweise unter
der Bezeichnung "Blade" verkauft wird, wobei
es sich um ein eingetragenes Warenzeichen von Royal Ordnance plc
handelt), die bei Detonation das Abtrenen des Oberteils der Deckelplatte 65 bewirkt,
um dadurch die Stange 67 freizugeben und zu ermöglichen,
daß der
Kammerdruck innerhalb des Druckbehälters das Ventilorgan 60 in
die in 10 dargestellte geöffnete Position treibt.
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Das
andere Ende der Stange 67 ist mit einem becherförmigen Kolben 69 versehen,
der innerhalb einer zylindrischen Aussperung 70 im Ventilkolben 61 verschiebbar
ist, wobei der becherförmige Kolben 69 und
die Aussparung 70 zwischen sich eine Expansionskammer 71 bilden,
die eine kleine pyrotechnische Ladung 72 enthält.
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Der
innere Rand des offenen Endes der Aussparung 70 ist mit
einem federbelasteten Arretierungsring 74 versehen. Dieser
ist so ausgelegt, daß er,
nachdem die pyrotechnische Ladung 72 zur Druckbeaufschlagung
der Expansionskammer 71 betätigt worden ist, wodurch der
Kolben 69 und der Ventilkolben 61 sich auseinander
in die 11 dargestellte Position bewegen,
in eine entsprechende, in der Außenfläche des freien Endes des becherförmigen Kolbens 69 gebidlete
Nut 75 eingreift. In diesem Zusammenhang ist die Außenfläche des
becherförmigen
Zylinders 69 konisch ausgebildet, um diese Funktion zu
erleichtern.
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Nunmehr
wird die Wirkungsweise des oben mit Bezug auf die 9 bis 11 beschriebenen Brennschlußventils
bei der Schaffung zweier Schubphasen aus einer einzigen Treibstoffladung
beschrieben. Wie in 9 dargestellt ist, ist das Ventil
ursprünglich
geschlossen, wobei die inneren und äußeren Dichtflächen 62, 63 des
Ventilkolbens 61 durch die Wirkung der Deckelplatte 56 auf
die Stange 67 und den Kolben 69 in dichtender
Anlage mit der Primärventildichtung 54 und
der Sekundärventildichtung 55 gehalten
werden. In diesem Zustand dient das Ventil zum Verschließen der Öffnung 52 in
der Wand 51 des Raketenmotordruckbehälters, so daß die erste Schubphase
nach dem Zünden
der Treibstoffladung stattfinden kann.
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Während dieser
Phase dient die Primär-
bzw. innere Dich- tung 54, 62 zum Schutz der Sekundär- bzw. äußeren Dichtung 55, 63 vor
einer Berührung mit
heißen
Verbrennungsgasen innerhalb des Druckbehälters des Raketenmotors.
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Diese
erste Schubphase kann dann auf Befehl durch Detonation der linearen
Scherladung 68 auf der hutförmigen Deckel- platte 65 beendigt
werden. Dies dient zum Abtrennen des oberen Teils der Platte 65,
wodurch die Stange 67 freigegeben wird. Infolgedessen wird
das gesamte Ventilorgan 60 mit dem Ventilkolben 61,
der Stange 67 und dem becherförmigen Kolben 69 unter
dem Druck der Verbrennungsgase innerhalb des Raketenmotordurckbehälters 51 aus
der geschlossenen Position in 9 in die
offene Position nach 10 gedrängt. Die Verschiebung des Ventilorgans 60 in
diese Position wird durch ein Druckentlastungsnadelventil 80 in
der Wand des Ventilgehäuses 59 gedämpft.
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In
dieser Position liegt der Ventilkolben 61 an der Stirnwand
des Gehäuses 58 an
und öffnet
dadurch die seitlichen Entlüfteöffnungen 64 für den Austritt
der Verbrennungsgase innerhalb des Raketenmotordruckbehälters, wodurch
eine schnelle Druckentladung derselben stattfindet. Dies beendigt
dadurch die erste Brennphase. Um die zweite Brennphase einzuleiten,
ist es notwendig, die Öffnung 52 vor
der Wiederzündung
der Treibstoffladung wieder zu verschließen. Dies erfolgt durch Zünden der
pyrotechnischen Ladung 72, die eine schnelle Druckbeaufschlagung
der Expansionskammer 71 bewirkt, wodurch der Ventilkolben 61 teleskopartig
von dem becherförmigen
Kolben 69 weg bewegt wird, bis der Arretierungsring 74 im
Rand der Aussparung 70 in die Nut 75 im freien
Ende des Kolbens 69 eingreift. Dadurch werden die beiden
Teile fest in der in 11 dargestellten Position miteinander
verriegelt.
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In
dieser Position ist das Ventil wieder durch Anlage der Primär- und Sekundärdichtflächen 62, 63 des
Ventilkolbens 61 mit dem entsprechenden inneren und äußeren Ventilsitz 54, 55 der
Ventilhülse 50 geschlossen.
Die Sekundärdichtung
stellt eine vollständige
Abdichtung in dem Fall sicher, daß Elemente der Primär- bzw.
inneren Dichtung 54, 62 durch Austritt heißer Verbrennungsgase
während
oder bei Beendigung der ersten Schubphase zerstört worden sind.
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Wenn
es danach gewünscht
wird, die zweite Brennphase zu beendigen, bevor die Treibstoffladung
ausgebrannt ist, kann das gesamte Ventil wie im zuvor mit Bezug
auf die 3 bis 8 beschriebenen
Ausführungsbeispiel
durch Verwendung von Sprengbolzen abgeworfen werden, welche die
Ventilhülse 50 an
der Druckbehälterwand
befestigen.