EP4644827A1 - Luft- und raumfahrtgerät mit einer einen trennmechanismus aufweisenden treibstufenverbindung und verfahren zur kontrollierten trennung von treibstufen eines luft- und raumfahrtgeräts - Google Patents

Luft- und raumfahrtgerät mit einer einen trennmechanismus aufweisenden treibstufenverbindung und verfahren zur kontrollierten trennung von treibstufen eines luft- und raumfahrtgeräts

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Publication number
EP4644827A1
EP4644827A1 EP25161962.3A EP25161962A EP4644827A1 EP 4644827 A1 EP4644827 A1 EP 4644827A1 EP 25161962 A EP25161962 A EP 25161962A EP 4644827 A1 EP4644827 A1 EP 4644827A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
propulsion
clamping
stages
separation
stage
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP25161962.3A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Alexander KRENIK
Christoph POPPEL
Christian DOBRINSKI
Jakob Breiner
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
MBDA Deutschland GmbH
Original Assignee
MBDA Deutschland GmbH
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Filing date
Publication date
Application filed by MBDA Deutschland GmbH filed Critical MBDA Deutschland GmbH
Publication of EP4644827A1 publication Critical patent/EP4644827A1/de
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/36—Means for interconnecting rocket-motor and body section; Multi-stage connectors; Disconnecting means

Definitions

  • the present invention relates to an aerospace device with a propulsion stage connection and a method for controlled separation of propulsion stages of an aerospace device.
  • Aerospace vehicles such as rockets or launch vehicles, typically have multiple propulsion stages that are ignited sequentially to generate thrust and acceleration. Before the next stage ignites, the previously spent stage must usually be separated. Active stage separation mechanisms are known for this purpose. These mechanisms use pyrotechnic elements to cause a controlled explosion of the components connecting the propulsion stages, such as clamping rings, to detach them from the unit. The propulsion stages then separate completely due to the axial thrust from the engine of the next stage or from auxiliary thrusters attached to the stages. Active separation mechanisms, such as the pyrotechnic elements described above, increase the complexity of the control system, the weight, and the cost of the aerospace vehicle.
  • the present problem is solved by an aerospace device with a propulsion stage connection having the features of claim 1 and by a method for controlled separation of a propulsion stage connection of an aerospace device having the features of claim 10.
  • an aerospace device is provided with a drive stage connection featuring a passive release mechanism.
  • This connection comprises a first lower drive stage and at least one second, upper drive stage connected to the first, wherein the release mechanism includes at least one controllably detachable connecting element.
  • the connecting element is arranged on the circumference of mutually facing end regions of the drive stages and is held by a circumferential clamping element.
  • the clamping element has at least one form-fit or force-fit structural connection and/or a predetermined breaking point that fails under a defined overload.
  • a pin or plug connection connecting the ends of the clamping element can be considered, for example, as a material-fit or force-fit structural connection.
  • a method for the controlled separation of a drive stage connection in an aerospace device according to the invention is provided.
  • the present invention aims to enable a passive and purely mechanical controlled separation of the propulsion stages of an aerospace aircraft without the use of additional active separation triggers, such as pyrotechnic or electronically controlled release mechanisms, in the propulsion stage connection or any connecting element provided therein.
  • the separation is achieved mechanically by utilizing the pressure of the gas mass flow generated when a pyrotechnic gas source is ignited in the engine of the continuing, i.e., preferably upper, propulsion stage of the aerospace aircraft.
  • the gas pressure is used by means of pressure control within the propulsion stage to induce structural failure of the clamping element and the subsequent separation of the connecting elements.
  • the elimination of active release mechanisms is particularly advantageous because the separation of the propulsion stages is passive and, through appropriate design of the connecting and clamping element, enables a safe and controlled separation of the propulsion stages.
  • the separation mechanism is intended to be cost-effective.
  • the connecting element is designed as a segmented clamping ring, preferably comprising two or more clamping ring segments. These clamping ring segments are arranged on the circumference of the mutually facing end regions of the drive stages and overlap, at least partially, radial projections of the end regions. This advantageously achieves a mechanical connection between the drive stages.
  • the overlapping radial protrusions can be configured as chamfered guide surfaces or shoulder flanks on the circumference of the End areas are formed and the clamping ring segments have a geometry that advantageously allows a positive locking contact with the guide surfaces in the assembled, i.e., not activated, state of the separation mechanism.
  • the clamping ring segments are connected or connectable via material-locking or force-locking structural connections that fail under defined overload conditions.
  • These material-locking or force-locking structural connections are, for example, designed as pin or plug connections between the clamping ring segments. These advantageously support the positioning of the connecting element during assembly of the release mechanism and before its activation, and are also destroyed by pressure during or after activation of the release mechanism.
  • the aerospace aircraft features a clamping device designed as a ring element superimposed on the connecting element.
  • This ring element is, for example, designed as a clamping ring or clamp.
  • the ring element secures the connecting element, and in particular the aforementioned clamping ring segments, in their positions at the end regions of the propulsion stages and presses them together. This ensures the transmission of all mechanical loads between the propulsion stages and the aircraft's assemblies until the propulsion stages separate.
  • the predetermined breaking point is designed as a notch or area of material weakening in the clamping device.
  • the predetermined breaking point is designed such that it will fail in the event of overload caused by the impact of the pyrotechnic gas source, e.g., in the engine of the aircraft, upon ignition.
  • the clamping device which is typically designed as a clamping ring or clamp, breaks under overload at the predetermined breaking point due to the pressure-induced increase in circumferential stress. This circumferential stress results, firstly, from the pressure-induced increase in axial tensile force between the connected drive stages, which attempts to force the still-connected stages apart.
  • This tensile force is converted into circumferential stress within the clamping device via the radial protrusions of the end regions and the connecting elements located there, such as clamping ring segments. Additionally, the gas pressure in the end region of the drive stage exerts radial pressure on the connecting element from its underside facing the end region, which also leads to an increase in circumferential stress within the clamping device.
  • the predetermined breaking point is designed such that it fails when a defined pressure level is exceeded, and the clamping device subsequently detaches from the connecting element. After failure of the clamping device, the applied gas pressure causes a radial acceleration of the connecting element and its detachment from the end area of the drive stages or the radial protrusions provided there, which were previously engaged.
  • the first propulsion stage of the aerospace aircraft has a void volume in its respective end region.
  • This void volume serves to accommodate a gas mass flow generated by the ignition of a pyrotechnic gas source in the second propulsion stage, e.g., the engine of the subsequent propulsion stage.
  • the void volume preferably has at least one outlet opening for venting the gas mass flow.
  • the outlet opening thus provides a gas guidance system that enables the controlled separation of the propulsion stages with defined acceleration loads. This design simultaneously prevents excessive internal pressure in the empty volume by preventing backflow of the gas mass flow.
  • the outlet opening is additionally designed such that the gas pressure in the gas mass flow is directed in such a way that it is first used to cause the failure of the clamping device based on the mechanical load and subsequently to separate the connecting element from the drive stage by applying internal pressure to it.
  • the connecting element is arranged at the end region such that it covers the outlet opening. This advantageously increases the gas pressure acting on the underside of the connecting element facing the end region, thereby accelerating radial separation and thus facilitating the separation of the drive stages.
  • the outlet openings and thus the gas guidance system formed by them, are designed such that the gas mass flow can be directed partly axially towards the first, preferably lower, propulsion stage and partly radially towards the connecting element.
  • the separation mechanism is to be designed as a mechanically or pneumatically actuated braking device for the ejected propulsion stage, e.g. as an air cushion that can be filled by the gas mass flow and/or by incoming air to increase aerodynamic drag and/or by ejecting a braking parachute.
  • the aerospace device can also have a separate gas pressure generation device associated with the separation mechanism, which is designed to trigger the passive separation mechanism by pressurizing the connecting element.
  • the propulsion stages of the aerospace vehicle which have at least one passive mechanical separation mechanism, are separated in a controlled manner by a method comprising the steps described below.
  • a pyrotechnic gas source is ignited in a propulsion stage, thereby generating a gas mass flow.
  • This gas mass flow is then introduced into a void located in the end region of a propulsion stage, building up gas pressure in the void.
  • the gas pressure is then released from the void towards the separation mechanism to generate mechanical stress in a clamping device provided in the separation mechanism until the clamping device fails upon exceeding a defined overload gas pressure.
  • the process involves the detachment of at least one connecting element within the separation mechanism from an end region of the drive stages, followed or simultaneously by radial pressure application and acceleration of the connecting element by the applied gas pressure.
  • the separation mechanism completely detaches from the drive stages, and the drive stages are subsequently separated. Because the controlled release of the separation mechanism is achieved solely by the gas pressure generated in the drive stage, the method advantageously allows for passive release. This eliminates the need for active release mechanisms to perform the separation process within the connecting element.
  • the gas pressure is dissipated radially onto an underside of the fastener facing the end region.
  • the resulting radial pressure on the fastener is converted into a mechanical circumferential stress in the clamping device, which leads to its failure, whereupon the fastener, which may be designed, for example, as a segmented clamping ring, is released.
  • an axial discharge of the gas pressure is provided.
  • the gas pressure in the gas mass flow is first used to induce the failure of the clamping device based on the mechanical load, then to bring about the separation of the connecting element from the drive stage by pressurizing it, and finally to support the separation of the drive stages after complete detachment of the connecting element.
  • FIG. 1 shows a schematic side view of an aerospace device 10 according to an embodiment of the present invention.
  • the aerospace device is Figure 1 It is designed as a tactical missile. It has two propulsion stages 11 and 12: a first, lower propulsion stage 11 and a second, upper propulsion stage 12 connected to it during operation. Both Engine stages 11 and 12 each have an engine.
  • the first, lower engine stage 11 is ignited first.
  • the engine of the upper engine stage 12 ignites.
  • the ignition of the upper engine stage 12 activates the separation mechanism 13, which is located between the first and second engine stages 11 and 12 and ensures their connection during the thrust generated by the first engine stage 11.
  • the separation mechanism 13 shown is designed as a passive separation mechanism 13, i.e., it does not include any active release elements such as pyrotechnically activated or destructible separation screws or the like.
  • the separation mechanism 13 comprises a connecting element 14 and a clamping element 15, which holds the connecting element 14 at the opposing end regions 16a, b of the drive stages 11, 12 until the separation mechanism 13 is activated.
  • the lower propulsion stage 11 has a void volume 17, also referred to as a plenum, in its end section 16a.
  • This volume serves to introduce a gas mass flow generated by the ignition of a pyrotechnic gas source in the second propulsion stage 12, i.e., in the engine of the subsequent propulsion stage 12.
  • the void volume 17 has several outlet openings 18a, b for venting the gas mass flow.
  • the outlet openings 18a, b thus provide a gas guidance system 19, which serves for the controlled separation of the propulsion stages 11, 12 with defined acceleration loads while simultaneously preventing excessive internal pressure in the void volume 17 by preventing backflow of the gas mass flow.
  • the outlet openings 18a, b are designed such that the gas pressure in the gas mass flow is directed in such a way that it is first used to bring about the failure of the clamping device 15 and subsequently to separate the connecting device 14 from the drive stages 11, 12 to bring about this.
  • the outlet openings 18a, b are round outlet openings 18a and slotted outlet openings 18b, respectively, provided in the circumferential wall 20 of the void volume 17.
  • the slotted outlet openings 18b extend circumferentially around the first drive stage 11.
  • the outlet openings 18a, b discharge the gas pressure radially outwards.
  • the area of the slotted outlet openings 18b is covered by the connecting element 14 or the clamping element 15, so that the pressure discharged via the slotted outlet openings 18b impacts the underside 21 of the connecting element 14 and is converted there into a circumferential stress applied to the clamping element 15.
  • the clamping device 15 fails when an overload pressure is exceeded and breaks at defined predetermined breaking points 26 or at clamping device areas that have a material weakening (not shown).
  • FIG. 2 Figure 1 shows a schematic exploded view of a section of a drive stage connection of an aerospace device 10 according to an embodiment of the present invention.
  • the disconnecting mechanism 13 is shown, which in the embodiment has a clamping element 15 designed as a clamping ring 22.
  • the clamping ring 22 engages the connecting element 14, which in the embodiment is designed as a segmented clamping ring.
  • Figure 2 Figure 1 shows one of several clamping ring segments 23 that can be arranged around the lower edges 24a, b of the drive stages 11, 12.
  • the clamping ring segment 23 is used in connection with Figure 3 Described in more detail.
  • the partially shown end regions 16a, b of the first and second drive stages 11, 12 exhibit radial features at their mutually facing edges 24a, b
  • the elevations 25a, b provide the shoulder flanks 28a, b, which, in the assembled state, are partially engaged by the clamping ring segment 23. This creates a mechanical connection between the drive stages 11, 12.
  • the clamping ring 22 overlaps the clamping ring segments 23 and presses them against the shoulder flanks 28a, b.
  • a pyrotechnic gas source in the second propulsion stage 12 is ignited after the propellant in the lower, first propulsion stage 11 has been consumed. This creates an axial gas mass flow that propagates in the direction of arrow R1 into the void 17 of the first propulsion stage 11.
  • a gas pressure builds up in the void 17, which is discharged radially from the void 17 through the slot-shaped outlet openings 18b in the direction of arrow R2 to the clamping ring segments 23 covering the slot-shaped outlet openings 18b.
  • the gas pressure via the clamping ring segment 23, generates a mechanical stress in the clamping device 15 until its failure occurs when a defined overload gas pressure is exceeded.
  • the clamping ring segment 23 is subjected to further radial pressure by the still-applied gas pressure and is accelerated in the radial direction to be lifted off the end regions 16a, b of the propulsion stages 11, 12. After complete detachment of the clamping ring segments 23 forming the connecting element 14, the separation of the propulsion stages 11, 12 takes place.
  • Axial pressure in the longitudinal direction of the aerospace vehicle 10 moves the lower propulsion stage 11, which is to be separated, away from the continuing upper propulsion stage 12. This prevents damage to the upper propulsion stage 12 or impairment of its trajectory.
  • the components of the separation mechanism 13 are mechanically designed such that controlled passive release is achieved by the gas pressure generated in the upper propulsion stage 11.
  • FIG. 3 Figure 1 shows a schematic sectional view of a section of a drive stage connection of an aerospace device 10 according to an embodiment of the present invention in the assembled, non-activated state.
  • the separation mechanism 13 is shown in section.
  • the end regions 16a, b of the drive stages 11, 12 are flush against each other.
  • the joint area 27 is covered by a clamping ring segment 23, which has laterally projecting flanges 32a, b that bear positively onto the end regions 16a, b.
  • the Fig. 3 The clamping ring segment 23 shown is one of several clamping ring segments 23 arranged along the circumference of the drive stages 11, 12, which together form the connecting element 14 of the separating mechanism 13.
  • the partially shown end regions 16a, b of the first and second propulsion stages 11, 12 have radial projections 25a, b on their facing edges 24a, b, forming circumferential shoulder flanks 28a, b. These shoulders are engaged by the clamping ring segments 23 to achieve a mechanical connection between the propulsion stages 11, 12 and to transmit mechanical loads between the propulsion stages or aircraft assemblies.
  • the clamping ring segments 23 are connected by a Fig. 3 also the clamping ring 22 shown in the freestanding section and pressed by it against the shoulder flanks 28a, b.
  • the clamping ring 22 has several predetermined breaking points 26 which fail when a defined load is exceeded, resulting in the controlled fracture of the clamping ring 22.
  • the overload is achieved by the gas pressure that builds up in the empty volume 17 of the first propulsion stage 11 when the pyrotechnic gas source is ignited, e.g., in the engine of the subsequent propulsion stage 12.
  • This gas pressure initially acts on the clamping ring segment 23, which presses outwards against the clamping ring 22 and generates a circumferential stress within the clamping ring 22.
  • the circumferential stress also results from the pressure-induced increase in axial tensile force between the connected propulsion stages 11, 12, which attempts to force the still-connected stages apart.
  • This tensile force is also converted into the circumferential stress within the clamping ring 22 via the radial projections 25a, b of the end regions 16a, b and the clamping ring segments 23 located there.
  • the predetermined breaking point 26 is designed such that it fails when a defined pressure level and the resulting circumferential stress are exceeded, after which the clamping device 15 subsequently detaches completely from the connecting device 14. After failure of the clamping device 15, the applied gas pressure causes a radial acceleration of the connecting device 14 and its detachment from the end region 16a, b of the drive stages 11, 12 or the radial projections 25a, b provided therein, which were previously engaged.
  • the clamping ring 22 is pulled onto the clamping ring segments 23 after the drive stages 11, 12 have been flush connected and the clamping ring segments 23 have been placed on the butt joint 27 or the shoulder flanks 28a, b, respectively, and closed using a lever connector 29.
  • an adjusting screw 30 connected to the lever connector 29 engages a hook arrangement 32 welded to the clamping ring surface 31.
  • the lever connector 29 is closed, the clamping ring 22 closed and presses the clamping ring segments 23 arranged below into their position at the end regions 16a, b of the drive stages 11, 12.
  • the adjusting screw 30 is provided with a predetermined breaking point 26 and that the adjusting screw 30 breaks when an overload pressure is exceeded.

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Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Luft- und Raumfahrtgerät (10) mit einer Treibstufenverbindung, umfassend eine erste untere Treibstufe (11) und wenigstens eine mit der erste verbundene zweite, obere Treibstufe (12), wobei die Treibstufenverbindung einen passiven Trennmechanismus (13) mit einem kontrolliert ablösbaren Verbindungsmittel (14) aufweist und wobei das Verbindungsmittel (14) am Umfang von einander zugewandten Endbereichen (16a, b) der Treibstufen (11, 12) angeordnet und von einem umlaufenden Spannmittel (15) gehalten ist und das Spannmittel (15) wenigstens eine bei definierter Überlastung versagende form- und kraftschlüssige Strukturverbindung und/oder Sollbruchstelle (26) aufweist sowie ein Verfahren zur kontrollierten Trennung einer Treibstufenverbindung eines Luft- und Raumfahrtgerätes (10).

Description

    TECHNISCHES GEBIET DER ERFINDUNG
  • Die vorliegende Erfindung betrifft ein Luft- und Raumfahrtgerät mit einer Treibstufenverbindung und ein Verfahren zur kontrollierten Trennung von Treibstufen eines Luft- und Raumfahrtgeräts.
    • HINTERGRUND DER ERFINDUNG
  • Luft- und Raumfahrtgeräte wie beispielsweise Raketen oder Trägerraketen weisen in der Regel mehre Treibstufen auf, die sequentiell gezündet werden, um einen Vortrieb und eine Beschleunigung des Luft- und Raumfahrtgeräte zu erreichen. Vor der Zündung des Antriebs der weiterfliegenden Stufe, muss in der Regel die zuvor ausgebrannte Stufe abgetrennt werden. Für die Trennung der Treibstufen sind z. B. aktive Treibstufentrennungsmechanismen bekannt, die mittels pyrotechnischer Elemente eine kontrollierte Sprengung der die Treibstufen verbindenden Einheiten wie Klemmringen oder dergleichen bewirken, um deren Ablösung von der Einheit durchzuführen. Nachfolgend erfolgt dann die vollständige Trennung der Treibstufen aufgrund des axialen Schub durch den Antrieb der weiterfliegenden Stufe oder von zusätzlich an den Stufen angeordneten Hilfsantrieben. Aktive Trennmechanismen, wie beispielsweise die zuvor beschriebenen pyrotechnischen Elemente erhöhen die Komplexität der Steuerung, das Gewicht und die Kosten des Luft- und Raumfahrtgerätes.
    • ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
  • Dementsprechend ist es eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung eine Möglichkeit zur sicheren und kostengünstigen Trennung von Flugkörperstufen bereitzustellen.
  • Die vorliegende Aufgabe wird gelöst durch ein Luft- und Raumfahrtgerät mit einer Treibstufenverbindung mit den Merkmalen des Anspruchs 1 sowie durch ein Verfahren zur kontrollierten Trennung einer Treibstufenverbindung eines Luft- und Raumfahrtgerätes mit den Merkmalen des Patentanspruchs 10.
  • Nach einem ersten Aspekt der vorliegenden Erfindung ist ein Luft- und Raumfahrtgerät mit einer einen passiven Trennmechanismus aufweisenden Treibstufenverbindung vorgesehen. Diese umfasst eine erste untere und wenigstens eine mit der ersten verbundene zweite, obere Treibstufe wobei der Trennmechanismus wenigstens ein kontrolliert ablösbares Verbindungsmittel aufweist. Das Verbindungsmittel ist dabei am Umfang von einander zugewandten Endbereichen der Treibstufen angeordnet und von einem umlaufenden Spannmittel gehalten. Das Spannmittel weist wenigstens eine bei definierter Überlastung versagende form- oder kraftschlüssige Strukturverbindung und/oder eine Sollbruchstelle auf. Als stoff- oder kraftschlüssige Strukturverbindung ist beispielsweise eine Stift- oder Steckverbindung anzusehen, die die Enden des Spannmittels verbindet.
  • Nach einem weiteren Aspekt der vorliegenden Erfindung ist ein Verfahren zur kontrollierten Trennung einer Treibstufenverbindung in einem erfindungsgemäßen Luft- und Raumfahrtgerät vorgesehen.
  • Es ist eine Idee der vorliegenden Erfindung, eine passive und rein mechanische kontrollierte Trennung der Treibstufen eines Luft- und Raumfahrtgerätes zu ermöglichen, ohne zusätzliche aktive Separationstrigger wie z.B. pyrotechnische oder elektronisch gesteuerte Auslösemechanismen in der Treibstufenverbindung bzw. einem dort vorgesehenen Verbindungsmittel zu verwenden. Die Trennung erfolgt gemäß der Erfindung mechanisch und unter Ausnutzung des bei Zündung einer pyrotechnischen Gasquelle im Triebwerk der weiterfliegenden, d. h. bevorzugt oberen Treibstufe des Luft- und Raumfahrtgerätes entstehenden Drucks des Gasmassestroms. Der Gasdruck wird mittels Druckführung in der Treibstufe genutzt, um ein strukturelles Versagen des Spannmittels und die nachfolgende Ablösung der Verbindungsmittel herbeizuführen. Der Verzicht auf aktive Auslösemechanismen ist insbesondere von Vorteil, da die Trennung der Treibstufen passiv erfolgt und durch entsprechende Auslegung des Verbindungs- und Spannmittels eine sichere und kontrollierte Trennung der Treibstufen ermöglicht. Gleichzeitig soll der Trennmechanismus kostengünstig ausgebildet werden.
  • Gemäß einem Ausführungsbeispiel des Luft- und Raumfahrtgerätes ist das Verbindungsmittel als segmentierter Klemmring ausgebildet, der bevorzugt zwei oder mehr Klemmringsegmente aufweist. Diese Klemmringsegmente sind am Umfang der einander zugewandten Endbereiche der Treibstufen angeordnet und übergreifen zumindest abschnittsweise radiale Erhebungen der Endbereiche. Vorteilhaft wird hierdurch eine mechanische Verbindung der Treibstufen erzielt.
  • Die übergriffenen radialen Erhebungen können gemäß einer Ausführungsform als angeschrägte Führungsflächen aufweisende Schulterflanken am Umfang der Endbereiche ausgebildet werden und die Klemmringsegmente eine Geometrie aufweisen, die vorteilhaft ein formschlüssiges Anliegen an den Führungsflächen im montierten d. h. nicht aktivierten Zustand des Trennmechanismus erlauben.
  • Gemäß einem Ausführungsbeispiel sind die Klemmringsegmente über bei definierter Überlastung versagende stoff- oder kraftschlüssige Strukturverbindungen verbunden oder verbindbar. Die stoff- oder kraftschlüssigen Strukturverbindungen sind z.B. als Stift- oder Steckverbindungen zwischen den Klemmringsegmente ausgebildet. Diese unterstützen vorteilhaft die Lagefixierung des Verbindungsmittels bei der Montage des Trennmechanismus und vor dessen Auslösung und werden bei oder nach Auslösung des Trennmechanismus druckbedingt ebenfalls zerstört.
  • Gemäß einer Weiterbildung weist das Luft- und Raumfahrtgerät ein Spannmittel auf, das als das Verbindungselement überlagerndes Ringelement ausgebildet ist. Dieses Ringelement ist beispielsweise als Spannring oder Spannschelle ausgebildet. Das Ringelement bindet vor Aktivierung des Trennmechanismus das Verbindungsmittel und hierbei insbesondere die vorbeschriebenen Klemmringsegmente in ihren Positionen an den Endbereichen der Treibstufen und presst diese zusammen. Es wird so bis zur Trennung der Treibstufen die Übertragung aller mechanischen Lasten zwischen den Treibstufen und Baugruppen des Luft- und Raumfahrtgerätes sichergestellt.
  • Gemäß einem Ausführungsbeispiel ist die Sollbruchstelle als Kerbe oder Bereich mit Materialschwächung im Spannmittel ausgebildet. Die Sollbruchstelle ist dabei derart ausgelegt, dass diese bei Überlastung durch Beaufschlagung durch den sich bei Zündung der pyrotechnischen Gasquelle z.B. im Triebwerk der weiterfliegenden Treibstufe aufbauenden Gasdruck im Gasmassestrom bricht. Das Spannmittel, das insbesondere als Spannring oder Spannschelle ausgebildet ist, bricht bei Überlastung an der Sollbruchstelle aufgrund der sich druckbedingt erhöhenden Umlaufspannung. Die Umlaufspannung resultiert zum einen aus der sich druckbedingt erhöhenden axialen Zugkraft zwischen den verbundenen Treibstufen, die versucht die noch verbundenen Stufen auseinander zu drücken. Diese Zugkraft wird über die radialen Erhebungen der Endbereiche und die dort angeordneten Verbindungsmittel, wie beispielsweise Klemmringsegmente, in die Umlaufspannung innerhalb des Spannmittels umgewandelt. Zusätzlich erfolgt durch den Gasdruck im Endbereich der Treibstufe eine radiale Druckbeaufschlagung des Verbindungsmittels von dessen dem Endbereich zugewandten Unterseite her, die ebenfalls zu einer Erhöhung der Umlaufspannung im Spannmittel führt. Die Sollbruchstelle ist derart ausgelegt, dass diese bei Überschreitung eines definierten Druckniveaus versagt und sich das Spannmittel in der Folge vom Verbindungsmittel ablöst. Nach Versagen des Spannmittels bewirkt der anliegende Gasdruck eine radiale Beschleunigung des Verbindungsmittels und dessen Ablösung vom Endbereich der Treibstufen bzw. den dort vorgesehenen, zuvor übergriffenen radialen Erhebungen.
  • Gemäß einem Ausführungsbeispiel weist im Luft- und Raumfahrtgerät die erste Treibstufe in ihrem jeweiligen Endbereich ein Leervolumen auf. Dieses dient zur Aufnahme eines durch eine Zündung einer pyrotechnischen Gasquelle in der zweiten Treibstufe, z.B. dem Triebwerk der weiterfliegenden Treibstufe, erzeugbaren Gasmassenstroms. Das Leervolumen weist dabei bevorzugt wenigstens eine Auslassöffnung für eine Ableitung des Gasmassenstroms auf. Die Auslassöffnung stellt somit ein Gasleitsystem zur Verfügung, dass zur kontrollierten Trennung der Treibstufen mit definierten Beschleunigungslasten bei gleichzeitiger Vermeidung eines überhöhten Innendrucks im Leervolumen durch Unterbinden eines Rückstaus des Gasmassestroms dient. Die Auslassöffnung ist dabei zusätzlich derart ausgebildet, dass der Gasdruck im Gasmassestrom dahingehend geleitet wird, dass dieser zunächst genutzt wird, um das Versagen des Spannmittels auf Basis der mechanischen Belastung und anschließend die Trennung des Verbindungsmittels von der Treibstufe durch dessen innenseitige Druckbeaufschlagung herbeizuführen.
  • In einer bevorzugten Ausführungsform ist vorgesehen, dass das Verbindungsmittel derart am Endbereich angeordnet ist, dass dieses die Auslassöffnung überdeckt. Hierdurch kann der der Gasdruck, der die dem Endbereich zugewandte Unterseite des Verbindungsmittels beaufschlagt vorteilhaft erhöht werden, um die radiale Ablösung zu beschleunigen und damit die Trennung der Treibstufen zu unterstützen.
  • Gemäß einem Ausführungsbeispiel sind die Auslassöffnungen und damit das durch diese gebildete Gasleitsystem derart ausgebildet, dass der Gasmassenstrom zum Teil axial in Richtung der ersten, bevorzugt unteren Treibstufe und zum Teil radial in Richtung des Verbindungsmittels ableitbar ist. Hierdurch wird vorteilhaft erreicht, dass der Anteil des Gases aus dem Leervolumen, welcher durch die Öffnungen teilweise axial der Flugbewegung entgegengesetzt gerichtet wird, die Separation der getrennten Körper erfolgt oder unterstützt wird. Dies erfolgt dadurch, dass das Gas entgegen der Bewegung aus dem Leervolumen, welches baulich zur hinteren Stufe gehört, ausgestoßen wird.
  • Ergänzend kann ein die Trennung der Treibstufen unterstützender weiterer Trennmechanismus vorgesehen werden. Als vorteilhaft erweist sich, diesen Trennmechanismus als mechanische oder pneumatisch betätigbare Bremsvorrichtung für die abgestoßene Treibstufe auszubilden, z.B. als durch den Gasmassestrom und/oder durch anströmende Luft füllbares Luftkissen zur Erhöhung des aerodynamischen Widerstandes und/oder durch Ausstoßen eines Bremsschirms.
  • Auch kann das Luft- und Raumfahrtgerät eine gesonderte, dem Trennmechanismus zugeordnete Gasdruckerzeugungsvorrichtung aufweisen, die zur Auslösung des passiven Trennmechanismus durch entsprechende Druckbeaufschlagung des Verbindungsmittels vorgesehen ist. Hierdurch kann vorteilhaft eine separate Druckgasquelle zur Verfügung gestellt werden, die den Trennungsmechanismus auslöst, bevor durch Zündung der zweiten Treibstufe, z.B. des Triebwerks der weiterfliegenden Treibstufe, die eigentliche Stufentrennung erfolgt.
  • Gemäß eines Ausführungsbeispiel erfolgt eine kontrollierte Trennung der Treibstufen des Luft- und Raumfahrtgerätes, die über wenigstens einen passiven, mechanischen Trennmechanismus verfügen, in einem Verfahren, dass die nachfolgend beschriebenen Schritte umfasst. Zunächst erfolgt die Zündung einer pyrotechnischen Gasquelle in einer Treibstufe und damit die Erzeugung eines Gasmassestroms. Dieser Gasmassestrom wird anschließend in ein im Endbereich einer Treibstufe vorgesehenes Leervolumen eingeleitet und baut einen Gasdruck im Leervolumen auf. Der Gasdruck wird dann aus dem Leervolumen in Richtung des Trennmechanismus abgeleitet, um dort eine mechanische Spannung in einem im Trennmechanismus vorgesehenen Spannmittel bis zum Versagen des Spannmittels bei Überschreiten eines definierten Überlastungsgasdrucks zu erzeugen. Nach Versagen des Spannmittels erfolgt dessen Ablösen und die Ablösung wenigstens eines im Trennmechanismus vorgesehenen Verbindungsmittels von einem Endbereich der Treibstufen bei nachfolgender oder gleichzeitiger radialer Druckbeaufschlagung und Beschleunigung des Verbindungsmittels durch den anliegenden Gasdruck. Im nächsten Schritt löst sich der Trennmechanismus vollständig von den Treibstufen und es erfolgt nachfolgend eine Separation der Treibstufen. Dadurch, dass die kontrollierte Auslösung des Trennmechanismus nur durch den in der Treibstufe erzeugten Gasdruck erreicht wird, kann durch das Verfahren vorteilhaft eine passive Auslösung erreicht werden. Das Verfahren erlaubt es somit, auf aktive Auslösemechanismen zur Durchführung des Trennvorgangs im Verbindungsmittels zu verzichten.
  • Gemäß einer Weiterbildung wird während der Ausführung des Verfahrens der Gasdruck radial auf eine dem Endbereich zugewandte Unterseite des Verbindungsmittels abgeleitet. Der dadurch entstehende radial wirkende Druck auf das Verbindungsmittel wird in eine mechanische Umlaufspannung im Spannmittel umgewandelt, die zu dessen Versagen führt, woraufhin das Verbindungsmittel, das z. B. als segmentierter Klemmring ausgebildet sein kann, freigegeben wird.
  • In einem Ausführungsbeispiel des Verfahrens ist eine axiale Ableitung des Gasdrucks vorgesehen. Vorteilhaft wird der Gasdruck im Gasmassestrom zunächst genutzt, um das Versagen des Spannmittels auf Basis der mechanischen Belastung herbeizuführen, anschließend die Trennung des Verbindungsmittels von der Treibstufe durch dessen Druckbeaufschlagung herbeizuführen und letztlich die Separation der Treibstufen nach vollständigem Ablösen des Verbindungsmittels zu unterstützen.
    • KURZBESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
  • Im Folgenden wird die Erfindung unter Bezugnahme auf die Figuren der Zeichnungen erläutert. Von den Figuren zeigen:
    • Fig. 1
    eine schematische Seitenansicht eines Luft- oder Raumfahrtgeräts gemäß eines Ausführungsbeispiels der vorliegenden Erfindung in Explosionsdarstellung;
    Fig. 2
    eine schematische Explosionsdarstellung eines Ausschnitts einer Treibstufenverbindung eines Luft- oder Raumfahrtgeräts gemäß eines Ausführungsbeispiels der vorliegenden Erfindung; und
    Fig. 3
    eine schematische Schnittdarstellung eines Ausschnitts einer Treibstufenverbindung eines Luft- oder Raumfahrtgeräts gemäß eines Ausführungsbeispiels der vorliegenden Erfindung.
  • In den Figuren bezeichnen dieselben Bezugszeichen gleiche oder funktionsgleiche Komponenten, soweit nichts Gegenteiliges angegeben ist.
    • AUSFÜHRLICHE BESCHREIBUNG VON AUSFÜHRUNGSBEISPIELEN DER ERFINDUNG
  • Fig. 1 zeigt eine schematische Seitenansicht eines Luft- oder Raumfahrtgeräts 10 gemäß eines Ausführungsbeispiels der vorliegenden Erfindung. Das Luft- oder Raumfahrtgeräts ist im Ausführungsbeispiel der Figur 1 als taktische Rakete ausgeführt. Diese verfügt über zwei Treibstufen 11, 12, eine erste, untere Treibstufe 11 sowie eine im Betrieb mit dieser verbundene zweite, obere Treibstufe 12. Beide Treibstufen 11, 12 verfügen jeweils über ein Triebwerk, wobei beim Start der Rakete zunächst die erste, untere Treibstufe 11 gezündet wird. Nach dem Ausbrennen der unteren Treibstufe 11 zündet das Triebwerk der oberen Treibstufe 12. Mit der Zündung der oberen Treibstufe 12 wird der Trennmechanismus 13 aktiviert, der zwischen der ersten und zweiten Treibstufe 11, 12 angeordnet ist und deren Verbindung während des durch die erste Treibstufe 11 erzeugten Vorschubs sicherstellt. Der in Fig. 1 dargestellte Trennmechanismus 13 ist als passiver Trennmechanismus 13 ausgebildet, d.h. es sind keine aktiven Auslöseelemente, wie pyrotechnisch aktivierbare bzw. zerstörbare Trennschrauben oder dergleichen vorgesehen. Der Trennmechanismus 13 weist ein Verbindungsmittel 14 sowie ein Spannmittel 15 auf, das das Verbindungsmittel 14 an den einander zugewandten Endbereichen 16a, b der Treibstufen 11, 12 bis zur Aktivierung des Trennmechanismus 13 hält.
  • Die untere Treibstufe 11 verfügt in ihrem Endbereich 16a über ein auch als Plenum bezeichnetes Leervolumen 17. Dieses dient zur Einleitung eines durch eine Zündung einer pyrotechnischen Gasquelle in der zweiten Treibstufe 12, d.h. im Triebwerk der weiterfliegenden Treibstufe 12, erzeugbaren Gasmassenstroms. Das Leervolumen 17 weist mehrere Auslassöffnungen 18a, b für eine Ableitung des Gasmassenstroms auf. Die Auslassöffnungen 18a, b stellen somit ein Gasleitsystem 19 zur Verfügung, das zur kontrollierten Trennung der Treibstufen 11, 12 mit definierten Beschleunigungslasten bei gleichzeitiger Vermeidung eines überhöhten Innendrucks im Leervolumen 17 durch Unterbinden eines Rückstaus des Gasmassestroms dient. Die Auslassöffnungen 18a, b sind derart ausgebildet, dass der Gasdruck im Gasmassestrom dahingehend geleitet wird, dass dieser zunächst genutzt wird, um das Versagen des Spannmittels 15 herbeizuführen und um anschließend die Trennung des Verbindungsmittels 14 von den Treibstufen 11, 12 herbeizuführen. Die Auslassöffnungen 18a, b als sind in die Umfangswand 20 des Leervolumens 17 eingebrachte runde Auslassöffnungen 18a und schlitzförmige Auslassöffnungen 18b ausgeführt. Die schlitzförmigen Auslassöffnungen 18b erstrecken sich dabei in Umfangsrichtung der ersten Treibstufe 11. Die Auslassöffnungen 18a, b leiten den Gasdruck radial nach außen ab. Im Montagezustand, d.h. vor Stufentrennung ist der Bereich der schlitzförmigen Auslassöffnungen 18b durch das Verbindungsmittel 14 bzw. das Spannmittel 15 überdeckt, sodass der über die schlitzförmigen Auslassöffnungen 18b abgeleitete Druck auf die Unterseite 21 des Verbindungsmittels 14 trifft und dort in eine in das Spannmittel 15 eingetragene Umlaufspannung umgewandelt wird. Das Spannmittel 15 versagt bei Überschreiten eines Überlastungsdrucks und bricht an definierten Sollbruchstellen 26 bzw. an Spannmittelbereichen die eine Materialschwächung (nicht dargestellt) aufweisen.
  • Fig. 2 zeigt eine schematische Explosionsdarstellung eines Ausschnitts einer Treibstufenverbindung eines Luft- oder Raumfahrtgeräts 10 gemäß eines Ausführungsbeispiels der vorliegenden Erfindung. Darstellt ist hier der Trennmechanismus 13, der im Ausführungsbeispiel ein als Spannring 22 ausgebildetes Spannmittel 15 aufweist. Der Spannring 22 übergreift das Verbindungsmittel 14, das im Ausführungsbeispiel als segmentierter Klemmring ausgebildet ist. In Figur 2 ist eines von mehreren umlaufend an den unteren Rändern 24a, b der Treibstufen 11, 12 anordenbaren Klemmringsegmenten 23 dargestellt. Das Klemmringsegment 23 wird im Zusammenhang mit Figur 3 detaillierter beschrieben.
  • Die ausschnittsweise dargestellten Endbereiche 16a, b der ersten und zweiten Treibstufe 11, 12 weisen an ihren einander zugewandten Rändern 24a, b radiale Erhebungen 25a, b auf, die Schulterflanken 28a, b zur Verfügung stellen, die im montierten Zustand abschnittsweise durch das Klemmringsegment 23 übergriffen werden. Hierdurch wird eine mechanische Verbindung der Treibstufen 11, 12 erzielt.
  • Im montierten Zustand übergreift der Spannring 22 die Klemmringsegmente 23 und presst diese an die Schulterflanken 28a, b an. Zur Aktivierung des passiven Trennmechanismus 13 zur kontrollierten Trennung der Treibstufen 11, 12 des Luft- und Raumfahrtgerätes 10 wird nach Verbrauch des Antriebsmittels in der unteren, ersten Treibstufe 11 eine pyrotechnische Gasquelle in der zweiten Treibstufe 12 gezündet. Hierdurch entsteht ein axialer Gasmassenstrom der sich in Pfeilrichtung R1 in das Leervolumen 17 der ersten Treibstufe 11 ausbreitet. Im Leervolumen 17 baut sich ein Gasdruck auf, der durch die schlitzförmigen Auslassöffnungen 18b radial aus dem Leervolumen 17 in Pfeilrichtung R2 zu den die schlitzförmigen Auslassöffnungen 18b überdeckenden Klemmringsegmente 23 abgeleitet wird. Dort erzeugt der Gasdruck über die Klemmringsegment 23 eine mechanische Spannung im Spannmittel 15 bis zu dessen Versagen bei Überschreiten eines definierten Überlastungsgasdrucks. Nach Versagen des Spannmittels 15, d.h. dem Bruch von einer oder mehreren im Spannring 22 vorgesehenen Sollbruchstellen 26 erfolgt dessen Ablösen vom Klemmringsegment 23, das durch den nach wie vor anliegenden Gasdruck eine weitergehende radiale Druckbeaufschlagung erfährt und durch diese in radialer Richtung beschleunigt wird, um von den Endbereichen 16a, b der Treibstufen 11, 12 abgehoben zu werden. Nach vollständigem Ablösen der das Verbindungsmittel 14 bildenden Klemmringsegmente 23 findet die Separation der Treibstufen 11, 12 statt. Durch axiale Druckbeaufschlagung in Längsrichtung des Luft- und Raumfahrtgerätes 10 wird die abzutrennende untere Treibstufe 11 von der weiterfliegenden oberen Treibstufe 12 wegbewegt und so eine Gefährdung der oberen Treibstufe 12 oder eine Beeinträchtigung von deren Flugbahn verhindert. Die Bestandteile des Trennmechanismus 13 sind mechanisch derart ausgelegt, dass eine kontrollierte passive Auslösung durch den in der oberen Treibstufe 11 erzeugten Gasdruck erreicht wird.
  • Fig. 3 zeigt eine schematische Schnittdarstellung eines Ausschnitts einer Treibstufenverbindung eines Luft- oder Raumfahrtgeräts 10 gemäß eines Ausführungsbeispiels der vorliegenden Erfindung im montierten, nicht aktivierten Zustand. Hier ausschnittsweise dargestellt ist der Trennmechanismus 13. Die Endbereiche 16a, b der Treibstufen 11, 12 liegen bündig aneinander an. Der Stoßbereich 27 wird durch ein Klemmringsegment 23 übergriffen, das jeweils seitlich vorspringende Flansche 32a, b aufweist, die formschlüssig auf den Endbereichen 16a, b aufliegen. Das in Fig. 3 gezeigte Klemmringsegment 23 ist eines von mehreren entlang des Umfangs der Treibstufen 11, 12 angeordneten Klemmringsegmenten 23, die in ihrer Gesamtheit das Verbindungsmittel 14 des Trennmechanismus 13 bilden.
  • Die ausschnittsweise dargestellten Endbereiche 16a, b der ersten und zweiten Treibstufe 11, 12 weisen an ihren einander zugewandten Rändern 24a,b radiale Erhebungen 25a, b auf, die umlaufende Schulterflanken 28a, b bilden, die durch die Klemmringsegmente 23 übergriffen werden, um eine mechanische Verbindung der Treibstufen 11, 12 zu erzielen und mechanische Lasten zwischen den Treibstufen bzw. Fluggerätbaugruppen zu übertragen. Die Klemmringsegmente 23 werden durch einen in Fig. 3 auch freigestellt dargestellten Spannring 22 übergriffen und von diesem an die Schulterflanken 28a, b angepresst.
  • Der Spannring 22 weist im Ausführungsbeispiel mehrere Sollbruchstellen 26 auf, die bei Überschreiten eines definierten Lasteintrags in den Spannring 22 versagen, sodass es zum kontrollierten Bruch des Spannrings 22 kommt. Die Überlastung wird durch Beaufschlagung durch den bei Zündung der pyrotechnischen Gasquelle z.B. im Triebwerk der weiterfliegenden Treibstufe 12 im Leervolumen 17 der ersten Treibstufe 11 aufgebauten Gasdruck erreicht. Dieser Gasdruck wirkt zunächst auf das Klemmringsegment 23, das nach außen gegen den Spannring 22 drückt und eine Umlaufspannung im Spannring 22 erzeugt. Die Umlaufspannung resultiert auch aus der sich druckbedingt erhöhenden axialen Zugkraft zwischen den verbundenen Treibstufen 11, 12, die versucht die noch verbundenen Stufen auseinander zu drücken. Auch die Zugkraft wird über die radialen Erhebungen 25a, b der Endbereiche 16a, b und die dort angeordneten Klemmringsegmente 23 in die Umlaufspannung innerhalb des Spannrings 22 umgewandelt. Die Sollbruchstelle 26 ist derart ausgelegt, dass diese bei Überschreitung eines definierten Druckniveaus und der daraus resultierenden Umlaufspannung versagt, wonach sich das Spannmittel 15 in der Folge vollständig vom Verbindungsmittel 14 löst. Nach Versagen des Spannmittels 15 bewirkt der anliegende Gasdruck eine radiale Beschleunigung des Verbindungsmittels 14 und dessen Ablösung vom Endbereich 16a, b der Treibstufen 11, 12 bzw. den dort vorgesehenen, zuvor übergriffenen radialen Erhebungen 25a, b.
  • Zur Montage wird der Spannring 22 nach bündigem Verbinden der Treibstufen 11, 12 und Auflegen der Klemmringsegmente 23 auf den Stoßbereich 27 bzw. die Schulterflanken 28a, b auf die Klemmringsegmente 23 aufgezogen und über einen Hebelverbinder 29 geschlossen. Hierzu untergreift eine mit dem Hebelverbinder 29 verbundene Stellschraube 30 eine auf der Spannringfläche 31 angeschweißte Hakenanordnung 32. Bei Schließen des Hebelverbinders 29 wird der Spannring 22 geschlossen und presst die darunter angeordneten Klemmringsegmente 23 in ihre Position an den Endbereichen 16a, b der Triebstufen 11, 12. Statt der Verwendung von in Fig. 3 gezeigten, im Spannring 22 vorgesehenen Sollbruchstellen 26, besteht auch die Möglichkeit, dass die Stellschraube 30 mit einer Sollbruchstelle 26 versehen ist und die Stellschraube 30 bei Überschreiten eines Überlastungsdruck bricht.
    • BEZUGSZEICHENLISTE
    • 10
    Luft- oder Raumfahrtgerät
    11
    erste Treibstufe
    12
    zweite Treibstufe
    13
    Trennmechanismus
    14
    Verbindungsmittel
    15
    Spannmittel
    16a, b
    Endbereich
    17
    Leervolumen
    18a, b
    Auslassöffnung
    19
    Gasleitsystem
    20
    Umfangswand
    21
    Unterseite
    22
    Spannring
    23
    Klemmringsegment
    24a, b
    Rand
    25a, b
    Erhebung
    26
    Sollbruchstelle
    27
    Stoßbereich
    28a, b
    Schulterflanke
    29
    Hebelverbinder
    30
    Stellschraube
    31
    Spannringfläche
    32a, b
    Flansch
    R1, R2
    Pfeilrichtung

Claims (10)

  1. Luft- und Raumfahrtgerät (10), umfassend eine erste untere Treibstufe (11) und wenigstens eine mit der erste verbundene zweite, obere Treibstufe (12), und eine einen passiven Trennmechanismus aufweisenden Treibstufenverbindung, wobei der Trennmechanismus (13) wenigstens ein kontrolliert ablösbares Verbindungsmittel (14) aufweist, wobei das Verbindungsmittel (14) am Umfang von einander zugewandten Endbereichen (16a, b) der Treibstufen (11, 12) angeordnet und von einem umlaufenden Spannmittel (15) gehalten ist und das Spannmittel (15) wenigstens eine bei definierter Überlastung versagende form- oder kraftschlüssigen Strukturverbindung und/oder eine Sollbruchstelle (26) aufweist.
  2. Luft- und Raumfahrtgerät (10) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass Verbindungsmittel (14) als segmentierter Klemmring ausgebildet ist und einzelne Klemmringsegmente (23) radiale Erhebungen (25a, b) der Endbereiche (16a, b) zumindest abschnittsweise übergreifen.
  3. Luft- und Raumfahrtgerät (10) nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Klemmringsegmente (23) über bei definierter Überlastung versagende stoff- oder kraftschlüssige Strukturverbindungen verbindbar sind.
  4. Luft- und Raumfahrtgerät (10) nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, dass die radialen Erhebungen (25a, b) angeschrägte Führungsflächen aufweisende Schulterflanken (28a,b) am Umfang der Endbereiche (16a, b) ausbilden und die Klemmringsegmente (23) insbesondere formschlüssig an den Schulterflanken (28a,b) anlegbar sind.
  5. Luft- und Raumfahrtgerät (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Spannmittel (15) als ein das Verbindungsmittel (14) überlagerndes Ringelement, insbesondere als Spannring (22) ausgebildet ist und die Sollbruchstelle (26) als Kerbe oder Bereich mit Materialschwächung im Spannmittel (15) ausgebildet ist.
  6. Luft- und Raumfahrtgerät (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Treibstufen (11, 12) in ihren jeweiligen Endbereichen (16a,b) ein Leervolumen (17) zur Aufnahme eines durch eine Zündung einer pyrotechnischen Gasquelle erzeugbaren Gasmassenstrom aufweisen und das Leervolumen (17) wenigstens eine Auslassöffnung (18a, b) für eine Ableitung des Gasmassenstroms aufweist.
  7. Luft- und Raumfahrtgerät (10) nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Verbindungsmittel (14) die Auslassöffnung (18a, b) überdeckend am Endbereich (16a, b) angeordnet ist.
  8. Luft- und Raumfahrtgerät (10) nach Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, dass der Gasmassenstrom teilweise axial in Richtung der ersten Treibstufe (11) und teilweise radial in Richtung des Verbindungsmittels (14) ableitbar ist.
  9. Verfahren zur kontrollierten Trennung einer Treibstufenverbindung eines Luft- und Raumfahrtgerätes (10) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 8, wobei die Treibstufenverbindung wenigstens einen passiven, mechanischen Trennmechanismus (13) aufweist, umfassend die Schritte:
    - Zündung einer pyrotechnischen Gasquelle in einer der Treibstufen (11, 12) und Erzeugung eines Gasmassestroms,
    - Einleitung des Gasmassenstroms in ein im Endbereich (16a, b) einer der Treibstufen (11, 12) vorgesehenes Leervolumen (17) und Aufbau eines Gasdrucks im Leervolumen (17),
    - Ableitung des Gasdrucks aus dem Leervolumen (17) in Richtung des Trennmechanismus (13) zur Erzeugung einer mechanischen Spannung in einem im Trennmechanismus (13) vorgesehenen Spannmittel (15) bis zum Versagen des Spannmittels (15) bei Überschreiten eines definierten Überlastungsgasdrucks,
    - Ablösen des Spanmittels (15) und wenigstens eines im Trennmechanismus (13) vorgesehenen Verbindungsmittels (14) von einem Endbereich (16a, b) der Treibstufen (11, 12) und radiale Beschleunigung des Verbindungsmittels (14),
    - Ablösen des Trennmechanismus (13),
    - Separation der Treibstufen (11, 12).
  10. Verfahren nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass der Gasdruck zur Trennung der Treibstufen (11, 12) radial auf eine dem Endbereich (16a, b) zugewandte Unterseite (21) des Verbindungsmittels (14) und axial in das Leervolumen (17) der ersten Treibstufe (11) abgeleitet wird.
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