NO167759B - Fremgangsmaate for tilsetning av legeringsmateriale til smeltet metall. - Google Patents

Description

Rakettmotor.

Oppfinnelsen angår rakettmotorer, nærmere bestemt rakettmotorer av den typen som omfatter et forbrenningskammer for fremdriften som er anordnet med gassinjektorer på oppstrøms-

siden av det volum av forbrenningskammeret hvor forbrenningen skjer.

Oppfinnelsen tar først og fremst sikte på å tilveie-bringe anordninger for stabilisering av uregelmessig forbren-

ning av rakettdrivstoffet.

Variasjoner i forbrenningshastigheten av rakett-motordrivstoff, spesielt fast, men også flytende drivstoff,

bevirker avvikelser i trykk ved rakettens dyse, som i alminne-

lighet dreier seg om - 5% av det beregnete arbeidstrykk, men

under ekstreme forhold kan det oppstå trykk langt høyere enn arbeidstrykket. Dette fenomen kjennes som uregelmessig forbrenning som i alminnelighet består av to former av vibrasjon, en longitudinal vibrasjon og en sirkulær vibrasjon hvorav begge følges av hvirvler. Når en hvirvel oppstår, har dette ofte al-vorlige følger for det faste drivstoff ved at forbrenningsflaten uthules uregelmessig, og dette kan resultere i at raketthylsen brekker i stykker. I tillegg hertil kan en hvirvel ved rakett-dysen ha en ugunstig innflytelse på rakettens retningsstabili-tet..Ennvidere kan vibrasjonene ødelegge anordninger som er anbrakt i rakettens hodedel.

Resonansstaver har vært anvendt for å stabilisere forbrenningen, men en ulempe med denne metode til å stabilisere forbrenningen er at resonansstavene øker rakettmotorens vekt.

En videus mangel ved metoden når den anvendes på rakettmotorer med fast drivstoff er at resonansstavene på grunn av at den sentrale åpning gjennom drivstoffet forstørres under forbrenningen, blir mindre effektive til stabilisering av forbrenningen.

Disse mangler ved kjente rakettmotorer av denne typen elimineres eller reduseres ved hjelp av rakettmotoren ifølge oppfinnelsen som karakteriseres ved at et like antall gassinjektorer er anbrakt i lik vinkelmessig avstand på en sirkel som befinner seg inne i og er konsentrisk med forbrenningskammeret, hver med to åpninger som vender bort fra hverandre og således anordnet at det sendes ut motsatt rettete hjelpegass-strømmer i retning tangentielt til nevnte sirkel.

Ved en foretrukket utførelsesform for en rakettmotor ifølge oppfinnelsen er gassinjektorene anbrakt nær inntil forbrenningskammerets omkrets.

Oppfinnelsen er særlig anvendelig i forbindelse med kornformet fast drivstoff med radiell forbrenning.

To eller fire gassinjektorer er anbrakt nær forbrenningskammerets vegg, men et større antall kan med hell be-nyttes så lenge antallet er likt. Arrangementet ved utførelsen med to gassinjektorer er slik at det er fire gass-strømmer, og påfølgende gass-strømmer beveger seg i motsatte retninger rundt kammerets omkrets. Antallet av reversjoner av hastighet er større for arrangementer med mer enn to gassinjektorer. Resul-tåtet er at det frembringes et antall roterende strømmer av hjelpegass gjennom gassinjektorene på oppstrømmingssiden av forbrenningskammeret og dette tjener til å motvirke den uregelmessige forbrenning. Dette antas å oppnås derved at hjelpé-gass-strømmene reduserer stabiliteten av den stasjonære tangentielle komponent av trykk- og hastighetssvingninger i forbrenningskammeret i forhold til den løpende tangentielle komponent. På denne måte øker den stasjonære komponent på bekostning av den løpende komponent. Resultatet er at hvirveleffekten og den der-av følgende uregelmessige forbrenning som ledsager den løpende komponent blir betraktelig redusert. Imidlertid er de ikke-lineære verdier av den stasjonære komponent slik at dens ampli-tude tross den økte instabilitet av denne komponent blir begren-set til uvesentlige størrelser.

Den samlete gass-strøm fra hjelpegass-strømmene be-løper seg fortrinnsvis til 1-5%, helst 2-4% av den totale gass-strøm fra rakettmotoren. Hjelpegass-strømmene kan leveres fra en rekke forskjellige kilder. De kan produseres av kilder helt atskilt fra rakettens hoveddrivstoff. i en spesiell utførelse er gassinjektorene montert på rakettens hodeplate og forsynes med gass fra en hjelpegassgenerator anbrakt på den motsatte side av hovedplaten i forhold til hoveddrivstoffet. I en annen spesiell utførelse fås hjelpegassen fra et eget gassreservoar, for eksempel av nitrogen eller oksygen. En fordel med utførelsen som anvender separate gasskilder er at gassen fra disse kilder supplerer gassen som produseres ved forbrenningen av hoveddrivstoffet. I en tredje spesiell utførelse blir gass som avledes fra hovedgass-strømmen ført tilbake i raketten og ledet til gassinjektorene på oppstrømsslden av drivstoffet.

Hjelpegass-strømmen bør bare startes når hoveddrivstoffet er blitt antent, da tilførsel av slik gass kunne for-styrre funksjonen av tennanordningen. Det har imidlertid vist seg ønskelig å starte hjelpegass-strømmene øyeblikkelig etter at drivstoffet er antent for å oppnå den optimale effekt av sta-biliseringen av den uregelmessige forbrenning.

I det følgende vil foretrukne utførelser av oppfinnelsen som eksempler bli nærmere beskrevet i forbindelse med tegningene, hvor: Fig. 1 illustrerer skjematisk en stasjonær prøve-rakettmotor utstyrt med en separat gasskilde for hjelpegass-strømmene, Fig. 2 er et skjematisk snitt gjennom gassdysene i den i figur 1 viste motor.

Fig. 3 er et lengdesnitt av en rakettmotor.

Fig. 4 viser et snitt etter linjen IV-IV i fig. 3, og

Figurene 5-8 viser diagrammer av trykkforholdene

i en rakettmotor og hvor trykkene er abscisser og tiden ordinater.

Fig. 1 viser skjematisk en rakettmotor 10 utstyrt

med to gassinjektorer bestående av T-formete dyser 11 hvor gass strømmer ut gjennom åpninger 16 i begge ender av den horisontale del av hvert T-stykke. En nitrogensylinder 12 er forbundet med dysene 11 via tilførselsrør 13 og 14 og solenoidventil 15. Nitrogentrykket holdes på 2000 p.s.i. under drift, og strømmen

av gassen er 4% av den totale gass-strøm fra motoren 10.

I fig. 2 antyder de med piler forsynte linjer de veier gass-strømmene følger etter utløpet fra dysene 11. Skjønt den under henvisning til figurene 1 og 2 kort beskrevne motor er en stasjonær prøvemotor, vil det forstås at i en tilsvarende flyvende utførelse kan en nitrogenkilde og de tilhørende til-førselsrør og ventil ha plass inne i raketthodet. Det vil også forstås at andre gasser, som oksygen, kan brukes i stedet for nitrogen til hjelpegass-strømmene.

En annen foretrukket utførelse vist i figurene 3

og 4 omfatter et rakettkammer 17 med en utløpsdyse 18. Kammeret 17 inneholder et fast hoveddrivstoff 19 som har en sentral passasje 20 og som er beregnet for radial forbrenning. Til kammeret 17 er festet en hodeplate 21 på gasstett måte og på oppstrømssiden av dette. Til hodeplaten 21 er festet en hode-hylse 22 som inneholder et hjelpegassdrivstoff 23, også dette på gasstett måte. En hoveddrivstofftenner 24 av svartkrutt er anbrakt på den side av hodeplaten 21 som vender mot hoveddrivstoffet 19 til tenning av dette, og en tenner 25 for hjelpe-gassdrivstoffet 23, også av svartkrutt, er anbrakt på den motsatte side av hodeplaten 21 for tenning av dette drivstoff.

Andre tennmidler som pyrogen eller hypergolic vil kunne anvendes på samme måte. To hull 26 i hodeplaten 21 kommuniserer med to gassinjektorer hvorav hver består av en T-formet dyse 27 inn-rettet til å sende ut hjelpegass-strømmer gjennom åpningene 28

i hver ende av den horisontale del av den T-formete dyse 27.

Under drift blir hoveddrivstoffet 19 og det gass-produserende hjelpedrivstoff 23 antent på normal måte ved hjelp av luntetenning av tennerne 24 og 25. Gass fremstillet av hjelpe-gassdrivstoffet 23 trykkes fra hodehylsen 22 ut gjennom hullene 26 og strømmer gjennom begge de T-formete dyser ut i rakett-kammeret 17 i et område oppstrøms av hoveddrivstoffet 19 hvor det produserer et flertall hvirvler og motvirker enhver tendens til uregelmessig forbrenning. Den samlete gass-strøm gjennom åpningene 28 er omtrent 4% av den totale strøm ut gjennom ut-løpsdysen 18.

I diagrammene i figurene 5 - 8 er trykkforholdene avsatt som abscisser og tiden i sekunder som ordinater for en forsøksrakettmotor med diameter 152 mm, og som har to T-formete dyser anbrakt i forenden, hvilke dyser frembringer fire hvirvler. Når det var nødvendig ble nitrogen tilført gjennom de T-formete dyser i en mengde av omtrent 4% av den totale utstrømming fra rakettmotoren. Kammertrykket er avsatt som en kontinuerlig linje, nitrogentrykket som en streket linje, og en prikket og streket linje er brukt der hvor den hele og den strekete linje er sammenfallende.

Fig. 5 viser det typiske lavfrekvensbilde av kammertrykket når intet nitrogen tilføres. Filmopptak og trykk-målinger har vist at de store trykkstopper kan være forbundet med dannelsen av enkle hvirvler i rakettmotoren. Fig. 6 viser virkningen av begynnende tilførsel av nitrogen gjennom de T-formete dyser umiddelbart etter tenning ved omtrent 70 kg/cm 2. Det lavfrekvente trykkbilde viser at uregelmessig forbrenning

var helt eliminert (unntatt en liten topp idet dysene ble satt i funksjon). Dette resultat har gjentatt seg ved mange forsøk. Det er funnet nødvendig å skru på nitrogenet etter tenningen,

da tilførsel av nitrogen før tenningen vil blåse hoveddriv-stof f tenneren ut gjennom utløpsdysen.

Dersom nitrogenet skrus av når forbrenningen er kommet halvveis, faller raketten tilbake til sin vanlige uregelmessige forbrenning slik som vist i fig. 7. En enkel hvirvel er ansvarlig for den uregelmessige forbrenningen.

Fig. 8 viser virkningen av å utsette tilførselen

av nitrogen inntil den spontane instabilitet har begynt. Det er åpenbart at den uregelmessige forbrenning da ikke kan stabi-liseres så effektivt. Derfor er det for oppnåelse av det beste resultat viktig å sette på nitrogenet før motoren begynner å

gå ustabilt.

Under andre prøver har oksygen vist seg like effektivt som nitrogen til stabilisering av forbrenningen.

Når i en rakett drivstoff i væskeform som strømmer fra drivdysene påvirkes av en kryssende gass-strøm, vil den resulterende ikke-lineære blanding og forbrenning foregå på en måte som er analog med den som foregår i en rakett med fast drivstoff. Oppfinnelsen er således også anvendelig for raketter som drives med flytende drivstoff.

Claims (3)

1. Rakettmotor omfattende et forbrenningskammer for fremdriften anordnet med gassinjektorer på oppstrømssiden av det volum av forbrenningskammeret hvor forbrenningen skjer, karakterisert ved at et like antall gassinjektorer er anbrakt i lik vinkelmessig avstand på en sirkel som befinner seg inne i og er konsentrisk med forbrenningskammeret, hver med to åpninger som vender bort fra hverandre og således anordnet at det sendes ut motsatt rettete hjelpegass-strømmer i retning tangentielt til nevnte sirkel.

2. Rakettmotor i henhold til krav 1, karakterisert ved at gassinjektorene er anbrakt nær inntil forbrenningskammerets omkrets.

3. Rakettmotor i henhold til krav 1 eller 2, karakterisert ved anordninger for tilbakeføring av gass fra hovedgass-strømmen fra forbrenningen av hoveddrivstoffet, for å lede denne gass til gassinjektorene.