NO167759B - Fremgangsmaate for tilsetning av legeringsmateriale til smeltet metall. - Google Patents
Fremgangsmaate for tilsetning av legeringsmateriale til smeltet metall. Download PDFInfo
- Publication number
- NO167759B NO167759B NO853784A NO853784A NO167759B NO 167759 B NO167759 B NO 167759B NO 853784 A NO853784 A NO 853784A NO 853784 A NO853784 A NO 853784A NO 167759 B NO167759 B NO 167759B
- Authority
- NO
- Norway
- Prior art keywords
- gas
- combustion
- rocket
- fuel
- combustion chamber
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title description 3
- 238000005275 alloying Methods 0.000 title 1
- 239000000463 material Substances 0.000 title 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 title 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 35
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 23
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 6
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 49
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 30
- 229910052757 nitrogen Inorganic materials 0.000 description 15
- 230000001788 irregular Effects 0.000 description 10
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 4
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 description 4
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 4
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 3
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 3
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 2
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000009530 blood pressure measurement Methods 0.000 description 1
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 239000002510 pyrogen Substances 0.000 description 1
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 1
- 230000002269 spontaneous effect Effects 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 239000013589 supplement Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
- C22C—ALLOYS
- C22C1/00—Making non-ferrous alloys
- C22C1/02—Making non-ferrous alloys by melting
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
- C22C—ALLOYS
- C22C1/00—Making non-ferrous alloys
- C22C1/02—Making non-ferrous alloys by melting
- C22C1/026—Alloys based on aluminium
Landscapes
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Metallurgy (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Treatment Of Steel In Its Molten State (AREA)
- Vertical, Hearth, Or Arc Furnaces (AREA)
- Coating By Spraying Or Casting (AREA)
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.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US65473684A | 1984-09-27 | 1984-09-27 | |
US65473584A | 1984-09-27 | 1984-09-27 |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
NO853784L NO853784L (no) | 1986-04-01 |
NO167759B true NO167759B (no) | 1991-08-26 |
NO167759C NO167759C (no) | 1991-12-04 |
Family
ID=27096807
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
NO853784A NO167759C (no) | 1984-09-27 | 1985-09-26 | Fremgangsmaate for tilsetning av legeringsmateriale til smeltet metall. |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
EP (1) | EP0178502B1 (no) |
AU (1) | AU578493B2 (no) |
DE (1) | DE3573000D1 (no) |
NO (1) | NO167759C (no) |
Families Citing this family (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3828613A1 (de) * | 1984-09-27 | 1989-06-08 | Aluminum Co Of America | Verfahren zur herstellung einer oder mehrerer intermetallischer verbindungen |
NO165766C (no) * | 1988-06-30 | 1991-04-10 | Norsk Hydro As | Fremgangsmaate for kornforfining av metaller. |
WO1995025822A1 (de) * | 1994-03-18 | 1995-09-28 | Sahm P R | Gusswerkstoffe |
DE19839670A1 (de) * | 1998-09-01 | 2000-03-02 | Induga Industrieoefen Und Gies | Verfahren zur kontinuierlichen Herstellung von Metall-Legierungen |
CN102353267A (zh) * | 2011-10-31 | 2012-02-15 | 中国铁建电气化局集团有限公司 | 铜镁熔炼炉加镁装置 |
Family Cites Families (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2263268B2 (de) * | 1972-12-23 | 1976-12-30 | Glyco-Metall-Werke Daelen & Loos Gmbh, 6200 Wiesbaden-Schierstein | Verfahren zur herstellung von aluminium-blei-legierungen |
US3947265A (en) * | 1973-10-23 | 1976-03-30 | Swiss Aluminium Limited | Process of adding alloy ingredients to molten metal |
-
1985
- 1985-09-24 EP EP85112130A patent/EP0178502B1/en not_active Expired
- 1985-09-24 AU AU47813/85A patent/AU578493B2/en not_active Ceased
- 1985-09-24 DE DE8585112130T patent/DE3573000D1/de not_active Expired
- 1985-09-26 NO NO853784A patent/NO167759C/no unknown
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
AU578493B2 (en) | 1988-10-27 |
EP0178502B1 (en) | 1989-09-13 |
AU4781385A (en) | 1986-04-10 |
NO167759C (no) | 1991-12-04 |
NO853784L (no) | 1986-04-01 |
DE3573000D1 (en) | 1989-10-26 |
EP0178502A1 (en) | 1986-04-23 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US2419866A (en) | Aerial torpedo | |
US2433943A (en) | Operation of jet propulsion motors with nitroparaffin | |
US3065597A (en) | Reignitable solid rocket motor | |
NO790132L (no) | Fremgangsmaate og apparat til minskning av nitrogenoksydutslipp fra forbrenningskamre | |
US2847826A (en) | Pulsating torch igniter | |
US3426534A (en) | Fuel control device | |
US3044255A (en) | Powder propulsive for rockets or other self-propelled projectiles | |
US2972225A (en) | Motor mechanism for missiles | |
US3065596A (en) | Reignitable solid rocket motor | |
NO167759B (no) | Fremgangsmaate for tilsetning av legeringsmateriale til smeltet metall. | |
Story et al. | Hybrid propulsion demonstration program 250K hybrid motor | |
US3176464A (en) | Ducted rocket engine | |
US2998703A (en) | Reso-jet igniter | |
NO119453B (no) | ||
US3124933A (en) | Leroy stram | |
US2981059A (en) | Dual thrust chamber rocket | |
US3013388A (en) | Gas generating apparatus | |
US6658838B2 (en) | Shaped charge engine | |
US2674088A (en) | Retractable rocket igniter | |
Martin et al. | Preliminary Performance Data of an 18kN Ablatively Cooled, Blowdown Liquid Rocket Engine. | |
US3345822A (en) | Burning rate control of solid propellants | |
US5115637A (en) | External cartridge gas combustor ignitor | |
US3200583A (en) | Rocket propulsion apparatus | |
US3626697A (en) | Method and means for controlling the thrust in a solid propellant rocket motor | |
US3217491A (en) | Method of producing energy in a reaction engine |