NO770850L - Rakettmotor. - Google Patents

Description

Oppfinnelsen vedrører rakettmotorer.

I henhold til foreliggende oppfinnelse er det til-veiebragt en rakettmotor som omfatter et forbrenningskammer som inneholder fast drivstoff, hvor den bakre ende av kammeret har gassutløpsinnretninger, en primær tenner (av den type det vises til) anordnet i kammeret bak drivstoffet og en sekundær tenner for sikring av full tenning av drivstoffet, idet den andre tenner er plasert i kammeret foran drivstoffet for antenning av den primære tenner.

Med uttrykket en primær tenner (av den type det vises til) menes en friksjonstenner eller en anslagstennladning.

Foreliggende oppfinnelse tilveiebringer også en rakettmotor som omfatter et forbrenningskammer som inneholder en ladning av fast drivstoff som er innesluttet mellom en omkretsvegg og en fremre og en bakre vegg i kammeret, en primær tenner (av den type det vises til) som avstøttes av den bakre vegg av kammeret, en sekundær tenner for sikring av full tenning av drivstoffet, hvilken andre tenner er anbragt i en avtrapning i den fremre vegg av kammeret, og en eller flere kanaler som utstrekker seg i lengderetning gjennom eller langs ladningen av drivstoff for overføring av en flamme fra primærtenneren, ved tenning til den sekundære tenner.

Ved denne anordning vil da den sekundære tenner tennes' som følge av at den primære tenner settes i drift, varme gasser fra de først antente områder av drivstoffet gå over og heve temperaturen til de ytre flater av drivstoffet til an-tennelsestemperatur når de passerer til gassutløpsinnretningen. Fortrinnsvis er den andre tenner presset inn i en avtrapning eller fordypning ved den fremre ende av forbrenningskammeret, da derved antennelsesperioden kan forlenges og retningen for fremskridelsen av flammen fra den sekundære tenner kan kontrol-leres.

Fortrinnsvis har drivstoffet en aksielt forløpende gjennomgående kanal hvis flate er ubeskyttet, dvs. den kan brenne fritt, idet anordningen er slik at flammen fra den primære tennér kan føres gjennom passasjen til den sekundære tenner. Alternativt kan det benyttes en lengde av lunte eller et ark av lett forbrennbart materiale, såsom preparert tekstilmateriale (f. eks. preparert cambric), f. eks. som utstrekker seg rundt flaten til drivstoffet hosliggende til veggene i forbrenningskammeret for å overføre flammen fra primærtenneren til sekundær-tenneren.

Anordningen av en slik kanal eller passasje øker overflateområdet over hvilket drivstoffet kan brenne, noe som er fordelaktig med noen drivstoffer. Oppfinnelsen er særlig anvendbar ved de rakettmotorer hvor forholdet mellom flaten over hvilken drivstoffet kan brenne og flaten for gassutløpstinnret-ningen (kjent som begrensningsforholdet K) er relativt høyt,

f. eks. i området mellom 100 og 400, fortrinnsvis 200 og 300. Kammertrykket til en rakettmotor varierer med K,og valget av en relativt stor verdi for K kan være nødvendig for å oppnå en ønsket verdi for kammertrykket (som på sin side kan være nødven-dig for å oppnå en ønsket forbrenningsgrad). For slike rakettmotorer med relativt høy K er området for gassutløpsinnretningen mindre enn hvis K var mindre, noe som vil gjøre det mer vanske-lig å tenne rakettmotoren gjennom gassutløpsinnretningen. Oppfinnelsen er særlig fordelaktig når dobbeltbasedrivstoffer, såsom cordit, blir benyttet. Eksempler på andre egnede drivstoffer innbefatter f. eks. gummibasserte drivstoffer (såsom polyuretan-baserte) og hylsebundne drivstoffer, såsom de som er basert på polyisobutan.

Fordelaktig omfatter gassutløpsinnretningen flere skråstilte gassutløpspassasjer som er anordnet for å utøve en rotasjon for raketten for stabiliseringsformål. I et slikt tilfelle er de enkelte utløpspassasjer enda mindre og rotasjon finner sted, noe som vil gjøre.tenning gjennom gassutløpst-passasjene til et større problem.

Fordelaktig er det en passasje gjennom den fremre ende av forbrenningskammeret som inneholder en rad av forbrennbart materiale. Denne tennes ved den varme som dannes i forbrenningskammeret og muliggjør en nyttelast (som blant annet kan være en røk, bluss eller lyssignal eller en radarreflekterende innret-ning) eller et andre drivstofftrinn som aktiveres etter en ønsket forsinkelse fra tenningen. Passasjene kan være adskilt fra avsatsen som inneholder den sekundære tenner eller avsatsen kan selv utgjøre en del av passasjen. I det sistnevnte tilfelle vil tennersamsetningen i avsatsdelen til passasjen utøve den dobbelte funksjon for en sekundær tenner som hjelper med tenningen av drivstoffet og•som virker som en del av forsinkelsesrekken av forbrennbart materiale. Avsatsen er fortrinnsvis med større diameter enn den resterende del av passasjen. Fortrinnsvis er minst en del av forsinkelsesrekken av forbrennbart materiale av den såkalte gassløse type, da dens brennhastighet er mindre trykkavhengig (og derfor mindre avhengig av trykket i forbrenningskammeret som kan variere) enn med såkalt gassdannende type.

Uansett om avsatsen danner en del av passasjen og tennersammensetningen utgjør en del av forsinkelsesrekken eller ikke, kan det være fordelaktig å anordne ekstra avsatser eller fordypninger som inneholder tennersammensetningén, for å være behjelpelig med å oppnå en strøm av varme forbrenningsgasser over alle drivstofflater som skal antennes og for å sikre at minimumdriftskammertrykket oppnås og opprettholdes og for å tilveiebringe tilstrekkelig energi til å opprettholde forbrenning.

Oppfinnelsen skal i det følgende nærmere beskrives ved hjelp av utførelseseksempler som er fremstilt på tegningene, som viser: fig.len første utførelse av en rakettmotor i et aksielt tverrsnitt,

fig. 2 et riss langs linjen 2-2 på fig. 1,

fig. 3 og 4 andre og tredje utførelser for rakettmotoren i aksielle tverrsnitt og

fig. 5-9 alternative utførelser for drivstoffet i

radielle tverrsnitt.

Like deler har samme henvisningstall på alle figurer. Den første utførelsesform for rakettmotoren som er vist på fig. 1, omfatter en omkretsvegg som er utformet av et sylindrisk hus 1 som sammen med en bakre endevegg 2 og en front-ehdevegg 3 avgrenser et forbrenningskammer. Forbrenningskamme ret har en gassutløpsinnretning i form av to skråstilte dyser 4 for å indusere en rotasjonsstabilisering for raketten i flukt.

Forbrenningskammeret inneholder en hul sylindrisk masse av cordit-drivstoff 5 som er avstandsplasert fra omkretsveggen 1, hvilket drivstoff har anlegg mot fire vinkelformede fremspring 2a -.2d, som rager ut fra endeveggen 2, og fire tilsvarende fremspring, såsom 3a - 3c, som rager ut fra endeveggen 3. Fire koniske fremspring 2a - 2h hjelper også til å støtte drivstoffmassen bort fra gassutløpene under forbrenningen. Drivstoffet har form av en hul sylinder. Såvel de indre som de ytre krummede flater og de fremre og bakre endeflater til drivstoffet er ubeskyttet for å tilveiebringe en brennflate hele veien. En tenner i form av en anslagskappe 6 er plasert i linje med den hule passasje gjennom drivstoffet og er festet til den bakre endevegg 2.

Den fremre endevegg 3 har en sirkulær avtrapning 7 og en skruegjenget boring 8 i forbindelse med denne, hvilke deler sammen danner en passasje gjennom den fremre ende av forbrenningskammeret. Det faktum at boringen 8 er skruegjenget har en tendens til å forhindre forbrennbart materiale i å tvinges ut av gasstrykket i forbrenningskammeret. Den sirkulære avtrapning 7 har "innpresset en tennersammensetning 12, og boringen 8 inneholder også forbrennbart materiale 13. Terinersammensetnin-gen 12 velges for å gi den ønskede tenningsegenskap, og det forbrennbare materiale 13 i boringen 8 velges slik at den totale forsinkelse mellom tiden hvor. tennersammensetningen tennes til tidspunktet hvor forbrenningsfronten når den ytre ende av boringen 8 har en ønsket størrelse. Selv om det forbrennbare materiale velges primært ut fra den totale forsinkelse, kan den selvfølgelig, også hjelpe til med tenningen av drivstoffet.

Raketten er anbragt i et utskytnings- eller utsend-elsesrør (ikke vist), f. eks. tilsvarende det som er vist i britisk patent nr. 1.312.444, som hensiktsmessig er modifisert slik at avfyringsbolten 32 på fig. 1 eller fig. 2 på tegningen til det britiske patent er hosliggende til anslagskappen 6. Utskytningsinnretningen er beregnet for bruk i håden.

Ved drift tennes raketten ved å bevirke at slagme-kanismen slår an mot anslagskappen 6. Når kappen 6 treffes, vil en flamme fra kappen føres gjennom den sentrale passasje 5a til drivstoffet 5 og antenne tennersammensetningen i avtrapningen 7. Tennersammensetningen brenner på en udempet måte, og forbrenningsgasser føres over såvel den indre sylindriske flate som den ytre sylindriske flate og begge endeflater av drivstoffet 5 og sikrer dermed at drivstoffet blir riktig antent over hele sin brennflate. Når tennersammensetningen i avtrapningen 7 blåes ut, vil forbrenningsfronten fortsette langs boringen 8 og eventuelt nå det ytre av forbrenningskammeret hvor den tjener til å tenne en nyttelast, f. eks. et fallskjermbluss eller røksignal eller en frittfallende stjerne eller et røkspor eller for å frigi en nyttelast, såsom en radarskjerm eller for å tenne et ytterligere drivstofftrinn. Kappen 6 kan hvis den er utformet slik, bli frigjort under flukt for å øke området for gassutløpet.

Den andre utførelse av rakettmotoren som er vist på fig. 3 adskiller seg fra den første ved at en ekstra fordypning 9, som er ringformet og. inneholder en videre ladning av tennmiddelsammensetning 12, er anordnet i den fremre endevegg 3.

På grunn av dette kan det sentrale hull i drivstoffet 5 hensiktsmessig ha en større diameter enn i det første eksempel (f. eks. opp til diameteren for fordypningen 7, selv om det ikke er vist slik på fig. 3). Også den sirkulære fordypning 7 kan ha større diameter enn i den første.utførelsesform for raketten. Den sentrale fordypning 7 og den ekstra fordypning 8 bør være tilstrekkelig store til å sikre at varme forbrenningsgasser føres over såvel den ytre som den indre sylinderflate til drivstoffet 5 og endeflatene og ikke primært over den indre sylindriske flate, noe som ellers ville vært tilfelle hvis den eneste modifikasjon til den første utførelsesform for rakettmotoren var forstørrel-sen av den sentrale ledning gjennom drivstoffet 5.

Den tredje utførelsesform for rakettmotoren (fig. 4) adskiller seg fra den første ved at den hule ledning gjennom sentrum av drivstoffet 5 kan ha en større diameter (som i den andre utførelse av raketten), ved at den sirkulære fordypning 7 og boringen 8 fra den første utførelse er erstattet av en enkelt boring 10 med jevn diameter, at det er anordnet en ekstra fordypning 9 som er ringformet og inneholder tennmiddelsammensetning 12 i den fremre ende av forbrenningskammeret, og at en ski-ve av preparert cambric 11 er anordnet ved den fremre ende av forbrenningskammeret.

Skiven av preparert cambric 11, som også kan være anordnet i de to første utførelsesformer for rakettmotoren, sikrer at tennmiddelsammensetningen i den ringformede fordypning 9 hurtig tennes, idet preparert cambric er et lett forbrennbart materiale.

Selv.om boringen 10 har en jevn diameter, kan endede-len hosliggende det indre av forbrenningskammeret likevel fylles med tennmiddelsammensetning 12 for å hjelpe med tenningen av drivstoffet 5 til forskjell fra det forbrennbare materiale 13

i den bakre del av boringen eller innholdet kan helt være en forsinkelsessammensetning.

Den andre og tredje utførelse av rakettmotoren drives på samme måte som den første.

Det skulle være klart at, hvis ønsket, boringene 8 på fig. 1 og 3 og den tilsvarende del av boringen 10 på fig. 4 kan avlukkes. Hvis ønsket kan en separat boring som inneholder for-sinkelsessammensetningen derved anordnes i endeveggen 3 for å muliggjøre aktiveringen av en nyttelast. Fig. 5-9 viser alternative former for drivstoffet som kan benyttes i alle tre utførelser for rakettmotoren og som vil gi en stor forbrenningsflate. Fig. 5 viser et antall ubeskyttede faste sylindre av drivstoff 15 med en sentral passasje 15a. Fig 6 viser en ladning av drivstoff 25 med en stjerneformet passasje 25a. Den ytre flate til drivstoffet er ubeskyttet.

De former som er vist på fig. 5-9 kan konstrueres ved ekstrudering. Fig. 7 viser en stjerneformet masse av drivstoff 35. Fig. 8 og 9 viser ribbeformer for drivstoff 45 og 55.

Raketten som er beskrevet ovenfor er særlig egnet for bruk som signalrakett for å holdes i hånden.

Egnede eksempler på tennersammensetninger er følgende, hvor.andelene er angitt i vektandeler:

Egnede eksempler for forbrennbare materialer i boringen 8 eller den bakre del av boringen 10 er følgende, hvorved andelene er vektandeler:

Den første er en gassdannende sammensetning og de følgende tre er gassløse.

Claims (8)

1. .1. Rakettmotor omfattende et forbrenningskammer som inneholder fast drivstoff, og hvor den bakre ende av kammeret har gassutstrømningsinnretninger og en tenner, karakterisert ved at tenneren er en primærtenner.(6) (av den type det vises til) som er anordnet i kammeret bak drivstoffet (5),

   og en sekundærtenner (12) som er anordnet for sikring av full tenning av drivstoffet, hvilken sekundærtenner er plasert i kammeret foran drivstoffet for antennelse av den primære tenner.
2. 2. Rakettmotor ifølge krav 1, karakterisert ved at den primære tenner er anordnet i en bakre vegg (2) på kammeret.
3. 3. Rakettmotor ifølge krav 1 eller 2, karakterisert ved at minst en passasje (5a) utstrekker seg gjennom drivstoffet fra den primære tenner (6) til den sekundære tenner (12).
4. 4. Rakettmotor ifølge ett eller flere av de foranstående krav, karakterisert ved at den sekundære tenner omfatter en tennersammensetning som er fast sikret til en vegg (3) ved den fremre ende av forbrenningskammeret.
5. 5. Rakettmotor ifølge krav 4, karakterisert ved at tennersammensetningen er presset inn i en fordypning (7 eller 9) i veggen til den fremre ende av kammeret.
6. 6. Rakettmotor ifølge ett eller flere av de foranstående krav, karakterisert ved at drivstoffet (5) er avstandsplasert•fra en omkretsvegg (1) i forbrenningskammeret i tilstrekkelig grad til å tillate fremføring av en flamme mellom drivstoffet og omkretsveggen.
7. 7. Rakettmotor ifølge ett eller flere av de foranstående krav, karakterisert ved at gassutstrømningsinn-retningen (4) er skråstilt i forhold til rakettens langsgående akse.
8. 8. Rakettmotor ifølge ett eller flere av de foranstående krav, karakterisert ved at en forbrennbar plugg (13) danner en forbrenningsbane mellom forbrenningskammeret og et rom foran forbrenningskammeret.