WO2012055801A1 - Triebwerksvorrichtung und verfahren zur reduzierung einer seitenlast auf einen flugkörper - Google Patents

Triebwerksvorrichtung und verfahren zur reduzierung einer seitenlast auf einen flugkörper Download PDF

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WO2012055801A1
WO2012055801A1 PCT/EP2011/068508 EP2011068508W WO2012055801A1 WO 2012055801 A1 WO2012055801 A1 WO 2012055801A1 EP 2011068508 W EP2011068508 W EP 2011068508W WO 2012055801 A1 WO2012055801 A1 WO 2012055801A1
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WO
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skirt
engine device
nozzle
region
combustion chamber
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Application number
PCT/EP2011/068508
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English (en)
French (fr)
Inventor
Ralf Stark
Chloé GÉNIN
Original Assignee
Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V.
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Publication date
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Priority to US13/869,223 priority Critical patent/US8938972B2/en

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/97—Rocket nozzles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/401—Liquid propellant rocket engines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/002—Launch systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G5/00—Ground equipment for vehicles, e.g. starting towers, fuelling arrangements

Definitions

  • the invention relates to an engine device for a missile, comprising a combustion chamber having a neck region and a nozzle region having a nozzle wall, the nozzle region expanding from the neck region to an outlet end of the nozzle region with respect to a combustion chamber axis.
  • the invention further relates to a missile. Furthermore, the invention relates to a test stand or a launch pad for a missile.
  • the invention relates to a method for reducing a side load in an engine device, in particular in a startup phase and / or shutdown phase.
  • a non-folding device for expanding the nozzle of a rocket motor which consists of a frusto-conical apron, which is formed by a stack of tube rings or coils which are welded together.
  • the tube rings or coils have a cross-section which is flattened in the direction of the stack.
  • a pyrotechnic device is provided which is received in the tube and can generate sufficient pressure to increase the dimensions of the tube towards the stack after ignition.
  • an automatically adjustable nozzle for a rocket which comprises a part with a fixed diameter, which surrounds an outlet of a combustion chamber of a rocket engine. Further is an elongated tubular skirt is provided which is fixed to a front end of the fixed diameter part and extends rearward therefrom. The wall of the skirt has a plurality of longitudinally extending corrugations.
  • JP 07139431 A discloses a nozzle in which an inner cylinder is fixed to an inner peripheral surface of the nozzle by means of a partition pin.
  • the side loads during launch and shutdown of an engine device may be well above the side loads of a nominal combustor pressure powered engine device.
  • the invention has for its object to provide an engine device of the type mentioned, in which the side loads are reduced.
  • this object is achieved in the case of the engine device mentioned at the beginning in that the nozzle region is associated with a skirt wall which is positioned downstream relative to the outlet end of the nozzle region and surrounds the outlet end of the nozzle region, and the skirt wall is at least equal to the nozzle wall at the exit end of the nozzle area is at an acute angle away from the combustion chamber axis.
  • the solution according to the invention enlarges an intake cross section. This allows the mass flow of sucked in ambient air and the Increase the speed of the intake ambient air compared to an engine device without apron. It is possible to achieve an attenuation of asymmetrically distributed, fluctuating flow separations as well as a pressure reduction in a detached area. This in turn leads to a significant reduction of page loads.
  • the apron may be fixedly connected to the nozzle area or connected to a test stand or a launch pad and then act on the nozzle area only during the start phase.
  • Payload capacity can be increased and payloads that are sensitive to shear forces can also be used.
  • the skirt widens outward relative to the combustion chamber axis.
  • the skirt at an outlet end which faces away from the outlet end of the nozzle region, has a larger cross-sectional area than the nozzle region at its outlet end to the skirt.
  • the skirt is rotationally symmetrical to the combustion chamber axis in order to be able to effectively damp or reduce asymmetric fluctuations.
  • the nozzle area is the nozzle area of a supersonic nozzle. Fluctuations caused by flow separation can then be reduced.
  • the acute angle is in the range between 3 ° and 15 ° and in particular, for example, at 5 °, 7 °, 10 ° or 15 °.
  • a length of the skirt along the combustion chamber axis is at most 25% of the length of the nozzle region along the combustion chamber axis.
  • a length of the skirt along the combustion chamber axis is in the range between 0.3 and 2.5 and in particular in the range between 0.5 and 2 of a radius in the neck region. This results in a for the attenuation of fluctuations or for the reduction of fluctuations optimized dimensioning.
  • the skirt is fixed to a holding region from which a missile provided with the engine device starts.
  • the holding area is in particular part of a launching ramp. It can then be achieved for the launch phase, a side load reduction, the apron remains ground-based and thus the missile does not have to transport the corresponding apron.
  • a distance between the outlet end of the nozzle region and the skirt lies in the range between 0 and 0.6 of a radius in the neck region and in particular lies between 0 and 0.5 and in particular lies at approximately 0.4. In one embodiment, this distance between the outlet end of the nozzle region and a corresponding end of the skirt facing the outlet end of the nozzle region is, for example, approximately 5 cm.
  • the skirt is fixed to the nozzle area and in particular is mitfented. As a result, a side load reduction can be achieved over a larger height range.
  • the Schürzenwandung has a contour which lies along an isobar. If, accordingly, the contour of the apron lies along a shear layer, then during the ascent of a missile (in particular a rocket) a rapid jump of the flow stabilization of the fully flowing nozzle to the outlet end of the apron, which has already been stabilized on the ground, can be ensured. Furthermore, such a pulse gain can be achieved.
  • a missile is provided which is provided with an engine device according to the invention.
  • a bottom ignition of the engine device is provided. It then emerges systematically the problem of flow separation in the supersonic range of the nozzle area.
  • the engine device is then provided in particular at a lower stage or main stage of the missile.
  • a test stand or a launching ramp for a missile is also provided, which is provided with an engine device according to the invention, wherein the test stand or the launch ramp comprises a non-flying holding area on which the skirt is arranged.
  • a distance between the outlet end of the nozzle region and the skirt is in the range between 0 and 0.6 of a radius in the neck region and in particular between 0 and 0.5. In a preferred embodiment, the distance is about 0.4 of said radius.
  • a nozzle area (and in particular supersonic nozzle area) of the engine device is associated with an apron, which has a larger outlet cross-section than the nozzle area, wherein by means of the skirt, a larger amount of air is sucked into a separation region of the nozzle area in comparison to the case without apron.
  • Figure 1 is a schematic representation of a missile with a drive factory device
  • Figure 2 is a schematic representation of an embodiment of a
  • Figure 3 is a schematic representation of a first embodiment of an engine device according to the invention.
  • Figure 4 is a schematic representation of a second embodiment of an engine device according to the invention in connection with a launch ramp;
  • Figure 5 is a schematic representation of the function of a skirt (area I) in comparison to the case without apron (area II);
  • Figure 6 is an illustration of the side load as a function of the pressure ratio Po / Pa (combustion chamber pressure to ambient pressure in a cold gas model) in the case where no apron is present, an apron at an acute angle of 5 ° and a skirt at an acute angle of 7 ° available.
  • Po / Pa combustion chamber pressure to ambient pressure in a cold gas model
  • FIG. 1 An exemplary embodiment of a missile 10, which is shown schematically in FIG. 1, is a rocket. This comprises a main body 12, with which a Payload unit 14 can be transported. The rocket has, for example, two solid boosters 16.
  • the main body 12 includes a first tank 18 and a second tank 20.
  • the first tank 18 receives a fuel, such as liquid hydrogen.
  • the second tank 20 receives an oxidizer.
  • an engine device designated 22 as a whole is arranged on the main body 12 of the missile 10. This is supplied with fuel from the first tank 18 and oxidizer from the second tank 20.
  • the engine device 22 basically comprises a combustion chamber 24 with a combustion chamber wall designated as a whole by 26.
  • the combustion chamber 24 is in particular rotationally symmetrical with respect to a combustion chamber axis 28.
  • the combustion chamber 24 is designed as a supersonic nozzle with a neck region 30 and a nozzle region 32. Furthermore, the combustion chamber 24 has a combustion chamber region 34.
  • the neck region 30 adjoins the combustion chamber region 34 and lies between the combustion chamber region 34 and the nozzle region 32. In the neck region 30, the combustion chamber 24 has the smallest internal cross section, that is to say the combustion chamber region 34 narrows towards the neck region 30.
  • the nozzle portion 32 extends from the throat portion 30 to an exit end 36 of the nozzle portion 32.
  • the nozzle region 32 comprises a nozzle wall 38 as part of the combustion chamber wall 26.
  • an apron 40 is arranged downstream of the nozzle region 32.
  • This skirt 40 surrounds the nozzle region 32 at its outlet end 36.
  • the skirt 40 has a first side 42 which faces the outlet end 36 of the nozzle region 32 is, and an opposite second side 44.
  • the skirt 40 is fixedly connected via its first side 42 gapless with the nozzle portion 32.
  • the apron 40 is associated with the engine device 22 in flight.
  • an exit end 46 is formed at the second side 44.
  • a corresponding exit surface at the exit end 46 is at least approximately parallel to an exit surface at the exit end 36 of the nozzle section 32.
  • the skirt 40 is formed rotationally symmetrical to the combustion chamber axis 28.
  • the skirt 40 has a skirt wall 48. Over the skirt wall, the skirt 40 widens from the exit end 36 of the nozzle portion 32 to the exit end 46 of the skirt 40. A diameter of the skirt 40 on the second side 44 is greater than a diameter of the nozzle portion 32 This also has a cross-sectional area of the skirt 40 at the outlet end 46 is greater than at the outlet end 36 of the nozzle portion 32.
  • the Schürzenwandung 48 is at least at the outlet end 46 at an acute angle 50 to the nozzle wall 38. The acute angle is
  • skirt wall 48 is configured, that is, contoured to lie along an isobar, that is, a shear layer.
  • the skirt has a length Li along the combustor axis 28 which is smaller than a length L 2 of the nozzle portion 32 between the throat portion 30 (narrowest in an interior of the combustion chamber 24) and the exit end 36. More specifically, the length Li is at most 25% of the length L 2 .
  • the interior of the combustion chamber 24 has a radius R.
  • the length Li is in the range between 0.3 R and 2.5 R and in particular in the range between 0.5 R and 2 R.
  • the skirt 40 is associated with the engine device 22.
  • the apron 40 is co-flying with the engine device 22.
  • a test stand or starting ramp 52 is provided for the missile 10.
  • This test stand or the launch ramp 52 includes a holding portion 54.
  • At the holding portion 54 is fixed (not-flying) an apron 56 is arranged.
  • the skirt 56 has, for example, a conical shape (with a cone axis, which is coaxial with the combustion chamber axis 28). Before starting, the engine device 22 is placed so that the
  • a distance D between the exit end 36 of the nozzle portion 32 and the skirt 56 is approximately 0.4 of the radius R in the neck region 30.
  • this distance D (the gap size) is 5 cm.
  • the skirt 40 is positioned so that below it a space region 58 is located, through which air can flow.
  • the skirt 40 works as follows: In principle, there is a flow separation in the supersonic region of the engine device 22 during a starting operation and switch-off operation of the engine device 22. This flow separation is distributed asymmetrically over an (inner) circumference of the nozzle region 32. As the combustion chamber pressure increases, the region of the flow separation shifts in the direction of the outlet end 36. The asymmetrical distribution leads to strong side loads which stress the structure and in particular the nozzle wall 38 and the engine device 22 as a whole.
  • the side loads during the start-up and shut-down phases are usually well above the side loads of an engine device operated at nominal combustor pressure. If the side loads can be reduced at start up and shutdown, then the engine device 22 in the nozzle area 32 can also be made lighter. Furthermore, this allows the design effort for example hydraulic control units, which are required for the compensation of side loads and pivoting of the engine device 22, decrease.
  • skirt 40 and 56 can be side loads during startup and shutdown process dampen or reduce. This in turn allows a "lightweight construction". Furthermore, adjusting elements can be realized with little and constructive effort. It can then be used payloads that are sensitive to lateral forces.
  • the skirt 40 or 56 is present.
  • a larger amount of air indicated by the arrow with the reference numeral 64.
  • Release region 62 flow that is, a larger amount of air is sucked into the separation region of the supersonic nozzle.
  • the increased mass flow compared to the case without skirt 40 and 56 leads to an increased damping of fluctuations of the flow separation as well as the flow in the detached area and thus to a reduction of page n publication.
  • FIG. 6 shows the course of the lateral forces (in Newtons) as a function of the pressure ratio p 0 / p a for three different cases.
  • p 0 is the total pressure or combustion chamber pressure of the engine device 22;
  • p a is the ambient pressure of the engine device 22.
  • the ambient pressure p a is constant at the ignition and start-up phase of the engine device 22.
  • the combustion chamber pressure increases, for example, from 1 bar (no combustion, empty combustion chamber 24) before ignition to the stable nominal value of the drive factory device 22 (full load). In one embodiment, the nominal value is 115 bar.
  • FIG. 6 shows the side load at each point in time of the starting engine device 22.
  • the corresponding data were determined on the basis of a cold gas model in which nitrogen is released under high pressure. In the cold gas model, no hot combustion gases are produced.
  • the black curves 66 show the side load for the conventional case without skirt 40 and 56, respectively.
  • the gray curves 68 show the case for a skirt 40 with an acute angle 50 of 5 °.
  • the light gray curves 70 show the same case, but with an acute angle of 7 °. It will be appreciated that by providing the skirt 40 in a wide range of the pressure ratio, the side load is reduced with the advantages noted above.
  • the skirt 40 can be connected directly to the engine device 22, or the skirt 56, which is then in particular recyclable, can act on the supersonic region of the nozzle region 32 only in the starting phase.
  • a skirt 40 has no effect on the full load operation of the engine device 22nd
  • skirt 40 When the skirt 40 is laid along an isobar (shear layer), then, during the ascent of the missile 10, a rapid jump in the previously ground-stabilized flow separation towards the exit end 46 of the skirt 40 can be achieved.
  • the skirt 40 or 56 is particularly advantageous when the engine device 22 is fired at the bottom.
  • An engine device 22 according to the invention is arranged on a lower stage or main stage of a missile 10 and in particular on a launch vehicle.

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Abstract

Es ist eine Triebwerksvorrichtung für einen Flugkörper vorgesehen, welche eine Brennkammer (24) mit einem Halsbereich (30) und einem Düsenbereich (32) mit einer Düsenwandung, wobei sich der Düsenbereich von dem Halsbereich ausgehend zu einem Austrittsende (36) hin bezogen auf eine Brennkammerachse (28) erweitert, umfasst, wobei dem Düsenbereich eine Schürze (40) mit einer Schürzenwandung (48) zugeordnet ist, welche bezogen auf das Austrittsende stromabwärts positioniert ist und das Austrittsende des Düsenbereichs umgibt, und wobei die Schürzenwandung zu der Düsenwandung mindestens am Austrittsende des Düsenbereichs in einem spitzen Winkel von der Brennkammerachse weg liegt.

Description

TRIEBWERKSVORRICHTUNG UND VERFAHREN ZUR REDUZIERUNG
EINER SEITENLAST AUF EINEN FLUGKÖRPER
Die Erfindung betrifft eine Triebwerksvorrichtung für einen Flugkörper, umfassend eine Brennkammer mit einem Halsbereich und einem Düsenbereich mit einer Düsenwandung, wobei sich der Düsenbereich von dem Halsbereich ausgehend zu einem Austrittsende des Düsenbereichs hin bezogen auf eine Brennkammerachse erweitert.
Die Erfindung betrifft ferner einen Flugkörper. Weiterhin betrifft die Erfindung einen Prüfstand oder eine Startrampe für einen Flugkörper.
Weiterhin betrifft die Erfindung ein Verfahren zur Reduzierung einer Seitenlast bei einer Triebwerksvorrichtung, insbesondere in einer Startphase und/oder Abschaltphase.
Aus der US 4,480,437 ist eine nicht faltbare Vorrichtung zur Erweiterung der Düse eines Raketenmotors bekannt, welche aus einer kegelstumpfförmigen Schürze besteht, die durch einen Stapel von Röhrenringen oder Spulen gebildet ist, die miteinander verschweißt sind. Die Röhrenringe oder Spulen haben dabei einen Querschnitt, welcher in der Richtung des Stapels abgeflacht ist. Ferner ist eine pyrotechnische Vorrichtung vorgesehen, welche in der Röhre aufgenommen ist und genügend Druck erzeugen kann, um die Abmessungen der Röhre in Richtung des Stapels nach Zündung zu erhöhen.
Aus der US 3,249,306 ist eine automatisch einstellbare Düse für eine Rakete bekannt, welche ein Teil mit einem festen Durchmesser umfasst, welcher einen Auslass einer Brennkammer eines Raketenmotors umgibt. Ferner ist eine verlängerte röhrenförmige Schürze vorgesehen, welche an einem vorderen Ende des Teils mit einem festen Durchmesser fixiert ist und sich rückwärtig davon erstreckt. Die Wand der Schürze hat eine Mehrzahl von sich longitudinal erstreckenden Wellungen.
Aus der US 2,967,393 ist eine Rakete bekannt.
Die JP 07139431 A offenbart eine Düse, bei der ein innerer Zylinder an einer inneren Umfangsfläche der Düse mittels eines Trennbolzens fixiert ist.
Während des Startvorgangs und auch des Abschaltvorgangs einer Triebwerksvorrichtung eines Flugkörpers und insbesondere einer Rakete kommt es zu einer Strömungsablösung im Überschallbereich des Düsenbereichs. Diese Strömungsablösung ist unsymmetrisch über den Umfang des Düsenbereichs verteilt und fluktuiert. Die unsymmetrische Verteilung führt zu starken
Seitenlasten. Die Seitenlasten während des Startvorgangs und des Abschaltvorgangs einer Triebwerksvorrichtung können weit über den Seitenlasten einer mit Nominalbrennkammerdruck betriebenen Triebwerksvorrichtung liegen. Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Triebwerksvorrichtung der eingangs genannten Art bereitzustellen, bei welcher die Seitenlasten reduziert sind.
Diese Aufgabe wird bei der eingangs genannten Triebwerksvorrichtung erfin- dungsgemäß dadurch gelöst, dass dem Düsenbereich eine Schürze mit einer Schürzenwand zugeordnet ist, welche bezogen auf das Austrittsende des Düsenbereichs stromabwärts positioniert ist und das Austrittsende des Düsenbereichs umgibt, und dass die Schürzenwandung zu der Düsenwandung mindestens am Austrittsende des Düsenbereichs in einem spitzen Winkel von der Brennkammerachse weg liegt.
Durch die erfindungsgemäße Lösung wird ein Einsaugquerschnitt vergrößert. Dadurch lässt sich der Massenstrom an eingesaugter Umgebungsluft sowie die Geschwindigkeit der eingesaugten Umgebungsluft im Vergleich zu einer Triebwerksvorrichtung ohne Schürze erhöhen. Es lässt sich eine Dämpfung von asymmetrisch verteilten, fluktuierenden Strömungsablösungen sowie eine Druckreduktion in einem abgelösten Bereich erreichen. Dies wiederum führt zu einer erheblichen Reduktion von Seitenlasten.
Weiterhin lässt sich eine Strömung im Nominalbetrieb der Triebwerksvorrichtung stabilisieren. Eine Schürze selber hat grundsätzlich keine Auswirkung auf einen Volllastbetrieb der Triebwerksvorrichtung.
Die Schürze kann fest mit dem Düsenbereich verbunden sein oder mit einem Prüfstand oder einer Startrampe verbunden sein und dann nur während der Startphase auf den Düsenbereich wirken.
Durch das Vorsehen einer Schürze lassen sich Seitenlasten reduzieren. Dadurch werden auch geringere Querkräfte erzeugt. Dadurch können Stellelemente, welche Querkräfte in die Struktur des Flugkörpers leiten, mit ge- ringerem konstruktivem Aufwand realisiert werden. Gleiches gilt auch für die Struktur des Flugkörpers. Dadurch lassen sich die Kosten für die Triebwerksvorrichtung und die Struktur des Flugkörpers erniedrigen, die
Nutzlastkapazität lässt sich steigern und es lassen sich auch Nutzlasten verwenden, welche empfindlich gegenüber Querkräften sind.
Der konstruktive Aufwand zur Anpassung der Triebwerksvorrichtung an die Startphase ist verringert.
Insbesondere erweitert sich die Schürze bezogen auf die Brennkammerachse nach außen. Dadurch lässt sich ein größerer Einsaugquerschnitt im Vergleich zu dem Austrittsende des Düsenbereichs erreichen. Aus dem gleichen Grund ist es günstig, wenn die Schürze an einem Austrittsende, welches dem Austrittsende des Düsenbereichs abgewandt ist, eine größere Querschnittsfläche aufweist als der Düsenbereich an seinem Austrittsende zur Schürze.
Es ist ferner günstig, wenn die Schürze rotationssymmetrisch zur Brennkammerachse ausgebildet ist, um effektiv asymmetrische Fluktuationen dämpfen beziehungsweise reduzieren zu können. Insbesondere ist der Düsenbereich der Düsenbereich einer Überschalldüse. Es können dann durch Strömungsablösung verursachte Fluktuationen reduziert werden.
Insbesondere liegt am Übergang vom Austrittsende des Düsenbereichs zu der Schürze zwischen der Düsenwandung und der Schürzenwandung ein Knick vor. (Es liegt dann eine Übergangskontur vor, welche am Übergang nicht differenzierbar ist. Grundsätzlich ist es günstig, wenn der Übergang selber stetig ist, das heißt ohne Lücke. Es kann auch ein kleiner Spalt vorgesehen sein, insbesondere wenn die Schürze bodenfest angeordnet ist.) Durch einen solchen Knick lässt sich im Nominalbetrieb der Triebwerksvorrichtung die Strömung stabilisieren. Ferner lässt sich der Einsaugquerschnitt erhöhen.
Es hat sich als günstig erwiesen, wenn der spitze Winkel im Bereich zwischen 3° und 15° liegt und insbesondere beispielsweise bei 5°, 7°, 10° oder 15° liegt.
Es hat sich ferner als günstig erwiesen, wenn eine Länge der Schürze längs der Brennkammerachse höchstens 25 % der Länge des Düsenbereichs längs der Brennkammerachse liegt.
Insbesondere ist es günstig, wenn eine Länge der Schürze längs der Brennkammerachse im Bereich zwischen 0,3 und 2,5 und insbesondere im Bereich zwischen 0,5 und 2 eines Radius im Halsbereich liegt. Dadurch ergibt sich eine für die Dämpfung von Fluktuationen beziehungsweise für die Reduzierung von Fluktuationen optimierte Dimensionierung.
Bei einer Ausführungsform ist die Schürze an einem Haltebereich fixiert, von welchem aus ein Flugkörper, welcher mit der Triebwerksvorrichtung versehen ist, startet. Der Haltebereich ist insbesondere Teil einer Startrampe. Es lässt sich dann für die Startphase eine Seitenlastreduzierung erreichen, wobei die Schürze bodenbehaftet bleibt und damit der Flugkörper die entsprechende Schürze nicht mittransportieren muss.
Es hat sich als günstig erwiesen, wenn ein Abstand zwischen dem Austrittsende des Düsenbereichs und der Schürze im Bereich zwischen 0 und 0,6 eines Radius im Halsbereich liegt und insbesondere zwischen 0 und 0,5 liegt und insbesondere bei circa 0,4 liegt. Bei einer Ausführungsform liegt dieser Ab- stand zwischen dem Austrittsende des Düsenbereichs und einem entsprechenden dem Austrittsende des Düsenbereichs zugewandten Ende der Schürze beispielsweise bei circa 5 cm .
Es ist alternativ möglich, dass die Schürze mit dem Düsenbereich fixiert ist und insbesondere mitfliegend ist. Dadurch lässt sich über einen größeren Höhenbereich eine Seitenlastreduzierung erreichen.
Günstig ist es, wenn die Schürzenwandung eine Kontur aufweist, welche entlang einer Isobaren liegt. Wenn entsprechend die Kontur der Schürze entlang einer Scherschicht liegt, dann lässt sich während des Aufstiegs eines Flugkörpers (insbesondere Rakete) ein schneller Sprung der zuvor bereits am Boden stabilisierten Strömungsablösung der voll fließenden Düse zum Austrittsende der Schürze gewährleisten. Weiterhin kann so ein Impulsgewinn erzielt werden.
Erfindungsgemäß ist ein Flugkörper vorgesehen, welcher mit einer erfindungsgemäßen Triebwerksvorrichtung versehen ist. Insbesondere ist eine Bodenzündung der Triebwerksvorrichtung vorgesehen. Es taucht dann systembedingt das Problem der Strömungsablösung im Überschallbereich des Düsenbereichs auf. Die Triebwerksvorrichtung ist dann insbesondere an einer Unterstufe oder Hauptstufe des Flugkörpers vorgesehen.
Erfindungsgemäß ist ferner ein Prüfstand oder eine Startrampe für einen Flugkörper vorgesehen, welcher mit einer erfindungsgemäßen Triebwerksvor- richtung versehen ist, wobei der Prüfstand oder die Startrampe einen nicht- mitfliegenden Haltebereich umfasst, an dem die Schürze angeordnet ist. Dadurch lassen sich direkt beim Startvorgang Seitenlasten reduzieren, wobei die Schürze nicht-mitfliegend ist und dadurch die Schürze die Nutzlast nicht reduziert.
Insbesondere liegt ein Abstand zwischen dem Austrittsende des Düsenbereichs und der Schürze im Bereich zwischen 0 und 0,6 eines Radius im Halsbereich und insbesondere zwischen 0 und 0,5. Bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel liegt der Abstand bei circa 0,4 des genannten Radius.
Bei einem erfindungsgemäßen Verfahren zur Reduzierung einer Seitenlast bei einer Triebwerksvorrichtung, insbesondere in der Startphase und/oder
Abschaltphase, wird einem Düsenbereich (und insbesondere Überschalldüsen- bereich) der Triebwerksvorrichtung eine Schürze zugeordnet, welche einen größeren Austrittsquerschnitt aufweist als der Düsenbereich, wobei mittels der Schürze eine größere Luftmenge in einen Ablösungsbereich des Düsenbereichs eingesaugt wird im Vergleich zum Fall ohne Schürze.
Durch die Schürze wird der Einsaugquerschnitt erhöht, so dass eine größere Luftmenge eingesaugt werden kann. Diese Luftmenge weist ferner eine größere Geschwindigkeit auf. Dadurch lassen sich asymmetrische Fluktuationen sowohl in einer Ablösezone als auch in einem abgelösten Bereich dämpfen beziehungsweise reduzieren und die Seitenlast ist verringert. Das erfindungsgemäße Verfahren weist die bereits im Zusammenhang mit der erfindungsgemäßen Vorrichtung erläuterten Vorteile auf. Die nachfolgende Beschreibung bevorzugter Ausführungsformen dient im Zusammenhang mit den Zeichnungen der näheren Erläuterung der Erfindung. Es zeigen :
Figur 1 eine schematische Darstellung eines Flugkörpers mit einer Trieb- Werksvorrichtung;
Figur 2 eine schematische Darstellung eines Ausführungsbeispiels einer
Triebwerksvorrichtung, welche aus dem Stand der Technik bekannt ist;
Figur 3 eine schematische Darstellung eines ersten Ausführungsbeispiels einer erfindungsgemäßen Triebwerksvorrichtung;
Figur 4 eine schematische Darstellung eines zweiten Ausführungsbeispiels einer erfindungsgemäßen Triebwerksvorrichtung in Verbindung mit einer Startrampe;
Figur 5 eine schematische Darstellung der Funktion einer Schürze (Bereich I) im Vergleich zu dem Fall ohne Schürze (Bereich II); und
Figur 6 eine Darstellung der Seitenlast als Funktion des Druckverhältnisses Po/Pa (Brennkammerdruck zu Umgebungsdruck bei einem Kaltgasmodell) für den Fall, dass keine Schürze vorhanden ist, eine Schürze in einem spitzen Winkel von 5° und eine Schürze in einem spitzen Winkel von 7° vorhanden sind.
Ein Ausführungsbeispiel eines Flugkörpers 10, welcher in Figur 1 schematisch gezeigt ist, ist eine Rakete. Diese umfasst einen Hauptkörper 12, mit dem eine Nutzlasteinheit 14 befördert werden kann. Die Rakete weist beispielsweise zwei Feststoff- Booster 16 auf.
Der Hauptkörper 12 umfasst einen ersten Tank 18 und einen zweiten Tank 20. Der erste Tank 18 nimmt einen Brennstoff auf, wie beispielsweise flüssigen Wasserstoff. Der zweite Tank 20 nimmt einen Oxidator auf.
An dem Hauptkörper 12 des Flugkörpers 10 ist eine als Ganzes mit 22 bezeichnete Triebwerkvorrichtung angeordnet. Diese wird mit Brennstoff aus dem ersten Tank 18 und Oxidator aus dem zweiten Tank 20 versorgt.
Die Triebwerksvorrichtung 22 umfasst dabei grundsätzlich eine Brennkammer 24 mit einer als Ganzes mit 26 bezeichneten Brennkammerwandung. Die Brennkammer 24 ist insbesondere zu einer Brennkammerachse 28 rotations- symmetrisch ausgebildet.
Die Brennkammer 24 ist als Überschalldüse ausgebildet mit einem Halsbereich 30 und einem Düsenbereich 32. Ferner weist die Brennkammer 24 einen Brennraumbereich 34 auf. Der Halsbereich 30 schließt sich an den Brenn- raumbereich 34 an und liegt zwischen dem Brennraumbereich 34 und dem Düsenbereich 32. In dem Halsbereich 30 weist die Brennkammer 24 den kleinsten Innenquerschnitt auf, das heißt der Brennraumbereich 34 verengt sich zu dem Halsbereich 30 zu. Der Düsenbereich 32 erweitert sich von dem Halsbereich 30 zu einem Austrittsende 36 des Düsenbereichs 32.
Der Düsenbereich 32 umfasst eine Düsenwandung 38 als Teil der Brennkammerwandung 26.
Bei einem Ausführungsbeispiel einer erfindungsgemäßen Triebwerksvor- richtung, welches in Figur 2 schematisch gezeigt ist, ist an dem Düsenbereich 32 stromabwärts eine Schürze 40 angeordnet. Diese Schürze 40 umgibt den Düsenbereich 32 an dessen Austrittsende 36. Die Schürze 40 weist eine erste Seite 42 auf, welche dem Austrittsende 36 des Düsenbereichs 32 zugewandt ist, und eine gegenüberliegende zweite Seite 44. Insbesondere ist die Schürze 40 über ihre erste Seite 42 spaltlos mit dem Düsenbereich 32 fest verbunden. Die Schürze 40 ist flugbegleitend mit der Triebwerksvorrichtung 22 verbunden. An der zweiten Seite 44 ist ein Austrittsende 46 gebildet. Eine entsprechende Austrittsfläche am Austrittsende 46 liegt mindestens näherungsweise parallel zu einer Austrittsfläche am Austrittsende 36 des Düsenbereichs 32.
Die Schürze 40 ist rotationssymmetrisch zu der Brennkammerachse 28 ausge- bildet.
Die Schürze 40 hat eine Schürzenwandung 48. Über die Schürzenwandung erweitert sich die Schürze 40 von dem Austrittsende 36 des Düsenbereichs 32 weg zu dem Austrittsende 46 der Schürze 40. Ein Durchmesser der Schürze 40 an der zweiten Seite 44 ist größer als ein Durchmesser des Düsenbereichs 32 an dem Austrittsende 36. Dadurch ist auch eine Querschnittsfläche der Schürze 40 an dem Austrittsende 46 größer als an dem Austrittsende 36 des Düsenbereichs 32. Die Schürzenwandung 48 liegt mindestens an dem Austrittsende 46 in einem spitzen Winkel 50 zu der Düsenwandung 38. Der spitze Winkel liegt
insbesondere in einem Bereich zwischen 3° und 15° und beispielsweise bei 5°, 7°, 10° oder 15°. An dem Übergang von dem Düsenbereich 32 zu der Schürze 40 liegt ein Knick vor.
Bei einer Ausführungsform ist die Schürzenwandung 48 so ausgestaltet, das heißt so konturiert, dass sie entlang einer Isobaren liegt, das heißt einer Scherschicht liegt. Dadurch lässt sich bei einem Aufstieg der Rakete 10 ein schneller Sprung der zuvor bereits am Boden stabilisierten Strömungsablösung zu dem Austrittsende 46 der Schürze 40 hin erreichen. Die Schürze weist eine Länge Li längs der Brennkammerachse 28 auf, welche kleiner ist als eine Länge L2 des Düsenbereichs 32 zwischen dem Halsbereich 30 (mit der engsten Stelle in einem Innenraum der Brennkammer 24) und dem Austrittsende 36. Insbesondere beträgt die Länge Li höchstens 25 % der Länge L2.
An der engsten Stelle im Halsbereich 30 weist der Innenraum der Brennkammer 24 einen Radius R auf. Die Länge Li liegt im Bereich zwischen 0,3 R und 2,5 R und insbesondere im Bereich zwischen 0,5 R und 2 R.
Die Schürze 40 ist der Triebwerksvorrichtung 22 zugeordnet. Bei dem Ausführungsbeispiel gemäß Figur 3 ist die Schürze 40 an der Triebwerksvorrichtung 22 mitfliegend angeordnet. Bei einem Ausführungsbeispiel, welches in Figur 4 schematisch gezeigt ist, ist ein Prüfstand oder eine Startrampe 52 für den Flugkörper 10 vorgesehen. Dieser Prüfstand beziehungsweise die Startrampe 52 umfasst einen Haltebereich 54. An dem Haltebereich 54 ist fest (nicht-mitfliegend) eine Schürze 56 angeordnet. Die Schürze 56 weist dabei beispielsweise eine konische Form auf (mit einer Kegelachse, welche koaxial zur Brennkammerachse 28 ist). Vor dem Start wird die Triebwerksvorrichtung 22 so platziert, dass das
Austrittsende 36 des Düsenbereichs 32 der Triebwerksvorrichtung 22 möglichst dicht (mit möglichst geringem Spalt) an der Schürze 56 anliegt. Bei einem Ausführungsbeispiel liegt ein Abstand D zwischen dem Austrittsende 36 des Düsenbereichs 32 und der Schürze 56 bei circa 0,4 des Radius R im Halsbereich 30. Beispielsweise liegt dieser Abstand D (die Spaltgröße) bei 5 cm . Die Schürze 40 ist dabei so positioniert, dass unterhalb von ihr ein Raumbereich 58 liegt, über welchen Luft einströmen kann .
Die Schürze 40 funktioniert wie folgt: Grundsätzlich kommt es bei einem Startvorgang und Abschaltvorgang der Triebwerksvorrichtung 22 zu einer Strömungsablösung im Überschallbereich der Triebwerksvorrichtung 22. Diese Strömungsablösung ist unsymmetrisch über einen (Innen-)Umfang des Düsenbereichs 32 verteilt. Mit zunehmendem Brennkammerdruck verschiebt sich dabei der Bereich der Strömungsablösung in Richtung des Austrittsendes 36. Die unsymmetrische Verteilung führt zu starken Seitenlasten, die die Struktur und insbesondere die Düsenwandung 38 sowie die Triebwerksvorrichtung 22 als Ganzes belasten.
Die Seitenlasten während der Startphase und Abschaltphase liegen üblicherweise weit über den Seitenlasten einer mit Nominalbrennkammerdruck betriebenen Triebwerksvorrichtung. Wenn die Seitenlasten beim Startvorgang und Abschaltvorgang reduziert werden können, dann kann die Triebwerksvorrichtung 22 im Düsenbereich 32 auch leichter gebaut werden. Weiterhin lässt sich dadurch der konstruktive Aufwand für beispielsweise hydraulische Steuereinheiten, die für den Ausgleich von Seitenlasten und Schwenken der Triebwerksvorrichtung 22 benötigt werden, verringern.
Durch die Schürze 40 beziehungsweise 56 lassen sich Seitenlasten beim Startvorgang und Abschaltvorgang dämpfen beziehungsweise reduzieren. Dies wiederum ermöglicht eine "Leichtbauweise". Weiterhin können Stellelemente mit geringem und konstruktivem Aufwand realisiert werden. Es können dann auch Nutzlasten eingesetzt werden, die gegenüber Querkräften empfindlich sind.
Insgesamt werden die Kosten für die Triebwerksvorrichtung 22 und die Flug- körperstruktur erniedrigt, es wird die Nutzlastkapazität gesteigert und es wird der Anwendungsbereich bezüglich der Qualifikation der Nutzlast erweitert. Wie in Figur 5 im unteren Bereich II schematisch gezeigt ist, wenn keine Schürze 40 beziehungsweise 56 vorhanden ist, strömt bei der Startphase beziehungsweise Einschaltphase (angedeutet mit dem Bezugszeichen 60) Luft in den Düsenbereich 32. Diese strömt in einen Ablösungsbereich 62 des Düsenbereichs 32, in welchem eine Strömungsablösung stattfindet.
Bei der erfindungsgemäßen Lösung ist die Schürze 40 beziehungsweise 56 vorhanden. Durch die Erweiterung der Fläche am Austrittsende 46 der Schürze 40 beziehungsweise 56 im Vergleich zum Austrittsende 36 kann eine größere Luftmenge (angedeutet durch den Pfeil mit dem Bezugszeichen 64) in den
Ablösungsbereich 62 einströmen, das heißt es wird eine größere Luftmenge in den Ablösungsbereich der Überschalldüse eingesaugt. Der erhöhte Massenstrom im Vergleich zum dem Fall ohne Schürze 40 beziehungsweise 56 führt zu einer verstärkten Dämpfung von Fluktuationen der Strömungsablösung wie auch der Strömung im abgelösten Bereich und damit zu einer Reduktion der Seite nkräfte.
Figur 6 zeigt den Verlauf der Seitenkräfte (in Newton) in Abhängigkeit von dem Druckverhältnis p0/pa für drei verschiedene Fälle. p0 ist der Totaldruck oder Brennkammerdruck der Triebwerksvorrichtung 22; pa ist der Umgebungsdruck der Triebwerksvorrichtung 22. Der Umgebungsdruck pa ist bei Zündung und Anlaufphase der Triebwerksvorrichtung 22 konstant. Der Brennkammerdruck steigt dabei beispielsweise von 1 bar (keine Verbrennung, leere Brennkammer 24) vor Zündung auf den stabilen Nominalwert der Trieb- Werksvorrichtung 22 (Volllast). Bei einem Ausführungsbeispiel beträgt der Nominalwert 115 bar.
Figur 6 zeigt die Seitenlast zu jedem Zeitpunkt der startenden Triebwerksvorrichtung 22. Die entsprechenden Daten wurden ausgehend von einem Kalt- gasmodell ermittelt, bei dem Stickstoff unter hohem Druck entspannt wird. In dem Kaltgasmodell entstehen keine heißen Verbrennungsgase. Die schwarzen Kurven 66 zeigen die Seitenlast für den konventionellen Fall ohne Schürze 40 beziehungsweise 56. Die grauen Kurven 68 zeigen den Fall für eine Schürze 40 mit einem spitzen Winkel 50 von 5°. Die hellgrauen Kurven 70 zeigen den gleichen Fall, jedoch mit einem spitzen Winkel von 7°. Man erkennt deutlich, dass durch das Vorsehen der Schürze 40 in einem großen Bereich des Druckverhältnisses die Seitenlast reduziert wird mit den oben angegebenen Vorteilen.
Wie oben erwähnt, kann dabei die Schürze 40 direkt mit der Triebwerksvor- richtung 22 verbunden sein, oder die Schürze 56, welche dann insbesondere wieder verwertbar ist, kann nur in der Startphase auf den Überschallbereich des Düsenbereichs 32 einwirken.
Durch die Schürzen 40, 56 wird ein Einsaugquerschnitt für den Düsenbereich 32 erhöht. Dadurch erhöht sich der Massenstrom der eingesaugten Umgebungsluft sowie deren Geschwindigkeit. Der Knick am Übergang von der Düsenbereichswandung 38 zu der Schürzenwandung 48 stabilisiert die
Strömung im Nominalbetrieb der Triebwerksvorrichtung 22. Grundsätzlich hat eine Schürze 40 keine Auswirkungen auf den Volllastbetrieb der Triebwerksvorrichtung 22.
Wenn die Schürze 40 entlang einer Isobaren (Scherschicht) ausgelegt wird, dann lässt sich während des Aufstiegs des Flugkörpers 10 ein schneller Sprung der zuvor am Boden stabilisierten Strömungsablösung zum Austrittsende 46 der Schürze 40 hin erreichen.
Die Schürze 40 beziehungsweise 56 ist insbesondere vorteilhaft, wenn die Triebwerksvorrichtung 22 am Boden gezündet wird.
Eine erfindungsgemäße Triebwerksvorrichtung 22 ist an einer Unterstufe oder Hauptstufe eines Flugkörpers 10 und insbesondere an einer Trägerrakete angeordnet. BEZUGSZEICHENLISTE Flugkörper
Hauptkörper
Nutzlasteinheit
Feststoff- Booster
Erster Tank
Zweiter Tank
Triebwerksvorrichtung
Brennkammer
Brennkammerwandung
Brennkammerachse
Halsbereich
Düsenbereich
Brennraumbereich
Austrittsende
Düsenwandung
Schürze
Erste Seite
Zweite Seite
Austrittsende
Schürzenwandung
Spitzer Winkel
Prüfstand, Startrampe
Haltebereich
Schürze
Raumbereich
Strömung
Ablösungsbereich
Luftmenge 66 Kurve
68 Kurve
70 Kurve
U Länge der Schürze 40, 56
L2 Länge des Düsenbereichs 32
R Radius im Halsbereich 30
D Abstand zwischen Austrittsende 36 und Schürze 56

Claims

PATENTANSPRÜCHE
1. Triebwerksvorrichtung für einen Flugkörper (10), umfassend eine
Brennkammer (24) mit einem Halsbereich (30) und einem Düsenbereich (32) mit einer Düsenwandung (38), wobei sich der Düsenbereich (32) von dem Halsbereich (30) ausgehend zu einem Austrittsende (36) hin bezogen auf eine Brennkammerachse (28) erweitert, dadurch gekennzeichnet, dass dem Düsenbereich (38) eine Schürze (40; 56) mit einer Schürzenwandung (48) zugeordnet ist, welche bezogen auf das Austrittsende (36) stromabwärts positioniert ist und das Austrittsende (36) des Düsenbereichs (32) umgibt, und dass die Schürzenwandung (48) zu der Düsenwandung (38) mindestens am Austrittsende (36) des Düsenbereichs (32) in einem spitzen Winkel (50) von der Brennkammerachse (28) weg liegt.
2. Triebwerksvorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Schürze (40; 56) sich bezogen auf die Brennkammerachse (28) nach außen erweitert.
3. Triebwerksvorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Schürze (40; 56) an einem Austrittsende (46), welches dem Austrittsende (36) des Düsenbereichs (32) abgewandt ist, eine größere Querschnittsfläche aufweist als der Düsenbereich (32) an seinem Austrittsende (36) zur Schürze (40; 56).
4. Triebwerksvorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass die Schürze (40; 56) rotationssymmetrisch zur Brennkammerachse (28) ausgebildet ist.
5. Triebwerksvorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Düsenbereich (32) der Düsenbereich (32) einer Überschalldüse ist.
6. Triebwerksvorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass am Übergang vom Austrittsende (36) des Düsenbereichs (32) zu der Schürze (56) zwischen der Düsenwandung (38) und der Schürzenwandung (48) ein Knick vorliegt.
7. Triebwerksvorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass der spitze Winkel (50) in einem Bereich zwischen 3° und 15° liegt.
8. Triebwerksvorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass eine Länge (Li) der Schürze (40; 56) längs der Brennkammerachse (28) höchstens 25 % der Länge (L2) des Düsenbereichs (32) längs der Brennkammerachse (28) beträgt.
9. Triebwerksvorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass eine Länge (Li) der Schürze (40; 56) längs der Brennkammerachse (28) im Bereich zwischen 0,3 und 2,5 und insbesondere im Bereich zwischen 0,5 und 2 eines Radius (R) im Halsbereich (30) liegt.
10. Triebwerksvorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass die Schürze (56) an einem Haltebereich (54) fixiert ist, von welchem aus der Flugkörper (10), welcher mit der Triebwerksvorrichtung versehen ist, startet.
11. Triebwerksvorrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass ein Abstand (D) zwischen dem Austrittsende (36) des Düsenbereichs (38) und der Schürze (56) im Bereich zwischen 0 und 0,6 eines Radius (R) im Halsbereich (30) liegt und insbesondere zwischen 0 und 0,5 R liegt und insbesondere bei 0,4 R liegt.
12. Triebwerksvorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch
gekennzeichnet, dass die Schürze (40) mit dem Düsenbereich (32) fixiert ist und insbesondere mitfliegend ist.
13. Triebwerksvorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass die Schürzenwandung (48) eine Kontur aufweist, welche entlang einer Isobaren liegt.
14. Flugkörper, insbesondere Rakete, welcher mit einer Triebwerksvorrichtung (22) gemäß einem der vorangehenden Ansprüche versehen ist.
15. Flugkörper nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass eine
Bodenzündung der Triebwerksvorrichtung (22) vorgesehen ist.
16. Flugkörper nach Anspruch 14 oder 15, dadurch gekennzeichnet, dass die Triebwerksvorrichtung (22) an einer Unterstufe oder Hauptstufe des Flugkörpers angeordnet ist.
17. Prüfstand oder Startrampe für einen Flugkörper (10), welcher mit einer Triebwerksvorrichtung (22) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 10 versehen ist, umfassend einen nicht-mitfliegenden Haltebereich (54), an dem die Schürze (56) angeordnet ist.
18. Prüfstand oder Startrampe für einen Flugkörper nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, dass ein Abstand (D) zwischen dem Austrittsende (36) des Düsenbereichs (38) und der Schürze (56) im Bereich zwischen 0 und 0,6 eines Radius (R) im Halsbereich (30) liegt und insbesondere zwischen 0 und 0,5 R liegt und insbesondere bei 0,4 R liegt.
19. Verfahren zur Reduzierung einer Seitenlast bei einer Triebwerksvorrichtung, insbesondere bei einer Startphase und/oder Abschaltphase, bei dem ein Düsenbereich der Triebwerksvorrichtung einer Schürze zugeordnet wird, welche einen größeren Austrittsquerschnitt aufweist als der Düsenbereich, wobei mittels der Schürze eine größere Luftmenge in einen Ablösungsbereich des Düsenbereichs eingesaugt wird im Vergleich zum Fall ohne Schürze.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112213087A (zh) * 2020-09-07 2021-01-12 蓝箭航天空间科技股份有限公司 一种航天运载器连接器脱落测试方法

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9242720B2 (en) 2010-10-21 2016-01-26 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Autonomous slat-cove-filler device for reduction of aeroacoustic noise associated with aircraft systems
US10193821B1 (en) * 2015-03-19 2019-01-29 Amazon Technologies, Inc. Analyzing resource placement fragmentation for capacity planning

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2967393A (en) 1959-12-03 1961-01-10 Braun Wernher Von Rocket-propelled missile
US2998754A (en) * 1959-05-29 1961-09-05 Karol J Bialy Missile launcher
US3249306A (en) 1962-09-14 1966-05-03 Aerojet General Co Automatically adjustable rocket nozzle
US3394549A (en) * 1965-07-06 1968-07-30 North American Rockwell Step nozzle
US4480437A (en) 1982-03-17 1984-11-06 Centre National D'etudes Spatiales Unfoldable device for extending the nozzle of a rocket engine
JPH07139431A (ja) 1993-11-16 1995-05-30 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ロケット用ノズルスカート
WO2000034641A1 (en) * 1998-12-04 2000-06-15 Volvo Aero Corporation Rocket nozzle contour for flow separation control and side load reduction
WO2002092988A1 (de) * 2001-05-15 2002-11-21 Eads Space Transportation Gmbh Verfahren zur verlängerung einer düse und verlängerbare düse für raketentriebwerke
US6572030B2 (en) * 2000-11-22 2003-06-03 Snecma Moteurs Device for displacing to nozzle outlet or eliminating jet separation in rocket engine nozzles, and a nozzle including the device

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2705739B1 (fr) * 1993-05-28 1995-08-18 Europ Propulsion Tuyère de moteur-fusée à section de sortie sélectivement réduite.
US6232769B1 (en) 1998-06-16 2001-05-15 Balluff, Inc. Modular waveguide assembly for a position sensor and method for making the same

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2998754A (en) * 1959-05-29 1961-09-05 Karol J Bialy Missile launcher
US2967393A (en) 1959-12-03 1961-01-10 Braun Wernher Von Rocket-propelled missile
US3249306A (en) 1962-09-14 1966-05-03 Aerojet General Co Automatically adjustable rocket nozzle
US3394549A (en) * 1965-07-06 1968-07-30 North American Rockwell Step nozzle
US4480437A (en) 1982-03-17 1984-11-06 Centre National D'etudes Spatiales Unfoldable device for extending the nozzle of a rocket engine
JPH07139431A (ja) 1993-11-16 1995-05-30 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ロケット用ノズルスカート
WO2000034641A1 (en) * 1998-12-04 2000-06-15 Volvo Aero Corporation Rocket nozzle contour for flow separation control and side load reduction
US6572030B2 (en) * 2000-11-22 2003-06-03 Snecma Moteurs Device for displacing to nozzle outlet or eliminating jet separation in rocket engine nozzles, and a nozzle including the device
WO2002092988A1 (de) * 2001-05-15 2002-11-21 Eads Space Transportation Gmbh Verfahren zur verlängerung einer düse und verlängerbare düse für raketentriebwerke

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
HAGEMANN G ET AL: "ADVANCED ROCKET NOZZLES", JOURNAL OF PROPULSION AND POWER, AMERICAN INSTITUTE OF AERONAUTICS AND ASTRONAUTICS. NEW YORK, US, vol. 14, no. 5, 1 September 1998 (1998-09-01), pages 620 - 634, XP000778443, ISSN: 0748-4658 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112213087A (zh) * 2020-09-07 2021-01-12 蓝箭航天空间科技股份有限公司 一种航天运载器连接器脱落测试方法

Also Published As

Publication number Publication date
DE102010042890A1 (de) 2012-04-26
US20130233942A1 (en) 2013-09-12
US8938972B2 (en) 2015-01-27
DE102010042890B4 (de) 2020-07-30

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