DE1139329B

DE1139329B - Rocket engine for solid propellants

Info

Publication number: DE1139329B
Application number: DEB57254A
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Franz Rudolf Thomanek
Original assignee: FRANZ RUDOLF THOMANEK DIPL ING; Boelkow Entwicklungen KG
Current assignee: FRANZ RUDOLF THOMANEK DIPL ING; Boelkow Entwicklungen KG
Priority date: 1960-03-28
Filing date: 1960-03-28
Publication date: 1962-11-08

Description

Raketentriebwerk für feste Treibstoffe Die Erfindung betrifft ein Raketentriebwerk für feste Treibstoffe mit einer aus Zylinderwand und Düse bestehenden Brennkammer, deren Boden durch einen während des Abbrandes .axial verschiebbaren, zylindrisch ausgebildeten Treibstoffkörper gebildet wird.Solid propellant rocket engine The invention relates to a Solid propellant rocket engine with a cylinder wall and nozzle Combustion chamber, the bottom of which can be axially displaced during combustion. cylindrically shaped propellant body is formed.

Bei den Raketentriebwerken nach einem älteren Vorschlag erfolgt die axiale Verschiebung des Treibstoffkörpers mittels eines Gewindetransportes. Zu diesem Zweck ist der Treibstoffkörper mit einem Außengewinde versehen, der durch eine beispielsweise von einer flugkörperseitig angeordneten Turbine angetriebenen Mutter selbsttätig derart gesteuert wird, daß die Düsenoberkante stets an der Stirnfläche des Treibstoffkörpers anliegt und immer nur so weit nachgeben kann, wie dieser abbrennt.In the case of the rocket engines, according to an older proposal, the axial displacement of the fuel body by means of a thread transport. To this Purpose of the propellant body is provided with an external thread, for example by a Self-actuating nut driven by a turbine arranged on the missile side is controlled in such a way that the upper edge of the nozzle is always on the end face of the propellant body and can only give as far as it burns down.

Die zur Steuerung des Treibstoffkörpers während seines Abbrandes erforderliche Vorrichtung besitzt jedoch einen verhältnismäßig verwickelten und störanfälligen Aufbau, wobei insbesondere die Notwendigkeit, den Treibstoffkörper selbst mit einem Außengewinde zu versehen, dessen Festigkeit in erheblicher Weise beeinträchtigt.The one required to control the fuel body while it is burning However, the device is relatively complicated and prone to failure Construction, in particular the need to use the fuel body itself with a To provide external thread, the strength of which is impaired in a significant manner.

Aufgabe der Erfindung ist es, ein Raketentriebwerk der vorgenannten Art so auszubilden, daß die Nachteile der Raketentriebwerke des älteren Vorschlages vermieden sind; insbesondere soll der Treibstoffkörper selbst frei sein von seine Festigkeit beeinträchtigenden Gewinden.The object of the invention is to provide a rocket engine of the aforementioned Kind to train that the disadvantages of the rocket engines of the older proposal are avoided; in particular, the propellant body should itself be free of its own Strength-impairing threads.

Eine Lösung dieser Aufgabe erfolgt gemäß der Erfindung dadurch, daß der Treibstoffkörper durch eine auf seine Stirnfläche wirkende axiale Kraft in die Brennkammer eingeschoben wird.A solution to this problem takes place according to the invention in that the propellant body by an axial force acting on its end face into the Combustion chamber is inserted.

Bei einer Ausführungsform der Erfindung ist eine Fördereinrichtung vorhanden, welche den Treibstoffkörper mittels einer Parallelführung gegen den Brennkamrnerdruck in die Brennkammer einführt.In one embodiment of the invention is a conveyor present, which the fuel body by means of a parallel guide against the combustion chamber pressure introduces into the combustion chamber.

Zur Abdichtung zwischen Brennkammer und Treibstoffkörper sind entsprechende Dichtmittel, z. B. Labyrinthdichtungen mit unbrennbaren Manschetten, angebracht, um die Leckverluste möglichst zu vermeiden.For the seal between the combustion chamber and the fuel body there are appropriate Sealant, e.g. B. Labyrinth seals with non-flammable sleeves, attached, in order to avoid leakage losses as much as possible.

Gemäß der Erfindung ist weiterhin vorgesehen, daß der Treibstoffkörper mit einer der Brenngeschwindigkeit entsprechenden Geschwindigkeit nachgeschoben wird. Dabei können nach einem weiteren Merkmal der Erfindung die Vorschubkräfte aus einer flugkörperfesten Kraftanlage entnommen werden.According to the invention it is further provided that the fuel body at a speed corresponding to the burning speed will. According to a further feature of the invention, the feed forces be taken from a missile-fixed power plant.

Um ebenso wie bei Flüssigkeitstriebwerken auch bei Feststofftriebwerken der eingangs genannten Art die Brenngeschwindigkeit entsprechend der Vorschubgeschwindigkeit während des Betriebes mit möglichst einfachen Mitteln beeinflussen zu können, sind die Zündmittel mit mindestens einer gegen den Treibstoffkörper gerichteten Spitze oder Kante versehen.To, as with liquid propulsion, also with solid propulsion of the type mentioned above, the burning speed corresponding to the feed speed can be influenced during operation with the simplest possible means the ignition means with at least one tip directed against the propellant body or edge.

Wird der Treibstoffkörper mit höherer Geschwindigkeit als der dem Treibstoff eigenen Abbrandgeschwindigkeit gegen die infolge der hohen Brennkammertemperatur glühenden Spitzen oder Kanten geschoben, so dringen diese in den Treibstoffkörper ein. Dadurch vergrößert sich die Brennfläche, so daß in der gleichen Zeit mehr Treibstoff verbrannt wird als dies bei normaler Abbrandgeschwindigkeit und konstanter Brennfläche möglich wäre. Die effektive Brenngeschwindigkeit läßt sich durch diese einfache Maßnahme somit vergrößern.Will the propellant body at a higher speed than that Fuel's own burning rate against the one resulting from the high combustion chamber temperature If you push glowing tips or edges, they penetrate the fuel body a. This increases the burning area, so that more fuel is available in the same amount of time is burned than this at normal burning speed and constant burning surface it is possible. The effective burning rate can be determined by this simple Increase the measure.

Ein völliges Stillsetzen des Triebwerkes läßt sich schließlich in zuverlässiger Weise dadurch erreichen, daß der Vorschub unterbrochen oder der Treibstoffkörper zurückgezogen wird. Es kann also die Verringerung der Vorschubgeschwindigkeit dazu benutzt werden, um das Triebwerk mit nachlassendem Schub allmählich auszuschalten. Ein schneller Brennschluß wird dagegen durch plötzliches Zurückziehen des Treibstoffkörpers aus der Brennkammer erreicht. Durch die Anordnung von Zündvorrichtungen in der Brennkammer läßt sich durch Wiedereinschieben des Treibstoffkörpers das Triebwerk erneut in Tätigkeit setzen.A complete shutdown of the engine can finally be carried out in A reliable way to achieve that the feed is interrupted or the fuel body is withdrawn. So there can be a reduction in the feed speed to do this can be used to gradually shut down the engine as the thrust decreases. A quick burnout, on the other hand, is caused by a sudden withdrawal of the fuel body reached from the combustion chamber. By arranging ignition devices in the combustion chamber the engine can be reinserted by reinserting the propellant body Set activity.

Um bei einem Raketentriebwerk, bei dem der Treibstoffkörper allein die die Schubkraft übertragende Verbindung zwischen Brennkammer mit Schubdüse und den übrigen Teilen der Flugkörperzelle bildet, die auf den Treibstoffkörper einwirkenden Dichtkräfte leichter überwinden zu können, kann in Weiterbildung der Erfindung ein intermittierender Vorschub vorgesehen sein, wobei der Düsenkörper mit Brennkammerwand - durch die Brenngeschwindigkeit des Treibstoffkörpers gesteuert - unter dem Druck der expandierenden Gase auf den divergierenden Düsenteil selbsttätig auf dem Treibstoffkörper entlanggleitet.In the case of a rocket engine, in which the propellant body alone the connection between the combustion chamber that transmits the thrust Thrust nozzle and the remaining parts of the missile cell which form on the propellant body To be able to overcome acting sealing forces more easily, can in further development of the Invention an intermittent feed can be provided, wherein the nozzle body with combustion chamber wall - controlled by the burning speed of the fuel body - automatically under the pressure of the expanding gases on the diverging nozzle part slides along the fuel body.

Der intermittierende Vorschub der Brennkammer auf dem Treibstoffkörper läßt sich jedoch gemäß der Erfindung auch dadurch erzielen, daß der Treibstoffkörper aus einzelnen Scheiben verschieden schnell brennenden Treibstoffes zusammengesetzt ist.The intermittent advance of the combustion chamber on the fuel body can, however, also be achieved according to the invention in that the propellant body composed of individual discs of fuel that burns at different speeds is.

Einige Ausführungsformen der Erfindung sind in den Zeichnungen dargestellt. Es zeigen im Schnitt Fig. 1 und 2 ein Triebwerk mit nachschiebbarem Treibstoffkörper in verschiedenen Einschubstellungen, Fig. 3 einen Flugkörper mit automatischem Vorschub des Treibstoffkörpers.Some embodiments of the invention are shown in the drawings. 1 and 2 show, in section, an engine with a propellant body that can be pushed in in various insertion positions, FIG. 3 shows a missile with automatic advance of the fuel body.

Die Brennkammer 11 in Fig. 1. und 2 läuft nach hinten in die Düse 10 aus. In ihrem Inneren befinden sich die Zündanlage 12 sowie Dichtmanschetten 21.. Ein am vorderen Ende der Brennkammer vorhandener Flansch 13 steht über Zugglieder 14 mit einer Druckscheibe 15 in Verbindung. In das Gewinde einer zentralen Bohrung 16 in dieser Scheibe 15 ist eine Spindel 17 mit Drehgriff 18 eingeschraubt. Die Spindel 17 drückt mit ihrem hinteren Ende mittels einer zwischengelegten Scheibe 19 .auf den Treibstoffkörper 20.The combustion chamber 11 in FIGS. 1 and 2 runs out towards the rear into the nozzle 10. The ignition system 12 and sealing collars 21 are located in its interior. A flange 13 present at the front end of the combustion chamber is connected to a pressure disk 15 via tension members 14. A spindle 17 with a rotary handle 18 is screwed into the thread of a central bore 16 in this disk 15. The rear end of the spindle 17 presses on the propellant body 20 by means of an interposed disk 19.

Durch Betätigen des Drehgriffes 18 wird der Treibstoffkörper in die Brennkammer 11 eingeführt. Die in der Brennkammer an der Außenwand innen angeordneten Dichtmanschetten 21 weichen etwas in Richtung auf das Innere der Brennkammer aus, so daß eine durch die Spannung dieser Manschetten hervorgerufene Dichtung zwischen Brennkammer und Treibstoffkörper gewährleistet ist. Bei Berühren der Zündanlage 12, wie in Fig. 2 dargestellt ist, wird der Treibstoffkörper 20 auf der ganzen Stirnfläche entzündet.By operating the rotary handle 18 , the fuel body is introduced into the combustion chamber 11. The sealing collars 21 arranged on the inside of the combustion chamber on the outer wall give way somewhat in the direction of the interior of the combustion chamber, so that a seal between the combustion chamber and the fuel body caused by the tension of these collars is ensured. When the ignition system 12 is touched, as shown in FIG. 2, the fuel body 20 is ignited over the entire end face.

Der Vorschub des Treibstoffkörpers erfolgt durch äußere Kräfte P, welche auf den Drehgriff 18 zentral einwirken. Die Zugglieder 14 werden dabei entlastet und dienen lediglich zur Führung des Treibstoffkörpers. Eine Unterbrechung des Schubes wird dadurch erreicht, daß die Kraft P weggenommen wird. Dadurch gleitet der Treibstoffkörper 20 mit den Übertragungsteilen 19, 16, 17 und 18 aus der Brennkammer heraus und erlischt. Ein erneutes Einfahren in der oben beschriebenen Weise führt nach Berührung des Treibstoffkörpers 20 mit der Zündanlage 12 zur erneuten Zündung des Triebwerkes.The propellant body is advanced by external forces P which act centrally on the rotary handle 18. The tension members 14 are relieved and only serve to guide the fuel body. An interruption of the thrust is achieved in that the force P is removed. As a result, the fuel body 20 slides with the transmission parts 19, 16, 17 and 18 out of the combustion chamber and goes out. A renewed retraction in the manner described above leads to renewed ignition of the engine after the fuel body 20 comes into contact with the ignition system 12.

In Fig. 3 ist eine Brennkammer 26 mit Schubdüse 25 dargestellt, welche längsverschieblich auf einem Treibstoffkörper 30 angeordnet ist. Sie berührt den Treibstoffkörper 30 an zwei Stellen 28, so daß ein Verkanten der gleitenden Brennkammer ausgeschlossen ist. Eine Labyrinthdichtung 29 verhindert ein Ausweichen von Brenngasen durch die Berührungsstellen 28 zwischen Brennkammer26 und Treibstoffkörper 30. Der Treibstoffkörper 30 trägt an seinem vorderen Ende den übrigen Teil des Flugkörpers 27.In FIG. 3, a combustion chamber 26 with a thrust nozzle 25 is shown, which is arranged on a fuel body 30 such that it can be displaced longitudinally. It touches the fuel body 30 at two points 28 so that tilting of the sliding combustion chamber is excluded. A labyrinth seal 29 prevents combustion gases from escaping through the contact points 28 between the combustion chamber 26 and the propellant body 30. The propellant body 30 carries the remaining part of the missile 27 at its front end.

Zum Entzünden des Triebwerkes wird die Brennkammer 26 mit Düse 25 .auf dem Treibstoffkörper 30 so weit nach vorn geschoben, daß dieser bis in die Düse 25 hineinragt. Die Entzündung des Treibstoffkörpers 30 erfolgt durch bekannte, nicht dargestellte Zündmittel, die sich außerhalb des Flugkörpers befinden können. Sobald der Treibstoffkörper so weit abgebrannt ist, daß die Brennfront an der Stirnfläche innerhalb der zylindrischen Brennkammer 26 steht, erzeugen die expandierenden Verbrennungsgase in der Düse einen Schub, der sowohl auf die Stirnfläche des brennenden Treibstoffkörpers 30 wirkt und den Flugkörper in Längsrichtung beschleunigt als auch auf die Schubdüse 25 eine Kraft in der gleichen Richtung überträgt. Diese Kraft auf die Schubdüse 25 vergrößert sich, wenn die Brennfront in die Brennkammer 26 hineinwandert, so daß der Brennkammerkörper 26 mit Düse 25 auf dem Treibstoffkörper 30 entlanggeschoben wird. Dieses Vorgleiten auf dem Treibstoffkörper wird dadurch begrenzt, daß die Schubkraft auf die Düse 25 in dem Augenblick erheblich absinkt, wo die Verbrennung innerhalb des sich erweiternden Teiles 25 stattfindet, so daß die expandierenden Gase nicht mehr entlang der Düsenwand 25 strömen, sondern direkt nach hinten entweichen. Es wird sich daher ein Gleichgewichtszustand so einstellen, daß die Knickstelle in der Wand zwischen Brennkammer 26 und Düse 25 etwa an der brennenden Hinterkante des Treibstoffkörpers liegt.Combustion chamber 26 with nozzle 25 is used to ignite the engine . On the propellant body 30 pushed so far forward that this into the Nozzle 25 protrudes. The fuel body 30 is ignited by known, Ignition means, not shown, which can be located outside the missile. As soon as the fuel body has burned down so far that the burning front is at the end face is within the cylindrical combustion chamber 26, generate the expanding combustion gases in the nozzle a thrust, which both on the face of the burning propellant body 30 acts and accelerates the missile in the longitudinal direction as well as on the thruster 25 transmits a force in the same direction. This force on the exhaust nozzle 25 increases when the combustion front migrates into the combustion chamber 26, see above that the combustion chamber body 26 with nozzle 25 is pushed along the fuel body 30 will. This sliding forward on the propellant body is limited by the fact that the Thrust on the nozzle 25 decreases significantly at the moment where the combustion takes place within the expanding part 25, so that the expanding Gases no longer flow along the nozzle wall 25, but escape directly to the rear. There will therefore be a state of equilibrium so that the kink in the wall between combustion chamber 26 and nozzle 25 approximately at the burning rear edge of the fuel body lies.

Zur besseren Überwindung der Dichtkräfte kann ein intermittierender Vorschub vorgesehen sein. Die Brennkammer 26 mit Schubdüse 25 bleibt so lange an der Stelle des Treibstoffkörpers, bis der Druck auf die Düse 25 so groß ist, daß er die Reibungskräfte an der Dichtung überwindet. Dann gleitet die Brennkammer 26 auf dem Treibstoffkörper 30 um einen bestimmten Betrag nach vorn, bis der Druck kurzzeitig nachläßt. Danach spielt sich der gleiche Vorgang erneut ab. Der intermittierende Vorschub kann auch dadurch hervorgerufen werden, daß die Treibstoffsäule in verschiedene schnell brennende Abschnitte unterteilt ist.To better overcome the sealing forces, an intermittent Be provided feed. The combustion chamber 26 with the exhaust nozzle 25 remains on for so long the location of the fuel body until the pressure on the nozzle 25 is so great that it overcomes the frictional forces on the seal. Then the combustion chamber 26 slides forward on the fuel body 30 by a certain amount until the pressure briefly subsides. Then the same process takes place again. The intermittent Advance can also be caused by the fact that the fuel column in different fast burning sections is divided.

Dieses intermittierende Vorgleiten der Brennkammer 26 auf dem Treibstoffkörper 30 erlaubt größere Anpreßdrücke in den Manschetten der Dichtung 29. Die Schwankungen in der Ausströmgeschwindigkeit und damit die Verringerung der Schubkraft sind dagegen gering.This intermittent sliding forward of the combustion chamber 26 on the fuel body 30 allows greater contact pressures in the sleeves of the seal 29. The fluctuations in the outflow speed and thus the reduction in the thrust are against it small amount.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Solid propellant rocket engine with a Combustion chamber consisting of cylinder wall and nozzle, the bottom of which is covered by a during the burn-up axially displaceable, cylindrically shaped propellant body is formed, characterized in that the propellant body (20, 30) by a Axial force acting on its end face is pushed into the combustion chamber (11, 26) will.

2. rocket engine according to claim 1, characterized by a parallel guide (14) of the propellant body (20).

3. rocket engine according to claim 1 or 2, characterized through a labyrinth seal (21, 29) between the combustion chamber (11, 26) and the fuel body (20, 30).

4. rocket engine according to claim 1 and 2, characterized in that the propellant body (20, 30) at a rate corresponding to the burning rate Speed is pushed.

5. rocket engine according to claim 4, characterized in that the feed forces from a missile-fixed power plant can be removed.

6. rocket engine according to claims 1 to 6, characterized in that that to influence the burning rate according to the feed rate the ignition means (12) with at least one directed against the propellant body (20) Point or edge are provided.

7. rocket engine according to claims 1 to 6, characterized in that the feed is interrupted to shut down the engine or the fuel body is withdrawn. B.

Rocket engine according to claim 1, in which the propellant body alone is the connection transmitting the thrust forms between the combustion chamber with the thrust nozzle and the other parts of the missile cell, characterized in that the nozzle body (25) with combustion chamber wall (26) through the burning rate of the fuel body (30) controlled, under the pressure of expanding gases on the diverging nozzle part automatically on the fuel body slides along.

9. rocket engine according to claim 8, characterized in that to achieve an intermittent advance of the combustion chamber (26) on the fuel body (30) the fuel body from individual discs burning at different speeds Fuel is composed. Publications considered: German Patent Specification No. 484 064. Earlier Patents Considered: German Patent No. 1079 390.