DE1626095C - Feststoffraketentriebwerk mit einem Hilfsgas zur Stabilisierung der Verbrennung - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Feststoffraketentriebwerk mit einem Hilfsgas zur Stabilisierung der Verbrennung, welches Hilfsgas zusammen mit dem in der Brennkammer verbrannten Treibmittel der Schuberzeugung dient.

Zu diesem Zweck sind bei einem bekannten Feststofftriebwerk dem Treibmittel Zusatzstoffe wie Kohle, Aluminium und Aluminiumoxyd zugesetzt worden, welche Stoffe bei der Verbrennung stabilisierend einwirken.

Unregelmäßigkeiten in der Abbrenngeschwindigkeit von festen Raketentreibmitteln, wie sie auch beim bekannten Triebwerk nicht auszuschließen sind, verursachen Änderungen des Betriebsdrucks der Raketen. Diese Änderungen machen gewöhnlich ± 5% vom vorgesehenen Betriebsdruck aus. Jedoch können unter extremen Bedingungen sogar Drücke auftreten, die weit höher liegen als der vorgesehene Betriebsdruck.

Die genannten Unregelmäßigkeiten im Abbrandverhalten haben im allgemeinen zwei Formen der Oszillation zufolge, nämlich eine longitudinale und eine kreisförmige Oszillation, welche beide von Wirbeln begleitet sind. Die Ausbildung eines Wirbels hat bei Feststoffraketentriebwerken oftmals wegen des damit verbundenen unregelmäßigen Abbrands des Treibmittels den Bruch des Raketengehäuses zur Folge. Weiterhin kann die Ausbildung eines solchen Wirbels die Richtungsstabilität der Rakete nachteilig beeinflussen. Schließlich können die mit den Oszillationen verbundeneriVibrationen Einrichtungen stören, die am Kopfende der Rakete angeordnet sind.

Es sind bereits Resonanzstäbe zur Stabilisierung der Verbrennung bekannt, aber ein Nachteil dieser Maßnahme wird darin gesehen, daß die Resonanzstäbe das Gewicht des Raketentriebwerks erhöhen. Als weiterer Nachteil bei Raketenantrieben mit festen Treibmitteln muß angesehen werden, daß die Resonanzstäbe bei der Stabilisierung der Verbrennung in dem Maße weniger wirksam werden, als der zentrale Gaskanal durch das Treibmittel während der Verbrennung größer wird. Jedoch bezieht sich die Erfindung nicht auf Raketentriebwerke mit Resonanzstäben zur Stabilisierung der Verbrennung.

Aufgabe der Erfindung ist es, bei dem eingangs genannten Feststoffraketentriebwerk Maßnahmen zu treffen, durch welche unter Verwendung eines Hilfsgases die Verhältnisse in Bezug auf die Stabilität der Verbrennung, also zur Vermeidung der geschilderten Nachteile, verbessert werden. ,

Zur Lösung dieser Aufgabe gelangt das Hilfsgas durch eine gerade Anzahl von Paaren von Einströmöffnungen in die Brennkammer, wobei die Einströmöffnungen in gleichem Abstand voneinander in ein und derselben Radialebene der Brennkammer unmittelbar an deren stromaufwärtigem Ende auf einem Kreis angeordnet sind, dessen Mittelpunkt auf der Längsachse der Brennkammer liegt; hierbei sind die beiden Einströmöffnungen eines jeden Paares voneinander weg gerichtet, wobei die Einströmrichtung des HiI fsgases in die Brennkammer durch die Tangente an dem genannten Kreis bestimmt ist.

Durch diese Maßnahmen wird eine dem unregelmäßigen Abbrennen entgegengerichtete Wirkung hervorgerufen. Vermutlich wird dies dadurch erreicht, daß die Hilfsgasströme die Stabilität der stehenden Tangcntialwelle der Druck- und Geschwindigkeitsoszillationen in der Brennkammer in bezug auf die laufende Tangentialwelle vergrößern, d. h., die stehende Welle vergrößert sich auf Kosten der laufenden Welle. Als Folge davon wird die unerwünschte Wirbelbildung und das hiervon herrührende unregelmäßige Abbrennen, das mit der laufenden Welle verknüpft ist, beträchtlich herabgesetzt.

Vorzugsweise sind die Einströmöffnungen nahe der inneren Umfangswand der Brennkammer angeordnet, z. B. zwei oder vier Paare von Einströmöffnungen, es kann aber auch eine größere, jedoch gerade Anzahl von Paaren verwendet werden. Die Anordnung bei einer Ausführungsform mit zwei Paaren von Einströmöffnungen ist derart, daß vier Hilfsgasströme gebildet werden und aufeinanderfolgende Hilfsgasströme sich in entgegengesetzter Richtung entlang des entsprechenden Teilumfangs der Brennkammer bewegen. Die Anzahl der Umkehrungen von Hilfsgasströmen ist bei Anordnungen, bei denen mehr als zwei Einströmöffnungspaare verwendet werden, natürlich größer. Das Ergebnis ist, daß eine Vielzahl von Wirbelbewegungen des durch die Einströmöffnungen eingeführten Hilfsgases stromaufwärts der Brennkammer erzeugt werden.

Der Mengenanteil des Hilfsgasstromes liegt vorzugsweise innerhalb eines Betrages von 1 bis 5°/o, z. B. 2 bis 4⁰Zo, bezogen auf den Gesamtgasfluß aus dem Raketentriebwerk.

Die Hilfsgasströme können aus verschiedenen Quellen kommen. Diese können vom Treibmittel vollständig getrennt sein. Bei einer ersten Ausführungsform werden die Gaseinströmöffnungen an der Raketenkopfplatte befestigt und mit Gas, das aus der in einem eigenen Generator vorgenommenen Verbrennung eines Hilfsgastreibmittels stammt, gespeist, welches Hilfsgastreibmittel an der dem Raketentreibmittel gegenüberliegenden Seite der Kopfplatte angeordnet ist. Bei einer anderen Ausführungsform bildet ein Gasvorrat von Stickstoff oder Sauerstoff das Hilfsgas. Ein Vorteil der Ausführungsform unter Verwendung gesonderter Gasquellen besteht darin, daß der Gasausstoß aus diesen Quellen das Verbrennungsgas ergänzt, das nämlich durch die Verbrennung des in diesem Fall als Haupttreibmittel anzusehenden eigentlichen Raketentreibstoffs erzeugt wird. Bei einer dritten Ausführungsform dient ein Teil der aus dem Raketentreibmittel erzeugten Verbrennungsgase als Hilfsgas.

In zweckmäßiger Weise werden die Hilfsgasströme erst nach Zündung des Treibmittels wirksam, da die Einführung von Hilfsgas vor der Zündung die Funktion des Zünders stören könnte. Es ist also zweckmäßig, den das Hilfsgas liefernden Generator unmittelbar nach Zündung des Treibmittels in Betrieb zu setzen, um eine maximale Stabilisierungswirkung in bezug auf die Verbrennung zu erzielen.

Eine bevorzugte Ausführungsform der erfindungsgemäßen Feststoffrakete bzw. ein Versuchsraketentriebwerk zur Verdeutlichung der Wirkungsweise der Hilfsgasströme bei der Feststoffrakete werden an Hand der Zeichnungen näher erläutert. Es zeigt

F i g. 1 schematisch ein Versuchsraketentriebwerk, das mit einer gesonderten Gasquelle für Hilfsgasströme ausgerüstet ist,

F i g. 2 einen schematischen Querschnitt durch die Hilfsgasdüsen des Triebwerks gemäß Fig. 1,

Fig. 3 einen Längsschnitt durch ein Feststoff raketentriebwerk mit Einrichtungen zur Stabilisierung der Verbrennung durch Hilfsgas,

Fig. 4 einen Querschnitt entlang der Linie IV-IV in Fig. 3,

Fig. 5 bis 8 Druck-Zeitdiagramme zur Verdeutlichung der mit dem Hilfsgas zu erzielenden, die Verbrennung stabilisierenden Wirkung.

F i g. 1 zeigt schematisch ein Versuchsraketentriebwerk 10, das mit zwei Paaren von Gaseinströmöffnungen ausgerüstet ist, die an einem T-förmigen Aufbau als Düsen 11 ausgebildet sind, durch deren öffnungen 16 das Hilfsgas in die Brennkammer einströmt. An jedem Ende des horizontalen Teils des T-förmigen Aufbaus ist eine solche Düse angeordnet. Ein Stickstoffzylinder 12 ist mit den Düsen 11 über Leitungen 13 und 14 und einem Solenoidventil 15 verbunden. Der Stickstoffdruck wird während des Betriebs der Rakete auf 140 at gehalten. Der als Hilfsgas dienende Stickstoff macht mengenmäßig 4 ⁰Zo der gesamten Strömung aus dem Raketentriebwerk 10 aus. F i g. 2 zeigt mit Hilfe von Pfeillinien den Weg an, welchen die Hilfsgasströme nach dem Austritt aus den Düsen 11 nehmen.

h Zwar stellt die an Hand der Fig. 1 und 2 beschrie-" bene Ausführungsform ein Versuchsraketentriebwerk dar, aber es ist selbstverständlich, daß bei einer für den Flugeinsatz bestimmten Rakete eine Stickstoffquelle und die damit verbundenen Zuführrohre und das Ventil innerhalb des Bereichs des Kopfendes der Rakete angeordnet sein können. An Stelle von Stickstoff kann auch Sauerstoff als Hilfsgas verwendet werden.

Eine weitere Ausführungsform, die in F i g. 3 und 4 dargestellt ist, besitzt eine Brennkammer 17 mit einer Austrittsdüse 18. Die Brennkammer 17 enthält ein festes Treibmittel 19 als Innenbrenner mit einem zentralen Kanal 20. Eine Kopfplatte 21 ist mit einer gasdichten Passung am stromaufwärtigen Ende der Brennkammer 17 befestigt. Ein Kopfgehäuse 22, das ein Treibmittel 23 für die Hilfsgaserzeugung enthält, ist an der Kopfplatte 21 ebenfalls in gasdichter Passung angebracht. Ein Schwarzpulverzünder 24 für die Zündung des Treibmittels 19 ist an der diesem Treibmittel 19 gegenüberliegenden Seite der Kopfplatte 21 angebracht. An der anderen Seite der Kopfplatte 21 ist für die Zündung des gaserzeugenden Hilfstreibmittels 23 ein Zünder 25, zweckmäßig ebenfalls aus Schwarzpulver, angebracht. Andere Zündvorrichtungen, wie z. B. pyrogene oder hypergolische, sind gleich gut verwendbar. Jede von zwei Öffnungen 26 in der Kopfplatte 21 steht mit zwei Einströmöffnungen 28 in Verbindung, die am T-förmigen Aufbau 27 angeordnet sind, so daß die Hilfsgasströme durch die öffnungen 28 an jedem Ende des horizontalen T-Teils in die Brennkammer 17 einströmen können. Zum Betrieb wird das im vorliegenden Fall als Haupttreibmittel anzusehende Treibmittel 19 und das der Hilfsgaserzeugung dienende Treibmittel 23 mit Hilfe der genannten Zünder 24 und 25 gezündet. Das Hilfsgas tritt unter Druck aus dem Kopfgehäuse 22 durch die Öffnungen 26 und durch jede der Einströmöffnungen 28 in die Brennkammer 17 in einem Bereich stromaufwärts des Haupttreibmittels 19 ein, wo es eine Vielzahl von Wirbeln erzeugt und jeglicher Neigung zu einem unregelmäßigen Abbrennen des Haupttreibmittels entgegenwirkt. Der gesamte Hilfsgasfluß durch die öffnungen 28 beträgt ungefähr 4^η,Ό des Gesamtgasfhisses durch die Austrittsdüse 18.

Die F i g. 5 bis 8 zeigen Druck-Zeitdiagramme, bei denen für ein Versuchsraketentriebwerk mit einem Durchmesser von 15,2 cm der Betriebsdruck in Einheiten von 0,07 at auf der Ordinate und die Zeit in Sekunden auf der Abszisse aufgetragen sind. Dieses Triebwerk weist zwei am stromaufwärtigen Ende der Brennkammer angeordnete Paare von Hilfsgasdüsen auf. Nach Bedarf wurde Stickstoff aus den Hilfsgasdüsen in die Brennkammer eingeleitet, der mengenmäßig ungefähr 4% der gesamten, die Rakete verlassenden Gasmenge ausmacht. Der in der Brennkammer herrschende Betriebsdruck ist als durchgezogene Linie und der Stickstoffdruck als gestrichelte Linie aufgetragen; eine strichpunktierte Linie ist dann verwendet, wenn die durchgezogene Linie und die gestrichelte Linie zusammenfallen.

Fig. 5 zeigt ein typisches Niederfrequenzdruckdiagramm des Brennkammerdrucks ohne Stickstoffeinführung durch die T-förmigen Hilfsgasdüsen. Durch Film aufgenommene Messungen der radialen Druckverteilung haben gezeigt, daß die starken Druckspitzen der Bildung von einzelnen Wirbeln im Raketentriebwerk zuzuordnen sind. Fig. 6 zeigt die Wirkung des Beginns der Einführung von Stickstoff als Hilfsgas durch die T-förmigen Düsen in die Brennkammer unmittelbar nach der Zündung bei ungefähr 1000 Druckeinheiten (wie oben definiert). Das Niederfrequenzdruckdiagramm zeigt, daß ein unregelmäßiges Abbrennen vollständig verhindert wurde (mit Ausnahme einer kleinen Druckspitze beim Einschalten der Düsen).

Diese Ergebnisse wurden durch viele Versuche be-■ stätigt. Es hat sich als notwendig erwiesen, den Stickstoff nach der Zündung der Hauptantriebsladung einzuschalten, da die Einführung von Stickstoff vor der Zündung den Zünder für das Haupt.treibmittel durch die Düse hinausblasen würde.

Wenn die Stickstoffzufuhr nach der halben Brennzeit unterbrochen wird, dann kehrt die Rakete zu ihrem unregelmäßigen Brennverhalten zurück, wie es durch Fig. 7 gezeigt ist. Ein einziger Wirbel ist für das unregelmäßige Brennen verantwortlich.

F i g. 8 zeigt die Wirkung einer verzögerten Stickstoffeinführung, die erst zu einem Zeitpunkt erfolgt, in dem sich eine Instabilität bereits eingestellt hat. Es ist ersichtlich, daß das unregelmäßige Abbrennen auf diese Weise nicht so wirksam stabilisiert werden kann. Deshalb ist es zur Erzielung guter Ergebnisse wichtig, die Stickstoffzufuhr einzuschalten, be\or die . Verbrennung instabil wird.

Es wurde in anderen Versuchen festgestellt, daß Sauerstoff bei der Stabilisierung der Verbrennung genauso wirksam ist wie Stickstoff.

Claims (8)

1. Patentansprüche:

   J. Feststoffraketentriebwerk mit einem Hilfsgas zur Stabilisierung der Verbrennung, welches Hilfsgas zusammen mit dem in der Brennkammer verbrannten Treibmittel der Schuberzeugung dient, dadurch gekennzeichnet, daß das Hilfsgas durch eine gerade Anzahl von Paaren von Einströmöffnungen (28) in die Brennkammer gelangt, wobei die Einströmöffnungen (28) in gleichem Abstand voneinander in ein und derselben Radialebene der Brennkammer unmittclbar an deren stromaufwärtigem Ende auf einem Kreis angeordnet sind, dessen Mittelpunkt auf der Längsachse der Brennkammer liegt, und daß die beiden ninströmölTnungen(28) eines jeden Paares

   voneinander weg gerichtet sind, wobei die Einströmrichtung des Hilfsgases in die Brennkammer durch die Tangente an dem genannten Kreis be- . stimmt ist.
2. 2. Raketentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Einströmöffnungen (28) nahe der inneren Umfangswand der Brennkammer angeordnet sind.
3. 3. Raketentriebwerk nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Hilfsgas in einem eigenen Generator (22, 23) erzeugt wird.
4. 4. Raketentriebwerk nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Hilfsgas Stickstoff oder Sauerstoff ist.
5. 5. Raketentriebwerk nach Anspruch 1 oder 2,

   dadurch gekennzeichnet, daß ein Teil der aus dem Treibmittel erzeugten Verbrennungsgase als Hilfsgas dient.
6. 6. Raketentriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß zwei oder vier Paare von Einströmöffnungen (28) vorhanden sind.
7. 7. Raketentriebwerk nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Mengenanteil des Hilfsgases an der das Triebwerk Verlassenden gesamten Gasmenge 1 bis 5% beträgt.
8. 8. Raketentriebwerk nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Generator (22,23) unmittelbar nach Zündung des Treibmittels in Betrieb gesetzt wird.

   Hierzu 1 Blatt Zeichnungen