DE2856740A1 - ENGINE AND ACCELERATION METHOD FOR SELF-DRIVEN AIRCRAFT - Google Patents
ENGINE AND ACCELERATION METHOD FOR SELF-DRIVEN AIRCRAFTInfo
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Description
SOCIETE NATIONALE DES POUDRES ET EXPLOSIFS Paris, FrankreichSOCIETE NATIONALE DES POUDRES ET EXPLOSIFS Paris, France
Triebwerk und Beschleunigungsverfahren für selbstgetriebene PlugkörperEngine and acceleration method for self-propelled plug bodies
Die Erfindung betrifft ein Triebwerk zur Beschleunigung eines selbstgetriebeneri Plugkörpers, mit im wesentlichen einem Treibsatz der aus getrennten Treibstoffelementen besteht und am Triebwerksgehäuse befestigt ist, und mit einer Umhüllung, die dem Druck von Gasen widersteht und mit einer Ausstoßöffnung für die Brenngase des Treibsatzes versehen ist.The invention relates to an engine for accelerating a self-propelled plug body, with essentially a propellant which consists of separate propellant elements and is attached to the engine housing, and with a Casing which withstands the pressure of gases and is provided with an outlet opening for the fuel gases of the propellant is.
Die Erfindung betrifft auch ein Verfahren zur Beschleunigung eines selbstgetriebenen Plugkörpers, wobei ein Treibsatz in einer Umhüllung abgebrannt w1 τχϊ, der aus Treibstoff elementen besteht und am Triebwerksgehäuse befestigt ist, wobei die Umhüllung dem Druck der Gase widersteht und mit einer Ausstoßöffnung für die Brenngase des Treibsatzes versehen ist.The invention also relates to a method for acceleration a self-propelled plug body, with a propellant burned in a casing w1 τχϊ, the elements made of fuel and is attached to the engine casing, the envelope withstanding the pressure of the gases and with an exhaust port is provided for the fuel gases of the propellant.
Die Erfindung betrifft somit Triebwerke mit Peststoff-Treibsätzen für Plugkörper, die auch Fahrzeuge allgemein umfassen. Die Erfindung betrifft speziell Antriebsanordnungen zur Beschleunigung von selbstgetriebenen Raketenf The invention thus relates to engines with pesticide propellants for plug bodies, which also include vehicles in general. The invention particularly relates to drive assemblies for accelerating self-propelled missiles f
insbesondere von aus einem Abschußrohr abgefeuerten Raketen.particularly from missiles fired from a launcher tube.
Selbstgetriebene Raketen, wie Mittel- und Langstreckenraketen oder Kurzstreckenraketen, enthalten meisten zwei gesonderte Stufen, nämlich einerseits eine Beschleunigungsstufe, die im Verlauf des Flugs der Rakete schließlich abgeworfen wird, und andererseits eine Reisestufe, die eine große Nutzlast trägt. Wenn die Reisestufen immer einen herkömmlichen Antrieb aufweisen, dessen Gehäuse außerhalb des Treibsatzes liegt, den Druck der Brenngase aufnimmt und in seinem hinteren Teil wenigstens eine Ausstoßdüse für die Brenngase aufweist, so ist dies nicht dasselbe bei Beschleunigungsstufen von Raketen, die aus einem Abschußrohr abgefeuert werden. Derartige Beschleunigungsstufen können ein Antriebsgehäuse aufweisen, das den Druck der Brenngase nicht aufnimmt, wobei dieser Druck unmittelbar auf die Innenfläche des Abschußrohrs wirkt. Das Antriebsgehäuse ist lediglich dazu bestimmt, eine Ausstoßdüse für die Gase an Ort und Stelle zu halten. Diese Ausstoßdüse kann entweder eine herkömmliche zentrale Düse oder eine Ringdüse sein, die bestimmt ist durch den freien Durchtritt zwischen der Innenfläche des Abschußrohrs und einer mit dem Triebserksgehäuse verbundenen zentralen oder ringförmigen Verdickung. Derartige Beschleunigungsstufen, deren Triebwerksgehäuse keinen Druck aufnimmt, sind von besonderen Interesse, da es möglich ist, das Antriebsgehäuse leichter zu machen, das nicht weiter von der Zugkraft beaufschlagt wird, die sich aus der Wirkung der Gase an den konvergierenden Teilen der Düsen ergibt. Diese Erleichterung des Triebwerksgehäuses drückt sich nur durch eine Verminderung des Querschnitts aus, was trotzdem eine Erhöhung des verfügbaren Querschnitts ermöglicht zur Unterbringung des Treibsatzes trotz der sehr hohen längsgerichteten Zugkräfte, die in den Beschleunigungsstufen wirken.Self-propelled missiles, such as medium- and long-range missiles or short-range missiles, most contain two separate stages, namely on the one hand an acceleration stage, which is finally thrown off in the course of the flight of the rocket and, on the other hand, a travel stage that carries a large payload. If the travel stages are always a conventional one Have drive, the housing of which is outside the propellant charge, absorbs the pressure of the fuel gases and in its rear Part has at least one discharge nozzle for the fuel gases, this is not the same for rocket acceleration stages, which are fired from a launch tube. Such acceleration levels can be a drive housing have, which does not absorb the pressure of the fuel gases, this pressure directly on the inner surface of the launch tube works. The drive housing is only intended to hold an exhaust nozzle for the gases in place. These The discharge nozzle can either be a conventional central nozzle or an annular nozzle, which is determined by the free passage between the inner surface of the launch tube and a central or ring-shaped one connected to the engine casing Thickening. Such acceleration levels, the engine housing of which does not absorb any pressure, are of particular interest, since it is possible to make the drive housing lighter that is no longer subjected to the tensile force that emerges the action of the gases on the converging parts of the nozzles. This relief of the engine housing is expressed only by reducing the cross-section, which nevertheless allows an increase in the available cross-section for accommodation of the propellant despite the very high longitudinal tensile forces that act in the acceleration levels.
Bezüglich der von einer Abschußrampe oder einem einfachenAs for that of a launcher or a simple one
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Kastenwagen abgefeuerten Raketen und der von einem Abschußrohr abgefeuerten Raketen, bei denen aber die Brenndauer des Beschleunigungstreibsatzes größer als die Zeit der Bewegung der Rakete im Abschußrohr ist, müssen die Triebwerksgehäuse dieser Raketen folgenden Belastungen widerstehen: den radialen Belastungen, erzeugt durch den Druck auf der Seitenfläche des Triebwerksgehäuses und den längsgerichteten Belastungen, erzeugt durch den Druck auf den konvergierenden Teilen der Düsen. Diese doppelte Orientierung der Belastungen erfordert die Herstellung eines sehr widerstandsfähigen Triebwerksgehäuses. Daraus ergibt sich, daß für einen gegebenen Raketenhauptspant die Dickenzunahme des Triebwerksgehäuses automatisch eine Verminderung des verfügbaren Querschnitts zur Unterbringung des Treibsatzes nach sich zieht. Wenn das Triebwerksgehäuse aus einem Verbundmaterial mit einen hohen Elastizitätsmodul aufweisenden Faserlagen hergestellt ist, müssen überdies mehrfache gekreuzte Lagen vorgesehen werden, damit das Triebwerksgehäuse die radialen und die längsgerichteten Belastungen aufnimmt.Missiles fired from box vans and missiles fired from a launcher, which, however, have exceeded the burn time of the Accelerator propellant is greater than the time the rocket moves in the launch tube, the engine casing must These missiles withstand the following loads: the radial loads generated by the pressure on the side surface the engine casing and the longitudinal loads generated by the pressure on the converging Split the nozzles. This dual orientation of the loads requires the production of a very robust engine housing. It follows that for a given missile main bulkhead the increase in thickness of the engine casing automatically leads to a reduction in the available cross-section for accommodating the propellant. When the engine casing is made of a composite material with a high modulus of elasticity exhibiting fiber layers, must In addition, multiple crossed layers are provided so that the engine housing is radial and longitudinal Absorbs loads.
Aufgabe der Erfindung ist die Beseitigung der von den Gehäusen der Beschleunigungstriebwerke aufgenommenen, längsgerichteten Belastungen, was eine Dicken- und Längenverminderung der Triebwerksgehäuse gestattet und folglich gleichzeitig eine Verminderung des toten Gewichts der Beschleunigung sowie eine Erhöhung des verfügbaren Volumens zur Unterbringung des Beschleunigungstreibsatzes ergibt. Diese Vorteile, die bereits merklich sind für die Beschleunigungsstufen mit einem äußeren gasdruckfesten Triebwerksgehäuse, werden besonders groß für Beschleunigungsstufen, deren Druck vom Abschußrohr aufgenommen wird, da in diesem Fall nach der Erfindung das Triebwerksgehäuse auf eine einfache Vorrichtung reduziert werden kann, die den Beschleunigungstreibsatz im Abschußrohr positioniert und die Übertragung des Schubs auf die Reisestufe der Rakete gewährleistet.The object of the invention is to eliminate the longitudinally directed ones received by the casings of the acceleration engines Loads, which allows a reduction in thickness and length of the engine casing and consequently at the same time a Reduction of the dead weight of the acceleration as well as an increase in the available volume for accommodating the acceleration propellant results. These advantages, which are already noticeable for the acceleration levels with an external Gas-pressure resistant engine housings are particularly large for acceleration levels, the pressure of which is absorbed by the launch tube is, since in this case according to the invention the engine housing can be reduced to a simple device, which positions the accelerator charge in the launch tube and ensures the transfer of thrust to the rocket's cruise stage.
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Die Erfindung, deren hervortretendste Besonderheiten das Triebwerksgehäuse betreffen, ist aber nur ausführbar durch Verwendung von Treibsätzen, deren Zusammensetzung und Gesamtform bekannt sind, deren Abmessungseigenschaften aber einen speziellen Brennbetrieb bedingen, der sich zum Teil aus der Feststellung ergibt, daß es in dem Ausmaß, in dem ein Treibsatz anfänglich unter Bedingungen gezündet wird, die eine stabile Verbrennung des zur Herstellung des Treibsatzes verwendeten Treibstoffs ermöglichen, dann möglich ist, daß dieser Treibsatz während einer geringen Zeitdauer unter Bedingungen weiterbrennt, die theoretisch einer instabilen Verbrennung dieses Treibsatzes entsprechen. Versuche haben überdies gezeit, daß das neuartige Antriebsverfahren nur eine geringe Verminderung des durch die Verbrennung des Treibsatzes erzeugten Gesamtimpulses ergibt, und daß diese Verminderung durch eine Vergrößerung des Treibsatzes ausgeglichen werden kann aufgrund der Zunahme des verfügbaren Volumens zur Unterbringung des Treibsatzes.The invention, the most prominent features of which relate to the engine housing, can only be carried out by Use of propellants whose composition and overall shape are known, but whose dimensional properties are one thing Condition special combustion, which results in part from the finding that it is to the extent to which a propellant is initially ignited under conditions that allow stable combustion of the propellant used to make the propellant Allow fuel, then it is possible that this propellant charge for a short period of time under conditions continues to burn, which theoretically correspond to an unstable combustion of this propellant charge. Moreover, attempts have been made that the new propulsion method only slightly reduces the amount of propellant generated by the combustion of the propellant Total momentum results, and that this reduction can be compensated for by increasing the propellant charge due to the increase in the volume available to accommodate the propellant.
Die durch die Erfindung erzielten Vorteile sindThe advantages achieved by the invention are
umso größer, als die Gesamtbrenndauer des Brennsatzes kurz ist, wobei das neuartige Antriebsverfahren jenseits einer Dauer von zwei Sekunden nicht mehr zu genügen scheint trotz der großen Auswahl an dem Fachmann zur Verfügung stehenden Treibstoff zusammensetzungen.all the greater as the total burning time of the fuel charge is short, with the novel drive method beyond a duration of two seconds no longer seems to be sufficient despite the large selection of fuel available to the expert compositions.
Die der Erfindung zugrundeliegende Aufgabe wird beim Triebwerk der eingangs angegebenen Art erfindungsgemäße dadurch gelöst, daß die minimale und maximale gezündete Brennfläche des Treibsatzes erhalten wird durch Multiplikation des freien anfänglichen Ausstoßquerschnitts der Gase in Nähe des Endes der Treibstoffelemente mit dem minimalen bzw. maximalen Klemmkoeffizienten der Zusammensetzung des Treibstoffs der Treibstoff elemente, und daß der Querschnitt der Gasausstoßöffnung der Umhüllung etwa gleich ist dem Querschnitt des um den Treibsatz herum berindlichen Bereichs der etwa zylindrischen Umhüllung.The object on which the invention is based is achieved in the case of the engine of the type specified at the outset in accordance with the invention, that the minimum and maximum ignited combustion area of the propellant is obtained by multiplying the free initial one Exhaust cross-section of the gases near the end of the fuel elements with the minimum or maximum clamping coefficient the composition of the fuel of the fuel elements, and that the cross section of the gas discharge opening of the The envelope is approximately the same as the cross section of the region of the approximately cylindrical envelope surrounding the propellant charge.
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Diese Aufgabe wird ferner beim oben angegebenen Verfahren erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß die Brennfläche des Treibsatzes im Augenblick der Zündung zwischen Minimal- und Maximalwerten liegt, die erhalten werden durch Multiplikation des anfänglichen freien Ausstoßquerschnitts der Gase, gemessen in Nähe des Endes der Treibstoffelemente, mit dem minimalen bzw. maximalen Klemmkoeffizienten der zur Herstellung der Treibstoff elemente verwendeten Treibstoffzusammensetzung, und daß der Öffnungsquerschnitt der Umhüllung für den Gasausstoß während der gesamten Verbrennung des Treibsatzes etwa gleich dem Querschnitt der um den Treibsatz herum angeordneten Umhüllung ist.This object is also achieved in accordance with the invention in the process specified above solved in that the combustion surface of the propellant charge at the moment of ignition between minimum and maximum values obtained by multiplying the initial free discharge area of the gases measured in Near the end of the fuel elements, with the minimum resp. maximum clamping coefficient of the fuel composition used to produce the fuel elements, and that the opening cross-section of the envelope for the gas discharge during the entire combustion of the propellant charge is approximately equal to the cross section of the casing arranged around the propellant charge is.
Eine vorteilhafte Weiterbildung der Erfindung zeichnet sich dadurch aus, daß die geometrische Form der Treibstoffelemente so beschaffen ist, daß die augenblickliche Brennfläche des Treibsatzes kleiner als der minimale Wert ist, der erhalten wird durch Multiplikation des augenblicklichen freien Gasausstoßquerschnitts in Nähe des Endes der Treibstoffelemente mit dem minimalen Klemmkoeffizienten der verwendeten Treibstoff zusammens e tzung.An advantageous development of the invention is characterized in that the geometric shape of the fuel elements is such that the instantaneous combustion area of the propellant charge is less than the minimum value obtained is obtained by multiplying the instantaneous free gas discharge area near the end of the propellant elements with the minimum clamping coefficient of the propellant used composition.
Die geometrische Ausbildung der Treibstoffelemente ist im einzelnen so getroffen,' daß die augenblickliche Brennfläche des Treibsatzes während einer eine Sekunde nicht übersteigenden Zeitdauer kleiner als der Minimalwert ist. Die besten Ergebnisse wurden mit einer Zeitdauer von weniger als einer Zehntel Sekunde erzielt, was alle Anwendungen der Erfindung bei aus einem Abschußrohr angefeuerten Raketen, etwa den Artillerie- und Panzerabwehrraketen, einschließt.The geometric design of the fuel elements is detailed so taken that the instantaneous burning surface of the propellant charge does not exceed one second for one second Duration is less than the minimum value. The best results were with times less than one-tenth Second achieved what all applications of the invention in missiles fired from a launch tube, such as the artillery and anti-tank missiles.
Gemäß einer ersten AusführungsVariante einerseits für von einer Abschußrampe oder einem einfachen Kastenwagen abgefeuerte Raketen und andererseits für aus einem Abschußrohr abgefeuerte Raketen, bei dem aber die Brenndauer des Treibsatzes größerAccording to a first variant embodiment on the one hand for one Launch pad or a simple van and missiles launched from a launcher tube Missiles, but in which the burning time of the propellant is longer
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als die Zeit ist, während welcher sich die Rakete im Abschußrohr bewegt, gehört die zylindrische Umhüllung zum Triebwerksgehäuse. Dann muß die Öffnung des Triebwerksgehäuses kurzzeitig verschlossen sein, solange die Zündung des Treibsatzes nicht erfolgt ist. Dieses Verschließen kann ausgeführt werden beispielsweise durch einen Deckel, der abscherbar ist, wenn das Triebwerksgehäuse zur ersten Stufe einer Rakete mit Eigenantrieb gehört, oder durch einen Teil der unteren Stufe, wenn das Triebwerksgehäuse zu einer Zwischenstufe oder zur letzten Stufe einer derartigen Rakete gehört.when it is the time during which the missile moves in the launch tube, the cylindrical envelope belongs to the engine casing. Then the opening of the engine housing must be closed briefly as long as the ignition of the propellant charge did not occur. This closure can be carried out, for example, by a cover that can be sheared off when the engine casing belongs to the first stage of a self-propelled missile, or part of the lower stage if the engine casing belongs to an intermediate stage or to the last stage of such a missile.
Gemäß einer zweiten AusführungsVariante wird die zylindrische Umhüllung gebildet durch ein Element des Abschußrohrs der Rakete mit Eigenantrieb. Dieses Element kann unmittelbar zum kurzzeitig verschlossenen Abschußrohr gehören oder mit dem Abschußrohr verbunden sein und den Transportbehälter für die Rakete bilden. Die hintere Öffnung des Behälters enthält eine Verschlußvorrichtung, die diese Öffnung nur freigibt, wenn die Zündung des Treibsatzes erfolgt ist. Diese Verschlußvorrichtung ist vorzugsweise ein Deckel, der längs eines der Innenfläche des Behälters entsprechenden Umfang abscherbar ist.According to a second variant embodiment, the cylindrical Enclosure formed by an element of the launch tube of the self-propelled missile. This element can be immediate for a short time include sealed launch tube or be connected to the launch tube and form the transport container for the rocket. The rear opening of the container contains a closure device that only releases this opening when the ignition of the Propellant is done. This closure device is preferably a lid which extends along one of the inner surfaces of the container appropriate scope can be sheared off.
Das beim Triebwerk nach der Erfindung durchgeführte neue Arbeitsverfahren erfordert einen Treibsatz mit einer sehr großen Brennfläche. Von den diesen Treibsatz bildenden getrennten Treibstoffelementen sind vorzugsweise wenigstens zehn vorgesehen, wenn diese Elemente Blöcke mit sternförmigem Querschnitt oder genutete Lamellen sind, und sind wenigstens fünfzig vorgesehen, wenn diese Elemente Treibstoffrohre sind. Da der Durchsatz der Brenngase sehr groß ist und die Brenngase mit Überschallgeschwindigkeit ausgestoßen werden, ist es vorteilhaft, wenn die Treibstoffelemente parallel zur Seitenfläche der zylindrischen Umhüllung angeordnet sind, und wenn jedes Treibstoffelement einen konstanten Querschnitt aufweist.The new working method carried out in the engine according to the invention requires a propellant with a very large burning surface. From the separate propellant elements that make up this propellant charge are preferably provided at least ten if these elements are blocks with a star-shaped cross-section or grooved Fins are, and at least fifty are provided when these elements are fuel pipes. Because the flow rate of the fuel gases is very large and the fuel gases are emitted at supersonic speed, it is advantageous if the fuel elements are arranged parallel to the side surface of the cylindrical envelope, and when each fuel element has a constant Has cross section.
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Gemäß einer besonders einfachen Ausführungsform haben alle Treibstoffelemente identische Querschnitte und sind von identischer Zusammensetzung. Da aber die wesentliche Bedingung darin besteht, daß alle Treibstoffelemente dieselbe Brenndauer haben, können gemischte Treibsätze mit Treibstoffelementen unterschiedlicher Formen und/oder unterschiedlicher Zusammensetzung verwendet werden. Eine zufriedenstellende Ausführung der Erfindung erfordert die Verwendung von Treibstoffen, die gleichzeitig gute mechanische Eigenschaften und eine hohe über 10 mm/sec gelegene Brenngeschwindigkeit aufweisen, und homogene Treibstoffe, von denen sich etwa diejenigen auf Nitrozellulose- und Nitroglyzerinbasis besonders gut eignen. Die guten mechanischen Eigenschaften sind erforderlich zur Bildung eines Treibsatzes, dessen Treibstoffelemente ausschließlich durch den Treibstoff gebildet werden. Es sei aber angegeben, daß die Verwendung von weniger widerstandsfähigen Treibstoffen in dem Ausmaß möglich ist, wie die Befestigung der Treibstoffelemente am Triebswerksgehäuse speziell angepaßt ist, z.B. durch Vervielfachung der Befestigungszonen über die Gesamtlänge der Treibstoffelemente oder durch Verstärkung der Treibs toffelemente durch eine starre Armierung, die vorzugsweise eine innere Armierung ist. Zusammengesetzte Treibstoffe, d.h. solche aus im wesentlichen einem Kunststoffbindemittel und einem Oxidationsmittel, sind ebenso verwendbar.According to a particularly simple embodiment, all have Propellant elements have identical cross-sections and are of identical composition. But there the essential Condition is that all fuel elements have the same burning time, mixed propellants with propellant elements of different shapes and / or different Composition can be used. Satisfactory practice of the invention requires use of fuels, which at the same time have good mechanical properties and a high burning rate of over 10 mm / sec and homogeneous fuels, of which those based on nitrocellulose and nitroglycerin are particularly good suitable. The good mechanical properties are necessary for the formation of a propellant charge, its propellant elements only are formed by the fuel. It should be noted, however, that the use of less resistant Fuel is possible to the extent that the attachment of the fuel elements to the engine housing is specially adapted, e.g. by multiplying the fastening zones over the entire length of the propellant elements or by reinforcing the propellant fabric elements through a rigid reinforcement, which is preferably an inner reinforcement. Compound fuels, i.e. such consisting essentially of a plastic binder and an oxidizing agent can also be used.
Wenn die Gesamtbrenndauer des Brennsatzes größer als einige Zehntel Sekunden ist, weist vorzugsweise wenigstens ein Treibstoff element eine während der Verbrennung des Treibsatzes zunehmende augenblickliche Brennfläche auf. Diese Elemente mit zunehmender Brennfläche stellen wenigstens 1096 der Gesamtbrennfläche des Brennsatzes dar. Eine derartige Anordnung gestattet eine Begrenzung der Abnahme des augenblicklichen Klemmkoeffizienten des Brennsatzes. Die Zunahme der augenblicklichen Brennfläche der Brennstoffelemente ist z.B. durch teilweisen Abbrand-· schutz dieser Elemente erzielbar. An sich bekannte Formen vonIf the total burning time of the fuel charge is greater than a few tenths of a second, preferably at least one has fuel element has an instantaneous combustion surface that increases during the combustion of the propellant. These elements with increasing Burning area represents at least 1096 of the total burning area Such an arrangement allows the decrease in the instantaneous clamping coefficient to be limited of the burning charge. The increase in the instantaneous burning surface of the fuel elements is due, for example, to partial burn-up protection of these elements achievable. Forms of
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Treibsätzen eignen sich besonders gut zur Ausführung der Erfindung, insbesondere die Treibsätze mit Treibstoffelementen in Form eines Rohrs mit kreisförmigem Querschnitt oder plattenförmige Elemente, die mittels einer Abbrandschutzschicht am Triebwerksgehäuse befestigt sind.Propellants are particularly suitable for carrying out the invention, especially the propellant charges with fuel elements in Shape of a pipe with a circular cross-section or plate-shaped elements, which are attached to the engine casing by means of an anti-erosion layer are attached.
Die Erfindung wird anhand der Zeichnung beschrieben. Darin zeigt!The invention is described with reference to the drawing. In it shows!
Fig. 1 einen teilweisen Längsschnitt des hinterenFig. 1 is a partial longitudinal section of the rear
Teils einer aus einem Abschußrohr abgefeuerten Panzerabwehrrakete;Part of an anti-tank missile fired from a launcher;
Fig. 2 ein Diagramm der Brenncharakteristik einer zweibasischen TreibstoffZusammensetzung;Fig. 2 is a diagram showing the combustion characteristics of a dibasic fuel composition;
Fig. 3 einen Teilschnitt des Antriebselements der Beschleunigungsstufe einer aus einem Abschußrohr abgefeuerten Rakete mit Eigenantrieb;3 shows a partial section of the drive element of the acceleration stage a self-propelled missile launched from a launcher;
Fig. 4 einen Schnitt einer Beschleunigungsstufe im4 shows a section of an acceleration stage in
Flugzustand einer zur Hälfte mit Eigenantrieb arbeitenden Rakete.Flight condition of a half-self-propelled rocket.
Gemäß Fig. 1 enthält eine Mittel- oder Langstreckenrakete eine Reisestufe 1, an der kurzzeitig eine Beschleunigungsstufe 2 befestigt ist. Das Ganze befindet sich in einem zylindrischen Behälter 3, der dem Druck der Gase widersteht und am Hinterteil des Abschußrohrs der Rakete befestigt ist. Die an sich bekannte Reisestufe weist einen Außendurchmesser auf, der kleiner als der Innendurchmesser des Abschußrohrs ist. Die axiale Verkeilung dieser Stufe erfolgt durch Stabilisierungsflügel 4. Die kurzzeitige Verbindung der beiden Stufen erfolgt durch eine zylindrische Zentrierung 5 und durch vier Abscherstifte 6.According to FIG. 1, a medium- or long-range missile contains a travel stage 1 to which an acceleration stage 2 is briefly attached is. The whole is located in a cylindrical container 3, which withstands the pressure of the gases, and on the rear part the launch tube of the missile is attached. The travel stage, known per se, has an outer diameter that is smaller than the The inner diameter of the launch tube is. The axial wedging of this step is done by stabilizing wings 4. The short-term The two stages are connected by a cylindrical centering 5 and four shear pins 6.
Die Beschleunigungsstufe 2 enthält das Treibwerksgehäuse, bestehend aus einem vorderen Boden 7,auf den ein durchlöcherter Mantel der Verkeilungsvorrichtung des Treibsatzes geschraubt ist. Dieser Mantel endet hinten in einem Stützring 9, auf den ein Haupttreibsatz 10 und unter den ein ümfangstreibsatz 11 geklebt sind. Der Haupttreibsatz besteht aus 300 rohrförmigen Strängen 12 aus zweibasischem homogenem Treibstoff. Diese Stränge sind einzeln auf ein biegsames, hemmendes Band 13 geklebt, das spiralförmig aufgewickelt und außen durch einen auf den Stützring 9 geklebten Hemmring 14 verstärkt ist. Der Ümfangstreibsatz besteht aus 85 rohrförmigen Strängen 15 aus demselben Treibsatz wie dem zur Herstellung der rohrförmigenThe acceleration stage 2 contains the engine housing, consisting from a front base 7, onto which a perforated casing of the wedging device of the propellant charge is screwed is. This jacket ends at the rear in a support ring 9, onto which a main propellant charge 10 and under which a circumferential propellant charge 11 is glued are. The main propellant consists of 300 tubular strands 12 of dibasic homogeneous propellant. These Strands are individually glued to a flexible, restraining tape 13, which is wound spirally and outside through a the support ring 9 glued escapement ring 14 is reinforced. The Ümfangstreibsatz consists of 85 tubular strands 15 from the same propellant as that used to produce the tubular
Stränge des Haupttreibsatzes verwendeten. Diese 85 Stränge sind e iibbrariascnutz- B Main propellant strands used. These strands are 85 e iibbrariascnutz- B
in einer ringförmigen .unterlage 16 eingelassen, die unter den Stützring 9 geklebt ist. Diese Treibsätze können durch einen Zünder gezündet werden, der am vorderen Boden 7 des Triebwerkgehäuses befestigt ist und aus einem Zündpulverbeutel 17 besteht, in dem zwei elektrische Zünder 18 angeordnet sind, die durch Leiter 19 mit einem elektrischen Generator erzeugt sind. Diese Leiter 19 durchqueren den Haupttreibsatz längs der spiralen Mitte und durchqueren einen abscherbaren Deckel 20 durch einen dichten Durchtritt 21. Dieser Deckel ist längs einem dem Innendurchmesser des Behälters 3 gleichen Umfang abscherbar und widersteht dem zur Zündung der Treibsätze erforderlichen Druck, wobei die Verbrennung der Treibsätze folglich ohne Verwendung irgendeiner Gasausstoßdüse erfolgt.embedded in an annular .unterlage 16, which is below the support ring 9 is glued. These propellant charges can be ignited by an igniter located on the front floor 7 of the engine housing is attached and consists of an ignition powder bag 17 in which two electric igniter 18 are arranged, the are generated by conductor 19 with an electrical generator. These conductors 19 traverse the main propellant along the spirals Center and traverse a shearable cover 20 through a tight passage 21. This cover is along one of the Inner diameter of the container 3 and the same scope can be sheared off withstands the pressure required to ignite the propellant charges, with the combustion of the propellant charges consequently without use any gas ejection nozzle.
Fig. 2 zeigt die übliche Form der Kurve C, die bei einer gegebenen Umgebungstemperatur die Brenngeschwindigkeit V einer Treibstoff zusammensetzung in Abhängigkeit vom in der Brennkammer herrschenden Druck P ergibt. Dieses Diagramm stellt die Brenncharakteristik der Treibstoffzusammensetzung dar. Auf diesem Diagramm stellen die geraden K-. und Kp die Geraden der Klemmgrenze dar, die zwischen sich die normale Brennzone Z begrenzen, wobei die Verbrennung der Zusammensetzung außerhalb dieser ZoneFig. 2 shows the usual shape of the curve C, which gives the burning rate V of a fuel composition as a function of the pressure P prevailing in the combustion chamber at a given ambient temperature. This diagram shows the combustion characteristics of the fuel composition. On this diagram, the straight K - . and Kp represents the straight line of the clamping boundary which delimits the normal combustion zone Z between them, with the combustion of the composition outside this zone
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instabil oder immöglich ist. Diese dem Pyrotechniker bekannten Diagramme werden experimentell in Brennkammern bestimmt, die durch eine Düse mit konstantem Querschnitt abgeschlossen sind. Die Klemmgeraden mit der allgemeinen Gleichung V = KP haben einen Koeffizienten, der als Klemmkoeffizient des Triebwerks bezeichnet wird und gleich dem Verhältnis augenblickliche Brennfläche des Treibsatzes: Querschnittsfläche des Halses der Düse des Triebwerksgehäuses ist.is unstable or impossible. These diagrams, known to the pyrotechnician, are determined experimentally in combustion chambers that are completed by a nozzle with constant cross-section. The clamping line with the general equation V = KP have a coefficient called the thrust coefficient, which is equal to the instantaneous ratio Burning area of the propellant: is the cross-sectional area of the throat of the nozzle of the engine casing.
Für einen Treibsatz gegebener Form ist der augenblickliche Klemmkoeffizieten Is^ gegeben durch das Verhältnis augenblickliche Brennfläche des Treibsatzes: freier Querschnitt am stromab gelegenen Ende des Treibsatzes. Der Koeffizient k. stört den tatsächlichen Ablauf der Verbrennung eines Treibsatzes im eine Düse aufweisenden Triebwerk nur in dem Ausmaß, in dem er kleiner als der Koeffizient K des Triebwerks ist, d.h. in dem Ausmaß, in dem der freie Querschnitt am stromab gelegenen Ende des Treibsatzes kleiner als die Querschnittsfläche des Halses der Düse des Triebwerksgehäuses ist. Sobald diese Bedingung nicht mehr eingehalten wird, verläßt der Treibsatz seinen richtigen Brennbereich und wird sein Verbrennungsablauf von der Düse des Triebwerksgehäuses gesteuert. Das wesentliche Ziel dieser Düse besteht in der Aufrechterhaltung eines augenblicklichen Koeffizienten K, der stets zwischen den Grenzwerten K1 und K2 liegt, die allein durch die Zusammensetzung des verwendeten Treibstoffs bestimmt sind.For a propellant of a given shape, the instantaneous clamping coefficient Is ^ is given by the ratio of the instantaneous combustion surface of the propellant: free cross-section at the downstream end of the propellant. The coefficient k. disrupts the actual combustion of a propellant charge in the jet engine only to the extent that it is smaller than the coefficient K of the engine, ie to the extent that the free cross-section at the downstream end of the propellant charge is smaller than the cross-sectional area of the throat of the nozzle of the engine casing. As soon as this condition is no longer met, the propellant charge leaves its correct combustion range and its combustion process is controlled by the nozzle of the engine housing. The main aim of this nozzle is to maintain an instantaneous coefficient K, which is always between the limit values K 1 and K 2 , which are determined solely by the composition of the fuel used.
Gemäß der Erfindung wurde gefunden, daß es möglich ist, einerseits im industriellen Maßstab Treibsätze aus mehrfachen Treibstoffsträngen herzustellen, deren anfänglicher Eigenklemmkoeffizient KQ etwa gleich oder größer als die Koeffizienten K der mit Düse versehenen Triebwerke ist, und daß es möglich ist, daß andererseits während einer geringen Zeitdauer der augenblickliche Eigenklemmkoeffizient ^ des Treibsatzes unter den minimalen Klemmkoeffizienten K1 der Treib-According to the invention it has been found that it is possible, on the one hand, to produce propellant charges from multiple fuel strands on an industrial scale, the initial intrinsic clamping coefficient K Q of which is approximately equal to or greater than the coefficients K of the jet engines, and that it is possible, on the other hand, that during a short period of time, the instantaneous intrinsic clamping coefficient ^ of the propellant charge below the minimum clamping coefficient K 1 of the propellant
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stoffzusammensetzung abfällt, ohne merkliche Störungen dieser Treibsätze zu bedingen. Die Kombination dieser beiden Bedingungen ermöglicht daher die Weglassung der Düse der Beschleunigungstriebwerke, die stets eine geringe Brenndauer aufweisen.material composition drops without noticeable disturbance of this To condition propellants. The combination of these two conditions therefore enables the nozzle of the accelerator engines to be omitted, which always have a short burning time.
Diese Feststellungen beruhen auf vielfachen Versuchen. Das folgende Beispiel ist bezeichnend für die unvorhergesehenen Ergebnisse, die sich aus den beiden verschiedenen Brennarten ergeben. Der betrachtete Treibsatz ist der in Fig. 1 dargestellte Haupttreibsatz 10 der Rakete und besteht aus 300 Strängen mit einer Länge von 200 mm, einem Außendurchmesser von 5 mm und einem Innendurchmesser von 3 nun, wobei die Treibstoffzusammensetzung dieser Stränge die folgende ist:These findings are based on multiple attempts. The following Example is indicative of the unforeseen results that result from the two different types of burn. The propellant charge under consideration is the main propellant charge 10 of the rocket shown in FIG. 1 and consists of 300 strands a length of 200 mm, an outer diameter of 5 mm and an inner diameter of 3 now, the fuel composition of these strands is the following:
Nitrocellulose mit 11,7% Stickstoff: 54 Teile Nitroglyzerin: . 36 TeileNitrocellulose with 11.7% nitrogen: 54 parts Nitroglycerin:. 36 parts
Stabilisatoren: . 2 TeileStabilizers:. 2 parts
5 Teile Verbrennungskatalysatoren, die durch das lösungsmittelfreie Herstellungsverfahren die Erzielung der Brenncharakteristik bei 200C mit den folgenden Werten ermöglicht:5 parts of combustion catalysts made possible by the solvent-free production process to achieve the flammability characteristics at 20 0 C with the following values:
V1 = 25 mm/sec »- P1 = 130 Bar , K1 = 250 V2 = 34 mm/sec , P2 = 350 Bar , K2 = 400V 1 = 25 mm / sec »- P 1 = 130 bar, K 1 = 250 V 2 = 34 mm / sec, P 2 = 350 bar, K 2 = 400
Bei den beiden Vergleiphsversuchen, die mit diesem Treibsatz mit einer anfänglichen Eigenklemmung von 350 durchgeführt wurden, befindet sich der Treibsatz in einer zylindrischen Brennkammer mit einem Innendurchmesser von 101 mm, wobei die Abschüsse bei 20° erfolgen:In the two Verleiphsversuche that with this propellant were carried out with an initial self-clamping of 350, the propellant is located in a cylindrical Combustion chamber with an inner diameter of 101 mm, with the shots taking place at 20 °:
gemäß einer ersten üblichen Brennart ist die Brennkammer mit einer Düse mit einem Halsdurchmesser von 76,8 mm versehen, was einen anfänglichen Klemmkoeffizienten von 350 festlegt, wobei die aufgezeichneten Werte die folgenden sind:According to a first common type of firing, the combustion chamber is provided with a nozzle with a neck diameter of 76.8 mm, which establishes an initial clamping coefficient of 350, where the recorded values are the following:
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Maximaldruck: Pm = 480 Bar ,Maximum pressure: P m = 480 bar,
bei 1/2 Pm gemessene Brenndauer = 7 msec ,burning time measured at 1/2 P m = 7 msec,
bei 5 Bar gemessene Gesamtbrenndauer = 25 msec ,total burning time measured at 5 bar = 25 msec,
gemäß einer zweiten Verbrennungsart, die die Erfindung ohne Düse anwendet, werden die folgenden Werte aufgezeichnet: according to a second type of combustion using the invention without a nozzle, the following values are recorded:
Maximaldruck: P = 370 Bar ,Maximum pressure: P = 370 bar,
bei 1/2 P gemessene Brenndauer = 7 msec , bei 5 Bar gemessene Gesamtbrenndauer =18 msec .burning time measured at 1/2 P = 7 msec, Total burning time measured at 5 bar = 18 msec.
Diese beiden Vergleichsversuche zeigen die überraschenden Vorteile, die die neue Verbrennungsart zu erzielen gestattet, da zusätzlich zur Weglassung der Düse, was die Herstellung eines weitaus leichteren Triebwerksgehäuse ermöglicht, die Resultate zeigen, daß bei einer annehmbaren Verminderung des Gesamtimpulses einerseits der aufgezeichnete Maximaldruck viel niedriger ist, was eine Erleichterung der zylindrischen druckfesten Umhüllung ermöglicht, und andererseits die bei niedrigem Druck erfolgende abschließende Brenndauer weitaus kürzer ist, was folgendes ermöglicht: entweder die Ausführung von Abschüssen aus einem Abschußrohr unter weitaus zufriedenstellenderen Bedingungen, wenn die Länge des Abschußrohrs beibehalten wird, oder die Verminderung der Länge und des Gewichts des Abschußrohrs.These two comparative tests show the surprising advantages that the new type of combustion allows to achieve, because in addition to the omission of the nozzle, which enables the production of a far lighter engine housing, the results show that with an acceptable reduction in the total impulse, on the one hand, the recorded Maximum pressure is much lower, which enables the cylindrical pressure-resistant envelope to be lightened, and on the other hand the final burn time at low pressure is much shorter, which enables the following: either the execution of launches from a launch tube under far more satisfactory conditions, if maintaining the length of the launch tube, or reducing the length and weight of the launch tube.
Der Ablauf der Verbrennung des Treibsatzes der in Fig. 1 dargestellten Beschleunigungsstufe weicht geringfügig vom Ablauf der Verbrennung des oben angegebenen Versuchs ab, da dem Haupttreibsatz 10 der Umfangstreibsatz 11 hinzugefügt ist, dessen 85 rohrförmige Stränge eine Länge von 115 nun und eine Treibstoffdicke aufweisen, die gleich der halben Dicke der Stränge des Haupttreibsatzes ist, wobei die Außenfläche der Treibstoffstränge von einer dünnen Schicht ausThe sequence of the combustion of the propellant charge of the acceleration stage shown in Fig. 1 differs slightly from the The combustion process of the above-mentioned experiment begins, since the peripheral propellant charge 11 is added to the main propellant charge 10 is whose 85 tubular strands a length of 115 now and having a fuel thickness equal to half the thickness of the strands of the main propellant, the outer surface of the fuel strands from a thin layer
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Abbrandschutzmaterial bedeckt ist, was diesen 85 Strängen eine im Verlauf der Verbrennung zunehmende Brennfläche ermöglicht, was die Abnahme des augenblicklichen Eigenklemmkoeffizienten des Treibsatzes im Verlauf der Verbrennung vermindert.Burn-off protection material is covered, which enables these 85 strands to have a burning surface that increases in the course of combustion, which reduces the decrease in the instantaneous self-clamping coefficient of the propellant charge in the course of combustion.
Der anfängliche .Eigenklemmkoeffizient Treibsatzes beträgt k = 330, während die für die Charakteristik der Zusammensetzung repräsentative Gerade in der stabilen Brennzone Z liegt, da sie sich zwischen der den minimalen Klemmkoeffizienten K^ darstellenden Gerade und der den maximalen Klemmkoeffizienten K2 darstellenden Geraden liegt. Die theoretische Anfangsbrenngeschwindigkeit beträgt ν = 29 m/sec, während der theoretische Anfangsdruck 150 Bar beträgt. Die tatsächliche Anfangsbrenngeschwindigkeit und der tatsächliche Anfangsdruck sind aber höher als diese theoretischen Werte aufgrund der Erosionserscheinungen der Verbrennung, die zutage treten, wenn der Treibsatz einen sehr hohen Eigenklemmkoeffizienten aufweist. Im Verlauf der Verbrennung des Treibsatzes nimmt die Dicke der Treibstoffstränge ab, woraus sich ergibt, daß der augenblickliche freie Ausstoßquerschnitt der Gase in Nähe des Endes dieser Stränge stark abnimmt, während die Brennfläche der zentralen Stränge 10 konstant bleibt, und die Brennfläche der am Umfang angeordneten Stränge 12 leicht zunimmt. Der augenblickliche Eigenklemmkoeffizient ke des Treibsatzes nimmt somit schnell ab und fällt auf einen weitaus geringeren Wert als der minimale Klemmkoeffizient K^ = 250. Die Verbrennung läuft somit in zwei aufeinanderfolgenden Phasen ab, wobei die erste Phase kj *?" 250 entspricht und in der stabilen Brennzone der Treibstoff zusammensetzung abläuft, während die zweite Phase k.K entspricht und in der instabilen Brennzone der Zusammensetzung abläuft. Die Möglichkeit der Verbrennung in der instabilen Zone ist gegenwärtig noch physikalisch ungeklärt. Feststeht aber, daß die schwer zu untersuchenden Übergangserscheinungen ihren Ursprung in dieser Möglichkeit haben, und daß die anfänglich erosive Verbrennung sowie die kurze Dauer dieser zwei-The initial self-clamping coefficient propellant charge is k = 330, while the straight line representative of the characteristics of the composition lies in the stable combustion zone Z, since it lies between the straight line representing the minimum clamping coefficient K ^ and the straight line representing the maximum clamping coefficient K 2 . The theoretical initial burning speed is ν = 29 m / sec, while the theoretical initial pressure is 150 bar. The actual initial burning speed and the actual initial pressure are, however, higher than these theoretical values due to the erosion phenomena of the combustion which come to light when the propellant has a very high intrinsic clamping coefficient. In the course of the combustion of the propellant charge, the thickness of the propellant strands decreases, from which it follows that the instantaneous free discharge cross-section of the gases in the vicinity of the end of these strands decreases sharply, while the combustion area of the central strands 10 remains constant, and the combustion area of those arranged on the circumference Strands 12 increases slightly. The instantaneous intrinsic clamping coefficient k e of the propellant charge thus decreases rapidly and falls to a much lower value than the minimum clamping coefficient K ^ = 250. The combustion thus takes place in two successive phases, the first phase corresponding to kj *? stable combustion zone of the fuel composition takes place, while the second phase corresponds to k. K and takes place in the unstable combustion zone of the composition. The possibility of combustion in the unstable zone is currently still physically unexplained have this possibility, and that the initial erosive combustion and the short duration of these two-
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ten Brennphase erforderlich sind.th burning phase are required.
Fig. 3 zeigt ein Triebwerkselement einer Rakete mit Eigenantrieb, deren Reisestufe nicht dargestellt ist und deren Abschußrohr strichpunktiert dargestellt ist. Der nur schematisch dargestellte Treibsatz besteht aus 400 Strängen 31 mit demselben Querschnitt wie die rohrförmigen Stränge des in Fig. 1 dargestellten Beispiels, jedoch mit einer Länge von 240 mm. Die vor-Fig. 3 shows an engine element of a self-propelled rocket, the travel stage of which is not shown and its launch tube is shown in phantom. The propellant charge, shown only schematically, consists of 400 strands 31 with the same Cross-section like the tubular strands of the example shown in FIG. 1, but with a length of 240 mm. The previous
,-, , ".,-., ' , ~ , -, ^, -,„ Abbrandschutz- . deren Enden sind in eine Grundplatte 32 aus material eingelassen, die unmittelbar auf das Triebwerksgehäuse 33 geklebt sind. Dieses Triebwerksgehäuse ist auf einen einfache Boden reduziert, der die Übertragung der Beschleunigungskräfte auf die Reisestufe ermöglicht. Dieses in ihrer Ausführung besonders einfache Beispiel zeigt die Bedeutung des Antriebsverfahrens nach der Erfindung, da die Herabsetzung des Totgewichts der Rakete besonders groß ist und einen Abschuß unter besten Bedingungen ermöglicht., -,, "., -., ', ~, -, ^, -," Abbrandschutz-. The ends of which are embedded in a base plate 32 made of material, which are glued directly to the engine housing 33. This engine housing is simple This example, which is particularly simple in its implementation, shows the importance of the propulsion method according to the invention, since the reduction in the dead weight of the rocket is particularly great and enables a launch under the best conditions.
Fig. 4 zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel der Erfindung, angewendet bei der im Flug erfolgenden Beschleunigung einer Rakete mit halbem Eigenantrieb, die anfänglich aus einer nicht dargestellten Waffe mit Rohr abgefeuert wird, wobei der Zweck einer Beschleunigungsstufe 22 darin besteht, eine Weiterbeschleunigung der Rakete vor dem Zünden einer Reisestufe 23 auszuführen. Gemäß dieser besonderen Ausführungsform bildet die dem Gasdruck widerstehende Umhüllung das Triebwerksgehäuse 24, das mit der Reisestufe kurzzeitig verbunden ist durch eine zylindrische Zentrierung und vier, eine Nut aufweisende Abscherstifte, deren Bruch geeicht ist zur Gewährleistung der Verbindung der beiden Stufen solange der Reisetreibstoffblock 25 mit sternförigem zentralem Kanal nicht gezündet ist. Das Triebwerksgehäuse ist etwa zylindrisch, wobei der Ausstoßöffnungsquerschnitt für die Gase gleich dem Querschnitt der um den Treibsatz herum befindlichen Zone des Triebwerksgehäuses ist. Diese Öffnung ist kurzzeitig durch eine ausstoßbare Membran 26 verschlossen, auf der ein ringförmigerFig. 4 shows another embodiment of the invention applied during the in-flight acceleration of a semi-self-propelled rocket, which initially consists of a rocket (not shown) Gun is fired with a barrel, the purpose of an acceleration stage 22 is, a further acceleration of the missile before igniting a travel stage 23. According to this particular embodiment, the gas pressure resisting forms Envelope the engine housing 24, which is briefly connected to the travel stage by a cylindrical centering and four, grooved shear pins, the breakage of which is calibrated to ensure the connection of the two stages as long as the travel fuel block 25 with the star-shaped central channel is not ignited. The engine casing is roughly cylindrical, the discharge opening cross-section for the gases being equal to the cross-section of the zone around the propellant charge Engine housing is. This opening is temporarily closed by an ejectable membrane 26 on which an annular
Zünder 27 befestigt ist. Der Treibsatz besteht aus im Triebwerk radial angeordneten Treibstofflamellen 28, von denen alle dieselbe Zusammensetzung und dieselbe Dicke, jedoch drei unterschiedliche Breiten 1 derart aufweisen, daß die Verschachtelung ermöglicht wird, die erforderlich ist zur Erzielung eines geringen freien Anfangsquerschnitts in Höhe des Endes 29 des Umfangsrands der trapezförmigen Lamellen. Wie im umgeschlagenen Querschnitt von Fig. 4 dargestellt, sind diese Lamellen auf jeder Seitenfläche mit zur Achse des Triebwerks parallelen Rillen versehen, wobei lediglich diese Rillen nicht vom Hemmstoff bedeckt sind. Dies ermöglicht die Herstellung eines Treibsatzes mit zunehmender Brennfläche, was eine Herabsetzung der Abnahme des augenblicklichen Eigenklemmkoeffizienten . dieses Treibsatzes ermöglicht. Die Rillen haben parallele Flanken und einen halbzylindrischen Boden und sind so tief, daß die von den Flanken ausgehenden Flammenfronten sich im selben Augenblick vereinigen, wie die von den Böden der Nuten der gegenüberliegenden Seiten ausgehenden Flammenfronten sich vereinigen. "Dies ermöglicht eine Begrenzung der Verbrennungsreste. Alle Treibstofflamellen sind seitlich durch Einlassen in ei&]&ri^schutzmantel 30 befestigt, der an das Triebwerksgehäuse geklebt ist. Es sind Zwischenauflagen dieser Lamellen vorgesehen zur Verbesserung von deren Verteilung während der Lagerung und im Verlauf der Abschußphase der Rakete mit halbem Eigenantrieb aus einer ein Rohr aufweisenden Waffe.Detonator 27 is attached. The propellant charge consists of propellant lamellas 28 arranged radially in the engine, all of which have the same composition and the same thickness, but three different widths 1 such that the nesting is made possible, which is necessary to achieve a small free initial cross-section at the level of the end 29 of the peripheral edge the trapezoidal slats. As shown in the folded cross section of FIG. 4, these lamellae are provided on each side surface with grooves parallel to the axis of the engine, only these grooves not being covered by the inhibitor. This enables the production of a propellant charge with an increasing combustion area, which reduces the decrease in the instantaneous intrinsic clamping coefficient. this propellant allows. The grooves have parallel flanks and a semi-cylindrical bottom and are so deep that the flame fronts emanating from the flanks unite at the same instant as the flame fronts emanating from the bottoms of the grooves on the opposite sides unite. "This allows a limitation of the combustion residues. All fuel slats are laterally fixed by embedding in ei] ri ^ protective sheath 30, which is glued to the engine casing. There are intermediate conditions of this slat is provided to improve the distribution thereof during storage and in the course of Semi-self-propelled missile launch phase from a barreled weapon.
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Claims (21)
anfänglichen Ausstoßquerschnitts der Gase in Nähe des Endes
der Treibstoffelemente (12;28;31) mit dem minimalen bzw.
maximalen Klemmkoeffizienten der Zusammensetzung des
Treibstoffs der Treibstoffelemente (12;28;31). undthat the minimum and maximum ignited combustion area of the propellant is obtained by multiplying the free one
initial discharge area of the gases near the end
the fuel elements (12; 28; 31) with the minimum or
maximum clamping coefficient of the composition of the
Propellant of the propellant elements (12; 28; 31). and
dadurch gekennzeichnet,14. engine according to claim 13,
characterized,
dadurch gekennzeichnet,19. The method according to claim 18,
characterized,
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