DE3044919A1 - "staustrahltriebwerks-rakete" - Google Patents

Description

TER MEER . MÜLLER . STEINMEISTER

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BESCHREIBUNG

Die Erfindung betrifft eine Strahltriebwerks-Rakete gemäß dem Oberbegriff des Hauptanspruchs.
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Im einzelnen befaßt sich die Erfindung mit einer derartigen Rakete mit einem Raketenrumpf, der eine Düse sowie eine erste und eine zweite Brennkammer beiderseits der Düse aufweist. Ein fester Treibstoff ist in der ersten Brennkammer vorgesehen, und ein Luft-Diffusor mündet in die zweite Brennkammer.

Bei Strahltriebwerks-Raketen dieser Art werden Brenngase durch unvollständige Verbrennung des festen Treibstoffs in

der ersten Brennkammer erzeugt und durch die-iXise—in die

zweite Brennkammer überführt, in der sie mit frischer Luft vermischt werden, die als Staustrahl durch den Diffusor in die zweite Brennkammer eintritt, so daß die Brenngase vollständig verbrennen.

Wesentliche Anforderungen an den Aufbau von Raketen dieser Art sind im allgemeinen ein kompakter Aufbau, insbesondere im Bereich des Antriebssystems, und die Fähigkeit zu einem stabilen Flug über lange Strecken. Zur Erfüllung dieser Anforderungen handelt es sich bei dem für Raketen dieser Art verwendeten festen Treibstoff üblicherweise um einen Treibstoff, der vom rückwärtigen Ende her nach und nach zum vorderen Ende hin verbrennt und damit einen Flug der Rakete über weite Entfernungen und längere Zeiträume gestattet.

Zur Erhöhung des Schubes für den Antrieb von Raketen der genannten Art ist vorgeschlagen worden, eine Brennstoff-Auskleidung in der zweiten Brennkammer zu verwenden. Die Brennstoff-Auskleidung verbrennt mit Hilfe von überschüssiger Luft, die in dem Gemisch aus Frischluft aus dem Diffusor und Brenngasen aus der ersten Brennkammer enthalten ist. Da jedoch die Wärme und die thermische Aktivität der

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unvollständig verbrannten Brenngase aus der ersten Brennkammer unzureichend sind für eine Unterstützung der Verbrennung der Brennstoff-Auskleidung, kann die Brennstoff-Auskleidung nicht in ausreichendem Maße verbrennen, so daß sich nicht der gewünschte Schub beim Flug der Rakete ergibt. Die Erfindung befaßt sich mit der Schaffung einer Rakete, bei der diese Nachteile ausgeschaltet sind.

Die Erfindung ist auf die Schaffung einer Rakete gerichtet, deren Antriebssystem einen erhöhten Schub während des Fluges der Rakete ermöglicht.

Die Erfindung ergibt sich im einzelnen aus dem kennzeichnenden Teil des Hauptanspruchs,

Die erfindungsgemäße Rakete ermöglicht eine verbesserte Verbrennung des festen Treibstoffs und damit die Erzeugung größerer Mengen von Brenngasen in der ersten Brennkammer der Rakete.

Die erfindungsgemäße Rakete umfaßt einen von vorne nach hinten langgestreckten Rumpf mit einem inneren Wandbereich, der eine Düse enthält, sowie im wesentlichen zylindrischen Wandbereichen, die eine erste Brennkammer vor der Düse und eine zweite Brennkammer hinter der Düse bilden. Ein Luft-Diffusor mündet in die zweite Brennkammer. Ein fester Treibstoff ist in der ersten Brennkammer festgelegt und weist eine von vorne nach hinten langgestreckte Form entsprechend dem Raketenrumpf auf. Der feste Treibstoff ist mit einer Axial-

■ i') bohrung versehen, die an den vorderen und hinteren Enden inündol;. Ein äußerer, verbrennungshenunender Mantel ist in der ersten Brennkammer festgelegt und mit seiner inneren Oberfläche unmittelbar auf der im wesentlichen gesamten äußeren Oberfläche des festen Treibstoffs angeordnet. Eine innere, verbrennungshemmende Hülse befindet sich im wesentlichen auf der gesamten inneren Oberfläche des festen Treibstoffs und

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bildet einen Kanal in dessen Axialbohrung, der an den gegenüberliegenden· Enden der Hülse offen ist.

Vorzugsweise hat der feste Treibstoff eine im wesentlichen zylindrische Form, so daß der verbrennungshemmende äußere Mantel und die innere Hülse ebenfalls zylindrisch sind. In diesem Falle ist der äußere Mantel mit seiner inneren Oberfläche eng im wesentlichen auf der gesamten äußeren Umfangsfläche des Treibstoffs angeordnet, während die innere Hülse mit ihrer äußeren Umfangsflache dicht im wesentlichen gegen die gesamte innere Umfangsflache des Treibstoffs in dessen Axialbohrung anliegt.

Im Folgenden werden bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand der beigefügten Zeichnung näher erläutert,

Fig. 1 zeigt eine teilweise aufgeschnittene

Seitenansicht einer bekannten Strahltriebwerks-Rakete ; 20

Fig. 2 entspricht Fig. 1, veranschaulicht

jedoch eine Ausführungsform der Erfindung.

Fig. 1 zeigt eine bekannte Strahltriebwerks-Rakete mit einem Raketenrumpf 10, der im Inneren eine Düse 11 sowie eine erste und zweite Brennkammer 12 und 13 auf beiden Seiten der Düse 11 aufweist. Ein zylindrischer, fester Treibstoff 14, der nur vom Ende her abbrennt, befindet sich in der ersten Brenn-

'M kammer 12. Die Anordnung ist derart getroffen, daß die Verbrennung von der rückwärtigen Stirnfläche des festen Treibstoffes 14 fortschreitet, sobald die chemische Reaktion des Treibstoffs durch einen Zünder 15 eingeleitet worden ist. Die brennbaren Gase, die durch die unvollständige Verbrennung des festen Treibstoffs 14 erzeugt werden, gelangen durch die Düse 11 in die zweite Brennkammer 13 und werden

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mit Frischluft vermischt, die in die zweite Brennkammer 13 durch einen Diffusor 16 eintritt, der einen Lufteinlaß 17 an seinem vorderen Ende aufweist, wie es in der Zeichnung gezeigt ist. Gleichzeitig wird eine Brennstoff-Auskleidung 18, die die zylindrische zweite Brennkammer 13 begrenzt, unter Einwirkung der Uberschußluft in dem Gemisch aus unvollständig verbrannten Brenngasen und Luft verbrannt. Die unter hohem Druck stehenden und auf hoher Temperatur befindlichen Brenngase, die auf diese Weise in der zweiten Brennkammer 13 erzeugt werden, werden nach rückwärts durch eine Auslaßdüse 19 am rückwärtigen Ende des Raketenrumpfes 10 ausgestoßen, so daß ein Schub zum Antreiben der Rakete in Vorwärtsrichtung entsteht.

Ein Nachteil besteht bei Raketen dieser Art darin, daß die Brenngase nicht in ausreichender Menge durch die unvollständige Verbrennung des festen Treibstoffs 14 erzeugt werden, wie dieser in der Zeichnung dargestellt ist. Wenn aus diesem Grunde Polyäthylen oder ein anderes geeignetes, ausreichend verfügbares Material als Brennstoffauskleidung 18 verwendet wird, wird diese nicht ausreichend verbrannt, so daß der erzeugte Schub nicht ausreicht. Dies beruht darauf, daß die Brenngase, die in der ersten Brennkammer erzeugt werden, eine verhältnismäßig niedrige Temperatur aufweisen und in unzureichender Menge anfallen.

Fig. 2 zeigt eine Ausführungsform einer erfindungsgemäßen Rakete, durch die die genannten Nachteile des Standes der Technik gemäß Pig, 1 überwunden werden können,

Π ie erfindungsgemäße Rakete gemäß Fig. 2 umfaßt einen Rake-Lenrumpf 10, der in Vorwärts- bzw, Rückwärtsrichtung lancjqestrcckt ist und einen inneren Wandbereich mit einer konvergierend-divergierenden Düse 10 aufweist, die im wesent-Liehen der bekannten Düse gemäß Fig. 1 entspricht. Eben-

in Übereinstimmung mit der bekannten Rakete der Fig, 1 30038/0613

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weist der Raketenrumpf 10 der erfindungsgemäßen Rakete zylindrische Wandbereiche auf, die eine erste Brennkammer

12 unmittelbar vor der Düse 11 und eine zweite Brennkammer

13 hinter der Düse 11 bilden. Die Brennkammern 12 und 13

sind zylindrisch und in Axialrichtung mit der Düse 11 in Vorwärts- bzw. Rückwärtsrichtung des Raketenrumpfes ausgerichtet. Ein Zünder 15 ragt durch den Raketenrumpf 10 in den rückwärtigen Endbereich der ersten Brennkammer 12 hinein,

Die in Fig. 2 gezeigte Rakete umfaßt weiterhin einen Luft-Diffusor 16, der einen Teil des Raketenrumpfes 10 konzentrisch umgibt und einen Lufteinlaß 17 aufweist, der am vorderen Ende des Diffusors 16 offen ist. Der Diffusor 16 umfaßt einen Diffusor-Kanal, der an der radial-inneren Seite offen ist und dort in den vorderen Bereich der zweiten Brennkammer 13 mündet. Auf diese Weise wird frische Atmosphärenluft als Staustrahl in den Diffusor-Kanal durch den Lufteinlaß 17 eingeleitet und radial-einwärts in die zweite Brennkammer 13 gerichtet und in dieser komprimiert, wenn die Rakete fliegt.

Wie bei der bekannten Lösung gemäß Fig. 1 ist eine Brennstoff auskleidung 18 in hohlzylindrischer Form an den inneren Wänden des Raketenrumpfes 10 an der zweiten Brennkammer 13 angebracht. Die Brennstoffauskleidung 18 besteht aus Polyäthylen, Polyurethan oder Brennstoffen auf Aluminiumbasis und deckt einen festen, nicht gezeigten Brennstoff ab, der zum Antreiben der Rakete für den ersten Bereich des Fluges beim Start verbraucht wird. Angrenzend an das

/if) rückwärtige Ende der Brennstoff auskleidung 18 mündet die zweite Brennkammer 13 nach rückwärts in eine konvergierend— divergierende Auslaßdüse 19 am rückwärtigen Ende des Raketenrumpfes 10, wie es ebenfalls gemäß Fig. 1 der Fall ist.

Die erste Brennkammer 12 nimmt einen zylindrischen, festen Treibstoff 20 auf, dessen genauere Gestaltung später be-

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schrieben werden soll. Der feste Treibstoff 20 liegt mit seiner rückwärtigen Stirnfläche nach vorwärts in Abstand zu der Düse 11 und bildet dadurch den rückwärtigen Endbereich der ersten Brennkammer 12.
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Der Innenbereich des Raketenrumpfes 10, der die Düse 11 aufweist, trägt einen fest angebrachten Filter 21, der halbkreisförmig von der Düse 11 in Richtung des rückwärtigen Endbereichs der ersten Brennkammer 12 vorspringt, sowie ein perforiertes Ejektor-Teil 22, das halbkreisförmig vom rückwärtigen Ende in einen vorderen Endbereich der zweiten Brennkammer 13 hineinragt. Das Ejektor-Teil 22 weist eine Anzahl von Poren auf, die eine Verbindung zwischen der Düse 11 und der zweiten Brennkammer 13 herstellen.

Der zylindrische, feste Treibstoff 20 in der ersten Brennkammer 12 ist mit einer Axialbohrung 23 versehen, die an entgegengesetzten axialen Enden des Treibstoffs 20 offen ist und deren Mittelachse vorzugsweise mit der Mittelachse des Treibstoffs 20 zusammenfällt. Der Treibstoff 20 liegt in einem hohlzylindrischen, äußeren, verbrennungshemmenden Mantel 24, dessen innere Umfangsflache im wesentlichen auf der gesamten äußeren Umfangsfläche des Treibstoffs 20 verklebt oder anderweitig befestigt ist, Die äußere ümfangsfläche des Mantels 24 liegt eng gegen die innere Umfangsfläche der Wand des Raketenrumpfes 10 im Bereich der ersten Brennkammer 12 an. Weiterhin weist der Treibstoff 20 eine hohlzylindrische, innere, verbrennungshemmende Hülse 25 auf, die mit ihrer äußeren Umfangsfläche im wesentlichen mit der gesamten inneren Umfangsfläche der Axialbohrung des Treibstoffs 20 verklebt oder anderweitig fest verbunden ist. Der äußere Mantel 24 und die innere Hülse 25 bedecken somit die äußere und innere Umfangsfläche des durchbohrten Treibstoffs 20 und verhindern, daß dieser auf diesen Oberflächen in Anwesenheit von Brenngasen in der ersten Brennkammer 12 in Brand gerät. Der Mantel 24 und die Hülse 25, die zu die-

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sem Zweck vorgesehen sind, bestehen aus einem geeigneten, feuerbeständigen Material, wie etwa Epoxydharz oder einem Chloropren-Mischpolymerisat, wie es beispielsweise im Handel unter der Bezeichnung Neoprene erhältlich ist, 5

Der feste Treibstoff 20 ist in seiner Position innerhalb der ersten Brennkammer 12 mit Hilfe einer vorderen Stirnplatte 26, die an dem Raketenrumpf 10 befestigt ist, und eines Distanzringes 27 festgelegt, der eng in den Raketenrumpf 10 zwischen dem rückwärtigen Ende des äußeren Mantels 24 und der Innenwand des Raketenrumpfes angrenzend an die Düse 11 eingepaßt ist, wie es aus der Zeichnung hervorgeht. Die Stirnplatte 26 ist von der vorderen Stirnfläche des festen Treibstoffs 20 vorgewölbt. Auf diese Weise weist die erste Brennkammer 12 einen offenen vorderen Endbereich auf, der zwischen der Stirnplatte 26 und der ringförmigen vorderen Stirnfläche des Treibstoffs 20 liegt. Der offene vordere Endbereich der ersten Brennkammer 12 steht in ständiger Verbindung mit dem offenen rückwärtigen Endbereich der Brennkammer 12 über den axialen Kanal innerhalb der inneren Hülse 25. Der Distanzring 27 besteht vorzugsweise aus Metall oder glasfaserverstärktem Kunststoff,

Die Arbeitsweise der auf diese Weise aufgebauten erfindungsgemäßen Rakete soll im Folgenden näher erläutert werden.

Zum Starten der Rakete wird fester Treibstoff, der in der zweiten Brennkammer 13 untergebracht und durch die Brennstoff auskleidung 18 umschlossen ist, gezündet, so daß die Rakete eine Anfangsfluggeschwindigkeit erreicht. Nach diesem Start der Rakete wird der Zünder 15 automatisch betätigt, so daß der feste Treibstoff 20 an der rückwärtigen Stirnfläche gezündet wird. Die auf diese Weise erzeugten Brenngase bilden sich zuerst im rückwärtigen Endbereich der ersten Brennkammer 12 und gehen teilweise nach vorne durch den Kanal in der inneren Hülse 15 hindurch, so daß sie den

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offenen vorderen Endbereich der ersten Brennkammer 12 erreichen. Auf diese Weise schreitet die Verbrennung des festen Treibstoffs 20 nach und nach in entgegengesetzte Axialrichtungen von der ursprünglichen rückwärtigen Oberfläche und der vorderen Oberfläche des Treibstoffs 20 fort. Die durch die unvollständige Verbrennung des festen Treibstoffs 20 erzeugten Brenngase haben eine relativ niedrige Temperatur und eine relativ geringe thermische Aktivität, so daß der feste Treibstoff 20 von beiden axialen Enden her in entgegengesetzter Richtung ausreichend stabil verbrennt.

Die auf diese Weise durch die unvollständige Verbrennung erzeugten Brenngase des festen Treibstoffs 20 strömen durch den Filter 21 in die Düse 11 und werden durch die Poren des Ejektor-Teils in die zweite Brennkammer 13 ausgestoßen oder verteilt. Da die unvollständig verbrannten Brenngase auf diese Weise in die zweite Brennkammer 13 ausgestoßen werden, wird Frischluft als Stauluftstrahl durch den ringförmigen Einlaß 17 in den Kanal des Diffusors eingeleitet. Der Stauluftstrahl wird in dem Diffusor 16 komprimiert und in Radialrichtung nach innen in die zweite Brennkammer 13 eingeleitet. Die unvollständig verbrannten Brenngase werden mit der komprimierten Luft vermischt und in der zweiten Brennkammer 13 vollständig verbrannt. Die Verbrennung der unvollständig verbrannten Brenngase erfolgt zugleich mit einer Verbrennung der Brennstoff auskleidung 18 mit Hilfe der Überrschußluft des Gemisches aus Brenngasen und komprimierter Luft. Folglich wird der Gasdruck in der zweiten Brennkammer 13 im wesentlichen bei demselben Wert festgelegt, so daß ein Vorwärtsflug der Rakete aufgrund der von der zweiten Brennkammer 13 durch die Auslaßdüse 19 abgegebenen Brenngase sichergestellt wird.

Während die Verbrennung des festen Treibstoffs 20 von der vorderen und hinteren Stirnfläche her fortschreitet, werden die äußeren und inneren, verbrennungshemmenden Teile 24

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und 25 von beiden Enden her in Richtung des Mittelbereichs verkohlt. Die auf diese Weise erzeugten Kohle-Bruchstücke in der ersten Brennkammer 12 werden durch den Filter 21 gesammelt, so daß ein Austritt aus der Düse 11 verhindert wird.

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Claims (4)

1. PATENTANWÄLTE

   TER MEER-MÜLLER-STEINMEISTER

   Balm Europllachan Patantamt zugalaatana Vartratar — Profaaalonal Rapraiantatlvaa ba/ora tha European Patent Offlc· Mandatalraa agr£6a praa l'Offlca auropian daa bravata

   Dlpl.-Chem. Dr. N, ter Meer Dlpl.-Ing. H. Steinmeister Dipl.-Ing, F. E. Müller si«knrw?iii 7

   Triftstrasse 4, Siekerwall 7,

   D-8OOO MÜNCHEN 22 D-48OO BIELEFELD 1

   1-0353-009 2 8. Nov. 1980

   NISSAN MOTOR COMPANY, LTD.

   No. 2, Takara-cho, Kanagawa-ku,

   Yokohama-shi, Kanagawa-ken, Japan

   STAUSTRAHLTRIEBWERKS-RAKETE

   PRIORITÄT: 3. Dezember 1979, Japan, No. 156983/1979

   PATENTANSPRÜCHE

   I./ Staustrahltriebwerks-Rakete mit einem langgestreckten Rumpf, einer Düse im Inneren des Rumpfes und im wesentlichen zylindrischen Wandbereichen zur Bildung einer ersten Brennkammer vor und einer zweiten Brennkammer hinter der Düse, einem Luft-Diffusor, der in die zweite Brennkammer mündet, einem festen Treibstoff, der in der ersten Brennkammer festgelegt ist und eine in Längsrichtung des Raketenrumpfes langgestreckte Form aufweist, dadurch gekennzeichnet, daß der feste Treibstoff (20) eine Axialbohrung (23) aufweist, die am vorderen und hinteren Ende des Treibstoffs austritt, daß ein äußerer, verbrennungs-

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   ORIGINAL INSPECTED

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   hemmender Mantel (24) fest im Inneren der ersten Brennkammer (12) angebracht und auf der inneren Oberfläche im wesentlichen mit der gesamten äußeren Oberfläche des Treibstoffs (20) fest verbunden ist, und daß eine innere, verbrennungshemmende Hülse (25) im Inneren der Axialbohrung vorgesehen ist und im wesentlichen gegen die gesamte innere Oberfläche des Treibstoffs unter Bildung eines an beiden Enden des Treibstoffs offenen Kanals anliegt.
2. 2. Rakete nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der feste Treibstoff (20), der äußere Mantel (24) und die innere Hülse (25) im wesentlichen zylindrisch sind.
3. 3. Rakete nach Anspruch 1 oder 2, dadurch g e k e η η zeichnet, daß der äußere Mantel (24) und die innere Hülse (25) aus feuerfestem Material, insbesondere Chloropren-Mischpolymerisaten oder Epoxydharzen besteht.
4. 4. Rakete nach einem der Ansprüche 1 bis 3, gekennzeichnet durch eine im Raketenrumpf (10) befestigte vordere Stirnplatte (26) als vordere Begrenzung der ersten Brennkammer (12), welche Stirnplatte (26) gegenüber der vorderen Stirnfläche des festen Treibstoffs (20) nach vorne ausgewölbt ist und die erste Brennkammer (12) über den in der Hülse (25) gebildeten Kanal nach vorne verlängert.

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