DE1224097B - Raketen-Treibsatzkoerper - Google Patents
Raketen-TreibsatzkoerperInfo
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- DE1224097B DE1224097B DEN25457A DEN0025457A DE1224097B DE 1224097 B DE1224097 B DE 1224097B DE N25457 A DEN25457 A DE N25457A DE N0025457 A DEN0025457 A DE N0025457A DE 1224097 B DE1224097 B DE 1224097B
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
- F02K9/10—Shape or structure of solid propellant charges
- F02K9/12—Shape or structure of solid propellant charges made of two or more portions burning at different rates or having different characteristics
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- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
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Description
BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLAND DEUTSCHES «IS PATENTAMT
Int. α.:
F02k
AUSLEGESCHRIFT
Deutsche KL: 46 g-1/01
Nummer: 1224097
Aktenzeichen: N 254571 a/46 g
Anmeldetag: 2. September 1964
Auslegetag: 1. September 1966
Bekanntlich treten bei Feststofftreibsätzen vom Typ der Röhrenbrenner Verbrennungsinstabilitäten auf,
die nicht auf plötzliche Veränderung der Abbrandoberfläche oder Inhomogenität der Treibsatzmasse
zurückzuführen sind. Diese Erscheinung, die in der Literatur als instabiler auch als Resonanzabbrand
bezeichnet wird, macht sich durch abrupte unregelmäßige Veränderungen des Brennkammerdruckes
bemerkbar.
Zur Unterdrückung dieser unerwünschten Erscheinung, die insbesondere bei Treibsätzen höheren
Energiegehaltes sowie Treibsätzen aus POL-Massen auftritt, wurde bereits vorgeschlagen, Prallbleche in
der Achse der Bohrung des Treibsatzes anzubringen oder Radialbohrungen im Treibsatz oder Beruhigungsstäbe
in die Kammer einzufügen. Bei Hochleistungstriebwerken ist die Verwendung dieser Mittel
unerwünscht, und es ist wichtig, die Instabilitäten auf anderem als mechanischem Wege zu verhindern.
Die Abbrandstabilisierung, die gemäß der vorliegenden Erfindung vorgeschlagen wird, ist wesentlich
besser als bei den bisher verwendeten Mitteln. Sie besteht darin, daß der Raketen-Treibsatzkörper von
seiner freien Brennfläche aus mit von einer Füllmasse wieder ausgefüllten Spalten versehen ist, die dadurch
gekennzeichnet sind, daß sie als nur bis zu einer gewissen, den Treibsatzkörper nicht zerteilenden Tiefe
von der freien Brennfläche aus sich erstreckende schmale Rillen oder Schlitze in dem in an sich bekannter
Weise einstückigen Treibsatzkörper ausgebildet sind.
Diese Lösung hat ferner den Vorteil, daß sie technisch in einfacher Weise realisiert werden kann, da
derartige Rillen beispielsweise gleichzeitig mit der Strangverpressung herstellbar sind.
Die geeignete Ausführüngsform der Erfindung ergibt sich aus der Art der Zusammensetzung, dem
Energiegehalt, der Form des Treibsatzes und ist in einem weiten Bereich variierbar.
Die Art, Anzahl und Anordnung der spaltförmigen Rillen gemäß der Erfindung läßt sich experimentell
leicht ermitteln. So ist es dem Fachmann ohne weiteres einleuchtend, daß beispielsweise höherkalorige
Treibsatzmassen eine größere Anzahl, gegebenenfalls auch tiefere Rillen erfordern, um eine ausreichende
Stabilisierung zu bewirken als solche mit niedrigerem Kaloriengehalt.
Die Rillen können in weitgehend beliebiger Verteilung auf der Oberfläche angebracht werden, beispielsweise
parallel oder senkrecht zur Längsachse, je nach der Art des Brennertyps auf der inneren oder
äußeren Oberfläche, wie dies in den Fig. 11, 12 Raketen-Treibsatzkörper
Anmelder:
Nitrochemie G. m. b. H.,
Aschau (Kr. Mühldorf, Obb.)
Aschau (Kr. Mühldorf, Obb.)
Als Erfinder benannt:
Dipl.-Chem. Dr. Wilhelm Oversohl,
Waldkraiburg;
Dr. Karlheinz Legrand, Daxenthai, Post Marktl
und 13 für einen Sternbrenner, einen Röhrenbrenner und einen Stirnbrenner beispielsweise dargestellt ist.
Im Falle der Stabilisierung von Treibsatzkörpern
aus POL-Massen ergibt sich eine besonders einfache Ausführungsform in der Weise, daß bei der Strangverpressung
ein mehrteiliger Dorn Verwendung findet, der gleichzeitig mit der Auspressung Rillen in der
gewünschten Anzahl und Tiefe einprägt.
Die spaltförmigen Rillen können auf der gesamten Brennoberfläche oder nur einem Teil derselben, je nach den speziellen Erfordernissen, angebracht werden. Zum Füllen der Spalte bzw. Rillen können die verschiedensten dem Fachmann an sich bekannten Füllmassen verwendet werden, die jeweils nach Art und Zusammensetzung des verwendeten Treibsatzmaterials ausgewählt werden.
Die spaltförmigen Rillen können auf der gesamten Brennoberfläche oder nur einem Teil derselben, je nach den speziellen Erfordernissen, angebracht werden. Zum Füllen der Spalte bzw. Rillen können die verschiedensten dem Fachmann an sich bekannten Füllmassen verwendet werden, die jeweils nach Art und Zusammensetzung des verwendeten Treibsatzmaterials ausgewählt werden.
Beispielsweise kommen in Frage an sich bekannte Isoliermassen, bestehend aus einem Silicon-, Polyurethan-,
Polyester- oder anderem Kunstharz.
Es ist jedoch auch ohne weiteres möglich, die Rillen mit Pulvermassen, die jedoch eine abweichende,
d. h. niedrigere oder höhere Brenngeschwindigkeit haben sollten, auszufüllen.
Durch eine elastische Zwischenisolierung der RiI-len
beispielsweise, bestehend aus Siliconharz oder Perbunan, kann gleichzeitig eine günstigere Aufnahme
von durch Temperaturgradienten verursachten Zwangskräften erreicht werden und ein eventuelles
Zerreißen des Treibsatzkörpers bei tiefen Temperatüren vermieden werden. Die folgenden Diagramme
zeigen die Wirkungsweise der erfindungsgemäßen Abbrandstabilisierung.
609 658/131
Claims (1)
- 3 4Aus einer in üblicher Weise hergestellten Treib- mit spaltförmigen Rillen, die im übrigen fabrikatorisch satzmasse der folgenden Zusammensetzung: in einfachster Weise herstellbar sind, beste Resultate,Gewichtsprozent wobei ferner die mechanische Stabilität des KörpersNitrocellulose (12,6«/» N) 49,77 nicht beeinflußt wird.Nitroglycerin 34,52 5Diäthylphthalat 10,65 Patentansprüche:Nitrodiphenylamin 1,95 Λ _ , _ .,Candelilla Wachs 0,2 L Raketen-Treibsatzkörper, der von semerBlei-2-salicylat 150 freien Brennfläche aus mit von einer FüllmasseBlei-2-äthylhexoat 1*39 10 wieder ausgefüllten Spalten versehen ist, da-' durch gekennzeichnet, daß die Spaltenwurden Treibsatzkörper mit den folgenden Merk- als nur bis zu einer gewissen, den Treibsatzkörper malen hergestellt: nicht zerteilenden Tiefe von der freien Brenn- UgnOQ 331 rnm fläche aus sich erstreckende schmale Rillen oder Äußerer Durchmesser''.'.'.'.'.'.'.'.'.'. 70 mm 1S Schlitze in dem in an sich bekannter Weise eininnerer Durchmesser 20 mm stückigen Treibsatzkörper ausgebüdet sind.Engster Düsendurchmesser 21,6 mm 2· Treibsatzkörper gemäß Anspruch 1, dadurchGewicht 1852 g gekennzeichnet, daß die Rillen oder SchlitzeKlemmung 255 2 parallel zur Längsachse des Treibsatzkörpers an-2o geordnet sind.Die Körper waren an der Stirnfläche isoliert und 3. Treibsatzkörper gemäß Anspruch 1, dadurchhärten drei spaltförmige Schütze. Der Abbrand wurde gekennzeichnet, daß durch die Rillen bzw. Schlitzebei einem mittleren Kammerdruck von 47,9 Kp/cm2 nur ein Teil der wirksamen Brennoberflächein einer Normalbrennkammer ermittelt. Die Fig. la durchsetzt ist.zeigt das Abbranddiagramm des Körpers mit dem 25 4. Treibsatzkörper gemäß den Ansprüchen 1Profil gemäß Fig. Ib, die Fig. 2a dasjenige des bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Füllmasseerfindungsgemäß hergestellten Körpers gemäß F ig. 2 b. für die Rillen bzw. Schlitze aus einer an sich be-Die weiteren Diagramme zeigen die Druckkurven, kannten Isoliermasse besteht,
und zwar Fig. 3 einen ganz unbehandelten Treib- 5. Treibsatzkörper gemäß den Ansprüchen 1 satz, die F i g. 4 bis 7 nach bisher bekannten Metho- 30 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Füllmasse den, wie Einsetzen von Nagern, Schwingungsstab aus aus einem Polyesterharz besteht.
Eisen u. dgl., mechanisch stabilisierte Treibsätze, die 6. Treibsatzkörper gemäß den Ansprüchen 1 F i g. 8 bis 10 Treibsätze, die nach dem erfindungs- bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Füllmasse gemäßen Verfahren dreimal der Länge nach ge- aus einer Pulvermasse höherer oder niedrigerer schnitten und wieder verklebt wurden. Es ist sehr 35 Brenngeschwindigkeit besteht,
deutlich der wesentliche Stabilisierungsefiekt zu er- 7. Verfahren zur Herstellung der Treibsatzkennen. Der Abbrand der erfindungsgemäß stabili- körper gemäß den Ansprüchen 1 bis 6, dadurch sierten Körper entspricht praktisch dem theoretischen gekennzeichnet, daß die Anbringung der Rillen Abbrand. " bzw. Schlitze an dem fertigen TreibsatzkörperEs ist zwar weiterhin bekannt, die Schwierigkeiten 40 erfolgt.bei der Herstellung von großformatigen Treibsatz- 8. Treibsatzkörper gemäß den Ansprüchen 1 körpern vom Typ der Röhrenbrenner dadurch zu bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Erzeugung beseitigen, daß mehrere Segmente gefertigt und diese der Rillen bzw. Schlitze während der Strangvermit geeigneten Mitteln verklebt und zu dem Gesamt- pressung vorgenommen wird,
körper vereinigt werden, jedoch ist es hierbei 45 9. Verfahren gemäß Anspruch 8, dadurch geschwierig, die erforderliche Maßgenauigkeit einzu- kennzeichnet, daß bei der Herstellung von Innenhalten sowie einen in technologischer Hinsicht ein- brennern während des Strangverpressens die wandfreien, spannungsfreien Körper herzustellen. Rillen durch einen mehrteiligen Dorn auf der Eine solche Zusammensetzung aus Einzelsegmenten inneren Brennfläche erzeugt werden.ist nach dem erfindungsgemäßen Verfahren nicht er- 50forderlich, um die verbesserten Abbrandverhältnisse In Betracht gezogene Druckschriften:zu erzielen, sondern — wie aus den Beispielen her- USA.-Patentschriften Nr. 3 064 423, 3 054 353,
vorgeht — bringt gerade eine Ausstattung der Körper 3 050435.Hierzu 2 Blatt Zeichnungen609 658/131 8.66 © Bundesdruckerei Berlin
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EP0315618A1 (de) * | 1987-11-04 | 1989-05-10 | NORICUM MASCHINENBAU UND HANDEL GESELLSCHAFT m.b.H. | Treibsatz |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3050435A (en) * | 1957-10-24 | 1962-08-21 | Phillips Petroleum Co | Method of consolidating solid rocket propellant grains |
US3054353A (en) * | 1958-09-23 | 1962-09-18 | Norman L Rumpp | Segment grain |
US3064423A (en) * | 1959-04-22 | 1962-11-20 | Hercules Powder Co Ltd | Gas-generating device |
-
1964
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- 1965-08-23 SE SE1100965D patent/SE318747B/xx unknown
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- 1965-09-02 GB GB3757765A patent/GB1126068A/en not_active Expired
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3050435A (en) * | 1957-10-24 | 1962-08-21 | Phillips Petroleum Co | Method of consolidating solid rocket propellant grains |
US3054353A (en) * | 1958-09-23 | 1962-09-18 | Norman L Rumpp | Segment grain |
US3064423A (en) * | 1959-04-22 | 1962-11-20 | Hercules Powder Co Ltd | Gas-generating device |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
NL6506300A (de) | 1966-03-03 |
GB1126068A (en) | 1968-09-05 |
BE668813A (de) | 1966-02-28 |
ES314075A1 (es) | 1966-03-01 |
SE318747B (de) | 1969-12-15 |
FR1445331A (fr) | 1966-07-08 |
CH433869A (de) | 1967-04-15 |
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