DE1288487B - Steuerung fuer Raketentriebwerke - Google Patents

Steuerung fuer Raketentriebwerke

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DE1288487B
DE1288487B DET24594A DET0024594A DE1288487B DE 1288487 B DE1288487 B DE 1288487B DE T24594 A DET24594 A DE T24594A DE T0024594 A DET0024594 A DE T0024594A DE 1288487 B DE1288487 B DE 1288487B
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    • F42B10/66Steering by varying intensity or direction of thrust
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    • F42AMMUNITION; BLASTING
    • F42BEXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
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Description

  • Die Erfindung betrifft eine Steuerung durch Einleiten eines Mediums in einen Düsenquerschnitt strahlgetriebener Flugkörper. Diese Steuerung bewirkt Querschnittsveränderungen des Gasstromes einer Düse eines Raketenmotors sowie parallelen Versatz der Strömungsmittellinie zur Mittellinie der Düse. Diese Steuerung ist bei Feststoffraketen oder bei Raketen, die flüssige Treibsätze aufweisen, anwendbar und beruht auf dem bekannten Prinzip, durch einen Hilfsgasstrom oder durch eingespritzte Flüssigkeit in die Düse eine Art Blende vor oder hinter dem engsten Querschnitt zu errichten. Der Innendurchmesser der Blende begrenzt den Umfang des Gasstromes und damit den Durchsatz ;durch die Düse. Da der Durchsatz direkt proportional zum Schub ist und die Beschleunigung der Rakete vom Schub abhängt, kann durch Veränderung des Blendendurchmessers die Beschleunigung der Rakete direkt beeinflußt werden. Eine senkrechte Verschiebung der Blende zur Mittellinie der Düse hat zur Folge, daß der als Vektor auffaßbare Schub am Massenmittelpunkt der Rakete ein Moment bildet, welches ein Ausrichten der Rakete um diesen Punkt ermöglicht und somit die Steuerung der Flugrichtung gewährleistet. Es sind Verfahren zur Errichtung einer Blende im Düseninneren durch einen Hilfsgasstrom oder durch Einspritzen einer Flüssigkeit bekannt, beispielsweise mit einer Blasdüse, deren Blasrichtung verändert werden kann. Sie besteht aus einer mit einem Gehäuse umgebenen geschlitzten Walze, die von einem Zahnradpaar angetrieben und durch ein Lager mit Gas- oder Druckluft gefüllt wird. Je nach Stellung des Schlitzes und damit der Strömungsrichtung des Hilfsgasstromes wird der Gasstrahl des Raketenmotors abgelenkt. Diese Ausführungsform hat den Nachteil, daß sie nur für rechteckige Düsenquerschnitte geeignet ist. Ein weiterer Nachteil dieser Ausführungsform besteht darin, daß die Ablenkung, wenn auch variabel, so doch nur in einer Richtung erfolgen kann.
  • Nach einer weiteren bekannten Lösung ist die Möglichkeit der Strahlenablenkung durch einen besonders angeordneten beweglichen Teil eines Diffusorkegels gegeben. Diese Ausführungsform findet bei mehrdösigen Raketenmotoren Anwendung, zeichnet sich aber durch den erheblichen Nachteil aus, daß zur Steuerung der Rakete bzw. Bewegung der Diffusorkegel ein hoher Aufwand an Zahnrädern, Motoren, Lagern, Buchsen und anderen komplizierten Teilen notwendig ist. Eine Ouerschnittsveränderung des Gasstromes kann nicht erzielt werden.
  • Ferner ist eine Schubrichtungsänderung durch Anzapfung einer Verdichterstufe zur Versorgung der Steuereinrichtung mit Hilfsgas bekannt, die jedoch sehr problematisch ist, da die Anpassung des Verdichters eines Strahltriebwerkes dadurch gefährdet werden kann. Ein weiterer Nachteil dieser Steuerung besteht darin, daß immer zwei sich gegenüberliegende Ventile zusammenwirken und die Kopplung der Ventile so ist, daß, wenn keine- Ablenkung gewünscht wird, immer eine Strahleinschnürung vorhanden ist, die den Schub vermindert.
  • Bekannt ist ferner die Kombination von eingeblasener Blende und mechanisch bewegten Spoilern. In einer bevorzugten Ausführungsform sind der Spoiler und die eingeblasene Blende hintereinander angeordnet. Eine Ablenkung des Gasstrahles wird dadurch erreicht, daß durch Zurückziehen eines Spoilers der Gasstrom gegen die entsprechende divergierende Fläche der Düse strömt. Die laminare und tangentiale Strömung des Hilfsgases längs des entsprechenden Düsenabschnittes vermindert den statischen Druck, und durch Zusammenwirken mit dem atmosphärischen Luftdruck wird die Ablenkung des Gasstromes erreicht. Mit Hilfe dieser Anordnung kann auch der wirksame Düsenquerschnitt verändert werden, jedoch ergibt sich dabei der große Nachteil, daß die Steuerungen der Ventile und der Spoiler nicht miteinander verbunden sind. Die Spioler sind dann direkt zur symmetrischen Steuerung an den Regler des Strahltriebwerkes anzuschließen, wodurch eine vom Strahltriebwerk unabhängige Regelung nicht mehr möglich ist. Die Leistung dieses wie aller Strahltriebwerke wird begrenzt durch die Warmfestigkeit der vom Gasstrom benetzten Triebwerksteile. Diese Einbringung dünner Querschnitte, die dazu noch schlecht wärmeabführend sind, legen in hohem Maße die Expansionsendtemperatur der Turbine fest und tragen damit zur Leistungsabnahme des Strahltriebwerkes bei.
  • Eine weitere Lösung der Strahlablenkung und Strahlbündelung am Düsenende wird durch die Einschnürung des Gasstrahles durch einen Hilfsgasstrom erzielt. Wird der Gasstrahl durch verschieden starke Hilfsgasströme beaufschlagt, so wird er eingeschnürt und durch entsprechende Öffnungen der Düsenwandung auf Leitschaufeln abgedrängt. Auch diese Anordnung weist bewegliche Teile mit hoher thermischer Beanspruchung auf.
  • Eine weitere bekannte Möglichkeit, den Austrittsquerschnitt eines Strahltriebwerkes zu regeln, besteht darin, mit Hilfe eines abgezweigten Teiles des strömenden Mediums eine Blende zu errichten. Durch den Hilfsgasstrom wird das Volumen des abgezweigten Gasstrahles geregelt. Die Ablenkung des Gasstrahles kann dort durch Schwenken von Düsenquerschnittssegmenten vorgenommen werden. Auch bei dieser Lösung wirkt sich nachteilig aus, daß zur Erzeugung einer Strahlablenkung Hilfsgasströme unterschiedlich stark eingestellt und mechanische Teile verschwenkt werden müssen, was einen hohen Aufwand an Reglern und mechanischen Hilfsmitteln zur Folge hat.
  • Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die geschilderten Nachteile zu vermeiden und eine Steuerung strahlgetriebener Flugkörper zu schaffen, die einerseits keine im Abgasstrom befindlichen festen oder beweglichen Teile aufweist und andererseits gegenüber der Mittelachse des Flugkörpers ein ausreichendes Steuermoment erzielt.
  • Die Vorrichtung soll einfach und leicht ausgeführt sein und betriebssicher arbeiten. Dabei soll der Reibungs- und Strömungswiderstand des Flugkörpers nach Anbringung der Vorrichtung nicht vergrößert werden. Dies wird dadurch erreicht, daß mindestens zwei Düsen starr am rückwärtigen Ende des Brennraums angeordnet sind, wobei deren wirksamer Querschnitt wahlweise in bekannter Weise durch das Einbringen eines nicht brennbaren Mediums in den Bereich des engsten Düsenquerschnittes dadurch veränderbar ist, daß jeder Zuströmkanal für das Medium mit einem verstellbaren Drosselventil ausgerüstet ist.
  • Eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, daß die Drosselventile in den einzelnen Zuströmkanälen für sämtliche Düsen unabhängig voneinander durch Motoren einstellbar sind. Eine weitere zweckmäßige Ausführungsform der Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, daß eine Pumpe zur Förderung des Mediums von einem Vorratstank zu jedem der Zuströmkanäle vorgesehen ist.
  • Der einfache Aufbau der Steueranlage gewährleistet eine hohe Betriebssicherheit. Fällt ein Einzelteil der Steuerung aus, so kann dessen Funktion in weiten Grenzen von den verbleibenden Teilen übernommen werden. Die Flugrichtung sowie Beschleunigung bzw. Verzögerung des Flugkörpers bleibt beeinflußbar. Die Anlage ist eine vom Triebwerk unabhängige Einheit und ist so ausgebildet, daß sie wahlweise inertes Gas oder nicht brennbare Flüssigkeit als Steuermedium fördern und einspritzen kann. Durch die Verwendung von nicht brennbaren Flüssigkeiten wirkt man dem erosiven Einfluß der heißen Abgase auf die Düsenwandungen entgegen. Durch eine verminderte Erosion an den Düsenwandungen kann die Wirksamkeit des Flugkörpers auf zweierlei Art gesteigert werden. Es ist entweder eine verlängerte Schubzeit bei vergrößertem Treibsatz oder eine Steigerung des Schubes durch höhere Verbrennungsendtemperaturen möglich.
  • Weitere Aufgaben, Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der Beschreibung in Verbindung mit der Zeichnung. Es zeigt F i g. 1 die perspektivische Ansicht einer Rakete mit den zwei Düsen, F i g. 2 einen Längsschnitt durch die Düse entlang der Linie 2-2 in F i g. 1, F i g. 3 einen Querschnitt durch die Düse und eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung, bei der vier Kanäle vorgesehen sind, F i g. 4 einen Querschnitt durch die Düse bei einer Ausführungsform mit drei Kanälen, F i g. 5 ein Schema einer Rakete mit der Darstellung der seitlichen Verschiebung des Schubvektors gegenüber dem Massenzentrum der Rakete, aus der sich eine Veränderung in der Bewegungsrichtung der Rakete ergibt, F i g. 6 eine schematische Rückansicht der Rakete mit zwei Düsen, wobei eine Ablenkung der Rakete nach links dargestellt ist, F i g. 7 in Darstellung wie F i g. 6 die Ablenkung der Rakete nach rechts, F i g. 8 in Darstellung wie F i g. 6 die Ablenkung der Rakete nach unten, F i g. 9 in Darstellung wie F i g. 6 die Ablenkung der Rakete nach oben, F i g. 10 in Darstellung wie F i g. 6 einen abgelenkten und einen nicht abgelenkten Gasstrahl in starker Vergrößerung, F i g. 11 in Darstellung wie F i g. 6 das Erzielen einer Drehung der Rakete, F i g. 12 die Rückansicht einer Rakete mit zwei Düsen-Paaren mit der Ablenkung der Rakete nach links.
  • Das Raketentriebwerk besteht aus einem am einen Ende geschlossenen rohrförmigen Gehäuse 12, das einen Treibsatz 14, eine Zündvorrichtung 16, eine Brennkammer 18 und zwei Düsen 24 aufweist. Jede der Düsen 24 ist mit einer Mehrzahl von Zuströmkanälen 20 versehen, die in einer zur Düse senkrechten Ebene liegen und sich von der Innenfläche im Bereich des engsten Querschnittes der Düse 22 radial nach außen erstrecken. Die Zuströmkanäle 20 sind am einen Ende mit einer als Sammler dienenden Ringleitung 26 verbunden. In jedem Zuströmkanal ist ein einstellbares Drosselventil 28 zur Beeinflussung der durchfließenden Strömungsmenge vorgesehen. Die Ringleitungen 26 der beiden Düsen sind miteinander und mit einer Pumpe 30 verbunden, die ihrerseits über eine geeignete Leitung an einen die zu injizierende Flüssigkeit enthaltenden Vorratstank 32 angeschlossen ist. Die Drosselventile 28 können einzeln durch eine nicht dargestellte Fernsteuerung bekannter Art verstellt werden, und zwar erfolgt die Verstellung der Ventile durch Motoren 33. Bei Raketen, die ausschließlich für Flüge in der Atmosphäre gedacht sind, kann der Vorratstank entfallen und als Flüssigkeits- bzw. Gasquelle die Atmosphäre selbst dienen.
  • Während des Fluges der Rakete mit Antrieb wird eine Flüssigkeit oder ein Gas vom Vorratstank 32 über die Ringleitung 36 durch einzelne oder gleichzeitig durch alle Kanäle 20 in geeigneter Menge und unter geeignetem Druck hindurchgeleitet und strömt genau senkrecht gegen die Abgase der Rakete, und zwar an einem Punkt etwas strömungsoberhalb des engsten Querschnittes 22 der Düse. Hierdurch entstehen Stoßwellen, die zu dem bekannten Effekt einer gasförmigen, baulich also nicht vorhandenen Einschnürung 34 führen, wie dies in den F i g. 3 und 4 dargestellt ist. Diese Einschnürung 34 hat, wenn gleichzeitig alle Zuströmkanäle 20 geöffnet sind, einen kleineren Durchmesser als der engste Querschnitt 22 der Düse 24.
  • Wenn das injizierte Gas aus allen geöffneten Zuströmkanälen 20 einer Düse mit gleicher Kraft in die Abgase hineingepreßt wird, so ist die gedachte Einschnürung 34, wie bereits erläutert, konzentrisch zum engsten Querschnitt 22. Durch Regelung des durch die einzelnen Zuströmkanäle 20 in die Raketenabgase hineingepreßten Mediums, kann jedoch die gedachte Einschnürung 34 innerhalb der Grenzen des engsten Querschnittes 22 an jede beliebige Stelle verlagert werden. Um dies zu tun, sind mindestens drei der Zuströmkanäle 20 für jede Düse 22 erforderlich, wie dies in F i g. 4 gezeigt ist. Zur Erzielung einer höchstmöglichen Wirksamkeit sind diese Kanäle zweckmäßig gleichmäßig an der Düse verteilt. Wenn jedoch die Steuerung der Zuströmkanäle 20 durch Fernsteuerung der Drosselventile 28 über elektrische Impulse vom Boden oder von einer ebenfalls fliegenden Leitstelle aus erfolgen soll, ist ein vier Kanäle aufweisendes System gemäß F i g. 3 einfacher zu betätigen und stellt deshalb die bevorzugte Ausführungsform der Erfindung dar.
  • Die Steigung, der Kurs und die Beschleunigung einer Rakete könnnten sämtlich innerhalb gewisser sehr enger Grenzen mittels des beschriebenen Systems bei einer Rakete mit nur einer einzigen Düse geregelt werden. Wenn jedoch auch der Axialspin oder die Drehung der Rakete ebenfalls ohne Veränderung der Flugrichtung der Rakete geregelt werden soll, so sind mindestens zwei Düsen erforderlich. Diese zwei gegenüber der Raketenhauptachse versetzten Düsen ergeben außerdem ein wirksameres Steuermoment.
  • F i g. 5 ist das Schema einer Rakete und zeigt, wie eine seitliche Verschiebung des Schubvektors 36 gegenüber dem Massenmittelpunkt 38 der Rakete einen Hebelarm 40 erzeugt, der eine Veränderung der Ausrichtung der Rakete um den Massenmittelpunkt 38 herum bewirkt. Das um den Massenmittelpunkt 38 der Rakete ausgeübte Drehmoment ist proportional dem Hebelarm, d. h. also dem Abstand zwischen dem Schubvektor und dem Massenmittelpunkt. Eine solche Verschiebung des Schubvektors kann durch Verschiebung der gedachten Einschnürung 34 gegenüber der baulich vorhandenen Einschnürung 22 einer Düse durch das erfindungsgemäße Verfahren erfolgen.
  • Die F i g. 6, 7, 8, 9, 10 und 11 sind schematische Ansichten der zwei Düsen aufweisenden Rakete von hinten. In diesen Figuren sind nur der Außenumfang 42 der Rakete, der engste Querschnitt 22 der Düse und die gedachte Einschnürung 34 dargestellt. Die F i g. 6 und 7 zeigen die Verlagerung der gedachten Einschnürungen 34 beider Düsen gegenüber der Mitte des engsten Querschnittes 22 zur Ablenkung der Rakete nach links bzw. nach rechts. Die F i g. 8 und 9 zeigen die Verschiebung der gedachten Einschnürungen 34 zwecks Ablenkung der Rakete nach unten bzw. nach oben.
  • F i g. 10 zeigt, daß eine Ablenkung der Rakete in seitlicher Richtung, wie in F i g. 7, auch durch seitliche Verschiebung nur einer der gedachten Einschnürungen 34 hervorgerufen werden kann. In der Praxis kann jedoch dieses Verfahren unzweckmäßig sein wegen der Einführung der kleinen Kraftkomponente 46 senkrecht zur gewünschten Bewegungsrichtung.
  • F i g. 11 zeigt die Art und Weise der Verlagerung der gedachten Einschnürungen 34 zur Erzeugung eines Axialspins der Rakete. Eine Betrachtung der F i g. 5 und 11 zeigt, daß keinerlei Veränderung der Flugrichtung der Rakete entsteht, wenn die gedachten Einschnürungen 34 gleichzeitig in derselben Richtung (in Uhrzeigerrichtung oder entgegen der Uhrzeigerrichtung) auf einem Kreis verschoben werden, dessen Mitte auf der Mittellinie der Rakete liegt und der durch die Mitten der engsten Querschnitte 22 der Düsen geht. Gemäß dem dritten Newtonschen Gesetz wird durch eine solche gleichzeitige Verschiebung der gedachten Einschnürungen 34 ein Drehmoment auf die Rakete um deren Mittellinie ausgeübt, und zwar in entgegengesetzter Richtung wie die Richtung der Verschiebung der Einschnürungen 34. Außerdem ist das auf die Rakete ausgeübte Drehmoment proportional der Geschwindigkeit der Verschiebung der gedachten Einschnürungen 34. Wenn sich also eine im Flug befindliche Rakete um ihre Mittellinie verdreht und die Winkelgeschwindigkeit dieser Drehung bekannt ist, so kann die Geschwindigkeit der Verschiebung der Einschnürungen 34 so gesteuert werden, daß auf die Rakete ein gleiches Drehmoment, entgegengesetzt der Spin-Richtung, ausgeübt wird.
  • Durch die in Nähe der Innenseite der Düse fließenden, verhältnismäßig kühlen Gase wird eine direkte Berührung dieser Fläche mit den heißen Abgasen verhindert, wodurch die Erosion des Düseneinschnürung herabgesetzt wird. Durch Injektion einer begrenzten Menge des Steuergases oder der Steuerflüssigkeit gleichzeitig durch alle vier Kanäle 20 kann eine dünne, kühle Schicht dieser Steuerflüssigkeit oder des Gases zwischen dem ausgestoßenen Gas und der Düsenoberfläche erzeugt werden, um letztere zu schützen.
  • Außer als Steuermechanismus für eine Rakete in der vorstehend geschilderten Weise ist die Einschnürung des Gasstrahles auch innerhalb gewisser Grenzen zur Steuerung der Beschleunigung einer Rakete verwendbar. Dies beruht auf der Tatsache, daß der Durchmesser der gedachten Einschnürung 34 entsprechend der darauf durch das Gas aus den Zuströmkanälen 20 ausgeübten Kraft verändert werden kann, und darauf, daß zwischen dem Einschnürungsdurchmesser und dem Schub eines gegebenen Raketentriebwerks eine Beziehung besteht.
  • Bei dem Ausführungsbeispiel nach F i g. 12 hat die Rakete vorzugsweise vier Düsen 24a, jedoch wird für jede Düse 24a nur ein Ventil 28a benötigt. Dieses Ventil 28 a liegt in der Leitung zwischen jeder Ringleitung 26a und der Pumpe 30a. Bei der Anwendung dieser Ausführungsform der Erfindung kann eine Steuerung dadurch bewirkt werden, daß die Größen bestimmter gedachter Einschnürungen 34a verändert werden. Bei einer Steuerung der gedachten Einschnürungen, wie sie in F i g. 12 gezeigt ist, wird sich die Rakete nach links bewegen, weil ein größerer Massenfluß, und damit ein größerer Schub, im rechts liegenden Bereich der Rakete erzeugt wird. Ein solches Ungleichgewicht der Kräfte, die auf die Hebelarme 40 ausgeübt werden, die von den Schubvektoren durch die Düsen zum Massenmittelpunkt 38 der Rakete verlaufen, bewirken eine Verschwenkung der Rakete um den Massenmittelpunkt in Richtung der schwächsten Schubvektors.
  • Der bevorzugte Stoff zur Injektion in die Abgase des Raketentriebwerks zur Erzeugung der gedachten Einschnürung ist ein inertes Gas, wie z. B. Helium oder Freon (ein fluorisierter Kohlenwasserstoff). Jedoch ist es auch möglich, ein anderes inertes Gas oder aber auch ein reagierendes Gas oder eine reagierende Flüssigkeit zu verwenden. Durch Verwendung von Pumpen mit verstellbarer Fördermenge können die Ventile 28 ersetzt werden.
  • Es hat sich als sehr vorteilhaft erwiesen, daß durch die Anlage die imaginäre Blende in-,mer senkrecht zur Düsenmittellinie verschoben werden kann. Diese senkrechte Verschiebung der durch Stoßwellen ausgebildeten imaginären Blende innerhalb des engsten Düsenquerschnittes hat zur Folge, daß keine Schubumlenkung, sondern ein Schubversatz erzielt wird. Dieser Schubversatz verläuft immer parallel zur Mittellinie der Düse. Der Massenmittelpunkt einer Feststoff- oder Flüssigkeitsrakete ändert sich während der Antriebszeit ständig. Soll die Flugrichtung durch Bildung eines Momentes um diesen beeinflußt werden, so kann bei gleichbleibendem Hebelarm, d. h. Schubversatz und gleichbleibender Wirkungslinie des Schubes die Lageänderung des Massenmittelpunktes der Größe des Schubes direkt proportional gesetzt werden. Diese Beschränkung auf einen Parameter bedeutet im Vergleich zur Schubumlenkung für die Steuerung eines Flugkörpers eine wesentliche Vereinfachung.

Claims (4)

  1. Patentansprüche: 1. Steuerung durch Einleiten eines Mediums in einen Düsenquerschnitt strahlgesteuerter Flugkörper, dadurch gekennzeichnet, daß mindestens zwei Düsen (24) starr am rückwärtigen Ende der Brennkammer (18) angeordnet sind, wobei deren wirksamer Querschnitt wahlweise in bekannter Weise durch das Einbringen eines nicht brennbaren Mediums in den Bereich des engsten Düsenquerschnittes (22) dadurch veränderbar ist, daß jeder Zuströmkanal (20) für das Medium mit einem verstellbaren Drosselventil (28) ausgerüstet ist.
  2. 2. Steuerung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß eine Pumpe (30) zur Förderung des Mediums von einem Vorratstank (32) zu jedem der Zuströmkanäle (20) vorgesehen ist.
  3. 3. Steuerung nach Anspruch 2, gekennzeichnet durch eine jede Düse (24) umgebende Ringleitung (26), an die die Zuströmkanäle (20) der Düse (24) angeschlossen sind und in die die Pumpe (30) aus der Vorratsquelle (32) das Medium hineinfördert, wobei die Pumpe (30) für die Speisung der Zuströmkanäle (20) in einer Leitung zwischen dem Vorratstank (32) und den Ringleitungen (26) der beiden Düsen (24) angeordnet ist.
  4. 4. Steuerung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Drosselventile (28) in den einzelnen Zuströmkanälen (20) für sämtliche Düsen (24) unabhängig voneinander durch Motoren (33) einstellbar sind.
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