DE2637848B2 - Zünder für einen Raketenmotor - Google Patents
Zünder für einen RaketenmotorInfo
- Publication number
- DE2637848B2 DE2637848B2 DE2637848A DE2637848A DE2637848B2 DE 2637848 B2 DE2637848 B2 DE 2637848B2 DE 2637848 A DE2637848 A DE 2637848A DE 2637848 A DE2637848 A DE 2637848A DE 2637848 B2 DE2637848 B2 DE 2637848B2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- igniter
- housing
- ignition
- rocket
- head
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42C—AMMUNITION FUZES; ARMING OR SAFETY MEANS THEREFOR
- F42C19/00—Details of fuzes
- F42C19/08—Primers; Detonators
- F42C19/0819—Primers or igniters for the initiation of rocket motors, i.e. pyrotechnical aspects thereof
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C06—EXPLOSIVES; MATCHES
- C06C—DETONATING OR PRIMING DEVICES; FUSES; CHEMICAL LIGHTERS; PYROPHORIC COMPOSITIONS
- C06C9/00—Chemical contact igniters; Chemical lighters
-
- 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
- F02K9/95—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by starting or ignition means or arrangements
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B3/00—Blasting cartridges, i.e. case and explosive
- F42B3/10—Initiators therefor
- F42B3/11—Initiators therefor characterised by the material used, e.g. for initiator case or electric leads
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42C—AMMUNITION FUZES; ARMING OR SAFETY MEANS THEREFOR
- F42C19/00—Details of fuzes
- F42C19/08—Primers; Detonators
- F42C19/12—Primers; Detonators electric
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
- General Chemical & Material Sciences (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Air Bags (AREA)
- Toys (AREA)
Description
Die Erfindung bezieht sich auf einen Zünder für einen Raketenmotor gemäß Oberbegriff des Patentanspruchs
1.
Es sind Zünder aus einem pyrotechnischen Treibsatz bekannt, die Zusammen mit einer Zündladung oder
einem Zündhütchen in einem Behälter eingeschlossen sind. Die Zündladung wird durch elektrischen Strom
gezündet, wodurch die von der Zündladung freigegebene Energie den Treibsatz zündet, weicher wiederum die
ganze freie Oberfläche eines Festtreibstuffs gleichförmig zünden muß.
Aus Gründen der Stabilität des Treibsatzes und der Abstoßvorschriften wird die Zündung des Treibsatzes
bei der bekannten Ausführungsform gemäß GB-PS 7 61 650 am hinteren Ende des Raketenmotors vorgenommen.
In diesem bekannten Fall liegt ein zerstörbares Gehäuse vor, das als relativ massiver Körper auf der
Innenseite der Schubdüse liegt und der daher eines erheblichen Schubes bedarf, um aus der Düse hinausgedrückt
werden zu können.
Die erforderlichen Kräfte für die Zerstörung des Gehäuses können unter Berücksichtigung der Komprimierung
des Materials zum Passieren des Düsenmunds relativ groß sein und im übrigen einen Zündstau
bewirken, der zu Fehlverhalten des Raketenmotors führen kann. Darüber hinaus kann bei einem massiven
Körper dieser Art die Größe der bei der Gehäusezerstörung anfallenden Teile nicht wesentlich beeinflußt
werden, so daß die Möglichkeit zu großer Bruchstücke besteht, die eine Gefahr für das Flugzeug, das die
Rakete abgeschossen hat, bedeuten können.
Aufgabe der Erfindung ist es, einen Zünder zu schaffen, der in vorbestimmbarer Weise zerstörbar und
mit festlegbarem Widerstand in der Düse haltbar ist.
Diese Aufgabe wird durch die gekennzeichneten Merkmale des Patentanspruchs 1 gelöst. Durch die
Ausbildung des Gehäuses als einfaches Rohr ergibt sich zwangsläufig ein Körper, der praktisch keine massiven
Teile besitzt, wobei durch die Schneidlamellen eine vorgebbare Zerstörung des Gehäuses möglich ist Die
Lamellen selbst können dabei mit ihrem Biegewiderstand durch Bemessung so gewählt werden, daß ein
5 optimaler Sitz gewährleistet wird, der weder zu fest noch zu lose ist
Die Erfindung wird nachstehend anhand schematischer Zeichnungen an einem Ausführungsbeispiel näher
erläutert Es zeigt
ίο F i g. 1 eine schematische Seitenansicht einer Ausführungsform
des Zünders,
F i g. 2 eine Seitenansicht eines Teils des Raketenmotors, die den Zünder nach F i g. 1 in der Einbaulage zeigt,
und
F i g. 3 eine Stirnansicht des Zünders nach F i g. 1.
F i g. 4 ist eine Reihe von Druck-Zeit-Kurven, die aus
Zündungsversuchen an einer Motorattrappe erhalten wurden.
Fi g. 5 ist eine Reihe von Druck-Zeit-Kurven, die aus Zündversuchen bei einem betriebsfähigen Motor erhalten wurden.
Fi g. 5 ist eine Reihe von Druck-Zeit-Kurven, die aus Zündversuchen bei einem betriebsfähigen Motor erhalten wurden.
Gemäß der Zeichnung besitzt der Zünder einen Körper, der aus einem Rohr 1 besteht, welches
vorzugsweise aus einem Material mit 30% Glasfasern und 70% Nylon hergestellt ist. Das Rohr hat ein offenes
Ende 3 und ein abgeschlossenes Ende 5 mit verringertem Durchmesser. Eine Anzahl in gleichem Abstand
angeordneter blattförmiger Segmente 7 ragen unter einem Winkel zur Mittelachse des Rohrs aus dem
tu geschlossenen Ende des Rohrs ab dessen größtem
Durchmesser heraus. Jedes Segment 7 besitzt einen äußeren Rand 9, der verstärkt ist und nach innen
gerichtet ist. Aus F i g. 2 ist zu ersehen, daß die Segmente 7 den Zünder in der Einbaulage in einem
J5 Düsenhals 11 eines Raketenmotors halten und so
bemessen sind, daß sie beim Ausstoßen des Zünders durch den Düsenhals während des Brennens nach innen
zu gebogen werden und die verstärkten und als Schneiden ausgebildeten Ränder 9 gegen die Wandung
M) des Rohrs 1 gestoßen werden, um das Zerbrechen des
Rohrs herbeizuführen. Der Sitz des Rohrs in dem Düsenhais ist insofern sehr wichtig, als das Rohr bei zu
festem Sitz zu lange in dem Düsenhals bleibt und so einen Zündungsüberdruck verursacht, wogegen bei zu
4r> losem Sitz des Rohrs ein frühes Ausstoßen des Zünders
und eine schlechte Flammenverteilung während des Zündens auftritt. Ein vorzugsweise zu wählendes Rohr
für eine Rakete mit 7 cm Durchmesser wiegt ungefähr 5,47 g; bei Versuchen wurde festgestellt, daß ein
Ή) derartiges Rohr in Stücke zerfällt, von denen keines
schwerer als 1,3 bis 2,3 g ist.
Zum Zünden des Zündsatzes wird eine Zündladung 15 verwendet, die in dem Rohr an einem verengten
Abschnitt 14 des geschlossenen Endes 5 mit Hilfe eines
r>5 Klebstoffes befestigt ist. Elektrische Zuleitungen 17 für
die Zündladung sind durch eine kleine öffnung in dem geschlossenen Ende geführt.
Um die Zündladung 15 herum ist ein Polyurethan-Schaumkissen
19 angebracht, das sowohl den Raum um
wi die Zündladung herum abdichtet und auf diese Weise
eine Bewegung des Zündsatzes verhindert, welche ein Zerpulvern und Zerbrechen des Zündsatzes bei
Schwingungen verursachen würde, als auch einen Alternativweg für die Zündladungsflamme bei den
"1^ seltenen Fällen bildet, bei denen auf das Zünden hin ein
Bruch des Gehäuses der Zündladung anstelle eines Bruchs der Stirnseite der Zündladung auftritt.
In das Ende des Rohrs 1 ist zum Festhalten von
Zündpillen in dem Rohr während des Hantierens mit dem Zünder und dem zusammengebauten Raketenmotor
ein Stopfen 21 aus Polyurethanschaum eingeleimt. Der Stopfen 21 dient auch als federnde.; Kissen für die
pyrotechnischen Zündpillen, so daß er damit eine übermäßige Bewegung und folglich das Zerpulvern oder
Zerbrechen der Zündpillen während Zeiträumen starker Schwingungen verhindert Dies ist eine sehr
bedeutende Funktion, da Zündimpulsspitzen während des Brennens entstehen, wenn hohe Konzentrationen
kleiner Teilchen in einem Zündsatz vorliegen.
Um die Funktion des erfindungsgemäßen Zünders
auch unter für milfcärische Anwendung vorgeschriebenen Bedingungen näher zu untersuchen, wurden
Versuche mit diesem Zünder im Teststand durchgeführt.
Ein bewährtes Verfahren zum Prüfen und Messen von Zündern besteht darin, sie in einer Motorattrappe mit
der gleichen Treibstoffbohrungsgeometrie und der gleichen Düsenausführung wie der de^ tatsächlichen
Motors zu zünden. Auf diese Weise wurden Zünder mil dem beschriebenen Aufbau bei —54° C, +210C und
+ 66"C gezündet. Bei diesen Temperaturen erhaltene Oszillographenbilder der Druck-Zeit-Kurven sind in
F i g. 4 gezeigt, bei der der Maßstab der horizontalen Zeitachse 20 msec je Skaleneinheit und der Maßstab der
vertikalen Druckachse 20,7 χ 105Nm-2Je Skaleneinheit
ist.
Abweichend von der herkömmlichen Zündung am Kopfende ist die Fläche unter der Kurven mit
abnehmender Temperatur vergrößert, was anzeigt, daß größere Energiemengen bei den Bedingungen erzielbar
sind, bei denen es am schwierigsten ist, zusammengesetzte
Festtreibstoffe zu zünden. Dieser zusätzliche Vorteil des Hecksystems erleichtert die Zündung
zusammengesetzter Treibstoffe bei niedrigen Temperatüren.
Die Fig.5 zeigt die Druck-Zeit-Aufzeichnung der Zündphase bei drei scharf geladenen Motoren, die bei
denselben Temperaturen gezündet Würden, wie sie bei der Motorattrappe angewandt waren. In F i g. 5 ist dabei
ιυ der Maßstab der horizontalen Zeitachse 20 msec je
Skaleneinheit und der Maßstab der vertikalen Druckachse 36,8 χ 105Nm-2 je Skaleneinheit. Für die
Zündungen bei 210C und —54° C sind die Druckaufbaugeschwindigkeiten
der der F i g. 4 sehr ähnlich, wobei
is die Zündverzögerungen jeweils 0,016 see und 0,020 see
betragen. Die Zünderrohre wurden in Übereinstimmung
mit den Zündungsspitzendrücken von
112,5 χ 105Nm-2bzw.96,5 χ ΙΟ5 Nm-2ausgestoßen.
Das Druckanstiegsausmaß bei dem bei +660C
gezündeten Motor kehrt kurzzeitig bei 58,7 χ 105 Nm-2um, wenn (in normalem Verhalten) das
Zünderrohr ausgestoßen wird, und steigt dann weiter auf einen Zündungsspitzendruck, von 98,1 χ 105 Nm-2
an. Die Zündverzögerung von 0,022 see ist kennzeichnend.
Ausführliche Versuche haben erwiesen, daß die in Fig. 5 gezeigten Ergebrisse kennzeichnend sind. Der
Zünder wurde ferner in verschiedenen Fällen einem Schwingungsteiit unterzogen und hat anschließend
zufriedenstellend gearbeitet, ohne daß verspätete Zündungen oder Überdruckspitzen aufgetreten sind.
Hierzu 2 Blatt Zeichnungen
Claims (3)
1. Zünder für einen Raketenmotor, der vom rückwärtigen Ende der Rakete zu zünden ist und ein
in der Schubdüse der Rakete anzuordnendes zerstörbares Gehäuse aufweist das gegenüber dem
Düsenmund einen im Durchmesser kleineren Kopf für die Aufnahme eines Initialzünders und eine vom
Kopf vorstehende Kammer für einen Zündsatz aufweist der zwischen dem Gehäusekopf und dem
Treibsatz der Rakete liegt dadurch gekennzeichnet,
daß das Gehäuse ein zylindrisches Rohr (1) ist das aus leichtem zerbrechlichen Kunststoff besteht und am Kopf nach außen in
Richtung auf den Treibsatz vorstehende blattförmige Stützelemente (7) besitzt die beim Hinausgleiten
des Gehäuses aus dem Düsenmund unter Zerstörung diis Gehäuses gegen dessen Oberfläche biegbar sind.
2. Zünder nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß um die Zündladung (15) herum ein
Polyurethanschaum-Kissen (19) angebracht ist und der Zündsatz (13) unbewegbar zwischen einem
Stopfen (21) und dem Kissen (19) gehalten ist.
3. Zünder nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Rohr (1) aus einem Material
aus 30% Glasfasern und 70% Nylon hergestellt ist.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CA234,045A CA1036419A (en) | 1975-08-25 | 1975-08-25 | Aft-end ignition system for rocket motor |
US05/664,856 US4023497A (en) | 1975-08-25 | 1976-03-08 | Aft-end ignition system for rocket motor |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2637848A1 DE2637848A1 (de) | 1977-03-17 |
DE2637848B2 true DE2637848B2 (de) | 1980-07-24 |
DE2637848C3 DE2637848C3 (de) | 1981-06-25 |
Family
ID=25668053
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE2637848A Expired DE2637848C3 (de) | 1975-08-25 | 1976-08-23 | Zünder für einen Raketenmotor |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4023497A (de) |
JP (1) | JPS5924262B2 (de) |
BE (1) | BE845472A (de) |
CA (1) | CA1036419A (de) |
DE (1) | DE2637848C3 (de) |
FR (1) | FR2322270A1 (de) |
GB (1) | GB1549647A (de) |
SE (1) | SE428399B (de) |
Families Citing this family (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CA1079078A (en) * | 1977-05-25 | 1980-06-10 | Michael N. Clark | Rocket nozzle assembly |
DE3303722A1 (de) * | 1983-02-04 | 1984-08-09 | Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg | Vorrichtung zur befestigung eines elektrischen anzuendhuetchens einer patronenhuelse |
CA1217944A (en) * | 1983-03-16 | 1987-02-17 | Christian J.L. Carrier | Integrated weatherseal/igniter for solid rocket motor |
US4495763A (en) * | 1983-03-21 | 1985-01-29 | Thiokol Corporation | Dual-thrust nozzle apparatus for rockets |
DE3441385A1 (de) * | 1984-11-13 | 1986-05-22 | Gebrüder Junghans GmbH, 7230 Schramberg | Zuendsystem fuer lenkflugkoerper und raketengeschosse |
FR2594891B1 (fr) * | 1986-02-21 | 1989-10-13 | Poudres & Explosifs Ste Nale | Allumeur fixable dans la tuyere d'un propulseur |
US5007236A (en) * | 1987-10-26 | 1991-04-16 | Morton Thiokol, Inc. | Removable rocket motor igniter |
US5062206A (en) * | 1987-10-26 | 1991-11-05 | Thiokol Corporation | Removable rocket motor igniter |
EP0477482A1 (de) * | 1990-07-30 | 1992-04-01 | Hercules Incorporated | Eingeschäumte Zündvorrichtung und diese enthaltendes Heckteil für ein Raketentriebwerk |
US5220783A (en) * | 1990-07-30 | 1993-06-22 | Hercules Incorporated | Foamed in place igniter and aft-end assembly for rocket motor comprising the same |
US6553914B2 (en) * | 2001-04-10 | 2003-04-29 | Breed Automotive Technology, Inc. | Gas generator |
US7284487B2 (en) * | 2004-07-06 | 2007-10-23 | United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Single-piece stereolithographically-produced missile igniter |
ES2384850B8 (es) | 2012-03-20 | 2013-03-27 | Aplicaciones Tecnológicas, S.A. | Dispositivo de encendido para soldaduras exotérmicas, molde para soldaduras exotérmicas para el dispositivo de encendido, y aparato para soldaduras exotérmicas que comprende el molde y el dispositivo |
WO2013140387A1 (en) * | 2012-03-20 | 2013-09-26 | JOSEPH, Sharon | Disrupter slug comprising pyrotechnic charge |
KR101878552B1 (ko) * | 2016-06-15 | 2018-07-13 | 주식회사 한화 | 노즐 마개형 점화기 마운트 및 그 설치 방법 |
CN110382996A (zh) * | 2016-12-30 | 2019-10-25 | 哈姆林电子(苏州)有限公司 | 电子引爆器的点火器 |
FR3104696A1 (fr) * | 2019-12-11 | 2021-06-18 | Arianegroup Sas | Systeme d'allumage d'un chargement de propergol |
CN114562921A (zh) * | 2022-02-16 | 2022-05-31 | 南京理工大学 | 一种以钝感装药实现本质安全的电点火具 |
Family Cites Families (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CA716835A (en) * | 1965-08-31 | F. Carr Alton | Rocket igniters | |
US2561670A (en) * | 1945-07-30 | 1951-07-24 | Aerojet Engineering Corp | Ignitor |
US2627160A (en) * | 1947-04-01 | 1953-02-03 | Macdonald Gilmour Craig | Rocket igniter |
US2776623A (en) * | 1949-08-06 | 1957-01-08 | Hercules Powder Co Ltd | Closure device |
GB761650A (en) * | 1951-08-15 | 1956-11-14 | Hercules Powder Co Ltd | Closure device |
US2990683A (en) * | 1957-12-30 | 1961-07-04 | Phillips Petroleum Co | Ignition of solid rocket propellants |
US3974772A (en) * | 1958-06-25 | 1976-08-17 | Thiokol Corporation | Rocket igniter |
US3129561A (en) * | 1960-09-09 | 1964-04-21 | United Aircraft Corp | Rocket engine igniter |
DE1216169B (de) * | 1962-10-03 | 1966-05-05 | Dynamit Nobel Ag | Zuendeinrichtung fuer Feststoffraketen |
US3251267A (en) * | 1963-06-18 | 1966-05-17 | Emerson Electric Co | Spin rocket and launcher |
US3228191A (en) * | 1964-05-25 | 1966-01-11 | Thiokol Chemical Corp | Temperature controlled igniter |
US3304865A (en) * | 1965-04-21 | 1967-02-21 | Robert L Gungle | Self-sealing, unbonded, rocket motor nozzle closure |
US3357190A (en) * | 1965-07-28 | 1967-12-12 | Thiokoi Chemical Corp | Device for igniting a combustible material |
GB1127279A (en) * | 1966-05-02 | 1968-09-18 | Canadian Ind | Explosive booster assembly |
US3746214A (en) * | 1971-07-15 | 1973-07-17 | Allied Chem | Detonator holder |
-
1975
- 1975-08-25 CA CA234,045A patent/CA1036419A/en not_active Expired
-
1976
- 1976-03-08 US US05/664,856 patent/US4023497A/en not_active Expired - Lifetime
- 1976-08-23 DE DE2637848A patent/DE2637848C3/de not_active Expired
- 1976-08-23 SE SE7609312A patent/SE428399B/xx not_active IP Right Cessation
- 1976-08-24 GB GB35145/76A patent/GB1549647A/en not_active Expired
- 1976-08-24 FR FR7625644A patent/FR2322270A1/fr active Granted
- 1976-08-24 BE BE170039A patent/BE845472A/xx not_active IP Right Cessation
- 1976-08-25 JP JP51101486A patent/JPS5924262B2/ja not_active Expired
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE2637848A1 (de) | 1977-03-17 |
SE428399B (sv) | 1983-06-27 |
SE7609312L (sv) | 1977-02-26 |
DE2637848C3 (de) | 1981-06-25 |
BE845472A (fr) | 1976-12-16 |
JPS5924262B2 (ja) | 1984-06-08 |
GB1549647A (en) | 1979-08-08 |
US4023497A (en) | 1977-05-17 |
FR2322270A1 (fr) | 1977-03-25 |
FR2322270B1 (de) | 1982-10-08 |
JPS52118800A (en) | 1977-10-05 |
CA1036419A (en) | 1978-08-15 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2637848C3 (de) | Zünder für einen Raketenmotor | |
DE2914049C2 (de) | Patrone | |
DE69512118T2 (de) | Geschoss, insbesondere nicht tötende Patrone | |
DE3048617C2 (de) | ||
DE2842797A1 (de) | Wurfkoerper | |
DE2556075C2 (de) | Kartusche zum Verschießen von als Köder dienenden Zielobjekten | |
DE3316440C2 (de) | ||
DE903320C (de) | Verzoegerungsvorrichtung fuer Sprengladungen | |
DE2755241C1 (de) | Dueppelgeschoss | |
DE2908217C2 (de) | Einheitsladung zur Vernebelung von Fahrzeugen | |
DE2838381C2 (de) | Sicherheitsvorrichtung für Zündvorrichtungen | |
DE3715085A1 (de) | Flugkörper-Spitzenverkleidungsaufbau | |
DE720097C (de) | Aufschlagzuender | |
DE2829002A1 (de) | Multi-gefechtskopf | |
DE2726945A1 (de) | Ueb-geschoss fuer moerser o.dgl. | |
DE69003854T2 (de) | Treibladungszünder. | |
DE3402121C2 (de) | ||
DE2605768C2 (de) | Radialbrenner mit Festtreibstoffsatz für ein Raketengeschoß | |
CH645955A5 (de) | Raketenmotor fuer feste brennstoffe. | |
DE2234302C3 (de) | ||
DE69106322T2 (de) | Gewehrgranate. | |
DE1017421B (de) | Reaktions-Kleinmotor | |
DE69705670T2 (de) | Splittergeschoss mit äquatorialer Ausstosssymmetrie | |
DE1578132C1 (de) | Geschoss mit einer Vielzahl selbstaendiger Innengeschosse | |
DE3443331C2 (de) | Sicherungseinrichtung für Gefechtskopfzünder |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OD | Request for examination | ||
C3 | Grant after two publication steps (3rd publication) |