EP0686824A1 - Thrust generating device - Google Patents

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EP0686824A1
EP0686824A1 EP95106300A EP95106300A EP0686824A1 EP 0686824 A1 EP0686824 A1 EP 0686824A1 EP 95106300 A EP95106300 A EP 95106300A EP 95106300 A EP95106300 A EP 95106300A EP 0686824 A1 EP0686824 A1 EP 0686824A1
Authority
EP
European Patent Office
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fuel
generating device
thrust generating
tanks
thrust
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Granted
Application number
EP95106300A
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German (de)
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EP0686824B1 (en
Inventor
Wolfgang Ing. Müller
German Dipl. Ing. Munding
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Airbus Defence and Space GmbH
Original Assignee
Daimler Benz Aerospace AG
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Filing date
Publication date
Application filed by Daimler Benz Aerospace AG filed Critical Daimler Benz Aerospace AG
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Publication of EP0686824B1 publication Critical patent/EP0686824B1/en
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Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F42B10/66—Steering by varying intensity or direction of thrust
    • F42B10/663—Steering by varying intensity or direction of thrust using a plurality of transversally acting auxiliary nozzles, which are opened or closed by valves

Definitions

  • the invention relates to a thrust generating device, in particular a transverse thrust control device for weapon-carrying missiles and missiles, according to the preamble of patent claim 1.
  • an engine arrangement with at least one longitudinal thrust engine i.e. a main engine, and several transverse thrusters known, all engines are designed as liquid engines, and separate tanks for fuel and oxidizer are available. All engines are supplied with fuel by a common turbopump system. With the help of appropriate valves, the engines can be operated individually and together.
  • the selected fuel supply makes the transverse thruster dependent on the main engine in terms of design and operation, so that the transverse thruster cannot be handled as a separate unit, e.g. is interchangeable, retrofittable or otherwise usable.
  • Liquid rocket fuels can be chemically aggressive, especially corrosive, environmentally harmful or highly toxic, and can develop high internal pressures when stored. In any case, they are flammable and explosive, with hypergolic fuel combinations and catalytically activable one-component fuels being particularly critical.
  • solid rocket engine systems are almost exclusively intended for the propulsion and transverse thrust control of military missiles, missiles and projectiles, despite their disadvantages such as single ignition, limited controllability of the throughput, fuel deposits in flow channels, valves etc., no extremely short burning time, etc.
  • the object of the invention is to provide a thrust generating device which has the advantages of liquid rocket engine systems and is as easy and safe to handle as corresponding solid engine systems.
  • the thrust generating device should be quick and easy to install, remove and activate.
  • the thrust generation device is a modular liquid rocket engine system with special safety-related features Features that make the preferred use in the military area practically possible.
  • Features d) to k) specifically form the security-relevant part of the proposed solution.
  • the thrust generating device according to the invention can also be provided as an emergency unit in various types of aircraft as a temporary replacement for failed rudder surfaces, steering rotors etc., e.g. as a tail rotor replacement in helicopters.
  • the sub-claims 2 to 8 contain preferred embodiments of the thrust generating device according to claim 1.
  • the thrust generating device 1 is designed as a closed, modular unit and is provided as a transverse thrust control device for a missile or a missile, which improves its maneuverability significantly, particularly in the launch phase and in the final approach phase of its wearer.
  • the main drive of the carrier i.e. its longitudinal thrust device is independent of the thrust generating device 1 and can be designed, for example, as a liquid rocket engine, solid rocket engine, rocket jet engine with liquid or solid fuel or turbo air jet engine. Carriers without their own main drive can also be used, e.g. End-phase guided projectiles, which are fired from barrel weapons.
  • the intended flight and thus longitudinal direction of the thrust generating device 1 runs vertically through the engine arrangement Defined transverse shear plane horizontally, the carrier tip being arranged above, for example, the main part of the carrier with drive correspondingly below the module shown.
  • the thrust generating device 1 has a circular cylindrical shape with essentially flat, fastening end plates 28 and 29, in the area of which the connections for the external energy supply, data transmission, etc. are also arranged (not shown).
  • the closed, metallic outer shell 8 only leaves corresponding openings free in the area of the engine nozzles 15, 16 of the rocket engines 2, 3. There are preferably four engines, each offset by 90 ° in one plane, so that targeted control about the pitch and yaw axis of the carrier is possible.
  • the thrust directions of the two engines are thus perpendicular to the plane of the drawing down and up. All engines are arranged within a central bulkhead 10 designed as a double membrane and attached to a block-like fuel distributor 11.
  • the bulkhead 10 divides the volume delimited by the outer shell 8 into an upper chamber 12 and a lower chamber 13, which are hermetically separated from one another.
  • the tank 4 with the oxidizer 6, for example N2O4 (dinitrogen tetroxide), is in the upper chamber 12, the tank 5 with the fuel, for example UDMH (unsymmetrical dimethylhydrazine), in the lower chamber 13, so that the possibly hypergolic reacting fuel components are also hermetically separated.
  • the stable bulkhead 10 with its massive “innards” is highly likely not to leak even when fired at.
  • the empty spaces in the chambers 12 and 13 are provided with a suction medium filling 14, which absorbs and binds fuel escaping from the respective tank in the event of a leak or fire.
  • the outer shell 8 is coated on its inside with a so-called “self-healing" film 9, which, for example, seals up to a certain extent hole-like damage caused by projectiles and thus prevents any granular suction medium containing fuel from escaping from the damaged outer shell 8 prevented.
  • Such slides are known for example from combat aircraft tanks.
  • the tanks 4, 5 are filled for reasons of safety and readiness for use in the storage state of the thrust generating device 1, but are depressurized, apart from the temperature-dependent internal pressure of the fuels.
  • the tightness of the filling connections 24 and 25 is ensured by cold welding after the filling process.
  • On the outlet side, welded-on rupture disks 26, 27 ensure the tightness of the tanks 4, 5.
  • the pressurization of the fuels 6, 7 for the purpose of conveying them out of the tanks 4, 5 takes place only in the case of use via a common pressure line 19 which leads through the bulkhead 10.
  • Elastic / plastically deformable, metallic membranes 22, 23 in the tanks 4, 5 separate the respective fuel from the pressurizing gas.
  • the pressurized gas is generated by a gas generator 17 with a shorter burning time and a gas generator 18 with a longer burning time, the gas generator 17 being intended for operation in the start phase of the carrier, the gas generator 18 for operation in the final phase of the carrier's flight mission (target approach) .
  • the check valve 20 prevents an undesired ignition of the gas generator 18 by the propellant gases of the gas generator 17. Possibly occurring, undesirably high pressure peaks in the pressure system are prevented by the pressure relief valve 21.
  • the first pressure pulse from the gas generator 17 destroys the bursting disks 26 and 27 on the tank outlet side, so that the fuels can flow to the fuel valves, here 30 to 33, and thus ultimately to the rocket engines, here 2 and 3.
  • the fuel line 34 and the fuel valves 30 and 32 are provided for the oxidizer 6, the fuel line 35 and the fuel valves 31 and 33 for the fuel 7.
  • the arrangement of the flow channels and functional elements in the block-like, solid fuel distributor 11 offers the highest degree of security against leakage, damage, etc.
  • the tanks 4, 5 are attached to the fuel distributor 11 by means of assembly-friendly and reliable V-band connections are attached, with additional, radially acting support bearings (floating bearings) being provided towards the end plates 28, 29.
  • the fuel valves are set by the pressure of one of the two fuel components, with electrical servomotors (not shown) controlling the setting process.
  • the control function leads to minor fuel losses, which are tolerable.
  • an electrical safety device (not shown) is provided, which is activated via temperature sensors on the tanks 4, 5 and uses the existing depression and fuel system to pulse-free blow off of the fuels causes at least one engine pair with compensating thrust components. An explosion of the fueled thrust generating device 1 in the event of a fire can thereby be avoided.
  • the power supply to the safety device is preferably only initiated when a temperature limit is exceeded, e.g. by filling the electrolyte into a battery.
  • all functional elements of the thrust generating device 1 should be made insensitive to gamma rays.

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Abstract

Schuberzeugungsvorrichtung mit paarweise entgegengesetzt angeordneten Raketentriebwerken für Mehrfachzündung sowie einzelne und gruppenweise Aktivierung und mit einer für die Missionsdauer ausreichenden Treibstoffmenge. Die Schuberzeugungsvorrichtung ist als geschlossene, lagerfähige, modulare Einheit ausgeführt. Die Raktentriebwerke werden mit flüssigem Brennstoff und flüssigem Oxidator betrieben. Für jede Treibstoffkomponente ist mindestens ein Tank vorhanden. Vor Aktivierung der Schuberzeugungsvorrichtung befinden sich die Tanks in gefülltem, drucklosem Zustand. Die Raketentriebwerke und ein Treibstoffverteiler in Blockbauweise sind in ein zentrales Schott integriert. Die Schuberzeugungsvorrichtung ist von einer dichten Außenhülle umschlossen und durch das Schott in zwei getrennte Kammern aufgeteilt. Die Außenhülle ist innen mit einer "selbstheilenden" Folie ausgekleidet. Der Oxidator ist in der einen, der Brennstoff in der anderen Kammer gespeichert. Die Leerräume in den Kammern enthalten eine Saugmittelfüllung. Eine temperaturgesteuerte Sicherheitseinrichtung bewirkt ein impulsfreies Abblasen der Treibstoffe durch mindestens ein Triebwerkspaar. <IMAGE>Thrust generating device with paired oppositely arranged rocket engines for multiple ignition as well as individual and group activation and with a sufficient amount of fuel for the duration of the mission. The thrust generating device is designed as a closed, storable, modular unit. The rocket engines are operated with liquid fuel and liquid oxidizer. There is at least one tank for each fuel component. Before the thrust generating device is activated, the tanks are in a filled, depressurized state. The rocket engines and a block-type fuel distributor are integrated in a central bulkhead. The thrust generating device is enclosed in a tight outer shell and divided into two separate chambers by the bulkhead. The outer shell is lined on the inside with a "self-healing" film. The oxidizer is stored in one chamber and the fuel in the other. The empty spaces in the chambers contain a suction medium filling. A temperature-controlled safety device causes the fuels to be blown off impulsively by at least one pair of engines. <IMAGE>

Description

Die Erfindung betrifft eine Schuberzeugungsvorrichtung, insbesondere eine Querschubsteuervorrichtung für waffentragende Flugkörper und Raketen, gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruches 1.The invention relates to a thrust generating device, in particular a transverse thrust control device for weapon-carrying missiles and missiles, according to the preamble of patent claim 1.

Solche und vergleichbare Schuberzeugungsvorrichtungen sind in einer Vielzahl aus der Patentliteratur bekannt.Such and comparable thrust generating devices are known in a large number from the patent literature.

Aus der DE-PS 20 57 326 ist eine Triebwerksanordnung mit mindestens einem Längsschubtriebwerk, d.h. einem Haupttriebwerk, und mehreren Querschubtriebwerken bekannt, wobei alle Triebwerke als Flüssigkeitstriebwerke ausgeführt sind, und getrennte Tanks für Brennstoff und Oxidator vorhanden sind. Die Treibstoffversorgung aller Triebwerke erfolgt durch ein gemeinsames Turbopumpensystem. Mit Hilfe entsprechender Ventile sind die Triebwerke einzeln und gemeinsam betreibbar. Die gewählte Treibstoffversorgung macht die Querschubtriebwerke konstruktiv und betriebstechnisch vom Haupttriebwerk abhängig, so daß die Querschubvorrichtung nicht als separate Einheit handhabbar, z.B. austauschbar, nachrüstbar oder anderweitig verwendbar, ist.From DE-PS 20 57 326 an engine arrangement with at least one longitudinal thrust engine, i.e. a main engine, and several transverse thrusters known, all engines are designed as liquid engines, and separate tanks for fuel and oxidizer are available. All engines are supplied with fuel by a common turbopump system. With the help of appropriate valves, the engines can be operated individually and together. The selected fuel supply makes the transverse thruster dependent on the main engine in terms of design and operation, so that the transverse thruster cannot be handled as a separate unit, e.g. is interchangeable, retrofittable or otherwise usable.

Den Vorteilen von Flüssigkeitstriebwerkssystemen, wie hoher spezifischer Impuls, lange bis extrem kurze Brenndauer, Mehrfachzündung etc., stehen gravierende Nachteile sicherheitstechnischer Art gegenüber. Flüssige Raketentreibstoffe können chemisch aggressiv, insbesondere korrosiv, umweltschädlich bis stark toxisch sein und temperaturabhängig hohe Eigendrücke bei ihrer Lagerung entwickeln. In jedem Fall sind sie feuer- und explosionsgefährlich, wobei hypergole Treibstoffkombinationen und katalytisch aktivierbare Einkomponententreibstoffe besonders kritisch sind.The advantages of liquid engine systems, such as high specific impulses, long to extremely short burning times, multiple ignition etc., are offset by serious disadvantages of a safety-related nature. Liquid rocket fuels can be chemically aggressive, especially corrosive, environmentally harmful or highly toxic, and can develop high internal pressures when stored. In any case, they are flammable and explosive, with hypergolic fuel combinations and catalytically activable one-component fuels being particularly critical.

Insbesondere im militärischen Bereich, wo mit jahrelanger Lagerung, rauher Handhabung und im Verteidigungsfall mit Beschuß, Brandeinwirkung etc. zu rechnen ist, haben diese Nachteile bislang den Einsatz von Flüssigraketentriebwerkssystemen in relevantem Umfang verhindert. Zu erwähnen bleibt noch, daß flüssige Raketentreibstoffe bei Undichtwerden ihrer Tanks durch Leckage, Beschuß etc. auslaufen und sehr schnell eine große flächige bzw. räumliche Erstreckung (Gasentwicklung) einnehmen können, was - in Verbindung mit der Brand- und Explosionsgefährlichkeit - insbesondere in Schiffen verheerende Folgen haben kann.Especially in the military, where with years of storage, rough handling and in the case of defense with fire, fire etc. is to be expected, these disadvantages have hitherto prevented the use of liquid rocket engine systems to a relevant extent. It should also be mentioned that liquid rocket fuels leak out of their tanks due to leakage, shelling etc. and can very quickly take on a large area or spatial extent (gas development), which - in connection with the risk of fire and explosion - is particularly devastating in ships Can have consequences.

Deshalb sind für den Antrieb und die Querschubsteuerung von militärischen Flugkörpern, Raketen und Geschossen fast ausschließlich Feststoffraketentriebwerkssysteme vorgesehen trotz ihrer Nachteile, wie Einfachzündung, begrenzte Regel- bzw. Steuerbarkeit des Durchsatzes, Treibstoffablagerungen in Strömungskanälen, Ventilen etc., keine extrem kurze Brenndauer usw..For this reason, solid rocket engine systems are almost exclusively intended for the propulsion and transverse thrust control of military missiles, missiles and projectiles, despite their disadvantages such as single ignition, limited controllability of the throughput, fuel deposits in flow channels, valves etc., no extremely short burning time, etc.

Beispiele für solche Querschubsteuervorrichtungen mit Feststofftreibsätzen sind u.a. in der DE-OS 35 31 686 und in der DE-OS 35 21 204 beschrieben.Examples of such transverse thrust control devices with solid propellants include described in DE-OS 35 31 686 and in DE-OS 35 21 204.

Angesichts der bekannten Lösungen besteht die Aufgabe der Erfindung darin, eine Schuberzeugungsvorrichtung zu schaffen, welche die Vorteile von Flüssigraketentriebwerkssystemen aufweist und dabei so unproblematisch und sicher zu handhaben Ist, wie entsprechende Feststofftriebwerkssysteme. Außerdem soll die Schuberzeugungsvorrichtung schnell und einfach ein- und ausbaubar sowie aktivierbar sein.In view of the known solutions, the object of the invention is to provide a thrust generating device which has the advantages of liquid rocket engine systems and is as easy and safe to handle as corresponding solid engine systems. In addition, the thrust generating device should be quick and easy to install, remove and activate.

Diese Aufgabe wird - in Verbindung mit den gattungsbildenden Merkmalen - durch die im kennzeichnenden Teil des Hauptanspruches genannten Merkmale a) bis k) gelöst.This object is achieved in connection with the generic features by the features a) to k) mentioned in the characterizing part of the main claim.

Somit handelt es sich bei der erfindungsgemäßen Schuberzeungsvorrichtung um ein modulares Flüssigraketentriebwerkssystem mit besonderen sicherheitstechnischen Merkmalen, durch welche der bevorzugte Einsatz im militärischen Bereich praktisch erst möglich wird. Die Merkmale d) bis k) bilden speziell den sicherheitsrelevanten Teil der vorgeschlagenen Lösung.Thus, the thrust generation device according to the invention is a modular liquid rocket engine system with special safety-related features Features that make the preferred use in the military area practically possible. Features d) to k) specifically form the security-relevant part of the proposed solution.

Neben ihrem Haupteinsatzgebiet kann die erfindungsgemäße Schuberzeugungsvorrichtung auch als Notaggregat in verschiedenartigen Fluggeräten als zeitweiser Ersatz für ausgefallene Ruderflächen, Steuerrotoren etc. vorgesehen werden, z.B. als Heckrotorersatz in Hubschraubern.In addition to its main area of application, the thrust generating device according to the invention can also be provided as an emergency unit in various types of aircraft as a temporary replacement for failed rudder surfaces, steering rotors etc., e.g. as a tail rotor replacement in helicopters.

Die Unteransprüche 2 bis 8 enthalten bevorzugte Ausgestaltungen der Schuberzeugungsvorrichtung nach Anspruch 1.The sub-claims 2 to 8 contain preferred embodiments of the thrust generating device according to claim 1.

Die Erfindung wird anschließend anhand der Zeichnung noch näher erläutert. Diese zeigt in stark vereinfachter, teilweise schematischer Darstellung einen Längsmittelschnitt durch eine Schuberzeugungsvorrichtung.The invention will be explained in more detail with reference to the drawing. This shows a greatly simplified, partially schematic representation of a longitudinal central section through a thrust generating device.

Die Schuberzeugungsvorrichtung 1 ist als geschlossene, modulare Einheit ausgeführt und als Querschubsteuervorrichtung für einen Flugkörper oder eine Rakete vorgesehen, welche inbesondere in der Startphase und in der Endanflugsphase ihres Trägers dessen Manövrierfähigkeit wesentlich verbessert. Der Hauptantrieb des Trägers, d.h. dessen Längsschubvorrichtung, ist von der Schuberzeugungsvorrichtung 1 unabhängig und kann beispielsweise als Flüssigraketentriebwerk, Feststoffraketentriebwerk, Raketenstaustrahltriebwerk mit flüssigem bzw. festem Treibstoff oder Turboluftstrahltriebwerk ausgeführt sein. Es sind auch Träger ohne eigenen Hauptantrieb verwendbar, wie z.B. endphasengelenkte Geschosse, welche aus Rohrwaffen abgefeuert werden.The thrust generating device 1 is designed as a closed, modular unit and is provided as a transverse thrust control device for a missile or a missile, which improves its maneuverability significantly, particularly in the launch phase and in the final approach phase of its wearer. The main drive of the carrier, i.e. its longitudinal thrust device is independent of the thrust generating device 1 and can be designed, for example, as a liquid rocket engine, solid rocket engine, rocket jet engine with liquid or solid fuel or turbo air jet engine. Carriers without their own main drive can also be used, e.g. End-phase guided projectiles, which are fired from barrel weapons.

In der Figur verläuft die vorgesehene Flug- und somit Längsrichtung der Schuberzeugungsvorrichtung 1 vertikal, die durch die Triebwerksanordnung definierte Querschubebene horizontal, wobei die Trägerspitze beispielsweise oberhalb, der Hauptteil des Trägers mit Antrieb entsprechend unterhalb des dargestellten Moduls angeordnet wäre. Die Schuberzeugungsvorrichtung 1 hat eine kreiszylindrische Form mit im wesentlichen ebenen, der Befestigung dienenden Stirnplatten 28 und 29, in deren Bereich auch die Anschlüsse für die externe Energieversorgung, Datenübertragung etc. angeordnet sind (nicht dargestellt). Die geschlossene, metallische Außenhülle 8 läßt nur im Bereich der Triebwerksdüsen 15, 16 der Raketentriebwerke 2, 3 entsprechende Öffnungen frei. Vorzugsweise sind vier, in einer Ebene um jeweils 90° versetzte Triebwerke vorhanden, so daß eine gezielte Steuerung um die Nick- und die Gierachse des Trägers möglich wird. Die Schubrichtungen der beiden nicht dargestellten Triebwerke verlaufen somit senkrecht zur Zeichenebene nach unten und oben. Alle Triebwerke sind innerhalb eines als Doppelmembran ausgeführten, zentralen Schotts 10 angeordnet und an einem blockartigen Treibstoffverteiler 11 befestigt. Das Schott 10 teilt das von der Außenhülle 8 umgrenzte Volumen in eine obere Kammer 12 und eine untere Kammer 13 auf, welche hermetisch voneinander getrennt sind. Der Tank 4 mit dem Oxidator 6, beispielsweise N₂O₄ (Distickstofftetroxid), befindet sich in der oberen Kammer 12, der Tank 5 mit dem Brennstoff, beispielsweise UDMH (unsymmetrisches Dimethylhydrazin), in der unteren Kammer 13, so daß die ggf. hypergol reagierenden Treibstoffkomponenten ebenfalls hermetisch voneinander getrennt sind. Das stabile Schott 10 mit seinen massiven "Innereien" wird mit hoher Wahrscheinlichkeit auch bei Beschuß nicht undicht. Die Leerräume in den Kammern 12 und 13 sind mit einer Saugmittelfüllung 14 versehen, welche im Leckage- bzw. Beschußfall aus dem jeweiligen Tank austretenden Treibstoff aufnimmt und bindet. Zusätzlich ist die Außenhülle 8 auf ihrer Innenseite mit einer sogenannten "selbstheilenden" Folie 9 belegt, welche z.B. durch Projektile erzeugte, lochartige Beschädigungen bis zu einem gewissen Grade von selbst verschließt und somit das Austreten des ggf. Treibstoff enthaltenden, granulatförmigen Saugmittels aus der beschädigten Außenhülle 8 verhindert. Solche Folien sind beispielsweise von Kampfflugzeugtanks her bekannt. Die Tanks 4, 5 sind aus Gründen der Sicherheit und Einsatzbereitschaft im Lagerzustand der Schuberzeugungsvorrichtung 1 zwar gefüllt, aber drucklos, abgesehen vom temperaturabhängigen Eigendruck der Treibstoffe. Die Dichtheit der Füllanschlüsse 24 und 25 ist durch Kaltverschweißen nach dem Befüllvorgang gewährleistet. Austrittsseitig stellen eingeschweißte Berstscheiben 26, 27 die Dichheit der Tanks 4, 5 sicher. Die Druckbeaufschlagung der Treibstoffe 6, 7 zum Zweck ihrer Ausförderung aus den Tanks 4, 5 erfolgt erst im Einsatzfall über eine gemeinsame Bedrückungsleitung 19, welche durch das Schott 10 hindurchführt. Elastisch/plastisch verformbare, metallische Membranen 22, 23 in den Tanks 4, 5 trennen den jeweiligen Treibstoff vom Bedrückungsgas. Das Bedrückungsgas wird von einem Gasgenerator 17 mit kürzerer Brenndauer und einem Gasgenerator 18 mit längerer Brenndauer erzeugt, wobei der Gasgenerator 17 für den Betrieb in der Startphase des Trägers, der Gasgenerator 18 für den Betrieb in der Endphase der Flugmission des Trägers (Zielanflug) vorgesehen ist. Mittels des Rückschlagventils 20 wird ein ungewolltes Zünden des Gasgenerators 18 durch die Treibgase des Gasgenerators 17 verhindert. Gegebenenfalls auftretende, unerwünscht hohe Druckspitzen im Bedrückungssystem werden durch das Überdruckventil 21 verhindert. Der erste Druckimpuls des Gasgenerators 17 zerstört die tankauslaßseitigen Berstscheiben 26 und 27, so daß die Treibstoffe zu den Treibstoffventilen, hier 30 bis 33, und damit letztlich zu den Raketentriebwerken, hier 2 und 3, strömen können. Die Treibstoffleitung 34 und die Treibstoffventile 30 und 32 sind für den Oxidator 6, die Treibstoffleitung 35 und die Treibstoffventile 31 und 33 für den Brennstoff 7 vorgesehen. Die Anordnung der Strömungskanäle und Funktionselemente in dem blockartigen, massiven Treibstoffverteiler 11 bietet ein Höchstmaß an Sicherheit gegen Undichtheit, Beschädigung usw.. In diesem Zusammenhang sei erwähnt, daß die Tanks 4, 5 mittels montagefreundlicher und zuverlässiger V-Band-Anschlüsse an dem Treibstoffverteiler 11 befestigt sind, wobei zu den Stirnplatten 28, 29 hin zusätzliche, radial wirkende Stützlager (Loslager) vorhanden sind.In the figure, the intended flight and thus longitudinal direction of the thrust generating device 1 runs vertically through the engine arrangement Defined transverse shear plane horizontally, the carrier tip being arranged above, for example, the main part of the carrier with drive correspondingly below the module shown. The thrust generating device 1 has a circular cylindrical shape with essentially flat, fastening end plates 28 and 29, in the area of which the connections for the external energy supply, data transmission, etc. are also arranged (not shown). The closed, metallic outer shell 8 only leaves corresponding openings free in the area of the engine nozzles 15, 16 of the rocket engines 2, 3. There are preferably four engines, each offset by 90 ° in one plane, so that targeted control about the pitch and yaw axis of the carrier is possible. The thrust directions of the two engines, not shown, are thus perpendicular to the plane of the drawing down and up. All engines are arranged within a central bulkhead 10 designed as a double membrane and attached to a block-like fuel distributor 11. The bulkhead 10 divides the volume delimited by the outer shell 8 into an upper chamber 12 and a lower chamber 13, which are hermetically separated from one another. The tank 4 with the oxidizer 6, for example N₂O₄ (dinitrogen tetroxide), is in the upper chamber 12, the tank 5 with the fuel, for example UDMH (unsymmetrical dimethylhydrazine), in the lower chamber 13, so that the possibly hypergolic reacting fuel components are also hermetically separated. The stable bulkhead 10 with its massive "innards" is highly likely not to leak even when fired at. The empty spaces in the chambers 12 and 13 are provided with a suction medium filling 14, which absorbs and binds fuel escaping from the respective tank in the event of a leak or fire. In addition, the outer shell 8 is coated on its inside with a so-called "self-healing" film 9, which, for example, seals up to a certain extent hole-like damage caused by projectiles and thus prevents any granular suction medium containing fuel from escaping from the damaged outer shell 8 prevented. Such slides are known for example from combat aircraft tanks. The tanks 4, 5 are filled for reasons of safety and readiness for use in the storage state of the thrust generating device 1, but are depressurized, apart from the temperature-dependent internal pressure of the fuels. The tightness of the filling connections 24 and 25 is ensured by cold welding after the filling process. On the outlet side, welded-on rupture disks 26, 27 ensure the tightness of the tanks 4, 5. The pressurization of the fuels 6, 7 for the purpose of conveying them out of the tanks 4, 5 takes place only in the case of use via a common pressure line 19 which leads through the bulkhead 10. Elastic / plastically deformable, metallic membranes 22, 23 in the tanks 4, 5 separate the respective fuel from the pressurizing gas. The pressurized gas is generated by a gas generator 17 with a shorter burning time and a gas generator 18 with a longer burning time, the gas generator 17 being intended for operation in the start phase of the carrier, the gas generator 18 for operation in the final phase of the carrier's flight mission (target approach) . The check valve 20 prevents an undesired ignition of the gas generator 18 by the propellant gases of the gas generator 17. Possibly occurring, undesirably high pressure peaks in the pressure system are prevented by the pressure relief valve 21. The first pressure pulse from the gas generator 17 destroys the bursting disks 26 and 27 on the tank outlet side, so that the fuels can flow to the fuel valves, here 30 to 33, and thus ultimately to the rocket engines, here 2 and 3. The fuel line 34 and the fuel valves 30 and 32 are provided for the oxidizer 6, the fuel line 35 and the fuel valves 31 and 33 for the fuel 7. The arrangement of the flow channels and functional elements in the block-like, solid fuel distributor 11 offers the highest degree of security against leakage, damage, etc. In this context, it should be mentioned that the tanks 4, 5 are attached to the fuel distributor 11 by means of assembly-friendly and reliable V-band connections are attached, with additional, radially acting support bearings (floating bearings) being provided towards the end plates 28, 29.

Die Treibstoffventile werden durch den Druck einer der beiden Treibstoffkomponenten gestellt, wobei elektrische Servomotoren (nicht dargestellt) den Stellvorgang steuern. Die Stellfunktion führt zu geringfügigen Treibstoffverlusten, welche tolerierbar sind.The fuel valves are set by the pressure of one of the two fuel components, with electrical servomotors (not shown) controlling the setting process. The control function leads to minor fuel losses, which are tolerable.

Für den Fall, daß unzulässig hohe Außentemperaturen auf die Schuberzeugungsvorrichtung 1 einwirken, ist eine elektrische Sicherheitseinrichtung (nicht dargestellt) vorgesehen, welche über Temperatursensoren an den Tanks 4, 5 aktiviert wird und unter Benutzung des vorhandenen Bedrückungs- und Treibstoffsystems ein impulsfreies Abblasen der Treibstoffe durch mindestens ein Triebwerkspaar mit sich kompensierenden Schubkomponenten bewirkt. Dadurch kann eine Explosion der betankten Schuberzeugungsvorrichtung 1 im Brandfall vermieden werden. Vorzugsweise wird die Stromversorgung der Sicherheitseinrichtung dabei erst durch das Überschreiten einer Temperaturgrenze initiiert, z.B. durch das Einfüllen des Elektrolyten in eine Batterie.In the event that impermissibly high outside temperatures act on the thrust generating device 1, an electrical safety device (not shown) is provided, which is activated via temperature sensors on the tanks 4, 5 and uses the existing depression and fuel system to pulse-free blow off of the fuels causes at least one engine pair with compensating thrust components. An explosion of the fueled thrust generating device 1 in the event of a fire can thereby be avoided. The power supply to the safety device is preferably only initiated when a temperature limit is exceeded, e.g. by filling the electrolyte into a battery.

Im Hinblick auf einen möglichen Einsatz unter den Bedingungen eines atomaren Angriffs sollen alle Funktionselemente der Schuberzeugungsvorrichtung 1 unempfindlich gegenüber Gammastrahlen ausgeführt sein.With regard to a possible use under the conditions of an atomic attack, all functional elements of the thrust generating device 1 should be made insensitive to gamma rays.

Claims (8)

Schuberzeugungsvorrichtung, insbesondere Querschubsteuervorrichtung für waffentragende Flugkörper und Raketen, mit Raketentriebwerken, welche paarweise mit zumindest annähernd gleichen Schubkräften bei entgegengesetzter oder etwa entgegengesetzter Schubrichtung angeordnet, für Mehrfachzündung mit jeweils kurzer Brenndauer vorgesehen sowie einzeln und gruppenweise aktivierbar sind, und mit einer im Bereich der Raketentriebwerke gespeicherten, für die Missionsdauer ausreichenden Treibstoffmenge, dadurch gekennzeichnet, daß a) die Schuberzeugungsvorrichtung (1) als geschlossene, korrosionsbeständige, über viele Jahre lagerfähige, schnell ein- und ausbaubare sowie jederzeit über vorhandene Anschlüsse von außen aktivierbare und betreibbare, modulare Einheit ausgeführt ist, b) die Raketentriebwerke (2, 3) als Flüssigraketentriebwerke mit separater Brennstoff- und Oxidatorversorgung ausgeführt sind, c) jeweils mindestens ein Tank (5) für den Brennstoff (7) und mindestens ein Tank (4) für den Oxidator (6) vorhanden ist, d) die Tanks (4, 5) in gefülltem Zustand installiert sind und sich vor Aktivierung der Schuberzeugungsvorrichtung (1) in, mit Ausnahme des Treibstoffeigendruckes, drucklosem Zustand befinden, e) ein die Raketentriebwerke (2, 3) mit den Tanks (4, 5) verbindender Treibstoffverteiler (11) in Blockbauweise ausgeführt und mit den Triebwerken in ein zentrales Schott (10) integriert ist, f) die Schuberzeugungsvorrichtung (1), mit Ausnahme der nach außen offenen Triebwerksdüsen (15, 16), vollständig von einer gasdichten, druckfesten Außenhülle (8) umschlossen ist, und deren Innenvolumen durch das Schott (10) in zwei getrennte Kammern (12, 13) aufgeteilt ist, g) die Außenhülle (8) auf ihrer Innenseite mit einer "selbstheilenden" Folie (9) ausgekleidet ist, h) der mindestens eine Tank (5) für den Brennstoff (7) in der Kammer (13) auf einer Seite des Schotts (10), der mindestens eine Tank (4) für den Oxidator (6) in der Kammer (12) auf der anderen Seite des Schotts (10) angeordnet ist, und beide Tanks (4, 5) direkt oder indirekt an dem zentralen Schott (10) besfestigt sind, i) die Leerräume in den beiden Kammern (12, 13) beiderseits des Schotts (10) mit einer Saugmittelfüllung (14) versehen sind, und k) eine temperaturgesteuerte Sicherheitseinrichtung vorhanden ist, welche ein impulsfreies Abblasen der Treibstoffe (6, 7) durch ein oder mehrere Triebwerkspaare (2, 3) auslöst. Thrust generating device, in particular transverse thrust control device for weapon-carrying missiles and rockets, with rocket engines, which are arranged in pairs with at least approximately the same thrust forces with opposite or roughly opposite thrust directions, are intended for multiple ignition with short combustion times and can be activated individually and in groups, and are stored in the area of the rocket engines , sufficient amount of fuel for the duration of the mission, characterized in that a) the thrust generating device (1) is designed as a closed, corrosion-resistant, modular unit that can be stored for many years, is quick to install and remove, and can be activated and operated at any time via existing connections, b) the rocket engines (2, 3) are designed as liquid rocket engines with separate fuel and oxidizer supplies, c) at least one tank (5) for the fuel (7) and at least one tank (4) for the oxidizer (6) is present, d) the tanks (4, 5) are installed in a filled state and are in a depressurized state, with the exception of the internal fuel pressure, before activation of the thrust generating device (1), e) a fuel distributor (11) connecting the rocket engines (2, 3) to the tanks (4, 5) is constructed in a block construction and is integrated with the engines in a central bulkhead (10), f) the thrust generating device (1), with the exception of the engine nozzles (15, 16) open to the outside, is completely enclosed by a gas-tight, pressure-resistant outer shell (8), and the internal volume of the thrust (10) in two separate chambers (12, 13) is divided, g) the outer shell (8) is lined on the inside with a "self-healing" film (9), h) the at least one tank (5) for the fuel (7) in the chamber (13) on one side of the bulkhead (10), the at least one tank (4) for the oxidizer (6) in the chamber (12) the other side of the bulkhead (10) is arranged, and both tanks (4, 5) are directly or indirectly attached to the central bulkhead (10), i) the empty spaces in the two chambers (12, 13) on both sides of the bulkhead (10) are provided with a suction medium filling (14), and k) there is a temperature-controlled safety device which triggers a pulse-free blowing off of the fuels (6, 7) by one or more engine pairs (2, 3). Schuberzeugungsvorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Außenhülle (8) als metallischer, hohlzylindrischer Körper mit weitgehend ebenen, rotationssymmetrischen, der Befestigung dienenden Stirnplatten (28, 29) ausgeführt ist und zugleich als Faraday-Käfig dient, daß vier Raketentriebwerke jeweils um 90° winkelversetzt, radial orientiert in einer Ebene etwa In der Mitte des hohlzylindrischen Körpers angeordnet sind, daß das zentrale Schott (10) als Membrandoppelplatte ausgeführt ist, und daß jeweils nur ein Tank (5) für den Brennstoff (7) und ein Tank (4) für den Oxidator (6) vorhanden ist, welche durch das Schott (10) voneinander getrennt sind.Thrust generating device according to claim 1, characterized in that the outer casing (8) is designed as a metallic, hollow cylindrical body with largely flat, rotationally symmetrical end plates (28, 29) serving for fastening and at the same time serves as a Faraday cage that four rocket engines each around 90 ° offset in angle, radially oriented in a plane approximately in the middle of the hollow cylindrical body that the central bulkhead (10) is designed as a double membrane plate and that only one tank (5) for the fuel (7) and one tank (4th ) for the oxidizer (6), which are separated from one another by the bulkhead (10). Schuberzeugungsvorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß zwei Gasgeneratoren (17, 18) vorhanden sind, von denen jeder mit jedem Tank (4, 5) zu dessen Bedrückung verbindbar ist, daß einer (17) der Gasgeneratoren für die Startphase, der andere (18) für die Endphase der Flugmission vorgesehen ist, und daß der Gasgenerator (17) für die Startphase eine kürzere Brenndauer aufweist als der Gasgenerator (18) für die Endphase.Thrust generating device according to claim 1 or 2, characterized in that two gas generators (17, 18) are present, each of which can be connected to each tank (4, 5) for depressing it, that one (17) of the gas generators for the starting phase, the another (18) is provided for the end phase of the flight mission, and that the gas generator (17) for the start phase has a shorter burning time than the gas generator (18) for the end phase. Schuberzeugungsvorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Gasgenerator (18) für die Endphase der Flugmission von der Bedrückungsleitung (19) oder den Bedrückungsleitungen durch ein Rückschlagventil (20) getrennt ist, und daß in das Bedrückungssystem mindestens ein Überdruckventil (21) eingebaut ist.Thrust generating device according to claim 3, characterized in that the gas generator (18) for the final phase of the flight mission is separated from the depressurization line (19) or the depressurization lines by a check valve (20), and that at least one pressure relief valve (21) is installed in the depressurization system . Schuberzeugungsvorrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Füllanschlüsse (24, 25) der gefüllten Tanks (4, 5) durch Kaltschweißen verschlossen sind, daß die Tanks (4, 5) zu den Treibstoffleitungen (34, 35) hin mit eingeschweißten Berstscheiben (26, 27) verschlossen sind, deren Berstdruck niedriger ist, als der Betriebsdruck der Gasgeneratoren (17, 18) für die Tankbedrückung, daß die flüssigen Treibstoffe (6, 7) In den Tanks (4, 5) mittels durch das gesamte Tankvolumen hindurch verformbare, metallische Membranen (22, 23) gegenüber dem Bedrückungsgas abgedichtet sind, und daß die Tanks (4, 5) mit V-Band-Anschlüssen (36, 37) am Treibstoffverteiler (11) befestigt sind.Thrust generating device according to one or more of claims 1 to 4, characterized in that the filling connections (24, 25) of the filled tanks (4, 5) are closed by cold welding, that the tanks (4, 5) to the fuel lines (34, 35 ) are sealed with welded rupture disks (26, 27), the bursting pressure of which is lower than the operating pressure of the gas generators (17, 18) for the tank pressure, that the liquid fuels (6, 7) in the tanks (4, 5) by means of metallic membranes (22, 23) which are deformable through the entire tank volume are sealed against the pressurizing gas, and that the tanks (4, 5) are attached to the fuel distributor (11) by V-band connections (36, 37). Schuberzeugungsvorrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die temperaturgesteuerte Sicherheitseinrichtung zum Abblasen der Treibstoffe (6, 7) als sich automatisch selbst aktivierende Einrichtung ausgeführt und elektrisch an mindestens eine Batterie angeschlossen ist, welche erst nach dem einmaligen überschreiten einer vorgegebenen, kritischen Temperatur von ca. 120° C elektrische Energie liefert, daß Temperatursensoren der Sicherheitseinrichtung an den beiden Tanks (4, 5) angebracht sind, und daß die Sicherheitseinrichtung mit den beiden Gasgeneratoren (17, 18) und mit den Treibstoffventilen (30 bis 33) von mindestens zwei einander gegenüberliegenden Raketentriebwerken (2, 3) funktional zu deren Aktivierung gekoppelt ist.Thrust generating device according to one or more of claims 1 to 5, characterized in that the temperature-controlled safety device for blowing off the fuels (6, 7) is designed as an automatically self-activating device and is electrically connected to at least one battery which only exceeds a single one predetermined critical temperature of about 120 ° C electrical energy provides that temperature sensors of the safety device are attached to the two tanks (4, 5), and that the safety device with the two gas generators (17, 18) and with the fuel valves (30 to 33) of at least two mutually opposite rocket engines (2, 3) is functionally coupled for their activation. Schuberzeugungsvorrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Treibstoffventile (30 bis 33) mit elektrischen Servomotoren gekoppelt sind und wahlweise durch eine der Treibstoffkomponenten (6 oder 7) gestellt werden.Thrust generating device according to one or more of claims 1 to 6, characterized in that the fuel valves (30 to 33) are coupled to electric servomotors and are optionally set by one of the fuel components (6 or 7). Schuberzeugungsvorrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß ihre Funktionselemente unempfindlich gegenüber Gammastrahlen ausgeführt sind.Thrust generating device according to one or more of claims 1 to 7, characterized in that its functional elements are made insensitive to gamma rays.
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