Schuberzeugungsvorrichtung

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.

Beschreibung

[0001] Die Erfindung betrifft eine Schuberzeugungsvorrichtung, insbesondere eine Querschubsteuervorrichtung für waffentragende Flugkörper und Raketen, gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruches 1.

[0002] Solche und vergleichbare Schuberzeugungsvorrichtungen sind in einer Vielzahl aus der Patentliteratur bekannt.

[0003] 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.

[0004] 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.

[0005] 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.

[0006] 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..

[0007] 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.

[0008] 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.

[0009] Diese Aufgabe wird - in Verbindung mit den gattungsbildenden Merkmalen - durch die im kennzeichnenden Teil des Hauptanspruches genannten Merkmale a) bis k) gelöst.

[0010] 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.

[0011] 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.

[0012] Die Unteransprüche 2 bis 8 enthalten bevorzugte Ausgestaltungen der Schuberzeugungsvorrichtung nach Anspruch 1.

[0013] Die Erfindung wird anschließend anhand der Zeichnung noch näher erläutert. Diese zeigt in stark vereinfachter, teilweise schematischer Darstellung einen Längsmittelschnitt durch eine Schuberzeugungsvorrichtung.

[0014] 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.

[0015] 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.

[0016] 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.

[0017] 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.

[0018] Im Hinblick auf einen möglichen Einsatz unter den Bedingungen eines atomaren Angriffs sollen alle Funktionselemente der Schuberzeugungsvorrichtung 1 unempfindlich gegenüber Gammastrahlen ausgeführt sein.

Ansprüche

1. 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.

2. 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.

3. 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.

4. 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.

5. 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.

6. 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.

7. 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.

8. Schuberzeugungsvorrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß ihre Funktionselemente unempfindlich gegenüber Gammastrahlen ausgeführt sind.

Zeichnung