DE2318306A1 - DEVICE FOR PREVENTING THE RETURN FLOW OF FUEL GASES FROM A ROCKET ENGINE - Google Patents

DEVICE FOR PREVENTING THE RETURN FLOW OF FUEL GASES FROM A ROCKET ENGINE

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Publication number
DE2318306A1
DE2318306A1 DE19732318306 DE2318306A DE2318306A1 DE 2318306 A1 DE2318306 A1 DE 2318306A1 DE 19732318306 DE19732318306 DE 19732318306 DE 2318306 A DE2318306 A DE 2318306A DE 2318306 A1 DE2318306 A1 DE 2318306A1
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DE
Germany
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propellant charge
annular gap
gap
combustion chamber
fuel gases
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Pending
Application number
DE19732318306
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Inventor
Gerhard Meer
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Bundesrepublik Deutschland
Original Assignee
Bundesrepublik Deutschland
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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/34—Casings; Combustion chambers; Liners thereof
    • F02K9/343—Joints, connections, seals therefor

Description

Yorrichtung 2um Verhindern. des Rückstromes der Brenngase eines Raketenmotors Die erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Verhindern des Rtickstromes der Brenngase eines Raketenmotors mit einem Ringspalt,der zwischen einer Brennkammerwand und der als Innenbrenner ausgebildeten Treibladung verläuft, und der kopfseitig von einer Ringdichtung gegenüber der Brennkammer getrennt ist und dilsenseitig an einen Uberströmspalt angeschlossen ist.Device 2 to prevent. the return flow of the fuel gases of a rocket motor The invention relates to a device for preventing the backflow of the fuel gases of a rocket engine with an annular gap between a combustion chamber wall and the designed as an internal burner propellant charge, and the head side of a The ring seal is separated from the combustion chamber and on the dile side to an overflow gap connected.

Bei Vorrichtungen dieser Art muß sich er Ringspalt zwischen Brennkammerfand und Treibladung durch düsenseitiges Überströmen der Gase auffüllen, damit ein Druckausgleich zwischen dem inneren Abbrand und äußerer Isolierung der Treibladung erfolgt.With devices of this type, there must be an annular gap between the combustion chamber and fill the propellant charge by overflowing the gases on the nozzle side, thus equalizing the pressure takes place between the internal burnout and external isolation of the propellant charge.

Die kopfseitige Ringdichtung soll ein Strömen der Gase von der Brennkammer zum Ringspalt und weiter zur DUse verhindern. Bei einer Beschädigung oder Verformung der Ringdictung, beispielsweise hervorgerufen durch einen unsachgemäßen Einbau, strUmen die heißen Brenngase aus der Brennkammer durch den Ringspalt und von dort zur Gase, was zur vorzeitigen Zerstörung der Rakete führen kann.The head-side ring seal is intended to allow the gases to flow from the combustion chamber to the annular gap and further to the DUse. In the event of damage or deformation the ring seal, for example caused by improper installation, The hot combustion gases flow out of the combustion chamber through the annular gap and from there to the Gases, which can lead to the premature destruction of the missile.

Demzufolge liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, die Vorrichtung der eingangs genannten Art so zu verbessern, daß bei schadhafter Ringdichtung ein Strömen der heißen Gase aus der Brennerkammer durch den Ringraum zur DUse verhindert wird.Accordingly, the invention is based on the object of the device to improve the type mentioned so that a defective ring seal Prevents hot gases from flowing out of the burner chamber through the annular space to the DUse will.

Diese Aufgabe wird dadurch gelöst, daß der Ringspalt gegen den Uberströmapalt durch eine Lippendichtung nbgedichtet ist.This object is achieved in that the annular gap against the Uberströmapalt is nbsealed by a lip seal.

Dadurch kennen bei schadhafter Ringdichturig keine Brenngase mehr aus dem Ringspalt zur Düse strömen.This means that if the ring seal is defective, no combustion gases are known any more flow from the annular gap to the nozzle.

Zur Versteifung können die Lippen winkelförmig sein und mit einer Seite an der Brennkammerwand im Berei&h des Übergangs vom Ringspalt zum Uberströmspalt anliegen.For stiffening, the lips can be angled and with a Side on the combustion chamber wall in the area of the transition from the annular gap to the overflow gap issue.

Wenn durch den Anfeuerungsstoß eine evtl. locker sitzende Treibladung in Richtung zur Düse gedrückt wird, ist zur stoßdämpfenden Wirkung bei der Vorrichtung nach der Erfindung die Lippendichtung im Querschnitt topfförmig gestaltet und weii;t an ihrer der Dichtlippe gegenüberliegenden Seite die Forn eines Quaders auf, welcher zwischen einer düsenseitig gestützten Manschette und einem in Richtung der Längsachse der Rakete mit Abstand dartiberliegendem Stützring für die Treibladung eingefügt ist. Dadurch ergibt sich auch eine günstige Halterung für die Llppendichtung.If a propellant charge may be loosely seated as a result of the firing blast is pressed in the direction of the nozzle, is for the shock-absorbing effect in the device According to the invention, the lip seal is cup-shaped in cross section and white on its side opposite the sealing lip the shape of a cuboid, which between one sleeve supported on the nozzle side and one in the direction of the longitudinal axis of the Missile is inserted with a spacing overlying support ring for the propellant charge. This also results in a favorable holder for the flap seal.

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Vorrichtung nach der Erfindung dargestellt. Es zeigt Figur 1 einen Schnitt durch den düsenseitigen Teil der Vorrichtung, Figur 2 ein Detail der Figur 1 in vergrößertem Maßstab.In the drawing is an embodiment of the device according to of the invention shown. FIG. 1 shows a section through the nozzle-side Part of the device, Figure 2 shows a detail of Figure 1 on an enlarged scale.

Zwischen der Bremikammerwand 1 und der Treibladung 2, die als Sterninnenbrenner ausgebildet ist, verläuft ein Ringspalt 3, der kopfseitig von einer in den Figuren nicht dargestellten Ringdichtung gegenüber der Brennkammer getrennt ist und in Richtung zur DUse 4 an einen Uberstrbmspalt angeschlossen ist, durch den in Pfeilrichtung Gase in den Ringspalt 3 strömen, damit ein Druckausgleich zwischen dem inneren Abbrand und der äußeren Isolierung der Treibladung 2 erfolgen kann.Between the brake chamber wall 1 and the propellant charge 2, which act as a star burner is formed, an annular gap 3 runs, the head side of one in the figures ring seal, not shown, is separated from the combustion chamber and in the direction to the DUse 4 is connected to an overflow gap, through the in the direction of the arrow Gases flow into the annular gap 3, so that a pressure equalization between the internal burn-off and the external insulation of the propellant charge 2 can take place.

Im Bereich des Übergangs des Uberströmspaltes 5 zum Ringspalt 3 ist die Lippendichtung 6 aus Silikonkautschuk angeordnet, welche als Rückstromsperre dient, wenn bei schadhafter kopfsestlger Ringdlchtung die heißen Brenngase aus der Brennkammer zum Ringspalt 3 und von dort zum tfberströmspalt 5 strömen sollten. Die Lippen 7 sind zur Brennkammerwand 1 geRichtet. Im Querschnitt ist die Lippendichtung 6 topffdrmig gestaltet, was insbesondere aus Figur 2 zu ersehen ist.In the area of the transition from the overflow gap 5 to the annular gap 3 is the lip seal 6 made of silicone rubber, which acts as a non-return valve is used when the hot combustion gases are used in the case of a damaged headrest ring seal the end the combustion chamber to the annular gap 3 and from there to the overflow gap 5 should flow. The lips 7 are directed towards the combustion chamber wall 1. In the cross section is the lip seal 6 designed pot-shaped, which can be seen in particular from FIG.

Auf ihrer der Dichtlippe 7 gegenüber liegenden Seite weist die Lippendichtung 6 einen im Querschnitt quadratischen Teil 8 auf. Dieser ist zwischen einer dUsenseitig gestützten Manschette aus Stahl und:eincm in Längsachse der Rakete mit Abstand darüberliegenden Stützring 10 für die Treibladung 2 eingefügt.The lip seal has on its side opposite the sealing lip 7 6 has a part 8 which is square in cross section. This is between a nozzle side Supported cuff made of steel and: one cm in the longitudinal axis of the missile with a distance above it Support ring 10 for the propellant charge 2 inserted.

Dadurch ergibt sich eine günstigere Halterung für die Lippendichtung 6. Außerdem kann sie als Stoßdämpfer wirken, wenn beim Anfeuerungsstoß eine evtl. locker sitzende Treibladung in Richtung zur DUse gedrückt wird.This results in a more economical holder for the lip seal 6. It can also act as a shock absorber if, during the firing burst, a possibly loosely seated propellant charge is pressed towards the DUse.

Claims (3)

Patentansprüche; Claims; D Torrichtung zum Verhindern des RUckstromes der Brenngase eines Raketenmotors mit einem Ringspalt, der zwischen einer Brennkammerwand und der als Innenbrenner ausgebildeten Treibladung verläuft, und der kopfseitig von einer Ringdichtung gegenüber der Brennkammer getrennt ist und düsenseitig an einen Überströmspalt angeschlossen ist, dadurch gekennzeichnet, daß der Ringspalt (3) gegen den Uberströmapalt (5) durch eine Lippendichtung (6) abgedichtet ist.D Gate direction to prevent the backflow of the fuel gases of a rocket motor with an annular gap between a combustion chamber wall and the internal burner formed propellant charge runs, and the head side of a ring seal opposite the combustion chamber is separated and connected to an overflow gap on the nozzle side is, characterized in that the annular gap (3) against the overflow gap (5) is sealed by a lip seal (6). 2. Vorrichtung nach Anspruch 1 mit einer Ausgestaltung zum Versteifen der Lippen, dadurch gekennzeichnet, daß die Lippen (7) winkelförmig sind und mit einer Seite an der Bvennkammerwand im Bereich des Uebergangs vom Ringspalt (3) zum Uberströmspalt (5) anliegen.2. Apparatus according to claim 1 with a configuration for stiffening the lips, characterized in that the lips (7) are angular and with one side on the Bvennkammerwand in the area of the transition from the annular gap (3) to the Overflow gap (5). 3. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2 mit einer stoßdämpfenden Einrichtung bei locker sitzender Treibladung, dadurch gekennzeichnet, daß die Lippendichtung (6) im Querschnitt topfförmig gestaltet ist und an ihrer der Dichtlippe (7) gegenüberliegenden Seite die Form eines Quaders aufweist, welcher zwischen einer düsenseitig gestützten Manschette (9) und einem in Richtung der Raketenlängsachse mit Abstand darüberliegenden Stützring (10) für die Treibladung (2) eingefügt ist.3. Apparatus according to claim 1 or 2 with a shock-absorbing device with loosely seated propellant charge, characterized in that the lip seal (6) is cup-shaped in cross section and on its opposite to the sealing lip (7) page has the shape of a cuboid, which between a nozzle side supported cuff (9) and one in the direction of the missile longitudinal axis at a distance overlying support ring (10) for the propellant charge (2) is inserted.
DE19732318306 1973-04-12 1973-04-12 DEVICE FOR PREVENTING THE RETURN FLOW OF FUEL GASES FROM A ROCKET ENGINE Pending DE2318306A1 (en)

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DE (1) DE2318306A1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5212946A (en) * 1991-05-20 1993-05-25 Industrial Solid Propulsion Reloadable/modular solid propellant rocket motor
US7918419B2 (en) 2005-07-15 2011-04-05 Rcs Rocket Motor Components, Inc. Rocket ejection delay apparatus and/or method

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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5212946A (en) * 1991-05-20 1993-05-25 Industrial Solid Propulsion Reloadable/modular solid propellant rocket motor
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