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Dokumentenidentifikation DE102004045855B4 29.06.2006
Titel Steuer- und/oder Antriebseinrichtung für einen Flugkörper
Anmelder EADS Space Transportation GmbH, 28199 Bremen, DE
Erfinder Maier, Thomas, Dipl.-Ing., 74348 Lauffen, DE
Vertreter Ulrich, T., Dipl.-Phys. Univ., Pat.-Ass., 81739 München
DE-Anmeldedatum 20.09.2004
DE-Aktenzeichen 102004045855
Offenlegungstag 30.03.2006
Veröffentlichungstag der Patenterteilung 29.06.2006
Veröffentlichungstag im Patentblatt 29.06.2006
IPC-Hauptklasse F02K 9/72(2006.01)A, F, I, 20051017, B, H, DE
IPC-Nebenklasse F02K 9/30(2006.01)A, L, I, 20051017, B, H, DE   F02K 9/94(2006.01)A, L, I, 20051017, B, H, DE   F02K 9/70(2006.01)A, L, I, 20051017, B, H, DE   

Beschreibung[de]

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Steuer- und/oder Antriebseinrichtung für einen Flugkörper zum Ausstoß einer heißen Gasströmung durch Verbrennung einer Treibstoffkombination gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.

Eine derartige Steuer- und/oder Antriebseinrichtung wird beispielsweise in einem sogenannten Divert and Attitude Control System eingesetzt, das dazu dient, einen Flugkörper bei einem Endanflug auf ein Ziel zu steuern. Beispielsweise wird ein Divert and Attitude Control System eingesetzt, um einen Flugkörper zu steuern, z.B. beim Endanflug auf ein Ziel. Bisher zum Einsatz kommende Steuer- und/oder Antriebseinrichtungen für derartige Flugkörper werden im wesentlichen mit zwei verschiedenen Antriebsvarianten realisiert.

Die erste Variante ist ein sogenannter Feststoffantrieb, bei dem die Antriebseinheit mit einem festen, pulver- oder pastenförmigen Treibstoff zur Beeinflussung der Flugbahn des Flugkörpers bestückt ist. Ein üblicher Aufbau sieht vor, in einer zylindrischen Brennkammer den gesamten Treibstoffvorrat meist in Form parallel angeordneter, stab- oder röhrenförmiger Treibsätze anzuordnen. Der Treibstoffvorrat wird dort gezündet und auch verbrannt. Bei einem derartigen Antriebskonzept war es bislang sehr schwierig, den Abbrand eines einmal gezündeten Feststoffantriebs zu kontrollieren, eine einmal erfolgte Zündung zu stoppen oder gar den Treibstoffsatz wieder zu zünden. Dadurch war man bisher darauf angewiesen, den gesamten Treibstoffvorrat zu verbrennen bzw. gegeneinander arbeitende Lenkdüsen mit einer gleichen Gasströmung zu beaufschlagen, so dass sich die Lenkdüsen in ihrer Wirkung gegeneinander aufheben und somit eine unerwünschte Flugbahnänderung verhindert wird. Ein solches Vorgehen resultiert jedoch in einem vergleichsweise hohen Treibstoffverlust während der Mission und führt dadurch zu einem schlechten Nutzungsgrad des Treibstoffs. Auf der anderen Seite sind spezifische Vorteile des Feststoffantriebs insbesondere dessen relativ einfache Beschaffenheit, die unkomplizierte Handhabung, die ständige Einsatzbereitschaft sowie die vergleichsweise geringe Toxizität.

Die zweite Variante zur Realisierung einer oben beschriebenen Antriebseinheit ist ein Flüssigkeitsantrieb beispielsweise auf Basis eines komplexen hypergolen Zweistoffantriebs. Ein solcher Flüssigkeitsantrieb bezieht seinen Schub aus der Verbrennung flüssiger Antriebsstoffe und ist prinzipiell komplizierter aufgebaut als ein oben beschriebener Feststoffantrieb. Flüssigkeitsantriebe finden jedoch aufgrund ihrer im allgemeinen längeren Brennzeiten, ihres exakt zu steuernden Schubs, dem problemlosen An- und Abschalten sowie ihres höheren Energieinhaltes in der Raumfahrt eine sehr breite Verwendung. Als gravierender Nachteil eines Flüssigkeitsantriebs ist jedoch die Toxizität der Treibstoffe zu nennen.

In EP 1 173 668 B1 ist eine Raketenantriebsanordnung mit einem Antriebssystem beschrieben, die mehrere exzentrisch angeordnete Raketentriebwerke umfasst, wobei jedes der Triebwerke eine jeweilige Brennkammer besitzt. Jedes dieser Triebwerke kann unabhängig voneinander gezündet werden. Für eine Verbrennung in einer Brennkammer wird eine Verbrennungsreaktion zwischen einer Oxidationsmittelflüssigkeit und einer Brennstoffkomponente gezündet. Diese umfasst Feststoff-Brennstoffkörnungen, welche jeweils in den Brennkammern der hybriden Raketentriebwerke untergebracht sind.

Die US-A-3,295,323 offenbart eine gattungsgemäße Steuer- und/oder Antriebseinrichtung für einen Flugkörper, bei der der Auslaß zum Ausstoß der jeweiligen Gasströmung als Ringdüse ausgebildet ist, die sich unmittelbar an die Brennkammer anschließt. Diese Ringdüse ist nicht zur Steuerung des Flugkörpers geeignet.

Auch die US-A-3,646,597 zeigt eine derartige Antriebseinrichtung, die ebenfalls nicht zur Steuerung eines Flugkörpers geeignet ist.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine kompakte Steuer- und/oder Antriebseinrichtung für einen Flugkörper anzugeben, die es ermöglicht, hinsichtlich der Toxizität unkritische Treibstoffe einzusetzen und auf der anderen Seite einen verlustarmen Antrieb bzw. eine verlustarme Steuerung für einen Flugkörper zu realisieren, so daß eine Verbesserung des Missionsprofils für den Flugkörper ermöglicht wird.

Diese Aufgabe wird durch eine Steuer- und/oder Antriebseinrichtung für einen Flugkörper gemäß Patentanspruch 1 gelöst.

Die erfindungsgemäße Steuer- und/oder Antriebseinrichtung für einen Flugkörper weist einen ersten Hohlkammerkörper auf, in dem eine erste Komponente einer Treibstoffkombination angeordnet ist, wobei die erste Komponente flüssig oder gasförmig ausgebildet ist. In einem zweiten Hohlkammerkörper ist eine zweite Komponente der Treibstoffkombination angeordnet, die fest oder pastös ausgebildet ist. Der erste Hohlkammerkörper und der zweite Hohlkammerkörper sind über ein steuerbares Treibstoffventil miteinander verbunden, um eine Zuführung der ersten Komponente in den zweiten Hohlkammerkörper zu steuern. Es ist ein mit dem zweiten Hohlkammerkörper verbundener Auslaß zum Ausstoß einer heißen Gasströmung vorgesehen, der geeignet ist, eine Flugbahn des Flugkörpers zu beeinflussen. Der zweite Hohlkammerkörper ist als Brennkammer für eine Verbrennung der ersten und zweiten Komponente der Treibstoffkombination bei deren Zusammenführung im zweiten Hohlkammerkörper ausgebildet, um die heiße Gasströmung zu erzeugen. Die Erfindung zeichnet sich dadurch aus, dass mehrere Auslässe vorgesehen sind, die jeweils geeignet sind, eine Flugbahn des Flugkörpers zu beeinflussen, wobei die Auslässe zum Ausstoß einer jeweiligen Gasströmung mit dem zweiten Hohlkammerkörper als den Auslässen gemeinsame Brennkammer verbunden sind, dass der zweite Hohlkammerkörper in einem Auslassbereich mit einer Auslassvorrichtung zum Ausstoß der Gasströmungen verbunden ist, die die Gasströmungen aus dem zweiten Hohlkammerkörper in jeweils wenigstens eine Expansionsdüse je Auslass leitet, wobei die Auslassvorrichtung mehrere Heißgasventile, die zur Steuerung der Gasströmungen jeweils zwischen den zweiten Hohlkammerkörper und eine jeweilige Expansionsdüse geschaltet sind, umfasst.

Mit der Erfindung wird damit ein sehr kompaktes hybrides oder alternativ invers hybrides Konzept eingesetzt, das die Vorteile der beiden oben genannten Antriebe Feststoffantrieb und Flüssigkeitsantrieb in kompakter Weise miteinander vereinigt. Es sind zur Steuerung der Flugbahn des Flugkörpers beispielsweise Lagekontrollschubdüsen und Querschubdüsen vorgesehen, die in verschiedenen Richtungen ausgerichtet sein können. Die Brennkammer ist dabei sowohl mit den Heißgasventilen für die Lagekontrollschubdüsen als auch mit den Heißgasventilen der Querschubdüsen beispielsweise über Rohrleitungen verbunden. Alternativ können die Heißgasventile auch direkt an der Brennkammer angeschlossen sein.

Bevorzugt werden die Heißgasventile für die kleineren Lagekontrollschubdüsen über elektromagnetisch betätigbare Ventile angesteuert und zum Ausstoß der Gasströmung mit einer jeweiligen Lagekontrollschubdüse verbunden. Die Ansteuerung der Heißgasventile für die Querschubdüsen erfolgt bevorzugt mittels elektrisch angesteuerter Hydraulikventile oder Pneumatikventilen. In einer vorteilhaften Ausführungsform ist zur Erzeugung eines Hydraulikdrucks für die Beaufschlagung des Hydraulikventils ein Kolben oder eine Membran vorgesehen, der bzw. die zwischen einem Vorratsbehälter für eine Hydraulikflüssigkeit und dem Innenraum der Brennkammer angeordnet ist. Hierbei ist der Kolben bzw. die Membran derart angeordnet und ausgebildet, dass ein durch die Verbrennung in der Brennkammer entstehender Druck auf den Kolben oder die Membran einwirkt, der bzw. die die daraus resultierende Kraft an die Hydraulikflüssigkeit abgibt.

Dabei kann eine Treibstoffkombination durch Auswahl geeigneter Komponenten eingesetzt werden, die keine oder eine sehr geringe Toxizität aufweist. Weiterhin werden vorteilhaft Komponenten der Treibstoffkombination eingesetzt, die eine Wiederzündung der Verbrennung in dem zweiten Hohlkammerkörper nach deren Erlöschen ermöglichen, wenn das Treibstoffventil wieder geöffnet wird. Hierzu ist das Vorsehen nur eines Treibstoffventils und nur jeweils einer Hohlkammer zur Bevorratung der jeweiligen Komponente der Treibstoffkombination erforderlich.

Mit der Steuer- und/oder Antriebseinrichtung gemäß der Erfindung ist ein verbessertes Missionsprofil eines Flugkörpers, insbesondere eines Lenkflugkörpers, ermöglicht, da die Verbrennung im zweiten Hohlkammerkörper bei Bedarf durch eine zentrale Steuerung gestoppt und je nach Bedarf wieder gezündet werden kann. Eine Zündung bzw. Wiederzündung der Verbrennung in dem zweiten Hohlkammerkörper, der sogenannten Brennkammer, wird beispielsweise durch einen Laser oder ähnliches initiiert. Die Verbrennung kann durch zentrales Schließen des Treibstoffventils unterbrochen werden, indem die Zufuhr der flüssigen oder gasförmigen Komponente unterbrochen wird. Hierbei erfolgt die Ansteuerung des Treibstoffventils abhängig von System- und Missionsertordernissen.

Bevorzugt ist die Steuer- und/oder Antriebseinrichtung gemäß der Erfindung Teil eines Divert and Attitude Control Systems eines Flugkörpers, insbesondere eines Lenkflugkörpers, mit dem ein Anflug desselben auf ein vorgegebenes Ziel gesteuert werden kann. Es sind jedoch auch Anwendungen der Steuer- und/oder Antriebseinheit bei Satelliten und Trägerraketen möglich.

Gemäß einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung ist in dem ersten Nohlkammerkörper ein flüssiger oder gasförmiger Oxidator angeordnet, der für eine Verbrennung unverzichtbar ist, etwa in Form flüssigen Sauerstoffs, Fluor, Salpetersäure oder Stickstofftetroxid. In dem zweiten Hohlkammerkörper, der Brennkammer, ist ein fester oder pastöser Brennstoff angeordnet, beispielsweise in Form von Polyethylen oder Lithium-Aluminium-Hydrid. Hierbei kann in der Brennkammer als fester oder pastöser Brennstoff reines Polyethylen angeordnet werden oder auch Polyethylen unter Beimischung eines gewissen Prozentsatzes eines Oxidators. Letzterer Brennstoff weist zwar einen geringen Teil eines Oxidators in einer Beimischung bereits auf, welcher jedoch für eine Verbrennung nicht ausreicht. Eine solche ist nur unter Zufuhr eines separaten Oxidators aus dem ersten Hohlkammerkörper ermöglicht. Bei einer solchen Treibstoffkombination, bei der der Brennstoff in fester oder pastöser Form vorliegt und der Oxidator flüssig oder gasförmig, handelt es sich um eine sogenannte hybride Treibstoffkombination.

In einer weiteren Ausführungsform der Erfindung wird eine invers hybride Treibstoffkombination eingesetzt, wobei in dem ersten Hohlkammerkörper ein flüssiger oder gasförmiger Brennstoff angeordnet ist, beispielsweise Hydrazin oder Kerosin, und in dem zweiten Hohlkammerkörper, der Brennkammer, ein fester oder pastöser Oxidator vorgesehen ist. Als fester oder pastöser Oxidator wird beispielsweise Ammoniumperchlorat oder Amrnoniumnitrat eingesetzt.

Weitere vorteilhafte Aus- und Weiterbildungen der Erfindung sind in Unteransprüchen angegeben.

Die Erfindung wird im folgenden anhand der in der Zeichnung dargestellten Figuren, die Ausführungsbeispiele zur vorliegenden Erfindung darstellen, näher erläutert. Es zeigen:

1 eine erste Ausführungsform einer Steuer- und/oder Antriebseinrichtung für einen Flugkörper gemäß der Erfindung,

2 eine weitere Ausführungsform einer Steuer- und/oder Antriebseinrichtung für einen Flugkörper gemäß der Erfindung.

In 1 ist eine erste Ausführungsform einer erfindungsgemäßen Steuer- und/oder Antriebseinrichtung gezeigt, bei der eine hybride Treibstoffkombination zum Einsatz kommt. Als Hauptbestandteile der Steuer- und/oder Antriebseinrichtung sind ein erster Hohlkammerkörper 2 sowie ein zweiter Hohlkammerkörper 3 vorgesehen, der als Brennkammer ausgestaltet ist. Die Hohlkammerkörper 2 und 3 sind übereinander angeordnet und über ein steuerbares Treibstoffventil 8 miteinander verbunden. Der erste Hohlkammerkörper 2 beinhaltet eine erste Komponente 21 der Treibstoffkombination, die flüssig oder gasförmig ausgebildet ist. Hierbei handelt es sich insbesondere um einen flüssigen oder gasförmigen Oxidator, beispielsweise in Form eines flüssigen oder gasförmigen Sauerstoffs, Fluor, Salpetersäure oder Stickstofftetroxid. In dem zweiten Hohlkammerkörper 3 ist eine zweite Komponente 31 der Treibstoffkombination angeordnet, die fest oder pastös ausgebildet ist. Hierbei handelt es sich um einen festen oder pastösen Brennstoff, beispielsweise in Form von reinem Polyethylen oder Polyethylen unter Beimischung eines gewissen Prozentsatzes eines Oxidators. Letztere Brennstoffmischung ist nur unter Zufuhr eines separaten Oxidators 21 aus dem Hohlkammerkörper 2 verbrennungsfähig. Gemäß diesem erfindungsgemäßen Konzept wird also in der Brennkammer des Hohlkammerkörpers 3 entweder ein reiner Brennstoff vorgesehen oder ein gemischter Brennstoff, welcher nur unter Zufuhr eines separaten Oxidators verbrennt.

Die Verbrennung der Treibstoffkombination erfolgt in dem als Brennkammer ausgestalteten Hohlkammerkörper 3, in dem sich die feste oder pastöse Komponente der Treibstoffkombination befindet. Die Verbrennung in der Brennkammer wird durch eine Zündquelle, z.B. einem Laser oder ähnlichem, initiiert. Die Verbrennung kann durch Schließen des Treibstoffventils 8, das die Zufuhr der flüssigen oder gasförmigen Komponente aus dem Hohlkammerkörper 2 steuert, unterbrochen werden. Hierbei erfolgt die Ansteuerung des Treibstoffventils abhängig von System- und Missionserfordernissen. In ähnlicher Form kann die Wiederzündung der Verbrennung in der Brennkammer initiiert werden. Hierzu wird das Treibstoffventil 8 wieder geöffnet, um die Zuführung des flüssigen oder gasförmigen Oxidators 21 aus dem Hohlkammerkörper 2 zu ermöglichen.

Die Brennkammer ist mit Auslässen zum Ausstoß einer jeweiligen heißen Gasströmung verbunden, wobei diese insgesamt geeignet sind, eine Flugbahn des Flugkörpers zu beeinflussen. Die Auslässe zum Ausstoß einer jeweiligen Gasströmung sind mit dem zweiten Hohlkammerkörper 3 als den Auslässen gemeinsame Brennkammer verbunden. Der Antrieb zur Beeinflussung der Flugbahn erfolgt nach dem Prinzip des Rückstoßes, wobei auf diese Art eine beschleunigende Kraft in Form einer Schubkraft ausgeübt wird. Die Antriebs- bzw. Lenkwirkung wird durch mehrere Antriebsstrahle erzeugt, die über jeweilige Expansionsdüsen geleitet werden. Der Schub wirkt dabei entgegengesetzt zur Richtung des austretenden Materiestrahls der heißen Gasströmung.

Zur Erzeugung der Lenkwirkung ist der zweite Hohlkammerkörper 3 in einem Auslassbereich mit einer Auslassvorrichtung zum Ausstoß der Gasströmungen verbunden, die mehrere Komponenten umfasst. Zum einen werden mehrere Heißgasventile 43, 44 und 53, 54 vorgesehen, die zur Steuerung der jeweiligen Gasströmung dienen. Die Heißgasventile 43, 44 und 53, 54 sind jeweils zwischen den zweiten Hohlkammerkörper 3 und eine jeweilige Expansionsdüse 41, 42 bzw. 51, 52 geschaltet. Die Expansionsdüsen 41 und 42 sind als Lagekontrollschubdüsen ausgeführt, die Expansionsdüsen 51 und 52 als Querschubdüsen. Die Heißgasventile 43 und 44 werden bevorzugt über elektromagnetisch betätigbare Ventile angesteuert und zum Ausstoß der jeweiligen Gasströmung mit einer der Lagekontrollschubdüsen 41 bzw. 42 verbunden. Die Heißgasventile 53 und 54 werden durch elektrisch steuerbare Hydraulikventile 55 und 56 angesteuert und sind zum Ausstoß der jeweiligen Gasströmung mit einer der Querschubdüsen 51 und 52 verbunden. Eine beispielhafte Gasströmung der Querschubdüse 52 ist mit Bezugszeichen 9 gekennzeichnet. Diese würde nach der Darstellung gemäß 1 dazu führen, dass der Flugkörper mit der Steuer- und/oder Antriebseinrichtung 1 in seiner Flugbahn zur rechten Seite hin ausgelenkt wird. Mittels der Lagekontrollschubdüsen 41 und 42 wird demgegenüber ein kleinerer Schub erzeugt. Diese dienen insbesondere zur Beeinflussung einer Drehbewegung des Flugkörpers, während die Querschubdüsen 51 und 52 für eine seitliche Bewegung des Flugkörpers sorgen.

Die Heißgasventile 43, 44 und 53, 54 fungieren als Absperr- und Drosselorgane, deren Verschlusselement bewegt wird, um die heiße Gasströmung im Durchsatz zu steuern. Über die Steuerung durch die Hydraulikventile 55 und 56 wird der jeweilige Ventilkegel innerhalb der Heißgasventile 53 und 54 durch die Kraft der Hydraulikflüssigkeit bewegt, um die Gasströmung in den Rohrleitungen 57 und 58 zu beeinflussen.

Zur Erzeugung des Hydraulikdrucks für die Beaufschlagung der Hydraulikventile 55 und 56 ist ein Kolben oder eine Membran 6 vorgesehen. Der Kolben bzw. die Membran 6 ist zwischen einem Vorratsbehälter 7 für die Hydraulikflüssigkeit 71 und dem Innenraum des Hohlkammerkörpers 3 angeordnet. Der Kolben bzw. die Membran 6 ist derart angeordnet und ausgebildet, dass ein durch die Verbrennung in der Brennkammer entstehender Druck auf den Kolben bzw. die Membran 6 einwirkt, so dass die daraus resultierende Kraft an die Hydraulikflüssigkeit 71 abgegeben wird. Somit wirkt der Druck der Brennkammer auf die eine Seite des Kolbens oder der Membran, wobei die daraus resultierende Kraft an die Hydraulikflüssigkeit 71 abgegeben wird. Die Heißgasventile 43, 44 und 53, 54 sind gemäß der Ausführungsform nach 1 über jeweilige Rohrleitungen 45, 46 bzw. 57, 58 mit der Brennkammer verbunden. Die Heißgasventile können alternativ jedoch auch direkt an der Brennkammer angeschlossen sein.

In 2 ist eine weitere Ausführungsform einer erfindungsgemäßen Steuer- und/oder Antriebseinrichtung für einen Flugkörper gezeigt. Die Steuer- und/oder Antriebseinrichtung 1 gemäß 2 ist dabei in den wesentlichen Komponenten identisch zur Steuer- und/oder Antriebseinrichtung 1 gemäß 1 aufgebaut. Mit der Steuer- und/oder Antriebseinrichtung gemäß 2 ist im Gegensatz zur Ausführungsform gemäß 1 ein Steuer- und/oder Antriebssystem mit invers hybrider Treibstoffkombination realisiert. In dem ersten Hohlkammerkörper 2 ist ein flüssiger oder gasförmiger Brennstoff 22 angeordnet, beispielsweise in Form von Hydrazin oder Kerosin. In dem zweiten Hohlkammerkörper 3 ist ein fester oder pastöser Oxidator 32 angeordnet, beispielsweise in Form von Ammoniumperchlorat. Ähnlich wie in der Brennkammer gemäß 1 wird in dem als Brennkammer ausgeführten Hohlkammerkörper 3 gemäß 2 eine Verbrennung der flüssigen oder gasförmigen und der festen oder pastösen Komponenten vollzogen, indem die Komponenten über das Treibstoffventil 8 in der Brennkammer zusammengeführt werden. Durch die Verbrennung in der Brennkammer werden eine heiße Gasströmungen erzeugt, die im vorliegenden Ausführungsbeispiel als Gasströmung 9 über die Querschubdüse 52 nach außen geleitet werden, um die Flugbahn des Flugkörpers zu beeinflussen. Der Flugkörper ist dabei, wie auch in 1, der Übersichtlichkeit halber nicht dargestellt. Um diesen jedoch in seiner Flugbahn zu beeinflussen, ist die Steuer- und/oder Antriebseinrichtung 1 fest mit dem Flugkörper verbunden.

Wesentliche Vorteile des erfindungsgemäßen Steuer- und/oder Antriebskonzepts für einen Flugkörper, wie anhand von 1 und 2 beispielhaft dargestellt, sind die Möglichkeit der Wiederzündung der Verbrennung innerhalb des Hohlkammerkörpers 3 sowie die Möglichkeit der Verwendung von Treibstoffkomponenten mit geringer oder keiner Toxizität. Demnach können die Vorteile von reinen Feststoffantrieben (geringe Toxizität, einfacher Aufbau) mit den Vorteilen von reinen Flüssigkeitsantrieben (insbesondere Wiederzündbarkeit) in einer kompakten Anordnung kombiniert werden, was bei bestimmten Missionsprofilen von erheblichem Vorteil ist. Insbesondere kann der vorhandene Brennstoff effektiv genutzt werden, da beispielsweise in dem Fall, dass die Flugbahn des Flugkörpers nicht beeinflusst werden soll, die Verbrennung innerhalb der Brennkammer durch zentrales Abschalten des Treibstoffventils gestoppt werden kann und bei Bedarf wieder gezündet werden kann.

Weiterhin kann mit der gezeigten Anordnung eine Steuer- und/oder Antriebseinheit in sehr kompakter Form realisiert werden. Durch eine geeignete Treibstoffkombination kann Anforderungen bezüglich „Green Propellant" Rechnung getragen werden. Hierbei sind „Green Propellants" Treibstoffe mit geringerem gesundheitlichem Gefährdungspotential, was z.B. bei Flugkörpern, die von Schiffen aus eingesetzt werden, von hoher Relevanz ist. Bevorzugt ist die Steuer- und/oder Antriebseinrichtung gemäß der Erfindung Teil eines Divert and Attitude Control Systems eines Flugkörpers, insbesondere eines Lenkflugkörpers, mit dem ein Anflug desselben auf ein vorgegebenes Ziel gesteuert werden kann. Es sind jedoch auch Anwendungen der Steuer- und/oder Antriebseinheit bei Satelliten und Trägerraketen möglich. Das erfindungsgemäße Antriebskonzept kann dabei zu einer erheblichen Verbesserung des Missionsprofils beitragen.


Anspruch[de]
  1. Steuer- und/oder Antriebseinrichtung für einen Flugkörper, insbesondere einen Lenkflugkörper, zum Ausstoß einer heißen Gasströmung durch Verbrennung einer Treibstoffkombination

    – mit einem ersten Hohlkammerkörper (2), in dem eine erste Komponente (21, 22) einer Treibstoffkombination angeordnet ist, die flüssig oder gasförmig ausgebildet ist,

    – mit einem zweiten Hohlkammerkörper (3), in dem eine zweite Komponente (31, 32) der Treibstoffkombination angeordnet ist, die fest oder pastös ausgebildet ist,

    – bei der der erste Hohlkammerkörper (2) und der zweite Hohlkammerkörper (3) über ein steuerbares Treibstoffventil (8) miteinander verbunden sind, um eine Zuführung der ersten Komponente (21, 22) in den zweiten Hohlkammerkörper (3) zu steuern,

    – mit einem mit dem zweiten Hohlkammerkörper verbundenen Auslaß (41, 42, 51, 52) zum Ausstoß einer heißen Gasströmung (9),

    – wobei der zweite Hohlkammerkörper (3) als Brennkammer für eine Verbrennung der ersten und zweiten Komponente (21, 22, 31, 32) der Treibstoffkombination bei deren Zusammenführung im zweiten Hohlkammerkörper (3) ausgebildet ist, um die heiße Gasströmung zu erzeugen,

    dadurch gekennzeichnet,

    – dass mehrere Auslässe (41, 42, 51, 52) vorgesehen sind, die jeweils geeignet sind, eine Flugbahn des Flugkörpers zu beeinflussen, wobei die Auslässe zum Ausstoß einer jeweiligen Gasströmung mit dem zweiten Hohlkammerkörper als den Auslässen gemeinsame Brennkammer verbunden sind,

    – dass der zweite Hohlkammerkörper (3) in einem Auslassbereich mit einer Auslassvorrichtung (41-46, 51-58) zum Ausstoß der Gasströmungen (9) verbunden ist, die die Gasströmungen aus dem zweiten Hohlkammerkörper (3) in jeweils wenigstens eine Expansionsdüse (41, 42, 51, 52) leitet und

    – dass die Auslassvorrichtung (4i-46, 5i-58) mehrere Heißgasventile (43, 44, 53, 54) umfasst, die zur Steuerung der jeweiligen Gasströmung (9) jeweils zwischen den zweiten Hohlkammerkörper (3) und eine jeweilige Expansionsdüse (41, 42, 51, 52) geschaltet sind.
  2. Steuer- und/oder Antriebseinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass wenigstens eines der Heißgasventile (43, 44) über ein elektromagnetisch betätigbares Ventil angesteuert wird und zum Ausstoß der Gasströmung mit einer Lagekontrollschubdüse (41, 42) verbunden ist.
  3. Steuer- und/oder Antriebseinrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass wenigstens eines der Heißgasventile (53, 54) durch ein elektrisch steuerbares Hydraulikventil (55, 56) angesteuert wird und zum Ausstoß der Gasströmung (9) mit einer Querschubdüse (51, 52) verbunden ist.
  4. Steuer- und/oder Antriebseinrichtung nach Anspruch 3,

    dadurch gekennzeichnet,

    – dass zur Erzeugung eines Hydraulikdrucks für die Beaufschlagung des Hydraulikventils (55, 56) ein Kolben oder eine Membran (6) vorgesehen ist, der bzw. die zwischen einem Vorratsbehälter (7) für eine Hydraulikflüssigkeit (71) und dem Innenraum des zweiten Hohlkammerkörpers (3) angeordnet ist, und

    – dass der Kolben bzw. die Membran (6) derart angeordnet und ausgebildet ist, dass ein durch die Verbrennung in dem zweiten Hohlkammerkörper (3) entstehender Druck auf den Kolben oder die Membran (6) einwirkt, der bzw. die die daraus resultierende Kraft an die Hydraulikflüssigkeit (71) abgibt.
  5. Steuer- und/oder Antriebseinrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuer- und/oder Antriebseinrichtung (1) derart ausgebildet und betreibbar ist, um einen Anflug des Flugkörpers auf ein vorgebbares Ziel zu steuern.
  6. Steuer- und/oder Antriebseinrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuer- und/oder Antriebseinrichtung (1) Teil eines Divert und Attitude Control Systems des Flugkörpers, insbesondere eines Lenkflugkörpers, eines Satelliten oder einer Trägerrakete, ist.
  7. Steuer- und/oder Antriebseinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Komponenten (21, 22, 31, 32) der Treibstoffkombination derart ausgebildet sind, dass eine Wiederzündung nach Erlöschen der Verbrennung in dem zweiten Hohlkammerkörper (3) nach Öffnung des Treibstoffventils (8) ermöglicht ist.
  8. Steuer- und/oder Antriebseinrichtung nach Anspruch 1 oder 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Komponenten (21, 22, 31, 32) der Treibstoffkombination derart ausgebildet sind, dass die Treibstoffkombination keine oder eine sehr geringe Toxizität aufweist.
  9. Steuer- und/oder Antriebseinrichtung nach Anspruch 1, 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, dass in einem der Hohlkammerkörper (3) ein reiner Brennstoff (31) oder ein gemischter Brennstoff (31), welcher nur unter Zufuhr eines separaten Oxidators (21) verbrennt, angeordnet ist.
  10. Steuer- und/oder Antriebseinrichtung nach einem der Ansprüche 1, 7, 8 oder 9,

    dadurch gekennzeichnet,

    – dass in dem ersten Hohlkammerkörper (2) ein flüssiger oder gasförmiger Oxidator (21) angeordnet ist,

    – dass in dem zweiten Hohlkammerkörper (3) ein fester oder pastöser Brennstoff (31) angeordnet ist.
  11. Steuer- und/oder Antriebseinrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass in dem zweiten Hohlkammerkörper (3) als fester oder pastöser Brennstoff (31) Polyethylen oder Lithium-Aluminium-Hydrid angeordnet ist.
  12. Steuer- und/oder Antriebseinrichtung nach einem der Ansprüche 1, 7, 8 oder 9,

    dadurch gekennzeichnet,

    – dass in dem ersten Hohlkammerkörper (2) ein flüssiger oder gasförmiger Brennstoff (22) angeordnet ist,

    – dass in dem zweiten Hohlkammerkörper (3) ein fester oder pastöser Oxidator (32) angeordnet ist.
  13. Steuer- und/oder Antriebseinrichtung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass in dem zweiten Hohlkammerkörper (3) als fester oder pastöser Oxidator (32) Ammoniumperchlorat oder Ammoniumnitrat angeordnet ist.
  14. Steuer- und/oder Antriebseinrichtung nach Anspruch 12 oder 13, dadurch gekennzeichnet, dass in dem ersten Hohlkammerkörper (2) als flüssiger oder gasförmiger Brennstoff (22) Hydrazin oder Kerosin angeordnet ist.
Es folgt ein Blatt Zeichnungen






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