DE1025215B

DE1025215B - Jet engine for unmanned and manned missiles of all types

Info

Publication number: DE1025215B
Application number: DEK27281A
Authority: DE
Inventors: Rer Pol Dr Rer Nat Max Kopp Dr
Original assignee: MAX KOPPE DR RER POL DR RER NA
Current assignee: MAX KOPPE DR RER POL DR RER NA
Priority date: 1955-11-07
Filing date: 1955-11-07
Publication date: 1958-02-27

Description

Strahltriebwerk für unbemannte und bemannte Flugkörper jeder Art Die Erfindung bezieht sich auf ein Strahltriebwerk für bemannte und unbemannte Flugkörper jeder Art. Es sind bereits verschiedene Strahltriebwerke bekannt. Die älteren. von ihnen sind die Raketentriebwerke, bei denen der für die Verbrennung des Triebmittels erforderliche Sauerstoff im Triebwerk bzw. ian Flugkörper chemisch gebunden (Pulverraketen) oder in komprimiertem Zustand in besonderen Druckbehältern al;s Preßl.uft, flüssige Luft oder flüssiger Sauerstoff mitgefühet wird. Begreiflicherweise ist die Betriebsdauer derartiger Rak etentrnebwerke nur kurz und ihre Reichweite entsprechend gering.Jet engine for unmanned and manned missiles of all types The invention relates to a jet engine for manned and unmanned missiles of any kind. Various jet engines are already known. The older. from they are the rocket engines, which are responsible for the combustion of the propellant Required oxygen in the engine or in the missile chemically bound (powder rockets) or in a compressed state in special pressure vessels as compressed air, liquid Air or liquid oxygen is carried along. The operating time is understandable rocketentrnebwerke of this type only briefly and their range is correspondingly small.

Andere Triebwerke entnehmen daher den; Sauerstoff während ihres Betriebes der Atmosphäre, was eine Steigerung der Betriebszeiten und Reichweiten um ein Vielfaches ermöglicht. Dazu wird die atmosph;ärische Luft entweder durch tuwrb,inengetriebene Kreiselverdichter komprimiert und der Brennkammer zugeführt, oder eis. wird der Awfstau der ruhenden Luft vor dem durch sie hindurchbewegten Triebmerk und, in dessen, entsprechend, gestalteter Auffangöffnung dazu: herangezogen, diese unter der erforderlichen Drucksteigerung für die Verbirennumg des Triebmittels nutzbar zu machen. Die ersteren, werden Turbos.trahltrieb@werke, die letzteren Staustrahltriebwerke genannt. Die Turbostrahltriebwerke haben inzwischen, für Flugzeuge, weite Verbreitung gefunden, obwohl ihre Verwendung im Bereich der Überschallgeschwindigkeiten zufolge der auf ihre rotierenden Teile zurückzuführenden Materialermüdungen bedenklich erscheint, welche Bedenken durch wiederholte Flugzeugunglücke in letzter Zeit ihre Bestätigung gefunden haben. Auch arbeiten solche Turbostrahiltriebwerke äußerst unwirtschaftlich.Other engines therefore take the; Oxygen during their operation the atmosphere, which increases the operating times and ranges many times over enables. For this purpose the atmospheric air is either driven by tuwrb Centrifugal compressor compressed and fed to the combustion chamber, or ice. will the Awfstau of the still air in front of the instinctual instinct moving through it and, in its, appropriately designed collection opening for this: used, this under the required To make pressure increase for the Verbirennumg of the propellant usable. The former, are called Turbos.trahltrieb@werke, the latter ramjet engines. the Turbojet engines have meanwhile found widespread use for aircraft, although their use in the area of supersonic speeds suggests the on material fatigue due to their rotating parts appears questionable, what concerns from repeated airplane accidents lately their confirmation have found. Such turbo-jet engines also work extremely uneconomically.

Die Sta,nstrahltrieb.werke nahen dagegen den grundsätzlichen Nachteil, daß sie nicht, wie die Turbo,-strahltriebwerke in ruhendem Zustand angelassen werden körnen. Ihr Betrieb ist vielmehr an hohe und höchste Fluggeschwindigkeiten gebunden. Ein wirklich wirtschaftliches Arbeiten der Staustrahltriebwerke ist überhaupt erst bei Machzahlen von über 2 zu erwarten. Es wurde daher solchen. Triebwerken die erfoederlüche Anfangsgeschwindigkeit z. B. durch Abschießen erteilt. Auch wurde vorgeschlagen, durch besondere Startraketensätze die mit Staustrahltriebwerken ausgestatteten Flugkörper auf die Mindest-Betriebsgeschwindigkeit zu bringen.The Sta, njetkraftwerke, on the other hand, approach the fundamental disadvantage that they are not, like the turbo jet engines, started in a dormant state grains. Rather, their operation is tied to high and extremely high flight speeds. A really economical operation of the ramjets is in the first place to be expected at Mach numbers of over 2. It therefore became such. Engines that are required Initial speed z. B. granted by shooting. It was also suggested the missiles equipped with ramjet engines through special launch rocket sets to bring it to the minimum operating speed.

In diesem Zusammenhang sind bereits Ausführungen bekanntgeworden, bei denen Staustrahltriebwerke und Raketentriebwerk in ein und demselben Gehäuse vereinigt sind. Ein Raketengesch.oß dieser Art weist einen als Ganzes längs beweglichen Zentralkörper auf, der in seiner vorderen Endlage die bei Staustrahltriebwerken übliche ringförmiige Einlaßöffnung abschließt und in seiner hinteren Endlage -freigibt. Auf der Innenseite der Geschoßwand und auf diem Schaftteil des Zenträilkörpers ist je eine Schicht eines Staustrahltreibstofes und jeweils darüber eine Schicht eines Raketentreibsatzes aufgehraeht. Das Geschoß fliegt nach seinem Absehuß zunächst mit geschlossener Einlaßöffnung unter ständiger Beschleunigung so lange als Rakete, bis der Rake;tentreibsatz verbraucht ist. Dann überwiegt der Staudruck den Innendruck, der Zentrailkörper weicht zurück, die Öffnung wird frei und der StaustrahUlbetrieb beginnt. Dieser Wechsel ist einmalig und nicht umkehrbar. Sinkt also aus irgendeinem Grunde während des Staustrahlbetriebes die Fluggeschwindigkeit so weit ab" daß dieser .unterbrochen wird, so ist das Gescho-ß jeder weiteren Antriebsmöglichkeit beraubt und wird in absehbarer Zeit abstürzen bzw. muß bis dahin sein Ziel erreicht haben.In this context, statements have already become known, in which ramjet engines and rocket engine in one and the same housing are united. A rocket projectile of this type has a longitudinal movement as a whole Central body on, which in its front end position in ramjet engines The usual annular inlet opening closes and releases in its rear end position. On the inside of the projectile wall and on the shaft part of the central body one layer of a ramjet fuel and one layer of one above it Rocket propellant blown up. The projectile initially flies after its retraction with closed inlet opening under constant acceleration as long as a rocket, until the rake is used up. Then the dynamic pressure outweighs the internal pressure, the central body moves back, the opening becomes free and the ram jet operation begins. This change is unique and irreversible. So sink for any Basically during the ramjet operation the airspeed falls so far that this .is interrupted, the floor is deprived of any further drive possibility and will crash in the foreseeable future or must have reached its goal by then.

Im Gegensatz dazu. soll durch die Erfindung ein Strahltriebwerk für bemannte und unbemannte Flugkörper jeder Art geschaffen werden, dessen Betriebsweise wdllkürlioh oder in Abhängigleeit von der Fluggeschwindigkeit in wiederholbarem, umkehrbarem Wechsel vom Raketenbetrieb auf den Staustrahlbetrieb umstellbar ist.In contrast to. is intended by the invention a jet engine for Manned and unmanned missiles of any kind are created, their mode of operation wdllkürlioh or depending on the flight speed in repeatable, Reversible change from rocket operation to ramjet operation is convertible.

Nun. ist zwar schon für die Kombination: eines pulsierenden Strahltriebwerkes mit einem Staustrahltriebwerk eine Umsteuervorrichtung bekanntgeworden. Nachdem dort zunächst der Antrieb, durch; den, pulsierenden. Strahl erfolgt, soll sich, wenn eine gewisse Fluggeschwindigkeit erreicht ist, das vordere Ende des Triebwerkes a:utoimatisch öffnen und der Staustrahlbetrieb einsetzen.. Für die automatische Umsteuerung ist ein Staudruckgeschwindigkeitsmesser vorhanden;, der auf elektrischem Wege dien Einlaßschieber eines Flüssigkeitsmotors steuert, der einerseits durch den unter Druck stehenden flüssigen Brennstoff für die Freigabe der vorderen, COffnung durch Zurückziehen der beweglichen Diffusorspitze betätigt wird. Dabei spricht nichts. gegen die Umkehrbarkeit dieses Vorganges, d. h. daß beim, Absinken der Fluggeschwindigkeit unter ein bestimmtes Maß selbsttätig vom Staustrahlantrieb auf dien, pulsierenden Strahlantrieb zurückgeschaltet wird. Dieser Kombination konnte jedoch in der Praxis, kein greifbarer Erfolg beschieden sein; denn die mit einem pulsierenden Strahltriebwerk erreichbare Geschwindigkeit reicht nicht bis in den Bereich, in dem ein Staustrahltriebwerk zuverlässig zu arbeiten vermag. Bei einer so niedrigen Geschwindigkeit »innerhalb oder in der Nähe der Schallgrenze« wird sich bei Freigabe der vordren Eintrittsöffnung kein, Staustrahlbetrieb einstellen, sondern die Verbrennungsgase werden nach vorn verpuffen und ausblasen. Bahnabweichungen, Überschl.agungen und gar Absturz der mit solchen Aggregaten angetriebenen Flugkörper würden die Folge sein. Ein solches Ergebnis müßte, die Fachwelt auf # tiefste entmutigen, auf dem Wege einer Kombination. von zwei unterschiedlichen Strahltriebwerken in: einem Gerät mit geschwindigkeitsabhängiger Umsteuerung weiterzuschreiten.So. is already for the combination: a pulsating jet engine a reversing device became known with a ramjet. After this there first the drive, through; the, pulsating. Beam occurs, should when a certain airspeed is reached, the front end of the engine a: automatically open and use ramjet mode. For automatic Change of direction is a dynamic pressure speedometer available ;, which electrically controls the inlet valve of a liquid motor, the one hand by the pressurized liquid fuel for the release the front opening is actuated by pulling back the movable diffuser tip will. Nothing speaks here. against the reversibility of this process, d. H. that when the airspeed falls below a certain level automatically from Ramjet propulsion is switched back to the pulsating jet propulsion. This In practice, however, the combination could not have achieved any tangible success; because the speed that can be achieved with a pulsating jet engine is sufficient not up to the area in which a ramjet can work reliably able. At such a low speed "within or near the sound limit" If the front inlet opening is released, no ramjet operation will occur, but the combustion gases will deflagrate and blow out to the front. Path deviations, Overturning and even crashing of the missiles powered by such units would be the result. Such a result would have to deeply discourage the professional world, on the way of a combination. from two different jet engines in: to proceed with a device with speed-dependent reversal.

Dessen ungeachtet gründet sieh die Erfindung auf der Erkenntnis, daß die Unterschiede eines von der Außenluft gespeisten pulsierenden Strahltriebwerkes einerseits und eines aus einem mitgeführten SauerstoiffvorratgespeistenRaketenantriebes andererseitsf'ür die- Lösung der gestellten Aufgabe von ausschlaggebender Bedeutung sind. Die Erfindung benutzt gewisses Einzelheiten. des vorgeschilderiten Standes der Technik und kombiniert sie in neuer und fortschrittlicher Waise: Es wird ein Strahltriebwerk für bemannte und unbemannte Flugkörper jeder Art vorgeschlagen, das in an sich bekannter Weise für niedrige Fluggeschwindigkeiten als Raketentriebwerk, für hohe Fluggeschwindigkeiten, nämlich im überschallgebnet, als Staustrahltriebwerk wirksam ist, und dem eine an sich bekannte Steuervorrichtung zugeordnet ist, welche seine: Brennkammer in wiederhodberem Wechsel an einem mitgeführten Sauerstoffvorrat (Preßluftbeh,äilter) oder an diie atmosphärische Luft anschließen läßt.Regardless of this, the invention is based on the knowledge that the differences between a pulsating jet engine fed by the outside air on the one hand and a rocket engine fed by an on-board oxygen supply on the other hand, of decisive importance for the solution of the task at hand are. The invention makes use of certain details. of the pre-marked state of technology and combines them in a new and progressive orphan: it becomes a Jet engine proposed for manned and unmanned missiles of all types, which is known per se for low airspeeds as a rocket engine, for high flight speeds, namely in the supersonic, as a ramjet engine is effective, and to which a known control device is assigned, which His: Combustion chamber in repeated alternation on a carried oxygen supply (Compressed air tank, filter) or can be connected to the atmospheric air.

Es kann dabei daran gedacht werden, die Steuervorrichtung willkürlich, z. B. durch einen Piloten, oder durch Fermvirkung zu betätigen. Eine andere vorteilhafte Möglichkeit ist die, die Steuervorrich.-tung automatisch in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit wirksam zu, machen.It can be thought of arbitrarily, the control device, z. B. to operate by a pilot, or by Fermvirkung. Another beneficial one The possibility is that the control device automatically depending on the To make airspeed effective.

Verschiedene vorteilhafte und zweckmäßige Ausführungsformen. des Erfindungsgegenstantdes sind in dien folgenden Ausführungsbeispielen an Hand der schematischen Zeichnung beschrieben. Es zeigt Fig. 1 einen Längsschnitt durch ein Triebwerk nach der Erfindung, Fig.2 ein anderes derartiges Triebwerk, ebenfalls im Längsschnitt, Fig. 3, 3 a das Vorderteil einer dritten Ausführungsform im Schnitt, und zwar im einen. und anderen Betriehsz.ustand, Fi.g. 4, 4a dasselbe für eine vierte Ausführungsf'orm.Various advantageous and expedient embodiments. of the subject matter of the invention are in the following exemplary embodiments on the basis of the schematic drawing described. It shows Fig. 1 a longitudinal section through an engine according to the invention, Fig. 2 another such engine, also in longitudinal section, Fig. 3, 3a that Front part of a third embodiment in section, namely in one. and others Operating status, fig. 4, 4a the same for a fourth embodiment.

Der Rumpf 1 des in Fig. 1 dargestellten Triebwerkes nimmt in seinem hohlen Mantel die Brennstoffbehälter 2 auf. Im Rumpf und mit der Spitze nach vorn hervorragend ist ein etwa doppelkegelförmiger Zentralkörper 3, 4 angeordne @t, der mit dem vorderen Abschnitt des Rumpfes in bekannter Weise den Diffusor bildet. Der Zentralkörper ist zweiteilig ausgebildet, und zwar ist der vordere, Abschnitt, seine Spitze 3, gegenüber dem hinteren rumpffesten, Ab, schnitt 4 längs beweglich, wobei er in seiner vorderen: Lage die ringförmige Eingangsöffnung 1 a verschlossen hält. Im hinteren Abschnitt 4 sind ein Preßluftbehälter 5, eine Steuereinrichtung 6 mit einem Staurohr 7, einte Preßluftturbine 8, die Brennstoffpumpe 9 und ganz am Ende eine Abgasturbine 10 angebracht. Die Brennstoffpumpe 9 kann sowohl von der Preßluftturbine 8 als, auch von der Abgasturbine 10 angetrieben werden.Sie hat den Brennstoff aus den Behältern 2 zu fördern und ihn durch die Düsen 9 d in den Brennraum. 11 einzuspritzen. Über die Steuereinrichtung 6 und die Luftstutzen 6a ist der Brennrauen, 11 an den Preßluftbehälter 5 anschließbar, ebenso ist daran die Turbine 8 .und ein Preßluftzylin .der 12, dieser über die Leitung 12a., angeschlossen. Der im Preßluftzylinder 12 bewegliche Kolben 13 ist durch eine Rüdcstellfeder 14 belastet, und seine Kolbenstange 15 ist mit der längs verschiebbaren Diffusorspitze- 3 verbunden.The fuselage 1 of the engine shown in Fig. 1 takes in his hollow jacket the fuel container 2 on. In the trunk and with the tip forward excellent is an approximately double-conical central body 3, 4 arranged @t, the forms the diffuser with the front section of the fuselage in a known manner. Of the Central body is designed in two parts, namely the front, section, his Tip 3, opposite the rear body fixed, from section 4 longitudinally movable, whereby he in its front: position keeps the annular inlet opening 1 a closed. In the rear section 4, a compressed air container 5, a control device 6 are with a pitot tube 7, a compressed air turbine 8, the fuel pump 9 and at the very end an exhaust turbine 10 is attached. The fuel pump 9 can both from the compressed air turbine 8 as well as being driven by the exhaust gas turbine 10. It has run out of fuel to promote the container 2 and it through the nozzles 9 d into the combustion chamber. 11 inject. Via the control device 6 and the air nozzle 6a, the combustion chamber 11 is connected to the Compressed air tank 5 can be connected, as is the turbine 8 and a compressed air cylinder .der 12, this via line 12a., connected. The one in the compressed air cylinder 12 movable piston 13 is loaded by a Rüdcstellfeder 14, and its piston rod 15 is connected to the longitudinally displaceable diffuser tip 3.

Für den Start und die niedrigen Fluggeschwindigkeiten, gibt die Steuereinrichtung 6 den. Preßluftzutritt frei, und zwar zum Brennrau!m.11, zum Zylinder 12 und der P.reßluftturbine B. Durch den Kolben 13 und die Kolbenstange 15 wird entgegen der Wirkung der Feder 14 die Diffusorspitze 3 nach vorn geschoben und damit die Aufnahmeöffnung 1 a verschlossen, (s. strichpunktierte. Linie). Gleichzeitig setzt die Brennstofförderung und BrennistQffeinspri.tzung durch das Aggregat 8, 9, 9 a ein.For takeoff and low airspeeds, the control device gives 6 den. Compressed air access free, namely to the combustion chamber 11, to the cylinder 12 and the P.reßluftturbine B. By the piston 13 and the piston rod 15 is against the Effect of the spring 14 pushed the diffuser tip 3 forward and thus the receiving opening 1 a closed, (see dash-dotted line). At the same time, the fuel supply continues and BrennistQffeinspri.tzung by the unit 8, 9, 9 a.

Die Verbrennung des gefördierten. und eingespritzten Brennstoffes, im Brenmraum 11 wird somit durch die im Preßluftbehälter 5 mitgeführte Luft gespeist, und die Gase werden durch die Austnittsöffnung 16 des Triebwerkes für den Vortrieb ausgestoßen. Wie man sieht, erfolgt in diesem Zustand der Betrieb nach dem eingangs erwähnten Raketenprinzip.The incineration of the funded. and injected fuel, in the combustion chamber 11 is thus fed by the air carried along in the compressed air tank 5, and the gases are fed through the cutout opening 16 of the engine for propulsion pushed out. As you can see, in this state the operation takes place according to the above mentioned missile principle.

Sobald jedoch der Flugkörper eine bestimmte Ge schwindigkei.t, z. B. das Eineinhalbfache oder Doppelte der Schallgeschwindigkeit überschreitet, wird von der durch das Staurohr 7 betätigten Steuereinriehtung 6 der Preßluftdurchtritt gesperrt und der Zylinder 12 entlüftet. Die Feder 14 und der auf die Diffusorspitze3 wirkende Staudruck bringen dieselbe in ihre zurückgezogene Lage, so daß die Auffangöffnung 1 a frei wird. Von da ab arbeitet das Triebwerk als Staustrahltriebwerk, d. h. unter Speisung der Verbrennung in der Kammer, 11 durch die der Atmosphäre entnommene und den Diffusor verdichtete Luft. Nach wie vor erfolgt die Brennstoffförderung bzw. Einspritzung durch die Pumpe 9 und die Düse 9 a., wobei die Pumpe jetzt aber ausschließlich von der Gasturbine 10 angetrieben wird.However, once the missile has reached a certain speed, e.g. B. exceeds one and a half times or twice the speed of sound, will from the control unit 6 actuated by the pitot tube 7, the compressed air passage locked and the cylinder 12 vented. The spring 14 and the one on the diffuser tip 3 acting back pressure bring the same in its retracted position, so that the collection opening 1 a becomes free. From then on, the engine operates as a ramjet engine, i.e. H. under Feeding the combustion in the chamber, 11 by the one taken from the atmosphere and the diffuser compressed air. The fuel is still conveyed or Injection by the pump 9 and the nozzle 9 a., But the pump now only is driven by the gas turbine 10.

Sollte aus irgendeinem Anlaß die Fluggeschwindigkeit unter das für den Betrieb des Steuerstrahltriebwerkes erforderliche Mindestmaß absinken, so wird automatisch durch den- Staudruckmesser 7 die Steuereimrichtung 6 im Sinne einer Freigabe des Preßluftdurchtrittes betätigt. Die Auffangöffnung 1 a wird durch Verschieben der Diffusorspitze 3 wieder verschlossen und der oben geschilderte Raketenbetrieb aufs dem Preßluftvoarrat wieder aufgenommen und' so lange fortgesetzt, bis die für den Staustrahlbetrieb erforderliche Geschwindigkeit wieder erreicht ist.Should for any reason the airspeed fall below that for the operation of the control jet engine will decrease the minimum required, so will automatically by the dynamic pressure meter 7, the control device 6 in the sense of a Release of the compressed air passage actuated. The collecting opening 1 a is by moving the diffuser tip 3 closed again and the rocket operation described above resumed on the compressed air supply and continued until the for the speed required for ramjet operation is reached again.

Die kleinen rotierenden Massen der Turbinen 8 und, 10 und der Brennstoffpumpe 9 können ohne Gefahr in Kauf genommen werden. Eventuell können sie aber auch durch ein anderes Brennstoffördersystem ohne rotierende Teeile ersetzt werden.The small rotating masses of the turbines 8 and 10 and the fuel pump 9 can safely be accepted. Maybe you can but also replaced by another fuel delivery system without rotating parts will.

Das zweite Ausführungsbeispiel gemäß Fig. 2 unterscheidet sich vom ersten durch eine andere Art der Steuerung der Längsbewegung der Diffusorspitze 3. Diese stützt sich dort gegen das Hinterteil4 durch eine Feder 17 ab, welche sie in der die Aufnahmeöffnung l a. abschließenden vorderen Lage hält (s. strichpunktierte Linie). Die übrigen Teile und ihr Zusammenwirken sind, die gleichen wie in dem Beispiel vorher. Der Start und der Betrieb bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten erfolgt nach dem@ Raketenprinzip, also durch Verwendung der im Behälter. 5 mitgeführten Preßluft. Dabei unterstützt der ,im Raum 11 voirhandene Druck die. Feder 17, die Auffangöffnung 1 a, durch Vomdrücken der Diffusorspitz.e 3 gle!schlossen zu halten. Auch hier wird die Preßluftzufuhr durch: die Steuereinrichtung 6, 7 bei Erreichung ein-er bestimmten Geschwindigkeit gesperrt. Der sinkende Druck im Rauar 11 ermöglicht es dem. Staudruck, die Spitze 3 zurückzuschieben und die Auffangöffnung 1 a freizugeben, worauf der Stau strahlbetrieb, einsetzt.The second embodiment according to FIG. 2 differs from the first by a different type of control of the longitudinal movement of the diffuser tip 3. This is supported there against the rear part 4 by a spring 17 which it in the receiving opening la. final front position (see dash-dotted line). The other parts and their interaction are the same as in the previous example. The launch and operation at low airspeeds is based on the @ rocket principle, i.e. by using the in the container. 5 entrained compressed air. The pressure present in room 11 supports the. Spring 17, the collecting opening 1 a, to keep closed by pressing down the diffuser tip 3 equally. Here, too, the compressed air supply is blocked by: the control device 6, 7 when a certain speed is reached. The falling pressure in room 11 makes it possible. Dynamic pressure, push back the tip 3 and release the collecting opening 1 a, whereupon the jam jet operation begins.

Es könnte übrigens auch daran gedacht werden, die Umstellung von der einen. auf die andere Betriebsweise in voeteilhafter Weise lediglich durch das Spiel zwischen dem Staudruck einerseits, und denn Druck im Triebwerk andererseits durch Vor- und Zurückschieb-.en der Diffusaarspitze ohne Hilfe eines besonderen Staudruckmessers zu bewirken.Incidentally, consideration could also be given to switching from the a. in the other mode of operation in an advantageous manner only through the game between the dynamic pressure on the one hand and the pressure in the engine on the other The tip of the diffuser hair can be pushed back and forth without the aid of a special dynamic pressure meter to effect.

In denn Beispiel nach den F'ig. 3 ,und 3 a sind Spitze 3 und hinterer Abschnitt 4 des Zentralkörpers fest verbunden. Er weist an seiner breitesten Stelle eine elastische, stalpaxtige Liderung 18 auf. Ein Ringraum, 19 innerhalb der Liderun,g steht mit der Steuereinrichtung 6 durch eine Leitung 19a in Verbindung.In the example according to the Figs. 3, and 3a tip 3 and rear section 4 of the central body are firmly connected. At its widest point, it has an elastic, stalp-ax-like lid 18. An annular space, 19 within the eyelid, g is connected to the control device 6 by a line 19a.

Für den. Start wird einleitend die Liderung 18 durch die- Druckluft, welche vom Drucklwftbe@hälter 5 aus über die Steuereinrichtung 6 in dien Ringraume 19 eindringt, aufgesp.reizt und so die Auffangöffnung 1 a verschlossen.. Durch den Druck im. Raum; 11 wird der Versch.luß auch weiterhin a@urf-remhterhailten (s. F:ig. 3 a). Bei Erreichung der erforderlichen Grenzgeschwindigkeit sperrt die Steuereinrichtung 7, 6 die Preßluft, und der Staudruck klappt die Liderung zurück, so, d:aß die Öffnung 1 a für denn Staustrablbetrieb@ frei wird (Feg. 3).For the. Initially, the lid 18 is spread open by the compressed air which penetrates from the Drucklwftbe @ container 5 via the control device 6 into the annular space 19 and thus the collecting opening 1 a is closed. Space; 11 , the lock will continue to be retained (see F: ig. 3 a). When the required speed limit is reached, the control device 7, 6 blocks the compressed air, and the dynamic pressure folds the lid back, so that the opening 1 a for the traffic jam operation is free (Fig. 3).

Nach dem vierten Ausführungsbeispiel ist für den Abschluß der Aufnahmeöffnung 1 a an der breitesten Steilte des Zentralkörpers 3, 4 eine dehnbare Ringwulst 20 vorgesehen, die, durch Preßluft gedehnt werden kann und sich dann an die Wand des Rumpfes 1 anlegt (Feg. 4a). Die Betriebsweise ist im übrigen. die gleiche wie bei den vorherigen Beispielen.According to the fourth embodiment is for the closure of the receiving opening 1 a at the widest part of the central body 3, 4 an expandable annular bead 20 provided, which can be stretched by compressed air and then attached to the wall of the Body 1 (Fig. 4a). The mode of operation is otherwise. the same as at the previous examples.

Die vorgeschilderten Triebwerke können selbst den Rumpf eines Flugkörpers bilden; sie können aber auch z. B. in den Tragflächen größerer Flugkörper oder bemannter Flugzeuge untergebracht sein. In letzterem Fall brauchen selbstverständlich die Zu.-satzaggregate, wie Luft- und Brennstoffbehälter, Pumpe usw., nicht im Innern des. Triebwerkes, selbst 2ngeoTdnet zu- sein. Sie können sich im Rumpf des Flugkörpers b,zw. Flugzeuges oder in dien Tragflächen befinden. An Stelle des. Staudruckmessers kann auch etwa eine Fernsteuerung beispielsweise durch elektrische Wellen treten, oder es kann bei bemannten Flugzeugen die Steuereinrichtung vom Piloten betätigt werden.The engines described above can even be the fuselage of a missile form; but they can also z. B. in the wings of larger missiles or manned Aircraft be accommodated. In the latter case, of course, they need Additional units, such as air and fuel tanks, pumps, etc., not inside of the engine to be 2ngeoTdnet itself. They can be in the fuselage of the missile respectively. Aircraft or in the wings. Instead of the dynamic pressure meter a remote control can also be triggered by electric waves, for example, or in manned aircraft, the control device can be actuated by the pilot will.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Jet engine for manned and unmanned missiles of any kind, which is effective as a ramjet engine for low flight speeds as a rocket engine, for high flight speeds, namely in the supersonic area, characterized in that it is assigned a control device (6) known per se, rdn , et is, which its combustion chamber (11) alternately changes to, one. entrained oxygen supply (press: air container 5) or can be connected to the atmospheric air.

2nd engine after. Claim 1, characterized in that there is a the control device (6) arbitrarily, e.g. B, by a, pilot, or by remote action- is actuatable.

3. Engine according to claim 1, characterized in that the control device (6) in. In itself. known way automatically depending on the airspeed is effective.

4. Engine according to claim 1, 2 or 3, characterized in that d, ate a part of the central body, in front, namely the diffuser tip, in a manner known per se (3), for the completion and the release of the receiving opening (1 a) longitudinally movable is.

5. Engine according to claim 4, characterized. marked that the tip (3) in: per se. known way by a servo motor (Preßluftmo @ to, r 12 bis, 15) in the open position b @ zw. the closed position is brought.

6. engine according to claim 1, characterized in that the original position changes from one mode of operation to the other due to the difference between the external dynamic pressure and the internal pressure of the engine erfoilgt, for which the internal pressure of the engine is influenced by the control device (6) will.

7. Strahl.triehwerk according to claim 4 and 6, characterized in that the diffuser tip (3) is held in the closed position by a spring (17). B.

Engine according to claim 6, characterized in that an elastic liner (18) for the temporary closure of the receiving opening is provided.

9. An engine according to claim 1, characterized in that an expandable by compressed air, annular bead (18) is provided for the temporary closure of the receiving opening. Documents considered: French Patent No. 1 075 034; U.S. Patent Nos. 2,684,570, 2,677,232.