DE1209439B

DE1209439B - Flying body with a device for accelerating a flow means for propulsion

Info

Publication number: DE1209439B
Application number: DEE21763A
Authority: DE
Inventors: Dr Endres
Original assignee: DR ENDRES
Current assignee: DR ENDRES
Priority date: 1961-10-05
Filing date: 1961-10-05
Publication date: 1966-01-20

Description

Flugkörper mit einer Einrichtung zur Beschleunigung eines Strömungsmittels für den Antrieb Schlag- und Drehflügelmechanismen mit starren oder elastischen Flügeln mit oder ohne Steigungsverstellung der Flügel zur Erzeugung von Vortriebs-und Auftriebskräften sind in den verschiedensten Variationen bekannt. Ferner sind Schubdüsen bekannt, die mit festen oder flüssigen Treibstoffen oder mit Druckgasen beaufschlagt werden zum Zweck der Vortriebs- und Auftriebskrafterzeugung bei Flugkörpern.Missile with a device for accelerating a fluid for driving flapping and rotating wing mechanisms with rigid or elastic wings with or without pitch adjustment of the wings to generate propulsion and lift forces are known in the most diverse variations. Thrust nozzles are also known which are charged with solid or liquid fuels or with compressed gases for the purpose of generating propulsion and lift forces in missiles.

Alle diese Vorschläge kranken daran, daß die Kennwerte für Leistungsgewicht, Leistungskonzentration und Bauaufwand bei Kanalschrauben, Axialverdichterstufen und insbesondere bei der mechanisclien Leistunosübertragung sehr ungünstig sind, während atidererseits spezifische Schubleistung und Strahlbelastung günstige Werte besitzen, solange diese Mechanismen ohne Aufheizung des Impulsmeditims arbeiten. Bei mit Druckgas beaufschlagten Schubdüsen mit hohen Strahlgeschwindigkeiten sind die Verhältnisse umgekehrt, die baulichen und gewichtlichen Verhältnisse sind sehr günstig, dagegen liegen die spezifischen Schubleistungen wegen der hohen Strahlbelastung bei sehr niedrigen Werten.All of these suggestions suffer from the fact that the characteristic values for power-to-weight ratio, Concentration of performance and construction costs for sewer screws, axial compressor stages and are particularly unfavorable in terms of mechanical power transmission, while on the other hand, specific thrust power and beam load are favorable values as long as these mechanisms work without heating the impulse meditation. When thrust nozzles with high jet speeds are charged with pressurized gas the situation is reversed, the structural and weighty conditions are very great favorable, on the other hand the specific thrust is due to the high beam load at very low values.

Die Erfindung vermeidet die Nachteile der bekannten Verfahren und sucht durch Kombination von Rotations-Strahlflügelmechanismen mit Schub- bzw. Mischdüsen günstige Kennwerte für Leistungsgewicht und Leistungskonzentration zu erreichen, und zwar durch Beschleunigung zusätzlicher Stützmassen in hintergeschalteten Düsensätzen, mittels rotierender Strahlflügel hoher kinetischer Energie, welche nach dem Verdrängungsprinzip die zusätzlichen Luftmassen beschleunigen. Dabei werden höhere Wirkungsgrade der Massenbeschleunigung erreicht, als dies mit dem bekannten Ejektorverfahren möglich ist.The invention avoids the disadvantages of the known methods and searches by combining rotating jet vane mechanisms with thrust or mixing nozzles to achieve favorable parameters for power-to-weight ratio and power concentration, namely by accelerating additional support masses in downstream nozzle sets, by means of rotating jet blades with high kinetic energy, which work according to the displacement principle accelerate the additional air masses. This will result in higher efficiencies of the Achieved mass acceleration than is possible with the known ejector method is.

Die Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, daß der Primärstrom durch eine rotierende Nabe erzeugt wird, aus der ein Strömungsmittel in tangentialer Richtung aus Düsen mit Tragflächenprofil ausströmt.The invention is characterized in that the primary current through a rotating hub is created from which a fluid in a tangential direction flows out of nozzles with a wing profile.

In der Zeichnung ist ein Beispiel der Erfindung dargestellt. Die Erfindung ist nicht auf dieses Beispiel beschränkt. Es sind lediglich die zum Verständnis des Erfindungsgedankens erforderlichen grundlegenden technischen Merkmale dargestellt.An example of the invention is shown in the drawing. The invention is not limited to this example. They are just those for understanding the basic technical features required of the inventive concept.

F i g. 1 zeigt im Längsschnitt eine Hohlnabe mit vier Strahlflügeln und zwei Verstärkerdüsen; F i g. 2 zeigt im Querschnitt die Hohlnabe mit vier tangential angeordneten Profildüsen.F i g. 1 shows, in longitudinal section, a hollow hub with four jet vanes and two booster nozzles; F i g. 2 shows in cross section the hollow hub with four tangentially arranged profile nozzles.

In F i g. 1. wird von einem Kompressor, vorzugsweise eines Turbinen-Zweikreistriebwerkes, erzeugte Druckluft durch Rohrleitungen 1 und 2 zu den Hohlräumen 3 und 4 einer rotierenden Hohlnabe 5 geleitet. Auf der äußeren Mantelfläche 6 der Hohlnabe sind mehrere Düsen 7 mit tragflächenförmigem Profil angeordnet, aus denen ein Luftstrahl mit tragflächenförmigern Querschnitt ausgestoßen wird und einen rotierenden Strahlflügel bildet. Die Rotation der Hohlnabe wird durch eine tangentiale Ausströmrichtung gegenüber der Mantelfläche der Nabe durch den Strahlschub erzeugt. Der rotierende Strahlflügel besitzt die gleiche Wirkung wie der normale mechanische Propellerflügel, d. h., es werden bestimmte Impulsmassen in der Hauptdüse 8 mit dem Einlaufdiffusor 9 beschleunigt und Schubkräfte erzeugt. Die Strahlrichtung verläuft unter einem bestimmten Winkel zur Achsrichtung, damit die Impulsmasse des Strahlflügels mit der beschleunigten Zusatzmasse mit reduzierter Strahlgeschwindigkeit durch die Hauptdüse 8 ausströmen kann. Die Hohlnabe ist in bekannter Weise drehbar im feststehenden Stützring 10 mit Kugellagern 11 gelagert. Der aus der Hauptdüse 8 austretende Primärstrahl beschleunigt durch seine kinetische Energie auf der inneren Strahlwand zusätzliche Stützmassen durch den Hohlkanal 12 der Nabe und durch den Einlaufdiffusor 13. Weitere Stützmassen werden in der äußeren Sekundärdüse 14 mit dem Einlaufdiffusor 15 durch die kinetische Energie des Primärstrahls auf der äußeren Strahlwand beschleunigt.In Fig. 1. Compressed air generated by a compressor, preferably a twin-circuit turbine engine, is conducted through pipes 1 and 2 to the cavities 3 and 4 of a rotating hollow hub 5 . A plurality of nozzles 7 with an aerofoil-shaped profile are arranged on the outer jacket surface 6 of the hollow hub, from which an air jet with an aerofoil-shaped cross section is ejected and forms a rotating jet wing. The rotation of the hollow hub is generated by the jet thrust in a tangential outflow direction with respect to the outer surface of the hub. The rotating jet blade has the same effect as the normal mechanical propeller blade, i.e. This means that certain impulse masses are accelerated in the main nozzle 8 with the inlet diffuser 9 and thrust forces are generated. The jet direction runs at a certain angle to the axial direction, so that the impulse mass of the jet wing with the accelerated additional mass can flow out through the main nozzle 8 at a reduced jet speed. The hollow hub is rotatably mounted in a known manner in the stationary support ring 10 with ball bearings 11 . The beam emerging from the main nozzle 8 primary beam accelerated by its kinetic energy to the internal beam wall additional support masses through the hollow passage 12 of the hub and through the inlet diffuser 13. Other support compositions are in the outer secondary nozzle 14 connected to the inlet diffuser 15 by the kinetic energy of the primary beam on accelerated outer beam wall.

In F i g. 2 ist im Querschnitt der tangentiale Strahlaustritt aus den Profildüsen 15, 16, 17 und 18 dargestellt. Durch die tangentiale Ausströmung aus den Düsen wird der erforderliche Reaktionsdruck für die Rotation der Nabe erzeugt.In Fig. 2 shows the tangential jet exit from the profile nozzles 15, 16, 17 and 18 in cross section. The required reaction pressure for the rotation of the hub is generated by the tangential outflow from the nozzles.

Die Grundlage der vorgeschlagenen Einrichtung zur Impulserzeugung beim Senkrechtstart beruht darauf, daß die für die Impulserzeugung zur Verfügung stehenden hohen Druckverhältnisse, die aus Gründen eines optimalen Leistungsgewichtes des Drucklufterzeugers angestrebt werden müssen, in mehreren Stufen verarbeitet werden, damit die Geschwindigkeitsdifferenz zwischen Primär- und Sekundärstrom in der Düsen-Mischkammer reduziert wird zur Erreichung günstiger Mischwirkungsgrade. Durch die reduzierten Geschwindigkeitsdifferenzen zwischen Primär- und Sekundärstrom werden die Baulängen der Düsen und Mischkammern auf technisch realisierbare Werte reduziert. Ferner können die Düsen mit zusätzlichen Einrichtungen zur Temperaturerhöhung durch Kraftstoffeinspritzung und Verbrennung ausgerüstet werden, oder der primäre Strahlflügel kann durch Ausströmung von Verbrennungsgasen gebildet werden, wobei die rotierende Hohlnabe als Verbrennungskammer ausgebildet wird. Die Flügelnabe kann auch als Kugel oder Kugelschale oder Ellipsoid mit und ohne zentralen Durchströmkanal ausgebildet werden, wobei das Betriebsmittel durch ein in der Rotationsachse liegendes Druckrohr zugeführt werden kann. Die Hohlnabe mit innerem Strömungskanal besitzt den Vorteil gegenüber der geschlossenen Nabe, daß das Flügelfußprofil einen größeren Abstand von der Rotationsachse und damit eine größere Umlaufgeschwindigkeit und höhere Auftriebsbeiwerte am Profil besitzt.The basis of the proposed device for pulse generation the vertical takeoff is based on the fact that the pulse generation is available standing high pressure ratios, for reasons of an optimal power-to-weight ratio of the compressed air generator must be sought in several stages processed so that the speed difference between primary and secondary currents in the nozzle mixing chamber is reduced in order to achieve favorable mixing efficiencies. Due to the reduced speed differences between the primary and secondary currents the overall lengths of the nozzles and mixing chambers are reduced to technically feasible values reduced. Furthermore, the nozzles can be equipped with additional devices for increasing the temperature be equipped by fuel injection and combustion, or the primary Jet vanes can be formed by the outflow of combustion gases, whereby the rotating hollow hub is designed as a combustion chamber. The wing hub can also be used as a sphere or spherical shell or ellipsoid with and without a central through-flow channel be formed, wherein the operating means by a lying in the axis of rotation Pressure pipe can be fed. The hollow hub has an inner flow channel the advantage over the closed hub that the wing root profile has a larger Distance from the axis of rotation and thus a greater rotational speed and has higher lift coefficients on the profile.

Mit der Erreichbarkeit optimaler Kennwerte für Leistungsgewicht und Leistungskonzentration bei der Erzeugung von Schubkräften besitzt die vorgeschlagene Einrichtung zur Impulserzeugung für Senkrechtstart- und Landemechanismen die für die Weiterentwicklung erforderlichen technischen Voraussetzungen.With the availability of optimal parameters for power-to-weight ratio and The proposed one has a concentration of power in the generation of shear forces Device for generating pulses for vertical take-off and landing mechanisms for the further development of the necessary technical prerequisites.

Claims

1. A missile with a device for acceleration of a fluid for driving with a piece of pipe, in which a primary current is generated to suck through this tube piece and further concentric tubular pieces ambient air, d a d u rch g e k hen -zeichn et. that the primary flow is generated by a rotating hub (5) from which a fluid flows out in a tangential direction from nozzles (7) with an airfoil profile.

2. Missile according to spoke 1, characterized in that the pitch of the nozzles (7) is adjustable in the. 3. Missile according to claim 1 and 2, characterized in that the nozzles (7) are inclined and adjustable in the direction of the secondary flow to be generated. 4. Missile according to claim 1 to 3, characterized in that the primary flow of the hub (5 ) is fed via hollow support struts (10). 5. Missile according to claim 1 to 4, characterized in that the rotating hub (5) is designed as a compressed gas container or as a combustion chamber to which compressed air and fuel is supplied. D 6. missile according to claim 1 to 5, characterized in that the rotating hub (5) is designed as a coaxial ring with a central channel through which ambient air is sucked in. 7. Missile according to claim 1 and 5, characterized in that the rotating hub (5) is designed as a rotationally symmetrical hollow body, as a hollow sphere, spherical shell, ellipsoid with or without a central flow channel. Documents considered: German Auslegeschrift No. 1028 889.