DE1283600B

DE1283600B - Ramjet engine with an intermittent jet engine arranged in its interior

Info

Publication number: DE1283600B
Application number: DE1964H0054526
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Werner Eick
Original assignee: Vereinigte Flugtechnische Werke Fokker GmbH
Current assignee: Vereinigte Flugtechnische Werke Fokker GmbH
Priority date: 1964-12-09
Filing date: 1964-12-09
Publication date: 1968-11-21

Description

Staustrahltriebwerk mit einem in seinem Innern angeordneten intermittierenden Strahltriebwerk Die Erfindung betrifft ein Staustrahltriebwerk für einen Flugkörper, insbesondere für den Antrieb der Rotoren eines Hubschraubers, mit einem in einem Gesamtgehäuse unter Bildung eines umgebenden Ringkanals konzentrisch angeordneten intermittierenden Strahltriebwerk, mit dem fluchtend stromab in einem gewissen Abstand ein Lavalrohr mit Brennstoffdüsen für den Staustrahlbetrieb angeordnet ist, wobei zwischen Lavalrohr und Gesamtgehäuse ein nach rückwärts stets offener Ringraum vorhanden ist.Ramjet engine with an intermittent one arranged inside it Jet engine The invention relates to a ramjet engine for a missile, especially for driving the rotors of a helicopter, with one in one Entire housing concentrically arranged to form a surrounding annular channel intermittent jet engine, with the aligned downstream at a certain distance a Laval pipe with fuel nozzles for ramjet operation is arranged, wherein Between the Laval tube and the overall housing there is an annulus that is always open to the rear is.

Staustrahltriebwerke mit einem in einem Gesamtgehäuse unter Bildung eines umgebenden Ringkanals konzentrisch angeordneten intermittierend arbeitenden Strahltriebwerk sind bekannt. Allen bekannten Ausführungsformen ist gemeinsam, daß sie eine Art Kombinationstriebwerk darstellen, bei dem das intermittierend arbeitende Triebwerk einen ersten und das Staustrahltriebwerk einen zweiten Kreis bildet. Dabei sind beide Kreise gleichzeitig in Betrieb.Ramjets with a forming in an overall housing a surrounding ring channel concentrically arranged intermittently working Jet engines are known. All known embodiments have in common that they represent a kind of combination engine, in which the intermittent working Engine forms a first circle and the ramjet engine forms a second circle. Included both circuits are in operation at the same time.

Bei einer der bekannten Ausführungsformen eines solchen Kombinationstriebwerkes ist der rückwärtige Teil des einen Kreises im Inneren des zweiten Kreises angeordnet, wobei er nur durch seine Ummantelung räumlich vom zweiten Kreis getrennt ist. Beiden Kreisen wird ausschließlich Frischluft zugeführt. Steuer-oder Absperrorgane in den Ringräumen des äußeren Kreises sind nicht vorgesehen. Beide Kreise enden rückwärtig in verschiedenen Ebenen, so daß ein Einsaugen eines Luft-Restgas-Gemisches von hinten her in den Ringkanal nicht möglich ist.In one of the known embodiments of such a combination engine the rear part of one circle is located inside the second circle, where it is spatially separated from the second circle only by its casing. Both Circles are only supplied with fresh air. Control or shut-off devices in the Annular clearing of the outer circle is not provided. Both circles end backwards in different levels, so that an air-residual gas mixture is sucked in from behind forth into the ring channel is not possible.

Bei einer anderen bekannten Ausführungsform ist in einem Gesamtgehäuse hinter der intermittierend arbeitenden Brennkammer des ersten Kreises in einem gewissen Abstand ein Lavalrohr als zweiter Kreis angeordnet, das zwischen sich und dem Mantel des Staustrahltriebwerkes einen nach rückwärts offenen Ringraum beläßt. Dieser Ringraum mündet am Ende der Brennkammer in einen die Brennkammer umgebenden Ringraum ein. Im Bereich dieser Einmündungen sind dort keine Steuerorgane vorgesehen. Das Lavalrohr und das Gesamtgehäuse enden in verschiedenen Ebenen. Infolgedessen ist eine Durchströmung des hinteren Ringraumes von hinten her nicht möglich. Die Brennstoffdüsen für das Staustrahltriebwerk sind an einer verengten Stelle des Lavalrohres angeordnet.In another known embodiment is in an overall housing behind the intermittently working combustion chamber of the first circle in a certain way Distance a Laval tube arranged as a second circle that between itself and the mantle of the ramjet engine leaves a rearwardly open annular space. This annulus opens into an annular space surrounding the combustion chamber at the end of the combustion chamber. No control organs are provided in the area of these junctions. The Laval pipe and the overall housing ends in different levels. As a result, there is a flow through of the rear annulus from the rear not possible. The fuel nozzles for the Ramjet engines are arranged at a narrowed point in the Laval tube.

Der Erfinder hat sich die Aufgabe gestellt, ein Staustrahltriebwerk mit einem in einem Gesamtgehäuse unter Bildung eines umgebenden Ringkanals konzentrisch angeordneten, intermittierend arbeitenden Strahltriebwerk zu schaffen, bei dem das intermittierend arbeitende Strahltriebwerk dazu dient, während der Zeit einen Schub zu erzeugen, während der der Staudruck nicht ausreicht, daß Staustrahltriebwerk in Betrieb zu setzen. Dabei soll ferner gesichert sein, daß bei Inbetriebnahme des Staustrahltriebwerkes das intermittierend arbeitende Strahltriebwerk sofort außer Betrieb kommt.The inventor set himself the task of creating a ramjet engine with a concentric in an overall housing to form a surrounding annular channel arranged, intermittently working jet engine, in which the intermittent jet engine serves to provide a thrust during the time to generate, during which the ram pressure is insufficient, that ramjet put into operation. It should also be ensured that when the Ramjet engine immediately except for the intermittently working jet engine Operation is coming.

Erfindungsgemäß wird dies dadurch erreicht, daß das Lavalrohr stromab in der gleichen Ebene wie das Gesamtgehäuse endet und daß im Bereich zwischen Ende der Düse des intermittierenden Strahltriebwerks und stromaufwärtigem Lavalrohreintritt, also im Übergangsbereich zwischen Ringkanal und Ringraum, doppelarmige Steuerkörper angeordnet sind, die bei Betrieb des intermittierend arbeitenden Strahltriebwerks den Übertritt des dieses umgebenden Ringkanals abschließen und dabei den Ringraum nach dem Raum zwischen dem Ende der Düse des intermittierenden Strahltriebwerks und dem stromaufwärtigen Lavalrohrende öffnen, bei Staustrahltriebwerk jedoch den Übertritt des Ringkanals zum Raum zwischen Ende der Düse des intermittierend arbeitenden Strahltriebwerks und dem stromaufwärtigen Lavalrohrende schließen unter gleichzeitiger Öffnung des Übertritts des Ringraumes in diesen Zwischenraum.According to the invention this is achieved in that the Laval tube is downstream ends in the same plane as the entire housing and that in the area between the end the intermittent jet engine nozzle and upstream Laval tube inlet, So in the transition area between the annular channel and the annular space, double-armed control bodies are arranged during operation of the intermittently operating jet engine complete the transition of the ring channel surrounding this and thereby the ring space after the space between the end of the intermittent jet engine nozzle and open the upstream Laval tube end, but with ramjet engines the Crossing the ring channel to the space between the end of the nozzle of the intermittently working Jet engine and the upstream Laval tube end close at the same time Opening of the passage of the annular space into this space.

Die Steuerkörper können rhombusförmi;gen Querschnitt haben, durch den bei waagerechter Stellung der Steuerkörper eine Querschnittsverengung vor dem Lavalrohr entsteht, wobei in diesem verengten Querschnitt die Brennstoffdüsen für den Staustrahltrieb liegen.The control bodies can have a rhombus-shaped cross-section through in the horizontal position of the control body a cross-sectional constriction in front of the Laval pipe arises, with the fuel nozzles for in this narrowed cross-section the ramjet.

In an sich bekannter Weise kann im Lavalrohr, und zwar vorzugsweise im verengten Teil der Düse, eine ringförmige Ausblasedüse vorgesehen sein, die über eine mit einem Steuermittel versehene Leitung an eine Druckluftquelle anschließbar ist.In a manner known per se, in the Laval pipe, preferably in the narrowed part of the nozzle, an annular blow-out nozzle is provided be that via a line provided with a control means to a compressed air source is connectable.

Die Erfindung ist in der Zeichnung beispielsweise dargestellt. Es zeigt F i ,g. 1 die Anordnung eines Staustrahltriebwerkes am Ende fies Rotqrblattc5 eines Hubschraubers, wobei ein intermittierpnd arbeitendes Strahltriebwerk vorgesehen ist, F i g. 3 einen Schnitt nach der Linie II-II der F i g. 1 in bezug auf den Einlauf des intermittierend arbeitenden Strahltriebwerks, F i g. 3 einen Schnitt nach der Linie 111-III der Fig.2. F i g. 4 einen vergrößerten Schnitt durch einen Steuerkörper.The invention is shown in the drawing, for example. It shows F i, g. 1 the arrangement of a ramjet engine at the end of nasty Rotqrblattc5 a helicopter, an intermittent jet engine being provided is, F i g. 3 shows a section along the line II-II in FIG. 1 with respect to the enema of the intermittently operating jet engine, FIG. 3 a section after Line 111-III of Figure 2. F i g. 4 shows an enlarged section through a control body.

1n einem Staustrahltriebwerk 2, das am Ende eines Rotorblattes 3 befestigt ist, ist ein intermittierend arbeitendes Strahltriebwerk 1 zentral angeordnet, das zur Erzeugung der Anfangsbeschleunigung des Rotors dient. Das Strahltriebwerk 1 ist durch Befestigungsmittel 13,14 mit dem Staustrahltriebwerk verbunden und weist eine mit Eintrittsöffnungen 5 versehene Stirnwand 6 auf, hinter der eine Brennkammer 4 liegt. Die Eintrittsöffnungen 5 in der Stirnwand sind an der Brennkammerseite durch selbsttätige Steuerkörper 7 überwacht, die als Blattfedern ausgebildet sind. An die Brennkammer 4 schließt sich ein Rohr 20 kleineren Durchmessers an, das am Ende eine sich nach außen erweiternde Düse 21 aufweist. Vor der Stirnwand 6 ist ein aus ineirlanderschiebbaren Blechen 9 bestehender Stoßkegel 8 angeordnet, der zum Betrieb des Triebwerkes 1 mittels einer Spreizvorrichtung 10 in die Form eines Zylinders mit teilweiser überlappung der Bleche gebracht wird. Innerhalb des Stoßkegels ist eine Brennstoffcinspritzdüse 11 vorgesehen, die durch eine Leitung 29 versorgt wird. Das Strahltriebwerk 1. endet vor einem mit Brennstoff-. düsen 12, besetzten Einsatz 15, der mit der Wandung des Staustrahltriebwerkes 2 fest verbunden ist. Innerhalb der Wandung des Staustrahltriebwerkes 2 ist in einem gewissen Abstand vom Einsatz 15 ein Lavalrohr 22 mittels Rippen 23 gehalten, das im Inneren als Düse 24 ausgebildet ist und zwischen sich und dem Mantel des Staustrahltriebwerkes einen Ringraum 25 beläßt. Im äußeren Teil des Einsatzes 15 sind auf den Umfang verteilte trapezförmige doppelarmige Steuerkörper 17 angelenkt, die in der einen Endstellung den Ringkana116 zwischen dem Mantel des Staustrahltriebwgfkes 2 und dem Strahltrieb, werk 1 versperren und die Verbindung zwischen dem Bereich des Einsatzes 15 und dem hinteren Ringraum 25 freigeben. In der anderen Endstellung, in die, sie für den Betrieb des Staustrahltriebwerkes gebracht werden, geben sie den Ringkanal 16 frei und versperren die Verbindung zum Ringraum 25, In dieser waagerechten Stellung verengen die Steuerkörper 17 den Querschnitt des Staustrahltriebwerkes, in dein auch die für dessen Betrieb dienenden Brennstoffdüsen 12 angeordnet sind. Im vorderen Teil der Diis2 24 ist eine ringförmige Ausblasedüse 26 vorgesehen, die über eine Leitung 27 mit einer nicht dargestellten Druckluftquelle in Verbindung steht. Ebenso nicht dargestellt sind Steuermittel, die zur Vberwachung der Leitung 27 dienen. Zur Vermeidung von unsymmetrischen Druckverteilungen im Staustrahltriebwerk, die von Schwingungen des Rotorblattes herrühren können, Ist im Einlauf 18 des Staustrahltriebwerkes, und zwar an der- Innenseite, eine ringförmige Druckausgleichskammer 19 vprggsphen.In a ramjet engine 2, which is attached to the end of a rotor blade 3, an intermittently operating jet engine 1 is arranged centrally, which is used to generate the initial acceleration of the rotor. The jet engine 1 is connected to the ramjet engine by fastening means 13, 14 and has an end wall 6 provided with inlet openings 5, behind which a combustion chamber 4 is located. The inlet openings 5 in the end wall are monitored on the combustion chamber side by automatic control bodies 7, which are designed as leaf springs. The combustion chamber 4 is followed by a tube 20 of smaller diameter, which has a nozzle 21 that widens outward at the end. In front of the end wall 6 there is a cone 8 made of ineirlanderschiebbaren sheets 9, which is brought to the operation of the engine 1 by means of a spreader 10 in the shape of a cylinder with partial overlapping of the sheets. A fuel injection nozzle 11, which is supplied by a line 29 , is provided within the thrust cone. The jet engine 1. ends in front of a fuel. nozzles 12, occupied insert 15 which is firmly connected to the wall of the ramjet engine 2. Within the wall of the ramjet engine 2, a Laval tube 22 is held at a certain distance from the insert 15 by means of ribs 23, which is designed as a nozzle 24 on the inside and leaves an annular space 25 between it and the jacket of the ramjet engine. In the outer part of the insert 15 , trapezoidal double-armed control bodies 17 distributed around the circumference are hinged, which in one end position block the ring channel 116 between the jacket of the ramjet engine 2 and the jet engine, plant 1 and the connection between the area of the insert 15 and the rear annular space 25 release. In the other end position, in which they are brought to operate the ramjet, they release the annular channel 16 and block the connection to the annular space 25.In this horizontal position, the control bodies 17 narrow the cross-section of the ramjet, in which also those for it Operation serving fuel nozzles 12 are arranged. In the front part of the Diis2 24 an annular blow-out nozzle 26 is provided, which is connected via a line 27 to a compressed air source (not shown). Control means which serve to monitor line 27 are also not shown. To avoid asymmetrical pressure distributions in the ramjet engine, which can result from vibrations of the rotor blade, an annular pressure compensation chamber 19 is vprggsphen in the inlet 18 of the ramjet engine, specifically on the inside.

Die Wirkungsweise ist folgende: Für den Anlaßvorgang wird der Stoßkegel 8 geöffnet und in den Raum vor der Brppnkamnler flüssiger Brgnll$tpff eingc5pritzt lind mittels einer Ziindvnrriphtung, z, B, einer Glühkerze, gezündet. Gegebenenfalls wird noch Druckluft in der Nähe der Brennstoffdüse eingeblasen. Ein Tcil der Verbrennungsgase strömt zusammen mit noch unverbranntem Brennstoff unter Öffnung der Rückschlagventile in die Brennkammer ein, in der auch das unverbrannte Gemisch verbrannt wird. Es bildet sich eine Strömung nach hinten aus. Durch die auftretende Reaktionskraft wird eine Vorwärtsbewegung des Staustrahltriebwerkes und des Rotorblattes hervorgerufen. Die nach hinten laufende Strömung erzeugt einen der einerseits ein Einströmen von $rgonstaff-Luft-Gemisell in die Brennkammer und andererseits eile Einströmcr1 von Umgebungsluft, vermischt mit Restgasen, in den Ringraum 25 und, da der. Ringkanal 16 zwischen dem Mantel des Staustrahltriebwerks und dem intcrmittierenden Rohr 20 durch die Satguerkörper 17 abgeschlcassen ist, auph in dab Rohr 20 zur F9igc hat, Es entstellt ein periodischer Schwingungsvorgang, durch den eine $psehleunigung des Rotors erfolgt, Ist eine genügende Drehzahl erreicht, wird die Brennsl9ffzufuhr- zum intermittiprmlden strahlt£lpbwprk Abe geschaltet und unter Offnun,g der Steuerkörper 17 den für den Staustrahlbetrieb vorggsellgncn Brcpnstoffdüsen Brennstoff zugeführt, :nie Anlage ist nippt an Hubschrauber gebunden, sondern kann für übliche Flugkörper oder Flugzeuge Verwendung finden. Die Brpnnstoffuführullg zum intermittiermdgn Trigbwcrk braupl;t flicht kantinniprliph zu erfolgen, sondern ist auch absatzweise möglich.The mode of operation is as follows: The shock cone is used for the starting process 8 and injected liquid brine pot into the space in front of the bridge They are ignited by means of an ignition rotation, e.g. a glow plug. Possibly compressed air is still blown in near the fuel nozzle. Part of the combustion gases flows together with the still unburned fuel, opening the check valves into the combustion chamber, in which the unburned mixture is also burned. It a flow forms to the rear. Due to the reaction force that occurs a forward movement of the ramjet engine and the rotor blade is caused. The backward flow creates one of the one hand an inflow of $ rgonstaff-Luft-Gemisell into the combustion chamber and on the other hand, the inflow rush from Ambient air, mixed with residual gases, in the annular space 25 and, since the. Ring channel 16 between the ramjet engine shell and the intermittent tube 20 is closed off by the saddle body 17, but in that tube 20 has to the figure, It disfigures a periodic oscillation process that causes an acceleration of the rotor takes place, If a sufficient speed is reached, the fuel oil supply is to intermittent pressure radiates £ lpbwprk Abe switched and the control body is switched off 17 the fuel nozzles for ramjet operation are supplied, : facility is never tied to helicopters sips, but can be used for normal missiles or airplanes are used. The fuel supply to the intermittent triggering braupl; t flicht kantinniprliph, but is also possible intermittently.

Claims

Fatent claims: 1, ramjet engine for a missile, in particular for driving the rotors of a helicopter, with a concentrically arranged, intefmitting jet stream in an overall housing to form a surrounding ring channel, with a laval tube with fuel nozzles for the ramjet operating in a certain row downstream is, whereby between the Laval tube and the overall lice there is always an open object space to the rear, since durphgekcnn -zeic 11 net that the Laval tube. (22) ends downstream in the same plane as the overall housing (2), and that in the area between the end of the nozzle (21) of the intermittent jet engine (1) and the upstream Laval tube inlet, i.e. in the transition area between the annular channel (16 ) and the annular space (25) , double-armed control bodies (17) are arranged which, when the intermittent jet engine (1) is in operation, close off the passage of the annular channel (16) surrounding it and thereby close the annular space (25) to the space between the end of the nozzle (21) of the intermittent jet engine ( 1) and open the upstream Laval pipe end, but when the jet is in operation the passage of the annular channel (16) to the space between the end of the nozzle (21) of the intermittent jet engine (1) and the upstream Laval pipe end open with simultaneous opening of the passage of the annular space (25) into this Space.

2. ramjet engine according to claim 1, characterized in that the control bodies (17) have a rhombus-shaped cross-section, through which a cross-sectional constriction in front of the Laval tube (22) occurs when the control body (17) is in a horizontal position, and that the fuel nozzles (12) in this narrowed cross-section ) for ramjet operation.

3. ramjet engine according to claim 1 and 2, characterized in that in a known manner in the Laval tube (22), preferably in the narrowed part of the nozzle (24), an annular exhaust nozzle (26) is provided, which has a with a Control means provided line (27) can be connected to a compressed air source. Documents considered: German Patent No. 880 986; German Auslegeschrift No. 1023 927; Swiss Patent No. 233 945; French Patent Nos. 1,124,095, 968,541; French additional patent specification No. 62 595 (addition to French patent specification No. 1030 483); U.S. Patent Nos. 2,696,078, 2,675,196, 2640314.