DE2057327A1

DE2057327A1 - Jet engine for a missile

Info

Publication number: DE2057327A1
Application number: DE19702057327
Authority: DE
Inventors: Albert Puellenberg; Konrad Toebe
Original assignee: Licentia Patent Verwaltungs GmbH
Current assignee: Licentia Patent Verwaltungs GmbH
Priority date: 1970-11-21
Filing date: 1970-11-21
Publication date: 1972-05-31

Description

"Strahltriebwerk für einen Flugkörper Die Erfindung betrifft ein vorzugsweise als Hybridtriebwerk ausgebildetes Strahltriebwerk für einen Flugkörper mit mindestens zwei bei ihrem Betrieb in unterschiedliche Ebenen ausblasenden Schubdüsen, die wahlweise gleichzeitig oder zeitlich nacheinander wählbare Zeitintervalle lang betreibbar und beim Erzeugen von gemeinsam oder getrennt auftretenden Längs oder Querschublzäften zum Antrieb des Flugkörpers einsetzbar sind. Die Ebenen, in die die Düsen ausblasen, schneiden sich vorzugsweise rechtwinklig, so daß mindestens eine der Düsen in der Regel als Lä.ngsschubdüse und mindestens eine andere der Düsen in der Regel als Querschubdüse arbeitet. Bei zeitlich nacheinander folgendem Betrieb der beiden unterschiedlich gerichteten Düsen folgt der Betriebsübergang entweder zeitlich unmittelbar aufeinander oder mit zwischengeschalteten, in ihrer Dauer wählbaren Pausen. "Jet engine for a missile The invention relates to a jet engine preferably designed as a hybrid engine for a missile with at least two thrust nozzles that blow out into different levels during operation, the time intervals that can be selected either simultaneously or consecutively operable and when generating jointly or separately occurring longitudinal or Transverse thrusts can be used to drive the missile. The levels into which Blow out the nozzles, preferably intersect at right angles, so that at least one of the nozzles usually as a longitudinal thrust nozzle and at least one other of the nozzles in the Usually works as a cross thrust nozzle. In chronological order The operation transition follows the operation of the two differently directed nozzles either in immediate succession or with intermediaries in their Duration of selectable breaks.

Bei der Flugzielbekämpfung mittels Flugkörpern, die durch Strahltriebwerke angetrieben sind, ergibt sich beispielsweise infolge durchgeführter Ausweschmanöver des ZielobFkts häufig das Erfordernis sehr plötzlicher starker KursAnderungen der Angriffsflugkörper, die erhebliche Querschubkräfte des jeweiligen StrahlbSebwerks erfordern.When fighting targets by means of missiles that are driven by jet engines are driven, arises, for example, as a result of evacuation maneuvers carried out the target object often requires very sudden, sharp changes in course Attack missiles, the considerable transverse thrust forces of the respective jet towers require.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Strahltrtebwerk für einen Flugkörper anzugeben, das wahlweise gemeinsam oder getrennt Längs- und Querschubkräfte erzeugt, woboi die Querschubkraft wesentlich größer als diejenige Querschubkraft bezüglich ihrer Längsschubkraft vergleichbarer bekannter Flugkörper ist, die bei den bekannten Flugkörpern durch getrennte Korrekturstrahltriebwerke mit zugehörigen Korrekturstrahldüsen erzeugt werden.The invention is based on the object of a jet tower for to specify a missile that either jointly or separately longitudinal and transverse thrust forces generated, whereby the transverse thrust force is significantly greater than the transverse thrust force with respect to its longitudinal thrust comparable known missile, which at the known missiles by separate correction jet engines with associated Correction jet nozzles are generated.

Die Erfindung besteht bei einem Triebwerk der einleitend genannten Art darin, daß für alle der Schubdüsen ein gemeinsames System zum Erzeugen der Verbrennungsgase vorgesehen ist.The invention consists in an engine of the introductory section mentioned Kind in that for all of the thrusters a common system for generating the combustion gases is provided.

Besonders vorteilhaft ist es, die Querschubdüsen des erfindungsgemäßen Strahltriebwerks zumindest angenähert in der Querschnittsebene des Flugkörpers anzuordnen, din durch den Flugkörperschwerpunkt verläuft. Ein Hybridtriebwerk nach der Erfindung enthält zweckmaßigerweise in seinem System zum Erzeugen der Verbrennungagase mindestens zwei unterschiedlich gerichtete Spritzköpfe, durch die flüssiger Oxydator auf den Festtreibstoff des Triebwerks wahlweise bezüglich Menge, Dauer und Richtung spritzbar ist, so daß der Abstand des Festtreibstoffes zeitlich und richtungsmäßig steuerbar ist; hierbei ist das System zum Erzeugen der Verbrennungsgase vorteilhaft erweise derart ausgebildet, daß innerhalb dessen Brennkammer die Verbrennungsgaee nach Maßgabe der getroffenen Auswahls welche der Schubdüsen augenblicklich ausblasen soll (sollen), gegebenenfalls mehrfach umlenkbar sind. Zu dem gemeinsamen System zum Erzeugen der Verbrennungsgase bei einem Triebwerk nach der Erfindung gehören beispielsweise Drosselglieder und Regelventile, mittels derer die den einzelnen der Schubdüsen zugeführten Verbrennungsgase mengenmäßig und zeitlich steuerbar sind, und diese Drosselglieder und/oder Regelventile sind bis zu ihrer Öffnung zwockmäßigerweise durch Sperrglieder, z. B. Schießmembranen, geschützt. Zweckmäßigerweise ist bei einem Hybridtriebwerk nach der Erfindung die Gaserzeugung im Gasgenerator einer Intervallaustreibung des flüssigen Oxydators angepaßt und besteht der Gasgenerator torteilhafterweise aus mehreren Einzelerzeugern mit gemeinsamer Gasleitung, die einseln oder gemeinsam wahlweise zum Erzeugen des Oxydator-Betriebsdrucks gezündet werden können, Zur Verbesserung der Manövrierbarkeit des mit dem Triebwerk nach der Erfindung angetriebenen Flugkörpers ist es weiterhin zweckmäßig, die Längs schubdüse des Flugkörpers kardanisch zu lagern und zur partiellen Querschuberzeugung durch entsprechende Ausrichtung mit heranzuziehen.It is particularly advantageous to use the cross thrust nozzles of the invention To arrange jet engine at least approximately in the cross-sectional plane of the missile, din runs through the missile's center of gravity. A hybrid engine according to the invention suitably contains in its system for generating the combustion gases at least two differently directed spray heads through which the liquid oxidizer hits the Solid propellant of the engine can optionally be injected in terms of quantity, duration and direction is, so that the distance between the solid propellant can be controlled in terms of time and direction is; the system for generating the combustion gases is advantageous here designed in such a way that the combustion gas within its combustion chamber as required the selection made which of the thrust nozzles should (should) blow out immediately, are optionally deflectable several times. To the common system for generating the Combustion gases in an engine according to the invention include, for example, throttle elements and control valves, by means of which the individual the thrusters supplied combustion gases are controllable in terms of quantity and time, and these Throttle elements and / or control valves are intermittent until they are opened by locking members, z. B. shooting membranes protected. Appropriately is at a hybrid engine according to the invention, the gas generation in the gas generator Adjusted interval expulsion of the liquid oxidizer and consists of the gas generator disadvantageously from several individual producers with a common gas line that Individually or ignited together, optionally to generate the oxidizer operating pressure can be, to improve the maneuverability of the engine after the invention-driven missile, it is also appropriate to the longitudinal thrust nozzle of the missile to be gimbaled and for partial transverse thrust generation refer to the corresponding alignment.

Anhand der Abbildung und des darin gezeigten Ausführungsbeispiels der Erfindung werden Einzelheiten derselben in folgenden näher beschrieben.Based on the figure and the embodiment shown therein of the invention, details thereof are described in more detail below.

Dem Schnitt A (linke Bildseite) ist die Funktion der Längsschuberzeugung, dem Schnitt B (rechte Bildseite) die Funktion der Querschuberzeugung entnehmbar.Section A (left side of the picture) is the function of longitudinal thrust generation, Section B (right side of the picture) shows the function of the transverse thrust generation.

Das gezeigte Triebwerk enthält einen Gaserzeuger i, der selbst aus mehreren Einzelpatronen besteht, einen Tank 2 für einen flüssigen Oxydator und un jeweils 900 gegeneinander versetzte Querscbjibtriebwerke. Jedes dieser Querschubtriebwerke enthält eine Kammer 3 und eine Querschubdüse 4. Eine Brennkammer 12, deren Kopf mit 9 bezeichnet ist und die einen Festbrennstoff 13 enthält, steht über vier Verbindungskanäle 7 mit den vier Querschubtriebwerken in Verbindung. In jedem dieser Verbindungskanäle befinden sich Schießmembranen 8 und eine Drosselklappe 6.The engine shown contains a gas generator i, which itself is made of consists of several individual cartridges, a tank 2 for a liquid oxidizer and un 900 crossbjib engines offset against each other. Each of these transverse thrusters contains a chamber 3 and a cross thrust nozzle 4. A combustion chamber 12, the head of which is denoted by 9 and which contains a solid fuel 13, is available via four connecting channels 7 in connection with the four transverse thrusters. In each of these connecting channels there are shooting membranes 8 and a throttle valve 6.

Die Zufuhr des flüssigen Oxydators aus dem Tark 2 zur Brennkammer 12 erfolgt über ein Einspritsorgan und ist durch ein Hauptregelventil 5 regelbar, Das genannte Einspritzorgan besteht aus einem oberen Einspritzkopf 10 einem Förderrohr 11 und einem an dieses Förderrohr anschließenden unteren Einspritzkopf 14* Im Gehäuse des unteren Einspritzkopfes 14 ist ein Umsteuerventil 15, mit dem ein D(isenverschlußteil 18 für die mit 19 bezeichnete Längsschubdüse verbunden ist, beweglich angeordnet. Durch eine Arretierung i6 ist das Umsteuerventil 15 und damit auch das Düsenverschlußteil in Verschlußposition arretierbar. Durch Betätigung einer kombinierten Auslöse- und Hubeinrichtung 17 kann das Düsenverschlußteil 18 zusammen mit dem Umsteuerventil 15 wahlweise geöffnet oder geschlossen werden.The supply of the liquid oxidizer from the Tark 2 to the combustion chamber 12 takes place via an injection device and can be regulated by a main control valve 5, Said injection element consists of an upper injection head 10 and a delivery pipe 11 and a lower injection head 14 * connected to this delivery pipe in the housing of the lower injection head 14 is a reversing valve 15 with which a D (isenverschlußteil 18 connected to the longitudinal thrust nozzle designated by 19, is movably arranged. The reversing valve 15 and thus also the nozzle closure part are blocked by a lock i6 lockable in locking position. By pressing a combined release and Lifting device 17, the nozzle closure part 18 together with to the Reversing valve 15 can be optionally opened or closed.

Bei geschlossenem Umsteuerventil 15 wird nur aus dem oberen Spritzkopf 10, bei geöffnetem Umsteuerventil 15 gleichzeitig aus dem oberen und dem unteren Spritzkopf 10 bzw, i4 Oxydator in die Brennkammer 12 eingespritzt. In der Abbildung nicht dargestellt ist die Möglichkeit, die Einspritzung 8o zu steuern, daß bei geschlossenem Umsteuerventil 15 nur der obere Spritzkopf 10 und bei geöffnetem Umsteuerventil 15 nur der untere Spritzkopf 14 in Funktion ist.When the reversing valve 15 is closed, only the upper spray head is released 10, with the reversing valve 15 open simultaneously from the upper and the lower Spray head 10 or i4 oxidator is injected into combustion chamber 12. In the picture not shown is the possibility of controlling the injection 8o that when the Reversing valve 15 only applies to the upper spray head 10 and when the reversing valve is open 15 only the lower spray head 14 is in function.

Das nach Zündung des Gaserzeugers 1 entstehende Druckgas setzt zunächst den flüssigen Oxydator im Tank 2 unter Druck.The compressed gas produced after ignition of the gas generator 1 initially sets the liquid oxidizer in tank 2 under pressure.

Das im Schnitt A der Abbildung geschlossen dargestellte Hauptregelventil 5 öffnet. Seine Querschnittseröffnung bestimmt die gewünschte Schubgröße. Flüssiger Oxydator tritt in das durch den Kegel des Umsteuerventils 15 unten verschlossene Förderrohr 11 ein und tritt durch die Spritz bohrungen des oberen Einspritzkopfes 10 aus. Das bei der Reaktion mit dem Festbrennstoff 13 entstehende Gas strömt über die Längsschubdüse 19, die zwecks Steuerungsunterstützung des Flugkörpers kardanisch gelagert sein kann, aus.The main control valve shown closed in section A of the figure 5 opens. Its cross-sectional opening determines the desired thrust size. More fluid Oxydator enters the closed by the cone of the reversing valve 15 at the bottom Delivery pipe 11 and occurs through the spray holes of the upper injection head 10 off. The gas resulting from the reaction with the solid fuel 13 flows over the longitudinal thrust nozzle 19, which is gimbaled for the purpose of control support of the missile can be stored from.

Damit wird Schub in Längsrichtung erzeugt. Die Schubgröße wird durch die Querschnittseröffnung des Hauptregelventils 5 und damit durch Mengenregelung des eingespritz ten Oxydators bestimmt. Das Umsteuerventil 15 im Gehäuse des unteren Spritzkopfes 14 ist geschlossen, Dieser Betriebszustand des Triebwerkes ist im Schnitt A veranschaulicht.This creates thrust in the longitudinal direction. The thrust size will through the cross-sectional opening of the main control valve 5 and thus through quantity control of the injected oxidizer is determined. The reversing valve 15 in the housing of the lower Spray head 14 is closed, this operating state of the engine is in section A illustrates.

Im Schnitt B der Abbildung ist der Vorgang der Querschuberzeugung dargestellt: Bei dem Betriebszustand Längsschuberzeugung (Schnitt A) wird durch Betätigen der kombinierten Auslöse- und Hubeinrichtung 17 die Arretierung 16 des Umsteuerventils 25 gelöst. Durch den Druck des Oxydators auf den Kolben des Umsteuerventils 15 öffnet dieses. Mit dem Öffnen des Umsteuerventils wird gleichzeitig das mit diesem starr verbundene Düsenverschlußteil 18 betätigt, das die Längsschubdüse 19 verschließt. Aus dem geöffneten unteren Spritzkopf 14 tritt Oxydator in die Brennkammer ein und beaufschlagt die untere Partie des Festbrennstoffes 13. Gleichasitig mit dem Betätigen der kombinierten Auslöse- und Hubeinrichtung 17 werden alle vier Schießmembranen 8, welche die Verbindungskanäle 7 am Brennkammerkopf 9 verschließen, gesprengt. Die Drosselklappe 6 in einem der vier Querschubtriebwerke, das für die Querschuberzeugung ausgewählt wurde, wird geöffnet. Die Strömungsrichtung in der Brennkammer kehrt sich um, und es wird nun ausschließlich Querschub erzeugt, In Verbindung mit der Stellung des Hauptregelventils 5 wird SchubgröAe und Schubdauer dieses ausgewählten Querschubtriebwerkes bestimmt. Nach Beendigung des Querschubes schließt die Drosselklappe6 unter gleichzeitigem Schließen des Hauptregelventils 5, Wird eine weitere Bahnkorrektur erforderlich, so wird analog, wie vorstehend beschrieben, ein anderes Querschubtriebwerk bei gleichzeitiger Öffnung des Hauptregelventils 5 durch Öffnen der entsprechenden Drosselklappe 6 in Betrieb genommen. Es kann, wenn die Schubkomponente zwischen zwei dieser Querschubtriebwerke liegt, ferner eine Öffnungskombination von zwei oder mehreren evtl. zeitunterschiedlich gesteuerten Querschubtriebwerken gewählt werden.Section B of the figure shows the process of generating transverse thrust shown: In the operating state of longitudinal thrust generation (section A) is shown by Actuate the combined release and lifting device 17, the lock 16 of the Reversing valve 25 released. By the pressure of the oxidizer on the piston of the reversing valve 15 opens this. When the reversing valve is opened, this also happens with it rigidly connected nozzle closure part 18 is actuated, which closes the longitudinal thrust nozzle 19. From the opened lower spray head 14, the oxidator enters the combustion chamber and applied to the lower part of the solid fuel 13. Simultaneously with the actuation the combined release and lifting device 17 are all four shooting membranes 8, which close the connecting channels 7 on the combustion chamber head 9, blown up. The throttle valve 6 in one of the four transverse thrust engines, which is responsible for generating transverse thrust selected is opened. The direction of flow in the combustion chamber is reversed, and only lateral thrust is now generated, in connection with the position of the Main control valve 5 is the thrust size and duration of this selected transverse thrust engine certainly. After the end of the transverse thrust, the throttle valve 6 closes at the same time Close the main control valve 5, If a further path correction is required, analogously, as described above, another transverse thrust engine with simultaneous The main control valve 5 is opened by opening the corresponding throttle valve 6 put into operation. It can if the thrust component is between two of these transverse thrusters is, furthermore an opening combination of two or more possibly different in time controlled transverse thrusters can be selected.

Zum Schutz der Spritzköpfe 10 urd i4 vor Überhitzung und Verunreinigung ist jeweils vor dem eigentlichen Spritzkopf zweckmäßigerweise eine Bypaßeinspritzvorrichtung 20 vorgesehen. Nach Anheben des Düsenverschlusses 18 und Einschalten des oberen Spritzkopfes i0 nach einer Querschuberzeugung kann wieder auf Heckschub über die Längsschubdüse 19 zurückgeschaltet werden.To protect the spray heads 10 and i4 from overheating and contamination is expediently a bypass injection device in front of the actual spray head 20 provided. After lifting the nozzle lock 18 and switching on the upper one Spray head i0 after a transverse thrust generation can return to rear thrust via the Longitudinal thrust nozzle 19 can be switched back.

Bei allen Einspritzvorgängen über den oberen und unteren Einspritzkopf 10 und i4 kann mittels des Hauptventils 5 die Menge des Oxydators geregelt werden und somit die Schubgröße der verschiedenen Triebwerke durch Eröffnungastellung dieses Hauptregelventils 5 bestimmt werden, Diesen Anforderungen muß die Gaserzeogung im Gaserzeuger 1 entsprechend angepaßt seinFor all injection processes via the upper and lower injection head 10 and i4, the amount of oxidizer can be regulated by means of the main valve 5 and thus the size of the thrust of the various engines by opening them Main control valve 5 are determined, the gas generation must meet these requirements in Gas generator 1 be adapted accordingly

Claims

Patent claim ½). Jet engine, preferably hybrid engine, for a missile with at least two when operating in different planes, which preferably intersect right-winX-lig, blowing out thrusters, which optionally simultaneously or temporally - immediately or with intermediaries, in their Duration of selectable pauses - can be operated for long and selectable time intervals one after the other when generating jointly or separately occurring longitudinal and transverse thrust forces can be used to drive the missile, characterized in that for the Thrust nozzles a common system for generating the combustion gases is provided.

2. Engine according to claim 1 in hybrid technology, characterized in that that the system for generating the combustion gases is at least two different Directional spray heads contains, through the liquid oxidizer on the solid propellant of the engine can be sprayed with respect to quantity, duration and direction, so that the burning of the solid propellant can be controlled in terms of time and direction.

3. Engine according to claim 1 or 2 in HybridtechnAkß by such a design of the system for generating the combustion gases that inside the combustion chambers the combustion gases according to the requirements Selection of which of the thrust nozzles should blow out instantly, possibly diverted several times are.

4. Engine according to one of claims 1 to 3, characterized in that that to the system for generating the combustion gases throttle elements and control valves belong, by means of which the combustion gases supplied to the individual thrust nozzles are controllable in terms of quantity and time.

5. Engine according to claim 4, characterized in that the throttle members and / or control valves up to their opening by blocking elements, e.g. shooting diaphragms, are protected.

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