DE2421621A1

DE2421621A1 - Raketenanordnung an einem strahltriebwerk mit pulsierender verbrennung

Info

Publication number: DE2421621A1
Application number: DE2421621A
Authority: DE
Inventors: Werner Dipl Ing Eick
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1974-05-04
Filing date: 1974-05-04
Publication date: 1975-11-13
Also published as: DE2421621B2; DE2421621C3

Description

Raketenanordnung an einem Strahltriebwerk mit t pulsierende r Verbrennung Die Erfindung betrifft eine Raketenanordnung an einem Strahltriebwerk mit pulsierender Verbrennung, insbesondere einem Strahltriebwerk zum Antrieb von Täuschungsflugkörpern für die Abwehr feindlicher Waffen.
Bekannte 5 tralil triebwerke mit pulsierender Verbrennung sind wegen ihrer einfachen und kostensparenden Bauweise, insbesondere auch wegen ihres geringen Gewichtes bei Ausführungsformen für relativ kurzzeitigen Betrieb an sich geeignet zum Antrieb von Täuschungs-Flugkörpern.
Sie haben aber den Nachteil, dafj' sich iir Schub irn Bedarfsfalle nicht plötzlich erheblich stegiern läßt.
Insbesondere für den Start von Flugkörpern mit Staustrahltriebwerken wurden bereits Anordnungen voll zusätzlichen Raketen bekannt (Integral Rocket/Ramjet for Tactical Missiles, "Astronautics & Aeronautics", Dezember 1)/), Seite 20 bis 26), bei denen aber eine plötzliche Schub-oder Geschwindigkeitssteigerung während einer Flugmission nicht möglich ist.
Die Aufgabe der Erfindung ist es, fär ein Strahltriebwerk mit pulsierender Verbrennung eine Raketenanordnung zu schaffen, bei der die Raketen in jeder beliebigen Betriebsphase des Strahltriebwerkes zündbar sind und bei der durch die Anordnung der Raketen der Gesamt(luerschnitt der Triebwerke nicht wesentlich erhöht wird.
Beim Abbrand der Raketen soll ferner der Durchsatz und die Leistung des Strahltriebwerkes erhöht werden.
Bei einem Strahltriebwerk mit pulsierender Verbrennung ist diese Aufgabe gemäß der Erfindung durch eine Rakettenanordnung gelöst, bei der die Raketen hinter der Brennkammer um einen gegenüber der Brennkammer verjüngten Triebwerksabschnitt des Strahltriebwerkes angeordnet sind und mit ihren Auslaßdüsen die Auslaßdäse des Strahltriebwerkes in einem divergierenden Düsenabschnitt durchdringen.
Gemäß einer Weiterbildung der Raketenanordnung ist dabei zwischen dem Strahltriebwerk und seiner äußeren Umhüllung ein beidseitig offener Kanal für Zusatzluft gebildet, der die Raketen umgibt. Durch diese Maßnahme ist eine aerodynamisch günstige Form für die gesamte Anordnung crreicht und eine Selbstzündung der Raketen an heißen Triebwerks teilen des Strahltriebwerkes vermieden.
Bin zur Leistungssteigerung beim Verbundbetrieb des Strahltriebwerks und der Raketen dienender auslaßseitiger Triebwerksabsehnitt mit einem für das Strahltriebwerk und die' Raketen gemeinsamen Teil der auslaßseitigen Düse ist in einer Weiterbildung der Einrichtung abwerfbar ausgebildet, damit im Bedarfsfalle für Verfolgungswaffen eine von ihren Sensoren deutlich wahrnehmbare Flammeniront zur Verfügung steht.
In einer zweckmäßigen Weiterbildung der Erfindung ist die Raketenanordnung so gestaltet, daß die Raketen paarweise zündbar sind und in mehreren Sätzen hintereinander angeordnet sind, wobei die Anordnung mit einer Einrichtung zum Ausstoßen der Raketen versehen ist, deren Druckgasbehälter vor der Brennkammer des Strahltriebwerkes angeordnet ist. Die äußere Triebwerksumhüllung hat bei dieser Anordnung einen im wesentlichen konstanten Querschnitt.
Die Erfindung ist nachfolgend anhand eines in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispieles näher beschrieben. Es zeigt: Figur 1 - einen schematisch vereinfachten Längsschnitt durch ein Strahltriebwerk mit pulsierender Verbrennung mit einer Anordnung von Raketen; Figur 2 - einen Sclmitt II-II durch das in der Figur 1 dargestellte Trieblrerk.
Das in der Figur 1 gezeigte Strahltriebwerk 1 weist in koaxialer Anordnung einen Einlauf 2 für das Strahltriebwerk und einen weiteren Einlauf 3 für Zusatzluft auf, wobei um den Einlauf 2 des Strahltriebwerks Druckgasbehälter 4 angeordnet sind, die über Ventile ) und Druckleitungen 6 eine Ausstoßvorrichtung für Raketen 7, 8 und 9 bilden. Die mittels einer in der Zeichnung nicht dargestellten Zündeinrichtung paarweise zündbaren Raketen 7 bis 9 sind hinter der Brennkammer 10 um einen gegenüber der Brennkammer 10 im (tuersclmitt verjüngten Triebwerksabs-ciinitt t angeordnet. Die Raketen 7 bis 9 sind in Rohren 12 gelagert, welche von der aus dem weiteren Einlauf 3 kommenden zusätzlich zugeführten Luft umströmt und damit gekühlt sind. Die Auslaßdüse 13 der einsatzbereiten Raketen 9 durchdringen den divergierenden Düsenabschnitt 14 der Auslaßdüse 15 des Strahltriebwerkes 1, an die sich ein für das Strahltriebwerk 1 und die Raketen 9 gemeinsamer Teil 16 der Auslaßdüse anschließt. Durch diese Anordnung der Raketen 7 bis 9 wird der Querschnitt des Strahltriebwerkes 1 nicht wesentlich erhöht, und die Raketen 9 bzw. 8 und 7 nach dem Abbrand der erstgenannten Raketen sind paarweise nacheinander bei jedem beliebigen Betriebszustand des Strahltriebwerkes 1 zündbar. Durch den für die Raketen 7 bis 9 und das Strahltriebwerk 1 gemeinsamen Teil 1G der Auslaßdüse 15 des Strahltriebwerkes wird nach dem Zünden der Raketen 9 nicht nur deren zusätzlicher Schub wirksam, sondern es erhöht sich auch bei zusatzlicher Kraftstoffzugabe der Durchsatz des Strahltriebwerkes, wodurch gegenüber Flugkörpern mit getrennt angeordneten Raketen eine weitere Schubzunahme eintritt, die ferner begünstigt ist durch die an einer Ringspaltdbse 17 im gemeinsamen Teil 1b der Auslaßdüse 15 zugeführte zusätzliche Luft.
Der Durchsatz der Triebwerksanordnung ist in der Figur 1 mit Pfeilen eingezeichnet. Zur Erlangung einer von den Sensoren eines Verfolgungsflugkörpers deutlich wahrnehmbaren Flammenfront weist das bisher beschriebene Gerät eine Trennstelle 18 auf, an der im Bedarfsfalle, beispielsweise durch Sprengung, der für die Raketen ) und das Strahltriebwerk 1 gemeinsame Teil 16 der Auslaßdüse 15 abtrennbar ist. Die zum Ausstoßen der abgebrannten Raketten z. B. 9 dienende Vorrichtung 4, 5 und 6 dicnt auch dazu, die Raketen t bzs. 7 in die Gebrauchslage zu transportiercn. Zur Vereinfachung der Zeichnung wurde auf eine Darstellung der dazu erforderlichen Stcuer- und Arretiereinrichtungen verzichtet.
Wegen ihrer einfachen und kostensparenden Bauweise in Verbindung mit der in jeder Betriebsphase des Strahltriebwerkes möglichen Schuberhöhung und den weiteren beschriebenen Merkmalen eignet sich die Anordnung vornehmlich für Täuschungsflugkörper, die zur Abwehr i'eindlicher Waffen von eigenen Flugzeugen oder Flugkörpern bzw. von einer Bodenstation aus eingesetzt werden.
- Patentansprüche -

Claims

P a t e n t a n s p r ü c h e 1. Raketenanordnung an einem Strahltriebwerk mit pulsierender Verbrennung, dadurch g e k e n n -z e i c h n e t , daß die Raketen (7, 9) hinter der Brennkammer (10) um einen gegenüber der Brennkammer (10) im Querschnitt verjüngten Triebwerksabschnitt (11) des Strahltriebwerkes (1) angeordnet sind und mit ihren Auslaßdüsen (13) die Auslaßdüse (15) des Strahltriebwerkes (1) im divergierenden Düsenabschnitt (14) durchdringen.
2. Raketenanordnung nach Anspruch 1, dadurch g e -k e n n z e i c h n e t , daß zwischen dem Strahltriebwerk (1) und seiner äußeren Umhüllung (19) ein beidseitig offener Kanal (20) für Zusatzluft gebildet ist, der die Raketen (7-9) umgibt.
3. Raketenanordnung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch g e k e n n z e i c h n e t , da ein für das Strahltriebwerk (1) und für die Raketen (7-9) gemeinsamer Teil (16, 17) der Auslaßdüse (15) abwerfbar ausgebildet ist.
. Raketenanordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch g e k e n n z e i c h n e t daß die Raketen (7-9) ausstoßbar gelagert sind.
5. Raketenanordnung nacti Anspruch 4, dadurch g e -k e n n z e i c h n e t , da13 die Raketen (7-9) paarweise zündbar sind und in mehreren Sätzen hintereinander angeordnet sind.
b. Raketenanordnung nach Anspruch 4 oder 5, dadurch g e k c n ii z e i c ii n e t , daß ein Druckgasbehälter (4) für eine Ausstoßvorrichtung der Raketen vor der Brennkammer (10) des Strahltriebwerkes (1) angeordnet ist.
7. Raketenanordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch g e k e n n z e i c h n c t , daß die äußere Triebwerksumhülung (19) im wesentlichen einen konstanten Querschnitt aufweist.

L e e r s e i t e