DE2421621C3

DE2421621C3 - Raketenanordnung an einem Strahltriebwerk mit pulsierender Verbrennung

Info

Publication number: DE2421621C3
Application number: DE19742421621
Authority: DE
Inventors: Werner Dipl.-Ing. 8011 Zorneding 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: 1978-09-21
Also published as: DE2421621B2; DE2421621A1

Description

Die Erfindung betrifft eine Raketenanordnung an einem Strahltriebwerk mit pulsierender Verbrennung, insbesondere einem Strahltriebwerk zum Antrieb von Täuschungsflugkörpern für die Abwehr feindlicher 4-, Waffen.

Bekannte Strahltriebwerke mit pulsierender Verbrennung sind wegen ihrer einfachen und kostensparenden Bauweise, insbesondere auch wegen ihres geringen Gewichtes bei Ausführungsformen für relativ kurzzeiti- <-₎₀ gen Betrieb an sich geeignet zum Antrieb von Täuschungs-Flugkörpern. Sie haben aber den Nachteil, daß sich ihr Schub im Bedarfsfalle nicht plötzlich erheblich steigern läßt. Insbesondere für den Start von Flugkörpern mit Staustrahltriebwerken wurden bereits .,5 Anordnungen von zusätzlichen Raketen bekannt (Zeitschrift »Astronautics & Aeronautics«, Dezember 1973, Seite 20 bis 26), bei denen aber eine plötzliche Schub- oder Geschwindigkeitssteigerung während einer Flugmission nicht möglich ist. _w)

Die Aufgabe der Erfindung ist es, für ein Strahltriebwerk mit pulsierender Verbrennung eine Raketenanordnung zu schaffen, bei der die Raketen in jeder beliebigen Hetriebsphase des Su \ihliriebwerkes /und bar sind und bei der durch die Anordnung eier Raketen ,,, der Gesainiquei schnitt der Triebwerke nicht wesentlich erhöht wird. Beim Abbrand der Raketen soll ferner der Durchsatz und du¹ Leistung des Strahltriebwerkes erhöht werden.

Bei einem Strahltriebwerk mit pulsierender Verbrennung ist diese Aufgabe gemäß der Erfindung durch eine Raketenanordnung gelöst, bei der die Raketen hinter der Brennkammer um einen gegenüber der Brennkammer im Querschnitt verjüngten Triebwerksabschnitt des Strahltriebwerkes angeordnet sind und mit ihren Auslaßdüsen die Auslaßdüse 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 die Maßnahme ist eine aerodynamisch günstige Form für die gesamte Anordnung erreicht und eine Selbstzündung der Raketen an heißen Triebwerksteilen des Strahltriebwerkes vermieden.

Ein zur Leistungssteigerung beim Verbundbetrieb des Strahltriebwerkes und der Raketen dienender auslaßseitiger Triebwerksabschnitt 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 Flammenfront 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.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist nachfolgend anhand einer Zeichnung näher beschrieben. Es zeigt

F i g. 1 einen schematisch vereinfachten Längsschnitt durch ein Strahltriebwerk mit pulsierender Verbrennung mit einer Anordnung von Raketen,

F i g. 2 einen Schnitt U-II durch das in der F i g. 1 dargestellte Triebwerk.

Das in der F i g. 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 5 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 Querschnitt verjüngten Triebwerksabschnitt 11 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 gemeinsamen 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 Ivw. 8 und 7 nach dem Abbrand der erstgenannten Raketen sind paarweise nacheinander bei jedem beliebigen Betriebszustand des Strahlt iebwerkes 1 /ündbar. Di.rch den für die Raketen 7 bis 4 und das Strahltriebwerk 1 gemeinsamen Teil 16 der

Auslaßdüse 15 des Strahltriebwerkes wird nach dem Zünden der Raketen 9 nicht nur deren zusätzlicher Schub wirksam, sondern es erhöht sich auch bei zusätzlicher Kraftstoffzugabe der Durchsatz des Strahltriebwerkes, wodurch gegenüber Flugkörpern mit getrennt angeordneten Raketen eine weite-e Schubzunahme eintritt, die ferner begünstigt ist durch die an einer Ringspaltdüse 17 im gemeinsamen Teil 16 der Auslaßdüse- 15 zugeführte zusätzliche Luft. Der Durchsatz der Triebwerksanordnung ist in der Fig. 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 Bedarfsfälle, beispielsweise durch Sprengung, der für die Raketen 9 und das Strahltriebwerk 1 gemeinsame Teil 16 der Auslaßdüse 15 abtrennbar ist. Die zum Ausstoßen der abgebrannten Raketen z. B. 9 dienende Vorrichtung 4,5 und 6 dient auch dazu, die Raketen 8 bzw. 7 in die Gebrauchslage zu transportieren. Zur Vereinfachung der Zeichnung wurde auf eine Darstellung der dazu erforderlichen Steuer- 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 feindlicher Waffen von eigenen Flugzeugen oder Flugkörpern bzw. von einer Bodenstation aus eingesetzt werden.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Raketenanordnung an einem Strahltriebwerk mit pulsierender Verbrennung, dadurch gekennzeichnet, daß die Raketen (7, 8, 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 gekennzeichnet, 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 gekennzeichnet, daß ein für das Strahltriebwerk (1) und für die Raketen (7—9) gemeinsamer Teil (16, 17) der Auslaßdüse (15) abwerfbar ausgebildet ist.

4. Raketenanordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Raketen (7—9) ausstoßbar gelagert sind.

5. Raketenanordnung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Raketen (7—9) paarweise zündbar sind und in mehreren Sätzen hintereinander angeordnet sind.

6. Raketenanordnung nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, 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 gekennzeichnet, daß die äußere Triebwerksumhüllung (19) im wesentlichen einen konstanten Querschnitt aufweist.