DE3407901A1 - Kombinierte schubduese fuer rueckstosstriebwerke, insbesondere raketen-staubstrahltriebwerke - Google Patents

Kombinierte schubduese fuer rueckstosstriebwerke, insbesondere raketen-staubstrahltriebwerke

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DE3407901A1
DE3407901A1 DE19843407901 DE3407901A DE3407901A1 DE 3407901 A1 DE3407901 A1 DE 3407901A1 DE 19843407901 DE19843407901 DE 19843407901 DE 3407901 A DE3407901 A DE 3407901A DE 3407901 A1 DE3407901 A1 DE 3407901A1
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nozzle
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thrust nozzle
thrust
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DE19843407901
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English (en)
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Hähnel 8012 Ottobrunn Thomas
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Airbus Defence and Space GmbH
Original Assignee
Messerschmitt Bolkow Blohm AG
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Publication date
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/97—Rocket nozzles
    • F02K9/978—Closures for nozzles; Nozzles comprising ejectable or discardable elements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F02K7/18—Composite ram-jet/rocket engines

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  • Chemical & Material Sciences (AREA)
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Description

Kombinierte Schubdüse für Rückstoßtriebwerke, insbesondere Raketen-Staustrahltriebwerke
Die Erfindung bezieht sich auf eine kombinierte Schubdüse für Rückstoßtriebwerke, insbesondere Raketen-Staustrahltriebwerke, die eine für den Startbetrieb und den Marschbetrieb gemeinsame Brennkammer aufweisen, mit einem kleineren Düsenquerschnitt für den Startbetrieb und einem größeren Düsenquerschnitt für den Marschbetrieb.
Nach der US-PS 3 086 359 ist es bei einem Raketen-Staustrahltriebwerk bekannt, zur Variierung verschiedener Schubdüsenquerschnitte einerseits für den Startbetrieb und andererseits für den Marschbetrieb eine Doppeldüse in Form einer zentralen kleineren Startschubdüse und einer, koaxialen größeren Marschschubdüse zu verwenden. Dabei wird die zentral angeordnete Startschubdüse mit Hilfe einer nach vorn sich erstreckenden Zugstange gehalten, deren vorderes Ende über ein Strukturteil an der Plugkörperzelle besfestigt ist. Am Ende der Startphase wird dieser Strukturteil abgesprengt, worauf die Zugstange mit der Startschubdüse durch den anstehenden Staudruck nach hinten ausgestoßen wird.
Durch Raketen-Staustrahltriebwerke angetriebene Flugkörper stellen im allgemeinen Verlustgeräte dar. Man ist daher bemüht, diese so billig wie möglich z.u fertigen. Dabei stellt die Schubdüse als thermisch hoch belastetes Bauteil und durch ihre Anforderung an Formgenauigkeit in strömungsmechanischer Hinsicht ein teueres Produkt dar. Außerdem bedeutet eine nach der Startphase als ganzes Bauteil zurückbleibende Schubdüse durch ihre erhebliche Masse eine nicht zu unterschätzten-
MBB
Patentabteilung *5 Λ Π 7 Q Π 1
Q1.Q3.T;984 Hn/er 9446
de Gefahr für das nachfolgende Trägerflugzeug, sofern der Flugkörper von einem Plugzeug gestartet wird.
Es ist daher Aufgabe der Erfindung, bei einem Trieb- -werk der eingangs genannten Art eine kombinierte Schubdüse mit relativ einfachem Aufbau zu schaffen, die in der Lage ist, ihre Doppelfunktion sowohl als Startdüse als auch als Marschdüse betriebssicher zu erfüllen und die außerdem keine Gefahr für nachfolgende Flugzeuge bildet.
Gelöst wird diese Aufgabe gemäß der Erfindung dadurch, daß die kombinierte Schubdüse für den Startbetrieb als Ringdüse mit einem Düsenmantel und einem zentralen Verdrängerkörper ausgeführt ist, der am Ende des Startbetriebes zur Umwandlung der Startschubdüse in eine Marschschubdüse mit größerem bzw. vollem Düsenquerschnitt ausgestoßen wird.
in Ausgestaltung der Erfindung ist der zentrale Verdrängerkörper v^ir dem hinterenYsndeTeiner in Längsrichtung nach vorne zeigenden Zugstange befestigt und durch über seinen Umfang verteilt angeordnete Abstandshalter im Düsenmantel ohne feste Verbindung abgestützt, wobei das vordere Ende der Zugstange zum Fixieren mit dem Triebwerksgehäuse bzw. an einer Querwand desselben einen Befestigungskopf bzw. eine Befestigungsschraube aufweist, der bzw. die einen Absprengsatz enthält, welcher z.u Beginn des Marschbetriebes gezündet wird.
In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist der z.entra-Ie Verdrängerkörper mit einer Sprenglagdung gefüllt, die erst nach dem Zünden des am vorderen Ende der Zugstange vorgesehenen Absprengsatzes des Befestigungskopfes (zeitverzögert) gezündet wird.
5 OT.03. 1984
Hn/er
P«e—„g 340790-, 9446
Die Erfindung bringt die Vorteile mit sich/ daß nur ein Düsenmantel sowohl zur Bildung der äußeren Kontur der Startschubdüse als auch der Marschschubdüse erforderlich ist und der zentrale Verdrängerkörper relativ einfach herzustellen ist, der als auszustoßender Bauteil durch seine Zerlegung für nachfolgende Flugzeuge ungefährlich bleibt.
In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel gemäß der Erfindung dargestellt. Es zeigen
Fig. 1 den hinteren Bereich eines Flugkörpers, der von einem Raketen-Staustrahltriebwerk angetrieben wird,während des Startbetriebs und 15
Fig. 2 das Triebwerk während des Staustrahlbetriebes bzw. Marschbetriebes.
Das Raketen-Staustrahltriebwerk besteht im wesentlichen aus einer Vorbrennkammer 1 mit einemfesten Treibstoff zur Erzeugung von brennstoffreichen Gasen, die durch ein Gasleitrohr 3 in eine Nachbrennkammer 4 überströmen, in der ein fester Starttreibsatz 5 mit ausgeglichener Sauerstoffbilanz angeordnet ist und in die mehrere Lufteinlaufkanäle 6 münden. Am Ende der Nachbrennkammer 4 ist eine kombinierte Schubdüse vorgesehen, die sich aus einem äußeren Düsenmantel 7 und einem zentralen Verdrängerkörper 8 zusammensetzt. Dieser und der Düsenmantel 7 bilden miteinander eine Ringdüse RD als Startschubdüse mit einem kleineren Düsenquerschnitt.
Der zentrale Verdrängerkörper 8 stützt sich mit mehreren, an seinem Umfang angebrachten Abstandshaltern 9 am Düsenmantel 7 ohne feste Verbindung ab und sitzt vor dem
auf
hinteren verstärkten Ende 10/einer Zugstange 11, deren
MBB
Patentabteilung λ / η 7 η η ι
Ot.O3.T984 Hn/er 9446
vorderes Ende eine Querwand 12 der Flugkörperzelle 13 durchdringt. Hier ist eine Befestigungsschraube 14 montiert, die einen Absprengsatz 15 enthält.
Das Gehäuse 8a des zentralen Verdrängerkörpers 8 besteht
aus thermisch vorgespanntem Werkstoff, insbesondere Glas oder Keramik,
/der Kern 8b des Verdrängerkörpers 8 aus Leichtbaustoff. Im Innern des Kernes 8b ist ein Sprengsatz 8c vorgesehen. Zur Aufnahme der Zugspannungen verlaufen in der Zugstange Stahldrähte oder es sind in dieser Carbonfa-.. sern eingearbeitet (nicht gezeichnet).
Die Fig. 1 zeigt das Raketen-Staustrahltriebwerk während der Startphase, wobei der Starttreibsatz 5 abbrennt. Die 5 in der Nachbrennkammer 4 erzeugten Treibgase GS strömen über die Ringdüse RD als Startdüse unter Schubwerzeugung ins Freie.
Am Ende des Startbetriebes, nach Ausbrand des Starttreibsatzes 5, wird der Absprengsatz 14 gezündet, der dabei die Befestigungsschraube 14 zerstört, wodurch die Zugstange 11 und damit auch der Verdrängerkörper 8 durch . den anstehenden Druck der einströmenden Stauluft L nach, hinten ausgestoßen werden. Gleichzeitig wird der Marschtreibsatz 2 gezündet, dessen brennstoffreiche Gase B ebenfalls in die nunmehr leere Nachbrennkammer 4 einströmen, wo sie mit dem Sauerstoff der Stauluft L reagieren. Die verbrannten Gase G strömen dann unter Schuberzeugung durch die im Querschnitt vergrößerte bzw. volle Marschschubdüse MD ins Freie (Fig. 2).

Claims (4)

  1. Patentansprüche
    f1./Kombinierte Schubdüse für Rückstoßtriebwerke, insbesondere Raketen-Staustrahltriebwerke, die ■ eine für den Startbetrieb und den Marschbetrieb gemeinsame Brennkammer aufweisen, mit einem kleineren Düsenquerschnitt für den Startbetrieb und einem größeren Düsenquerschnitt für den Marschbetrieb, dadurch gekennzeichnet ,
    T 5 daß die kombinierte Schubdüse für den Startbetrieb als Ringdüse (RD) mit einem Düsenmantel (7) und einem zentralen Verdrängerkörper (8) ausgeführt ist, der am Ende des Startbetriebes zur Umwandlung der Startschubdüse in eine Marschschubdüse (MD) mit größerem bzw. vollem Düsenquerschnitt ausgestoßen wird.
  2. 2. Kombinierte Schubdüse nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß der zentrale Verdrängerkörper (8) vor dem hinteren verstärkten Ende auf einer in Längsrichtung nach vorn zeigenden Zugstange (11) befestigt und durch über seinen Umfang verteilt angeordnete Abstandshalter (9) im Düsenmantel (7) ohne feste Verbindung abgestützt ist, wobei das vordere Ende der Zugstange (11) zum Fixieren mit dem Triebwerksgehäuse (13) bzw. an einer Querwand (12) desselben einen Befestigungskopf bzw. eine Befestigungsschraube (14) aufweist, der bzw. die einen Absprengsatz (15) enthält, welcher zu Beginn des Marschbetriebes gezündet wird. ...
    MBB
    Patentabteilung 3 A Π 7 9 0 1
    01.03.1984 Hn/er 9446
  3. 3. Kombinierte Schubdüse nach Anspruch t und 2, dadurch gekennzeichnet , daß der; zentrale Verdrängerkörper (8) mit einer Sprengladung (8c) gefüllt ist/ die erst nach dem. Zünden des am vorderen Ende der Zugstange vorgesehenen Absprengsatzes (14) des Befestigungskopfes bzw. der Befestigungsschraube (14) (zeitverzögert) gezündet wird.
  4. 4. Kombinierte Schubdüse nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet , daß der zentrale Verdrängerkörper (8) und die Zugstange (It) aus thermisch vorgespanntem Werkstoff, insbesondere Glas oder Keramik besteht und die Zugstange (IT) mit 5 längsverlaufenden Stahldrähten, oder Carbonfasem armiert ist.
DE19843407901 1984-03-03 1984-03-03 Kombinierte schubduese fuer rueckstosstriebwerke, insbesondere raketen-staubstrahltriebwerke Withdrawn DE3407901A1 (de)

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