DE3703835A1

DE3703835A1 - Engine (power plant) for missiles

Info

Publication number: DE3703835A1
Application number: DE19873703835
Authority: DE
Inventors: Walter Kornaker
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1987-02-07
Filing date: 1987-02-07
Publication date: 1988-08-18

Abstract

The engine consists of an air-breathing ramjet engine having a built-in launch rocket and a common combustion chamber upstream of which there is connected a fuel injector nozzle. The fuel injector nozzle is surrounded by a concentrically arranged pressure cylinder which is supported such that it can be displaced axially. In the front position, the pressure cylinder covers the air inlet openings, which are arranged in the outer casing of the missile, in a gas-tight manner, in order that the solid propellent charge of the launch rocket can be burnt during the launch phase. After launching, the air-inlet openings are opened by axial displacement of the pressure cylinder, so that the air quantity required for ramjet operation can enter the combustion chamber. The measures according to the invention improve, in particular, the overall efficiency of the engine.

Description

Die Erfindung betrifft ein Triebwerk für Flugkörper, be stehend aus einem luftatmenden Staustrahltriebwerk mit ein gebauter Startrakete und einer gemeinsamen Brennkammer, der eine Brennstoffinjektordüse vorgeschaltet ist, wobei die Brennkammer mit einer oder mehreren, bei Staustrahlbetrieb offenen und bei Raketenbetrieb verschließbaren Lufteinlaß öffnungen verbunden ist.The invention relates to an engine for missiles, be standing out of an air-breathing ramjet built launch rocket and a common combustion chamber, the a fuel injector is connected upstream, the Combustion chamber with one or more, with ramjet operation open air inlet that can be closed during rocket operation openings is connected.

Es sind verschiedene Triebwerke dieser Art bereits bekannt, mit denen ein Flugkörper durch eine Startrakete mit Fest stofftreibsatz gestartet wird, um nach Erreichen der not wendigen Geschwindigkeit des Flugkörpers den Marschflugbe trieb mittels eines Staustrahltriebwerkes fortzusetzen. Da bei wird einerseits die Startrakete, mit Feststofftreibsatz als Einheit, nach dem Abbrand des Treibsatzes abgeworfen, oder es besteht die andere Möglichkeit, daß der Feststoff treibsatz der Startrakete in einer gemeinsamen Brennkammer von Staustrahltriebwerk und Raketenmotor untergebracht ist und somit als komplette Einheit nicht abgeworfen werden muß, sondern nur Restteile der Startrakete. Bei der Ver wendung einer gemeinsamen Brennkammer für die Startrakete und für das Staustrahltriebwerk treten jedoch mehrere Pro bleme auf.Various engines of this type are already known, with which a missile through a launch rocket with hard fuel propellant is started to after the emergency agile speed of the missile the cruise flight drive continued with a ramjet. There at is the launch rocket with solid propellant as a unit, thrown off after the propellant burns, or there is another possibility that the solid propellant of the launch rocket in a common combustion chamber of ramjet and rocket engine and therefore not be thrown off as a complete unit must, but only remaining parts of the launch rocket. When ver use of a common combustion chamber for the launch rocket and for the ramjet, however, there are several pros open up.

Zum ersten müssen während des Betriebes der Startrakete die Lufteinlaßkanäle für das Staustrahltriebwerk gegen die expandierenden Gase des gezündeten Feststofftreibsatzes ver schlossen sein und zum zweiten ändert sich das Volumen bzw. der Querschnitt der gemeinsamen Brennkammer und Schubdüse durch das Wegbrennen des Treibsatzes der Startrakete.First, the launch rocket must be in operation the air inlet ducts for the ramjet against expanding gases of the ignited solid propellant ver be closed and secondly the volume or the cross section of the common combustion chamber and thruster by burning away the propellant from the launch rocket.

So ist aus der DE-OS 35 35 535 ein Triebwerk bekannt, bei dem die Startrakete und das Staustrahltriebwerk zusammenge faßt sind und eine gemeinsame Brennkammer besitzen. Dabei wird über einen außen am Flugkörper fest angebrachten Luft einlaßkanal der Luftstrom für das Staustrahltriebwerk in das Innere des Flugkörpers über ein Rohr geleitet und ein Verschlußdeckel dichtet diesen Luftstrom während des Ra ketenbetriebes gegen die gemeinsame Brennkammer ab. Beim Übergang zum Staustrahlbetrieb wird der Verschlußdeckel axial nach hinten in Richtung Brennkammer verschoben, so daß der Luftstrom um den Verschlußdeckel herumströmt und über mehrere Umlenkbleche in das Innere der Brennkammer gelangt. Mit der axialen Verschiebung des Verschlußdeckels wird zugleich eine Änderung des Volumens bzw. des Quer schnitts der Brennkammer erreicht, wie es für den Stau strahlbetrieb erforderlich ist. Bei der Öffnung des Ver schlußdeckels für den Einlaß des Luftstromes in die Brenn kammer prallt dieser Luftstrom zunächst mit hoher Energie auf den Verschlußdeckel auf und wird radial nach außen ge gen die Begrenzungswand geschleudert, muß dann aber wieder mittels mehrerer Umlenkbleche nach innen in die Brennkammer gelenkt werden.An engine is known from DE-OS 35 35 535, at which the launch rocket and the ramjet engine together are summarized and have a common combustion chamber. Here is via an air firmly attached to the outside of the missile inlet duct the air flow for the ramjet in the inside of the missile passed through a tube and a Sealing cap seals this air flow during the Ra ketenbetrieb against the common combustion chamber. At the The closure cover becomes the transition to ram-jet operation axially displaced towards the combustion chamber, see above that the air flow flows around the cover and over several baffles into the interior of the combustion chamber reached. With the axial displacement of the cover becomes a change in volume or cross Section of the combustion chamber is reached as is for the jam blasting operation is required. When the ver end cover for the inlet of the air flow into the focal chamber, this air flow initially bounces with high energy on the cap and is radially outward hurled against the boundary wall, but must then again into the combustion chamber using several baffles be directed.

Nachteilig bei dieser bekannten Ausführung ist, daß durch die mehrfache Umlenkung des Luftstromes dieser ein Viel faches seiner Bewegungsenergie verliert, was sich letzt lich als hoher Verlust an Luftdurchsatz für die Verbrennung des Brennstoffes bemerkbar macht. Außerdem entsteht durch diese Art des Lufteinlasses in die Brennkammer ein äußerer Gasstrahl mit hoher Geschwindigkeit und im Zentrum der Brennkammer ein Gasstrahl mit geringerer Geschwindigkeit, hervorgerufen durch die Strömungsabschattung des Verschluß deckels, was eine gute Vermischung und gleichmäßige Ver brennung erschwert. So können nur mit hohem technischen Aufwand, wie z.B. durch zusätzliche Strömungsabschirmungen, ruhige Brennzonen geschaffen werden, damit eine sichere Zündung und Verbrennung gewährleistet ist oder gar das Ausblasen der Primärzündflamme vermieden wird.The disadvantage of this known embodiment is that the multiple redirection of the air flow this a lot times its kinetic energy loses what last Lich as a high loss of air flow for combustion of the fuel. It also arises from this type of air intake into the combustion chamber is an external one Gas jet at high speed and in the center of the Combustion chamber a gas jet at lower speed, caused by the flow shading of the closure lid, what a good mixing and even Ver Burn difficult. So only with high technical Effort, such as through additional flow shields, quiet firing zones are created to ensure safe Ignition and combustion is guaranteed or even that Blowout of the primary pilot flame is avoided.

Ein weiterer, wesentlicher Nachteil ist auch der am Flug körper außen fest angebrachte Lufteinlaßkanal für das Staustrahltriebwerk, der während der Beschleunigungsphase des Flugkörpers durch die Startrakete und auch im Stau strahlflugbetrieb durch seine Größe und asymmetrische Außenanordnung einen hohen Luftwiderstand erzeugt.Another major disadvantage is that of flying body fixed air inlet duct for the Ramjet engine operating during the acceleration phase of the missile through the launch rocket and also in a traffic jam jet flight operation due to its size and asymmetrical Exterior arrangement creates a high air resistance.

Zusammenfassend kann gesagt werden, daß die genannten Nach teile den Gesamtwirkungsgrad des Triebwerkes wesentlich herabsetzen.In summary it can be said that the above mentioned share the overall efficiency of the engine significantly belittle.

Der Erfindung liegt deshalb die Aufgabe zugrunde, die ge nannten Nachteile zu vermeiden und ein Triebwerk der ein gangs erwähnten Art mit verbesserter Leistung zu schaffen, das einen hohen Gesamtwirkungsgrad aufweist und in seinem Aufbau einfach und raumsparend ist.The invention is therefore based on the object mentioned disadvantages to avoid and an engine of one to create the type mentioned above with improved performance, which has a high overall efficiency and in its Construction is simple and space-saving.

Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung dadurch gelöst, daß die Brennstoffinjektordüse von einem konzentrisch angeord neten Druckzylinder umgeben ist, der bei Raketenbetrieb die Lufteinlaßöffnungen gasdicht verschließt und bei Staustrahl betrieb zur Freigabe der Lufteinlaßöffnungen zusammen mit der Brennstoffinjektordüse in Richtung der Brennkammer axial verschiebbar und in seinen Endstellungen verriegel bar ist.This object is achieved according to the invention in that the fuel injector nozzle is arranged from a concentric Neten pressure cylinder is surrounded by the rocket operation Closes air inlet openings in a gas-tight manner and in the case of ramjet operated together with the release of the air inlet openings the fuel injector towards the combustion chamber axially displaceable and locked in its end positions is cash.

Weitere vorteilhafte Merkmale der Erfindung sind den Patent ansprüchen zu entnehmen.Further advantageous features of the invention are the patent claims.

Die Erfindung ist in der folgenden Beschreibung und der Zeichnung, die ein Ausführungsbeispiel darstellt, näher er läutert. Die Zeichnung zeigt einen Längsschnitt durch das Triebwerk, wobei die obere Hälfte den Staustrahlbetrieb und die untere Hälfte den Raketenbetrieb veranschaulicht.The invention is in the following description and the Drawing, which represents an embodiment, he closer purifies. The drawing shows a longitudinal section through the Engine, the upper half of the ramjet and the lower half illustrates rocket operations.

Der im wesentlichen zylindrische Flugkörper 1, von dem der Einfachheit halber nur der Antriebsteil dargestellt ist, weist in seinem rückwärtigen Bereich ein Triebwerk 2 mit einer gemeinsamen Brennkammer 3 für Raketenbetrieb und Stau strahlbetrieb auf. An die Brennkammer 3 schließt sich eine entgegen der Flugrichtung 4 nach hinten gerichtete Schub düse 5 an. Der Brennkammer 3 ist eine Brennstoffinjektor düse 6 vorgeschaltet, die von einem Druckzylinder 7 umge ben ist. Über radial nach außen verlaufende Stege 8 ist die Brennstoffinjektordüse 6 mit der Innenwandung des Druckzy linders 7 fest verbunden. In Flugrichtung 4 gesehen befin det sich vor dem Druckzylinder 7 ein Abschlußgehäuse 9, des sen Rückwand 10 das Triebwerk 2 nach vorne abschließt. The essentially cylindrical missile 1 , of which only the drive part is shown for the sake of simplicity, has in its rear region an engine 2 with a common combustion chamber 3 for rocket operation and jam operation. At the combustion chamber 3 joins a thrust nozzle 5 directed against the direction of flight 4 to the rear. The combustion chamber 3 is a fuel injector nozzle 6 upstream, which is from a pressure cylinder 7 vice versa. Via radially outwardly extending webs 8, the fuel injector nozzle 6 with the inner wall of the Druckzy is Linders 7 is fixedly connected. Seen in flight direction 4 is located in front of the pressure cylinder 7, an end housing 9 , the sen rear wall 10 closes the engine 2 to the front.

Der Druckzylinder 7 ist in einem Führungszylinder 11 des Flugkörpers 1 gelagert und zusammen mit der Brennstoffin jektordüse 6 in axialer Richtung verschiebbar. Wie aus der unteren Hälfte der Zeichnung ersichtlich, liegt der Druck zylinder 7 mit seiner vorderen, konischen Stirnfläche an einer Dichtfläche 12 gasdicht an, die sich an der Außen seite der Rückwand 10 des Abschlußgehäuses 9 befindet. Diese Stellung des Druckzylinders 7 und der Brennstoffin jektordüse 6, die an der Rückwand 10 des Abschlußgehäuses 9 zur Anlage kommt, entspricht dem Raketenbetrieb des Flug körpers 1. Die Brennstoffinjektordüse 6 ist außer Betrieb und befindet sich außerhalb der Brennkammer 3. Die vorge schobene Position des Druckzylinders 7 ist durch eine ent sprechende Verriegelung fixiert. Die Brennstoffzufuhr zur Brennstoffinjektordüse 6 ist bei Raketenbetrieb unter brochen. Durch Zünden des Feststofftreibsatzes 13, der in der Brennkammer 3 angeordnet ist, wird der Flugkörper 1 ge startet. Die Brennkammer 3, der Druckzylinder 7 und das Ab schlußgehäuse 9 begrenzen einen für die expandierenden Gase der Startrakete nach außen abgedichteten Brennraum, der den Gasdruck nur nach hinten durch die Schubdüse 5 entweichen läßt.The pressure cylinder 7 is mounted in a guide cylinder 11 of the missile 1 and, together with the fuel injector nozzle 6, is displaceable in the axial direction. As can be seen from the lower half of the drawing, the pressure cylinder 7 is gas-tight with its front, conical end face on a sealing surface 12 which is located on the outer side of the rear wall 10 of the end housing 9 . This position of the pressure cylinder 7 and the fuel injector 6 , which comes to rest on the rear wall 10 of the end housing 9 , corresponds to the rocket operation of the missile 1 . The fuel injector nozzle 6 is out of operation and is located outside the combustion chamber 3 . The pre-pushed position of the printing cylinder 7 is fixed by a corresponding locking. The fuel supply to the fuel injector 6 is interrupted during rocket operation. By firing the solid propellant 13 , which is arranged in the combustion chamber 3 , the missile 1 ge starts. The combustion chamber 3 , the pressure cylinder 7 and the closing housing 9 limit a combustion chamber sealed to the outside for the expanding gases of the launch rocket, which only allows the gas pressure to escape through the thrust nozzle 5 to the rear.

Um bei Raketenbetrieb den Anpreßdruck des Druckzylinders 7 auf die Dichtfläche 12 an der Rückwand 10 des Abschlußge häuses 9 zu erhöhen und damit die Abdichtung zu verbessern, ist das rückwärtige Ende des Druckzylinders 7 zur Brennkam mer 3 hin konisch erweitert. Entsprechend der Erweiterung 14 des Druckzylinders 7 ist auch der Durchmesser des Führungs zylinders 11, der bei Raketenbetrieb (untere Hälfte der Zeichnung) die Innenwandung der Brennkammer 3 bildet, im Verschiebebereich des Druckzylinders 7 vergrößert. An die konische Erweiterung 14 des Druckzylinders 7 schließt sich nach hinten in Richtung der Schubdüse 5 ein zylindrischer Abschlußteil 15 an, der mehrere Kolbenringdichtungen auf weist, die den Druckzylinder 7 gegen den Führungszylinder 11 gasdicht abschließen.In order to increase the contact pressure of the pressure cylinder 7 on the sealing surface 12 on the rear wall 10 of the Abschlußge housing 9 in rocket operation and thus to improve the seal, the rear end of the pressure cylinder 7 to 3 Brennkam is flared out. According to the extension 14 of the pressure cylinder 7 , the diameter of the guide cylinder 11 , which forms the inner wall of the combustion chamber 3 during rocket operation (lower half of the drawing), is enlarged in the displacement area of the pressure cylinder 7 . At the conical extension 14 of the pressure cylinder 7 , a cylindrical end part 15 connects to the rear in the direction of the thrust nozzle 5 and has a plurality of piston ring seals which seal the pressure cylinder 7 gas-tight against the guide cylinder 11 .

Nach dem Start des Flugkörpers 1 und dem vollständigen Ab brennen des Feststofftreibsatzes 13 wird das Triebwerk 2 auf Staustrahlbetrieb umgestellt. Hierzu wird der Druckzylinder 7 zusammen mit der Brennstoffinjektordüse 6 entgegen der Flugrichtung 4 in axialer Richtung nach hinten bis in den Bereich der Brennkammer 3 verschoben (obere Hälfte der Zeichnung). Dabei gibt der vordere Teil des Druckzylinders 7, der sich vom Abschlußgehäuse 9 löst,mehrere Lufteinlaß öffnungen 16 frei, die im Außenmantel 17 des Flugkörpers 1 gleichmäßig am Umfang verteilt angeordnet sind. Vorzugs weise sind 4 um 90° zueinander versetzte Lufteinlaßöffnungen 16 vorgesehen. Durch die Lufteinlaßöffnungen 16 gelangt der für die Verbrennung bei Staustrahlbetrieb erforderliche Luftstrom in den Druckzylinder 7 und vermischt sich dort mit dem zugeführten Brennstoff. Die im Bereich der Luftein laßöffnungen 16 liegende Rückwand 10 des Abschlußgehäuses 9 ist kegelförmig mit einer entgegen der Flugrichtung 4 ge richteten Verjüngung ausgebildet. Dadurch entsteht eine in Richtung des Druckzylinders 7 erweiterte Diffusordüse, durch welche die Geschwindigkeit des eintretenden Luftstromes in Druck umgewandelt wird.After the launch of the missile 1 and the complete burning of the solid propellant 13 , the engine 2 is switched to ramjet operation. For this purpose, the pressure cylinder 7, together with the fuel injector 6 , is displaced in the axial direction against the direction of flight 4 backwards into the area of the combustion chamber 3 (upper half of the drawing). The front part of the pressure cylinder 7 , which separates from the end housing 9, releases a plurality of air inlet openings 16 , which are arranged in the outer jacket 17 of the missile 1 evenly distributed over the circumference. Preference, 4 by 90 ° staggered air inlet openings 16 are provided. Through the air inlet openings 16 , the air flow required for the combustion in ramjet operation reaches the pressure cylinder 7 and mixes there with the supplied fuel. The in the area of air inlet openings 16 lying rear wall 10 of the end housing 9 is conical in shape with a counter-ge direction 4 taper. This creates an expanded diffuser nozzle in the direction of the pressure cylinder 7 , through which the speed of the incoming air flow is converted into pressure.

Die Lufteinlaßöffnungen 16 sind durch Lufteinlaßklappen 18, die am Außenmantel 17 des Flugkörpers 1 um horizontale, quer zur Flugrichtung 4 liegende Achsen 19 schwenkbar gela gert sind, verschließbar. ln der oberen Hälfte der Zeich nung sind die Lufteinlaßklappen 18 in der geöffneten Stel lung gezeigt, bei der sie den Luftstrom in die Lufteinlaß öffnungen 16 leiten. Das vordere, freie Ende der Luftein laßklappen 18 ist jeweils mit dem rückwärtigen Ende einer ebenfalls am Außenmantel 17 schwenkbar gelagerten Stabi lisierungsflosse 20 gelenkig verbunden. Bei Raketenbetrieb (untere Hälfte der Zeichnung) werden die Lufteinlaßklappen 18 und die Stabilisierungsflossen 20 mit Hilfe einer nicht dargestellten Kolben-Zylinder-Einheit in entsprechende Ver tiefungen 21 des Abschlußgehäuses 9 eingeklappt und ver riegelt. Dabei werden die Lufteinlaßöffnungen 16 durch die Lufteinlaßklappen 18 verschlossen. Die Lufteinlaßklappen 18 und die Stabilisierungsflossen 20 sind in den Vertiefungen 21 so weit versenkt, daß der Außenmantel 17 des Flugkörpers 1 keine überstehenden Teile aufweist und der Luftwiderstand beim Start entsprechend gering ist. Die Lufteinlaßklappen 18 weisen einen U-förmigen Querschnitt auf, dessen offene Seite nach innen gerichtet ist. Ferner sind an der Innenseite der Lufteinlaßklappen 18 Luftumlenkbleche 22 angeordnet, um den Luftstrom gleichmäßig in den Druckzylinder 7 einzuleiten.The air inlet openings 16 are through air inlet valves 18 which are pivotally Gert gela on the outer casing 17 of the missile 1 around horizontal, transverse to the direction of flight 4 axis 19, can be closed. In the upper half of the drawing, the air inlet flaps 18 are shown in the open position, in which they direct the air flow into the air inlet openings 16 . The front, free end of the air inlet flaps 18 is in each case articulated with the rear end of a stabilization fin 20 which is also pivotably mounted on the outer jacket 17 . In rocket operation (lower half of the drawing), the air inlet flaps 18 and the stabilizing fins 20 are folded and locked in corresponding recesses 21 of the end housing 9 with the aid of a piston-cylinder unit (not shown). The air inlet openings 16 are closed by the air inlet flaps 18 . The air inlet flaps 18 and the stabilizing fins 20 are sunk into the recesses 21 to such an extent that the outer jacket 17 of the missile 1 has no protruding parts and the air resistance at launch is correspondingly low. The air inlet flaps 18 have a U-shaped cross section, the open side of which is directed inwards. Furthermore, 18 baffles 22 are arranged on the inside of the air inlet flaps in order to introduce the air flow evenly into the pressure cylinder 7 .

Im Innenraum des Druckzylinders 7 ist eine Brennstoffzulei tung 23 zentral angeordnet, die sich von einer Brennstoff pumpe 24 aus nach hinten durch die Rückwand 10 des Abschluß gehäuses 9 hindurch bis in den rückwärtigen Bereich des Druckzylinders 7 erstreckt. Die Brennstoffzuleitung 23 be steht aus einem inneren Teleskoprohr 25 und einem äußeren Teleskoprohr 26, das im Abschlußgehäuse 9 axial verschiebbar gelagert ist. Das rückwärtige Ende des äußeren Teleskop rohres 26 weist an seinem Außenumfang radiale Stege 27 auf, die mit der konzentrisch angeordneten Brennstoffinjektor düse 6 fest verbunden sind. Dadurch wird zwischen der Brenn stoffzuleitung 23 und der Brennstoffinjektordüse 6 ein kreisringförmiger Lufteintrittskanal gebildet. Das Verhält nis des Querschnitts dieses Lufteintrittskanals zum Quer schnitt des Druckzylinders 7 ist so gewählt, daß eine gleichmäßige und vollkommene Verbrennung des Luft-Brenn stoff-Gemisches nach den stöchiometrischen Grundsätzen ge währleistet ist.In the interior of the pressure cylinder 7 , a fuel supply device 23 is arranged centrally, which extends from a fuel pump 24 to the rear through the rear wall 10 of the end housing 9 through to the rear area of the pressure cylinder 7 . The fuel supply line 23 be consists of an inner telescopic tube 25 and an outer telescopic tube 26 which is axially displaceably mounted in the end housing 9 . The rear end of the outer telescopic tube 26 has on its outer circumference radial webs 27 which are firmly connected to the concentrically arranged fuel injector nozzle 6 . As a result, an annular air inlet channel is formed between the fuel supply line 23 and the fuel injector nozzle 6 . The ratio of the cross-section of this air inlet channel to the cross-section of the pressure cylinder 7 is selected so that a uniform and perfect combustion of the air-fuel mixture is guaranteed according to the stoichiometric principles.

Der im Abschlußgehäuse 9 befindliche Teil des äußeren Teles koprohres 26 weist einen Mitnehmer 28 auf, der mit dem einen Arm eines im Abschlußgehäuse 9 schwenkbar gelagerten Winkel hebels 29 gekoppelt ist. Der andere Arm des Winkelhebels 29 ist mit einem Gestänge 30 gelenkig verbunden,dessen an deres Ende an der Stabilisierungsflosse 20 angelenkt ist. Die Brennstoffzuleitung 23 bildet mit der Brennstoffinjek tordüse 6 und dem Druckzylinder 7 eine Einheit, die beim Öffnen der Lufteinlaßklappen 18 über das Gestänge 30 und den Winkelhebel 29 in Richtung der Brennkammer 3 verschoben wird. Dabei werden mit dem Öffnen der Lufteinlaßklappen 18 auch die Lufteinlaßöffnungen 16 vom Druckzylinder 7 frei gegeben. Die Luft kann von außen in den Druckzylinder 7 und zur Brennkammer 3 strömen. Dadurch, daß der Druckzylinder 7 mit seinem rückwärtigen, konisch erweiterten Teil in die Brennkammer 3 hineingeschoben wird, entsteht eine Verringe rung des Brennkammer-Volumens, wie sie bei Staustrahlbe trieb zum Volumenausgleich des vollständig abgebrannten Feststofftreibsatzes 13 erforderlich ist. In der hinteren Stellung des Druckzylinders 7 hat die Brennstoffinjektordüse 6 ihren optimalen Abstand zur verkleinerten Brennkammer 3 erreicht (obere Hälfte der Zeichnung). In dieser Stellung wird der Druckzylinder 7 mit Hilfe der Kolben-Zylinder-Ein heit, die zum Ausfahren der Stabilisierungsflossen 20 bezw. zum Öffnen der Lufteinlaßklappen 18 verwendet wurde, ver riegelt.The located in the end housing 9 part of the outer telescope tube 26 has a driver 28 which is coupled to one arm of a lever 29 pivotally mounted in the end housing 9 . The other arm of the angle lever 29 is articulated to a linkage 30 , the end of which is articulated to the stabilizing fin 20 . The fuel feed line 23 forms with the fuel injector gate nozzle 6 and the pressure cylinder 7, a unit which is moved in the direction of the combustion chamber 3 when the air inlet flaps 18 are opened via the linkage 30 and the angle lever 29 . When the air inlet flaps 18 are opened , the air inlet openings 16 are also released from the pressure cylinder 7 . The air can flow from the outside into the pressure cylinder 7 and to the combustion chamber 3 . Characterized in that the pressure cylinder 7 is pushed with its rear, conically enlarged part into the combustion chamber 3 , there is a reduction of the combustion chamber volume, as was the case in the case of ram radiation, to compensate for the volume of the completely burned solid propellant charge 13 . In the rear position of the pressure cylinder 7 , the fuel injector nozzle 6 has reached its optimal distance from the reduced combustion chamber 3 (upper half of the drawing). In this position, the pressure cylinder 7 with the aid of the piston-cylinder unit, which, respectively, for extending the stabilizing fins 20 . was used to open the air inlet flaps 18 , locks ver.

Die Brennstoffinjektordüse 6 ist als Diffusor ausgebildet und besteht aus einer vorderen Fangdüse 31, an die sich ein nach hinten gerichtetes, zylindrisches Mittelteil 32 mit einer der Brennkammer 3 zugekehrten Ausströmdüse 33 an schließt. Die Fangdüse 31 ist in Richtung der Lufteinlaß öffnungen 16 konisch erweitert. Dadurch wird ein Teil der bei Staustrahlbetrieb einströmenden Luft durch die Fang düse 31 in den Innenraum der Brennstoffinjektordüse 6 ge leitet. Dieser Luftstrom reißt den aus einer Mündungs düse 34 am rückwärtigen Ende der Brennstoffzuleitung 23 austretenden Brennstoff mit und sorgt für eine gute Durch mischung des Luft-Brennstoffgemisches. Neben den in der Rückwand 10 des Abschlußgehäuses 9 angeordneten Haupt- Brennstoffdüsen 35, die mit der Brennstoffzuleitung 23 über einen in der Rückwand 10 angeordneten Ringkanal 36 ver bunden sind, befinden sich weitere Brennstoffeinspritzdüsen 37 in den Stegen 27, die das äußere Teleskoprohr 26 der Brennstoffzuleitung 23 mit dem Mittelteil 32 der Brennstoff injektordüse 6 verbinden.The fuel injector 6 is designed as a diffuser and consists of a front catch nozzle 31 , to which a rearward, cylindrical central part 32 with a combustion chamber 3 facing outflow nozzle 33 closes. The catch nozzle 31 is flared in the direction of the air inlet openings 16 . As a result, part of the air flowing in during ramjet operation is conducted through the catching nozzle 31 into the interior of the fuel injector nozzle 6 . This air flow tears the fuel emerging from a muzzle nozzle 34 at the rear end of the fuel feed line 23 and ensures a good thorough mixing of the air-fuel mixture. In addition to the arranged in the rear wall 10 of the end housing 9 main fuel nozzles 35 , which are connected to the fuel supply line 23 via an annular channel 36 arranged in the rear wall 10 , there are further fuel injection nozzles 37 in the webs 27 , which the outer telescopic tube 26 of the fuel supply line 23 connect to the middle part 32 of the fuel injector nozzle 6 .

Durch die zur Brennkammer 3 hin konisch erweiterte Aus strömdüse 33 der Brennstoffinjektordüse 6 wird der Raum hin ter der Mündungsdüse 34 der Brennstoffzuleitung 23 vom Hauptluftstrom abgeschirmt, sodaß eine beruhigte Zone ent steht, die den Zündvorgang bei Staustrahlbetrieb mit Hilfe einer am rückwärtigen Ende der Brennstoffzuleitung 23 ange ordneten Zündvorrichtung 38 ermöglicht oder zumindest we sentlich erleichtert. Zur thermischen Abschirmung während des Brennvorganges ist die Brennstoffzuleitung 23 durch zwei Teleskoprohre abgedeckt, von denen das äußere Teles koprohr 39 an der Rückwand 10 des Abschlußgehäuses 9 und das innere Teleskoprohr 40 an der Brennstoffinjektordüse 6 befestigt ist. Dadurch ist die Brennstoffzuleitung 23 in jeder Verschiebestellung des Druckzylinders 7 vor der Ein wirkung der heißen Gase geschützt. Die thermische Abschir mung kann jedoch bei entsprechender Wahl eines Hochtempera turwerkstoffes für die Brennstoffzuleitung 23 entfallen.Through the flared nozzle 33 towards the combustion chamber 3 of the fuel injector 6 , the space is shielded from the outlet nozzle 34 of the fuel feed line 23 from the main air flow, so that a calm zone is created which supports the ignition process during ram jet operation with the aid of a at the rear end of the fuel feed line 23 arranged ignition device 38 enables or at least we considerably facilitated. For thermal shielding during the burning process, the fuel supply line 23 is covered by two telescopic tubes, of which the outer telescopic tube 39 is attached to the rear wall 10 of the end housing 9 and the inner telescopic tube 40 to the fuel injector nozzle 6 . Thus, the fuel supply line 23 is in each displacement position of the pressure cylinder 7 before the A of the hot gases effectively protected. The thermal shielding can, however, be omitted with a corresponding choice of a high-temperature material for the fuel feed line 23 .

Die Stabilisierungsflossen 20 und damit auch die Lufteinlaß klappen 18 sind über ein weiteres Gestänge 41 mit einer im inneren Teleskoprohr 25 der Brennstoffzuleitung 23 drehbar gelagerten Drosselklappe 42 für die Dosierung der Brennstoff zufuhr gelenkig verbunden. Anstelle der nur beispielsweise und schematisch dargestellten Drosselklappe 42 können ver schiedene, dem Stand der Technik entsprechende Brennstoff regeleinheiten, wie z. B. Ventile, Schieber u. dgl. verwen det werden. Mit dem Öffnen der Lufteinlaßklappen 18 wird auch die Drosselklappe 42 geöffnet und die Brennstoffzufuhr erhöht. Dadurch wird eine Regelung der Brennstoffzufuhr zur Brennstoffinjektordüse 6 und zu den Haupt-Brennstoffdüsen 35 proportional zur Öffnungs- und Schließbewegung der Luft einlaßklappen 18 ermöglicht. Außerdem ist gewährleistet, daß die Brennstoffzufuhr bei geschlossenen Lufteinlaßklap pen 18 unterbrochen ist.The stabilizing fins 20 and thus also the air inlet flaps 18 are articulated via a further linkage 41 with a throttle valve 42 rotatably mounted in the inner telescopic tube 25 of the fuel feed line 23 for metering the fuel supply. Instead of the throttle valve 42 shown only by way of example and schematically, various fuel control units corresponding to the prior art, such as, for. B. valves, slides and. Like. Be used det. When the air inlet flaps 18 are opened, the throttle valve 42 is also opened and the fuel supply is increased. This enables control of the fuel supply to the fuel injector nozzle 6 and to the main fuel nozzles 35 in proportion to the opening and closing movement of the air inlet flaps 18 . In addition, it is ensured that the fuel supply is interrupted when the air inlet valve 18 is closed.

Die Erfindung ist nicht beschränkt auf Triebwerke, die im Staustrahlbetrieb mit flüssigem Brennstoff arbeiten. Sie kann auch für Triebwerke mit einem gasförmigen oder festen Energieträger in vorteilhafter Weise angewendet werden.The invention is not limited to engines that in Working with ram blasting with liquid fuel. they can also be used for engines with a gaseous or solid Energy sources can be applied in an advantageous manner.

Claims

1. engine for missiles, consisting of an air breathing the ramjet with built-in rocket and a common combustion chamber, which is connected upstream of a fuel injector nozzle, the combustion chamber being connected to one or more air inlet openings which are open during ramjet operation and closable during rocket operation, characterized in that that the fuel injector nozzle ( 6 ) is surrounded by a concentrically arranged pressure cylinder ( 7 ) which closes the air inlet openings ( 16 ) gas-tight at ra operation and in ramjet operation to release the air inlet openings ( 16 ) together with the fuel injector nozzle ( 6 ) in the direction the combustion chamber ( 3 ) is axially displaceable and lockable in its end positions.

2. Engine according to claim 1, characterized in that the pressure cylinder ( 7 ) is axially displaceably mounted in a guide cylinder ( 11 ).

3. Engine according to claim 1 or 2, characterized in that the guide cylinder ( 11 ) and the Druckzylin ( 7 ) in the direction of the combustion chamber ( 3 ) he conically widened and that the conical extension ( 14 ) of the pressure cylinder ( 7 ) From a cylindrical end part ( 15 ) connects, which has a plurality of piston ring seals that seal the pressure cylinder ( 7 ) against the guide cylinder ( 11 ) gas-tight.

4. Engine according to one of claims 1 to 3, characterized in that the pressure cylinder ( 7 ) protrudes in its rear position in ramjet operation in the combustion chamber ( 3 ) and causes a reduction in the combustion chamber volume.

5. Engine according to one of claims 1 to 4, characterized in that the pressure cylinder ( 7 ) at Rake tenbetrieb with its air inlet openings ( 16 ) facing end face on a sealing surface ( 12 ) of an air inlet openings ( 16 ) to the front delimiting end housing ( 9 ) is gastight.

6. Engine according to claim 5, characterized in that the rear wall ( 10 ) of the end housing ( 9 ) is cone-shaped with a rearward taper towards the pressure cylinder ( 7 ).

7. Engine according to one of claims 1 to 6, characterized in that the pressure cylinder ( 7 ) with the fuel injector nozzle ( 6 ) by radial webs ( 8 ) is fixedly connected.

8. Engine according to one of claims 1 to 7, characterized in that the fuel injector nozzle ( 6 ) is arranged at the free end of a central fuel feed line ( 23 ) upstream of the combustion chamber ( 3 ).

9. Engine according to claim 8, characterized in that the fuel feed line ( 23 ) together with the fuel injector nozzle ( 6 ) in the direction of the combustion chamber ( 3 ) is axially displaceable, the fuel injector nozzle ( 6 ) during ram jet operation in the combustion chamber ( 3 ) protrudes and is in a forward position outside the combustion chamber ( 3 ) during rocket operation and rests on the end housing ( 9 ).

10. Engine according to one of claims 1 to 9, characterized in that the fuel injector ( 6 ) is designed as a diffuser and consists of a front, in the direction of the air inlet openings ( 16 ) expanded trap nozzle ( 31 ), to which a rear ge Directed, cylindrical middle part ( 32 ) with one of the combustion chamber ( 3 ) facing outflow nozzle ( 33 ) closes.

11. Engine according to one of claims 8 to 10, characterized in that the fuel supply line ( 23 ) in the end housing ( 9 ) is axially displaceably mounted and consists of an inner telescopic tube ( 25 ) and an outer telescopic tube ( 26 ) which is in the axial direction are movable.

12. Engine according to one of claims 8 to 11, characterized in that the cylindrical central part ( 32 ) of the fuel injector nozzle ( 6 ) is arranged concentrically to the fuel feed line ( 23 ) and with the outer telescopic tube ( 26 ) of the fuel feed line ( 23 ) by webs ( 27 ) is firmly connected, an annular air inlet duct being formed between the central part ( 32 ) and the telescopic tube ( 26 ).

13. Engine according to claim 12, characterized in that the webs ( 27 ) have rearward fuel injection nozzles ( 37 ) which are connected via channels to the fuel feed line ( 23 ).

14. Engine according to claim 12 or 13, characterized in that the cross-sectional area of the annular air inlet channel between the fuel supply line ( 23 ) and the cylindrical central part ( 32 ) of the fuel injector nozzle ( 6 ) to the cross-sectional area of the pressure cylinder ( 7 ) in a certain ratio of air quantity and fuel quantity for perfect combustion.

15. Engine according to one of claims 12 to 14, characterized in that the fuel feed line ( 23 ) is protected by a thermal shield, which consists of two telescopic tubes, one of which the outer telescopic tube ( 39 ) on the end housing ( 9 ) and the inner Telescopic tube ( 40 ) on the fuel injector nozzle ( 6 ) is attached.

16. Engine according to one of claims 1 to 15, characterized in that the air inlet openings ( 16 ) by a plurality of on the circumference of the missile ( 1 ) angeord Nete air inlet flaps ( 18 ) can be closed, which about a transverse to the flight direction ( 4 ) axis ( 19 ) can be pivoted and locked in a closed or open position.

17. An engine according to any one of claims 1 to 16, characterized in that the air inlet flap (18) are ver via a kinematic chain with the printing cylinder (7) connected such that fold upon opening of the air inlet (18) of the pressure cylinder (7) is pushed in the direction of the combustion chamber ( 3 ) proportional to the air inlet ver.

18. Engine according to claim 16 or 17, characterized in that on the inside of the air inlet flaps ( 18 ) one or more air baffles ( 22 ) are arranged.

19. Engine according to one of claims 16 to 18, characterized in that the air inlet flaps ( 18 ) have an approximately U-shaped cross section, the open side of which faces inwards.

20. Engine according to one of claims 1 to 19, characterized in that the axially displaceable fuel supply line ( 23 ) is connected via a kinematic chain to the air inlet flaps ( 18 ).

21. Engine according to claim 20, characterized in that the axial displacement of the fuel supply line ( 23 ), the fuel injector nozzle ( 6 ) and the Druckzy cylinder ( 7 ) in the direction of the combustion chamber ( 3 ) proportio nal with the opening of the air inlet flaps ( 18 ) and done with proportional air intake.

22. Engine according to one of claims 1 to 21, characterized in that an in the inner telescopic tube ( 25 ) of the fuel supply line ( 23 ) arranged throttle valve ( 42 ) is connected via a linkage ( 41 ) to the air inlet flaps ( 18 ), the fuel supply interrupted when the air inlet flaps ( 18 ) are closed and when the air inlet flaps ( 18 ) are open it can be regulated depending on the degree of opening.

23. Engine according to claim 22, characterized in that the rear wall ( 10 ) of the end housing ( 9 ) has a plurality of radially arranged main fuel nozzles ( 35 ) located outside in the air inlet and the fuel from one in the rear wall ( 10 ) ordered ring channel ( 36 ) is fed to the main fuel nozzles ( 35 ).

24. Engine according to one of claims 1 to 23, characterized in that the end housing ( 9 ) has a plurality of symmetrically arranged on the periphery recesses ( 21 ) into which the air inlet flaps ( 18 ) can be folded into their closed position and the air inlet openings ( 16 ) close.

25. Engine according to one of claims 1 to 24, characterized in that the free, in the direction of flight ( 4 ) facing end of the air inlet flaps ( 18 ) with one flight stabilization fin ( 20 ) is directly or indirectly articulated, the other end of which is parallel to one another the axis ( 9 ) of the air inlet flap ( 18 ) is pivotable axis.

26. Engine according to claim 25, characterized in that the flight stabilization fins ( 20 ) and the air inlet flaps ( 18 ) in the closed state in the recesses ( 21 ) of the end housing ( 9 ) are completely sunk dig.