DE1023328B

DE1023328B - Drive device for missiles

Info

Publication number: DE1023328B
Application number: DEC12462A
Authority: DE
Inventors: Georges Caillette
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1955-01-25
Filing date: 1956-01-24
Publication date: 1958-01-23

Description

Antriebsvorrichtung für Flugkörper Die Erfindung betrifft eine Antriebsvorrichtung, insbesondere für Flugkörper, die aus zwei Strahltriebwerken besteht.Drive device for missiles The invention relates to a drive device, especially for missiles that consist of two jet engines.

Ziel der Erfindung ist, koaxiale Vortriebskräfte zu erzeugen und eine verhältnismäßig einfache gemeinsame Vorrichtung für die Speisung der beiden Strahltriebwerke mit Verbrennungsluft zu schaffen.The aim of the invention is to generate coaxial propulsion forces and a relatively simple common device for feeding the two jet engines to create with combustion air.

Dies wird erfindungsgemäß dadurch erreicht, daß die beiden Strahltriebwerke koaxial mit zueinander entgegengesetzten Richtungen und mit ihren Lufteintrittsenden einander zugekehrt angeordnet sind, wobei das vordere Strahltriebwerk mit mehreren nach rückwärts umgebogenen und in bezug auf die gemeinsame Achse der Strahltriebwerke symmetrisch angeordneten Gasausstoßdüsen versehen ist.This is achieved according to the invention in that the two jet engines coaxial with mutually opposite directions and with their air inlet ends are arranged facing each other, the front jet engine with several bent backwards and in relation to the common axis of the jet engines symmetrically arranged gas discharge nozzles is provided.

In einer Ausführungsform werden beide Strahltriebwerke mit Verbrennungsluft durch eine Vorrichtung mit gemeinsamen, in den zwischen den beiden Strahltriebwerken vorhandenen Raum führenden Teilen gespeist.In one embodiment, both jet engines run on combustion air by a device with common in between the two jet engines existing space leading parts fed.

In einer vorzugsweisen Ausführungsform sind Mittel für die Richtungsänderung der von den Düsen des vorderen und/oder des hinteren Strahltriebwerkes ausgestoßenen Gasströme vorgesehen.In a preferred embodiment, there are means for changing direction that ejected from the nozzles of the front and / or rear jet engine Gas flows provided.

Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung gehen aus der nachfolgenden Beschreibung eines in den Zeichnungen dargestellten Ausführungsbeispiels der Erfindung hervor. Es zeigt Fig. 1 einen schematischen senkrechten Längsschnitt einer an einem Flugkörper angebrachten erfindungsgemäßen Antriebsvorrichtung mit Strahltriebwerken, Fig. 2 eine entsprechende Vorderansicht und Fig. 3 eine Draufsicht entsprechend Fig. 1 mit einigen aufgebrochenen Abschnitten.Further details and advantages of the invention emerge from the following Description of an embodiment of the invention shown in the drawings emerged. 1 shows a schematic vertical longitudinal section of one on one Missile-attached propulsion device according to the invention with jet engines, FIG. 2 shows a corresponding front view and FIG. 3 shows a corresponding plan view Fig. 1 with some broken away sections.

In Fig. 1 ist 1 ein Flugkörper mit einer Tragfläche niedrigen Schlankheitsverhältnisses und einer erfindungsgemäßen Antriebsvorrichtung, d. h. einer aus zwei auf der Achse des Flugkörpers angeordneten Düsenstrahltriebwerken 2 und 3, von denen eins hinten und das andere vorn liegt und die mit einander entgegengesetzten Richtungen und mit ihren Lufteintrittsenden einander zugekehrt angeordnet sind.In Fig. 1, 1 is a missile with a low aspect ratio airfoil and a drive device according to the invention, d. H. one of two on the axis of the missile arranged jet engines 2 and 3, one of which at the rear and the other is in front and the opposite directions and are arranged with their air inlet ends facing each other.

Die Luft tritt durch die beiden seitlichen Einlässe 4 ein, die zu Leitungen 5 führen, welche dort, wo sie den Raum zwischen den beiden Strahltriebwerken erreichen, gegabelt sind und einmal die zur Speisung des Strahltriebwerkes 2 nach hinten gerichteten Leitungen 6 und ferner die zur Speisung des Strahltriebwerkes 3 nach vorn umgebogenen Leitungen 7 bilden.The air enters through the two side inlets 4 that lead to Lines 5 lead, which where there is the space between the two jet engines reach, are forked and once to feed the jet engine 2 rearwardly directed lines 6 and also those for feeding the jet engine 3 to form lines 7 bent forward.

Die Ausstoßdüse 8 des hinteren Strahltriebwerkes 2 ist nach hinten gerichtet, während die Ausstoßdüsen (zwei im dargestellten Beispiel) des vorderen Strahltriebwerkes 3 zunächst nach vorn gerichtet und dann so umgebogen sind, daß ihre Auslaßöffnungen 11 ebenfalls nach hinten gerichtet sind.The exhaust nozzle 8 of the rear jet engine 2 is to the rear directed, while the discharge nozzles (two in the example shown) of the front Jet engine 3 initially directed forward and then bent so that their outlet openings 11 are also directed to the rear.

Beide Auslaßöffnungen 11 des Strahltriebwerkes 3 liegen in der vertikalen Symmetrieebene des Flugkörpers, der ein Tragwerk 12 und ein doppelflossiges Leitwerk 13 hat.Both outlet openings 11 of the jet engine 3 are in the vertical The plane of symmetry of the missile, which has a supporting structure 12 and a double-finned tail unit 13 has.

Um dem Flugkörper das Fliegen in jeder gewünschten Richtung zu ermöglichen, sind die Ausstoßdüsen des vorderen Strahltriebwerkes 3 und notfalls auch die Ausstoßdüse des hinteren. Strahltriebwerkes 4 mit Mitteln für die Ablenkung der von diesen ausgestoßenen Gasströme versehen.To enable the missile to fly in any desired direction, are the exhaust nozzles of the front jet engine 3 and, if necessary, also the exhaust nozzle the rear. Jet engine 4 with means for deflecting the ejected by these Provide gas flows.

Fig. 3 zeigt schematisch eine Vorrichtung in Form von Lufteinlaßklappenventilen, die an den Stellen angeordnet sind, an denen sich die Leitungen 5 zur getrennten Speisung der beiden Strahltriebwerke gabeln. Durch Verändern der Winkelstellung dieser Klappenventile kann die Verteilung der Luftzufuhr in die jeweiligen Strahltriebwerke verändert und notfalls die gesamte durch die Einlaßöffnungen 4 zugeführte Luft in das eine oder andere der Strahltriebwerke gelenkt werden.Fig. 3 shows schematically a device in the form of air inlet flap valves, which are arranged at the points where the lines 5 to separate Feeding of the two jet engines forks. By changing the angular position These flap valves can distribute the air supply to the respective jet engines changed and if necessary all of the air supplied through the inlet openings 4 in one or the other of the jet engines are steered.

Ferner kann eine in Fig. 1 als Klappenventil 16 dargestellte Vorrichtung vorgesehen sein, die eine beliebige Verteilung der durch den vorderen Strahltrieb in die Düsen 9 getriebenen Gasmengen ermöglicht. Im dargestellten Beispiel lassen sich durch Verändern der Winkelstellung des Klappenventils 16 die durch das Strahltriebwerk 3 ausgestoßenen Gase in jedem gewünschten Verhältnis auf die jeweiligen Ausstoßdüsen verteilen. Es ist ferner möglich, den gesamten Gasstrom durch eine der beiden Ausstoßdüsen zu schikken, während durch die andere Ausstoßdüse keine Gase strömen.Furthermore, a device shown in FIG. 1 as a flap valve 16 be provided that any distribution of the through the front jet drive In the nozzles 9 driven amounts of gas allows. Leave in the example shown by changing the angular position of the flap valve 16 by the jet engine 3 discharged gases in any desired ratio to the respective discharge nozzles to distribute. It is also possible to have the entire gas flow through one of the two discharge nozzles to send while no gases flow through the other discharge nozzle.

Die erfindungsgemäße Anordnung ermöglicht es, auf kleinem Raum zwei Strahltriebwerke mit koaxialen Vorschubkräften und einem gemeinsamen Luftzufuhrsystem einfacher Bauart unterzubringen.The arrangement according to the invention makes it possible to have two in a small space Jet engines with coaxial thrust forces and a common air supply system to accommodate simple design.

In der dargestellten Ausführungsform hat das vordere Strahltriebwerk zwei Gasausstoßdüsen; jedoch kann gegebenenfalls jede andere geeignete Düsenzahl vorgesehen werden.In the embodiment shown, the forward jet engine has two gas ejection nozzles; however, any other suitable number of nozzles may be used are provided.

Ferner wurde angenommen, daß der dargestellte Flugkörper eine einzige und auf der Achse des Flugkörpers angeordnete Antriebsvorrichtung der beschriebenen Art hat; die Erfindung ist aber auch auf Flugkörper mit einer oder mehreren Antriebsvorrichtungen dieser Art anwendbar, die möglicherweise mit einem oder mit mehreren Strahltriebwerken oder Gruppen von Strahltriebwerken anderer Bauart zusammenarbeiten können.It was also assumed that the missile shown is a single and arranged on the axis of the missile propulsion device of the described Kind has; but the invention is also applicable to missiles with one or more propulsion devices of this type applicable, possibly with one or more jet engines or groups of jet engines of other types can work together.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Propulsion device, in particular for a missile, characterized in that two jet engines are arranged coaxially with mutually opposite directions and with their air inlet ends facing each other, the front jet engine with several bent backwards and symmetrical with respect to the common axis of these jet engines arranged gas ejection nozzles is provided.

2. Drive device according to claim 1, characterized through an air inlet with common parts that correspond to one between the jet engines for the purpose of their supply of air are in communication.

3. Drive device according to claim 1, characterized by means for changing the direction of the nozzles at least one of the jet engines ejected air streams.

4. Drive device according to claim 2, characterized by means for distributing the jet engines supplied air in any desired variable ratio.

5. Drive device according to claim 1, characterized by adjustable means for optional change the amount of exhaust gas directed into the nozzles of the front jet engine.

6th Missile with a propulsion device according to Claim 1, characterized by means, which arbitrarily change the direction of the gas streams ejected from the nozzles can that the thrust resultant a lying in front of the center of gravity of the missile Point of attack.

7. Missile according to claim 6, characterized in that the rear jet engine with means for any change in direction of this Jet engine ejected gas flows provided within predetermined limits is.