DE1626054C

DE1626054C - Combination engine

Info

Publication number: DE1626054C
Authority: DE
Inventors: Ernst Dipl Ing. 8000 München Engl
Original assignee: Messerschmitt-Bolkow Blohm GmbH, 8000 München
Publication date: 1972-01-20

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Kombinationstriebwerk, bestehend aus einem Raketentriebwerk als Starttriebwerk und einem Staustrahltriebwerk als Marschtriebwerk, mit einer für beide Triebwerke gemeinsamen Brennkammer, vor der eine Absperreinrichtung in Form einer geschlossenen, zerstörbaren, mit ihrem Außenumfang mit dem Triebwerksgehäuse über Sollbruchstellen verbundenen Querwand vorgesehen ist, die während des Raketenbetriebs den Strömungsweg der Luft für den Staustrahlbetrieb sperrt und erst bei Beginn des Staustrahlbetriebs freigibt, wobei die Querwand gegen Ende bzw. nach Beendigung des Raketenbetriebs beseitigt wird.The invention relates to a combination engine consisting of a rocket engine as a take-off engine and a ramjet engine as a cruise engine, with one for both engines common combustion chamber, in front of which a shut-off device in the form of a closed, destructible, transverse wall connected with its outer circumference to the engine housing via predetermined breaking points is provided, which during the rocket operation, the flow path of the air for the ramjet operation locks and only releases at the start of ramjet operation, with the transverse wall towards the end or after Termination of missile operations is eliminated.

Bei Kombinationstriebwerken der vorgenannten Art ist es bekannt (USA.-Patentschrift 2 948112), vor der gemeinsamen Brennkammer der beiden Einzeltriebwerke eine bewegliche Absperreinrichtung in Form zweier halbkreisförmiger Klappenteile anzuordnen, die auf einer gemeinsamen, senkrecht zum Strömungskanal gerichteten, mittleren Schwenkachse gelagert sind. Durch diese Klappenteile werden Raketen- und Staustrahlbetrieb wechselweise im eingangs angegebenen Sinn gesteuert. Im einzelnen wird bei Raketenbetrieb der Einlaufdiffusor des Staustrahltriebwerks durch einen in Längsrichtung verschiebbar angeordneten Verdrängerkegel geschlossen, so daß sich im Strömungskanal des Staustrahltriebwerks kein Staudruck aufbauen kann. Gleichzeitig wird die gemeinsame Brennkammer mit Rake-. tentreibmittelkomponenten, flüssigem Brennstoff und Sauerstoff, versorgt, die beide in die Brennkammer eingespritzt und gezündet werden, wobei der Brennkammerdruck die als Absperreinrichtung fungierenden Klappenteile selbsttätig in Schließrichtung bringt und hält, so daß, bedingt durch den hohen Brennkammerdruck, keine Flammen nach vorne schlagen können. Bei Aufnahme des Staustrahlbetriebes wird der Einlaufdiffusor des Staustrahltriebwerks durch Zurückschieben des Verdrängerkegels geöffnet und gleichzeitig die Zufuhr der Treibmittelkomponente »Sauerstoff« zur Brennkammer unterbrochen, wodurch der Raketenbetrieb beendet wird. Der Staudruck der nunmehr einströmenden Luft öffnet selbsttätig die Klappenteile, so daß durch Luftsauerstoffzufuhr der Staustrahlbetrieb in der Brennkammer aufgenommen werden kann. Die bekannte Absperreinrichtung ist durch ihre bewegliche Ausführung störanfällig, wobei hinzukommt, daß für solche Einrichtungen nur schwere und teuere Materialien verwendet werden können, die den extrem hohen Betriebsbelastungen im Hinblick auf hohe Temperaturen und Erosion standhalten. Dabei besteht außerdem die Gefahr, daß ein oder beide Klappenteile klemmen oder nicht mehr ganz schließen, wodurch der Betrieb des Kombinationstriebwerks unmöglich oder zumindest stark beeinträchtigt wird. Ferner ist es nach der USA.-Patentschrift 2 987 875 bei einem Kombinationstriebwerk der eingangs genannten Art bekannt, zwischen dem Starttreibsatz, der anfänglich die gemeinsame Brennkammer ausfüllt, und dem Marschtreibsatz eine brennbare Membrane an einem am Triebwerksgehäuse befestigten Flammenhalter vorzusehen. Die Anordnung des Außenumfanges der Membrane am Flammenhalter erfolgt dabei über eine Sollbruchverbindung. Diese Maßnahme einer an sich durch Verbrennbarkeit zerstörbaren Membrane, die aus bestimmten Gründen eine langsamere Brenngeschwindigkeit aufweist als der Treibstoff, hat Nachteile insofern, als bei Brennschluß durch den dann anstehenden Staudruck der Luft von der an. irgendeiner Stelle entflammten Membrane Reststücke durch das Düsenende hinausgeblasen werden. Bei den in Rede stehenden Triebwerken für Flugkörper zur Beförderung von Gefechtsköpfen oder sonstigen Nutzlasten ist es aber oberstes Gebot, weder die Bedienungsmannschaften noch die Bevölkerung oder Gebäude durch aus dem ίο Düsenende herausfliegende Teile zu gefährden, wobei auch die Brandgefahr keine unerhebliche Rolle spielt.In combination engines of the aforementioned type, it is known (USA.-Patent 2 948112), A movable shut-off device in front of the common combustion chamber of the two individual engines to be arranged in the form of two semicircular flap parts, which are on a common, perpendicular to the flow channel directed, central pivot axis are mounted. Through these flap parts are Rocket and ramjet operation controlled alternately in the sense indicated at the beginning. In detail When the rocket is in operation, the ramjet engine's inlet diffuser is replaced by a longitudinal one displaceably arranged displacement cone closed, so that in the flow channel of the ramjet engine no back pressure can build up. At the same time, the common combustion chamber is raked. propellant components, liquid fuel, and oxygen, both of which are supplied to the combustion chamber injected and ignited, the combustion chamber pressure acting as a shut-off device The flap parts automatically move and hold in the closing direction so that, due to the high combustion chamber pressure, no flames can strike forward. When ramjet operation is started, the inlet diffuser of the ramjet engine is opened by pushing back the displacement cone and at the same time the supply of the propellant component "oxygen" to the combustion chamber is interrupted, whereby the missile operation is terminated. The dynamic pressure of the air flowing in now opens automatically the flap parts, so that the ramjet operation in the combustion chamber by the supply of atmospheric oxygen can be included. The known shut-off device is due to its movable design prone to failure, with the fact that for such facilities only heavy and expensive materials can be used to cope with the extremely high operating loads in terms of high temperatures and withstand erosion. There is also the risk that one or both flap parts jam or no longer close completely, making operation of the combination engine impossible or at least severely impaired. It is also according to U.S. Patent 2,987,875 known in a combination engine of the type mentioned, between the starting propellant, which initially fills the common combustion chamber, and the march propellant a combustible membrane to be provided on a flame holder attached to the engine housing. The arrangement of the The outer circumference of the membrane on the flame holder takes place via a predetermined breaking connection. This Measure of a membrane that can be destroyed by combustibility, which for certain reasons has a slower burning rate than the fuel, has disadvantages in that Burn out due to the back pressure of the air that then arises. caught fire somewhere Membrane remnants are blown out through the nozzle end. With the engines in question for missiles for the transport of warheads or other payloads it is top priority, neither the operating teams nor the population or buildings through from the ίο endangering parts flying out from the nozzle end, whereby the risk of fire is not an insignificant role plays.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Nachteile der bekannten diesbezüglichen Einrichtungen zu vermeiden und eine letzte Sicherheit garantierende zerstörbare Querwand zu schaffen.The invention is based on the object of addressing the disadvantages of the known related devices to avoid and to create a destructible bulkhead guaranteeing ultimate security.

Die Aufgabe gemäß der Erfindung wird dadurch gelöst, daß die Querwand über ihre ganze Fläche aus mehreren einzelnen Wandteilen besteht, deren gegenseitige Verbindungen Sollbruchstellen bilden. Durch die Erfindung wird erreicht, daß nur Teile in ungefährlicher Größenordnung nach der meist zeitlich sehr kurzen Startphase die Düsenmündung verlassen, da die Querwand infolge ihrer Sollbruchstellen durch den Luftstaudruck spontan in ihre einzelnen Teile, die von vornherein entsprechend klein bemessen sind, zerfällt.The object according to the invention is achieved in that the transverse wall over its entire area consists of several individual wall parts, the mutual connections of which form predetermined breaking points. The invention ensures that only parts in a harmless order of magnitude after the mostly Leave the nozzle orifice for a very short start phase, as the transverse wall is due to its predetermined breaking points due to the air pressure spontaneously into their individual parts, which are correspondingly small from the outset are sized, disintegrates.

In Ausgestaltung der Erfindung wird vorgeschlagen, die Sollbruchstellen zwischen den einzelnen Wandteilen aus einer brennbaren Masse, insbesondere leicht entzündbaren Pulvermasse, in Form eines Verbindungsgitters herzustellen. Dadurch wird die Auftrennung der Querwand in ihre Einzelbestandteile noch zusätzlich durch die sehr rasche Eliminierung der Verbindungen bzw. der Verbindungsstruktur selbst unterstützt. Sogar beim Entflammen dieser Verbindungsstruktur nur an einer einzigen Stelle infolge eines unbeabsichtigten ungleichen Abbrandes des Raketentreibsatzes verbrennt diese Gitterstruktur durch ihr größeres Oberflächenverhältnis zur Masse schneller als eine zusammenhängende Fläche.In an embodiment of the invention, it is proposed that the predetermined breaking points between the individual Wall parts made of a combustible mass, in particular an easily ignitable powder mass, in the form of a Establish connecting grid. This will separate the bulkhead into its individual components additionally due to the very rapid elimination of the connections or the connection structure self supported. Even if this connection structure was ignited, only at a single point as a result of an unintentional uneven combustion of the rocket propellant, this lattice structure burns faster than a contiguous area due to their larger surface area to mass.

Da durch die vorherrschenden hohen Strömungsgeschwindigkeiten nur eine sehr kurze Zeit für die Eliminierung der Querwand zur Verfügung steht, ist eine äußerst rasche Auflösungseigenschaft für die Querwand von besonderem Vorteil.Since the prevailing high flow speeds only a very short time for the Elimination of the bulkhead is available is an extremely rapid dissolution property for that Transverse wall of particular advantage.

Dies wird in weiterer Ausgestaltung der Erfindung dadurch erreicht, daß die einzelnen Wandteile, wie bei der geschlossenen (einstückigen) Querwand bekannt, aus brennbarem Material hergestellt sind.This is achieved in a further embodiment of the invention in that the individual wall parts, such as known in the closed (one-piece) bulkhead, made of combustible material.

Zur Erhöhung der Spontaneität des Zerfalls und der Beschleunigung der Zerstörung der Querwand besteht in weiterer Ausgestaltung der Erfindung die Möglichkeit, die Querwand in Richtung zur Schubdüse hin gewölbt auszuführen. Durch diese Gestaltung weist nämlich die Querwand in »Richtung ihrer Zerstörung« einen wesentlich kleineren Widerstands-. wert auf, dagegen ist die Querwand in Wirkungsrichtung des Brennkammerinnendrucks während des Raketenbetriebs in günstiger Weise wesentlich steifer. In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellt. Es zeigtTo increase the spontaneity of the disintegration and the acceleration of the destruction of the transverse wall there is in a further embodiment of the invention the possibility of the transverse wall in the direction of the thrust nozzle to be arched. Because of this design, the transverse wall points in the »direction of it Destruction «a much smaller resistance. on the other hand, the transverse wall is in the direction of action of the internal combustion chamber pressure during the Rocket operation in a favorable manner much more rigid. In the drawing is an embodiment of the Invention shown. It shows

F i g. 1 ein Kombinationstriebwerk im Längsschnitt mit einer Absperreinrichtung und F i g. 2 eine besondere Variante einer Absperreinrichtung. F i g. 1 a combination engine in longitudinal section with a shut-off device and F i g. 2 a special variant of a shut-off device.

Das Kombinationstriebwerk besteht aus einem Raketentriebwerk 1 und einem Staustrahltriebwerk 2,The combination engine consists of a rocket engine 1 and a ramjet engine 2,

die beide eine gemeinsame Brennkammer 3 aufweisen. Das Raketentriebwerk 1 ist im Beispielsfall mit einem Feststoff treibsatz 4 ausgerüstet, der mit seiner vorderen Stirnseite 5 an einer Absperreinrichtung in Form einer feststehenden, geschlossenen, zerstörbar ausgebildeten Querwand 6 angrenzt, die aus mehreren einzelnen Wandteilen 6 α zusammengesetzt ist, die durch ein Sollbruchstellen bildendes Verbindungsgitter 7, das im Beispielsfall aus einer leicht zündbaren Pulvermasse besteht, zusammengehalten werden. In Richtung zum Einlaufdiffusor 8 des Staustrahltriebwerks 2 hin stützt sich die während des Raketenbetriebes durch den Brennkammerdruck, der insbesondere gegen Ende des Raketenbetriebes von dem dünnwandigen Restbestand des Feststofftreibsatzes 4 nicht mehr aufgenommen werden kann, hochbelastete Querwand 6 gegen ein unzerstörbares Gitter 9 ab, das so ausgeführt ist, daß es zugleich als Flammhalter für das Staustrahltriebwerk 2 bzw. während des Staustrahlbetriebes dient. Wie in F i g. 1 dargestellt, liegen die Querwand 6 und das unzerstörbare Gitter 9 quer zur Brennkammer 3 und sind eben ausgebildet. Dagegen sind in Fig. 2 die Querwand 16 und das unzerstörbare Gitter 19 zur Schubdüse 10 hin gewölbt ausgeführt. Die Querwand 6 bzw. 16 bzw. deren Wandteile 6 α bzw. 16 α können, insbesondere aus Gewichtsgründen, aus Kunststoff oder Leichtmetall hergestellt sein. Außerdem besteht die Möglichkeit, die Querwand 6 bzw. 16 bzw. deren Wandteile 6 α bzw. 16 α aus einem brennbaren Material herzustellen, so daß dieselben bereits während des Auswerfens ganz oder zumindest teilweise abbrennen.both of which have a common combustion chamber 3. The rocket engine 1 is equipped in the example with a solid propellant charge 4, which adjoins a shut-off device in the form of a fixed, closed, destructible transverse wall 6 with its front face 5, which is composed of several individual wall parts 6 α , which are formed by a predetermined breaking point Connecting grid 7, which in the example consists of an easily ignitable powder mass, are held together. In the direction of the inlet diffuser 8 of the ramjet engine 2, the highly stressed transverse wall 6, which is heavily loaded during the rocket operation due to the combustion chamber pressure, which can no longer be absorbed by the thin-walled remainder of the solid propellant 4, especially towards the end of the rocket operation, is supported against an indestructible grid 9, which so is designed that it also serves as a flame holder for the ramjet engine 2 or during ramjet operation. As in Fig. 1, the transverse wall 6 and the indestructible grid 9 lie transversely to the combustion chamber 3 and are flat. In contrast, in FIG. 2, the transverse wall 16 and the indestructible grid 19 are curved towards the thrust nozzle 10. The transverse wall 6 or 16 or its wall parts 6 α or 16 α can, in particular for reasons of weight, be made of plastic or light metal. In addition, there is the possibility of producing the transverse wall 6 or 16 or its wall parts 6 α or 16 α from a combustible material so that they burn off completely or at least partially during ejection.

Für den Betrieb des Staustrahltriebwerks 2 ist ein in einer Treibmittelkammer 11 α eingebauter Feststofftreibsatz 11 vorgesehen, der bei seinem Abbrand sauerstoffarme Brenngase erzeugt, zu denen Luftsäuerstoff zugemischt wird.For the operation of the ramjet 2 a α in a propellant chamber 11 built solid propellant 11 is provided which generates the oxygen-poor in its burnup fuel gases, which Luftsäuerstoff is admixed.

Die Wirkungsweise des beschriebenen Triebwerks ist wie folgt: - ·The mode of operation of the engine described is as follows: - ·

Zuerst wird der Feststofftreibsatz 4 gezündet. Die während seines Abbrands entstehenden Treibgase durchströmen unter Schuberzeugung die Düse 10. Der Feststofftreibsatz 4 ist mindestens so bemessen, daß er den Flugkörper auf eine für den Staustrahlbetrieb erforderliche Geschwindigkeit beschleunigt. Der Teil 10 α der Schubdüse 10 ist so ausgelegt und aus einem solchen Material hergestellt, daß er während des Abbrands des Feststofftreibsatzes 4 fortschreitend mit abbrennt, so daß nach dem Raketenbetrieb von der Schubdüse 10 nur noch das mit 10 b bezeichnete, für höhere Fluggeschwindigkeiten bestimmte Schubdüsenprofil übrigbleibt.First the solid propellant 4 is ignited. The propellant gases produced during its burn-off flow through the nozzle 10, generating thrust. The solid propellant charge 4 is at least dimensioned so that it accelerates the missile to a speed required for ramjet operation. The part 10 α of the thrust nozzle 10 is designed and made of such a material that it gradually burns with the burning of the solid propellant charge 4, so that after the rocket operation of the thrust nozzle 10 only the one designated 10 b , intended for higher flight speeds Thrust nozzle profile remains.

Am Ende des Raketenbetriebes erfaßt die Brennzone das aus Pulver oder aus einem anderen brennbaren Material bestehende Verbindungsgitter 7 bzw. 17, wodurch die geschlossene Querwand 6 bzw. 16 zerstört wird. Die einzelnen Wandteile 6 α bzw. 16 a werden durch den nunmehr zur Wirkung kommenden Staudruck der durch den Einlaufdiffusor 8 einströmenden Luft durch die Brennkammer 3 und Schubdüse 10 hindurch ins Freie befördert. Gleichzeitig wird der Feststofftreibsatz 11 des Staustrahltriebwerks gezündet und zum Abbrennen gebracht. Die erzeugten sauerstoffarmen Brenngase strömen durch mehrere Gasausströmrohre 12 aus der Treibmittelkammer 11 α aus und unter Zumischung von Luftsauerstoff in die gemeinsame Brennkammer 3 ein, wo ein voller Ausbrand stattfindet. Während des Staustrahlbetriebes dient das stehengebliebene Abstützgitter 9 zur Flammenstabilisierung.At the end of the rocket operation, the combustion zone encompasses the connecting grid 7 or 17, which consists of powder or another combustible material, whereby the closed transverse wall 6 or 16 is destroyed. The individual wall parts 6 α and 16 a are conveyed through the combustion chamber 3 and thrust nozzle 10 into the open by the dynamic pressure that now comes into effect of the air flowing in through the inlet diffuser 8. At the same time, the solid propellant 11 of the ramjet engine is ignited and burned down. The low-oxygen combustion gases produced flow out of the propellant chamber 11 α through a plurality of gas discharge pipes 12 and, with the addition of atmospheric oxygen, enter the common combustion chamber 3, where complete burnout takes place. During the ramjet operation, the remaining support grid 9 serves to stabilize the flame.

An Stelle eines aus Pulver oder sonstigem brennbaren Material bestehenden Verbindungsgitters Ta bzw. 17 α können die einzelnen Wandteile 6 α bzw. 16a z.B. durch eine einfache Klebeschicht zusammengehalten sein, deren Festigkeit unter der des Instead of a connecting grid Ta or 17 α made of powder or other combustible material, the individual wall parts 6 α or 16a can be held together, for example, by a simple adhesive layer, the strength of which is below that of the

ao Materials der Wandteile liegt und so bemessen ist, daß sie der einsetzende Staudruck selbsttätig zerstören kann.ao material of the wall parts is and is dimensioned so that they automatically destroy the dynamic pressure that occurs can.

Claims

Patent claims:

1. Combination engine, consisting of a rocket engine as a launch engine and a Ramjet engine as a cruise engine, with a common combustion chamber for both engines, in front of a shut-off device in the form of a closed, destructible, with its outer circumference with the engine housing Transverse wall connected via predetermined breaking points is provided, which during the rocket operation The air flow path for the ramjet mode is blocked and only at the start of the ramjet mode releases, with the transverse wall removed towards the end or after the end of the rocket operation is, characterized in that the transverse wall (6 or 16) over its entire surface consists of several individual wall parts, the mutual connections of which are predetermined breaking points form.

2. Combination engine according to claim 1, characterized in that the predetermined breaking points between the individual wall parts (6 or 16) made of a combustible material, in particular easily ignitable powder mass, exist in the form of a connecting grid (7 or 17).

3. Combination engine according to claim 1, characterized in that the individual wall parts (6 α or 16 a), as known for the closed (one-piece) transverse wall, are made of combustible material.

4. Combination engine according to claim 1, 2 or 3, characterized in that the transverse wall (16) is curved towards the thrust nozzle (10).

1 sheet of drawings