DE1227732B - Control system for an air-sucking gas turbine jet engine in a missile to generate lift by gas jets directed downwards - Google Patents

Description

Regelanlage für ein luftansaugendes Gasturbinenstrahltriebwerk in einem Flugkörper zum Erzeugen eines Auftriebes durch nach unten gerichtete Gasstrahlen Die Erfindung betrifft eine Regelanlage für ein luftansaugendes Gasturbinenstrahltriebwerk in einem Flugkörper zum Erzeugen eines Auftriebes durch nach unten gerichtete Gasstrahlen, ausgerüstet mit einem Kompressor zur Erzeugung des Gasstrahlenmediums mit einer den Kompressor antreibenden Turbine, mit einem in der Arbeitsmittelströmung zwischen Kompressor und Turbine angeordneten Brennkammerabschnitt, mit einer Brennstoffzuführeinrichtung und einer von der Turbinenbetriebsdrehzahl als konstant zu haltender Regelgröße abhängigen Regeleinrichtung für die Brennstoffmenge sowie mit Entnahmeeinrichtungen stromauf von der Turbine für komprimiertes, etwa auf Brennkammerdruck befindliches Gas, wobei vom Piloten betätigbare Mittel zum Einstellen des Sollwertes der Regeleinrichtung und eine Mehrzahl von Hilfsdüsen für das aus dem Triebwerk entnommene Gas vorgesehen sind, die so im Abstand vom Schwerpunkt des Flugkörpers liegen, daß die aus ihnen austretenden Gasstrahlen Momente auf den Flugkörper zur Änderung seines Flugzustandes auszuüben vermögen. Derartige Regel- oder Steuereinrichtungen sind für Luftfahrzeuge mit Gasturbinenantrieb bekannt.Control system for an air-sucking gas turbine jet engine in a missile for generating lift by downwardly directed gas jets The invention relates to a control system for an air-sucking gas turbine jet engine in a missile to generate lift by downwardly directed gas jets, equipped with a compressor for generating the gas jet medium with a The turbine driving the compressor, with one in the working medium flow between Compressor and turbine arranged combustion chamber section, with a fuel supply device and one of the turbine operating speed as a controlled variable to be kept constant dependent control device for the amount of fuel as well as with extraction devices upstream of the turbine for compressed, approximately at combustion chamber pressure Throttle, with means operable by the pilot for setting the setpoint of the control device and a plurality of auxiliary nozzles are provided for the gas withdrawn from the engine are, which are so at a distance from the center of gravity of the missile that the out of them exiting gas jets moments on the missile to change its flight condition be able to exercise. Such regulating or control devices are for aircraft known with gas turbine drive.

Die Aufgabe der Erfindung wird darin gesehen, eine Regel- und Steueranlage für das Strahltriebwerk eines Flugkörpers derart auszubilden, daß die thermodynamisch unwirtschaftliche Anzapfung der heißen Verbrennungsgase stromaufwärts von der Turbine des Strahltriebwerkes zur Beaufschlagung der Hilfsdüsen nur dann und in der Weise vorgenommen wird, wenn tatsächlich ein Steuermoment zur Veränderung des Flugzustandes erforderlich ist bzw. daß auf Grund der Anzapfung der heißen Gasströmung innerhalb der Brennkammer nicht die Lebensdauer der Turbine infolge zu hoher Gastemperaturen und geringem Strömungsdurchsatz verringert wird. In Lösung dieser Aufgabe ist eine Regel- bzw. Steueranlage der eingangs bezeichneten Art erfindungsgemäß gekennzeichnet durch ein an sich bekanntes Ventil in oder neben jeder Hilfsdüse, das nur bei Bedarf an einem Steuermoment zur Änderung des Flugzustandes geöffnet wird.The object of the invention is seen in a regulation and control system for the jet engine of a missile in such a way that the thermodynamically Inefficient tapping of the hot combustion gases upstream of the turbine of the jet engine to act on the auxiliary nozzles only then and in such a way is made when actually a control torque to change the flight condition is required or that due to the tapping of the hot gas flow within the combustion chamber does not extend the service life of the turbine due to excessively high gas temperatures and low flow rate is reduced. In the solution to this problem is a Regulation or control system of the type indicated according to the invention by a known valve in or next to each auxiliary nozzle, which is only used when required is opened at a control moment to change the flight condition.

Der Vorteil dieses Merkmals läßt sich am besten bei Betrachtung eines Triebwerks erläutern, bei dem ein Regler angeordnet ist, der die Turbinendrehzahl auf einem beliebigen, von dem Flugzeugführer gewählten konstanten Bezugswert in der Weise regelt, daß die Brennstoffzufuhr zur Brennkammer der Turbine nach Bedarf verändert wird, um jegliche Abweichung der Drehzahl von dem gewählten Bezugswert zu korrigieren. Diese konstante Turbinendrehzahl führt naturgemäß zu einer konstanten Kompressordrehzahl und mithin zu einer konstanten Schubkraft der Turbine. Der Wahl der Turbinendrehzahl und damit der Schubkraft, die durch den Flugzeugführer vorgewählt wird, ist dadurch eine obere Grenze gesetzt, daß eine erhöhte Drehzahl einen erhöhten Brennstoifdurchfluß und damit auch eine erhöhte Temperatur in der Brennkammer bewirkt, so daß eine hohe Turbineneintrittstemperatur die unausbleibliche Folge ist. Letzteres ist in erster Linie maßgeblich für die Lebensdauer der Turbine, insbesondere deren Schaufeln. Es ist daher für jede Turbine ein Temperatureintrittswert der Brenngase vorgeschrieben, der für eine nennenswerte Zeitdauer nicht überschritten werden sollte.The benefit of this feature can best be seen by looking at a Explain engine in which a controller is arranged, which the turbine speed on any constant reference value in. chosen by the pilot the way regulates that the fuel supply to the combustion chamber of the turbine as needed is changed to any deviation of the speed from the selected reference value to correct. This constant turbine speed naturally leads to a constant one Compressor speed and therefore a constant thrust of the turbine. Of choice the turbine speed and thus the thrust, which is preselected by the pilot is, an upper limit is set in that an increased speed an increased Causes fuel flow and thus also an increased temperature in the combustion chamber, so that a high turbine inlet temperature is the inevitable consequence. The latter is primarily decisive for the service life of the turbine, especially its Shovels. There is therefore a temperature entry value for the fuel gases for each turbine prescribed, which should not be exceeded for a significant period of time.

Es sei nun angenommen, daß ein solches Gasturbinenstrahltriebwerk mit konstanter Entnahme für die Hilfsdüsen arbeitet, und es sei weiter angenommen, daß dieses Triebwerk gemäß dem obenerwähnten Merkmal der Erfindung abgewandelt worden ist. Bei maximaler Hilfsdüsensteuerung ist die Situation unverändert, jedoch bei Nullbedarf der Hilfsdüsensteuerung strömt das dem Brenner insgesamt zugeführte komprimierte Gas zur Turbine, anstatt zwischen der Turbine und den Hilfsdüsen aufgeteilt zu werden. Infolgedessen strömt ein verstärkter Gasstrom durch die Turbine, wobei die gleiche Drehzahl bei einer niedrigeren Turbineneintrittstemperatur aufrechterhalten wird. (Es wird etwa die gleiche Menge Brennstoff in einer größeren Luftmenge verbrannt.) Unter diesen Umständen kann die obere Grenze der durch den Piloten gewählten Schubkraft durch Wahl der Turbinendrehzahl erhöht werden, so daß ein verstärkter Schub von demselben Triebwerk erreicht werden kann, ohne die obere Grenze der Turbineneintrittstemperatur zu überschreiten.It is now assumed that such a gas turbine jet engine works with constant extraction for the auxiliary nozzles, and it is further assumed that this engine has been modified according to the above-mentioned feature of the invention is. At maximum auxiliary jet control, the situation is unchanged, but at Zero requirement of the auxiliary nozzle control, the compressed air supplied to the burner flows as a whole Gas to the turbine instead of being split between the turbine and the auxiliary nozzles. As a result, an amplified one flows Gas flow through the turbine, maintaining the same speed at a lower turbine inlet temperature will. (About the same amount of fuel is burned in a larger amount of air.) In these circumstances, the upper limit of the thrust chosen by the pilot may be can be increased by choosing the turbine speed, so that an increased thrust of the same engine can be achieved without the upper limit of the turbine inlet temperature To exceed.

Es ist jedoch zu berücksichtigen, daß beim Durchführen einer Hilfsdüsensteuerung der Gasstrom durch die Turbine abfällt und daher die Turbineneintrittstemperatur ansteigt. Da eine solche Hilfsdüsensteuerung stets von kurzer Dauer ist und bei der Aufwärmung der Turbinenschaufeln eine zeitliche Verzögerung auftritt, ist es unbedenklich, daß die Turbineneintrittstemperatur bei extremer Hilfsdüsensteuerung die normale obere Grenze überschreitet, jedoch darf andererseits bei Null-Bedarf der Hilfsdüsensteuerung die Turbineneintrittstemperatur nicht bis gerade zu dieser Grenze ansteigen. Was zulässig ist, hängt - genauer gesagt - von der Frequenz und der Größe der zu erwartenden Hilfsdüsensteuerungsfälle ab.It should be noted, however, that when performing auxiliary nozzle control the gas flow through the turbine drops and therefore the turbine inlet temperature increases. Since such an auxiliary nozzle control is always short-lived and with There is a delay in the warming up of the turbine blades harmless that the turbine inlet temperature with extreme auxiliary nozzle control exceeds the normal upper limit, but is allowed on the other hand at zero demand of the auxiliary nozzle control, the turbine inlet temperature does not exactly reach this Increase limit. What is permissible depends - more precisely - on the frequency and the size of the expected auxiliary nozzle control cases.

Vorzugsweise ist jede Hilfsdüse einer aerodynamischen Steuerfläche zugeordnet und das jeweilige Ventil der Düse mit der Steuerfläche derart gekuppelt, daß es beim Verschwenken der Steuerfläche aus ihrer normalen. Stellung in der einen Richtung fortschreitend öffnet und bei Versch,#renken der Steuerfläche aus der neutralen Stellung in der entgegengesetzten Richtung geschlossen bleibt. Es kann ferner eine Meßvorrichtung für die Entnahmemenge komprimierten Gases .stromauf der Turbine vorgesehen sein, die als Störgröße auf die Regeleinrichtung in dem Sinne einwirkt, daß sich deren Solldrehzahl bei Erhöhung der Entnahmemenge verringert.Preferably each auxiliary nozzle is an aerodynamic control surface assigned and the respective valve of the nozzle coupled to the control surface in such a way that that it is when pivoting the control surface from its normal. Position in one Direction progressively opens and when moving the control surface from the neutral Position in the opposite direction remains closed. It can also be a Measuring device for the amount of compressed gas withdrawn. Provided upstream of the turbine be, which acts as a disturbance on the control device in the sense that their target speed is reduced when the withdrawal amount is increased.

Bei zur Steuerung der Längs- und Querneigung des Flugkörpers nach unten gerichteten Hilfsdüsen kann die automatische -Messung zwischen dem Reglersollwert bei, einer beliebigen Einstellung und der Entnahmemenge . eine derartige Beziehung herstellen, daß der gesämte, auf den Flugkörper nach oben wirkende Schub im wesentlichen konstant bleibt. Die automatische Meßvorrichtung kann zwischen dem Reglersollwert bei einer beliebigen Einstellung und der Entnahmemenge auch eine Beziehung herstellen, bei welcher der gesamte, auf den Flugkörper nach oben wirkende Schub bei einer Entnahmemenge gleich Null am größten ist.For controlling the longitudinal and lateral inclination of the missile according to The auxiliary nozzles directed downwards can be used to automatically measure between the controller setpoint at, any setting and the withdrawal quantity. such a relationship produce that all of the upward thrust acting on the missile is essentially remains constant. The automatic measuring device can switch between the controller setpoint create a relationship with any setting and the withdrawal quantity, at which the total thrust acting upwards on the missile with a withdrawal amount is greatest equal to zero.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung können in an sich bekannter Weise seitliche Schubdüsen an das Triebwerk angeschlossen sein, welche Luft vom Kompressor mit Zwischendruck aufnehmen und ausstoßen, während zweite seitliche Hauptdüsen an das Triebwerk angeschlossen sind, die das Turbinengas aufnehmen und ausstoßen.In a further embodiment of the invention, known per se Way side thrusters be connected to the engine, which air from Compressor with intermediate pressure pick up and discharge, while second side main nozzles connected to the engine, which absorb and expel the turbine gas.

Weitere Eigenschaften und Vorteile der Erfindung gehen aus der Beschreibung eines Ausfühiungsbeispieles eines in einen Flugkörper eingebauten Triebwerkes in Verbindung mit den Zeichnungen hervor, die zum größten Teil schematisch sind.Further properties and advantages of the invention emerge from the description an exemplary embodiment of an engine built into a missile in Connection with the drawings, most of which are schematic.

F i g. 1 ist eine Ansicht eines Triebwerkes samt Flugkörper von unten, teilweise im Schnitt; F i g. 2 ist eine Seitenansicht des Heckteiles des Flugkörpers allein; F i g. 3 ist eine seitliche Schnittansicht des Triebwerkes und zeigt schematisch die Flugsteuerungsanlage; F i g. 4 ist ein Schnitt nach der Linie 4-4 der Fig.3; .. F i g. 5, 6 und 7 erläutern schematisch die Wirkung der Steuerungsanlage. ' Der in F i g. 1 und 2 gezeigte Flugkörper weist einen Körper 10 auf, der mit zwei Tragflächen 11, den Höhenflossen 12 und der Seitenflosse 13 versehen ist. In den Flugkörper ist ein Triebwerk eingebaut, das ein Gebläse 14 aufweist, das die Luft von Lufteinlaßkanälen 15 empfängt, sie komprimiert und teilweise an zwei drehbare Krümmerhauptdüsen 16 abgibt, die durch die entgegengesetzten Seiten des Körpers ragen, und den Rest an einen Kompressor 17 weiterleitet, der ihn unter einem maximalen Arbeitsdruck in eine Brennkammer 18 abgibt, in der der Brennstoff verbrannt wird, um die Luft zu erhitzen. Die erhitzte Luft durchströmt zuerst eine Hochdruckturbine 18, die mittels einer Welle 20 an den Rotor des Kompressors 17 angeschlossen ist, und dann eine Niederdruckturbine 21, die über eine Welle 22 mit dem Rotor des Gebläses 14 gekup= pelt ist.F i g. 1 is a view of an engine including missile from below, partly in section; F i g. Fig. 2 is a side view of the tail portion of the missile alone; F i g. Figure 3 is a side sectional view of the engine showing schematically the flight control system; F i g. Figure 4 is a section on line 4-4 of Figure 3; .. F i g. 5, 6 and 7 schematically explain the effect of the control system. 'The in Fig. The missile shown in FIGS. 1 and 2 has a body 10 which is provided with two wings 11, the horizontal fins 12 and the vertical fin 13. An engine is built into the missile which has a fan 14 which receives the air from air inlet ducts 15 , compresses it and partially discharges it to two main rotatable manifold nozzles 16 protruding through opposite sides of the body, and forwards the remainder to a compressor 17 , which delivers it under a maximum working pressure into a combustion chamber 18 in which the fuel is burned to heat the air. The heated air first flows through a high-pressure turbine 18, which is connected to the rotor of the compressor 17 by means of a shaft 20 , and then a low-pressure turbine 21, which is coupled to the rotor of the fan 14 via a shaft 22.

Schließlich werden die Abgase von Turbinen, die sich nun unter einem Druck befinden, der unterhalb des maximalen Kreislaufdruckes liegt, durch zwei weitere drehbare Krümmerhauptdüsen 23 ausgelassen. Die Düsen 16 und 23 sind so angeordnet, daß sie sich von einer in F i g. 1 gezeigten Stellung, in der die Ausströmung für einen Vorwärtsflug des Flugkörpers nach hinten erfolgt, in eine Stellung drehen können, in der das Auströmen nach unten gerichtet ist, damit der Flugkörper senkrecht starten und landen kann. Das Triebwerk ist so in dem Flugkörper angeordnet, daß zumindest der resultierende Schub der vier Düsen, wenn die Düsen sich in der zuletzt erwähnten Stellung befinden, durch oder dicht neben dem Schwerkraftzentrum des Flugkörpers wirkt.Eventually the exhaust gases from turbines, which are now under a Pressure that is below the maximum circuit pressure, by two more rotatable manifold main nozzles 23 are omitted. The nozzles 16 and 23 are arranged so that that they differ from one in FIG. 1 position shown in which the outflow for forward flight of the missile backwards, turn to one position can, in which the outflow is directed downwards, so that the missile is vertical can take off and land. The engine is arranged in the missile that at least the resulting thrust of the four nozzles when the nozzles are in the last mentioned position are through or close to the center of gravity of the missile works.

Bei diesem Beispiel wird ein Teil des Arbeits-Strömungsmittels von dem Triebwerk zu den Düsen 16 abgeleitet, bevor der maximale Kreislaufdruck erreicht wird, und ein Teil wird an die Düsen 23 abgegeben, nachdem dessen Druck durch Energieente zug in den Turbinen 19 und 21 auf einen Wert unter halb des maximalen Kreislaufdruckes verringert wory den ist. Die Erfindung kann jedoch gleichermaßen auf Triebwerke angewendet werden, in denen die. Hauptdüsen gänzlich mit dem Turbinenabgas be, liefert werden.In this example, a portion of the working fluid is taken from the engine diverted to the nozzles 16 before the maximum circuit pressure is reached is, and a part is discharged to the nozzles 23 after its pressure by energy duck train in the turbines 19 and 21 to a value below half the maximum circuit pressure decreased wory that is. However, the invention can equally apply to jet engines are used in which the. Main nozzles are completely supplied with the turbine exhaust gas will.

Für die Stellungssteuerung beim normalen Flug ist der Flugkörper mit herkömmlichen Querrudern 24 a; 24 b, Höhenrudern 25 und einem senkrecht- stehenden Steuer 26 versehen. Die Querruder werden durch seitliche Bewegungen an dem Steuerknüppel 27 über die Übertragungsvorrichtungen 27 a, 27 b differential; d. h. im Gegensinn zueinander, betätigt. Die Höhen= ruder werden durch die Längsbewegung des Steuerknüppels über die Übertragung 28 betätigt und das Steuer 26 durch Bewegungen von einer Steuerstange 29 über eine Übertragung 30. In F i g. 3 sind die Übertragungen so dargestellt, daß jede einen hydraulischen Übertrager 31 und Kraftverstärker 32 ein-. schließt.For position control during normal flight, the missile is equipped with conventional ailerons 24 a; 24 b, elevators 25 and a vertical rudder 26. The ailerons are differential by lateral movements on the joystick 27 via the transmission devices 27 a, 27 b ; ie in the opposite direction to each other, actuated. The elevators are actuated by the longitudinal movement of the control stick via the transmission 28 and the control 26 by movements of a control rod 29 via a transmission 30. In FIG. 3, the transmissions are shown in such a way that each has a hydraulic transmitter 31 and a power amplifier 32. closes.

Wenn der Flugkörper eine Vorwärtsgeschwindigkeit hat, die nicht ausreicht, damit die aerodynamischen Steuerflächen wirksam werden können, ist für die Stellungssteuerung eine Hilfsdüsenanlage vorgesehen, die zwei nach unten gerichtete Düsen 33 a, 33b an den Tragflächenspitzen zur Steuerung der Querneigung, zwei nach unten gerichtete Düsen 34a, 34b an den vorderen und hinteren Enden des Körpers zur Steuerung der Längsneigung und zwei zur Seite zeigende Düsen 35 a und 35 b auf der Seitenflosse 13 zur Seitensteuerung aufweist.If the missile has a forward speed that is insufficient for the aerodynamic control surfaces to be effective, an auxiliary nozzle system is provided for position control, the two downward-facing nozzles 33a, 33b on the wing tips to control the bank angle, and two downward-facing nozzles 34 a, 34 b at the front and rear ends of the body for controlling the longitudinal inclination and two side-facing nozzles 35 a and 35 b on the fin 13 for lateral control.

Wie in F i g. 3 gezeigt ist, wird das Arbeitsströmungsmittel für die Abgabe an die Hilfsdüsen aus dem Gehäuse 36 der Brennkammer 18 entnommen, in dem der höchste Druck des Betriebskreislaufes des Triebwerkes erreicht wird, und nachdem es durch eine Mengenmeßvorrichtung 37 und ein Absperrventil 38 geströmt ist, tritt es in die Leitung 39 ein. Die Bedeutung der Mengenmeßvorrichtung 37 wird später eingehender erläutert. Sie ist angeordnet, um über eine Leitung 47 auf die Sollwerteinstellung eines Reglers 44 einzuwirken. Dieser Regler ist so angeordnet, daß er die Drehzahl der Turbine 21 und des Gebläses 14 im wesentlichen gleichmäßig auf einem Wert hält, der durch die Einstellung des Sollwertes dargestellt wird. Der Regler erreicht dieses durch Änderung der Brennstoffzufuhr durch eine Brennstoffanlage 45 zu der Brennkammer 18 jeweils bei Beginn einer Abweichung der Drehzahl von dem Sollwert. Die Einstellung des Sollwertes wird durch Summierung des Eingangs von der Leitung 47 und eines Eingangs von einer durch den Piloten betätigten Drosselsteuerung 46 bewirkt. Das Ventil 38 ermöglicht es, die Anlage während des Vorwärtsfluges abzusperren, wenn die Drehzahl hoch genug ist, um eine ausreichende Steuerung durch die aerodynamischen Steuervorrichtungen zu gestatten.As in Fig. 3, the working fluid for the Discharge to the auxiliary nozzles taken from the housing 36 of the combustion chamber 18, in which the highest pressure of the operating circuit of the engine is reached, and after it has passed through a quantity measuring device 37 and a shut-off valve 38 occurs it enters line 39. The importance of the quantity measuring device 37 will be given later explained in more detail. It is arranged to adjust the setpoint value via a line 47 a controller 44 to act. This controller is arranged so that it controls the speed keeps the turbine 21 and the fan 14 essentially uniformly at one value, which is represented by the setting of the setpoint. The controller achieves this by changing the fuel supply by a fuel system 45 to the combustion chamber 18 each at the beginning of a deviation of the speed from the target value. The setting the setpoint is obtained by summing the input from line 47 and an input caused by a pilot operated throttle control 46. The valve 38 enables the system to be shut off during forward flight if the speed is high enough to have adequate control by the aerodynamic control devices to allow.

Jede Düse 33 a, 33 b, 34 a und 34 b ist mit einem schwenkbaren Schirm 40 versehen, um ventilartig die Auslaßfläche und daher auch die ausgelassene Menge an Arbeitsströmungsmittel zu regeln. Die Schirme der an den Tragflächenspitzen angeordneten Düsen 33 a und 33 b sind mit den entsprechenden Querrudern 24a und 24b verbunden, so daß der Schirm, wenn ein Querruder aus einer neutralen Stellung gedreht wird; um die Tragfläche anzuheben, auf der es befestigt ist, die Düse öffnet, damit in derselben Richtung ein Schubmoment um den Schwerpunkt des Flugkörpers entwickelt werden kann. Das gegenüberliegende Querruder wird gleichzeitig nach oben gedreht, aber die Schirme überlappen die Düsenauslässe genügend, um die Düsen während der Bewegungen in dieser Richtung geschlossen zu halten.Each nozzle 33 a, 33 b, 34 a and 34 b is provided with a pivotable screen 40 in order to regulate the outlet area in the manner of a valve and therefore also the discharged amount of working fluid. The screens of the nozzles 33 a and 33 b arranged at the wing tips are connected to the corresponding ailerons 24 a and 24 b, so that the screen when an aileron is rotated from a neutral position; to raise the wing on which it is attached, the nozzle opens so that a moment of thrust can be developed in the same direction around the center of gravity of the missile. The opposite aileron is turned up at the same time, but the screens overlap the nozzle outlets enough to keep the nozzles closed while moving in that direction.

Der Schirm 40 der Heckdüse 34 b ist in ähnlicher Weise mit den Höhenrudern 25 verbünden, so daß sich die Düse öffnet, wenn die Höhenruder aus einer neutralen Stellung nach unten gedreht werden. Da keine aerodynamische Steuerungsfläche neben der Düse 34 a an dem vorderen Ende des Körpers vorhanden ist, wird der Schirm von dieser Düse durch einen hydraulischen Kraftverstärker 32 betätigt, der in dem Sinne an dem Höhenruderübertragungssystem 28 angeschlossen ist, daß sich die Düse öffnet, wenn die Höhenruder 25 nach oben gedreht werden.The screen 40 of the stern nozzle 34b is similar to the elevator 25 ally so that the nozzle opens when the elevator is out of neutral Can be turned downwards. Since there is no aerodynamic control surface next to it the nozzle 34 a is present at the front end of the body, the screen of this nozzle is actuated by a hydraulic booster 32, which in the sense is connected to the elevator transmission system 28 that the nozzle opens, when the elevators 25 are turned up.

Die Seitensteuerdüsen 35a und 35b können ähnlich beschaffen und in ähnlicher Weise an dem senkrechtsteh,enden Ruder 26 verbunden sein, so daß sich die Düse auf der Seite öffnet, zu der das Ruder gedreht wird. In den F i g. 3 und 4 ist ein etwas vereinfachtes System gezeigt, in dem die Düsenauslaßöffnungen 35 a und 35 b Öffnungen in den gegenüberliegenden Seiten eines zylindrischen Gehäuses 41 und die Schirme als eine äußere drehbare Hülse 42 kombiniert sind, die die Öffnungen 43 a und 43 b aufweist, welche in der neutralen Stellung der Rudersteuerung sich nicht mit den Düsenauslaßöffnungen decken, von denen aber eine oder mehrere sich in eine Dekkung bewegen, wenn die Rudersteuerung betätigt wird.The side control nozzles 35a and 35b can be of a similar nature and can be connected in a similar manner to the upright end rudder 26 so that the nozzle opens on the side towards which the rudder is turned. In the F i g. 3 and 4 a somewhat simplified system is shown in which the nozzle outlet openings 35 a and 35 b openings in the opposite sides of a cylindrical housing 41 and the screens are combined as an outer rotatable sleeve 42 which has the openings 43 a and 43 b, which in the neutral position of the rudder control do not coincide with the nozzle outlet openings, but one or more of which move into a cover when the rudder control is operated.

F i g. 5 erläutert den senkrechten Flugbetrieb eines Flugkörpers, und zwar nicht gemäß der Erfindung, bei dem die nach unten gerichteten Hilfsdüsen für die Längssteuerung und die Quersteuerung bei einer gleichbleibenden Entnahme von Arbeitsströmungsmittel aus dem Triebwerk differential, d. h. im Gegensinn zueinander betrieben werden, wobei sich mit zunehmendem Öffnen der einen Düse die andere Düse um das gleiche Ausmaß schließt. Das heißt, die in F i g. 3 gezeigten Ventile 40 für die Längs- und Neigungssteuerung werden durch differential, d. h. im Gegensinn zueinander betätigte Ventile ersetzt. Die Abszisse des Diagramms stellt den Steuerbedarf (d. h. die Verschiebung der Steuerknüppels aus einer neutralen Stellung) dar, der sich von »Null« auf der linken Seite bis zum »Maximum« auf der rechten Seite erhöht. über dieser Abszisse sind mit Ordinaten in jedem Fall und für gleichbleibende Einstellung der vom Piloten zu verändernden Steuerung 46 entsprechend der maximal zulässigen Schubkraft folgende Werte eingezeichnet: a) Gebläsedrehzahl NF. Diese wird durch den Regler 44 (F i g. 3) konstant gehalten, der auf die Brennstoffanlage 45 einwirkt, um die Brennstoffabgabe in die Brennkammer 18 zu regeln. Der Drehzahlsollwert des Reglers kann im unteren Bereich auf Wunsch durch die Drosselsteuerung 46 des Piloten verändert werden, aber es fehlen die Entnahmemengenmeßvorrichtung 37 und die Leitung 47, und daher besteht keine selbsttätige Änderung des Sollwertes.F i g. 5 explains the vertical flight operation of a missile, not according to the invention, in which the downwardly directed auxiliary nozzles for the longitudinal control and the transverse control are operated differentially, ie in opposite directions, with increasing Opening one nozzle closes the other nozzle by the same amount. That is, the one shown in FIG. Valves 40 shown in FIG. 3 for the longitudinal and inclination control are replaced by differential valves, ie valves which are actuated in opposite directions to one another. The abscissa of the diagram represents the tax demand (ie the displacement of the control stick from a neutral position), which increases from "zero" on the left to the "maximum" on the right. The following values are plotted above this abscissa with ordinates in each case and for a constant setting of the control 46 to be changed by the pilot in accordance with the maximum permissible thrust: a) Fan speed NF. This is kept constant by the controller 44 (FIG. 3), which acts on the fuel system 45 in order to regulate the fuel delivery into the combustion chamber 18. The speed setpoint of the controller can be changed in the lower range if desired by the pilot's throttle control 46, but the withdrawal quantity measuring device 37 and the line 47 are missing, and therefore there is no automatic change in the setpoint.

b) Mengenstrom am Arbeitsströmungsmittel WB, der in die Hilfsdüsenleitung 39 strömt. Dieser ist auch konstant.b) Mass flow of the working fluid WB which flows into the auxiliary nozzle line 39. This is also constant.

e) Turbineneingangstemperatur T. E. T. Diese bleibt konstant, da NF und WB konstant sind.e) Turbine inlet temperature T. ET This remains constant because NF and WB are constant.

d) Hauptdüsenschub XMN. Dieser bleibt konstant. e) Hilfsdüsenschub XAN. Dieser bleibt konstant.d) Main jet thrust XMN. This remains constant. e) auxiliary nozzle thrust XAN. This remains constant.

f) Oberer Gestamtschub XGT. Dieser ist die Summe von XMN und XAN, da der Schub von allen Düsen senkrecht ist.f) Upper general thrust XGT. This is the sum of XMN and XAN, since the thrust from all nozzles is perpendicular.

F i g. 6 zeigt zum Vergleich die Wirkung, die durch die Steuerung der Hilfsdüsen durch die in F i g. 3 gezeigten Mittel erreicht wird, so daß Arbeitsströmungsmittel nur aus dem Triebwerk entnommen wird, wenn ein Steuermoment benötigt wird. Dieses ist gemäß dem ersten Merkmal der Erfindung, aber ohne das zweite Merkmal, d. h. ohne irgendeine automatische Änderung des Sollwertes des Reglers 44.F i g. 6 shows the effect produced by the control for comparison the auxiliary nozzles through the in F i g. 3 is achieved so that working fluid is only taken from the engine when a control torque is required. This is according to the first feature of the invention but without the second feature, i.e. H. without any automatic change in the setpoint of controller 44.

Die Kurve WB steigt daher von Null bei Nullsteuerungsbedarf zu ihrem Höchstwert (der hier derselbe wie beim Betrieb nach der F i g. 5 ist) bei maximalem Steuerungsbedarf an. Der Wegfall der Entnahme bei »Null«-Steuerbedarf erzeugt ein entsprechendes Ansteigen im Mengenfluß durch die Turbinen, wie es bereits ausgeführt wurde, so daß die Turbineneinlaßtemperatur T. E.T., wenn die- Gebläsegeschwindigkeit NF konstant auf ihrem gleichen Wert wie in - F i g. 5 gehalten wurde, bei »Null«-Steuerungsbedarf geringer als in F i g. 5 sein und ihren vorhergehenden Wert nur bei »Maximum«-Steuerungsbedarf wiedergewinnen würde. Die höheren Teilbereiche des Steuerungsbedarfs können jedoch nur intermittierend für kurze Zeitabschnitte benutzt werden, während deren es möglich ist, ohne die Lebensdauer des Triebwerkes zu beeinträchtigen, die maximale Schubkraft der Turbine dadurch zu erhöhen, daß das allgemeine Maß von T. E.T. angehoben wird, wie es in F i g. 6 gezeigt ist. Die so erzeugte zusätzliche Kraft gestattet eine höhere Gebläsedrehzahl NF (oder die Verwendung eines Gebläses mit größerem Mengenfluß bei gleicher Drehzahl) und führt, verglichen mit F i g. 5, zu einem höheren Hauptdüsenschub XMN. Der obere Gesamtschub XGT erhöht sich nun mit dem Steuerungsbedarf von einem Wert bei »Null«-Steuerungsbedarf, der etwas über dem in F i g. 5 gezeigten Wert liegt, zu einem wesentlich höheren Wert bei »Maximum«-Steuerungsbedarf. Dieser hohe endgültige Wert ist jedoch beim Betrieb des Flugkörpers von keiner so großen Bedeutung, und er wird daher vorzugsweise in Übereinstimmung mit dem zweiten Merkmal der Erfindung für eine zusätzliche Verbesserung im oberen Gesamtschub im Zustand keiner oder nur geringer Hilfsdüsensteuerung ausgetauscht, wie es nunmehr beschrieben wird.The curve WB therefore rises from zero when there is a need for zero control to its maximum value (which is the same here as in the operation according to FIG. 5) when there is a need for maximum control. The elimination of the withdrawal at "zero" control requirement produces a corresponding increase in the flow through the turbines, as has already been explained, so that the turbine inlet temperature T. ET when the fan speed NF is constant at the same value as in - F i g . 5 was held, with "zero" control requirement lower than in FIG. 5 and would only regain its previous value in the event of a "maximum" control requirement. However, the higher sub-ranges of the control requirement can only be used intermittently for short periods of time during which it is possible, without impairing the life of the engine, to increase the maximum thrust of the turbine by increasing the general level of T. ET, such as it in Fig. 6 is shown. The additional force generated in this way allows a higher fan speed NF (or the use of a fan with a larger flow rate at the same speed) and results in comparison with FIG. 5, to a higher main jet thrust XMN. The upper total thrust XGT now increases with the control requirement from a value at "zero" control requirement, which is slightly above that in FIG. 5 is at a much higher value with "Maximum" control requirement. This high final value is, however, of little importance in the operation of the missile and is therefore preferably exchanged in accordance with the second aspect of the invention for additional improvement in the upper total thrust in the state of no or little auxiliary jet control, as will now be described .

Um das vorgenannte Ergebnis zu erreichen, ist die in dem Entnahmekanal von dem Triebwerk angeordnete Mengenmeßvorrichtung 37 so an den Regler 44 über die Leitung 47 angeschlossen, daß sie den Sollwert der Gebläsedrehzahl NF verringert, während sich der Entnahmefluß für eine gegebene Einstellung der durch den Piloten zu verändernden Drosselsteuerung 46 vergrößert.In order to achieve the aforementioned result, the quantity measuring device 37 arranged in the extraction duct of the engine is connected to the controller 44 via the line 47 in such a way that it reduces the nominal value of the fan speed NF , while the extraction flow for a given setting by the pilot to be changed throttle control 46 enlarged.

Wie in F i g. 7 gezeigt ist, die sich auf die kombinierte Verwendung von beiden Merkmalen der Erfindung bezieht, wird dadurch die Steigung der T.E.T.-Kurve vermindert, und es wird möglich, mit derselben Triebwerkslebensdauer NF und XGT bei Null-Bedarf der Hilfsdüsensteuerung noch mehr anzuheben. Das Verhältnis der Herabsetzung der Solldrehzahl zum Anstieg der Entnahmemenge wird durch die abfallende Linie der grafischen Darstellung NF gegenüber dem Hilfsdüsensteuerung-Steuerbedarf dargestellt. Diese Linie kann gemäß der erwünschten Leistung gewählt werden. Beispielsweise in dem in F i g. 7 gezeigten besonderen Fall ist die Steigung dieser Linie derart, um XGT unabhängig vom Steuerungsbedarf zu machen. Dadurch ergibt sich der doppelte Vorteil, daß XGT auf den höchstmöglichen Wert bei dem Zustand angehoben wird, der beim Betrieb eines gut entworfenen Flugkörpers der übliche ist oder sein sollte, nämlich ein Zustand, in dem keine oder nur geringe Hilfsdüsensteuerung notwendig ist, und daß die senkrechte Beschleunigung des Flugkörpers während des Startens und Landens unabhängig von dem Hilfsdüsensteuerungsbedarf gemacht wird.As in Fig. 7, which relates to the combined use of both features of the invention, this reduces the slope of the TET curve and makes it possible to increase NF and XGT even more with the same engine life with zero auxiliary nozzle control requirements. The ratio of the reduction in the target speed to the increase in the withdrawal amount is shown by the sloping line in the graph NF compared to the auxiliary nozzle control control requirement. This line can be chosen according to the desired performance. For example, in the one shown in FIG. 7, the slope of this line is such as to make XGT independent of the need for control. This has the double advantage that XGT is raised to the highest possible value in the state which is or should be the usual in the operation of a well-designed missile, namely a state in which little or no auxiliary jet control is necessary, and that the vertical acceleration of the missile during take-off and landing is made independent of the auxiliary nozzle control requirement.

Die abfallende Tendenz der NF-Linie gegen den Steuerungsbedarf kann vorteilhafterweise in den meisten Fällen größer sein (in Fig. 7 gezeigt), bevor diese bei XGT konstant wird. Mit solch einem großen Abfall der Linie NF und bei immer noch gleichbleibender Lebensdauer des Triebwerkes wird der mit den niedrigen Steuerungsentnahmeverhältnissen verbundene Gesamtschub auf Kosten des Gesamtschubes bei hohen Entnahmeverhältnissen vergrößert. Es kann eine recht große Verringerung in XGT an dem »Maximum«-Bedarfsende des Steuerungsbereiches geduldet werden, da die in Frage stehenden Zeitabschnitte für die Verringerung in XGT zu kurz sind, um eine bedeutsame Wirkung auf die senkrechte Geschwindigkeit des Flugkörpers auszuüben.The falling tendency of the LF line against the control requirement can advantageously be greater in most cases (shown in FIG. 7) before it becomes constant at XGT. With such a large drop in the NF line and with the engine life still remaining the same, the total thrust associated with the low control extraction ratios is increased at the expense of the total thrust at high extraction ratios. Quite a large reduction in XGT can be tolerated at the "maximum" demand end of the control area, since the time periods in question for the reduction in XGT are too short to have a meaningful effect on the vertical velocity of the missile.

In der Erläuterung der F i g. 5, 6 und 7 ist das Entnahmeströmungsmittel, das waagerecht zur Seitensteuerung abgegeben wird, nicht weiter beachtet worden, aber dieses berührt den allgemeinen Beweis nicht wesentlich, da zu diesem Zweck im allgemeinen verhältnismäßig kleine Mengen an Entnahmeströmungsmittel verwendet werden.In the explanation of FIG. 5, 6 and 7 is the withdrawal fluid, that is delivered horizontally to the rudder control has not been taken into account, but this does not materially affect the general evidence, since it is for this purpose generally relatively small amounts of bleed fluid are used will.

Tatsächlich wird seitens der Steuerentnahmeluft, die dazu benutzt wird, einen Schub in eine andere als nach oben gerichtete Richtung zu erzeugen, eine Unstetigkeit in der XGT-Linie der F i g. 6 oder 7 bewirkt. Wenn die Auswirkungen zu groß werden, um geduldet werden zu können, können sie durch die Anordnung einer weiteren Sollwertbeeinflussüng des Reglers 44 ausgeglichen werden. Zum Beispiel können die nach unten gerichteten vorderen und hinteren Längssteuerdüsen 34 a und 34 b durch nach oben und unten gerichtete Düsenauslässe an nur einem Ende des Flugkörpers ersetzt werden, um durch Weglassen eines Zweiges in der Verteilungsleitung 39 Gewicht einzusparen. Dann kann auch die Wirkung des Ausströmens durch die nach oben gerichteten Düsen durch eine zusätzliche Sollwertsteuerung ausgeglichen werden, die auf die Flußrichtung an den Längssteuerdüsen anspricht.In fact, on the part of the control extraction air, that is used will generate a thrust in a direction other than upward, a discontinuity in the XGT line of FIG. 6 or 7 causes. When the impact They can become too big to be tolerated by the arrangement of a further setpoint influencing of the controller 44 can be compensated for. For example can the downward front and rear longitudinal control nozzles 34 a and 34 b through upwards and downwards directed nozzle outlets at only one end of the missile replaced by omitting a branch in the distribution line 39 weight to save. Then also the effect of the outflow through the upward Nozzles can be compensated by an additional setpoint control, which is based on the Responds to the direction of flow at the longitudinal control nozzles.

In Anlagen gemäß der Erfindung ist es weiterhin praktisch, einen wesentlich über den normalen Erfordernissen liegenden überschuß an Steuerkraft vorzusehen. Eine solche Ausdehnung des Steuerbereichs verursacht keine Unstetigkeit in der Betriebseinrichtung, und da der obere Höchstwert des Entnahmeflusses verhältnismäßig selten und nur für kurze Zeitabschnitte benutzt wird, schafft die Verzögerung im Ansprechen der Metalltemperatur, d. h. der Turbinenschaufeln, auf die Gastemperatur eine genügende Sicherung gegen schädliche Auswirkungen auf das Triebwerk. Im Gegensatz hierzu bedingt bei einer Anordnung von differential, d. h. im Gegensinn zueinander gesteuerten Hilfsdüsen jedes Ansteigen im Steuerungsbereich ein Ansteigen des Entnahmeflusses bei Nullbedarf oder einem geringen Bedarf der Hilfsdüsensteuerung.In systems according to the invention it is also practical to have one essential to provide an excess of control power that is above normal requirements. Such an expansion of the control area does not cause any discontinuity in the operating equipment, and since the upper maximum value of the withdrawal flow is relatively rare and only for using short periods of time creates the delay in the response of the metal temperature, d. H. the turbine blades, a sufficient protection against the gas temperature harmful effects on the engine. In contrast to this, conditionally with a Arrangement of differential, d. H. auxiliary nozzles controlled in opposite directions every increase in the control area an increase in the withdrawal flow at zero demand or a small need for the auxiliary nozzle control.

In dem beschriebenen Beispiel ist das Triebwerk von der auftriebserzeugenden Art, bei der das Hauptausströmen auf Wunsch des Piloten nach unten zum Abheben (Senkrechtstarter) oder nach hinten für eine nach vorn gerichtete Schubkraft eingestellt werden kann. Jedoch kann die Erfindung auch auf Flugkörper angewendet werden, die ein Triebwerk und die damit verbundenen Steuerdüsen aufweisen, das allein das Abheben bewirkt, sowie ein davon getrenntes Triebwerk für den Vorwärtsflug.In the example described, the engine is of the lift generating type Type in which the main outflow, at the request of the pilot, is down to take off (vertical take-off) or can be adjusted rearward for forward thrust. However, the invention can also be applied to missiles that have an engine and the associated control nozzles, which alone causes the lift-off, as well as a separate engine for forward flight.

Claims (6)

Patentansprüche: 1. Regelanlage für ein: luftansaugendes Gasturbinenstrahltriebwerk in einem Flugkörper zum Erzeugen eines Auftriebes durch nach unten gerichtete Gasstrahlen, ausgerüstet mit einem Kompressor zur Erzeugung des Gasstrahlenmediums, mit einer den Kompressor antreibenden Turbine, mit einem in der Arbeitsmittelströmung zwischen Kompressor und Turbine angeordneten Brennkammerabschnitt, mit einer Brennstoffzufuhreinrichtung und mit einer von der Turbinenbetriebsdrehzahl als konstant zu haltender Regelgröße abhängigen Regeleinrichtung für die Brennstoffmenge sowie mit Entnahmeeinrichtungen stromauf der Turbine für komprimiertes, etwa Brennkammerdruck aufweisendes Gas, wobei vom Piloten betätigbare Mittel zum Einstellen des Sollwertes der Regeleinrichtung und eine Mehrzahl von Hilfsdüsen für das aus dem Triebwerk entnommene Gas vorgesehen sind, welche derart im Abstand vom Schwerpunkt des Flugkörpers liegen, daß die aus ihnen austretenden Gasstrahlen Momente auf den Flugkörper zur Änderung seines Flugzustandes auszuüben vermögen, g e -kennzeichnet durch ein an sich bekanntes Ventil (40) in oder neben jeder Hilfsdüse (33 a, 33b, 35a, 35b), das nur bei Bedarf an einem Steuermoment zur Änderung des Flugzustandes geöffnet wird. Claims: 1. Control system for an air-sucking gas turbine jet engine in a missile for generating lift by downwardly directed gas jets, equipped with a compressor for generating the gas jet medium, with a turbine driving the compressor, with a combustion chamber section arranged in the working medium flow between the compressor and the turbine , with a fuel supply device and with a control device for the amount of fuel that is dependent on the turbine operating speed as a controlled variable to be kept constant, and with extraction devices upstream of the turbine for compressed gas, for example, with combustion chamber pressure, with means operable by the pilot for setting the setpoint of the control device and a plurality of auxiliary nozzles are provided for the gas removed from the engine, which are so spaced from the center of gravity of the missile that the gas jets exiting them moments on the missile z To be able to change its flight condition, characterized by a valve (40) known per se in or next to each auxiliary nozzle (33 a, 33 b, 35a, 35 b), which is only opened when a control torque is required to change the flight condition . 2. Regelanlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß jede Hilfsdüse (33a, 33b, 35a, 35b) einer aerodynamischen Steuerfläche (24a, 24b, 25, 26) zugeordnet und das jeweilige Ventil (40) der Düse mit der Steuerfläche derart gekuppelt ist, daß es bei Verschwenken der Steuerfläche aus ihrer neutralen Stellung in einer Richtung fortschreitend öffnet und bei Verschwenken der Steuerfläche aus der neutralen Stellung in der entgegengesetzten Richtung geschlossen bleibt. 2. Control system according to claim 1, characterized in that each auxiliary nozzle (33 a, 33 b, 35a, 35b) is assigned to an aerodynamic control surface (24a, 24b, 25, 26) and the respective valve (40) of the nozzle with the control surface in such a way is coupled that it opens progressively when the control surface is pivoted from its neutral position in one direction and remains closed when the control surface is pivoted from the neutral position in the opposite direction. 3. Regelanlage nach den Ansprüchen 1 und 2, gekennzeichnet durch eine Meßvorrichtung für die Entnahmemenge komprimierten Gases, die als Störgröße auf die Regeleinrichtung in dem Sinne einwirkt, daß sich deren Solldrehzahl bei Erhöhung der Entnahmemenge verringert. 3. Control system according to the claims 1 and 2, characterized by a measuring device for the compressed amount withdrawn Gas, which acts as a disturbance on the control device in the sense that their target speed is reduced when the withdrawal amount is increased. 4. Regelanlage nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Hilfsdüsen (33, 34) zur Steuerung der Längs- und Querneigung nach unten gerichtet sind und daß die automatische Meßvorrichtung zwischen dem Reglersollwert bei einer beliebigen Einstellung und der Entnahmemenge eine derartige Beziehung herstellt, daß der gesamte auf den Flugkörper nach oben wirkende Schub im wesentlichen konstant bleibt. 4. Control system according to Claim 3, characterized in that the auxiliary nozzles (33, 34) for controlling the Longitudinal and transverse slope are directed downwards and that the automatic measuring device between the controller setpoint for any setting and the withdrawal quantity establishes such a relationship that the whole of the missile is upward acting thrust remains essentially constant. 5. Regelanlage nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die selbsttätige Meßvorrichtung zwischen dem Reglersollwert bei einer beliebigen Einstellung und der Entnahmemenge eine Beziehung herstellt, bei welcher der gesamte auf den Flugkörper nach oben wirkende Schub bei einer Entnahmemenge gleich Null am größten ist. 5. Control system according to claim 4, characterized in that the automatic measuring device is between the controller setpoint creates a relationship with any setting and the withdrawal quantity, at which the total upward thrust on the missile for a withdrawal amount is greatest equal to zero. 6. Regelanlage nach den Ansprüchen 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß in an sich bekannter Weise seitliche Schubdüsen (16) an das Triebwerk angeschlossen sind, die Luft vom Kompressor mit Zwischendruck aufnehmen und ausstoßen, sowie zweite seitliche Hauptdüsen (23) an das Triebwerk angeschlossen sind, die das Tubinengas aufnehmen und ausstoßen. In Betracht gezogene Druckschriften: Deutsche Auslegeschriften Nr. 1111029, 1022 473; britische Patentschrift Nr. 787 012; USA.-Patentschrift Nr. 2 734 698; »The Aeroplane«, 98. Band, Nr. 2521 (12. 2. 1960), S. 194; »Journal of the Aero/Space Seiences«, 26. Band, Nr. 4 (April 1959), S. 203.6. Control system according to claims 1 to 5, characterized characterized in that, in a known manner, lateral thrust nozzles (16) to the Are connected to the engine, which take in air from the compressor with intermediate pressure and eject, and second side main nozzles (23) connected to the engine that absorb and expel the tubine gas. Considered publications: German Auslegeschriften No. 1111029, 1022 473; British Patent No. 787 012; U.S. Patent No. 2,734,698; "The Airplane", Volume 98, No. 2521 (12. 2. 1960), p. 194; "Journal of the Aero / Space Seiences", Volume 26, No. 4 (April 1959), P. 203.