CH399916A - Für Flugzeug-Düsenantriebe verwendbare Schubdüse - Google Patents
Für Flugzeug-Düsenantriebe verwendbare SchubdüseInfo
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Description
Für Flugzeug-Düsenantriebe verwendbare Schubdüse Die vorliegende Erfindung betrifft eine für Flug- zeug-Düsenantriebe verwendbare Schubdüse, beste hend .aus einer äusseren Ummantelung und einem Innenmantel, mit dessen; Oberfläche das in Richtung der Längsachse ausströmende Gas in Berührung kommt, wobei der Aussenmantel im wesentlichen zylindrische Form aufweist; sie ist gekennzeichnet durch eine nach der Gasaustrittseite hin konvergie rende erste Partie und eine daran anschliessende divergierende Partie mit einer engsten Zone in der Form einer Halseinsahnürung, welche ihrerseits zur Längsachse geneigt ist und an welche die nach unten offene, austrittseitige Endpartie anschliesst, sowie Betätigungsorgane zum Schwenken der Erdzunge in bezug auf den Verlauf des Aussenmantels, zum Ab lenken der austretenden Gase. Ein Ausführungsbeispiel des Erfindungsgegen standes ist in der beiliegenden Zeichnung veran schaulicht und wird nachfolgend beschrieben. Es zei gen: Fig. 1 eine Aussenansicht einer Abgas-düsenkon- struktion bei teilweise weggebrochenen Teilen eines typischen Triebwerkes, bei dem die Schubdüse nach der Erfindung verwendet wird, Fig.2, 3 und 4 Querschnitte nach den Linien <I>2-2, 3-3</I> bzw. 4-4 der Fig. 1 und Fig. 5 eine Einbaumöglichkeit der Schubdüse ge- mäss Erfindung. Die Schubdüse wind hier im Zusammenhang mit einem Strahltriebwerk mit Nachbrenner beschrieben. Sie ist jedoch gleschermassen in jedem Flugzeugtyp verwendbar, bei dem Schub durch in die Aussenluft ausgestosseneGase .erzeugt wird. In den Fig. 1 bis 4 der Zeichnung ist die Maschine 10 in ihrer normalen horizontalen Fluglage gezeigt, die sie in einem Flugzeugantrieb haben würde, und die Ausdrücke oben , unten , und .schräg , beziehen sich auf die Maschine in ihrer normalen Fluglage. Das Triebwerk 10 besteht aus. dem Lufteintritts abschnitt 12, dem Verdichter 14, dem Brennerab- schnitt 16, dem Turbinenabschnitt 18 und dem Nach brenner 20 und der vorgeschlagenen Schubdüse 22. Lufttritt in den Lufteintrittsa#bschnitt 12 ein und wird beim Durchströmen des Verdichters 14 verdichtet. Die Luft erhält infolge der im Brennerabschnitt 16 er zeugten Wärme Energie, und beim Durchströmen der Turbine 1,8 wird ihr Energie entzogen. Die entzogene Energie wird zum Antrieb des Verdichters 14 be nutzt. Beim Durchströmendes Nachbrenners 20 wird ,die Luft wieder erwärmt und durch .die Schubdüse 22 als Gassäule hoher Temperatur, hohen Druckes und hoher Geschwindigkeit ausgestossen, wodurch Schub erzeugt wird. Das Triebwerk 10 hat kreisrunden Querschnitt und erstreckt sich konzentrisch um die Längsmittellinie 24. Die Schubdüse 22 besteht aus einem Aussenman- tel 26, der ganz oder teilweise hohl sein kann und einem Innenmantel 30, die zusammenwirkend die Schubdüse 22 bilden. Das vordere (Erde 32 des Aus senmantels 26 und das vordere Ende 34 des Innen mantels 30 sind kreisrund und konzentrisch zur Längsmittellinie 24, so dass der von der inneren Flä che<B>30</B> begrenzte Abgaskanal 36 im vorderen Teil .der Schubdüse zylindrisch und konzentrisch um die Längsmittellinie 24 ausgebildet ist. Anschliessend an den zylindrischen Vorderteil ,der Schubdüse 22 verengt sich der Abgaskanal 36 ström@ungswärts, bis er bei der Einschnürung 38 einen kleinsten Querschnitt erreicht hat. Die obere Innenmantelzone 42 des sich verengen den Kanals 36 konvergiert stark in Richtung zur Längsmittellinie 24, bis sie bei 44 den kleinsten Ab stand von dieser erreicht hat. Die .untere Mantelzone 46 konvergiert strömungswärts erst später als die obere Partie 42 und mit geringerem Neigungswinkel als diese zur Längsmittellinie 24 und endigt mit ihrem hinteren Ende 48 um ein Stück hinter der Senkrech ten zu Punkt 44, so dass diese Düseneinschnürung 38 zwischen dem hinteren Ende 48 und Punkt 44 zur Längsmittellinie 24 schräg liegt und mit der oberen geraden Zone 50 der äusseren Gehäusefläche 28 einen spitzen Winkel ea bildet. Der hintere Teil 52 des oberen Innenmantels divergiert allmählich von der Längsmittellinie 24 und endigt im Teil 54 mit dem spitzen Ende 64, wobei der Teil 54 mit dem Aussenmantelteil 78 einen spitzen Winkel bildet. Die Endpartie des Innenmantels erstreckt sich gemäss Fig. 1, 3 und 4 vom Verbindungsteil 60, in Fig. 3 und 4 links gesehen, zum Punkt 48, .dem oberen Ende 64 und längs des Verbindungsteils 62 in Fig. 3 und 4 rechts gesehen. Die Innenfläche 30 des kreisrunden Gaskanals 36 ist an seinem vorderen Ende konzen trisch um die Längsmittellinie 24 und in seinem mitt leren Teil exzentrisch unterhalb der Achse 24 ange ordnet, sich dann allseitig ausweitet und eine Gasaus trittszone 66 bildet, die an ihrem hinteren Ende die oben beschriebene Form besitzt und die Gase aus dem Triebwerk 10 zur Erzeugung von Schub in die Aussenluft austreten lässt. Auf ihrer Oberseite ist die Aussenfläche 28 Teil der Aussenfläche 50, die paral lel zur Längsmittellinie 24 verläuft. Der Aussenman tel 28 umfasst in seinem Mittelteil 40 auch eine un tere Aussenzone 68, die in Längsrichtung der Düse strömungswärts allmählich in Richtung zur Längsmit tellinie 24 so konvergiert, dass sie im hinteren un teren Ende 48 gemeinsam mit der unteren Innenman- telzone 46 endigt und in einem spitz zulaufenden Endstück 70 ausläuft. Hierbei konvergiert die Zone 68 stärker als die Zone 46. Das Ende 48 liegt hinter dem Punkt 44 bzw. strömungswärts von diesem .und um ein wesentliches Stück vor dem Ende 64 bzw. strömungswärts vor diesem. Der Mittelteil 40 der äusseren. Mantelzone 28 enthält auch Verbin dungspartien 74 und 76, die die untere Mantelzone 68 mit der oberen Zone 50 vereinigen, wie am besten in Fig.3 dargestellt ist. Die Aussenmantelzone 28 endigt strömungswärts in einem Mantelteil 78, ge meinsam mit der drehbaren Innenmantelpartie 54 der Mantelzone 52 bei 64, wie aus Fig. 1 ersichtlich ist. Wie Fig. 4 zeigt, verlaufen die Teile 74 und 76 der Aussenmantelzone 28 von. Punkt 48 zur Endpartie 64, so dass die Mantelzone 28 und der Flächenab schnitt 30 die Mündung für den Gasaustritt 66 bil den, die infolge ihrer Querschnittsform einen mini malen Strömungswiderstand bietet. Am Mittelteil 40 der Schubdüse 22 sind die A:us- senmantelzone 28 und die Partie 30 des Innenman- tels so voneinander distanziert, dass sie zwischen sich eine Kammer 80 begrenzen. Die vorstehend beschriebene Schubdüse 22 hat gute Betriebskennwerte bei niedriger oder Unter- schallgeschwindigkeit, weil die durch die Einschnü- rung 38 austretenden Gase gegen den Flächenab schnitt 52 strömen und sich längs desselben ausdeh nen. Die entlang der Zone 6,8 strömende Luft strömt frei und sucht infolge der Schräglage der Fläche 68 die Abgase gegen die Fläche 52 zu drücken. Die Schubdüse 2,2 hat gute Betriebs'kennwerte bei hoher oder Überschallgeschwindigkeit, weil sie die, durch die Einschnürung 38 ausströmenden Gase, am spitzen Ende 48 erzeugten Expansionswellen gegen die divergierende Mantelfläche 52 expandieren lässt. Infolgedessen ruft diese Gasausdehnung gegen die Fläche 52, wenigstens während eines Teiles des Be triebes des Triebwerks 10, Auftrieb hervor. Während des Startvorgangs ist es erwünscht, so viel Auftrieb wie nur möglich zu erhalten, um den Start auf einer kürzesten Startbahnstrecke zu vollzie- @hen. Deshalb ist der spitz auslaufende Endteil 79 durch eine Drehzapfenanordnung 90 am Aussenman tel 26 schwenkbar angebracht und wird durch eine Betätigungsvorrichtung 92 bewegt, die sich vollstän dig im Hohlraum 80 befindet und in der üblichen Kolben-Zylinder-Bauart bestehen kann, und mit Luft aus dem Verdichter 14 betätigt wird, der in bekann ter Weise auf der Frontseite des Aggregates angeord net ist. Der schwenkbare Endteil 79 kann durch die Funktion des Mechanismus 92 aus einer in Fig. 1 mit ausgezogenen Linien gezeichneten ersten Stellung, in der er das hintere Ende der Düse 22 und die hintere Partie der zylindrischen Zone 50 sowie der Fläche 52 bildet, in eine zweite Stellung geschwenkt werden, die ,der Längsmittellinie 24 zugewandt ist, wie in Fig. 1 mit strichpunktierten Linien gezeichnet ist, so dass durch seine innere Flächenzone 54', die durch die Einsch:nürung 38 ausgestossenen Gase nach unten abgelenkt werden. Wenn sich der Endteil 79 in der strichpunktierten Lage gemäss Fig. 1 befindet, ruft er durch Ablenkung des Gasstromes nach unten Auf trieb hervor. Es ist verständlich, dass die über die Aussenflä che 28 der Schubdüse 22 verlaufende Luftströmung zur Kühlung der Düsenteile dient. Es ist auch ersicht lich, dass Form und Antriebselemente des Endteils 79 derart sind, dass die dagegen strömenden und ex pandierenden Gase dieses in seine in Fig. 1 ausgezo gen dargestellte normale Betriebslage zurückzubrin gen suchen, so dass die Schubdüse nach der Erfin dung auch dann betriebssicher arbeitet, wenn die Be- tätid ungsvorrichtung 92 bei der Rückbewegung des Endteils versagt. Tatsächlich würde unter gewissen Bedingungen Nutzschub dadurch erhalten, dass man den Endteil 79 frei schweben und denjenigen Winkel annehmen lässt, der durch die ausgestossenen Gase und die äussere Luftströmung entlang der Flächen zone 78 bestimmt wird. Wie in Fig.4 gezeigt ist, kann es zweckmässig sein, den Endteil 79 analog der angegebenen Quer schnittsform auszubilden. Obgleich die Schubdüse 22 bei Verwendung in einer Einzeltriebwerkanla@ge gemäss Fig. 1 vorzugs- weise kreisrunden Querschnitt hat, kann es zur An ordnung von mehreren Triebwerken 10' (Fig.5) in einem Flugzeugflügel 99 beispielsweise zweckmässig sein, Luft durch Eintrittsöffnungen 92' aufzunehmen und ihre Abgase durch eine Anzahl Schubdüsen 22' auszustossen, die in der Hinterkante 94 des Flügels 99 untergebracht sind und von dieser gebildet sein können. Die Schubdüsen 22' können im allgemeinen rechteckigen Querschnitt haben, der in Richtung der Achse 96 des Flügels 99 langgestreckt isst. Es kann vorzuziehen sein, die Anzahl Schubdüsen 22' mittels einer Verbindungskonstruktion 98 zu vereinigen, so dass alle Triebwerke 10' durch eine gemeinsame langgestreckte und horizontal verlaufende, schlitzför- mige Schubdüse 100 ausstossen. Beide Schubdüsen 22' und 100 haben die für die Schubdüse 22 in Fig. 1 dargestellte Querschnittsfonm, wenn eine Querschnitt linie gemäss den Linien 1-1 der Fig. 5 gezogen wird. Auch nicht 'kreisförmige Schubdüsen 22' und 100 liegen im Rahmen der Offenbarung der beschriebe nen Schubdüse.
Claims (1)
- PATENTANSPRUCH Für Flugzeug-Düsenantriebe verwendbare Schub düse, bestehend aus einer äusseren Ummantelung und einem Innenmantel, mit dessen Oberfläche das in Richtung der Längsachse ausströmende Gas in Berührung kommt, wobei der Aussenmantel im wesentlichen zylindrische Form aufweist, gekenn zeichnet durch eine nach der Gasaustrittseite hin kon vergierende erste Partie (42) und eine daran an- schliessende divergierende Partie (52), mit einer eng sten Zone in der Form einer Halsvinschnürung (38),welche ihrerseits zur Längsachse geneigt ist und an welche die nach unten offene, austrittsseitige Endpar- tie (66) anschliesst, sowie Betätigungsorgane (92) zum Schwenken der Endzunge (54) in bezug auf den Ver lauf de Aussenmantels, zum Ablenken der austreten den Gase. UNTERANSPRÜCHE 1. Schubdüse nach Patentanspruch, dadurch ge kennzeichnet, dass die Halseinschnürung (38) in einem spitzen Winkel (a) zur oberen äusseren Mantel zone (26, 28) steht.2. Schubdüse nach Patentanspruch, dadurch ge kennzeichnet, dass die untere Mantelzone (46) des Innenmantels bei der Halseinschnürung (38) endet. 3. Schubdüse nach Patentanspruch, dadurch ge kennzeichnet, dass die von der Einschnürung weg divergierende Partie (52) des Innenmantels eine, gegen das Ende (64) der oben. gerade verlaufenden äussern Ummantelung (26, 28) zulaufende Gasexpan sionszone bildet. 4.Schubdüse nach Unteranspruch 3, dadurch ge kennzeichnet, dass der Neigungswinkel zwischen der unteren, Endpartie (66), der äussern Ummantelung und der Längsachse grösser ist als der Neigungswinkel der divergierenden InnenmantelaPartie (52) zu dieser Achse. 5.Schubdüse nach Patentanspruch, dadurch ge- kennzeichnet, dass gebogene, .glatt ineinander überge hende seitliche Flächenpartien des Innen- und Aus senmantels zur Verbindung der Unter- und Oberzone der beiden Mantelelemente dienen.
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US2866610A (en) * | 1956-04-10 | 1958-12-30 | John E M Taylor | Aircraft jet thrust control |
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US2956759A (en) * | 1957-02-21 | 1960-10-18 | English Electric Co Ltd | Aircraft wings incorporating power installation for propulsion |
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