DE1206660B

DE1206660B - Combined turbo ramjet engine

Info

Publication number: DE1206660B
Application number: DEN20315A
Authority: DE
Inventors: Pierre Yves Aimable Fer Sandre
Original assignee: Nord Aviation Societe Nationale de Constructions Aeronautiques
Current assignee: Nord Aviation Societe Nationale de Constructions Aeronautiques
Priority date: 1960-07-11
Filing date: 1961-07-11
Publication date: 1965-12-09
Also published as: GB924331A; DE1206660C2; FR79090E

Description

Kombiniertes Turbo-Staustrahltriebwerk Die Erfindung bezieht sich auf kombinierte Turbo-Staustrahltriebwerke, deren beide Einzeltriebwerke koaxial angeordnet sind und einen gemeinsamen Lufteinlauf aufweisen, wobei das nach dem Doppelstromprinzip arbeitende Turbostrahltriebwerk im Innern des Staustrahltriebwerkes sitzt und die Brennkammer des letzteren die Schubdüse des ersteren umgibt und von der in einem Ringkanal strömenden Luft versorgt wird, welcher zwischen den Einlaufhauben der beiden Triebwerke gebildet wird.Combined turbo ramjet engine The invention relates to on combined turbo ramjet engines, the two individual engines of which are coaxial are arranged and have a common air inlet, the after Turbojet engine working on the dual flow principle inside the ramjet engine sits and the combustion chamber of the latter surrounds the exhaust nozzle of the former and of which is supplied with air flowing in an annular channel, which is located between the inlet hoods of the two engines is formed.

Es ist bei Strahltriebwerken bekannt und in einzelnen Fällen auch bei Verbundtriebwerken angewendet worden, den Luftdurchsatz und sonstige Betriebsbedingungen durch Schieber oder Klappen zu ändern. So ist es bekannt, zwei Ströme zu mischen, jedoch bei ein und demselben Triebwerk, und dabei mittels eines Schiebers am Eingang der Schubdüse die Menge der zugeleiteten Luft den Betriebsbedingungen anzupassen oder mittels verschiebbarer Ringe den Nebenstrom von Doppelstromtriebwerken durch öffnungen im Außenhandel nach vorn zu Bremszwecken umzulenken.It is known in jet engines and in individual cases as well has been applied to compound engines, the air flow rate and other operating conditions can be changed using sliders or flaps. So it is known to mix two streams, but with one and the same engine, and by means of a slide at the entrance the thrust nozzle to adapt the amount of air supplied to the operating conditions or by means of sliding rings through the bypass flow of double-flow engines to divert openings in foreign trade to the front for braking purposes.

Das Wesen der Erfindung besteht im Gegensatz zu diesen bekannten Maßnahmen darin, bei Verbundtriebwerken mindestens einen Teil des Nebenstromes der Niederdruckluft des Doppelstrom-Turbostrahltriebwerkes in den Ringkanal für die Stauluft des Staustrahltriebwerkes. und zwar vor der Halszone dieses Ringkanals, zu leiten, so daß sich die beiden Luftströme vor der Brennkammer des Staustrahltriebwerkes mischen.The essence of the invention is in contrast to these known measures therein, with compound engines, at least part of the bypass flow of the low-pressure air of the double-flow turbojet engine into the ring channel for the ram air of the ramjet engine. in front of the neck zone of this ring channel, so that the two air currents Mix in front of the ramjet combustion chamber.

Nach einem älteren Vorschlag wird bei einem Verbundtriebwerk durch einen gesteuerten Ringschieber im gemeinsamen Einlauf der beiden koaxial angeordneten Einzeltriebwerke entweder das Turbostrahltriebwerk oder das Staustrahltriebwerk stillgelegt (Wechselbetrieb); lediglich zur Erhöhung des Startschubes kann ein Teil der Niederdruckluft des (nicht nach dem Doppelstromprinzip arbeitenden) Turbostrahltriebwerkes durch eine übertrittsöffnung im Mantel in den Ringkanal des Staustrahltriebwerkes stromauf dessen Brennkammer geleitet, dort mit Brennstoff gemischt und gezündet werden.According to an older proposal, with a compound engine a controlled ring slide in the common inlet of the two coaxially arranged Individual engines either the turbojet or the ramjet shut down (alternating operation); a part can only be used to increase the starting thrust the low pressure air of the turbo jet engine (which does not work according to the double flow principle) through an overflow opening in the jacket into the ring channel of the ramjet engine upstream of its combustion chamber, mixed with fuel and ignited there will.

Die Erfindung besteht demgegenüber bei einem kombinierten Turbo-Staustrahltriebwerk, dessen beide Einzeltriebwerke koaxial angeordnet sind und einen gemeinsamen Lufteinlauf aufweisen, wobei das nach dem Doppelstromprinzip arbeitende Turbostrahltriebwerk im Innern des Staustrahltriebwerkes sitzt und die Brennkammer des letzteren die Schubdüse des ersteren umgibt und wobei eine verschließbare Übertrittsöffnung für die Niederdruckluft des Turbostrahltriebwerkes in den Ringkanal des Staustrahltriebwerkes stromauf dessen Brennkammer vorgesehen ist, darin, daß beide Triebwerke im Parallelbetrieb aus dem gemeinsamen Lufteinlauf durch starre und ortsfeste Einlaufhauben hindurch gleichzeitig mit Luft versorgt werden und dabei der übertretende Teil der Niederdruckluft des Turbostrahltriebwerkes sich in der Halszone des Staustrahltriebwerkes mit dessen Stauluft mischt.In contrast, the invention consists in a combined turbo ramjet engine, the two individual engines of which are arranged coaxially and have a common air inlet have, wherein the turbo-jet engine operating according to the double-flow principle sits inside the ramjet and the combustion chamber of the latter the Thrust nozzle of the former surrounds and with a closable overflow opening for the low-pressure air of the turbojet engine into the ring channel of the ramjet engine upstream of which the combustion chamber is provided, in that both engines operate in parallel from the common air inlet through rigid and stationary inlet hoods are supplied with air at the same time and thereby the overflowing part of the low-pressure air of the turbojet engine is in the neck zone of the ramjet engine with its Ram air mixes.

Der Verbindungskanal, durch den mindestens ein Teil des Nebenstromes des Turbostrahltriebwerkes abgezweigt wird, besteht aus einem oder mehreren, den äußeren Mantel des Turbotriebwerkes durchsetzenden Kanälen, welche in Strömungsrichtung etwa vor dem Hals der Mischzone in den Ringkanal des Staustrahltriebwerkes münden und deren Austrittsquerschnitt durch Vorrichtungen wie bewegliche Klappen oder einen längsverschiebbaren Ring verändert werden kann. Diese Vorrichtungen ersetzen erfindungsgemäß die herkömmlichen Mittel, mit denen bisher der Austrittsquerschnitt des Turbostrahltriebwerkes gesteuert wurde.The connecting channel through which at least part of the secondary flow of the turbojet engine is branched off, consists of one or more, the outer jacket of the turbo engine penetrating channels, which in the direction of flow open into the ring channel of the ramjet engine approximately in front of the neck of the mixing zone and their exit cross-section through devices such as movable flaps or a longitudinally movable ring can be changed. These devices replace the invention the conventional means with which so far the outlet cross-section of the turbojet engine was controlled.

Gleichermaßen kann der Querschnitt der Halszone des ringförmigen Staurohres, in der sich mindestens ein Teil des Nebenstromes des Turbotriebwerkes mit der Stauluft des Staustrahltriebwerkes mischt, durch Vorrichtungen wie einen längsverschiebbaren Ring, der einen Buckel hat oder in anderer Weise ein Hindernis bildet, bewegliche Klappen, einen deformierbaren Schirm od. dgl. verändert werden. Mit diesen Mitteln lassen sich bei allen Betriebsbedingungen der Triebwerkskombination die optimalen Eigenschaften des Gemisches einstellen.Likewise, the cross-section of the neck zone of the annular pitot tube, in which at least part of the bypass flow of the turbo engine is with the ram air of the ramjet engine mixes, through devices such as a longitudinally displaceable Ring that has a hump or otherwise forms an obstacle, movable Flaps, a deformable one Screen or the like can be changed. These means can be used in all operating conditions of the engine combination adjust the optimal properties of the mixture.

Das Doppelstrom-Turbotriebwerk der Kombinat=cn kann mit einer Nachbrennkammer ausgerüstet sein.The Kombinat = cn's twin-flow turbo engine can be equipped with an afterburning chamber be equipped.

Für die Gegenstände der Unteransprüche wird Schutz nur in Verbindung mit dem Gegenstand des Hauptanspruches begehrt.For the subjects of the subclaims, protection is only given in connection coveted with the subject matter of the main claim.

Die Vorteile der Erfindung bestehen in folgendem: Durch die Verbrennung des Luftgemisches in der Brennkammer des Staustrahltriebwerkes läßt sich der Schub wesentlich erhöhen. Man kann so das Staustrahltriebwerk an einem festen Betriebspunkt arbeiten lassen. Des weiteren bleiben die Austrittsgeschwindigkeiten mäßig, was die Lärmverminderung begünstigt. Beim Patrouillefliegen mit überschallgeschwindigkeit (mit gelöschtem Staustrahltriebwerk) bleibt der spezifische Verbrauch mäßig und in der Größenordnung desjenigen eines Einfach-Strahltriebwerkes. Die guten Betriebseigenschaften des Staustrahltriebwerkes bleiben bei höheren überschallgeschwindigkeiten erhalten. Durch den höheren Druck und die höhere Temperatur der Luft am Eingang der Brennkammer des Staustrahltriebwerkes werden die Wirksamkeit in großen Höhen und der Wirkungs-Jrad der Verbrennung verbessert.The advantages of the invention are as follows: By combustion of the air mixture in the combustion chamber of the ramjet engine can be the thrust increase significantly. So you can run the ramjet engine at a fixed operating point let work. Furthermore, the exit velocities remain moderate, what which favors noise reduction. When flying patrol at supersonic speed (with extinguished ramjet) the specific consumption remains moderate and of the order of magnitude of a single jet engine. The good operating properties of the ramjet engine are retained at higher supersonic speeds. Due to the higher pressure and the higher temperature of the air at the entrance to the combustion chamber of the ramjet are the effectiveness at high altitudes and the effectiveness Jrad the combustion improves.

Weitere Einzelheiten und Vorzüge der Erfindung werden aus der folgenden Beschreibung einer Anzahl von Ausführungsbeispielen hervorgehen, die in der Zeichnung jeweils im Längsschnitt dargestellt sind. Es bedeutet F i g. 1 ein kombiniertes Turbo-Staustrahltriebwerk, bei dem der Nebenstrom des Turbotriebwerkes sich zur Gänze mit der Stauluft des Staustrahltriebwerkes mischt, F i g. 2 ein Triebwerk ähnlich dem der F i g. 1, bei dem aber nur ein Teil des Nebenstromes in die Stauluft des Staustrahltriebwerkes und der Rest in die Zone hinter den Turbinen geleitet wird, F i g. 3 und 4 die Anordnung eines beweglichen Ringes zur Änderung des Querschnittes der Mischzone im Hals des Staurohres des Staustrahltriebwerkes, F i g. 5 und 6 eine schwenkbare Klappe bzw. einen verschiebbaren Ring zur Änderung des Austrittsquerschnittes des den Mantel des Turbotriebwerkes durchsetzenden Verbindungskanals, F i g. 7 die Kombination einer beweglichen Klappe und eines verschiebbaren Ringes zur gleichzeitigen Änderung des Querschnittes in der Mischzone und des Ausgangsquerschnittes im Verbindungskanal, F i g. 8 eine Triebwerkskombination entsprechend F i g. 2, ausgerüstet mit einem Brennersystem für die Nachverbrennung, F i g. 9 eine Kombination nach F i g. 7, angewendet auf eine Triebwerkskombination nach F i g. 2 und 8, F i g. 10 und 11 Vorrichtungen zur Steuerung des Lufteintritts in das Staustrahltriebwerk, F i g. 12 und 13 Vorrichtungen zur Querschnittsänderung des das Turbostrahltriebwerk umgebenden Neben,tromkanals an seiner Eintrittsstelle in die SchubdVise.Further details and advantages of the invention will be apparent from the following Description of a number of embodiments emerge in the drawing are each shown in longitudinal section. It means F i g. 1 a combined Turbo ramjet engine, in which the bypass flow of the turbo engine turns to Mixes entirely with the ram air of the ramjet engine, F i g. 2 an engine similar to that of FIG. 1, but only part of the secondary flow into the ram air of the ramjet and the rest of the way into the zone behind the turbines will, F i g. 3 and 4 the arrangement of a movable ring for changing the cross-section the mixing zone in the neck of the pitot tube of the ramjet engine, F i g. 5 and 6 one swiveling flap or a sliding ring to change the outlet cross-section of the connecting duct passing through the jacket of the turbo engine, FIG. 7 the Combination of a movable flap and a sliding ring for simultaneous Change of the cross-section in the mixing zone and the exit cross-section in the connecting channel, F i g. 8 shows an engine combination corresponding to FIG. 2, equipped with a Burner system for post-combustion, F i g. 9 a combination according to FIG. 7, applied to an engine combination according to FIG. 2 and 8, FIG. 10 and 11 Devices for controlling the entry of air into the ramjet engine, FIG. 12 and 13 devices for changing the cross section of the area surrounding the turbojet engine Next to the stream channel at its entry point into the SchubdVise.

F i g. 1 zeigt ein kombiniertes Turbo-Staustrahltriebwerk, dessen beide Triebwerke im Parallelbetrieb aus ihrem gemeinsamen (nicht dargestellten) Lufteinlauf durch starre und ortsfeste Einlaufhauben hindurch gleichzeitig mit Luft versorgt werden und bei dem der gesamte aus der Niederdruckluft abgezweigte Nebenstrom des Doppelstrom-Turbostrahltriebwerkes, mit 1 bezeichnet,. etwas vor dem Hals des Staurohres 3 des Staustrahltriebwerkes 4 mündet.F i g. 1 shows a combined turbo ramjet engine, its both engines in parallel operation from their common (not shown) Air intake through rigid and stationary intake hoods simultaneously with air are supplied and in which the entire secondary flow branched off from the low-pressure air of the double-flow turbojet engine, denoted by 1 ,. something in front of the neck of the Pitot tube 3 of the ramjet engine 4 opens.

Das Doppelströmturbotriebwerk 1 besteht im wesentlichen aus einem Niederdruckverdichter 5, einem Hochdruckverdichter 6, die von je einer Turbine 7 und 8 angetrieben werden, und einem Mantel 9. Das System der verstellbaren Klappen, mit denen der Austrittsquerschnitt der Schubdüse bei üblichen, einzeln verwendeten Turbotriebwerken verändert wird, ist bei dieser Kombination nicht vorhanden. Der Nebenstrom mündet vor der Einschnürung 2 mit Hilfe eines Ringkanals 11, der sich schräg durch den Außenmantel 9 des Turbotriebwerkes 1 zieht.The double- flow turbo engine 1 consists essentially of a low-pressure compressor 5, a high-pressure compressor 6, which are each driven by a turbine 7 and 8, and a jacket 9. The system of adjustable flaps with which the outlet cross-section of the exhaust nozzle changes in conventional, individually used turbo engines is not available with this combination. The secondary flow empties in front of the constriction 2 with the aid of an annular channel 11 which runs obliquely through the outer casing 9 of the turbo engine 1.

Der Nebenstrom der Niederdruckluft des Turbotriebwerkes 1 und die Stauluft des Staustrahltriebwerkes 4 mischen sich im Bereich des Halses 2, der in Strömungsrichtung vor der Brennkammer 12 des Staustrahltriebwerkes liegt.The secondary flow of the low pressure air of the turbo engine 1 and the Ram air of the ramjet engine 4 mix in the area of the neck 2, which in The direction of flow is in front of the combustion chamber 12 of the ramjet engine.

Während nach der bisher beschriebenen Ausführungsform der Erfindung der gesamte Nebenstrom in den Kanal 3 des Staustrahltriebwerkes übertritt, zeigt F i g. 2 ein Turbo-Staustrahltriebwerk 1 a, bei dem nur ein Teil des Nebenstromes in den Kanal 3 geleitet wird, während der Rest in der herkömmlichen Weise mittels des zusätzlichen Ringkanals 18 in die Schubdüse des Turbotriebwerkes gelangt, und zwar in Strömungsrichtung hinter den Turbinen 7 und B. Daher ist ein zusätzlicher Mantel 19 notwendig.While according to the embodiment of the invention described so far the entire bypass flow passes into channel 3 of the ramjet engine, shows F i g. 2 a turbo ramjet engine 1 a, in which only part of the bypass flow into the channel 3, while the rest in the conventional way by means of of the additional annular channel 18 enters the exhaust nozzle of the turbo engine, and although in the direction of flow behind the turbines 7 and B. Therefore, an additional Coat 19 necessary.

Gemäß F i g. 3 besteht das Mittel zur Einstellung der durch den Hals 2 in den Ringkanal 3 des Staustrahltriebwerkes 4 strömenden Luftmenge aus einem Ring 13, der entlang der inneren Wandfläche des äußeren Mantels 14 des Staustrahltriebwerkes 4 verschiebbar ist. Dieser Ring hat im Längsschnitt ein solches Profil, daß durch seine Längsverschiebung der Durchlaßquerschnitt am Hals 2 verändert werden kann (Formschieber).According to FIG. 3 consists of the means of adjusting the throat 2 in the annular channel 3 of the ramjet 4 flowing air volume from a Ring 13 running along the inner wall surface of the outer shell 14 of the ramjet engine 4 is slidable. This ring has such a profile in longitudinal section that by its longitudinal displacement of the passage cross section at the neck 2 can be changed (Form slide).

Die in F i g. 4 gezeigte Ausführung hat den gleichen Zweck. Hier ist ein Ring 15 in einer Ausnehmung 10 des äußeren Mantels 9 des Turbotriebwerkes längsverschiebbar. Damit erreicht man eine Formänderung der inneren Begrenzungsfläche des Halses 2 im Staurohr 3.The in F i g. 4 has the same purpose. Here a ring 15 is longitudinally displaceable in a recess 10 of the outer casing 9 of the turbo engine. This results in a change in shape of the inner boundary surface of the neck 2 in the pitot tube 3.

Die Drosselung des Luftdurchsatzes durch den Hals 2 durch Formschieber, wie sie in den Beispilen der F i g. 3 und 4 gezeigt sind, erlaubt, unter allen Arbeitsbedingungen des Staustrahltriebes optimale Eigenschaften des Luftgemisches einstellen zu können.The throttling of the air flow through the neck 2 by means of a form slide, as shown in the examples in FIG. 3 and 4 are allowed under all working conditions of the ramjet drive to be able to set optimal properties of the air mixture.

Gemäß F i g. 5 wird der Auslaßquerschnitt des Kanals 11 in den Ringkanal 3 des Staustrahltriebwerkes 4 durch die Verstellung beweglicher Klappen 16 verändert, die am ganzen Umfang des Mantels 9 des Turbostrahltriebwerkes angeordnet sind.According to FIG. 5, the outlet cross-section of the channel 11 into the annular channel 3 of the ramjet engine 4 is changed by adjusting movable flaps 16 which are arranged on the entire circumference of the shell 9 of the turbojet engine.

Das gleiche Ergebnis erhält man gemäß F i g. 6 mit einem aus diesem Mantel 9 durch eine Längsbewegung herausschiebbaren Ring 17 (Sperrschieber).The same result is obtained according to FIG. 6 with one of this Sheath 9 can be pushed out by a longitudinal movement ring 17 (locking slide).

Die Kombination einer Änderung des Austrittsquerschnittes des Kanals 11 mit einer Änderung des Querschnittes des Halses 2 ist in F i g. 7 dargestellt. Zu diesem Zweck können die Klappen 16 verstellt und der Ring 13 verschoben werden.The combination of a change in the outlet cross section of the channel 11 with a change in the cross section of the neck 2 is shown in FIG. 7 shown. For this purpose, the flaps 16 can be adjusted and the ring 13 can be moved.

Mit einem veränderbaren Austrittsquerschnitt des Kanals 11 kann man sich besser den jeweiligen Arbeitsbedingungen des Turbotriebwerkes der Kombination anpassen.With a variable outlet cross-section of the channel 11 one can better the respective working conditions of the turbo engine adapt to the combination.

Bei einem kombinierten Triebwerk nach F i g. 1 (mit Mischung des ganzen Nebenstromes mit der Stauluft des Staustrahltriebwerkes) wirkt diese Art der Steuerung hauptsächlich auf den Niederdruckluftdurchsatz des Turbotriebwerkes. Sie erlaubt, diesen Durchsatz bei höheren Machzahlen zu reduzieren, da seine Bedeutung bei diesen Flugbedingungen abnimmt.In the case of a combined engine according to FIG. 1 (with a mixture of the whole Secondary flow with the ram air of the ramjet engine), this type of control works mainly on the low pressure air throughput of the turbo engine. She allows, to reduce this throughput at higher Mach numbers, since its importance with these Flight conditions decrease.

Bei einem kombinierten Triebwerk nach F i g. 2 (mit Mischung nur eines Teiles des Nebenstomes mit der Stauluft des Staustrahltriebwerkes) erlaubt diese Steuerung, denjenigen Teil des Nebenstromes zu dosieren, der gegen die Schubdüse 21 des Turbostrahltriebwerkes gerichtet ist, mithin also nach Belieben die Austrittscharakteristik des Hauptstromes des Turbotriebwerkes zu ändern, und zwar selbst dann, wenn der Austrittsquerschnitt der Düse 21 konstant ist. Diese Steuerung spielt also die Rolle einer Steuerung des Austrittsquerschnittes der Schubdüse und kann letztere ersetzen.In the case of a combined engine according to FIG. 2 (with mixing only part of the secondary flow with the ram air of the ramjet engine), this control allows to dose that part of the secondary flow that is directed against the thrust nozzle 21 of the turbojet engine, thus changing the exit characteristics of the mainstream of the turbojet engine at will, and even if the exit cross-section of the nozzle 21 is constant. This control therefore plays the role of controlling the outlet cross-section of the exhaust nozzle and can replace the latter.

Im Ausführungsbeispiel der F i g. 8 ist das Turbotriebwerk 1 a der Kombination in der Mischzone der beiden Luftströme mit einem herkömmlichen Brennersystem 20 für Nachverbrennung ausgerüstet. Klappen 16 im Kanal 11 erlauben, den Anteil des Nebenstromes einzustellen, der in den Ringkanal 3 des Staustrahltriebwerkes übertritt.In the embodiment of FIG. 8, the turbojet engine 1 is provided a combination in the mixing zone of the two air streams with a conventional burner system 20 for post-combustion. Flaps 16 in duct 11 allow the proportion of the secondary flow to be adjusted which passes into the annular duct 3 of the ramjet engine.

Wenn die Nachverbrennung nicht benutzt wird, ist der Kanal 11 geschlossen oder läßt nur einen Teil des Nebenluftdurchsatzes in den Ringkanal 3 des Staustrahltriebwerkes 4 gelangen. Der konstante Austrittsquerschnitt der Schubdüse 21 des Turbostrahltriebwerkes 1 a ist dieser Betriebsweise angepaßt.If the afterburning is not used, the duct 11 is closed or only allows part of the secondary air throughput to reach the annular duct 3 of the ramjet engine 4. The constant outlet cross section of the thrust nozzle 21 of the turbojet engine 1 a is adapted to this mode of operation.

Wird die Nachverbrennung ganz oder teilweise ausgenutzt, leitet der geöffnete Kanal 11 den Nebenstrom ganz oder zum Teil in den Ringkanal 3 des Staustrahltriebwerkes 4 derart, daß das durch den Austrittsquerschnitt der Schubdüse 21 strömende Gasvolumen stets diesem konstanten Querschnitt angepaßt ist.If the afterburning is fully or partially used, the Open channel 11 the bypass flow in whole or in part into the annular channel 3 of the ramjet engine 4 such that the gas volume flowing through the outlet cross section of the thrust nozzle 21 is always adapted to this constant cross section.

Erfindungsgemäß kann die Querschnittsänderung des Kanals il von dem oder den gleichen Parametern des Turbostrahltriebwerkes gesteuert werden, welche üblicherweise die Änderung des Austrittsquerschnittes seiner Schubdüse steuern.According to the invention, the change in cross section of the channel il of the or the same parameters of the turbojet are controlled, which usually control the change in the outlet cross-section of its exhaust nozzle.

Man kann so auch bei konstantem Austrittsquerschnitt der Schubdüse des Turbostrahltriebwerkes eine konstante Temperatur an der Eintrittsseite der Turbine einhalten, wie auch immer die Nachverbrennungsrate ist.You can also do this with a constant outlet cross-section of the thrust nozzle of the turbojet engine a constant temperature on the inlet side of the turbine whatever the post-combustion rate is.

Die zuvor erläuterten Mittel zur Änderung des Durchsatzes durch den Hals 2 im Staurohr 3 sind natürlich auch bei dieser Ausführungsform der Erfindung anwendbar. Gleichermaßen können die beweglichen Klappen 16 durch andere, äquivalent wirkende Vorrichtungen ersetzt werden, die den Querschnitt des Kanals 11 verändern.The previously explained means for changing the throughput by the Neck 2 in the Pitot tube 3 are of course also in this embodiment of the invention applicable. Likewise, the movable flaps 16 can be replaced by others, equivalent Acting devices that change the cross section of the channel 11 are replaced.

F i g. 9 zeigt als Beispiel eine Kombination der Steuermittel, die bei einem kombinierten Triebwerk nach F i g. 7 oder 8 angewendet werden kann. Sie bestehen aus einem Gleitring 13, wie er in F i g. 2 dargestellt und zuvor beschrieben ist, und aus beweglichen Klappen 16, die den Kanal 11 vollständig absperren können.F i g. 9 shows, by way of example, a combination of the control means that in the case of a combined engine according to FIG. 7 or 8 can be applied. she consist of a sliding ring 13, as shown in FIG. 2 and previously described is, and of movable flaps 16, which can shut off the channel 11 completely.

F i g. 10 zeigt eine spezielle Ausbildung der Mittel zur Querschnittsänderung des Kanals 11 für ein kombiniertes Triebwerk nach F i g. 1, bei dem der ganze Nebenstrom in den Ringkanal 3 des Staustrahltriebwerkes mündet. Sie bestehen hier aus den Klappen 16, die so ausgelenkt werden können, daß sich ihre Vorderkanten gegen die Innenwandung des Mantels 4 anlegen und so den Ringkanal 3 vollständig absperren. In diesem Fall kann die Triebwerkkömbination arbeiten als Turbo-Staustrahltriebwerk, wie zuvor beschrieben, wenn der Ringkanal offen ist, oder als Doppelstrom-Turbostrahltriebwerk mit Nachverbrennung im Nebenstrom, wenn der Ringkanal abgesperrt ist.F i g. 10 shows a special embodiment of the means for changing the cross section of the duct 11 for a combined engine according to FIG. 1, in which the entire bypass flows into the annular channel 3 of the ramjet engine. They consist here of the flaps 16, which can be deflected in such a way that their front edges lie against the inner wall of the jacket 4 and thus completely shut off the annular channel 3. In this case, the engine combination can work as a turbo ramjet engine, as described above, when the ring duct is open, or as a double-flow turbo-jet engine with afterburning in the bypass flow when the ring duct is closed.

Zu dem gleichen Ergebnis gelangt man, wenn die Mittel zur Einstellung des Luftdurchsatzes im Stauluft-Ringkanal 3 des Staustrahltriebwerkes so ausgebildet werden, daß sie diesen vollständig verschließen können. In F i g. 11 kann der an der Innenwandung 14 des Mantels 4 des Staustrahltriebwerkes gleitend verschiebbare Ring 13 mit einer vor dem Kanal 11 liegenden vorgewölbten Partie 22 des Mantels des Turbotriebwerkes in Berührung kommen und so den Ringkanal 3 vollständig absperren.The same result is reached when the means of recruitment of the air throughput in the ram air ring channel 3 of the ramjet engine so formed that they can close it completely. In Fig. 11 can the inner wall 14 of the shell 4 of the ramjet engine is slidably displaceable Ring 13 with a protruding part 22 of the jacket lying in front of the channel 11 of the turbo engine come into contact and thus completely shut off the ring duct 3.

Eine andere Möglichkeit besteht, ausgehend von einem kombinierten Triebwerk nach F i g. 2 und 8, darin, Mittel zur Steuerung des in die Schubdüse 21 geleiteten Teiles des Nebenstomes vorzusehen. Diese Mittel bestehen aus einem Kranz beweglicher Klappen 23 (F i g. 12), die am stromab liegenden Ende des Schottmantels 19 angelenkt sind, der die beiden Luftströme durch das Turbotriebwerk trennt. F i g. 13 zeigt einen auf dem Ende des Mantels 19 gleitend verschiebbaren Ring 24. Die in der Verschiebungszone des Ringes liegende innere Wandung der Schubdüse 21 verjüngt sich in Strömungsrichtung.Another possibility is based on a combined engine according to FIG. 2 and 8, therein to provide means for controlling the part of the secondary flow directed into the exhaust nozzle 21. These means consist of a ring of movable flaps 23 (FIG. 12) which are hinged to the downstream end of the bulkhead jacket 19 which separates the two air flows through the turbo engine. F i g. 13 shows a ring 24 that is slidable on the end of the jacket 19. The inner wall of the thrust nozzle 21, which is in the displacement zone of the ring, tapers in the direction of flow.

Jede dieser Vorrichtungen erlaubt, das Verhältnis der Durchlaßquerschnitte 3 und 25 für die Hochdruck- und die Niederluft im Turbotriebwerk zu Beginn jeder Zone, in der ihre statischen Drücke frei werden, und damit das Verhältnis der Durchsätze dieser beiden Gasströme zu verändern.Each of these devices allows the ratio of the passage cross-sections 3 and 25 for the high and low air in the turbo engine at the beginning of each Zone in which their static pressures are released, and thus the ratio of the throughputs to change these two gas flows.

Bei einem konstanten Durchsatz der Hochdruckluft erlauben Klappen oder ein Sperrschieber am Ausgang des Kanals 11 (F i g. 5 und 6) zusammen mit den gleichen Vorrichtungen zur Änderung des Verhältnisses der Querschnitt 3 und 25 (F i g. 12 und 13), den Gesamtbetrag des Nebenstromdurchsatzes nach Wunsch zu regeln. Man kann so eine optimale Anpassung des Niederdruckverdichters 5 erreichen unabhängig davon, wie groß der Anteil des Nebenstromdurchsatzes der Niederdruckluft ist, den man in den Kanal des Staustrahltriebwerkes schicken will. Dieser Anteil kann z. B. durch die Nachverbrennungsrate in der Schubdüse 21 vorgegeben sein.With a constant throughput of high pressure air, flaps allow or a gate valve at the outlet of the channel 11 (Figs. 5 and 6) together with the same devices for changing the ratio of cross-sections 3 and 25 (F. i g. 12 and 13) to regulate the total amount of the bypass flow rate as desired. An optimal adaptation of the low-pressure compressor 5 can thus be achieved independently of how large the proportion of the bypass flow throughput of the low-pressure air is, the you want to send into the channel of the ramjet. This portion can be, for. B. be predetermined by the post-combustion rate in the exhaust nozzle 21.

Die verschiedenen Ausbildungen der Erfindung machen folgende Vorteile augenscheinlich: 1. Alle bewegilchen Teile mit Ausnahme derjenigen im gemeinsamen Teil der Lavaldüse liegen in Strömungsrichtung vor den Brennkammern. Die Nachverbrennung kann auch beim Turbostrahltriebwerk trotz eines konstanten Austrittsquerschnittes angewendet werden. Die Verbrennung im Stauluft-Nebenluft-Gemisch erfordert keine regelbare Austrittsdüse, weil die Änderung des Luftdurchsatzes an der Eintrittsöffnung durch die natürliche Änderung des Luftdurchsatzes im Staustrahltriebwerk erhalten wird.The various embodiments of the invention provide the following advantages Apparently: 1. All moving parts with the exception of those in common Part of the Laval nozzle are in front of the combustion chambers in the direction of flow. The afterburning can also be achieved with turbojet engines despite a constant outlet cross-section be applied. Combustion in the ram air / secondary air mixture does not require any adjustable outlet nozzle, because the change in air flow at the inlet opening obtained by the natural change in air flow in the ramjet will.

2. Die Querschnittsregelung des Halses 2 der Mischkammer und des übertrittsquerschnittes des Nebenstromes des Turbotriebwerkes erlauben unter allen Betriebsbedingungen optimale Eigenschaften des Gemisches und eine optimale Anpassung des Turbostrahltriebwerkes. Die Vorverlegung der Mischkammer muß dem Gemisch am Eintritt der Brennkammer des Staustrahltriebwerkes eine gute Homogenität geben.2. The cross-section regulation of the neck 2 of the mixing chamber and the cross-section of Bypass flow of the turbo engine allow optimal under all operating conditions Properties of the mixture and an optimal adaptation of the turbojet engine. The forward movement of the mixing chamber must match the mixture at the inlet of the combustion chamber of the Give ramjet engine a good homogeneity.

3. Die herkömmlichen Klappen an der Schubdüse des Turbotriebwerkes zur Anpassung ihres Auslaßquerschnittes werden überflüssig.3. The conventional flaps on the thrust nozzle of the turbo engine to adapt their outlet cross-section are superfluous.

Claims

Patentansprüche: 1. Kombiniertes Turbo-Staustrahltriebwerk, dessen beide Einzeltriebwerke koaxial angeordnet sind und einen gemeinsamen Lufteinlauf aufweisen, wobei das nach dem Doppelstromprinzip arbeitende Turbostrahltriebwerk im Innern des Staustrahltriebwerkes sitzt und die Brennkammer des letzteren die Schubdüse des ersteren umgibt und wobei eine verschließbare übertrittsöffnung für die Niederdruckluft des Turbostrahltriebwerkes in den Ringkanal des Staustrahltriebwerkes stromauf dessen Brennkammer vorgesehen ist, dadurch gekennzeichnet, daß beide Triebwerke im Parallelbetrieb aus dem gemeinsamen Lufteinlauf durch starre und ortsfeste Einlaufhauben hindurch gleichzeitig mit Luft versorgt werden und dabei der übertretende Teil der Niederdruckluft des Turbostrahltriebwerkes sich in der Halszone des Staustrahltriebwerkes mit dessen Stauluft mischt. Claims: 1. Combined turbo ramjet engine, its both individual engines are arranged coaxially and have a common air inlet have, wherein the turbo-jet engine operating according to the double-flow principle sits inside the ramjet and the combustion chamber of the latter the Thrust nozzle of the former surrounds and with a closable overflow opening for the low-pressure air of the turbojet engine into the ring channel of the ramjet engine upstream of which the combustion chamber is provided, characterized in that both engines in parallel operation from the common air inlet through rigid and stationary inlet hoods be supplied with air through it at the same time and thereby the transgressing part of the Low-pressure air from the turbojet engine is in the neck zone of the ramjet engine mixes with its ram air.

2. Triebwerk nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch einen oder mehrere den äußeren Mantel (9) des Turbostrahltriebwerkes durchsetzende Kanäle (Il), die in Strömungsrichtung etwas vor dem Hals des Ringkanals (3) münden und den gesamten Nebenstrom der Niederdruckluft des Turbostrahltriebwerkes führen (F i g. 1). 2. Engine according to claim 1, characterized by a or several channels penetrating the outer jacket (9) of the turbojet engine (Il), which open slightly in front of the neck of the annular channel (3) in the direction of flow and lead the entire bypass flow of the low pressure air of the turbojet engine (F i g. 1).

3. Triebwerk nach Anspruch 2, gekennzeichnet durch einen oder mehrere den äußeren Mantel (9) des Turbostrahltriebwerkes durchsetzende Kanäle (11), die in Strömungsrichtung etwas vor dem Hals des Ringkanals (3) münden und einen Teil des Nebenstromes der Niederdruckluft des Turbostrahltriebwerkes führen, während der Rest durch einen inneren Ringkanal (18) hinter den Turbinen (7, 8) in dessen Schubdüse (21) gelangt (F i g. 2). 3. Engine according to claim 2, characterized by one or more of the outer jacket (9) of the turbo-jet engine penetrating channels (11) which open somewhat in the direction of flow in front of the neck of the annular channel (3) and lead part of the bypass flow of the low-pressure air of the turbo-jet engine, while the remainder passes through an inner ring channel (18) behind the turbines (7, 8) into the thrust nozzle (21) (FIG. 2).

4. Triebwerk nach Anspruch 1 oder 2 oder 3, gekennzeichnet durch Vorrichtungen, welche die Steuerung mindestens eines der beiden Luftströme, des vom Turbo- zum Staustrahltriebwerk verlaufenden Nebenstromes oder der durch das ringförmige Staurohr (3) des Staustrahltriebwerkes gehenden Stauluft erlauben. 4. Engine according to claim 1 or 2 or 3, characterized by devices that control at least one of the two air flows, of the bypass flow running from the turbo to the ramjet or the the ring-shaped pitot tube (3) of the ramjet engine allow ram air to pass through.

5. Triebwerk nach Anspruch 4, gekennzeichnet durch am Umfang des Turbostrahltriebwerkmantels angeordnete bewegliche Klappen (16), deren Ränder die auf der Außenfläche des Mantels liegende Vorderkante der übertrittsöffnungen in den Ringkanal (3) bilden (F i g. 5). 5. Engine according to claim 4, characterized by the circumference of the turbojet engine jacket arranged movable flaps (16), the edges of which are on the outer surface of the shell Form the lying front edge of the transfer openings in the annular channel (3) (F i g. 5).

6. Triebwerk nach Anspruch 4, gekennzeichnet durch einen längsverschiebbaren Ring (17) auf dem Außenmantel (9) des Turbostrahltriebwerkes, der diesen Mantel verlängert und dadurch die auf der Außenfläche des Mantels liegenden Austrittsöffnungen mehr oder weniger verschließt (F i g. 6). 6. Engine according to claim 4, characterized by a longitudinally displaceable ring (17) on the outer casing (9) of the turbo-jet engine, which extends this casing and thereby more or less closes the outlet openings located on the outer surface of the casing (Fig. 6).

7. Triebwerk nach Anspruch 4 oder 5, gekennzeichnet durch einen im Längsschnitt buckelförmigen beweglichen Ring (13, 15), der entweder entlang der inneren Wandfläche des Außenmantels des Staustrahltriebwerkes (4) oder entlang der äußeren Wandfläche des Außenmantels des Turbostrahltriebwerkes gleitend verschiebbar ist und durch seine Stellung den Durchlaßquerschnitt des Halses (2) in Ringkanal (3) verändert (F i g. 3 und 4). B. Triebwerk nach Anspruch 7, gekennzeichnet durch eine solche Ausbildung und Anordnung des Ringes 13, daß er in seiner rückwärtigen Endlage die Vorderkante der Austrittsöffnungen in den Ringkanal (3) berührt (F i g. 11). 9. Triebwerk nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die beweglichen Klappen (16) in ihrer einen Grenzlage mit ihren Vorderkanten gegen die Innenwandung (14) des Außenmantels des Staustrahltriebwerkes anliegen (F i g. 10). 10. Triebwerk nach Anspruch 1, 3 und 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuervorrichtung an der Mündung des das Turbostrahltriebwerk umgebenden Ringkanals (18) in dessen Schubdüse (21) angeordnet ist. 11. Triebwerk nach Anspruch 10, gekennzeichnet durch einen Kranz von beweglichen Klappen (23), die am Mündungsrand des Schonmantels (19) angeordnet sind (F i g. 12). 12. Triebwerk nach Anspruch 10, gekennzeichnet durch einen auf dem rückwärtigen Ende des Schottmantels (19) angeordneten verschiebbaren Ring (24) (F i g. 13). In Betracht gezogene Druckschriften: Deutsche Patentschrift Nr. 865 558; deutsches Gebrauchsmuster Nr. 1777 113; französische Patentschrift Nr. 999 953; britische Patentschrift Nr. 622 313; Flight, 72. Bd., Heft 2531 (26. 7. 1957), S. 108; SAE-Journal, 65. Bd., Maiheft 1957, S. 35. In Betracht gezogene ältere Patente: Deutsches Patent Nr. 1131467.7. Engine according to claim 4 or 5, characterized by a longitudinally hump-shaped movable ring (13, 15) which is slidably displaceable either along the inner wall surface of the outer shell of the ramjet engine (4) or along the outer wall surface of the outer shell of the turbojet engine and through its position changes the passage cross-section of the neck (2) in the annular channel (3) (FIGS. 3 and 4). B. engine according to claim 7, characterized by such a design and arrangement of the ring 13 that it touches the front edge of the outlet openings in the annular channel (3) in its rearward end position (F i g. 11). 9. An engine according to claim 5, characterized in that the movable flaps (16) in their one limit position with their front edges against the inner wall (14) of the outer casing of the ramjet engine bear (F i g. 10). 10. An engine according to claim 1, 3 and 4, characterized in that the control device is arranged at the mouth of the annular channel surrounding the turbojet engine (18) in its thrust nozzle (21). 11. An engine according to claim 10, characterized by a ring of movable flaps (23) which are arranged on the mouth edge of the protective jacket (19) (Fig. 12). 12. An engine according to claim 10, characterized by a displaceable ring (24) (FIG. 13) arranged on the rear end of the bulkhead jacket (19). Documents considered: German Patent No. 865 558; German utility model No. 1777 113; French Patent No. 999 953; British Patent No. 622,313; Flight, Vol. 72, Issue 2531 (July 26, 1957), p. 108; SAE-Journal, 65th Vol., Maiheft 1957, p. 35. Older patents considered: German Patent No. 1131 467.