DE1227733B - Staustrahltriebwerk - Google Patents

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLAND

DEUTSCHES

PATENTAMT

AUSLEGESCHRIFT

Int. α.:

F02k

Deutsche Kl.: 46 g - 8/10

Nummer: 1227 733

Aktenzeichen: B 719001 a/46 g

Anmeldetag: 15. Mai 1963

Auslegetag: 27. Oktober 1966

Die Erfindung betrifft ein Staustrahltriebwerk in Form eines Kanals mit einem Ansaugabschnitt, der zu einer Ansaugöffnung hin konvergiert, mit einem Brennkammerabschnitt und einem konvergent-divergenten .Schubdüsenabschnitt, wobei die Wände des Kanals relativ zueinander beweglich sind und die Ansaugöffnung sowie Querschnittsflächen der Brennkammer auf ihrer gesamten Länge und der Schubdüse gleichzeitig verändern.

Es ist bei Strahltriebwerken für Flugzeuge mit Überschallgeschwindigkeit bereits bekannt, den zur Ansaugöffnung der Brennkammer hin konvergierenden Ansaugabschnitt einstellbar zu machen, so daß das Verhältnis des Einfangquerschnitts zum Ansaugquerschnitt verändert werden kann (USA.-Patentschritt 3 032 977 und »The Aeroplane«, 1959). Es ist auch bekannt, den konvergent-divergenten Schubdüsenabschnitt einstellbar zu machen, um das Verhältnis des Öffnungsquerschnitts zum Austrittsquerschnitt zu verändern.

Andererseits ist es auch bekannt (USA.-Patentschrift 2700515), die Unterseite und Oberseite des Tragflügels eines mit Unterschallgeschwindigkeit fliegenden Flugzeuges in eine obere und untere Hälfte aufzuspalten, die jeweils mittels einer Gelenkverbindung an dem einzigen Holm der Tragfläche befestigt ist. Sind die Tragflächenunterseite und Oberseite in der geschlossenen Stellung, so bilden sie eine übliche Tragfläche. Werden sie aber nach oben und unten ausgefahren, so bilden sie die oberen und unteren Begrenzungswände eines Strahltriebwerks, dessen Ansaugabschnitt von dem Holm und dem Vorderteil der beiden Tragflächenseiten gebildet wird, während der Brennkammerabschnitt von den mittleren und die Schubdüse von den konvergierenden Wänden der Tragflügelhälften gebildet ist. In dem Holm ist auch die Brennstoffzufuhr und Zündeinrichtung für die Brennkammer untergebracht. Die das Strahltriebwerk begrenzenden Wände, nämlich die Tragflächenoberseite und Unterseite, sind somit über die gesamte Länge des Strahltriebwerks relativ zueinander beweglich. Mit der bekannten Vorrichtung wird jedoch der Zweck verfolgt, den durch die Bauabmessungen eines Strahltriebwerks auftretenden erheblichen Strömungswiderstand zu verkleinern, wenn die Antriebskraft des Strahltriebwerks nicht gebraucht wird. Dies ist dann der Fall, wenn das Flugzeug noch mit einer anderen Antriebsquelle ausgerüstet ist. Solange das Flugzeug mit Hilfe dieser Antriebsquelle fliegt, ist das Strahltriebwerk von den Tragflügelhälften umschlossen und weist deshalb keinen zusätzlichen Luftwiderstand auf. Erst beim In

Staustrahltriebwerk

Anmelder:

Bristol Siddeley Engines Limited, Bristol
(Großbritannien)

Vertreter:

Dr.-Ing. H. Negendank, Patentanwalt,
Hamburg 36, Neuer Wall 41

Als Erfinder benannt:

Noel Richard Hemming,

John Brian Davis,

Raymond John Lane,

Michael James Welch, Bristol (Großbritannien)

Beanspruchte Priorität:

Großbritannien vom 16. Mai 1962 (18 864),

vom 22. August 1962 (32262) ■

betriebsetzen des Strahltriebwerks werden die Tragflügelhälften ausgefahren. Eine solche Vorrichtung ist aber für Überschallgeschwindigkeiten nicht geeignet. Es treten daher bei dieser Vorrichtung nicht die von der Überschallgeschwindigkeit herrührenden Probleme auf.

Bei Überschallgeschwindigkeit mit zunehmender Mach-Zahl nimmt das Kompressionsverhältnis an der Ansaugöffnung des Triebwerks zu und führt zu Änderungen in der Mach-Zahl der Vorverbrennung. Diese Änderungen beeinflussen wesentlich den Verbrennungsvorgang, insbesondere bei Triebwerken, die einen großen Überschallgeschwindigkeitsbereich überstreichen.

Der Erfindung liegt deshalb die Aufgabe zugrunde, die Mach-Zahl für die Vorverbrennung besser kon-

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stant zu halten und bei höheren Mach-Zahlen eine Überhitzung der Verbrennungskammerwände zu vermeiden. Diese Aufgabe ist bei einem Staustrahltriebwerk der eingangs geschilderten Art erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß die Querschnittsflächenveränderung bei Betrieb mit Überschallfluggeschwindigkeit in umgekehrtem Verhältnis zur Flug-Machzahl vorgenommen wird.

Damit ist der Vorteil vermittelt, daß infolge des Anstiegs der Vorverbrennungstemperatur bei höheren Mach-Zahlen, beispielsweise bei Mach 4 bis 5, die Wände der Verbrennungskammer nicht zu stark erhitzt werden. Bei Überschallfluggeschwindigkeiten führt die Querschnittsverringerung der Brennkammer sowie des Ansaugabschnitts und des Schubdüsenabschnitts zu einer besseren Verwendung der Luft zu Kühlzwecken. Gerade bei den dann herrschenden hohen Betriebstemperaturen ist dies sehr vorteilhaft. Auch wird die Mach-Zahl für die Vorverbrennung besser konstant gehalten.

In vorteilhafter Weiterbildung der Erfindung ist die eine Wand des Kanals fest am Flugzeugkörper angeordnet und die ihr gegenüberliegende Wand beweglich. Dadurch lassen sich die Querschnittsabmessungen des Strahltriebwerks in einfacher und zweckmäßiger Weise verändern. Insbesondere kann dabei die bewegliche Wand schwenkbar um eine Achse gelagert sein, die senkrecht zur Richtung des Luftstroms durch den Kanal vor der Ansaugöffnung angeordnet ist. Die Lage der Schwenkachse wird im wesentlichen durch die gewünschte Beziehung zwischen den Querschnittsflächenveränderungen des Ansaugabschnitts und der Schubdüse bestimmt. Zusätzlich können auch noch andere Faktoren berücksichtigt werden, beispielsweise in Abhängigkeit davon, ob der Einfangquerschnitt und das Brennstoff-Luft-Verhältnis konstant gehalten oder entsprechend der Mach-Zahl veränderlich sein sollen.

In vorteilhafter Weiterbildung der Erfindung können auch die die Ansaugöffnung bildenden Wände eine primäre Ansaugfläche und eine sekundäre Ansaugfläche aufweisen, von denen die sekundäre Ansaugfläche gegenüber der primären Ansaugfläche bei zunehmender Fluggeschwindigkeit in Flugrichtung nach vorn und bei abnehmender Fluggeschwindigkeit nach hinten verschiebbar ist. Dadurch können Fehler in den Längenabmessungen der konvergierenden Wände des Ansaugäbschnitts vermieden werden, die eine Ausbildung der Stoßwelle an einer ungeeigneten Stelle des Ansaugabschnitts zur Folge haben.

In weiterer Ausbildung der Erfindung sind die die Austrittsfläche der Schubdüse bildenden Wände des Kanals relativ zueinander und unabhängig von den anderen veränderlichen Größen relativ zueinander beweglich. Dadurch kann bei niedrigen Mach-Zahlen der Austrittsquerschnitt der Schubdüse vermindert und bei höheren Mach-Zahlen vergrößert werden. Vorzugsweise kann dabei eine der beiden gegenüberliegenden Wände des Kanals zwei Teile aufweisen, die mittels Gelenken in Bereiche der Schubdüsenöffnung miteinander verbunden und im Winkel zueinander beweglich sind. Insbesondere kann die bewegliche Wand die beiden durch Gelenke verbundenen Teile aufweisen. Die Erfindung wird nachstehend an Hand der Zeichnung näher erläutert. Es zeigt

F i g. 1 einen Längsschnitt durch ein Strahltriebwerk zum Antrieb eines Flugzeuges mit Überschall-■fluggeschwindigkeit von Mach 4 bis Mach 7,

F i g. 2 eine Ansicht des Triebwerks, von unten ohne Darstellung der Schrägflächen des Ansaugabschnitts und der Schubdüse,

F i g. 3 einen Querschnitt längs der Linie III-III in Fig. 1 und 2,

F i g. 4 einen Schnitt durch den Ansaugabschnitt mit Ausbildung der Stoßwellen und

Fig. 5 ein weiteres Ausführungsbeispiel eines Strahltriebwerks im Längsschnitt.

ίο Das in den F i g. 1 bis 4 dargestellte Staustrahltriebwerk ist in der Tragfläche eines Flugzeuges angeordnet. Die Tragfläche weist ein niedriges Schlankheitsverhältnis auf. Das Flugzeug ist für Überschallfluggeschwindigkeiten bis zu Mach 7 geeignet. Ein Teil der Tragflächenunterseite ist als Luftansaugfläche 10 für das Triebwerk gemäß F i g. 1 ausgebildet. Die Schubdüsenfläche 11 erstreckt sich durch die Tragfläche und läuft nach vorn in einen Abschnitt 12 aus, der die obere Seite der konvergent-divergenten Düsenöffnung 13 darstellt. Der Abschnitt 13 setzt sich in der Fläche 14 fort, die die obere Wand der Brennkammer 15 bildet. Die Wände 11, 12 und 14 sind im Flugzeugkörper starr angeordnet. Der Gleitkörper 16, der in Längsrichtung auf der Brennkammerwand 14 und einer Rückseitenverlängerung der Ansaugfläche 10 verschiebbar angeordnet ist, weist eine Fläche 17 zur Bildung einer sekundären Ansaugfläche und eine Fläche 18 auf, die gegenüber der Fläche 10 zur Bildung des Grenzschichtluftkanals 19 im Abstand angeordnet ist.

Ein einen rechteckigen Querschnitt aufweisender kanalförmiger Schwenkteil 20 ist mit Seitenwänden 21 und 22 versehen, zwischen denen der Gleitkörper 16, die Brennkammerwand 14 und ein Teil der Schubdüsenfläche 11 angeordnet sind, und die in eine Ausnehmung 23 des Flugzeugkörpers greifen. Der Boden des Schwenkteils 20 ist im Längsschnitt etwa dreieckförmig gestaltet und bildet die untere Brennkammerwand 24, den Abschnitt 26 und den Boden 25 der Schubdüse. Die Unterseite 27 des Schwenkteils dient zur Auftriebserzeugung. Die Brennkammerwand 24 läuft vorn in die Ansauglippe 28 aus und bildet zusammen mit dem abströmseitigen Ende 50 der Fläche 17 eine Ansaugöffnung 29.

Auf der Abströmseite der Ansaugöffnung 29 ist der Gleitkörper 16 zur Oberseite 14 der Brennkammer hin zurückgesetzt und bildet einen sogenannten »Kippdiffusor«. Der Brennstoff gelangt an der Stelle 30 in die Brennkammer 15.

Bei einer Fluggeschwindigkeit von Mach 7 nimmt der Schwenkteil 20 die in voll ausgezogenen Linien dargestellte Stellung ein. Er ist mittels eines Drehzapfens 31, der vor der Ansaugöffnung 29 angeordnet ist, mit dem Flugzeugkörper verbunden, so daß er durch die Hebevorrichtungen 32 in die in strichpunktierten Linien 33 gezeigte Stellung geschwenkt werden kann, was einer Fluggeschwindigkeit von etwa Mach 3 entspricht.
Die in den Kanal 19 eintretende Grenzschichtluft wird durch die in den Seitenwänden 21 und 22 des Schwenkteils 20 vorgesehenen Öffnungen 34 abgegeben. Die durch den notwendigen Abstand zwischen den Seitenwänden21 und 22 und den Wändenil, 12, 14 und 17 in die Kanäle 35 eintretende Luft einschließlich Verbrennungsgasen werden am rückwärtigen Teil des Flugzeuges in eine Niederdruckzone abgegeben. Dadurch ist das Eintreten von heißem, unter hohem Druck stehendem Strömungsmittel in

die unter niedrigerem Druck stehenden Teile des Triebwerkkanals wirksam verhindert.

In F i g. 4 ist die Stellung des Schwenkteils 20 für eine Fluggeschwindigkeit von Mach 4 in voll ausgezogenen Linien dargestellt. Dabei gehen von den führenden Rändern der primären und sekundären Schrägflächen 10 bzw. 17 die Stoßwellen 36 und 37 aus, wobei die Stoßwelle 37 die Lippe 28 berührt. Für den Einfangquerschnitt ist der Abstand 38 maßgebend, der sich vom Schnittpunkt der Grenzschicht-Oberseite 39 mit der Stoßwelle 36 bis zu der auf die Lippe 28 auftreffenden Stromlinie 40 erstreckt. Die Stromlinie 40 erleidet beim Durchgang durch die Stoßwelle 36 eine Ablenkung. Unter dieser Bedingung ist der Querschnitt der Ansaugöffnung 29 in bezug auf die Form des Ansaugabschnittes und die Mach-Zahl so gewählt, daß der Betrieb für die kritische Bedingung (eine normale Stoßwelle an der Öffnung) möglich ist. Andererseits ist dabei die Querschnittsfläche des Kanals am abströmseitigen Ende des Unterschalldiffusors so gewählt, daß die Mach-Zahl der Luft bei der Vorverbrennung etwa 0,3 beträgt.

Für eineüberschallfluggeschwindigkeit mit Mach 7 soll etwa derselbe Einfangquerschnitt erzielt werden, um zu vermeiden, daß die Mach-Zahl bei der Vorverbrennung auf unter 0,2 absinkt. Gleichzeitig mit einer passenden Änderung der Querschnittsfläche der Schubdüseneinschnürung, beispielsweise auf Grund eines bis zum stöchiometrischen Wert bei maximaler Mach-Zahl ansteigenden Brennstoff-Luft-Verhältnisses, wird dies dadurch erreicht, daß die Außenwand des Schwenkteils 20 um den Drehzapfen 31 in die in gestrichelten Linien dargestellte Stellung 20' verbracht wird.

Wird jedoch dabei die Lage der sekundären Ansaugfläche 17 nicht verändert, so berührt die von der Ansauglippe 28' ausgehende Stoßwelle 41', die der von der Ansauglippe 28 ausgehenden Stoßwelle entspricht, nicht mehr das abströmseitige Ende 50 der sekundären Fläche 17. Dies führt zu unerwünschten Stoßverhältnissen in dem Ansaugabschnitt. Zur Vermeidung dieses Fehlers wird der Gleitkörper 16 in Flugrichtung nach vorn verschoben, so daß die Ansaugfläche 17 in die Stellung 17" und die Stoßwelle 37' in die Stellung 37" gebracht wird. Dann trifft die Stoßwelle 41' auf das Ende 50 der sekundären Ansaugfläche 17 auf. Außerdem berührt die Stromlinie 40' in der neuen Stellung 40" die Ansauglippe 28'.

Somit wird bei einer Fluggeschwindigkeit mit Mach 4 eine schräg von der Ansauglippe 28 fortgerichtete Stoßwelle 41 erzeugt, die das abströmseitige Ende 50 der sekundären Ansaugfläche 17 berührt, wobei beim Übergang von Überschallgeschwindigkeit auf Unterschallgeschwindigkeit in der Ansaugöffnung eine normale Stoßwelle 42 ausgebildet wird. Bei einer Fluggeschwindigkeit mit Mach 7 bewegt sich die Stoßwelle 41 in die Stellung 4Γ und die normale Stoßwelle 42 etwa in die Stellung 42', wobei die Lage der normalen Stoßwellen in bekannter Weise von der Brennstoffzufuhr abhängig ist.

In F i g. 5 ist eine weitere Ausführungsform des Strahltriebwerks dargestellt. Die bereits in den F i g. 1 bis 4 vorkommenden Bezugszeichen sind in F i g. 5 mit dem Index α versehen. In F i g. 5 ist der Schwenkteil 20 a zweiteilig ausgebildet und weist einen vorderen Teil 49 und einen hinteren Teil 51 auf, die im Bereich der Schubdüsenöffnung 13 α um ein Gelenk 60 schwenkbar angeordnet sind. Der hintere Teil 51 des Schwenkteils 20 a weist einen Boden auf, der die untere Schubdüsenfläche 25 α bildet. Die Seitenwände 52 des hinteren Teils 51 greifen in die Ausnehmung 23 a. Die Hebevorrichtungen 53 verschwenken den hinteren Teil 51 um das Gelenk zur Änderung der Winkelstellung zwischen den beiden Teilen 49 und 51.

Bei einer Fluggeschwindigkeit mit Mach 7 befindet sich der Teil 51 in der in F i g. 5 in voll ausgezogenen Linien gezeigten Stellung, in der die Unterseite mit der Unterseite 27a des Teils 49 fluchtet. An den Unterseiten 27 a und 54 wird deshalb ein maximaler Auftrieb erzeugt. Außerdem wird der von den auskragenden Maschinenteilen erzeugte Strömungswiderstand dadurch unterdrückt, daß die untere Stromlinie 55 am Ende der Schubdüsenöffnung nach unten gerichtet ist. Bei Fluggeschwindigkeiten mit kleinerer Mach-Zahl wird der Teil 51 mittels der Hebevorrichtungen 53 nach oben geschwenkt, so daß der Austrittsquerschnitt der Schubdüse und der schräge Winkel der unteren Stromlinie 55 verkleinert wird. Dabei tritt so lange kein Widerstand auf, bis die Stromlinien in Richtung nach oben abgelenkt wird. Dies tritt bei gewissen Schubdüsenanordnungen in mittleren Geschwindigkeiten öfters auf.

Claims (7)

Patentansprüche:

1. Staustrahltriebwerk in Form eines Kanals mit einem Ansaugabschnitt, der zu einer Ansaugöffnung hin konvergiert, mit einem Brennkammerabschnitt und einem konvergent-divergenten Schubdüsenabschnitt, wobei die Wände des Kanals relativ zueinander beweglich sind und die Ansaugöffnung sowie Querschnittsflächen der Brennkammer auf ihrer gesamten Länge und der Schubdüse gleichzeitig verändern, dadurch gekennzeichnet, daß die Querschnittsflächenveränderung bei Betrieb mit Uberschallfluggeschwindigkeit im umgekehrten Verhältnis zur Flug-Machzahl vorgenommen wird.

2. Staustrahltriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die die Ansaugöffnung bildenden Wände eine primäre Ansaugfläche (10) und eine sekundäre Ansaugfläche (17) aufweisen, von denen die sekundäre Ansaugfläche gegenüber der primären Ansaugfläche bei zunehmender Fluggeschwindigkeit in Flugrichtung nach vorn und bei abnehmender Fluggeschwindigkeit nach hinten verschiebbar ist.

3. Staustrahltriebwerk nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die den Austrittsquerschnitt der Schubdüse bestimmenden Wände (11, 25) relativ zueinander und unabhängig von den anderen veränderlichen Größen beweglich sind.

4. Staustrahltriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß eine Wand (11, 12, 14) des Kanals fest am Flugzeugkörper angeordnet ist und die ihr gegenüberliegende Wand (20) beweglich ist.

5. Staustrahltriebwerk nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die bewegliche Wand (20) schwenkbar um eine Achse (31) gelagert ist, die senkrecht zur Richtung des Luftstroms durch den Kanal vor der Ansaugöffnung angeordnet ist.

6. Staustrahltriebwerk nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß eine der beiden

gegenüberliegenden Wände des Kanals zwei Teile (49, 51) aufweist, die mittels Gelenken (60) im Bereich der Schubdüsenöffnung miteinander verbunden und im Winkel zueinander beweglich sind.

7. Staustrahltriebwerk nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die bewegliche Wand

(25 a) die beiden durch Gelenke miteinander verbundenen Teile (49, 51) aufweist.

In Betracht gezogene Druckschriften: USA.-Patentschriften Nr. 3 032 977, 2700515; »The Aeroplane«, 97. Band, Nr. 2497 (28.8.1959), S. 69.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

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