Düsentriebwerk für Flugzeuge. Soll ein Düsentriebwerk im Flug mit annehmbarem Wirkungsgrad arbeiten, so muss die Flächenbelastung des vom Trieb werk angetriebenen Flugzeuges möglichst hoch sein, ansonst mit den kleinen vorhan denen Strahlquerschnitten schlechte Strahl wirkungsgrade resultieren. Nun nimmt aber mit wachsender Flächenbelastung die Lande geschwindigkeit zu, so dass zur Landung auf üblichen Plätzen das Vorsehen von Mitteln zur Landebremsung unerlässlich wird. Be kanntlich geht im Zusammenhang damit das Bestreben dahin, die bei der Landung ver fügbare Leistung des Triebwerkes in Form von Bremsleistung zu verwerten.
Gemäss vor liegender Erfindung ist nun für das Bremsen beim Landen oder im Sturzflug eine steuer bare Umlenkvorrichtung vorgesehen, welche in ihrer Bremslage die vom Triebwerk be schleunigten Gasmassen so umlenkt, dass diese Massen entgegen ihrer Einströmrich- tung durch mindestens einen lediglich bei der Bremsung durchströmten Querschnitt in die Atmosphäre ausströmen.
Zweckmässig kann in der Begrenzungswand der Düse mindestens eine von einer verstellbaren Klappe beherrschte Öffnung angebracht sein, durch die während der Bremsung die Gase entgegen ihrer Einströmrichtung ausströmen, wobei dann der Austrittsquerschnitt der Düse von der Düsennadel geschlossen wird. Es kann aber auch die Düsennadel mit einer Umlenk- vorrichtung versehen sein, die beim Ausfah ren der Nadel aus dem Verstellbereich für Normalflug in die Bremsstellung eine Um lenkung der Gase bewirkt.
Auf den Zeichnungen sind verschiedene beispielsweise Ausführungsformen des Erfin dungsgegenstandes veranschaulicht, und zwar zeigt: Fig. 1 in einem axialen Längsschnitt ein Düsentriebwerk mit Turbomaschinen, bei dem die Austrittsquerschnitte für einen Hoch und einen Niederdruckteilstrom je von einer Düsennadel gesteuert werden und die eine dieser Nadeln mit einer Umlenkvorrichtung versehen ist; dabei sind die Teile in der Lage für Normalflug gezeigt; Fig. 2 zeigt die zwei Düsennadeln dieser ersten Ausführungsform in der Bremslage.
Fig. 3 zeigt in einem axialen Längs schnitt ein Düsentriebwerk mit Turbomaschi- neu, bei dem der Austrittsquerschnitt für die gesamte Gasmasse von einer einzigen, mit einem Umlenkkanal versehenen Düsennadel gesteuert wird; letztere ist in der Lage für Normalflug gezeigt, und Fig. 4 zeigt die Düsennadel dieser zweiten Ausführungsform in der Bremslage.
Fig. 5 und 6 zeigen Teile einer dritten Ausführungsform, bei der in der Begren zungswand einer Düse von verstellbaren Klappen beherrschte Öffnungen angebracht sind, durch die während der Bremsung die Gase entgegen ihrer Einströmrichtung in die Atmosphäre ausströmen; dabei befinden sich die verstellbaren Teile in Fig. 5 in der Lage für Normalflug und in Fig. 6 in der Brems lage.
Fig. 7 und 8 zeigen die Anwendung der der dritten Ausführungsform zu Grunde liegenden Idee bei einem Düsentriebwerk mit unterteiltem Luftstrom und mit zwei Düsen nadeln, wobei die verstellbaren Teile in Fig. 7 in der Lage für Normalflug und in Fig. 8 in der Bremslage dargestellt sind.
Fig. 9 und 10 zeigen eine Ausführungs form mit einer Düse, bei welcher der Endteil der Düsenverschalung in Achsrichtung des Triebwerkes verschiebbar angeordnet und die Düsenverschalung so ausgebildet ist, dass beim Verschieben jenes Endteils in der Flug- richteng zwischen dem verschobenen und nicht verschobenen Teil der Düsenverscha lung eine ringförmige Öffnung entsteht; da bei sind die verstellbaren Teile in Fig. 9 in der Lage für Normalflug und in Fig. 10 in der Bremslage dargestellt.
Fig. 11 und 12 zeigen die Anwendung der Idee, welche der in Fig. 9 und 10 ver anschaulichten Ausführungsform zu Grunde liegt, bei einem Düsentriebwerk mit Unter e teileng der angesaugten Luftmenge in einen Hoch- und Niederdruckteilstrom, wobei die verstellbaren Teile in Fig. 11 in der Lage für Normalflug und in Fig. 12 in der Brems lage dargestellt sind.
Fig. 13 und 14 zeigen eine siebente Aus führungsform, bei welcher eine Düsennadel und der Endteil einer Düsenverschalung in Achsrichtung des Triebwerkes verschiebbar angeordnet und so ausgebildet sind, dass nach erfolgtem Schliessen des Düsenaustrittsquer schnittes durch die zwecks Erzeugung eines Bremsschubes auszufahrende Düsennadel der genannte Verschalungsteil mitgenommen wird, wobei dann zwischen dem ausgefah renen und dem nicht ausgefahrenen Teil der Düsenverschalung eine ringförmige Öffnung entsteht; dabei sind die verschiebbaren Teile in Fig. 13 in der Lage für Normalflug und in Fig. 14 in der Bremslage veranschaulicht.
Fig. 15 und 16 zeigen schliesslich die An- wvendung der Idee, welche der Ausführungs form nach Fig. 13 und 14 zu Grunde liegt, bei einem Düsentriebwerk mit Unterteilung der angesaugten Luftmenge in einen Hoch und Niederdruckteilstrom, wobei die ver schiebbaren Teile in Fig. 15 in der Lage für Normalflug und in Fig. 16 in der Bremslage veranschaulicht sind.
In den Fig. 1 und 2 bezeichnet 1 den Lufteinlasskanal eines Flugzeug-Düsentrieb- werkes, das sich in Richtung des Pfeils A fortbevwegt. Ferner bezeichnet 2 den mehr stufigen Niederdruckteil und 3 den mehrstu figen Hochdruckteil eines Axialgebläses. Beim Flie--en strömt die Luft diesem Ge bläse 2, 3 durch den Kanal 1 zu, der als Diffusor ausgebildet ist, so dass darin ein Teil der kinetischen Energie der Luft in Druck umgewandelt wird.
Im Niederdruck teil 2 des Gebläses wird ein weiterer Druck- anstieg hervorgerufen. Der so verdichtete Luftstrom wird dann mit Hilfe einer verstell baren Hülse 4 in zwei Teilströme unterteilt. Der eine dieser Teilströme wird im Gebläse hochdruckteil 3 weiter verdichtet. Zwischen dem Gebhisehochdruckteil 3 und der Turbine 5 wzrd diesem Hochdrucl@teilstrom in einer Brennkammer 6 dadurch Wärme zugeführt, dass in denselben durch .eine Vorrichtung 7 Brennstoff eingespritzt wird.
Das so gebil- dete Gemisch wird in der Kammer 6 ver brannt und die dabei erzeugten Treibgase expandieren in der Turbine 5 und an schliessend in einer Düse 8 auf den Druck der Umgebung. Der Hochdruckteilstrom ist, was dessen Menge anbetrifft, so bemessen, dass die Turbine 5 bei einem bestimmten Eintritts druck und einer bestimmten Eintrittstempe ratur der betreffenden Teilstromluftmenge die für den Antrieb des Gebläses 2, 3 benö tigte Leistung aufbringt. Der übrige Teil der durch den Kanal 1 angesaugten Luft gelangt nach einer verhältnismässig schwachen Ver dichtung im Niederdruckteil 2 als Nieder druckteilstrom in eine Brennkammer 9. In diese kann zwecks Erhitzung des betreffen den Teilstromes durch eine Vorrichtung 10 Brennstoff eingespritzt werden.
An die Brennkammer 9 schliesst sich eine Ausstoss düse 11 an, die in die Atmosphäre mündet. Die vorstehend beschriebenen Teile sind von einem strömungstechnisch günstig ausgebil deten Mantel 12 umgeben. Die erwähnte Düse 8, durch die der Hochdruckteilstrom in die Umgebung ausströmt, wird von einem längs verschiebbaren Führungszylinder 13, ferner von einer in diesem verstellbaren, innern Düsennadel 14 und einer äussern Düsennadel 15 begrenzt. Von diesen zwei Düsennadeln steuert die innere Nadel 14 den Austritts querschnitt für den Hochdruckteilstrom und die äussere Nadel 15 den Austrittsquerschnitt für den Niederdruckteilstrom.
Die Düsen nadel 15 ist mit dem Führungszylinder 13 starr verbunden und in ihr ist ein ringför miger Umlenkkanal 16 vorgesehen. Dieser lässt sich im Normalflug durch eine zylin drische, längsverschiebbare Hülse 17 zu decken. 18 bezeichnet ein Gerät, das zum Steuern der zwei Düsennadeln 14, 15 in Ab hängigkeit vom Druckanstieg im Gebläse niederdruckteil 2 dient. Zu diesem Behufe sind dem Steuergerät 18 zwei Druckan schlüsse 19, 20 zugeordnet, von denen der eine dem Druck unmittelbar vor und der andere dem Druck unmittelbar hinter dem Gebläseniederdruckteil 2 ausgesetzt ist.
Fer ner steht das Steuergerät 18 über zwei Lei- tungen 25, 26 mit einem Servomotor 27 zum Verstellen der innern Düsennadel 14 und über zwei weitere Leitungen 28, 29 mit einem Servomotor 30 zum Verstellen der äussern Düsennadel 15 in Wirkungsverbindung; letztere ist durch eine Stange 34 starr mit dem Kolben 33 des Servomotors 30 verbun den.
Die zur Betätigung der Servomotoren 27 und 30 benötigte und durch die Leitungen 25, 26 bezw. 28, 29 zu- und abfliessende Druckflüssigkeit wird von einer nicht gezeig ten, im Innern des Gerätes 18 angeordneten Pumpe geliefert, die ihren Antrieb von der Triebwerkswelle 24 über Zahnradgetriebe 21, 22, 23 erhält.
Eine Leitung 32, in die ein einstellbares Absperrorgan 31 eingebaut ist, gestattet die zwei Leitungen 28, 29, welche zu beiden Seiten des Kolbens 33 in Räume des Servo:motorzylinders münden, zum Aus fahren in die Bremslage kurz zu schliessen und damit den Einfluss dieses Servomotors auszuschalten..
Ist beim Landen oder während eines Sturzfluges ein Bremsschub zu erzeugen, so wird vorerst der im Normalflug in der Kulisse 36' laufende Brennstoffhebel 36 in Leerlaufstellung zurückgenommen (Fig. 1), wobei die Brennstoffzufuhr zu der Einspritz- vorrichtung 7 vermittels des mit dem Hebel 36 über das. Gestänge 362 in Wirkungsver bindung stehenden Regulierorganes 36' ent sprechend gedrosselt wird.
Durch Hinüber schieben des Hebels 36 in die Bremskulisse 364 wird über das Gestänge 35 die Hülse 17 so verschoben, dass der hintere Teil der Um lenkvorrichtung 16 abgedeckt wird und die vorbeiströmenden Gase somit eine Kraft auf die Nadel 15 ausüben, welche Kraft das Be streben hat, die Nadel auszufahren. Zugleich erfolgt über die Stange 37 mit der auf dem Zapfen 39 des Absperrorganes 31 gleitenden Kulisse 38 die Öffnung dieses Absperrorga- nes, so dass der Servomotor 30 kurzgeschlos sen ist und als Ölbremse zur Dämpfung der Ausfahrbewegung der Nadel dient.
Sobald diese die auf Fig. 2 gezeigte Bremslage er reicht hat, wird der Brennstoffhebel 36 in der Bremskulisse 364 bis zum Anschlag vorge- schoben. Dieser Anschlag begrenzt die Brenn stoffmenge in der Weise, dass in der Düse des Hochdruckteilstromes kein Gefälle mehr ver arbeitet wird und somit kein Vorwärtsschub erzeugt wird.
Zum Einfahren der Nadel dient die elektrisch angetriebene Ölpumpe 365, welche nach Rücknahme des Brennstoff hebels 36 in die normale Leerlaufstellung vom Pilotensitz aus mittels eines nicht ge zeigten Schalters eingeschaltet wird und das auf der linken Seite des Kolbens 33 befind liche Öl auf die rechte Seite dieses Kolbens fördert, wodurch die Nadel eingefahren wird und der Umlenkkanal 16 von der Hülse 17 wieder abgedeckt wird.
In den Fig. 3 und 4 ist ein Düsentrieb werk gezeigt, in welchem die Gasmassen im Normalflug durch einen einzigen, von einer Düsennadel 40 gesteuerten Querschnitt 41 einer Düse 42 in die Atmosphäre ausströmen. Die vorhandene einzige Düsennadel 40 ist mit einem Umlenkkanal 43 versehen, der sich durch eine zylindrische Hülse 44 im N ormal- flug zudecken lässt. Die Hülse 44 kann, in derselben Weise wie im Zusammenhange mit der Hülse 17 der ersten Ausführungsform beschrieben wurde, zwecks Abdeckens des Umlenkkanals 43 mit Hilfe eines Hebelge stänges 45 in der Längsrichtung verschoben werden.
Sobald die Düsennadel 40 aus dem in Fig. 3 gezeigten Verstellbereich für Nor malflug in die in Fig. 4 gezeigte Bremslage ausgefahren worden ist, sind die durch den Düsenquerschnitt 41 strömenden Gase ge zwungen, den Umlenkkanal 43 zu durch laufen, durch den sie dann entgegen ihrer Einströmrichtung in die Atmosphäre aus strömen, wobei ein Bremsschub erzeugt wird.
Auch in den Fig. 5 und 6 ist ein Düsen triebwerk gezeigt, in welchem die Gasmassen im Normalflug durch einen einzigen, von einer Düsennadel 451 gesteuerten Querschnitt 46 einer Düse 47 in die Atmosphäre aus strömen. In der Begrenzungswand 48 der Düse 47 sind eine Anzahl Öffnungen 49 in Fig. 6 sind zwei ersichtlich - angebracht; jeder Öffnung 49 ist eine vom Pilotensitz ans durch nicht gezeigte Mittel einstellbare Klappe 50 zugeordnet.
Ist ein Bremsschub für die Landung oder während eines Sturzfluges zu erzeugen, so werden die Klappen 50 im Sinne einer Frei gabe der Öffnungen 49 verstellt, und gleich zeitig ist durch ähnliche Mittel, wie sie in Verbindung mit der Düsennadel 14 der ersten Ausführungsform beschrieben worden sind, zu veranlassen, dass der Austrittsquerschnitt 46 durch die Düsennadel 451 geschlossen wird. Die in die Atmosphäre auszustossenden Gasmassen sind nun gezwungen, durch die Öffnungen 49 auszuströmen. und zwar ent gegen ihrer Einströmrichtung, wodurch der angestrebte Bremsschub erzeugt wird.
In den Fig. 7 und 8 ist die Idee, welche der unmittelbar vorher beschriebenen Aus führungsform zu Grunde liegt, bei einem Düsentriebwerk verkörpert, in welchem die angesaugte Luftmenge, in derselben Weise wie z. B. beim ersten Ausführungsbeispiel, in einen Hoch- und einen Niederdruckteilstrom unterteilt wird. Der Austrittsquerschnitt 52 einer vom Hochdruekteilstrom durchströmten Düse 53 wird von einer Düsennadel 54 ge steuert.
In der äussern Begrenzungswand 55 einer vom Niederdruckteilstrom durchström ten Aussendüse 56, deren Austrittsquerschnitt von einer Düsennadel 59 reguliert wird, sind Öffnungen 57 (Fug. 8) angebracht; der Durchfluss von Gasen. durch diese Öffnungen 57 wird von verstellbaren Klappen 58 be herrscht. 51 ist eine Turbire, welche einen nicht gezeigten Turboverdichter antreibt.
Soll ein Bremsschub erzeugt werden, so sind die Klappen 58 zu öffnen und die Düsen nadel 59 ist in die in Fig. 8 gezeigte Lage auszufahren, in welcher sie dann den Aus trittsquerschnitt der Düse 56 versperrt, so dass die Gase des Niederdruckteilstromes gezwun gen sind, durch die von den nun freigegebe nen Öffnungen 57 entgegen ihrer Einström- richtung in die Atmosphäre auszuströmen. Dabei wird durch diese ausströmenden Gas massen der angestrebte Bremsschub erzeugt.
Auch in diesem Falle ist dafür zu sorgen, dass während der Bremsung vor der Turbine 51 eine solche Temperatur herrscht, dass in der vom Hochdruckteilstrom durchströmten Düse 53 kein Gefälle mehr verarbeitet wird und die Hochdruckgase daher keinen Vorwärts schub erzeugen.
Bei der in Fig. 9 und 10 veranschaulich ten Ausführungsform, bei welcher eine Düsennadel 60 den Austrittsquerschnitt 61 einer Düse 62 steuert, ist der Endteil 63 der Düsenverschalung 64 in Achsrichtung des Triebwerkes verschiebbar angeordnet. Dabei sind die Teile 63, 64 der Düsenverschalung so ausgebildet, dass, nachdem der Endteil 63 in der Flugrichtung B in die in Fig. 10 ge zeigte Lage verschoben worden ist, zwischen dem verschobenen Teil 63 und dem nicht ver schobenen Teil 64 der Düsenverschalung eine ringförmige Öffnung 65 entsteht. Die Gase werden dann gezwungen, wie in Fig. 10 durch Pfeile angedeutet ist, durch diese Öff nung 65 entgegen ihrer Einströmrichtung in die Atmosphäre auszuströmen.
Die Fig. 11 und 12 zeigen die Anwen dung der Idee, wie sie bei der Ausführung nach den Fig. 9 und 10 verkörpert ist, bei einem Triebwerk, bei welchem die angesaugte Luftmenge in einen Hoch- und einen Nieder druckteilstrom unterteilt wird. Der Hoch druckteilstrom wird durch eine Düse 68 aus gestossen, dessen Austrittsquerschnitt 67 von einer Düsennadel 69 gesteuert wird. Der End- teil 70 der Verschalung für eine Düse 71, durch die der Niederdruckteilstrom im Nor malflug in die Atmosphäre austritt, ist in der Achsrichtung des Triebwerkes verschieb bar ausgebildet.
Dieser Teil 70 ist zusammen mit dem übrigen Teil 72 der Verschalung für die Düse 71 so ausgebildet, dass nach dem Verschieben des Endteils 70 in die in Fig. 12 gezeigte Lage zwischen dem verschobenen Teil 70 und dem nicht verschobenen Teil 72 der Verschalung eine ringförmige Öffnung 73 vorhanden ist, durch welche die Gase des Niederdruckteilstromes entgegen ihrer Ein- strömrichtung in die Atmosphäre ausströmen.
Während des Bremsens ist auch in diesem Falle dafür zu sorgen, dass vor der Turbine 66, welche einen nicht gezeigten Verdichter an- treibt, eine solche Temperatur herrscht, dass in der vom Hochdruckteilstrom durchström ten Düse 68 kein Gefälle verarbeitet wird und die Gase des Hochdruckteilstromes daher keinen Vorwärtsschub erzeugen.
Bei dem in Fig. 13 und 14 ebenfalls nur zum Teil veranschaulichten Düsentriebwerk bezeichnet 75 eine Düsennadel, welche den Austrittsquerschnitt 76 einer Düse 77 steuert. Die Düsennadel 75 lässt sich durch nicht ge zeigte Mittel zusammen mit dem Endteil 78 einer Verschalung 79 für die Düse 77 in Achsrichtung des Triebwerkes verschieben.
Dabei sind die Teile so gestaltet, dass nach dem Ausfahren der Düsennadel 75 und des Verschalungsendteils 78 in die in Fig. 14 ge zeigte Bremslage (wobei dann der Austritts querschnitt 76 der Düse 77 von der Nadel 75 versperrt wird) zwischen dem ausgefahrenen Teil 78 und dem nicht ausgefahrenen Teil der Düsenverschalung 79 eine ringförmige Öff nung 80 entsteht, durch welche die Gase ent gegen ihrer Einströmrichtung in die Atmos phäre ausströmen,
wobei sie dann einen Bremsschub erzeugen.
Die Fig. 15 und 16 zeigen schliesslich die Anwendung der Idee, auf welcher die Bauart nach den Fig. 13 und 14 fusst, bei einem Düsentriebwerk mit Unterteilung der ange saugten Luftmenge in einen Hoch- und einen Niederdruckteilstrom. In diesen Figuren be zeichnet 81 eine Turbine, welche einen nicht veranschaulichten Turboverdichter antreibt. Der Austrittsquerschnitt 82 einer Düse 83 für den Hochdruckteilstrom wird von einer Nadel 84 gesteuert.
Der Endteil 85 der Ver schalung 86 für eine Düse 87, durch die der Niederdruckteilstrom hindurchtritt, ist in der Achsrichtung des Triebwerkes verschiebbar angeordnet. Der Austrittsquerschnitt der Düse 87 wird von einer Düsennadel 88 ge steuert.
Soll ein Bremsschub erzeugt werden, so, sind die Teile 85, 88 in die in Fig. 16 ge zeigte Bremslage auszufahren, in welcher die Düsennadel 88 den Austrittsquerschnitt des Verschalungsendteils 85 versperrt. Zwischen dem ausgefahrenen Endteil 85 und dem nicht ausgefahrenen Teil 86 der Verschalung für die äussere Düse 87 ist dann ein ringförmiger Raum 89 vorhanden, durch den der Nieder druckteilstrom entgegen seiner Einströmrich- tung in die Atmosphäre ausströmt.
Nährend des Bremsens ist auch in diesem Falle dafür zu sorgen, dass vor der Turbine 81 eine solche Temperatur herrscht, dass in der vom Hoch druckteilstrom durchströmten Düse 83 kein Gefälle mehr verarbeitet wird und die Gase des Hochdruckteilstromes daher keinen Vor wärtsschub erzeugen.
Jet engine for aircraft. If a jet engine is to work with acceptable efficiency in flight, the wing loading of the aircraft driven by the engine must be as high as possible, otherwise the small jet cross-sections that exist will result in poor jet efficiencies. But now the landing speed increases with increasing wing loading, so that the provision of means for landing braking is indispensable for landing in usual places. It is well known that in connection with this, the aim is to utilize the power of the engine available on landing in the form of braking power.
According to the present invention, a controllable deflection device is provided for braking when landing or in a nosedive, which in its braking position deflects the gas masses accelerated by the engine in such a way that these masses counter to their inflow direction through at least one cross section through which flow only during braking emanate into the atmosphere.
At least one opening controlled by an adjustable flap can expediently be provided in the boundary wall of the nozzle, through which the gases flow out against their inflow direction during braking, the outlet cross section of the nozzle then being closed by the nozzle needle. However, the nozzle needle can also be provided with a deflection device which, when the needle is moved out of the adjustment range for normal flight into the braking position, effects a deflection of the gases.
In the drawings, various exemplary embodiments of the subject of the invention are illustrated, namely: Fig. 1 shows in an axial longitudinal section a jet engine with turbomachinery, in which the outlet cross-sections for a high and a low pressure partial flow are each controlled by a nozzle needle and one of these needles with a deflection device is provided; the parts are shown in the position for normal flight; Fig. 2 shows the two nozzle needles of this first embodiment in the braking position.
3 shows in an axial longitudinal section a jet engine with a turbo machine, in which the exit cross-section for the entire gas mass is controlled by a single jet needle provided with a deflection channel; the latter is shown in the position for normal flight, and FIG. 4 shows the nozzle needle of this second embodiment in the braking position.
5 and 6 show parts of a third embodiment, in which openings controlled by adjustable flaps are attached in the limiter wall of a nozzle, through which openings the gases flow out into the atmosphere against their inflow direction during braking; while the adjustable parts are in Fig. 5 in the position for normal flight and in Fig. 6 in the braking position.
7 and 8 show the application of the idea on which the third embodiment is based in a jet engine with a divided air flow and with two nozzle needles, the adjustable parts being shown in FIG. 7 in the position for normal flight and in FIG. 8 in the braking position are.
9 and 10 show an embodiment with a nozzle in which the end part of the nozzle casing is arranged displaceably in the axial direction of the engine and the nozzle casing is designed so that when that end part is moved in the direction of flight between the displaced and non-displaced part of the Düsenverscha treatment creates an annular opening; since the adjustable parts are shown in Fig. 9 in the position for normal flight and in Fig. 10 in the braking position.
11 and 12 show the application of the idea on which the embodiment illustrated in FIGS. 9 and 10 is based, in a jet engine with lower parts of the amount of air drawn in into a high and low pressure partial flow, the adjustable parts in FIG. 11 are shown in the position for normal flight and in Fig. 12 in the braking position.
13 and 14 show a seventh embodiment, in which a nozzle needle and the end part of a nozzle casing are arranged to be displaceable in the axial direction of the engine and are designed so that, after the nozzle outlet cross-section has been closed, the said casing part is carried along by the nozzle needle to be extended for the purpose of generating a braking thrust is, in which case an annular opening is created between the extended and the non-extended part of the nozzle casing; the displaceable parts are illustrated in FIG. 13 in the position for normal flight and in FIG. 14 in the braking position.
Finally, FIGS. 15 and 16 show the application of the idea on which the embodiment according to FIGS. 13 and 14 is based in a jet engine with a subdivision of the amount of air drawn in into a high and low pressure partial flow, the displaceable parts in FIG. 15 in the position for normal flight and in FIG. 16 in the braking position.
In FIGS. 1 and 2, 1 denotes the air inlet duct of an aircraft jet engine that moves in the direction of arrow A. Furthermore, 2 designates the multi-stage low-pressure part and 3 the multi-stage high-pressure part of an axial fan. When flowing, the air flows to this fan 2, 3 through the duct 1, which is designed as a diffuser, so that part of the kinetic energy of the air is converted into pressure.
Another pressure increase is caused in the low pressure part 2 of the blower. The air stream compressed in this way is then divided into two sub-streams with the aid of an adjustable sleeve 4. One of these partial flows is further compressed in the high-pressure part 3 of the blower. Between the high-pressure part 3 and the turbine 5, heat is supplied to this high-pressure partial flow in a combustion chamber 6 by injecting fuel into the same through a device 7.
The mixture formed in this way is burned in the chamber 6 and the propellant gases generated in the process expand in the turbine 5 and then in a nozzle 8 to the pressure of the environment. The high pressure partial flow is, as far as its amount is concerned, dimensioned so that the turbine 5 applies the power required for driving the fan 2, 3 at a certain inlet pressure and a certain inlet temperature of the relevant partial flow air volume. The remaining part of the air sucked in through channel 1 arrives after a relatively weak Ver seal in the low pressure part 2 as a low pressure partial flow in a combustion chamber 9. In this can be injected 10 fuel for the purpose of heating the relevant partial flow by a device.
The combustion chamber 9 is followed by an exhaust nozzle 11 which opens into the atmosphere. The parts described above are surrounded by a jacket 12 which is favorable in terms of flow technology. The mentioned nozzle 8, through which the high pressure partial flow flows out into the environment, is delimited by a longitudinally displaceable guide cylinder 13, furthermore by an inner nozzle needle 14 and an outer nozzle needle 15 which can be adjusted in this. Of these two nozzle needles, the inner needle 14 controls the outlet cross section for the high pressure partial flow and the outer needle 15 controls the outlet cross section for the low pressure partial flow.
The nozzle needle 15 is rigidly connected to the guide cylinder 13 and a ringför shaped deflection channel 16 is provided in it. This can be covered in normal flight by a cylindrical, longitudinally displaceable sleeve 17. 18 denotes a device which is used to control the two nozzle needles 14, 15 in dependence on the pressure increase in the fan low-pressure part 2. For this purpose, the control unit 18 two Druckan circuits 19, 20 are assigned, one of which is exposed to the pressure immediately before and the other to the pressure immediately behind the low-pressure fan part 2.
Furthermore, the control device 18 is operatively connected via two lines 25, 26 to a servo motor 27 for adjusting the inner nozzle needle 14 and via two further lines 28, 29 to a servo motor 30 for adjusting the outer nozzle needle 15; the latter is rigidly connected to the piston 33 of the servomotor 30 by a rod 34.
The required to operate the servomotors 27 and 30 and through the lines 25, 26 respectively. 28, 29 inflowing and outflowing hydraulic fluid is supplied by a not shown th, arranged in the interior of the device 18 pump, which receives its drive from the engine shaft 24 via gear transmission 21, 22, 23.
A line 32, in which an adjustable shut-off element 31 is installed, allows the two lines 28, 29, which open into spaces of the servo motor cylinder on both sides of the piston 33, to be short-circuited to drive out of the braking position and thus the influence of this Switch off servomotor.
If a braking thrust is to be generated on landing or during a dive, the fuel lever 36, which runs in the gate 36 'during normal flight, is first withdrawn in the idle position (FIG. 1), the fuel supply to the injection device 7 by means of the lever 36 Via the. Linkage 362 connected in effective connection regulating member 36 'is throttled accordingly.
By pushing the lever 36 over into the brake link 364, the sleeve 17 is shifted via the linkage 35 so that the rear part of the order steering device 16 is covered and the gases flowing past thus exert a force on the needle 15, which force the loading has to strive for to extend the needle. At the same time, the rod 37 with the slide 38 sliding on the pin 39 of the shut-off element 31 opens this shut-off element, so that the servomotor 30 is short-circuited and serves as an oil brake to dampen the extension movement of the needle.
As soon as this has reached the braking position shown in FIG. 2, the fuel lever 36 in the braking link 364 is pushed forward to the stop. This stop limits the amount of fuel in such a way that no more gradient is processed in the nozzle of the high-pressure partial flow and therefore no forward thrust is generated.
To retract the needle, the electrically driven oil pump 365 is used, which is turned on after withdrawal of the fuel lever 36 in the normal idle position from the pilot's seat by means of a switch not shown ge and the oil on the left side of the piston 33 is on the right side of this The piston promotes, whereby the needle is retracted and the deflection channel 16 is covered again by the sleeve 17.
3 and 4, a jet engine is shown in which the gas masses in normal flight flow through a single cross section 41 of a nozzle 42 controlled by a nozzle needle 40 into the atmosphere. The single nozzle needle 40 that is present is provided with a deflecting channel 43 which can be covered by a cylindrical sleeve 44 in normal flight. The sleeve 44 can, in the same manner as was described in connection with the sleeve 17 of the first embodiment, rod 45 to cover the deflection channel 43 with the help of a Hebelge 45 be moved in the longitudinal direction.
As soon as the nozzle needle 40 has been extended from the adjustment range shown in Fig. 3 for normal flight in the braking position shown in Fig. 4, the gases flowing through the nozzle cross-section 41 are ge forced to run through the deflection channel 43 through which they then counter in the direction of their inflow into the atmosphere, generating a braking thrust.
Also in FIGS. 5 and 6, a jet engine is shown in which the gas masses in normal flight flow through a single cross section 46 of a nozzle 47 controlled by a nozzle needle 451 into the atmosphere. In the boundary wall 48 of the nozzle 47 are a number of openings 49 in FIG. 6, two can be seen - attached; each opening 49 is assigned a flap 50 which is adjustable from the pilot's seat by means not shown.
If a braking thrust is to be generated for the landing or during a dive, the flaps 50 are adjusted in the sense of a release of the openings 49, and at the same time by means similar to those described in connection with the nozzle needle 14 of the first embodiment to cause the outlet cross section 46 to be closed by the nozzle needle 451. The gas masses to be expelled into the atmosphere are now forced to flow out through the openings 49. namely against their inflow direction, whereby the desired braking thrust is generated.
7 and 8, the idea on which the immediately previously described imple mentation is based is embodied in a jet engine in which the amount of air drawn in, in the same way as, for. B. in the first embodiment, is divided into a high and a low pressure partial flow. The outlet cross section 52 of a nozzle 53 through which the high pressure partial flow flows is controlled by a nozzle needle 54.
In the outer boundary wall 55 of a low-pressure partial flow durchström th outer nozzle 56, the outlet cross-section of which is regulated by a nozzle needle 59, openings 57 (Fug. 8) are attached; the flow of gases. through these openings 57 is of adjustable flaps 58 be prevails. 51 is a Turbire which drives a turbo compressor, not shown.
If a braking thrust is to be generated, the flaps 58 are to be opened and the nozzle needle 59 is to be extended into the position shown in Fig. 8, in which it then blocks the exit cross-section of the nozzle 56 so that the gases of the low-pressure partial flow are forced , through the openings 57 that have now been released, against their inflow direction into the atmosphere. The desired braking thrust is generated by these escaping gas masses.
In this case, too, it must be ensured that the temperature in front of the turbine 51 is such that the nozzle 53 through which the high-pressure partial flow flows is no longer processed and the high-pressure gases therefore do not generate any forward thrust.
In the embodiment illustrated in FIGS. 9 and 10, in which a nozzle needle 60 controls the outlet cross section 61 of a nozzle 62, the end part 63 of the nozzle casing 64 is arranged displaceably in the axial direction of the engine. The parts 63, 64 of the nozzle casing are designed so that, after the end part 63 has been moved in the flight direction B into the position shown in FIG. 10, between the displaced part 63 and the non-displaced part 64 of the nozzle casing a annular opening 65 is formed. The gases are then forced, as indicated by arrows in FIG. 10, to flow out through this opening 65 against their inflow direction into the atmosphere.
11 and 12 show the application of the idea, as embodied in the embodiment according to FIGS. 9 and 10, in an engine in which the amount of air sucked in is divided into a high and a low pressure partial flow. The high pressure partial flow is ejected through a nozzle 68, the outlet cross section 67 of which is controlled by a nozzle needle 69. The end part 70 of the casing for a nozzle 71, through which the low-pressure partial flow exits into the atmosphere in normal flight, is designed to be displaceable in the axial direction of the engine.
This part 70, together with the remaining part 72 of the casing for the nozzle 71, is designed in such a way that, after the end part 70 has been moved into the position shown in FIG. 12, an annular opening between the displaced part 70 and the non-displaced part 72 of the casing 73 is present, through which the gases of the low-pressure partial flow flow out against their inflow direction into the atmosphere.
During braking, it must also be ensured in this case that the temperature in front of the turbine 66, which drives a compressor (not shown), is such that no gradient is processed in the nozzle 68 flowing through the high pressure partial flow and the gases of the high pressure partial flow therefore do not generate any forward thrust.
In the jet engine, which is also only partially illustrated in FIGS. 13 and 14, 75 designates a jet needle which controls the outlet cross section 76 of a jet 77. The nozzle needle 75 can be moved by means not shown ge together with the end part 78 of a casing 79 for the nozzle 77 in the axial direction of the engine.
The parts are designed so that after the nozzle needle 75 and the casing end part 78 have moved into the braking position shown in FIG. 14 (with the exit cross section 76 of the nozzle 77 being blocked by the needle 75) between the extended part 78 and the non-extended part of the nozzle casing 79 creates an annular opening 80 through which the gases flow out against their inflow direction into the atmosphere,
where they then generate a braking thrust.
Finally, FIGS. 15 and 16 show the application of the idea on which the design according to FIGS. 13 and 14 is based, in a jet engine with a subdivision of the amount of air drawn into a high and a low pressure partial flow. In these figures, 81 denotes a turbine which drives an unillustrated turbo-compressor. The outlet cross-section 82 of a nozzle 83 for the high-pressure partial flow is controlled by a needle 84.
The end part 85 of the shuttering 86 for a nozzle 87 through which the low-pressure partial flow passes is arranged displaceably in the axial direction of the engine. The exit cross section of the nozzle 87 is controlled by a nozzle needle 88.
If a braking thrust is to be generated, the parts 85, 88 are to be extended into the braking position shown in FIG. 16, in which the nozzle needle 88 blocks the exit cross-section of the casing end part 85. An annular space 89 is then present between the extended end part 85 and the non-extended part 86 of the casing for the outer nozzle 87, through which the low-pressure partial flow flows out into the atmosphere against its inflow direction.
During braking, it is also necessary in this case to ensure that the temperature in front of the turbine 81 is such that the nozzle 83 through which the high pressure partial flow flows no longer processes a gradient and the gases of the high pressure partial flow therefore do not generate any forward thrust.