Das
erfindungegemäße Triebwerk
ist eine neuartige Brennkraftmaschine hoher Energiedichte, die mit einem
kontinuierlich strömenden
gasförmigen
Arbeitsmedium, z. B. Luft, arbeitet und eine kontinuierliche Verbrennung
aufweist. Das Triebwerk ist für
hohe Druck-Verhältnisse,
30 Bar und mehr, und hohe Temperaturen, über 2000°K vorgesehen, die vor der Arbeitsleistung
nicht heruntergekühlt
zu werden brauchen, wodurch hohe Wirkungsgrade und im kleinsten
Raum hohe Leistungen erzielt werden können. Dazu gesellen sich gute
Abgaswerte, ein günstiger
Verbrauch und die Vielstoff-Fähigkeit.The
Invention engine
is a novel high energy density engine that comes with a
continuously flowing
gaseous
Working medium, eg. As air, works and continuous combustion
having. The engine is for
high pressure conditions,
30 bar and more, and high temperatures, over 2000 ° K provided before the work
not cooled down
which requires high efficiencies and in the smallest
Room high achievements can be achieved. These are joined by good ones
Emission values, a favorable
Consumption and the multi-fuel capability.
Das
Triebwerk besteht aus einem erfindungsgemäßen Druckgas-Erzeuger und verschiedenen
Druckgas-Verwertern. Der erfindungsgemäße Druckgas-Erzeuger besteht
aus einem Überschall-Gas-Injektor,
der die erste Verdichtungs-Stufe des Triebwerkes ist, einer Gas-Zentrifuge, einem
Rückkopplungs-Kreislauf,
als Triebwerks-Nebentrakt, mit einem Zusatz-Verdichter, der die
zweite Verdichtungs-Stufe des Triebwerkes ist, und einer Brennkammer
mit Überschall-Düse. Die
Verbrennungs-Gase erzeugen in der Düse einen überschall-schnellen Strahl,
der den eingangs angeführten Überschall-Gas-Injektor
beaufschlagt, womit der Rüchkopplungs-Kreislauf
geschlossen wird.The
Engine consists of a compressed gas generator according to the invention and various
Pressure gas recyclers. The compressed gas generator according to the invention consists
from a supersonic gas injector,
which is the first compression stage of the engine, a gas centrifuge, a
Feedback circuit
as an engine sub-tract, with an additional compressor, which the
second compression stage of the engine, and a combustion chamber
with supersonic nozzle. The
Combustion gases create a supersonic fast jet in the nozzle.
the above-mentioned supersonic gas injector
applied, whereby the Rüchkopplungs cycle
is closed.
Die
Druckgas-Verwerter liegen im Triebwerks-Haupttrakt. Es sind entweder
eine erfinderisch modili zierte Arbeitsturbine, wenn es ein Injekter-Zentrifugen-Turbinen-Triebwerk
(IZT-Triebwerk) für
den Rotationsantrieb von z.B. Kraftfahrzeugen ist, oder alternativ
eine erfinderisch modifizierte aerodynamische Schubdüse, wenn
es ein Injektor-Zentrifugen-Luftstrahl-Triebwerk
(IZL-Triebwerk) für
den Luftstrahlantrieb von z.B. Flugzeugen ist, oder noch alternativ
ein Nachbrenner mit erfinderisch modifizierter aerodynamischer Schubdüse, wenn
es ein Injektor-Zentrifugen-Nachbrenner-Luftstrahl-Triebwerk (IZNL-Triebwerk)
für einen überstarken Luftstrahlantrieb
von z.B. Flugzeugen ist.The
Compressed gas recyclers are located in the engine main section. It's either
an inventive modili ed power turbine, if it is an injector-centrifuge turbine engine
(IZT engine) for
the rotational drive of e.g. Motor vehicles is, or alternatively
an inventive modified aerodynamic exhaust nozzle, when
it's an injector centrifugal jet engine
(IZL engine) for
the air jet propulsion of e.g. Airplanes is, or still alternative
an afterburner with an innovative modified aerodynamic exhaust nozzle when
it an injector centrifuge afterburner air jet engine (IZNL engine)
for a strong air jet propulsion
from e.g. Airplanes is.
Der
innovative Schwerpunkt liegt in der besonderen Nutzung der Überschall-Geschwindigkeit
und insbesondere in der Nutzung des physikalisch gegebenen Anstieges
der Schallgeschwindigkeit mit wachsender Temperatur.Of the
innovative focus is the special use of supersonic speed
and in particular in the use of the physically given increase
the speed of sound with increasing temperature.
Der Überschall-Gas-Injektor
besteht aus einem Stoßwellen-Verdichter
und einem Unterschall-Diffuser, und er arbeitet in einer erfindungsge mäßen Kombination
mit der Gas-Zentrifuge derart zusammen, daß die im Injektor turbulent
vermischten Verbrennungsgase und angesaugte Luft, in der Gas-Zentrifuge
wieder weitgehend entmischt werden. Dadurch entsteht eine sauerstoff-angereicherte-und
kohlendioxid-und stickstoff-abgemagerte Gas-Fraktion, die in Bezug
auf den Sauerstoff-Anteil
beeinflußbar
ist und mit der der Verbrennungs-Prozess selektiv gesteuert werden
kann; womit das erfindungsgemäße Triebwerk
(vermutlich)eine erste Brennkraftmaschine mit Aufbereitungs-Einrichtung
für die
Verbrennungsluft ist. Die sauerstoff-angereicherte Gas-Fraktion
wird durch einen ringförmigen
Sauerstoff-Kollektor aufgefangen und durch den Rückkopplungs-Kreislauf mit Zwischenkühler dem
Zusatz-Verdichter,
z.B. Zentrifugal-Verdichter, zugeführt. Der Zusatz-Verdichter
erhöht
den Druck in der Brennkammer für
einen erhöhten
Wirkungsgrad und dient als Start-Verdichter für das ganze erfindungsgemäße Triebwerk.
Danach strömt
die sauerstoff-angereicherte Gas-Fraktion in die Brennkammer, wo
sie mit Kraftstoff verbrennt. Dabei sorgt die Stickstoff-Abmagerung
für die
Begrenzung der NOx-Verbindungen. Die Verbrennungsgase
erzeugen in einer neuartigen Kombi-Verstelldüse den o.a. Überschall-Gas-Strahl.
Dabei trifft der heiße
Gas-Strahl unmittelbar auf die kalte Ansaugluft.The supersonic gas injector consists of a shock wave compressor and a subsonic diffuser, and he works in a erfindungsge MAESSEN combination with the gas centrifuge together so that the turbulently mixed in the injector combustion gases and sucked air in the gas centrifuge be largely unmixed again. The result is an oxygen-enriched and carbon dioxide and nitrogen-depleted gas fraction, which is influenced in relation to the oxygen content and with which the combustion process can be selectively controlled; whereby the engine according to the invention (presumably) is a first internal combustion engine with treatment device for the combustion air. The oxygen-enriched gas fraction is collected by an annular oxygen collector and fed through the feedback circuit with intercooler to the auxiliary compressor, eg centrifugal compressor. The auxiliary compressor increases the pressure in the combustion chamber for increased efficiency and serves as a starting compressor for the entire engine according to the invention. Thereafter, the oxygen-enriched gas fraction flows into the combustion chamber, where it burns with fuel. The nitrogen emaciation ensures the limitation of NO x compounds. The combustion gases generate the above-mentioned supersonic gas jet in a novel combination adjustment nozzle. The hot gas jet hits the cold intake air directly.
Beim
erfindungsgemäßen Triebwerk
kann an Stelle der Luft als Arbeitsmedium, z.B. in geschlossenen Kreisläufen, auch
ein anderes Gas oder Gas-Gemisch verwendet werden, wobei an Stelle
der Verbrennung jede andere Art der Wärmezufuhr auch den Zweck der
Erfindung erfüllt.At the
engine according to the invention
may instead of air as the working medium, e.g. in closed circuits, too
another gas or gas mixture can be used instead of in place
the combustion of any other kind of heat also the purpose of the
Invention satisfied.
Das
erfindungsgemäße Triebwerk
kann in allen Größen gebaut
werden, von ganz klein bis ganz groß.The
engine according to the invention
can be built in all sizes
be, from very small to very large.
Ganz
klein für
den Antrieb von Personenkraftwagen, Lastkraftwagen, Motorrädern u.s.w.,
weil ein Überschall-Gas-Injektor
auch in kleiner und kleinster Ausführung schon die Fähigkeit
hat, mit hohen Drücken und
Wirkungsgraden zu arbeiten. Dadurch entsteht ein attraktiver und
potenzieller Antriebsmotor für
Kraftfahrzeuge, der bis jetzt nicht möglich gewesen war, weil die
bisherigen Turbotriebwerke für
Kraftfahrzeuge nur auf Rotationsverdichtern beruhten. Wie bekannt,
erfordert die kleine Bauweise sehr hohe Drehzahlenen die bei den
ebenfalls erforderlichen hohen Temperaturen nicht beherrschbar waren.All
small for
the drive of passenger cars, lorries, motorcycles, etc.,
because a supersonic gas injector
even in small and smallest execution already the ability
has, with high pressures and
Efficiencies to work. This creates an attractive and
potential propulsion engine for
Motor vehicles that had not been possible until now, because the
previous turbocharged engines for
Motor vehicles were based only on rotary compressors. As known,
the small construction requires very high speeds at the
also required high temperatures were not controllable.
Dieses
Handikap überwindet
das erfindungsgemäße Triebwerk
auf einfache Weise mit Hilfe-des Überschall-Gas-Injektors in
Kombination mit der Gas-Zentrifuge. Und das eröffnet für die Kraftfahrzeug-Industrie eine
gänzlich
neue Entwicklungs-Perspektive.This
Handicap overcomes
the engine according to the invention
in a simple way with the help of the supersonic gas injector in
Combination with the gas centrifuge. And that opens up an opportunity for the automotive industry
completely
new development perspective.
Das
erfindungsgemäße Triebwerk
kann aber auch wie .o.a. ganz groß gebaut werde, als ITZ-Triebwerk
für den
Antrieb von Schiffen, Lokomotiven, Stromgeneratoren, Geländefahrzeugen,
Baufahrzeugen u.s.w., und als IZL-Triebwerke für den Antrieb von Flugzeugen,
Raumtransport-Systemen u.s.w.The
engine according to the invention
but can also like .o.a. very big built, as an ITZ engine
for the
Propulsion of ships, locomotives, power generators, all-terrain vehicles,
Construction vehicles, etc., and as IZL engines for the propulsion of aircraft,
Space transport systems etc.
Insbesondere
bei Flugzeugen ergibt sich die Möglichkeit
einer wesentlichen Erhöhung
der Flugsicherheit, weil bei den gegenwärtigen Turbinen-Flugtriebwerken,
wie bekannt, eine latente Dauerbruch-Gefahr der hochbelasteten Rotorschaufeln
besteht. Wenn eine Rotorschaufel bricht, verursacht sie einen lawinenartigen Bruch
auch der anderen Triebwerks-Schaufeln, die das Innere des Triebwerkes
zerstören.
Die kinetische Energie und die entstehenden Unwuchten der massiven
Rotoren reißen
die Triebwerke meistens aus den Verankerungen. Ähnliche Auswirkungen hat auch
der so genannte Vogelschlag.Especially
with airplanes the possibility arises
a substantial increase
flight safety, because in the current turbine aircraft engines,
as is known, a latent fatigue hazard of highly loaded rotor blades
consists. When a rotor blade breaks, it causes an avalanche-like breakage
also the other engine blades that cover the interior of the engine
to destroy.
The kinetic energy and the resulting imbalances of the massive ones
Rotors tear
the engines mostly from the anchorages. Similar effects have
the so-called bird strike.
Das
kann jederzeit eintreten und der Pilot hat überhaupt keine Möglichkeit
für eine
Gegenmaßnahme. So
spielen die Flugpassagiere beim Betreten eines Jets gewissenmaßen "russisches Roulett"!The
can occur at any time and the pilot has no possibility at all
for one
Countermeasure. So
The passengers of the flight play a certain "Russian Roulette" when entering a jet!
Auch
hat man offensichtlich schon vergessen, das Turbinen-Triebwerke
ursprünglich
nur für
Kampfflugzeuge vorgesehen waren: und wegen dieser Triebwerke auch
der Schleudersitz eingeführt
wurde. – Demgegenüber haben
die heutigen Jet-Passagiere keine Schleudersitze!
Hierzu einige
Beispiele aus der Vergangenheit: – Amsterdam: Zwei
Triebwerke (von 4) abgebrochen und in einen
Wohnblock
garast;
– Taiwan: Flugzeug über dem
Meer in der Luft zerbrochen;
– New York: (Kurz
nach dem WTC-Attentat). Triebwerke und
Leitwerk
in der Luft abgebrochen;
– Paris: Concorde-Absturz:
Geborstene Reifenteile ins
Triebwerk
eingesaugt;
Schon
früher,
– Paris: Russisches Überschall-Flugzeug
Tu 144 -Absturz bei
einer
Flugvorführung.
Im ruhigen Horizontalflug:
Feuerschein,
Flugzeugteile fielen ab. u.s.w.
- – Werden, wie geplant, noch
gigantischere Flugzeuge gebaut, drohen bei urplötzlich berstenden Triebwerken
noch schrecklichere Abstürze
mit allen Passagieren!
Also, one has obviously already forgotten that turbine engines were originally intended only for fighter aircraft: and because of these engines and the ejection seat was introduced. - In contrast, today's jet passengers have no ejection seats!
Here are some examples from the past: - Amsterdam: Two engines (of 4) broken off and into one
Apartment block garast;
- Taiwan: Airplane over the sea broken in the air;
- New York: (Shortly after the WTC attack). Engines and
Tail in the air canceled;
- Paris: Concorde crash: bursted tire parts into
Engine sucked in;
Previously,
- Paris: Russian supersonic plane Tu 144 crash
a flight demonstration. In the quiet horizontal flight:
Firelight, aircraft parts fell off. etc
- - If, as planned, even more gigantic airplanes are built, more terrible crashes with all passengers threaten with suddenly bursting engines!
Diese
beiden Gefahren: Ermüdungsbruch
und Vogelschlag werden durch das erfindungsgemäße IZL-Triebwerk gänzlich beseitigt,
weil es im Haupttrakt des Triebwerkes keine dauerbruch-gefährderten
Schaufeln und auch keine massiven Triebwerks-Rotoren mehr gibt.
An deren Stelle tritt eine High-Tech-Aerodynamik mit ultraschnellen
inneren Triebwerks-Gasbewegungen,
die die Arbeit der bisherigen Rotorschaufeln ersetzt. Die ultraschnellen
Gas-Bewegungen entstehen im o.a. Überschall-Injektor und in der
Gas-Zentrifuge. Auch zeichnet das erfindungsgemäße Triebwerk eine spontane
Leistungsentfaltung beim "Gasgeben" aus, weil keine
massiven Rotoren mehr zu beschleunigen sind. Das kann für das Durchstart-Manöver von
Flugzeugen lebenswichtig sein.These
both dangers: fatigue break
and bird strikes are completely eliminated by the IZL engine according to the invention,
because it is not endangered in the main section of the engine
Shovels and no massive engine rotors anymore.
In its place is a high-tech aerodynamics with ultra-fast
internal engine gas movements,
which replaces the work of the previous rotor blades. The ultrafast
Gas movements occur in o.a. Supersonic injector and in the
Gas centrifuge. Also, the engine of the invention is a spontaneous
Performance development when "Giving" off, because no
massive rotors are more to accelerate. That can be for the go-around maneuver of
Aircraft are vital.
Das
erfindungsgemäße IZT-Triebwerk
kann auch noch zusätzlich
mit einem Dampf-Kreislauf, z.B. für Elektrizitätswerke,
oder auch Schiffe, Lokomotiven u.s.w. ergänzt werden. Dadurch wird auch
noch ein wesentlicher Teil der Restwärme genutzt und der Gesamt-Wirkungsgrad
noch weiter erhöht.The
IZT engine according to the invention
can also be added
with a steam cycle, e.g. for power stations,
or even ships, locomotives, etc. be supplemented. This will also
still a substantial part of the residual heat used and the total efficiency
even further increased.
Von
technologischer Bedeutung ist ferner, daß das erfindungsgemäße Triebwerk
Turbinen-und Kompressor-Läufer
aus metallischen Superlegierungen erhalten kann. Diese Möglichkeit
entsteht dadurch, weil man die Temperaturen in diffizilen Punkten
des Triebwerkes durch Herunterkühlen,
wie z.B. vor dem Zusatz-Verdichter, im erheblichen Maße vorbestimmen
kann.From
technological importance is further that the engine according to the invention
Turbine and compressor runners
can be obtained from metallic superalloys. This possibility
arises because of the temperatures in difficult points
the engine by cooling down,
such as. before the additional compressor, to a considerable extent predetermined
can.
Für die übrigen Innen-Teile
des Triebwerkes und die Auskleidung des Triebwerk-Gehäuses ist
technische Keramik in den gängigen
Qualitäten
vorgesehen. Das Triebwerk-Gehäuse
ist aus zunderbeständigem Metall.For the remaining interior parts
of the engine and the lining of the engine casing is
technical ceramics in common
qualities
intended. The engine case
is made of scale-resistant metal.
Die
Erfindung wird anhand der beigelegten Zeichnungen näher erläutert.The
The invention will be explained in more detail with reference to the accompanying drawings.
1 zeigt
als Längsschnitt
das komplette erfindungsgemäße Triebwerk
in der Ausführung
als Injektor-Zentrifugen-Turbinen-Triebwerk (IZT-Triebwerk), das
mit der dargestellten 2-stufigen Arbeistturbine 82 für den Rotationsantrieb
von z.B. Kraftfahrzeugen vorgesehen ist. Die Arbeitsturbine ist
an einem (halb-abgebrochen dargestellten) Untersetzungs-Getriebe 84 montiert. 1 shows a longitudinal section of the entire engine according to the invention in the embodiment as an injector-centrifuge turbine engine (IZT engine), with the illustrated 2-stage working turbine 82 is provided for the rotational drive of eg motor vehicles. The power turbine is on a (semi-canceled shown) reduction gearbox 84 assembled.
Das
Triebwerk ist zeichnerisch in den Längsabmessungen im Verhältnis zu
den Querabmessungen verkürzt
dargestellt, was insbesondere den Ansaugstutzen und Lufteinlauf 25,
Stoßwellen-Verdichter 10,
Diffusor 16 und die Entmischungs-Kammer 19 betrifft.
Die zeichnerische Verkürzung
war erforderlich, um das komplette Triebwerk auf einem DIN-A4 Blatt
(für die
Patent-Zeichnung) zeigen zu können.
Das wirkliche Triebwerk ist dann ca. doppelt so lang wie dargestellt.The engine is shown graphically shortened in the longitudinal dimensions in relation to the transverse dimensions, which in particular the intake manifold and air inlet 25 , Shock wave compressor 10 , Diffuser 16 and the segregation chamber 19 concerns. The drawing shortening was required in order to show the complete engine on a DIN-A4 sheet (for the patent drawing). The real engine is then about twice as long as shown.
2 zeigt
den Druckverlauf und Temperaturverlauf im ganzen Triebwerk. Es sind
zwei übereinander gezeichnete
Diagramme gezeigt, um auch den Gas-Rückkopplungs-Nebentrakt 29 durch
den Hilfsmaschinen-Satz 44 darzustellen. Auch sind horizontale
Linien für
die Temperatur-Beständigkeit
von metallischen und keramischen Werkstoffen eingezeichnet, um ihre
Verwendungs-Möglichkeiten
für die
einzelnen Triebwerksteile zu veranschaulichen. 2 shows the pressure curve and temperature profile throughout the engine. Two superimposed plots are shown to also show the gas feedback sub-tract 29 through the auxiliary machine set 44 display. Also, horizontal lines are plotted for the temperature resistance of metallic and ceramic materials to illustrate their potential uses for the individual engine parts.
3 zeigt
als Längsschnitt
das komplette erfindungsgemäße Triebwerk
in der Ausführung
als Injektor-Zentrifugen-Luftstrahl-Triebwerk (IZL-Triebwerk), das
mit Hilfe der dargestellten Überschall-Schubdüse 85 zum
direkten Luftstrahl-Antrieb von z.B. Flugzeugen und Raumtransport-Systemen
dienen kann. Die Schubdüse
ist eine Kombi-Überschall-Verstelldüse, die
aus einer Ringhalsdüse
und einer in ihr koaxial angeordneten Lavaldüse besteht. Der Betätigungs-Ring 87 der
Schubdüse
dient auch als aerodynamischer Schub-Verstärker nach dem Ejektor-Prinzip.
Das Triebwerk ist zeichnerisch in den Längsabmessungen im Verhältnis zu
den Querabmessungen, wie in 1, verkürzt dargestellt. 3 shows a longitudinal section of the entire engine according to the invention in the embodiment as an injector-centrifuge air jet engine (IZL engine), using the illustrated supersonic exhaust nozzle 85 can serve for direct air jet propulsion of eg aircraft and space transport systems. The exhaust nozzle is a combination supersonic adjustment, which consists of a Ringhalsdüse and coaxially arranged in her Laval nozzle. The actuating ring 87 The exhaust nozzle also serves as an aerodynamic thrust amplifier according to the ejector principle. The engine is graphically in the longitudinal dimensions in relation to the transverse dimensions, as in 1 , shortened.
4 zeigt
einen Nachbrenner 115 für
das Triebwerk nach 3, was das Injektor-Zentrifugen-Nachbrenner-Luftstrahl-Triebwerk
(IZNL-Triebwerk) ergibt. Der Nachbrenner besteht aus dem Gehäuse und
dem Einsatz 96 mit zusätzlicher
Kraftstoff-Verdampfung und nutzt den restlichen Sauerstoff, der
dicht außerhalb und
dicht innerhalb am Sauerstoff-Kollektor 43 vorbeiströmt. Das
Gehäuse
und der Brennraum des Nachbrenners sind im Durchmesser größer als
das Gehäuse
des Triebwerkes; und auch die Kombi-Überschall-Schubdüse 85 ist
im Durchmesser größer als
die Kombi-Überschall-Schubdüse des Triebwerkes
ohne Nachbrenner. 4 shows an afterburner 115 for the engine 3 what results in the injector centrifuge afterburner air jet engine (IZNL engine). The afterburner consists of the housing and the insert 96 with additional fuel vaporization and uses the remaining oxygen, which is tight outside and tight inside the oxygen collector 43 flows past. The housing and the combustion chamber of the afterburner are larger in diameter than the housing of the engine; and also the combination supersonic exhaust nozzle 85 is larger in diameter than the combination supersonic exhaust nozzle of the engine without afterburner.
5 zeigt
den Druckverlauf und den Temperaturverlauf im Nachbrenner nach 4. 5 shows the pressure curve and the temperature profile in the afterburner 4 ,
6 zeigt
als schematisches Schaltbild das erfindungsgemäße Injektor-Zentrifugen-Turbinen-Triebwerk (IZT-Triebwerk),
das für
ein Elektrizitäts-Kraftwerk
durch einen zusätzlichen
Wasserdampf-Kreislauf ergänzt
ist. Der Dampfkreislauf nutzt einen großen Teil der Restwärme des
IZT-Triebwerkes und optimiert den Wirkungsgrad der Gesamtanlage.
Die Kombination des Injektor-Zentrifugen-Turbinen-Triebwerkes mit
einem Dampfkreislauf ist auch noch für andere Antriebszwecke, z.B.
Schiffe, Lokomotiven, ev. Propeller-Flugzeuge u.s.w. geeignet und
wird dafür
vorgesehen. 6 shows a schematic diagram of the injector centrifugal turbine engine according to the invention (IZT engine), which is supplemented for an electricity power plant by an additional water vapor cycle. The steam cycle uses a large part of the residual heat of the IZT engine and optimizes the efficiency of the entire system. The combination of the injector-centrifuge turbine engine with a steam cycle is also suitable for other drive purposes, such as ships, locomotives, ev. Propeller aircraft, etc. and is provided for this purpose.
7 bis 18 veranschaulichen
die Strömungs-Verhältnisse
im Stoßwellen-Verdichter 10. 7 to 18 illustrate the flow conditions in the shock wave compressor 10 ,
7 zeigt
ein Versuchsgerät
mit einer Überschall-Düse 3 und
einem Überschall-Gasstrahl 8,
der in ein kurzes innen konvergentes Rohr gerichtet ist. Der Gasstrahl
erzeugt im Rohr schräge
Verdichtungs-Stoßwellen 12 und
eine Druckerhöhung
in der Strömung,
die am Austrittsende des Rohres mit Überschall-Geschwindigkeit ausströmt und expandiert. 7 shows a tester with a supersonic nozzle 3 and a supersonic gas jet 8th which is directed into a short in-convergent tube. The gas jet creates oblique compression shock waves in the pipe 12 and a pressure increase in the flow, which flows out at the outlet end of the tube at supersonic speed and expands.
8 zeigt
ein analoges Versuchsgerät
wie 7, auch mit der Konfiguration von Düse und Rohr,
jedoch mit einem längeren
innen konvergenten Rohr. Die schrägen Verdichtungs-Stoßwellen 12,
die am Rohreingang mit dem Machschen Winkel α in Erscheinung treten, werden
durch die wiederholten Reflexionen, an den jeweils gegenüberliegenden
Rohrwänden,
immer steiler, Winkel γ,
was eine Überschall-Geschwindigkeits-Minderung
und Druckerhöhung
anzeigt. Im Austrittsende des Rohres herrscht noch leichte Überschall-Geschwindigkeit,
die nach dem Ausströmen
ins Freie wieder zu höherer Überschall-Geschwindigkeit expandiert. 8th shows an analogous experimental device as 7 , also with the configuration of nozzle and tube, but with a longer inside convergent tube. The oblique compression shockwaves 12 , which appear at the pipe entrance with the Mach angle α, are due to the repeated reflections, at the opposite pipe walls, always steeper, angle γ, which indicates a supersonic speed reduction and pressure increase. At the outlet end of the tube, there is still a slight supersonic speed which, after flowing out into the open, expands again to a higher supersonic speed.
9 zeigt
das gleiche Versuchsgerät
wie 8 mit der gleichen Konfuguration von Düse und Rohr, jedoch
mit einem noch längeren
kon vergenten Rohr. Die schrägen
Verdichtungs-Stoßwellen
werden durch die noch weiter zunehmenden Wandreflexionen so steil,
daß der
Winkel γ schließlich 90° erreicht.
Das bewirkt einen starken geraden Verdichtungs-Stoß 121,
der sprunghaft 114 stromaufwärts eilt, und schließlich vor
dem Rohreinlauf als gerader Verdichtungsstoß zum Stehen kommt. 9 shows the same experimental device as 8th with the same configuration of nozzle and tube, but with an even longer convergent tube. The oblique compression shock waves are so steep by the still increasing wall reflections that the angle γ finally reaches 90 °. This causes a strong straight compression shock 121 , which is leaps and bounds 114 hurries upstream, and finally before the Pipe inlet comes to a stop as a straight compression joint.
10 geht
von der Konfiguration aus Düse
und konvergentem Rohr gemäß 8 aus,
wobei aber am Ende des Rohres ein sich innerlich erweiterndes zweite
Rohr anschließt.
Dadurch entsteht ein Hals-Querschnitt, in dem noch eine leichte Überschall-Geschwindigkeit
herrscht. Die leichte Überschall-Geschwindigkeit expandiert
in dem sich erweiternden zweiten Rohr und wächst als Überschall-Geschwindigkeit wieder
an. 10 is based on the configuration of nozzle and convergent pipe according to 8th from, but at the end of the tube adjoins an internally expanding second tube. This creates a neck cross-section in which there is still a slight supersonic speed. The slight supersonic velocity expands in the expanding second tube and increases again as supersonic velocity.
11 zeigt
als Diagramm den Druckverlauf (z.B. der mittleren Stromlinie) im
konvergent-divergenten Rohr gemäß 10. 11 shows as a diagram the pressure curve (eg the mean streamline) in the convergent-divergent pipe according to 10 ,
12 zeigt
das konvergent-divergente Rohr nach 10 mit
zwei seitlichen End-Drosselklappen. Die Drosselklappen verursachen
bei Androsselung des Ausflusses einen geraden Verdichtungsstoß 73,
der im wesentlichen ortsfest ist. Bei weiterer graduellen Androsselung
des Ausflusses verschiebt sich der gerade Verdichtungsstoß graduell
stromaufwärts
in Position 74. 12 shows the convergent-divergent pipe after 10 with two side end throttle valves. The throttle valves cause a direct compression shock when the outflow is throttled 73 which is essentially stationary. Upon further gradual throttling of the outflow, the straight compression shock shifts gradually upstream into position 74 ,
13 zeigt
als Diagramm den zu 12 analogen Druckverlauf (z.B.
der mittleren Stromlinie). Der Drucksprung 73a entspricht
dem Verdichtungsstoß 73,
und der Drucksprung 74a entspricht dem Verdichtungsstoß in Position 74. 13 shows the diagram as a diagram 12 analog pressure curve (eg the middle streamline). The pressure jump 73a corresponds to the compression shock 73 , and the pressure jump 74a corresponds to the compression shock in position 74 ,
14 zeigt
das konvergent-divergente Rohr, das jetzt zum Stoßwellen
Verdichter 10 geworden ist, mit so weit angedrosseltem
Ausfluß,
daß der
gerade Verdichtungsstoß 14 kurz
hinter dem Halsquerschnitt 13 zum Stehen kommt. Nach dem
geraden Verdichtungsstoß 14 herrscht
im Diffusor 16 Unterschall-Geschwindigkeit, die von sich
aus auch noch eine Druckerhöhung
ergibt. 14 shows the convergent-divergent tube, now the shockwave compressor 10 with so far throttled outflow, that the just compression shock 14 just behind the neck cross section 13 comes to a stop. After the straight compression shock 14 prevails in the diffuser 16 Subsonic speed, which also results in an increase in pressure.
15 zeigt
als Diagramm den zu 14 analogen Druckverlauf (z.B.
der mittleren Stromlinie). 15 shows the diagram as a diagram 14 analog pressure curve (eg the middle streamline).
16 zeigt
den Strömungsverlauf
im Stoßwellen-Verdichter 10 und
Diffusor 16 nach 14 und 15,
wenn die optimale Ausfluß-Androsselung überschritten
wird. Dann eilt der gerade Verdichtungsstoß 14 sprunghaft 114 stromaufwärts bis
vor den Einlauf des Stoßwellen-Verdichters;
er wird sehr stark und ergibt ein ähnliches Strömungsbild
wie nach 9. Dieser Zustand stellt einen
Zusammenbruch der Schrägstoß-Verdichtung dar und
ist für
das erfindungsgemäße Triebwerk
unbrauchbar. 16 shows the flow in the shockwave compressor 10 and diffuser 16 to 14 and 15 when the optimal outflow throttling is exceeded. Then the straight compression shock rushes 14 volatile 114 upstream to the inlet of the shock wave compressor; he becomes very strong and gives a similar flow pattern as after 9 , This condition represents a collapse of the oblique shock compression and is useless for the engine according to the invention.
17 zeigt
in Vergrößerung den
Ausschnitt "A" der 14,
mit den besonders hervorgehobenen Details des Hals-Querschnittes 13,
des Verdichtungsstoßes 14 und
der Strömungs-Konfiguration. 17 shows in enlargement the detail "A" of 14 , with the most emphasized details of the neck cross section 13 , the compression shock 14 and the flow configuration.
18 zeigt
als Diagramm den zu 17 analogen Druckverlauf (z.B.
der mittleren Stromlinie) im Ausschnitt "A" der 15,
ebenfalls mit besonders hervorgehobenen Details. 18 shows the diagram as a diagram 17 analog pressure curve (eg the middle streamline) in section "A" of the 15 , also with highlighted details.
19 zeigt
im Längsschnitt
die Entmischungskammer 19 des Triebwerkes mit der Gas-Entmischung, als
Auswirkung des Gas-Zentrifugen-Effektes. Durch die intensive Drallbewegung
in der Strömung
bilden sich ringförmige
Anreicherungs-bzw. Abmagerungs-Zonen der einzelnen Gase, gemäß ihrer
spezifischen Gewichte. Diese Zonen sind als Liniendiagramme dargestellt,
die sich rotations-symmetrisch um die Längsachse x-x der Entmischungskammer
und des Triebwerkes ausbilden. Zu be achten ist dabei, daß die O2-Anreicherungs-Zone 40, zwischen
den schweren Gasen CO2-Zone 41 an
der Peripherie und den leichteren Gasen: N2; CO;
NO ...-Zone 42 im Zentrum, angesiedelt ist. 19 shows in longitudinal section the segregation chamber 19 of the engine with the gas segregation, as an effect of the gas centrifuge effect. Due to the intense swirling motion in the flow, annular enrichment or. Slimming zones of individual gases, according to their specific weights. These zones are shown as line diagrams, which form rotationally symmetrical about the longitudinal axis xx of the segregation chamber and the engine. It should be noted that the O 2 enrichment zone 40 , between the heavy gases CO 2 zone 41 at the periphery and the lighter gases: N 2 ; CO; NO ... zone 42 in the center, is located.
20 zeigt
das Kennfeld des Zusatz-Verdichters 45, als aerodynamischen
Zentrifugal-Verdichter. Die Steuerungslinie 77 des erfindungsgemäßen IZT/L-Triebwerkes
wird quer über
den optimalen Wirkungsgrad-Bereich des Zentrifugal-Verdichters und
im wesentlichen "parallel" zur Pumpgrenze 106 gelegt,
und durch die erste Steuerungsgruppe 55 im näheren Bereich
dieser Linie automatisch gehalten. 20 shows the map of the additional compressor 45 , as an aerodynamic centrifugal compressor. The control line 77 of the IZT / L engine according to the invention is transverse to the optimum efficiency range of the centrifugal compressor and substantially "parallel" to the surge line 106 placed, and by the first steering group 55 held in the nearer area of this line automatically.
21 zeigt
als vergrößerten Ausschnitt
ein Fragment aus 1 bzw. 3 mit der
turbulenten Vermischungszone der Düse 3 im Bereich des
Ansaugstutzens 25 als auch die Grenzschicht im Stoßwellen-Verdichter 10.
Die Grenzschicht ist zweischichtig und besteht aus einer Unterschall-Grenzschicht 128,
an der Gehäusewand,
und einer Überschall-Grenzschicht 129,
darüberliegend.
Hinter jeder Stoßwellenfront
entsteht ein Staupunkt, von dem ausgehend nach einer Richtung (und
entgegen der Strömungsrichtung
im Stoßwellen-Diffusor)
eine Rückströmung 127 stattfindet,
während
nach der anderen Richtung (das ist in Richtung der allgemeinen Strömung im
Stoßwellen-Verdichter)
sich die o.a. zweischichtige Grenzschicht immer wieder aufs Neue
bildet. 21 shows as a magnified section of a fragment 1 respectively. 3 with the turbulent mixing zone of the nozzle 3 in the area of the intake manifold 25 as well as the boundary layer in the shock wave compressor 10 , The boundary layer is two-layered and consists of a subsonic boundary layer 128 , on the housing wall, and a supersonic boundary layer 129 , overlying. Behind each shock wave front creates a stagnation point, starting from the one direction (and against the flow direction in the shock wave diffuser) a backflow 127 takes place, while in the other direction (that is in the direction of the general flow in the shock wave compressor), the above-mentioned two-layer boundary layer forms again and again.
Die
Rückströmung kann
man mit Hilfe von Sägezahn-Rillen 130 (rings
um das Triebwerks-Gehäuse), die
wie eine Labyrinth-Dichtung wirken, behindern.The backflow can be done with the help of sawtooth grooves 130 (around the engine case), which act like a labyrinth seal, hindering.
22 Zeigt
eine perspektivische Darstellung eines (flachen) Überschall-Strahles, der in
einen Überschall-Schrägstoß-Wellen-Verdichter,
hier als konvergente seitliche Begrenzungs-Linien 10 dargestellt,
einmündet.
Der Druckverlauf ist als eine senkrecht schraffierte Fläche dargestellt. Die
seitlichen Begrenzungen stauen den Strahl auf und erzeugen den Druckanstieg.
Es ist eine analoge Abbildung eines runden Gasstrahles, hier aber
als ein Überschwall-Wasserstrahl
bei freier Wasseroberfläche
dargestellt. Bei Gasströmungen mit
rundem Düsenstrahl
ist auch die achsensymmetrische Stoßwellen-Verdichtung, wie in
der Erfindung, rund. Dabei treten die hier gezeigten Rautenformen
der Stoßwellen
als räumliches
Kegelstoß-System
auf, das wirkungsmäßig analog
ist, das man aber in einer flachen Zeichnung nicht klar ersichtlich
darstellen kann. 22 Shows a perspective view of a (shallow) supersonic jet entering a supersonic cantilever wave compressor, here as convergent lateral boundary lines 10 represented, opens. The pressure curve is shown as a vertically hatched area. The lateral boundaries accumulate the jet and generate the pressure increase. It is an analogous image of a round gas jet, but shown here as a supersonic jet of water at free water surface. In gas flows with a circular jet, the axisymmetric shock wave compression, as in the invention, round. In this case, the diamond shapes of the shock waves shown here occur as a spatial cone impact system, which is analogous in terms of effect, but which can not be clearly represented in a flat drawing.
23 zeigt
als Alternative zu 22 eine perspektivische Darstellung
eines (flachen) freien Überschall-Strahles.
Der Druckverlauf ist als eine senkrecht schraffierte Fläche dargestellt.
Da der Strahl keine seitlichen Begrenzungen, d.i. Stützwände, hat,
fließt
der Strahl seitlich auseinander und es entsteht kein Druckanstieg.
Der Druck pendelt nur um das Niveau des Außendruckes auf und ab. Es ist
eine analoge Abbildung eines runden Gas-Strahles, hier aber als Überschwall-Wasserstrahl bei
freier Wasseroberfläche
dargestellt. Bei Gasströmungen
mit rundem Düsenstrahl
treten die hier gezeigten Rautenformen der Stoßwellen auch als räumliches
Kegelstoß-System
auf. Beispiel: Düsenstrahl
eines Kampf-Jets (z.B. "Tornado") mit Nachbrenner,
und mit feurig-leuchtendem Rauten-Muster.
- – Ich schlage
vor, das dargestellte Rauten-Strömungsbild
als "Wellenstraße" zu bezeichnen, in
Analogie zu der bekannten Kármánschen
Wirbelstraße.
23 shows as an alternative to 22 a perspective view of a (flat) free supersonic beam. The pressure curve is shown as a vertically hatched area. Since the jet has no lateral boundaries, ie retaining walls, the jet flows laterally apart and there is no pressure increase. The pressure only fluctuates up and down by the level of the external pressure. It is an analogous image of a round gas jet, but shown here as a supernatant water jet with free water surface. In the case of gas flows with a circular jet, the diamond shapes of the shock waves shown here also occur as a spatial cone-and-pinion system. Example: Jet of a combat jet (eg "Tornado") with afterburner, and with fiery-glowing diamond pattern. - - I propose to designate the illustrated rhombic flow pattern as a "wave road" in analogy to the well-known Kármán vortex street.
24 zeigt
die konstruktive Ermittlung der Länge des Stoßwellen-Verdichters 10. 24 shows the constructive determination of the length of the shock wave compressor 10 ,
25 zeigt
den thermodynamischen Kreisprozess des erfindungsgemäßen Triebwerkes
im T,s,-Diagramm. Die Verdichtungslinie des Stoßwellen-Verdichters 10 und des Diffusors 16 ist
stark in Richtung der höheren
Entropie geneigt, um der Entropie-Zunahme in den schrägen Verdichtungs-Stoßwellen
zu entsprechen. 25 shows the thermodynamic cycle of the engine according to the invention in the T, s, diagram. The compression line of the shockwave compressor 10 and the diffuser 16 is strongly inclined towards higher entropy to match the entropy increase in oblique compression shockwaves.
Die
Fläche
F1 ist die je Kg. Gas geleistete Arbeit
in der Düse 3 (senkrecht
schraffiert).The area F 1 is the work per kg of gas done in the nozzle 3 (vertically hatched).
Die
Fläche
F2 ist die je Kg. Gas geleistete Arbeit
in der Arbeitsturbine 82; 83, bzw. in der Schubdüse 85 (waagerecht
schraffiert), die aber thermo dynamisch zweifach zählt: einmal
als F1, und das zweite Mal als F2. Die Fläche
F3, d.i. der spitze Einschnitt in die Fläche F1, ist eine Abzugsfläche von F1,
infolge der Stoßwellen-Verdichtung.
Sie wird aber von der Fläche
F2 kompensiert, und sogar überkompensiert!
So, daß im
Ergebnis die Stoßwellen-Verdichtung
nicht nur keine Verluste verursacht, sondern im Gegenteil, sogar
einen kleinen thermodynamischen Gewinn zustande bringt!The area F 2 is the work per kg of gas performed in the power turbine 82 ; 83 , or in the exhaust nozzle 85 (horizontally hatched), which counts thermo dynamically twice: once as F 1 , and the second time as F 2 . The surface F 3 , ie the acute incision in the surface F 1 , is a deduction surface of F 1 , due to the shock wave compression. However, it is compensated by the area F 2 , and even overcompensated! So that as a result, the shock wave compression not only causes no losses, but on the contrary, even brings a small thermodynamic gain!
An
die Stoßwellen-Verdichtungslinie
schließt
die Zwischenkühler- Linie 39 an,
die wegen des inneren Kühler-Druckverlustes
von der Isobare nach unten abweicht.The intercooler line closes at the shockwave compression line 39 which deviates downward from the isobar because of the internal cooler pressure loss.
Die
Expansionslinien 3; 85; 123 sind in Richtung
der höheren
Entropie ausgebuchtet, weil den Strömungen in den Düsen Wärme zugeführt wird 122.
Die Wärmezufuhr
erfolgt über
die heißen
Einlauftrichter 5; 70 der Düsen, die z.B. aus dem wärmeleitenden
SiC bestehen und innerlich wie auch äußerlich durch die expandierenden
Abgase umspült
werden.The expansion lines 3 ; 85 ; 123 are bulged in the direction of higher entropy, because the currents in the nozzles heat is supplied 122 , The heat is supplied via the hot inlet funnel 5 ; 70 the nozzles, for example, consist of the heat-conducting SiC and are internally and externally washed by the expanding exhaust gases.
Da
die Arbeitsleistung der Düse 3 und
der Arbeitsturbine 82; 83, bzw. der Schubdüse 85 gleich
sind, kann man aus dem Flächenverhältnis F1/F2 (ausplanimetriert)
das Soll-Massenfluß-Verhältnis des
Triebwerk-Haupttraktes zum Triebwerk-Nebentrakt bestimmen, das beim
vorliegenden Triebwerks Beispiel ca. 5/1 beträgt. Dasselbe
Massenfluß-Verhältnis besteht
dann auch zwischen den angesaugten Luft-Massenanteilen und dem Massenfluß der Düse 3.Because the work of the nozzle 3 and the power turbine 82 ; 83 , or the exhaust nozzle 85 are the same, you can determine from the area ratio F 1 / F 2 (mapped) the target mass flow ratio of the engine main tract to the engine sub-tract, which in the present engine example about 5/1 is. The same mass flow ratio then exists between the aspirated air mass fractions and the mass flow of the nozzle 3 ,
Bei
Mitwirkung eines Nachbrenners 115 im Haupttrakt des IZL-Triebwerkes bleibt
der Massenfluß des Haupttraktes
unverändert.
Die Schubleistung des Triebwerkes wächst aber dennoch an, weil
durch die Wärmezufuhr
im Nachbrenner die Düsenstrahl-Geschwindigkeit
zunimmt. Der dazugehörige
Kreisprozess ist durch die gestrichelte Linie (- - -) dargestellt.
Und die durch den gestrichelten Kurvenzug eingeschlossene Fläche plus
der Fläche
F2 ist dann die je Kg. Gas, bei Mitwirkung
des Nachbrenners, geleistete Arbeit.
- – Der Kreisprozess
des Simplex-Injektor-Zentrifugen-Turbinen- Triebwerkes (SIZT-Triebwerkes) ist
mit punktierter Linie 123 dargestellt (....).
With the assistance of an afterburner 115 In the main section of the IZL engine, the mass flow of the main section remains unchanged. The thrust of the engine but still grows because the jet speed increases by the heat in the afterburner. The associated cycle is shown by the dashed line (- - -). And the area enclosed by the dashed curve plus the area F 2 is then the work done per kg of gas, with the help of the afterburner. - - The cycle of the Simplex Injector Centrifuge Turbine Engine (SIZT engine) is dotted line 123 represented (....).
-
11
-
Überschall-Gas-Injektor,
bevorzugt mit Kreisquerschnitt, alsSupersonic gas injector,
preferably with circular cross-section, as
-
-
erste
Verdichtungsstufe des Triebwerkes;first
Compression stage of the engine;
-
22
-
Brennkammer,
mit Kreisquerschnitt und innen ausgekleidet mitcombustion chamber,
with circular cross-section and lined with
-
-
technischer
Keramik;technical
ceramics;
-
33
-
Überschall-Düse der Brennkammer 2,
bevorzugt als Kombi-ÜberSupersonic nozzle of the combustion chamber 2 , preferably as a combination over
-
-
schall-Verstell-Düse, bestehend
aus einer Ringhalsdüse
und einerSound-adjusting nozzle, consisting
from a ring neck nozzle
and one
-
-
in
ihr koaxial angeordneten Lavaldüse;in
their coaxial Laval nozzle;
-
44
-
Verstell-Schieber
der Kombi-Überschall-Düse 3,
mit sternförmigAdjustable slider of the combination supersonic nozzle 3 , star-shaped
-
-
angeordneten,
radial nach außen
weisenden und einen Drallstrahlarranged,
radially outward
pointing and a spin
-
-
erzeugenden
Stütz-Streben;generating
Support struts;
-
55
-
Einlauftrichter
der Düse 3,
bevorzugt aus wärmeleitender
technisInlet funnel of the nozzle 3 , preferably of thermally conductive technis
-
-
Keramik,
z.B. aus SiC;ceramics,
e.g. made of SiC;
-
66
-
Verstell-Mechanismus
des Verstell-Schiebers 4, bestehend ausAdjustment mechanism of the adjustment slide 4 , consisting of
-
-
Gewindespindeln,
Mutter-Ritzeln, einem sternförmigen
RollenkettenThreaded spindles,
Mother pinions, a star-shaped
roller chains
-
-
zug,
der die Ritzel verbindet und Stellmotor;train,
which connects the pinions and servomotor;
-
77
-
Druckgefälle in der Überschall-Düse 3;Pressure gradient in the supersonic nozzle 3 ;
-
7a7a
-
Temperaturgefälle in der
Düse 3;Temperature gradient in the nozzle 3 ;
-
88th
-
Überschall-Düsen-Gasstrahl;Supersonic nozzle the gas jet;
-
99
-
Grenzen
der turbulenten Vermischungszone des Gasstrahles;border
the turbulent mixing zone of the gas jet;
-
1010
-
Überschall-Stoßwellen-Verdichter;Supersonic shock wave compressor;
-
1111
-
Überschall-Strömung im
Stoßwellen-Verdichter 10;Supersonic flow in the shock wave compressor 10 ;
-
1212
-
Schräge Verdichtungs-Stoßwellen;Sloping compression shock waves;
-
1313
-
Hals-Querschnitt
des Stoßwellen-Verdichters;Neck section
the shock wave compressor;
-
1414
-
Orts-stabilisierter
gerader Verdichtungsstoß am
Ende des StoßLocal stabilized
straight compression shock at
End of the push
-
-
wellen-Verdichters 10;waves compressor 10 ;
-
14a14a
-
Stromabwärts verschobener
gerader Verdichtungsstoß 14;Downstream straight compression shock 14 ;
-
14b14b
-
Stromaufwärts verschobener
gerader Verdichtungsstoß 14;Upstream straight compression shock 14 ;
-
1515
-
Abstand
zwischen Hals-Querschnitt 13 und geradem VerdichtungsDistance between neck cross section 13 and straight compression
-
-
stoß 14 =
Wahl-Farameter;shock 14 = Election farameter;
-
1616
-
Unterschall-Diffusor;Subsonic diffuser;
-
1717
-
Turbulenz-Gleichrichter
in Form von Drall-Schaufeln am EndeTurbulence rectifier
in the form of swirl vanes at the end
-
-
des
Stoßwellen-Verdichters 10;the shock wave compressor 10 ;
-
1818
-
Unterschall-Drall-Strömung im
Diffusor 16;Subsonic swirl flow in the diffuser 16 ;
-
1919
-
Entmischungs-Kammer
der Gas-Zentrifuge;Demixing chamber
the gas centrifuge;
-
2020
-
Drall-Verstärker-Schaufeln
am Ende des Diffusors 16;Twist booster blades at the end of the diffuser 16 ;
-
2121
-
Intensive
Drallbewegung in der Strömung
der Entmischungskammer 19,Intense swirling movement in the flow of the segregation chamber 19 .
-
-
zur
Erzielung des Gas-Zentrifugen-Effektes;to
Achievement of the gas centrifuge effect;
-
2222
-
Drallbewegung
in der Brennkammer 2, für
eine Verbrennung imSwirling motion in the combustion chamber 2 , for a burn in the
-
-
Potenzialwirbel;Potential vortex;
-
2323
-
Kraftstoff-Einspritzdüse in die
Brennkammer 2;Fuel injection nozzle in the combustion chamber 2 ;
-
2424
-
Zündvorrichtung
in der Brennkammer 2, z.B. Zündkerze;Ignition device in the combustion chamber 2 , eg spark plug;
-
2525
-
Ansaugstutzen
und Lufteinlauf des Triebwerkes;intake
and air intake of the engine;
-
2626
-
Drallschaufeln
im Ansaugstutzen 25;Swirl vanes in the intake manifold 25 ;
-
27
und 2827
and 28
-
Druckentnahme-Messpunkte
für die
zweite Steuerungsgruppe 30,Pressure sampling points for the second control group 30 .
-
-
zur
Orts-Stabilisierung des geraden Verdichtungsstoßes 14:for local stabilization of the straight compression shock 14 :
-
-
27 für die Zurückhaltung-, 28 für die Vor-Verschiebung
des ge 27 for the restraint, 28 for the pre-displacement of ge
-
-
raden
Verdichtungsstoßes;raden
Shock wave;
-
2929
-
Rückkopplungs-Kreislauf
des Triebwerkes und Gas-Zuführung
zum Feedback circuit
of the engine and gas feeder
to the
-
-
Zusatz-Verdichter 45,
bildet den Triebwerks-Nebentrakt;Additional compressors 45 , forms the engine sub-tract;
-
3030
-
Zweite
Steuerungsgruppe des Triebwerkes, in einfachster Ausführung,Second
Steering group of the engine, in the simplest version,
-
-
bestehend
aus Druck-Messdosen mit Schaltkontakten;consisting
from pressure measuring boxes with switching contacts;
-
31 31
-
Druck-Messdose
für das
Vergrößern der
Halsquerschnitte desPressure Load Cell
for the
Enlarge the
Neck cross sections of the
-
-
Düsen-Kranzes 83,
bzw. des Halsquerschnittes der Düse 85;Nozzle ring 83 , or the neck cross-section of the nozzle 85 ;
-
32 32
-
Druck-Messdose
für die
Verkleinerung der Halsquerschnitte desPressure Load Cell
for the
Reduction of the throat cross sections of the
-
-
Düsen-Kranzes 83,
bzw. des Halsquerschnittes der Düse 85;Nozzle ring 83 , or the neck cross-section of the nozzle 85 ;
-
33
und 3433
and 34
-
Steuerungs-Druckleitungen
der zweiten Steuerungsgruppe 30;Control pressure lines of the second control group 30 ;
-
3535
-
Referenzdruckleitung;Reference pressure line;
-
3636
-
Kühlrippen
an der Außenseite
des Stoßwellen-Verdichters 10.Cooling fins on the outside of the shockwave compressor 10 ,
-
-
Eine
Ummantelung der Kühlrippen 36 kann
z.B. für
HeizzweckeA jacket of the cooling fins 36 can eg for heating purposes
-
-
genutzt
werden;used
become;
-
3737
-
Innere
Wärmeisolation
des Diffusors 16 und der Entmischungskammer 19,Inner heat insulation of the diffuser 16 and the demixing chamber 19 .
-
-
z.B.
durch Auskleidung mit technischer Keramik;e.g.
by lining with technical ceramics;
-
3838
-
Innere
Wärmeisolation
durch Auskleidung mit technischer Keramik,Inner
thermal insulation
by lining with technical ceramics,
-
-
für alle heißgase-führende andere
Bauteile des Triebwerkes;for all the other hot gases
Components of the engine;
-
3939
-
Zwischenkühler im
Rückkopplungs-Kreislauf 29;Intercooler in the feedback circuit 29 ;
-
-
-
bei El.-Kraftwerken als Dampfüberhitzer
genutzt;-
at electric power plants as steam superheater
used;
-
4040
-
Ringförmige O2-(Sauerstoff-) Anreicherungs-Gasfraktion
derAnnular O 2 - (oxygen) enrichment gas fraction of
-
-
Gas-Zentrifuge,
um die Längsachse
der Entmischungs-Kammer 19 Gas centrifuge around the longitudinal axis of the segregation chamber 19
-
-
und
zwischen der Außenwand
und dem Kernbereich der Entmischungsand
between the outer wall
and the core area of segregation
-
-
kammer,
die gleichzeitig eine CO2-und N2-Abmagerungs
Gasfraktionchamber, which simultaneously contains a CO 2 and N 2 lean-burn gas fraction
-
-
ist;is;
-
4141
-
Ringförmige CO2-Anreicherungs-Gasfraktion der Gas-Zentrifuge,Annular CO 2 enrichment gas fraction of the gas centrifuge,
-
-
um
die Längsachse
der Entmischungskammer 19 und an der Außenaround the longitudinal axis of the segregation chamber 19 and on the outside
-
-
wand
der Entmischungskammer liegend;wall
the demixing chamber lying;
-
4242
-
Zentrale
N2-; CO-; NO-; H2O-
und H2-Anreicherungs Gas-FrakCentral N 2 -; CO-; NO; H 2 O and H 2 enrichment gas frac
-
-
tion,
in der Längsachse
der Entmischungskammer 19;tion, in the longitudinal axis of the segregation chamber 19 ;
-
4343
-
Sauerstoff-Kollektor,
Rotationskörper
um die Längsachse
desOxygen collector,
body of revolution
around the longitudinal axis
of
-
-
Triebwerkes,
mit vorderem ringförmigen
Auffangschlitz und mitEngine,
with front annular
Slit and with
-
-
radialen
Außen-Hohlstützen für die Abführung der
sauerstoff-angeradial
External hollow columns for the discharge of the
oxygen-ange
-
-
reicherten
Gasfraktion 40;enriched gas fraction 40 ;
-
4444
-
Hilfsmaschinen-Satz;Auxiliary machine set;
-
4545
-
Zusatz-Verdichter
(z.B. Zentrifugal-Verdichter), als zweiteAdditional compressors
(e.g., centrifugal compressor), second
-
-
Verdichtungsstufe
des Triebwerkes, mit Läufer
bevorzugt auscompression stage
of the engine, with runner
preferred
-
-
metallischer
Superlegierung.-Dient auch als Start-Verdichtermetallic
Superalloy.-Also serves as start-up compressor
-
-
des
Triebwerkes;of
Engine;
-
4646
-
Hilfsmaschinen-Antriebsturbine
für 44 und 45,
mit Läufer
bevorzugtAuxiliary engine drive turbine for 44 and 45 , preferred with runner
-
-
aus
metallischer Superlegierung;out
metallic superalloy;
-
47;
48; 49 47;
48; 49
-
Druckentnahmepunkte
für die
erste Steuerungsgruppe 55;Pressure points for the first control group 55 ;
-
5050
-
Startermotor
für das
Gesamttriebwerk, z.B. Elektromotor;starter motor
for the
Total engine, e.g. Electric motor;
-
5151
-
Getriebe
für den
Hilfsmaschinensatz 44;Transmission for the auxiliary machine set 44 ;
-
5252
-
Hilfsmaschinen,
z.B. Dynamomaschine, Hydraulikpumpen, KraftAuxiliary machines,
e.g. Dynamo, hydraulic pumps, power
-
-
stoffpumpe
u.s.w.;material pump
etc.;
-
5353
-
Kraftstoffpumpe;Fuel pump;
-
5454
-
Leistungshebel; Throttle;
-
5555
-
Erste
Steuerungsgruppe des Triebwerkes, in einfachster Ausführung,First
Steering group of the engine, in the simplest version,
-
-
bestehend
aus Druck-Messdosen mit Schaltkontakten;consisting
from pressure measuring boxes with switching contacts;
-
5656
-
Druck-Messdose
für den
Anfangsdruck des Zusatz-Verdichters 45;Pressure test cell for the initial pressure of the auxiliary compressor 45 ;
-
5757
-
Druck-Messdose
für den
Enddruck des Zusatz-Verdichters 45;Pressure test cell for the final pressure of the additional compressor 45 ;
-
5858
-
Druck-Messdose
für den
Anfangsdruck der Leitung 29;Pressure test cell for the initial pressure of the pipe 29 ;
-
5959
-
Druck-Messdose
für den
Enddruck der Leitung 29;Pressure test cell for the final pressure of the pipe 29 ;
-
6060
-
Betätigungs-Ring
der Kombi-Verstell-Düse 3,
an den die radialenActuation ring of the combination adjustment nozzle 3 to which the radial
-
-
Stütz-Streben
des Verstell-Schiebers 4 angreifen, unterschallSupport struts of the adjustment slide 4 attack, subsonic
-
-
strömungstechnisch
ausgebildet;aerodynamically
educated;
-
6161
-
Steuerglieder
der ersten Steuerungsgruppe 55;Control elements of the first control group 55 ;
-
6262
-
Schaltkontakte
der ersten Steuerungsgruppe 55, für die SteuerungSwitch contacts of the first control group 55 , for the controller
-
-
des
Verstell-Schiebers 4 der Überschall-Düse 3;of the adjustment slide 4 the supersonic nozzle 3 ;
-
6363
-
Hot-Spot-"Kühlgas-Austrittsöffnung" in der Brennkammer 2;Hot spot "cooling gas outlet" in the combustion chamber 2 ;
-
6464
-
Abschirmkegel
für die
Hot-Spot-"Kühlung" 63, z.B.
ausShielding cone for the hot-spot "cooling" 63 , eg from
-
-
technischer
Keramik;technical
ceramics;
-
6565
-
Druckgasleitung
zur Brennkammer 2, für
die sauerstoffangereiCompressed gas line to the combustion chamber 2 , for the oxygenangerei
-
-
cherte
und hoch verdichtete Gasfraktion;-assured
and high density gas fraction;
-
6666
-
Tangentiale
Einläufe
aus der Druckgasleitung 65 in die Brennkammer 2;Tangential inlets from the compressed gas line 65 into the combustion chamber 2 ;
-
6767
-
Druckgasleitung
zur Hilfsmaschinen-Antriebsturbine 46;Compressed gas line to the auxiliary machine drive turbine 46 ;
-
6868
-
Abgasleitung
der Hilfsmaschinen-Antriebsturbine 46;Exhaust pipe of auxiliary machine drive turbine 46 ;
-
6969
-
Verstell-Schieber
der Kombi-Überschall-Schubdüse 85,
mit sternAdjustable Slider of the Combination Ultrasonic Thruster 85 , with star
-
-
förmig angeordneten
radial nach außen
weisenden Stütz-Streben;arranged in a shape
radially outward
pointing support struts;
-
7070
-
Einlauftrichter
der Schubdüse 85,
bevorzugt aus SiC;Inlet funnel of the exhaust nozzle 85 , preferably of SiC;
-
7171
-
Druckgefälle im Zwischenkühler 39;Pressure gradient in the intercooler 39 ;
-
71a71a
-
Zu 71 analoges
Temperaturgefälle;To 71 analog temperature gradient;
-
7272
-
Temperaturerhöhung in
der Brennkammer 2;Temperature increase in the combustion chamber 2 ;
-
7373
-
Anfänglicher
gerader Verdichtungsstoß (z.B.
in einem Versuchsgerät),initial
straight compression shock (e.g.
in a test device),
-
-
infolge
der Abflußdrosselung 117;due to the drainage throttling 117 ;
-
73a73a
-
Zu 73 analoger
Druckanstieg;To 73 analog pressure increase;
-
7474
-
Stromaufwärts verschobener
gerader Verdichtungsstoß (z.B.
in einemUpstream shifted
straight compression shock (e.g.
in one
-
-
Versuchsgerät), infolge
einer erhöhten
Abflußdrosselung 118;Experimental device), due to an increased outflow restriction 118 ;
-
74a74a
-
Zu 74 analoger
Druckanstieg (Die Intensität
des VerdichtungsstoßesTo 74 analog pressure increase (The intensity of the compression shock
-
-
ist
verringert im Vergleich zu 73a;is reduced compared to 73a ;
-
7575
-
Druckerhöhungs-Stufen
im Überschall-Stoßwellen-Verdichter 10,Pressure Boost Levels in the Supersonic Shock Wave Compressor 10 .
-
-
im
Takt der schrägen
Verdichtungsstöße 12;in time with the oblique compression impacts 12 ;
-
75a75a
-
Zu 75 analoge
Temperaturerhöhungen;To 75 analogue temperature increases;
-
7676
-
Druckerhöhung im
Zusatz-Verdichter 45;Pressure increase in the additional compressor 45 ;
-
76a76a
-
Zu 76 analoge
Temperaturerhöhung;To 76 analogue temperature increase;
-
7777
-
Steuerungslinie
des (Zentrifugal-) Zusatz-Verdichters 45. Sie wirdControl line of (centrifugal) auxiliary compressor 45 , she will
-
-
quer über den
optimalen Wirkungsgradbereich des Zusatz-Verdichtersacross the
optimal efficiency range of the additional compressor
-
-
und
im wesentlichen "parallel" zur Pumpgrenze gelegt;and
essentially "parallel" to the surge line;
-
7878
-
Verlauf
eines angenommenen Regelvorganges, z.B. Leistungs-course
an assumed control action, e.g. power
-
-
Erhöhung ("Gasgeben");Increase ("gas giving");
-
7979
-
Drehblende
mit Abdeck-Kreissegmenten für
die Veränderung
derrotary shutter
with cover circle segments for
the change
of the
-
-
Düsen-Durchflußquerschnitte
des Düsenringes 83;Nozzle flow cross sections of the nozzle ring 83 ;
-
8080
-
Turbulenz-Zackenmuster,
rings um die Strahlaustritts-Öffnung
derTurbulence-wave pattern,
around the jet outlet opening
of the
-
-
Brennkammer 2:
erzeugt einen an seinem Außenmantel
längszerfurchtencombustion chamber 2 : produces a longitudinally furrowed on its outer shell
-
-
Überschall-Strahl;Supersonic jet;
-
8181
-
Trocken-Kugellager
oder Trocken-Rollenlager der Drehblende 79;Dry ball bearings or dry roller bearings of the rotary shutter 79 ;
-
8282
-
Arbeitsturbine
mit Läufern
z.B. aus metallischer Superlegierung;power turbine
with runners
e.g. made of metallic superalloy;
-
8383
-
Düsenkranz
der Arbeitsturbine 82, mit zwischen den Düsen-SchauNozzle ring of power turbine 82 , with between the nozzles-show
-
-
feln
vollen Kreis-Segmenten, entsprechend den Kreissegmenten von 79;fills full circle segments, corresponding to the circle segments of 79 ;
-
8484
-
Getriebe
der Arbeitsturbine;transmission
the power turbine;
-
8585
-
Überschall-Schubdüse für einen
Luftstrahlantrieb, bevorzugt alsSupersonic exhaust nozzle for one
Air jet drive, preferably as
-
-
Kombi-Überschall-Verstelldüse und bestehend
aus einer RinghalsCombination supersonic adjustment nozzle and existing
from a ring neck
-
-
düse und einer
in dieser koaxial angeordneten Lavaldüse;nozzle and one
in this coaxial Laval nozzle;
-
8686
-
Örtlich eingezogene
Außenkontur
des Verstell-Schiebers 4, jeweilsLocally drawn outer contour of the adjusting slide 4 , each
-
-
beiderseits
der Stützstreben,
gemäß der sog.
Flächenregel
deron both sides
the struts,
according to the so-called
area rule
of the
-
-
Gasdynamik;Gas dynamics;
-
8787
-
Betätigungs-Ring
der Kombi-Schubdüse 85,
an den die radialen Stütz-Operating ring of the combi-thruster 85 to which the radial support
-
-
Streben
des Verstellschiebers 69 angreifen. Dient auch alsStrut of the adjusting slide 69 attack. Serves as well
-
-
aerodynamischer
Schubverstärker
nach dem Ejektor-Prinzip;aerodynamic
augmentor
according to the ejector principle;
-
8888
-
Verstell-Mechanismus
des Verstell-Schiebers 69 der Schubdüse 85,Adjustment mechanism of the adjustment slide 69 the exhaust nozzle 85 .
-
-
bestehend
aus mehreren parallelen Rollspießen, Spieß-Antriebs-consisting
from several parallel roll spits, skewer drive
-
-
Ritzeln,
eines ringförmigen
Kardanwellen-Zuges, der die Ritzelpinions
an annular
Cardan shaft train, the pinion
-
-
verbindet,
und Stellmotor;combines,
and servomotor;
-
8989
-
Druckgefälle in der
Arbeitsturbine 82, bzw. in der Schubdüse 85;Pressure gradient in the power turbine 82 , or in the exhaust nozzle 85 ;
-
89a89a
-
Zu 89 analoges
Temperaturgefälle; To 89 analog temperature gradient;
-
9090
-
Örtlich eingezogene
Außenkontur
des Verstell-Schiebers 69, jeweilsLocally drawn outer contour of the adjusting slide 69 , each
-
-
beiderseits
der Stützstreben,
gemäß der sog.
Flächenregel
deron both sides
the struts,
according to the so-called
area rule
of the
-
-
Gasdynamik;Gas dynamics;
-
9191
-
Elektrische
Batterie;electrical
Battery;
-
9292
-
Schlüsselkontakt:
Triebwerkslauf/Triebwerksstopp;Key Contact:
Engine run / stop engine;
-
9393
-
Starterkontakt;Starter contact;
-
9494
-
Kraftstoffventil;Fuel valve;
-
9595
-
Kraftstoff-Speisung;Fuel supply;
-
9696
-
Einsatz
des Nachbrenners mit zusätzlicher
Kraftstoff-Verdampfungcommitment
of the afterburner with additional
Fuel evaporation
-
-
für Luftstrahlantriebe;for air jet drives;
-
9797
-
Speisewasser-Vorwärmer bei
Kraftwerken;Feedwater preheater at
Power plants;
-
9898
-
Dampf-Erzeuger
bei Kraftwerken. Der Zwischenkühler 39 dient
beiSteam generators at power plants. The intercooler 39 serves at
-
-
Kraftwerken
als Dampf-Überhitzer;power plants
as a steam superheater;
-
9999
-
Gas-Turbine
bei Kraftwerken;Gas Turbine
at power plants;
-
100100
-
Erster
Generator bei Kraftwerken;first
Generator in power plants;
-
101101
-
Dampf-Turbine
bei Kraftwerken;Steam turbine
at power plants;
-
102102
-
Zweiter
Generator bei Kraftwerken;second
Generator in power plants;
-
103103
-
Kondensator
bei Kraftwerken;capacitor
at power plants;
-
104104
-
Dampfstrahl-Kondensator;Steam jet condenser;
-
105 105
-
Dampfstrahl-Sauger;Steam jet vacuum cleaner;
-
106106
-
Pumpgrenze
des (Zentrifugal-) Zusatz-Verdichters 45;Pump limit of the (centrifugal) additional compressor 45 ;
-
107107
-
Verzögerungs-Vorrichtung
für die
Düsen-Drosselung;Delay device
for the
Nozzle throttling;
-
108108
-
Verstell-Mechanismus
der Drehblende 79; Adjusting mechanism of the rotary shutter 79 ;
-
109109
-
Auspuff
der Gasturbine 99 bei Kraftwerken;Exhaust of the gas turbine 99 at power plants;
-
110110
-
Soll-Druckverlauf
bei mittlerer Soll-Lage des geraden Verdichtungsstoßes 14; Target pressure curve at medium desired position of the straight compression shock 14 ;
-
111111
-
Erhöhter Druckverlauf
bei stromaufwärts 14b verschobenemIncreased pressure curve at upstream 14b Moved
-
-
geraden
Verdichtungsstoß 14;straight compression shock 14 ;
-
112112
-
Abgesenkter
Druckverlauf bei stromabwärts
verschobenem 14a Lowered pressure curve with downstream shifted 14a
-
-
Verdichtungsstoß 14;shock wave 14 ;
-
113113
-
Höchster Druckverlauf
bei äußerst stromaufwärts und
in den HalsHighest pressure curve
at extremely upstream and
into the throat
-
-
querschnitt 13 verschobenem
geraden Verdichtungsstoß 14,
kurzcross-section 13 shifted straight compression shock 14 , short
-
-
vor
dem Zusammenbruch der Schrägstoß-Verdichtung;in front
the collapse of the oblique-impact compaction;
-
114114
-
Zusammenbruch
der Schrägstoß-Verdichtung
mit sprunghaft in den collapse
the oblique shock compression
with leaps and bounds in the
-
-
Einlauf
des Stoßwellen-Verdichters
eilenden geraden Verdichtungsstoß;enema
the shock wave compressor
hurrying straight compression shock;
-
115115
-
Nachbrenner
bei Luftstrahl-Triebwerken;afterburner
in air jet engines;
-
116116
-
Speisepumpe
bei Kraftwerken;feed pump
at power plants;
-
117 117
-
Enddrosselklappen
mit angedrosseltem Ausfluß;Enddrosselklappen
with strangled outflow;
-
118118
-
Weiter
angedrosselter Ausfluß;Further
strangled outflow;
-
119119
-
Überschall-Strömung;Supersonic flow;
-
120120
-
Unterschall-Strömung;Subsonic flow;
-
121121
-
Gerader
Verdichtungsstoß;straight
Shock wave;
-
122122
-
Wärmezufuhr
durch den Einlauftrichter 5; 70 der Überschall-Düsen 3; 85;Heat supply through the inlet funnel 5 ; 70 the supersonic jets 3 ; 85 ;
-
123123
-
Kreisprozess
des Simplex-Injektor-Zentrifugen-Turbinen-Triebwerkescycle
Simplex Injector Centrifuge Turbine Engine
-
-
(SIZT-Triebwerkes);(Sizt-engine);
-
124124
-
Trennflansch
zwischen Druckgas-Erzeuger und Druckgas-Verwerter;separating flange
between compressed gas generator and compressed gas recycler;
-
125125
-
Unterdruck;Vacuum;
-
126126
-
Staupunkte;Congestion points;
-
127127
-
Rückströmungen;Return flows;
-
128128
-
Unterschall-Grenzschicht;Subsonic boundary layer;
-
129129
-
Überschall-Grenzschicht;Supersonic boundary layer;
-
130130
-
Rillen-Gruppen;Grooves groups;
-
131131
-
Überschall-Stromlinie;Supersonic flow line;
-
132132
-
Adiabatische
Temperaturerhöhung;adiabatic
Temperature increase;
-
133133
-
Abstand
zwischen 14 und 121 = Wahl-Parameter;distance
between 14 and 121 = choice parameters;
-
P2/P1 P 2 / P 1
-
Druckverhältnis;Pressure ratio;
-
F1/F2 F 1 / F 2
-
Massenfluß-Verhältnis;Mass flow ratio;
-
Kg/sKg / s
-
Gasmenge;Quantity of gas;
-
RR
-
Radiale
Koordinate der Entmischungskammer 19 der Gas-Zentrifuge;Radial coordinate of the segregation chamber 19 the gas centrifuge;
-
αα
-
Machscher
Winkel;do shear
Angle;
-
ββ
-
Konvergenz-Wandwinkel
zur Längsachse;Convergence wall angle
to the longitudinal axis;
-
γγ
-
Stoß-Reflexions-Winkel;Shock-reflection angle;
-
F1 F 1
-
je
Kg Gas geleistete Arbeit in der Überschall-Düse 3;per kg of gas done work in the supersonic nozzle 3 ;
-
F2 F 2
-
je
Kg Gas geleistete Arbeit in der Arbeitsturbine 82 bzw.
in derper kg of gas done work in the power turbine 82 or in the
-
-
Überschall-Düse 85;Supersonic nozzle 85 ;
-
F3 F 3
-
Abzugsfläche von
F1, infolge der Stoßwellen-Verdichtung;Flue surface of F 1 , due to shock wave compression;
-
aa
-
→ Schall-Geschwindigkeit; → sound speed;
-
x-xx-x
-
Längsachse
des Triebwerkes und der Entmischungs-Kammer 19;Longitudinal axis of the engine and the segregation chamber 19 ;
-
o-o o-o
-
Dampf-Kreislauf
bei Kraftwerken.Steam cycle
at power plants.
Der
erfindungsgemäße Druckgas-Erzeuger
besteht wie oben angeführt
aus einem Überschall-Injektor und
einer Gas-Zentrifuge, die miteinander kombiniert sind und eng zusammenwirken.
Der Überschall-Injektor besteht
aus einem Stoßwellen-Verdichter 10 und
einem Unterschall-Diffusor 16.The compressed gas generator according to the invention consists, as stated above, of a supersonic injector and a gas centrifuge, which are combined with one another and interact closely. The supersonic injector consists of a shock wave compressor 10 and a subsonic diffuser 16 ,
Nachfolgend
werden die strömungstechnischen
Vorgänge
im Überschall-Injektor dargestellt,
die große Ähnlichkeiten
mit den Strömungsvorgängen in
sog. Mehrstoß-Einlauf-Diffusoren
von Überschall-Flugzeugen
und von Staustrahl-Triebwerken haben.The flow processes in the supersonic injector are shown below, the large Similarities with the flow processes in so-called multi-jet inlet diffusers of supersonic aircraft and ramjet engines have.
Aus
der Überschall-Strömungstechnik
ist bekannt, daß wenn
am Rande eines Überschall-Strahles eine
ebene Platte mit kleinem Anstellwinkel schräg in den Strahl hineinragt,
am Plattenansatz eine schräge Verdichtungsstoß-Welle
mit Machschem Winkel α ausgelöst wird.
Die Größe des Machschen
Winkels ist von der Strahl-Geschwindigkeit abhängig; die Strömung knickt
in der Verdichtungsstoß-Welle
abrupt in Plattenrichtung um und in der Strömung längs der Platte entsteht ein
Druckanstieg. Wenn auch am gegenüberliegenden Strahlrande
spiegelbildlich eine zweite Platte in den Überschall-Strahl hineinragt,
wird auch dort eine zweite spiegelbildliche schräge Verdichtungsstoß-Welle
ausgelöst,
wobei sich die beiden Verdichtungsstoß-Wellen in Strahlmitte kreuzen.
Ein ähnlicher
Vorgang findet auch bei einem runden Überschall-Strahl statt, der
in einen runden und innen leicht, mit Wandwinkel β, konvergenten
Ring gerichtet ist, 7. Dabei vereinigen sich die beiden
schrägen
Verdichtungsstoß-Wellen
zu einer ringförmigen
Stoßwelle
und durchkreuzen sich in Strahlmitte als kegellige Verdichtungsstoß-Wellen.
(Literatur I, am Ende der Beschreibung). Das gilt auch, wenn vor dem
Einlauf in den konvergenten Ring der Strahl eine kurze Strecke frei
ist 25 und die Umgebungsluft ansaugen kann. Die Verdichtungsstoß-Wellen 12 setzen
mit dem Machschen Winkel α ein,
erreichen die jeweils gegenüberliegende
Ring-Wände
und werden dort reflektiert. Die Stoß-Wellen erhöhen auch
den Druck im konvergenten Ring und der Druck expandiert am Ringende.From the supersonic flow technique it is known that when a plane plate with a small angle of attack obliquely projects into the beam at the edge of a supersonic jet, an oblique compression shock wave with Machschem angle α is triggered on the plate approach. The size of Mach's angle depends on the beam speed; the flow abruptly buckles in the direction of the compression in the compression shock wave and a pressure increase occurs in the flow along the plate. Although a second plate projecting into the supersonic beam at the opposite beam edge mirror image, a second mirror image oblique compression shock wave is triggered there, with the two compression shock waves intersect in the beam center. A similar process also takes place in a round supersonic beam, which is directed into a round and slightly inside, with wall angle β, convergent ring, 7 , In this case, the two oblique compression shock waves combine to form an annular shock wave and intersect in the center of the beam as a conical compression shock waves. (Literature I, at the end of the description). This also applies if, before entering the convergent ring, the jet is free a short distance 25 and can suck in the ambient air. The compression shock waves 12 set with the Mach angle α, reach the opposite ring walls and are reflected there. The shock waves also increase the pressure in the convergent ring and the pressure expands at the ring end.
Wenn
man den konvergenten Ring verlängert, 8,
so daß der
Ring zu einem innerlich konvergenten Rohr wird, erreichen die kegelligen
Verdichtungsstoß-Wellen
mehrfach die jeweils gegenüberliegenden Rohr-Wände, durchkreuzen sich mehrfach
in Rohrmitte und werden an den Rohrwänden mit Winkeln γ mehrfach
reflektiert. Infolge der Konvergenz der Rohrwände mit Winkel β, vergrößern sich
die Winkel γ,
jeweils um den doppelten Rohwand-Winkel β. γ = α + 2β. n. Z; < 90°wobei "n" die Anzahl der Reflexionen ist. "Z" ist ein Korrektur-Faktor, der den Einfluß der Grenzschicht
berücksichtigt
und der noch experimentell zu ermitteln ist.If you extend the convergent ring, 8th , so that the ring becomes an internally convergent tube, the conical compression shock waves reach the respective opposite tube walls several times, intersect several times in the center of the tube and are repeatedly reflected at the tube walls with angles γ. As a result of the convergence of the pipe walls with angle β, the angles γ increase, in each case by twice the rough wall angle β. γ = α + 2β. n. Z; <90 ° where "n" is the number of reflections. "Z" is a correction factor that takes into account the influence of the boundary layer and is still to be determined experimentally.
Die
Grenzschicht besteht aus zwei Schichten: der wandnahen Unterschall-Grenzschicht 128 und
der wandferneren Überschall-Grenzschicht 129.
Stoßwellen-Fronten
können
nur in der Überschall-Grenzschicht existieren
und als Druckbarriere wirken. Folglich kann sich die wandnahe Unterschall-Grenzschicht
gegenüber der
Drucksteigerung nur wie eine wenig Widerstand leistende Durchgangs-Pforte
verhalten, die die Form eines Ringspaltes hat, durch den eine örtliche
Rückströmung 127 möglich ist!
Die Rückströmung entsteht
insbesondere dadurch, weil der hohe Druck hinter jeder Stoßfront,
durch den "Ringspalt" und um das jeweilige
Stoßfront-Ende
herum, in das Gebiet niedrigeren Druckes vor der Stoßfront zurückströmen kann, 21.
Damit entsteht dicht hinter jeder Stoßwellen-Front ein Staupunkt 126 mit
Null-Strömungsgeschwindigkeit
gegenüber der
Wand, und das in Form eines Staupunkt-Ringes, ringsherum an der Wand des konvergenten
Rohres. Von diesem Staupunkt-Ring aus strömt dann das Arbeitsmedium nach
beiden Richtungen weg. Eine dieser Strömungsrichtungen ist die o.a. örtliche
Rückströmung 127,
während
die andere Strömungsrichtung,
gleichsinnig mit der Hauptströmungsrichtung
im konvergenten Rohr, aber insbesondere auch im analog gebauten
Stoßwellen-Verdichter 10 des
erfindungsgemäßen Trieb werkes,
die Grenzschicht 128; 129 nach jedem Staupunkt-Ring
und Stoßwellen-Front
neu bildet, die auf der kurzen Strecke bis zur nächsten Stoßwellen-Front nur eine mäßige Dicke
erreichen kann.The boundary layer consists of two layers: the near-wall subsonic boundary layer 128 and the farther supersonic boundary layer 129 , Shock wave fronts can only exist in the supersonic boundary layer and act as a pressure barrier. As a result, the subsonic barrier wall close to the wall can only act as a low resistance passage gate, which has the shape of an annular gap through which a local backflow prevails 127 is possible! The backflow arises in particular because the high pressure behind each shock front, through the "annular gap" and around the respective shock front end around, can flow back into the area of lower pressure in front of the shock front, 21 , This creates a stagnation point just behind each shockwave front 126 with zero flow velocity against the wall, and in the form of a stagnation point ring, around the wall of the convergent tube. From this stagnation point ring, the working medium then flows away in both directions. One of these directions of flow is the above-mentioned local backflow 127 while the other flow direction, in the same direction with the main flow direction in the convergent tube, but especially in the analog built shock wave compressor 10 of the engine according to the invention, the boundary layer 128 ; 129 after each stagnation point ring and shock wave front forms new, which can reach on the short distance to the next shock wave front only a moderate thickness.
Bei
dieser Strömungs-Konfiguration
besteht offenbar eine Analogie zu Läufern von Axial-Verdichtern, bei
denen auch Rückströmungen um
die Schaufel-Enden existieren.at
this flow configuration
Apparently there is an analogy to runners of axial compressors, at
which also backflow around
the blade ends exist.
Um
Verluste durch die beschriebenen Rückströmungen beim erfindungsgemäßen Triebwerk
in Grenzen zu halten, weist der Stoßwellen-Verdichter 10 auf den Innenwänden mehrere
Gruppen kleiner Schrägzahn-Rillen 130,
rings um die Innenwand auf; wobei die Rillen-Gruppen in den Bereichen
liegen, wo die schrägen
Stoßwellen-Fronten 12 auf
die Innenwand auftreffen. Die Rillen haben die Aufgabe, die Rückströmungen um
die Enden der Stoßwellen-Fronten, ähnlich wie
Labyrinth-Dichtungen aufzuhalten und die Menge des zurückströmenden Mediums
zu begrenzen. Das Querschnitts-Profil der Schrägzahn-Rillen fällt auf
der Verdichter-Einlaufseite
steil ab und steigt in Richtung auf die Verdichter-Ausflußseite mit
einer schrägen
Rampe und abgerundeter Rampen-Auslaufkante wieder an.In order to keep losses due to the described backflows in the engine according to the invention within limits, has the shock wave compressor 10 on the inner walls several groups of small helical-toothed grooves 130 around the inner wall; with the groove groups lying in the areas where the oblique shockwave fronts 12 hit the inner wall. The purpose of the grooves is to arrest the backflow around the ends of the shockwave fronts, much like labyrinth seals, and to limit the amount of fluid flowing back. The cross-sectional profile of the helical grooves drops steeply on the compressor inlet side and rises again towards the compressor discharge side with an inclined ramp and rounded ramp edge.
Kehren
wir aber, der einfacheren Darstellungsweise wegen, noch einmal zum
konvergenten Rohr von vorher zurück.sweep
But we, because of the simpler presentation, again to
convergent tube from before back.
Die
im konvergenten Rohr mehrfach reflektierten Stoß-Wellen werden immer steiler
und ihre gegenseitigen Entfernungen immer kleiner, wobei der Gasdruck
entsprechend steigt, bis sich die schrägen Verdichtungsstoß-Wellen bei γ = 90° zu einem
heftigen geraden Verdichtungsstoß 121, mit höchstem Gasdruck,
vereinigen, 9. Das stellt einen Grenzfall
dar, der instabil ist: wonach der gerade Verdichtungs-Stoß sprunghaft 114 stromaufwärts eilt
und vor dem Einlauf des Rohres einen ortsfesten geraden und sehr
heftigen Verdichtungs-Stoß ergibt.
Dabei fällt
der Druck im Rohr rapide ab, und diese Strömungs-Konfiguration ist für das erfindungsgemäße Triebwerk
nicht brauchbar!The multiply reflected in the convergent tube shock waves are getting steeper and their mutual distances smaller and smaller, the gas pressure increases accordingly, until the oblique compression shock waves at γ = 90 ° to a violent straight compression shock 121 , with highest gas pressure, unite, 9 , This represents a borderline case that is unstable: after which the straight compression bump leaps and bounds 114 hurries upstream and results in a fixed straight and very violent compression shock before the inlet of the tube. The pressure in the pipe drops rapidly, and this flow configuration is not useful for the engine according to the invention!
Um
eine Gasverdichtung mit Hilfe schräger Verdichtungsstoß-Wellen für das erfindungsgemäße Triebwerk 75 nutzen
zu können,
muß das
innerlich konvergente Rohr kurz vor Erreichung des geraden Verdichtungsstoßes 121,
also kurz bevor der Winkel γ zu
90° wird,
abgebrochen werden, 10.To a gas compression using oblique compression shock waves for the engine according to the invention 75 To be able to use, must the internally convergent tube just before reaching the straight compression shock 121 , so just before the angle γ becomes 90 °, be canceled, 10 ,
Wenn
man das so verkürzte
Ende des innerlich konvergenten Rohres durch einen sich innerlich
erweiternden Rohrabschnitt fortsetzt, wächst in dem sich erweiternden
Rohrabschnitt wieder die Schallgeschwindigkeit und der Druck nimmt
wieder ab, weil in dem dabei entstehenden Halsquerschnitt 13 noch
eine leichte Überschall-Geschwindigkeit
herrschte. Diese Konfiguration eignet sich für eine Drucksteigerung gemäß der Erfindung,
aber nur mit Hilfe eines künstlich
erzeugten geraden Verdichtungsstoßes 73. 12.
Dafür kann man
z.B. Enddrosselklappen 117, am Ende des erweiterten Rohres
angelenkt, verwenden; die den künstlich erzeugten
geraden Verdichtungsstoß 73 auslösen. Wenn
man jetzt den Ausfluß weiter
androsselt, 118, verschiebt sich der gerade Verdichtungsstoß 73 in
die Position 74. Dabei sind die Positionen 73 und 74 ortsstabil und
nur abhängig
vom Grade der Ausfluß-Drosselung.
Die 13 zeigt den entsprechenden Druckverlauf. Bemerkenswert
ist, daß dabei
die Intensität
des geraden Verdichtungsstoßes
bei seiner Ortsverschiebung stromaufwärts stetig abnimmt.If you continue the so shortened end of the internally convergent tube by an internally expanding pipe section, the sound velocity increases again in the expanding pipe section and the pressure decreases again, because in the resulting neck cross-section 13 still a slight supersonic speed prevailed. This configuration is suitable for a pressure increase according to the invention, but only by means of an artificially generated straight compression shock 73 , 12 , For this you can eg End throttle valves 117 , hinged at the end of the extended pipe, use; the artificially created straight compression shock 73 trigger. If you continue to throttle the outflow now, 118 , shifts the straight compression shock 73 in the position 74 , Here are the positions 73 and 74 Stationary and only dependent on the degree of outflow throttling. The 13 shows the corresponding pressure curve. It is noteworthy that in this case the intensity of the straight compression shock steadily decreases with its displacement upstream.
Nun
kann man die Ausfluß-Drosselung
so weit erhöhen,
daß der
gerade Verdichtungsstoß noch
weiter stromaufwärts
bis in die Position 14 mit Abstand 15, dicht hinter
den Halsquerschnitt 13 verschoben wird, 14.
Das ist die optimale Ausfluß-Androsselung.
Sie liefert die größtmögliche stabile Überschall-Verdichtung
und sie ist für
das erfindungsgemäße Triebwerk
zugrunde gelegt.Now you can increase the outflow throttling so far that the straight compression shock even further upstream to the position 14 with distance 15 , just behind the neck cross section 13 is postponed, 14 , That's the optimal outflow throttling. It provides the greatest possible stable supersonic compression and it is based on the engine according to the invention.
Dabei
wird der konvergente Rohrabschnitt mit einem kurzen divergenten
Rohrabschnitt zum Stoßwellen-Verdichter 10,
und der weiter anschließende
divergente Rohrabschnitt zum Unterschall-Diffusor 16. Der Unterschall-Diffusor 16 liefert
dann auch noch eine weitere Unterschall-Druckerhöhung. Die 15 zeigt
den dazugehörigen
Druckverlauf. (Literatur II, am Ende der Beschreibung).The convergent pipe section with a short divergent pipe section becomes a shock wave compressor 10 , and the subsequent divergent pipe section to the subsonic diffuser 16 , The subsonic diffuser 16 then also delivers a further subsonic pressure increase. The 15 shows the associated pressure curve. (Literature II, at the end of the description).
Der
gerade Verdichtungsstoß 14 wird
also durch die Androsselung des Ausflusses des Diffusors 16 hervorgerufen,
die Ortslage des geraden Verdichtungsstoßes 14 hinter dem
Halsquerschnitt 13 wird durch die Größenordnung der Androsselung
vorbestimmt, und beides, die Größenordnung
der Androsselung und die Ortslage des geraden Verdichtungsstoßes 14 werden
durch die zweite Steuerungs-Gruppe 30 laufend gesteuert.The straight compression stroke 14 So, by throttling the outflow of the diffuser 16 caused, the local situation of the straight compression shock 14 behind the neck cross section 13 is determined by the magnitude of throttling, and both, the magnitude of throttling and the location of the straight compression shock 14 be through the second control group 30 constantly controlled.
Aus
der 14 und 15 werden
die Fragmente "A" herausgegriffen
und als 17 und 18 vergrößert dargestellt.From the 14 and 15 the fragments "A" are picked out and named as 17 and 18 shown enlarged.
Erläutert werden
die 17 und 18. Bei
der Soll-Androsselung des Diffusor-Ausflusses befindet sich der
gerade Verdichtungsstoß am
Ende des Stoßwellen-Verdichters 10 in
der mittleren Soll-Position 14, und
der Soll-Enddruck im Stoßwellen-Verdichter
auf dem Niveau 110. Wird die Ausfluß-Androsselung des Diffusors 16 etwas
verringert, verschiebt sich der gerade Verdichtungsstoß stromabwärts in Position 14a und
der Stoßwellenverdichter-Enddruck
fällt auf
das Niveau 112. Wird die Ausfluß-Androsselung des Diffusors 16 dagegen
etwas erhöht,
verschiebt sich der gerade Verdichtungsstoß stromaufwärts in Position 14b und
der Stoßwellenverdichter-Enddruck
steigt auf das Niveau 111. Dabei sind die Stoßwellenverdichter-Enddrücke jeweils die
Anfangsdrücke
im Diffusor 16.The following are explained 17 and 18 , With the desired throttling of the diffuser outflow, the straight compression joint is located at the end of the shock wave compressor 10 in the middle nominal position 14 , and the target final pressure in the shockwave compressor at the level 110 , Will the outflow throttling of the diffuser 16 slightly reduced, the straight compression stroke shifts into position downstream 14a and the shockwave compressor discharge pressure drops to the level 112 , Will the outflow throttling of the diffuser 16 on the other hand, slightly increased, the straight compression shock shifts into position upstream 14b and the shockwave compressor discharge pressure rises to the level 111 , The shockwave compressor end pressures are each the initial pressures in the diffuser 16 ,
Wird
die Ausfluß-Androsselung
des Diffusors 16 noch weiter erhöht, verschiebt sich der gerade
Verdichtungsstoß noch
weiter stromaufwärts
bis in den Halsquerschnitt 13 und der Stoßwellenverdichter-Enddruck
steigt bis auf das Niveau 113. Das ergibt wieder eine instabile
Strömungssituation
im ganzen Stoßwellen-Verdichter 10,
mit einem sprunghaft stromaufwärts
eilenden Verdichtungsstoß 114,
der sich bis vor den Einlauf des Stoßwellen-Verdichters 10 als
heftiger gerader Verdichtungsstoß setzt, 16.
Es ist eine ähnliche Situation
wie in 9. Dabei fällt
der Druck im ganzen Stoßwellen-Verdichter 10 und
im Diffusor 16 rapide ab, und diese Strömungssituation ist für das erfindungsgemäße Triebwerk
nicht brauchbar. (Noch einmal Literatur III am Ende der Beschr.).Will the outflow throttling of the diffuser 16 increased even further, the straight compression shock shifts further upstream to the throat cross-section 13 and the shockwave compressor discharge pressure rises to the level 113 , This again results in an unstable flow situation in the entire shock wave compressor 10 , with a sudden upward rushing compression shock 114 that extends up to the inlet of the shockwave compressor 10 as violently straight compression shock sets, 16 , It's a similar situation as in 9 , The pressure drops throughout the shockwave compressor 10 and in the diffuser 16 rapidly, and this flow situation is not useful for the engine according to the invention. (Again Literature III at the end of the description).
Die
beschriebenen Einzel heiten der Strömungsvorgänge und die angeführten Erkenntnisse
der Stoßwellen-Verdichtung
wurden bei eingehenden Versuchen in Wasserkanälen gewonnen, die, wie bekannt
(Literatur IV, am Ende der Beschreibung), eine direkte Analogie
zu Überschall-Strömungen aufweisen.The
described details of the flow processes and the cited findings
the shock wave compression
were obtained in detailed experiments in water channels, which, as is known
(Literature IV, at the end of the description), a direct analogy
to have supersonic currents.
Was
die oben beschriebene Steuerung der Ortslage des geraden Verdichtungsstoßes noch
betrifft, so funktioniert sie auf gleiche Weise wie die Steuerung
des Verdichtungsstoßes
bei sog. Mehrstoß-Einlauf-Diffusoren
von Überschall-Flugzeugen
und von Staustrahl-Triebwerken (Noch einmal Literatur II und Literatur
III, und Literatur V).What
the above-described control of the local situation of the straight compression shock yet
In other words, it works in the same way as the controller
the compression shock
in so-called multi-stroke inlet diffusers
of supersonic aircraft
and ramjet engines (Again, Literature II and Literature
III, and literature V).
Ein
Unterschied besteht nur insofern, daß bei Überschall-Flugzeugen und Staustrahl-Triebwerken
die Triebwerks-Gehäuse
gegen eine stehende Luftmasse bewegt werden, während beim erfindungsgemäßen Triebwerk
eine bewegte Luftmasse (der Düsenstrahl)
gegen ein stehendes Gehäuse
bewegt wird. Es ergeben sich aber in beiden Fällen die gleichen Stoßwellen
und Wirkungen, weil dafür
nur eine Relativ-Bewegung einer überschallschnellen
Gasströmung
gegen feste Triebwerks-Elemente erforderlich sind.One
The only difference is that in supersonic aircraft and ramjet engines
the engine case
be moved against a stationary air mass, while the engine according to the invention
a moving air mass (the jet)
against a standing housing
is moved. However, the same shock waves result in both cases
and effects, because of that
only a relative movement of a supersonic fast
gas flow
are required against fixed engine elements.
Das
kann man experimentell Jederzeit reproduzieren, entweder kostengünstig im
Wasserkanal mit freier Wasser-Oberfläche, oder kostenaufwendiger
mit Gasströmungen
(noch einmal Literatur IV, am Ende der Beschreibung). Dabei ergeben
die Strömungsversuche
im Wasserkanal qualitativ richtige Strömungsbilder. Will man auch
quantitative Ergebnisse haben, sind Gas-Strömungsversuche erforderlich;
insbesondere auch bei einer konstruktiven Entwicklung eines funktionierenden
Triebwerkes.The
can be reproduced experimentally at any time, either inexpensively
Water channel with free water surface, or more expensive
with gas flows
(again Literature IV, at the end of the description). In doing so result
the flow tests
in the water channel qualitatively correct flow patterns. Do you want too?
have quantitative results, gas flow tests are required;
especially in a constructive development of a functioning
Engine.
Der Überschall-Gas-Injektor
und insbesondere sein Stoßwellen-Verdichter 10 mit
Unterschall-Diffusor 16 sind mit der Gas-Zentrifuge erfindungsgemäße kombiniert
und zwar derart, daß die
im Injektor turbulent vermischten Verbrennungsgase und Ansaugluft,
in der Gas-Zentrifuge
wieder weitgehend entmischt werden.The supersonic gas injector, and in particular its shockwave compressor 10 with subsonic diffuser 16 are combined with the gas centrifuge according to the invention in such a way that the turbulently mixed in the injector combustion gases and intake air in the gas centrifuge are again largely separated.
Der
Gas-Zentrifugen-Effekt wird durch eine intensive Drallbewegung der
ganzen Gassäule
im erfindungsgemäßen Triebwerk
erzeugt. Die Drallbewegung beginnt in der Brennkammer 2 mit
einer Verbrennung im Potential-Wirbel. Weiter wird die Ansaugluft
durch tangential gestellte Drallschaufeln 26 im Ansaugstutzen 25 in
Rotation versetzt. Weiter angefacht wird die Drall bewegung durch
ortsfeste Drall-Schaufeln 17, und noch weiter angefacht
durch ortsfeste Drall-Verstärker-Schaufeln 20.
Beide Drall-Schaufelarten 17 und 20 sind
außen
am Triebwerksgehäuse
befestigt, ragen nach innen und haben keine Nabe. Dabei haben insbesondere die
Drall-Schaufeln 17, 17 eine
Dreifachfunktion, indem sie:
- 1. eine Wandablösung der
Strömung
nach dem geraden Verdichtungsstoß 14 unterdrücken;
- 2. die Turbulenz nach dem geraden Verdichtungsstoß z.T. glätten und
gleichrichten und
- 3. zugunsten der Gas-Zentrifuge den Drall in der Strömung intensivieren.
The gas-centrifuge effect is generated by an intensive swirling motion of the entire gas column in the engine according to the invention. The twisting movement begins in the combustion chamber 2 with a combustion in the potential vortex. Next, the intake air through tangentially Asked swirl blades 26 in the intake manifold 25 set in rotation. Farther the swirling motion by stationary swirl blades is fanned 17 , and further enhanced by fixed swirl booster blades 20 , Both swirl scoop types 17 and 20 are attached to the outside of the engine case, protrude inwards and have no hub. In particular, the swirl blades have 17 . 17 a triple function by: - 1. a wall separation of the flow after the straight compression shock 14 suppress;
- 2. partially smooth and rectify the turbulence after the straight compression stroke and
- 3. intensify the swirl in the flow in favor of the gas centrifuge.
Der
so intensiv erzeugte Drall bewirkt infolge der Zentrifugalkräfte die
erfindungsgemäße Schichtung und
Entmischung der im Überschall-Injektor
turbulent vermischten Verbrennungsgase und der Ansaugluft in koaxialen
Ring-Zonen nach den spezifischen Gewichten der Gase, gemäß 19.
Diese FIG. zeigt in der linken Hälfte
die durch den Zentrifugaleffekt hervorgerufenen koaxialen Ring-Zonen
der Gas-Fraktions-Profile
im Längsschnitt,
längs der
Achse des erfindungsgemäßen Triebwerkes.The swirl generated so intensely causes due to the centrifugal forces the stratification and segregation of the supersonic injector turbulently mixed combustion gases and the intake air in coaxial ring zones according to the specific weights of the gases, according to 19 , This FIG. shows in the left half caused by the centrifugal effect coaxial annular zones of the gas-fraction profiles in longitudinal section, along the axis of the engine according to the invention.
Die
schwere Gas-Fraktion 41, überwiegend aus CO2;
NOx ... bestehend, sammelt sich an der Peripherie,
d.i. an der Außenwand
des Triebwerk-Gehäuses.
Die mittelschwere Gas-Fraktion 40, bestehend aus O2 und abgemagertem N2-Gehalt,
sammelt sich als Ringzone zwischen der Außenwand des Triebwerk-Gehäuses und
der Längs-Achse
des Triebwerkes, und sie kann als Verbrennungsluft eventuell auch
mehr als 21 % Sauerstoff enthalten. Und die leichte Gas-Fraktion 42,
bestehend überwiegend
aus N2; CO; NO; H2O;
H2 ... sammelt sich als runder Kern in der
Längsachse
des Triebwerk-Gehäuses.The heavy gas fraction 41 , mainly from CO 2 ; NO x ... existing, accumulates on the periphery, ie on the outer wall of the engine housing. The medium-heavy gas fraction 40 consisting of O 2 and lean N 2 content, collects as an annular zone between the outer wall of the engine casing and the longitudinal axis of the engine, and may also contain more than 21% oxygen as combustion air. And the light gas fraction 42 consisting predominantly of N 2 ; CO; NO; H 2 O; H 2 ... collects as a round core in the longitudinal axis of the engine housing.
Dementsprechend
ist auch der Sauerstoff-Kollektor 43, 1; 3; 19 ausgestaltet,
der die Form eines ringförmigen
Auffangkörpers
hat und koaxial mit der Längsachse
des Triebwerkes angeordnet ist. Der Sauerstoff-Kollektor ist als
Längsschnitt,
längs der
Triebwerks-Achse,
in der rechten Hälfte
der 19 dargestellt.Accordingly, the oxygen collector is 43 . 1 ; 3 ; 19 configured, which has the shape of an annular collecting body and is arranged coaxially with the longitudinal axis of the engine. The oxygen collector is a longitudinal section, along the engine axis, in the right half of the 19 shown.
Der
Sauerstoff-Kollektor hat einen ringförmigen Auffangschlitz für die O2-angereicherte und N2-abgemagerte
Gas-Fraktion, der gegen die Gas-Strömungsrichtung (in 1; 3; 19 nach
links) gerichtet ist, und hinten, auf der Gas-Abströmseite,
verschlossen ist. Er ist mit radialen Hohlstreben am Triebwerks-Gehäuse befestigt,
durch die die aufgefangene O2-angereicherte
und N2-abgemagerte Gas-Fraktion zum Triebwerks-Gehäuse in einen
ringförmigen
Sammel-Kanal weiter geleitet wird. Aus dem Sammel-Kanal strömt die O2-angereicherte Gas-Fraktion in den Rückkopplungs-Nebentrakt 29 des
erfindungsgemäßen Triebwerkes.The oxygen collector has an annular collection slot for the O 2 -enriched and N 2 -degraded gas fraction which is directed against the gas flow direction (in FIG 1 ; 3 ; 19 to the left), and is closed at the rear, on the gas outflow side. It is attached to the engine casing with radial hollow struts through which the trapped O 2 -enriched and N 2 -degassed gas fraction is directed to the engine casing in an annular collecting duct. From the collection channel, the O 2 -enriched gas fraction flows into the feedback sub-tract 29 of the engine according to the invention.
Der
ringförmige
Sauerstoff-Kollektor 43, da er mittels der radialen Hohl-Streben
mit dem Triebwerks-Gehäuse
verbunden ist, bildet zwischen seinem Auffang-Körper und dem Triebwerks-Gehäuse einen ringförmigen Durchgangs-Schlitz,
durch den die schwere Gas-Fraktion 41, am Sauerstoff-Kollektor
vorbei, in das Triebwerks-Hinterteil strömt. Gleichzeitig hat der Sauerstoff-Kollektor
in der Mitte seines Auffang-Körpers eine
freie Durchgangs-Öffnung,
durch die die leichte Gas-Fraktion 42, am Sauerstoff-Kollektor
vorbei, ebenfalls in den Triebwerks-Hinterteil strömt. Dort, d.i. hinter dem Sauerstoff-Kollektor,
vermischen sich die schwere und die leichte Gas-Fraktion wieder
miteinander und beaufschlagen die Druckgas-Verwerter, wie z.B. die
Arbeitsturbine 82, wenn es das erfindungegemäße IZ-Turbinen-Triebwerk
ist, oder alternativ z.B. die Schubdüse 85, wenn es das
erfindungegemäße IZ-Luftstrahl-Triebwerk
ist. Dabei reicht der Druckgas-Erzeuger bis zum Trennflansch 124,
hinter dem die Druckgas-Verwerter angeordnet sind. Die durch den
Sauerstoff-Kollektor 43 aufgefangene O2-angereicherte
und N2-abgemagerte Gas-Fraktion 40 wird
durch den Rückkopplungs-Nebentrakt 29 zu
einem Zwischenkühler 39 geleitet
und strömt
heruntergekühlt
weiter zum Zusatz-Verdichter 45. Die danach hochverdichtete
O2-angereicherte
Gas-Fraktion gelangt schließlich
in die Brennkammer 2, wo sie den zugeführten Kraftstoff verbrennt,
und wobei die N2-Abmagerung für die Absenkung
der NOx-Verbindungen sorgt.The annular oxygen collector 43 since it is connected to the engine casing by means of the radial hollow struts, an annular passageway slot is formed between its catcher body and the engine casing, through which the heavy gas fraction 41 Passing the Oxygen Collector into the engine rear part. At the same time, the oxygen collector in the middle of its collecting body has a free passage opening, through which the light gas fraction 42 , past the oxygen collector, also flows into the engine rear. There, behind the oxygen collector, the heavy and light gas fractions mix again and pressurize the gas recyclers, such as the power turbine 82 if it is the inventive IZ turbine engine, or alternatively, for example, the exhaust nozzle 85 if it is the inventive IZ air jet engine. The compressed gas generator extends to the dividing flange 124 , behind which the compressed gas recyclers are arranged. The through the oxygen collector 43 trapped O 2 -riched and N 2 -reduced gas fraction 40 is through the feedback sub-tract 29 to an intercooler 39 passed and cooled down continues to the additional compressor 45 , The then highly compressed O 2 -riched gas fraction finally enters the combustion chamber 2 where it burns the fuel supplied, and wherein the N 2 -Abmagerung provides for the reduction of NO x compounds.
In
der Brennkammer 2 wird der Kraftstoff in einem Potential-Wirbel
verbrannt. Dafür
wird die O2-angereicherte Gas-Fraktion mit
Hilfe der Druckgasleitung 65 tangential eingeführt. Die
Brennkammer ist mit hochfeuerfester technischer Keramik ausgekleidet,
weil die Temperatur in der Brennkammer über 2000° K liegt. Die Auskleidung hat
einen Ringkanal um die Brennkammer, in die die Druckgasleitung 65 tangential
einmündet. Aus
dem Ringkanal münden
mehrere tangentiale Öffnungen
rings um die Brennkammer in die Kammer ein, wodurch der Potential-Wirbel
angefacht wird.In the combustion chamber 2 the fuel is burned in a potential vortex. For the O 2 -enriched gas fraction using the compressed gas line 65 introduced tangentially. The combustion chamber is lined with high-fire technical ceramics because the temperature in the combustion chamber is above 2000 ° K. The lining has an annular channel around the combustion chamber into which the compressed gas line 65 opens tangentially. From the annular channel open several tangential openings around the combustion chamber in the chamber, whereby the potential vortex is fanned.
In
der Längsachse
der Brennkammer und des Potential-Wirbels bildet sich ein sehr heißer Wirbel-Kern,
weil die heißen
und leichteren Gase sich in der Achse sammeln. Ein Ende des heißen Wirbel-Kerns mündet in
die Überschall-Düse 3.
Das andere Ende des heißen
Wirbel-Kernes, gegenüber der
Düse, würde in der
Brennkammer-Wandung einen sehr heißen Punkt (Hot-Spot) erzeugen,
dem die innere Wandverkleidung auf Dauer nicht Stand halten könnte. Um
das zu vermeiden, befindet sich in der Wandauskleidung der Brennkammer,
gegenüber
des Düsen-Ausganges,
ein "Kühlgas-Austritt" 63, der
den heißen
Wirbel-Kern von dieser Wandstelle zurückdrängt. Die "Kühlgas-Austrittsöffnung 63 befindet
sich in der Mitte eines Abschirmkegels 64, wobei zwischen
dem Abschirmkegel und der Brennkammer-Auskleidung ein Kegelspalt
besteht, der auch durch die Druckgasleitung 65 gespeist
wird. Die Gas-Strömung
aus der "Kühlgas-Austrittsöffnung 63 wird
dadurch erzeugt, daß im
heißen
Wirbelkern ein leichter Unterdruck gegenüber der Peripherie der Brennkammer herrscht.In the longitudinal axis of the combustion chamber and the potential vortex forms a very hot vortex core, because the hot and lighter gases accumulate in the axis. One end of the hot vortex core opens into the supersonic nozzle 3 , The other end of the hot vortex core, opposite the nozzle, would create a very hot spot (hot spot) in the combustion chamber wall which could not sustain the inner wall lining in the long run. To avoid this, located in the wall lining of the combustion chamber, opposite the nozzle outlet, a "cooling gas outlet" 63 , which pushes back the hot vortex core from this wall. The "cooling gas outlet 63 is located in the middle of a shielding cone 64 , wherein there is a cone gap between the Abschirmkegel and the combustion chamber lining, which also by the compressed gas line 65 is fed. The gas flow from the "cooling gas outlet 63 is generated by the fact that in the hot vortex core, a slight negative pressure relative to the periphery of the combustion chamber prevails.
Die Überschall-Düse 3 beaufschlagt,
wie oben angeführt,
den Überschall-Gas-Injektor 1 des
erfindungsgemäßen Triebwerkes.
Da die Leistung des Triebwerkes regulierbar ist, d.h. veränderlich
ist, muß auch die
Düse geometrisch
variabel und im Ausflußquerschnitt
veränderlich
sein. Dafür
dient eine besondere und zum erfinderischen Inhalt des Triebwerkes
gehörende
Kombi-Überschall-Verstelldüse 3,
die aus einer Ringshals-Düse
und einer in ihr koaxial angeordneten Laval-Düse besteht. Die Laval-Düse hat einen
konstanten Ausflußquerschnitt,
der für
die Aufrechterhaltung des Triebwerk-Leerlaufes bemessen ist. Wenn
die Triebwerksleistung ansteigt, öffnet auch die Ringhals-Düse ihren
Ringhals, wodurch der Ausströmquerschnitt
vergrößert wird.The supersonic nozzle 3 applied as above, the supersonic gas injector 1 of the engine according to the invention. Since the power of the engine is adjustable, that is changeable, the nozzle must be geometrically variable and variable in Ausflußquerschnitt. This is a special and the inventive content of the engine belonging combination supersonic Verstelldüse 3 , which consists of a ring neck nozzle and a coaxial Laval nozzle. The Laval nozzle has a constant flow area designed to maintain engine idling. As the engine power increases, the ring neck nozzle also opens its ring neck, increasing the outflow area.
Die
erfindungsgemäße Kombi-Überschall-Verstelldüse 3 besteht
aus einem Verstellschieber 4, einem brennkammerseits angeordneten
Einlauftrichter 5, aus hochtemperatur-beständiger technischer
Keramik, die auch wärmeleitend
sein soll, einem Betätigungsring 60 und
dem Verstell-Mechanismus 6.
Die Wärmeleitung des
Einlauftrichters 5 hat die Aufgabe, die sich in der Düse adiabatisch
entspannenden Brenngase nachzuheizen, um den thermischen Wirkungsgrad
des Triebwerkes zu erhöhen.
Der Einlauftrichter 5 hat einen zentralen Durchgangs-Kanal
mit dem Halsquerschnitt der Laval-Düse. Der Außenrand des Einlauftrichters
ist nach außen
gestülpt
und bildet eine Lippe des Ringhals-Querschnittes der Ringhals-Düse; während die
zweite Lippe des Ringhals-Querschnittes die nach innen gezogene
Austrittsöffnung
der Brennkammer ergibt. Zwischen diesen beiden Lippen entsteht der
Ringhals-Querschnitt.The combination ultrasonic supersonic adjustment nozzle according to the invention 3 consists of an adjusting slide 4 , an inlet funnel arranged on the combustion chamber side 5 , made of high-temperature-resistant technical ceramics, which should also be heat-conducting, an actuating ring 60 and the adjustment mechanism 6 , The heat conduction of the inlet funnel 5 has the task of reheating adiabatic combustion gases in the nozzle to increase the thermal efficiency of the engine. The inlet funnel 5 has a central passageway with the throat cross-section of the Laval nozzle. The outer edge of the inlet funnel is turned outwards and forms a lip of the ring neck cross section of the ring neck nozzle; while the second lip of the ring neck cross-section results in the inwardly drawn outlet opening of the combustion chamber. Between these two lips, the ring neck cross-section is created.
Am
inneren Umfang der Austrittsöffnung
der Brennkammer ist ein Dreieck-Zackenmuster 80 eingearbeitet,
das einen an seiner Mantelfläche
längszerfurchten
Düsenstrahl
erzeugt. Der zerfurchte Düsenstrahl verstärkt die
turbulente Vermischung des Düsenstrahl
es mit der Ansaugluft.At the inner circumference of the exit opening of the combustion chamber is a triangle-wave pattern 80 incorporated, which generates a longitudinally furrowed jet on its lateral surface. The furrowed jet intensifies the turbulent mixing of the jet with the intake air.
Der
Verstell-Schieber 4 ist mittels stromlinienförmiger und
radial sternförmig
nach außen
weisenden Stützstreben
am Betätigungsring 60 befestigt.
Die Stützstreben
sind am rohrförmigen
Verstell-Schieber 4 schräg zur Längsachse
des Schiebers, d.i. schraubenförmig,
positioniert, um die Gas-Drallbewegung anzufachen. Der Verstellschieber 4 und
seine radialen Stütz-Streben
können
aus einer metallischen Superlegierung bestehen, weil in seinem Bereich
die ausströmenden
Düsengase
schon adiabatisch entspannt und heruntergekühlt sind und außerdem ein
Teil der Stütz-Streben
und der Betätigungsring 60 schon
im kalten Ansaugstrom des Triebwerkes liegen. Der Verstellschieber
ist auch noch beiderseitig jedes Befestigungspunktes der Stütz-Streben
an seiner Außenkontur
nach der sog. "Flächenregel" der Gasdynamik eingezogen 86,
um die dort entstehenden schrägen Überschall-Stoßwellen
zu unterdrücken.The adjusting slide 4 is by means of streamlined and radially star-shaped outwardly facing support struts on the actuating ring 60 attached. The support struts are on the tubular adjustment slide 4 obliquely to the longitudinal axis of the slider, di helically, positioned to initiate the gas twisting movement. The adjusting slide 4 and its radial support struts may consist of a metallic superalloy, because in its area the outflowing nozzle gases are already adiabatically expanded and cooled down, and also part of the support struts and the actuating ring 60 already in the cold intake stream of the engine. The adjusting slide is also retracted on both sides of each attachment point of the support struts on its outer contour after the so-called. "Area rule" of the gas dynamics 86 to suppress the resulting oblique supersonic shock waves.
Zur
Ausflußquerschnitts-Verstellung
der Überschall-Verstelldüse 3,
d.h. insbesondere zur Verstellung des Einlauftrichters 5 mit
dem Düsen-Ringhals-Querschnitt,
und des Betätigungsringes 60 in
Längsrichtung des
Triebwerkes dient der Verstell-Mechanismus 6, der aus mindestens
drei Verstellspindeln mit Mutter-Ritzeln besteht, die mittels eines
sternförmigen
Rollenkettenzuges miteinander verbunden sind. Die Mutter-Ritzel
werden durch einen Stellmotor in beiden Drehrichtungen mit jeweils
nur wenigen Umdrehungen angetrieben. Die Düsen-Ausflußquerschnitts-Verstellung ist
erforderlich, um den Arbeitspunkt des Zusatz-Verdichters 45,
der z.B. ein Zentrifugalverdichter ist, immer auf, bzw. in der Nähe, der
Steuerungslinie 77 zu halten, die in etwa "parallel" zur Pumpgrenze 106 des
Zusatz-Verdichters gelegt ist, 20.For Ausflußquerschnitts adjustment of supersonic adjustment 3 , ie in particular for adjusting the inlet funnel 5 with the nozzle-ring neck cross-section, and the actuating ring 60 in the longitudinal direction of the engine is the adjustment mechanism 6 , which consists of at least three adjustment spindles with nut sprockets, which are interconnected by means of a star-shaped roller chain train. The nut pinions are driven by a servomotor in both directions of rotation with only a few turns. The nozzle outflow cross-section adjustment is required to match the operating point of the auxiliary compressor 45 which is, for example, a centrifugal compressor, always on, or near, the control line 77 to keep that roughly "parallel" to the surge line 106 the additional compressor is placed 20 ,
Für die Steuerung
des Stellmotors der Überschall-Düse 3 dient
die erste Steuerungsgruppe 55. Sie besteht aus vier Druck-Messdosen 56; 57; 58; 59 1 und 3,
die die Steuersignale von vier Messpunkten des Triebwerkes erhalten.
Die Signale für
das Druckverhältnis
des Zusatz-Verdichters 45: das ist für die Y-Achse des Verdichter-Kennfeldes, 20,
erhalten zwei Druck-Messdosen 56 und 57 von den
Mess-Punkten 48 vor, und 49 hinter dem Zusatz-Verdichter 45.
Die Sig nale für
den Massenfluß des
Zusatz-Verdichters 45, das ist für die X-Achse des Verdichter-Kennfeldes, 20,
erhalten die Druck-Messdosen 58 und 59 von den
Mess-Punkten 47 vor, und 48 hinter dem Rückkopplungs-Nebentrakt 29,
in den der Zwischen-Kühler 39 eingefügt ist.
Hierbei wächst
bei anwachsendem Massenfluß die
Druck-Differenz zwischen den beiden Messpunkten 47 und 48 infolge
des Kühler-Durchfluß-Widerstandes und
fällt bei
absinkendem Massenfluß entsprechend.For the control of the servomotor of the supersonic nozzle 3 serves the first steering group 55 , It consists of four pressure measuring boxes 56 ; 57 ; 58 ; 59 1 and 3 which receive the control signals from four measuring points of the engine. The signals for the pressure ratio of the additional compressor 45 : this is for the Y axis of the compressor map, 20 , get two pressure measuring boxes 56 and 57 from the measuring points 48 before and 49 behind the auxiliary compressor 45 , The sig nals for the mass flow of the additional compressor 45 , that is for the X-axis of the compressor map, 20 , get the pressure measuring boxes 58 and 59 from the measuring points 47 before and 48 behind the feedback sub-tract 29 in the intermediate cooler 39 is inserted. In this case, as the mass flow increases, the pressure difference between the two measuring points increases 47 and 48 due to the radiator flow resistance and correspondingly decreases with decreasing mass flow.
Den
Signalen der ersten Steuerungs-Gruppe 55 sind die Bewegungen
des Leistungshebels 54 des Triebwerkes überlagert, wobei in sein Gestänge eine,
z.B. hydraulische, Verzögerungs-Vorrichtung 107 eingefügt ist,
um bei "Gas-Rücknahme" dem kleineren Luftbedarf
der Brennkammer die abfallende Verdichter-Drehzahl anzupassen.The signals of the first control group 55 are the movements of the performance lever 54 superimposed on the engine, in his rod one, eg hydraulic, deceleration device 107 is inserted in order to adjust the decreasing compressor speed at "gas take-back" the smaller air requirement of the combustion chamber.
Die
erste Steuerungsgruppe 55 mit Druck-Messdosen ist nur die
einfachste Ausführungsform
der Steuerungsgruppe, die bei weiterer Entwicklung des erfindungsgemäßen Triebwerkes
durch z.B. piezoelektrische Druckmessgeber und elektronische Schaltkreise
ersetzt werden sollen.The first steering group 55 with pressure measuring boxes is only the simplest embodiment of the control group to be replaced in further development of the engine according to the invention by, for example, piezoelectric pressure transducer and electronic circuits.
Die
schnellere elektronische Signalübertragung
dürfte
den Vorteil haben, die Abweichungen der Betriebspunkte des Zusatz-Verdichters 45 von
der Steuerungslinie 77 im Verdichter-Kennfeld, 20,
möglichst klein
zu halten.The faster electronic signal transmission should have the advantage of the deviations of the operating points of the additional compressor 45 from the control line 77 in the compressor map, 20 to keep as small as possible.
Der
Zusatz-Verdichter 45 dient auch als Start-Verdichter für das ganze
erfindungegemäße Triebwerk. Er
erzeugt den Anfangsdruck in der Brennkammer 2 und setzt
den Start-Düsenstrahl 8 des
Stoßwellen-Verdichters 10 in
Gang. Dadurch wächst
auch der Druck in der Saugleitung des Zusatz-Verdichters 29,
der dadurch auch wieder einen höheren
Druck erzeugt. Dieses gegenseitige Druckerhöhungs-Spiel stuft sich gegenseitig
hoch, bis im Triebwerk das Leerlauf-Druckniveau erreicht ist.The additional compressor 45 Also serves as a start-up compressor for the whole invention engine. It generates the initial pressure in the combustion chamber 2 and sets the start jet 8th the shock wave compressor 10 in progress. This also increases the pressure in the suction line of the additional compressor 29 , which again produces a higher pressure. This reciprocal pressure boosting game levels each other up until the engine reaches the idle pressure level.
Der
Zusatz-Verdichter 45 kann ein mäßiges bis mittleres Druckverhältnis aufweisen
und ist z.B. ein Zentrifugal-Verdichter. Der Verdichter wird während des
Betriebes des erfindungegemäßen Triebwerkes
durch eine Hilfsmaschinen-Antriebsturbine 46 permanent
angetrieben.The additional compressor 45 may have a moderate to medium pressure ratio and is for example a centrifugal compressor. During the operation of the engine according to the invention, the compressor is driven by an auxiliary machine drive turbine 46 permanently powered.
Das
Gesamt-Druckverhältnis
des erfindungsgemäßen Triebwerkes
liegt aber wesentlich höher.
Wenn der Überschall-Gas-Injektor 1 ein
Druckverhältnis
von 12 : 1 hat und der Zusatz-Verdichter 45 noch einmal
ein Druckverhältnis
von 3 : 1 hat, ergibt das zusammen ein Druck verhältnis von:
12 × 3 : 1
= 36 : 1;The total pressure ratio of the engine according to the invention is, however, much higher. When the supersonic gas injector 1 has a pressure ratio of 12: 1 and the auxiliary compressor 45 Once again has a pressure ratio of 3: 1, this results in a pressure ratio of:
12 x 3: 1 = 36: 1;
Wenn
hingegen der Überschall-Gas-Injektor 1 ein
Druckverhältnis
von 15 : 1 hat und das Druckverhältnis
des Zusatz-Verdichters 45 noch einmal 4 : 1 ist, ergibt
das ein Gesamtdruckverhältnis
von:
15 × 4
: 1 = 60 : 1 u.s.w.If, however, the supersonic gas injector 1 has a pressure ratio of 15: 1 and the pressure ratio of the auxiliary compressor 45 4: 1 again, this results in a total pressure ratio of:
15 × 4: 1 = 60: 1, etc
Der
Zusatz-Verdichter wird vom elektrischen Starter-Motor 50 während des
Startvorganges angetrieben. Sobald der Überschall-Injektor 1 den
Gasdruck im Triebwerk auf Leerlaufniveau erhöht, übernimmt die Hilfsmaschinen-Antriebsturbine 46 den
Antrieb des Zusatz-Verdichters. Gleichzeitig treibt die Hilfsmaschinen-Antriebsturbine über das
Getriebe 51 auch die anderen Hilfsmaschinen 52 und
die Kraftstoffpumpe 53 an. Wegen des relativ kleinen Druckverhältnisses
des Zusatz-Verdichters 45 kann der elektrische Startermotor 50 eine
mäßige Leistung
aufweisen.The auxiliary compressor is powered by the electric starter motor 50 driven during the starting process. Once the supersonic injector 1 increases the gas pressure in the engine to idle level, takes over the auxiliary machine drive turbine 46 the drive of the additional compressor. At the same time, the auxiliary machine drive turbine drives over the transmission 51 also the other auxiliary machines 52 and the fuel pump 53 at. Because of the relatively small pressure ratio of the additional compressor 45 can the electric starter motor 50 have a moderate performance.
Der
Läufer
des Zusatz-Verdichters ist zweckmäßig fliegend ausgeführt, um
auf seiner heißen
Seite kein Lager zu benötigen.Of the
runner
the additional compressor is expediently designed to fly
on his hot
Page no bearing needed.
Der Überschall-Düsenstrahl
aus Düse 3 durchquert
den Ansaugstutzen und Lufteinlauf 25 des erfindungsgemäßen Triebwerkes,
der zwischen der Brennkammer 2 und dem Überschall-Stoßwellen-Verdichter 10 angeordnet
ist, so daß der
heiße Überschall-Gasstrahl 8 aus
der Düse 3 unmittelbar
auf die kalte Ansaugluft trifft. In diesem Bereich herrscht Unterdruck 125 im
Verhältnis
zur Außenatmosphäre, oder
auch Unterdruck zu einem Basisdruck bei Triebwerken mit geschlossenem
Kreislauf. Der Unterdruk und der, wie o.a., an seinem Außenmantel
längs-zerfurchte Überschall-Strahl 8 ergeben
eine optimale turbulente Vermischungszone zwischen Düsenstrahl
und Ansaugluft. Der Ansaugstutzen weist im wesentlichen eine kegelförmige und
nach innen zusammenlaufende Luftführung auf, wobei der äußere Einlauf
in den Ansaugstutzen z.B. radial 25, 1 und 3 sein
kann, aber auch rings um die Brennkammer 2 axial sein kann,
wenn es z.B. ein Luftstrahl-Triebwerk ist.The supersonic jet from nozzle 3 passes through the intake manifold and air inlet 25 the engine according to the invention, between the combustion chamber 2 and the supersonic shock wave compressor 10 is arranged so that the hot supersonic gas jet 8th from the nozzle 3 directly on the cold intake air. In this area there is negative pressure 125 in relation to the outside atmosphere, or also negative pressure to a base pressure in engines with closed circuit. The Unterdruk and, as mentioned above, on its outer shell longitudinally-furrowed supersonic jet 8th give an optimal turbulent mixing zone between jet and intake air. The intake manifold has substantially a conical and inwardly converging air duct, wherein the outer inlet into the intake, for example radially 25 . 1 and 3 can be, but also around the combustion chamber 2 may be axial, for example if it is an air jet engine.
Das
erfindungsgemäße Triebwerk
hat auch noch eine zweite Steuerungsgruppe 30, die zur
Durchfluß-Querschnitts-Regelung
der Arbeitsturbine 82 oder alternativ der Schub-Düse 85 dient.The engine according to the invention also has a second control group 30 Related to the flow-rate control of the power turbine 82 or alternatively the thrust nozzle 85 serves.
Aus
den oberen Ausführungen
bezüglich
des Überschall-Injektors 1 geht
hervor, daß die
Durchfluß-Querschnitte
der Arbeitsturbine bzw. der Schubdüse veränderlich sein müssen, um
den Abstand 15 des geraden Verdichtungs-Stoßes 14 im
Ende des Stoßwellen-Verdichters 10 örtlich zu
stabilisieren. Dafür
dienen zwei Druckentnahme-Messpunkte 27 und 28 in
den Wänden
des Stoßwellen-Verdichters,
nahe vor und hinter der Soll-Ortslage
des geraden Verdichtungsstoßes 14 (Literatur
V, am Ende der Beschreibung). Die Druckentnahme-Messpunkte übertragen über die
Leitungen 33 und 34 Druck-Steuerimpulse zu zwei
Druck-Messdosen 31 und 32, die sie in elektrische
Steuer-Impulse wandeln, den Durchfluß-Querschnitt des Turbinen-Düsenkranzes 83 der
Arbeitsturbine 82 verändern,
wenn es ein IZ-Turbinen-Triebwerk ist, 1; oder
den Durchfluß-Querschnitt
der Schubdüse 85 verändern, wenn
es ein IZ-Luftstrahl-Triebwerk ist, 3.From the above with respect to the supersonic injector 1 shows that the flow cross-sections of the power turbine or the exhaust nozzle must be variable to the distance 15 of Straight Compaction Bump 14 in the end of the shock wave compressor 10 to stabilize locally. This is done by two pressure measuring points 27 and 28 in the walls of the shock wave compressor, close in front of and behind the target location of the straight compression shock 14 (Literature V, at the end of the description). The pressure sampling points transmitted via the lines 33 and 34 Pressure control pulses to two pressure measuring cells 31 and 32 They convert them into electrical control impulses, the flow cross-section of the turbine nozzle ring 83 the power turbine 82 change if it's an IZ turbine engine, 1 ; or the flow cross-section of the exhaust nozzle 85 change if it's an IZ air jet engine, 3 ,
Die
Schubdüse 85 ist
auch eine Kombi-Überschall-Verstelldüse, sie
hat denselben prinzipiellen Aufbau wie die Kombi-Überschall-Verstell- Düse 3 der
Brennkammer und besteht auch aus einer Ringhalsdüse und einer in ihr koaxial
angeordneten Lavaldüse,
wobei die Ringhalsdüse
geometrisch veränderbar
ist. Die Düse
hat einen Verstell-Schieber 69 in Rohrform mit an seiner
Außenseite
sternförmig
angeordneten und radial nach außen
weisenden Stütz-Streben,
wobei die Außenkontur
des Schiebers jeweils beiderseits der Streben gemäß der sog.
Flächenregel
der Gasdynamik eingezogen ist 90, einem Einlauftrichter 70 aus
technischer Keramik, die hochtemperaturbeständig und wärmeleitend ist, damit den in
der Düse
sich entspannenden Gasen Wärme
zugeführt
wird 122, wie im Kreisprozess, 25 dargestellt,
einem Betätigungsring 87,
an den die o.a. Stütz-Streben
des Verstell-Schiebers 69 befestigt sind und einem Verstellmechanismus 88.The exhaust nozzle 85 is also a combination supersonic adjustment, it has the same basic structure as the combination supersonic adjustment nozzle 3 the combustion chamber and also consists of a Ringhalsdüse and coaxially arranged in her Laval nozzle, wherein the Ringhalsdüse is geometrically variable. The nozzle has an adjustment slide 69 in tubular form with a radially arranged on its outer side radially outwardly facing support struts, wherein the outer contour of the slider is retracted on both sides of the struts according to the so-called. Area rule of the gas dynamics 90 , an inlet funnel 70 made of technical ceramics, which is resistant to high temperatures and heat, so that heat is released into the gases that relax in the nozzle 122 as in the cycle, 25 shown, an actuating ring 87 , to which the above support struts of the adjustment slide 69 are attached and an adjustment mechanism 88 ,
Die
Verstellung des Durchfluß-Querschnittes
der Schubdüse 85 erfolgt
auch durch hin-und her Längsverschiebung
des Verstell-Schiebers 69, des Einlauftrichters 70 und
des Betätigungsringes 87,
was den Düsen-Ringhals-Querschnitt
verändert.
Der Betätigungsring
ist an mindestens drei Roll-Spießen des Verstell-Mechanismus 88 befestigt
und Antriebs-Ritzel
der Spieße
sind untereinander durch einen sternförmigen Kardanwellen-Zug verbunden.
Der Verstellmechanismus 88 hat einen Stellmotor, der die
Verstellsignale der Druck-Messdosen 31 und 32 in
Steuerbewegungen umsetzt.The adjustment of the flow cross-section of the exhaust nozzle 85 is also done by back and forth longitudinal displacement of the adjusting slide 69 , the inlet funnel 70 and the actuating ring 87 , which alters the nozzle ring neck cross section. The actuation ring is connected to at least three roll spits of the adjustment mechanism 88 attached and drive pinion of the skewers are interconnected by a star-shaped cardan shaft train. The adjustment mechanism 88 has a servomotor that controls the displacement of the pressure cells 31 and 32 into tax movements.
Das
Funktionsprinzip der zweiten Steuerungsgruppe 30 beruht
darauf, daß bei
Vorwärts-Wanderung des
geraden Verdichtungsstoßes 14 in
die Position 14b im Stoßwellen-Verdichter 10,
in der Schubdüse 85 der Durchfluß-Querschnitt
etwas vergrößert wird,
was den geraden Verdichtungs- Stoß 14 wieder
zurückverlagert, während bei
Rückwärts-Wanderung
des geraden Verdichtungsstoßes 14 in
die Position 14a im Stoßwellen-Verdichter 10, in der Schubdüse 85 der
Durchfluß-Querschnitt
etwas verkleinert wird, was den geraden Verdichtungs-Stoß 14 wieder
vorverlagert.The operating principle of the second control group 30 based on the fact that in forward migration of the straight compression shock 14 in the position 14b in the shockwave compressor 10 , in the exhaust nozzle 85 the flow cross-section is slightly increased, what the straight compression shock 14 shifted back again, while in reverse migration of the straight compression shock 14 in the position 14a in the shockwave compressor 10 , in the exhaust nozzle 85 the flow cross-section is slightly reduced, what the straight compression shock 14 relocated again.
Beim
IZ-Turbinen-Triebwerk, 1, erfolgt die Steuerung des
geraden Verdichtungsstoßes 14 im Stoßwellen-Verdichter 10 auch
durch Veränderung
des Durchfluß-Querschnittes,
aber hier des Düsenkranzes 83 der
Arbeitsturbine 82.In the IZ turbine engine, 1 , the control of the straight compression shock takes place 14 in the shockwave compressor 10 also by changing the flow cross-section, but here the nozzle ring 83 the power turbine 82 ,
Die
Arbeitsturbine 82 ist z.B. zweistufig, 1,
und hat einen Düsenkranz 83,
der am Umfang mehrere gleichmäßig verteilte
Voll-Kreissegmente zwischen den Düsenschaufeln aufweist. Vor
dem Düsenkranz
ist eine Drehblende 79 mit ebenfalls vollen Abdeck-Kreissegmenten
angeordnet, deren jeweilige Breiten und Verteilung am Umfang den
Vollsegmenten des Düsenkranzes
entsprechen. Wenn die Abdeck-Kreissegmente der Drehblende 79 genau
vor den Vollsegmenten des Düsenkranzes 83 liegen,
hat der Düsenkranz
den größten Durchfluß-Querschnitt. Wird
die Drehblende etwas um die Längsachse
des Triebwerkes verdreht, verkleinert das den Durchfluß-Querschnitt
des Düsenkranzes.
Die Drehblende ist an ihrer Peripherie in einem DoppelTrocken-Kugellager
oder Rollenlager 81 gelagert, was Steuer-Drehbewegungen
der Drehblende nach beiden Drehrichtungen ermöglicht. Für die Drehbewegungen der Drehblende
dient ein Verstellmechanismus 108 mit Stellmotor, der seine
Steuersignale von der zweiten Steuerungsgruppe 30 über die
Druck-Messdosen 31 und 32, 1, erhält.The power turbine 82 is eg two-stage, 1 , and has a nozzle wreath 83 having at the periphery a plurality of evenly distributed full circle segments between the nozzle vanes. In front of the nozzle ring is a rotary shutter 79 also arranged with full cover circle segments whose respective widths and distribution on the circumference correspond to the full segments of the nozzle ring. When the cover circle segments of the rotary shutter 79 right in front of the full segments of the nozzle ring 83 lie, the nozzle ring has the largest flow cross-section. If the rotary shutter is rotated slightly around the longitudinal axis of the engine, this reduces the flow cross-section of the nozzle ring. The rotary shutter is on its periphery in a double dry ball bearing or roller bearing 81 stored, which allows rotational control movements of the rotary shutter after both directions of rotation. For the rotational movements of the rotary aperture is an adjusting mechanism 108 with servomotor, which receives its control signals from the second control group 30 via the pressure measuring boxes 31 and 32 . 1 , receives.
Das
Funktionsprizip der Steuerungsgruppe 30 beruht hierbei
auf der gleichen Weise wie bei der o.a. Überschall-Schubdüse 85.
Bei Vorwärts-Wanderung des geraden
Verdichtungsstoßes 14 in
die Position 14b im Stoßwellen-Verdichter 10,
wird der Düsenkranz-Durchfluß-Querschnitt
der Arbeitsturbine 82 etwas vergrößert, was den geraden Verdichtungs-Stoß 14 wieder
zurückverlagert;
während
bei Rückwärts-Wanderung
des geraden Verdichtungsstoßes 14 in
Position 14a im Stoßwellen-Verdichter 10,
der Düsenkranz-Durchfluß-Querschnitt
der Arbeitsturbine 82 etwas verkleinert wird, 17 und 18,
was den geraden Verdichtungsstoß 14 wieder
vorverlagert (Noch einmal Literatur V, am Ende der Beschreibung).The functional principle of the control group 30 in this case is based on the same manner as in the above supersonic exhaust nozzle 85 , In forward migration of the straight compression shock 14 in the position 14b in the shockwave compressor 10 , becomes the nozzle crown flow cross-section of the power turbine 82 slightly increased what the straight compression shock 14 shifted back again; while in backward migration of the straight compression shock 14 in position 14a in the shockwave compressor 10 , The power turbine nozzle flow cross-section 82 something is reduced, 17 and 18 what the straight compression shock 14 again vorverlagert (again literature V, at the end of the description).
Die
zweite Steuerungsgruppe 30 mit Druck-Messdosen ist nur
die einfachste Ausführungsform
der Steuerungsgruppe, die bei weiterer Entwicklung des erfindungsgemäßen Triebwerkes
durch z.B. piezoelektrische Druckmessgeber und elektronische Schaltkreise
ersetzt werden sollen. Die elektronische Signalübertragung dürfte den
Vorteil einer kürzeren
Ansprechzeit haben, womit man den Abstand 15 zwischen dem
geraden Verdichtungsstoß 14 und
dem Halsquerschnitt 13 des Stoßwellen-Verdichters 10 noch kleiner
halten könnte. Damit
könnte
man den Druck am Ende des Diffusors 16 und in der Entmischungskammer 19 noch
etwas erhöhen, 1; 3; 18,
und den Wirkungsgrad des Triebwerkes noch etwas verbessern.The second control group 30 with pressure measuring boxes is only the simplest embodiment of the control group to be replaced in further development of the engine according to the invention by, for example, piezoelectric pressure transducer and electronic circuits. The electronic signal transmission should have the advantage of a shorter response time, bringing the distance 15 between the straight compression shock 14 and the neck cross section 13 the shock wave compressor 10 could keep even smaller. This could be the pressure at the end of the diffuser 16 and in the segregation chamber 19 to increase something else, 1 ; 3 ; 18 , and the efficiency of the engine to improve something.
Für Elektrizitäts-Werke,
aber auch für
andere große
Antriebe, z.B. Schiffe, Lokomotiven e.t.c., dürfte es vorteilhaft sein, dem
erfindungsgemäßen Triebwerk
auch noch einen Dampf-Kreislauf, 6, hinzuzufügen. Dabei
kann die Wärme
des Stoßwellen-Verdichters 10 zur
Speisewasser-Vorwärmung 97,
der Auspuffkanal 109 zur Dampferzeugung 98 und
der Zwischenkühler 39 zur
Dampfüberhitzung
genutzt werden. Der Dampfkreislauf würde dabei die sonst an die
Luft abgegebene Restwärme
auch nutzen und den Gesamt-Wirkungsgrad des Triebwerkes weiter optimieren.
- – Außerdem ist
eine vereinfachte Ausführungsform
des erfindungsgemäßen Injektor-Zentrifugen-Turbinen/Luftstrahl-Triebwerkes
mit der Bezeichnung Simplex-Triebwerk vorgesehen.
For electricity works, but also for other large drives, eg ships, locomotives etc, it might be advantageous for the engine according to the invention also a steam cycle, 6 to add. This can be the heat of the shock wave compressor 10 for feedwater preheating 97 , the exhaust channel 109 for steam generation 98 and the intercooler 39 be used for steam overheating. The steam cycle would also use the residual heat that would otherwise be released into the air and further optimize the overall efficiency of the engine. - - In addition, a simplified embodiment of the injector centrifugal turbine / air jet engine according to the invention with the name simplex engine is provided.
Das
Simplex-Injektor-Zentrifugen-Turbinen-Triebwerk als auch das Simplex-Injektor-Zentrifugen-Luftstrahl-Triebwerk
hat keinen mitwirkenden und permanent angetriebenen Zusatz-Verdichter 45 und
keinen Zwischen-Kühler 39.
Der Zusatz-Verdichter 45 dient nur als Start-Gebläse für das gesamte
Triebwerk, wofür
er vom elektrischen Startermotor 50 periodisch angetrieben
wird. Sobald das Triebwerk anspringt, wird der el. Startermotor
abgeschaltet. Damit stoppt auch der Zusatz-Verdichter und danach
strömt
die im Überschall-Injektor 1 verdichtete
sauerstoff-angereicherte Gas-Fraktion durch das Gehäuse des
gestoppten Zusatz-Verdichters direkt in die Brennkammer 2.
Alternativ wird der Startvorgang des Simplex-IZT/L-Triebwerkes auch mit
Hilfe einer pyrotechnischen Kartusche vorgesehen. Das kann entweder,
wie aus der Luftfahrttechnik bekannt, mittels einer kleinen Turbine
erfolgen, die durch die pyrotechnische Kartusche beaufschlagt wird
oder der Startvorgang des erfindungegemäßen Triebwerkes wird direkt
durch den Strömungs-Impuls
der pyrotechnischen Kartusche auf den Strömungsvorgang im Triebwerk eingeleitet.The Simplex Injector Centrifugal Turbine Engine as well as the Simplex Injector Centrifuge Air Jet Engine has no co-acting and permanently driven auxiliary compressor 45 and no intermediate cooler 39 , The additional compressor 45 serves only as a starting fan for the entire engine, for which he is from the electric starter motor 50 is driven periodically. As soon as the engine starts, the el. Starter motor is switched off. This also stops the additional compressor and then flows in the supersonic injector 1 compressed oxygen-enriched gas fraction through the housing of the stopped additional compressor directly into the combustion chamber 2 , Alternatively, the starting process of the simplex IZT / L engine is also provided with the aid of a pyrotechnic cartridge. This can either, as known from aviation technology, take place by means of a small turbine, which is acted upon by the pyrotechnic cartridge or the starting process of the engine according to the invention is initiated directly by the flow impulse of the pyrotechnic cartridge on the flow process in the engine.
Das
Simplex-Injektor-Zentrifugen-Turbinen/Luftstrahl-Triebwerk hat eine
kleinere Gesamt-Verdichtung und einen kleineren, aber doch noch
respektablen, Wirkungsgrad. Der dazugehörige Kreisprozess im T,s – Diagramm
ist in 25 mit punktierter Linie 123 dargestellt.
Erläutert
ist das T,s – Diagramm
in der Beschreibung zu 25.The Simplex Injector Centrifuge Turbine / Air Jet Engine has a smaller total compression and a smaller but still respectable efficiency. The associated cycle in the T, s diagram is in 25 with dotted line 123 shown. Explained is the T, s diagram in the description 25 ,
Das
Simplex-Triebwerk hat auch noch eine besondere Bedeutung als Notfall-Triebwerk.The
Simplex engine also has special significance as an emergency engine.
Sollte
beim erfindungegemäßen IZ-Luftstrahl-Triebwerk
als Flugzeugantrieb, z.B. bei einer Atlantik-Überquerung, der Zusatz-Verdichter 45 – durch
Lagerschaden oder aus anderen Gründen – ausfallen,
verwandelt sich das erfindungegemäße Triebwerk automatisch, d.i.
ohne Zutun des Piloten, in ein Simplex-IZ-Luftstrahl-Triebwerk und
kann ohne Unterbrechung das Flugzeug weiter antreiben! Wegen der
verringerten Verdichtung und dem verringerten Wirkungsgrad, muß der Pilot
mehr "Gas" geben, wenn er die
vorherige Leistung in etwa aufrecht erhalten will. Das erhöht aber
den Verbrauch.Should the erfindungegemäßen IZ air jet engine as aircraft propulsion, for example in an Atlantic crossing, the additional compressor 45 - due to bearing damage or other reasons - fail, ver the engine according to the invention changes automatically, ie without the intervention of the pilot, into a simplex IZ air jet engine and can continue to drive the aircraft without interruption! Because of the reduced compression and the reduced efficiency, the pilot must give more "gas" if he wants to maintain the previous performance approximately. This increases the consumption.
Dabei
verlagert sich im Kreisprozess, T,s-Diagramm 25, die
Wärmezufuhr
von der Isobare des Zusatz-Verdichters 45 (2) automatisch
auf die (mittig gezeigte) Isobare des Stoßwellen-Verdichters 10.At the same time, T's diagram shifts in the cycle 25 , the heat input from the isobaric of the auxiliary compressor 45 (2) automatically to the (in the middle shown) isobars of the shock wave compressor 10 ,
Diese
automatische Verwandlung gilt auch für das erfindungsgemäße Injektor-Zentrifugen-Turbinen-Triebwerk
(IZT-Triebwerk).These
automatic transformation also applies to the injector centrifugal turbine engine according to the invention
(IZT engine).
Die
vorhergehende Beschreibung und die Zeichnungen präsentieren
bevorzugte Ausführungsformen der
Erfindung. Es sind aber auch Aggregate und Teile von Raketen-Triebwerken,
von Systemen für
Elektrizitäts-Werke
sowie Aggregate und Teile für
nichtmotorische Zwecke des allgemeinen Maschinenbaues mit eingeschlossen,
die auch dem Sinn und der Konzeption der vorliegenden Erfindung
entsprechen.The
previous description and present the drawings
preferred embodiments of
Invention. But there are also aggregates and parts of rocket engines,
of systems for
Electricity works
as well as aggregates and parts for
including non-motor purposes of general engineering,
also the sense and conception of the present invention
correspond.
LITERATUR – HINWEISE
von I bis V.LITERATURE - NOTES
from I to V.
LITERATUR ILITERATURE I
Erläuterung: Explanation:
In
einer parallelen Strömung
mit Überschall-Geschwindigkeit
aus einer länglich
rechteckigen Mündung in
ein Überdruckgebiet,
entstehen an den Mündungskanten
flache schräge
Verdichtungswellen.In
a parallel flow
with supersonic speed
from an oblong
rectangular mouth in
an overpressure area,
arise at the mouth edges
flat angle
Compression waves.
Literaturtext:Literature Text:
-
1). "Bei
Strahlen, die aus kreisförmigen Öffnungen
kommen, sind die Verhältnisse
wegen der kegelförmigen Durchkreuzungen
der Wellen, durch die sie stark verändert werden, weit weniger
einfach".
Quelle:
Prof.Dr.L.Prandtl: "Führer durch
die Strömungslehre" 1944, Seite 257,
Zeilen 8 bis 15.1). "When
Rays coming out of circular openings
come, are the circumstances
because of the conical crossings
the waves that change them a great deal less
easy".
Source:
Prof.Dr.L.Prandtl: "Guide through
The Fluid Mechanics "1944, page 257,
Lines 8 to 15.
-
2). ** Die vorerwähnte
Analyse gilt für
einen rechtwinkligen Diffusor-Einlauf. Die gleiche Grundregel gilt
für einen
Spieß und
einen Doppelspieß für die Auslösung von
schrägen
konischen Stoßwellen,
bevor die angesaugte Luft... **
Quelle: Oswatitsch: "The Efficiency of
Schock-Diffusers, NACA Tech Memo 1140, 1947.
Folglich: entstehen
bei Strahlen aus kreisförmigen Öffnungen
kegelige Verdichtungs-Wellen.2). ** The aforementioned
Analysis applies to
a rectangular diffuser inlet. The same basic rule applies
for one
Spit and
a double skewer for the release of
bevel
conical shockwaves,
before the sucked air ... **
Source: Oswatitsch: "The Efficiency of
Shock Diffusers, NACA Tech Memo 1140, 1947.
Consequently: arise
for rays from circular openings
Tapered compression waves.
LITERATUR IILITERATURE II
-
Eine analoge Strömungskonfiguration
aus der Luftfahrt. Fig.11–16 ** Spieß und Diffusor-Einlauf
für hohe
Druckverhältnisse
bei Überschall-Geschwindigkeiten
**
Quelle: K. Oswatitsch, The Efficiency of Shock Diffusers,
NACA Tech. Memo. 1140, 1947. Fig.11–20 ** Überschall-Flugzeug-Lufteinlauf-System
mit festem Einlauf-Querschnitt
und Triebwerk-Bypass-System für
die Überschuß-Luft **. Quelle:
L.M.Randall, Designing Air Induction Systems for Supersonic Aircraft,
SAE Journal, 70:61 (November, 1962). An analog aviation flow configuration. Fig.11-16 ** Spit and diffuser inlet for high pressure conditions at supersonic speeds ** Source: K. Oswatitsch, The Efficiency of Shock Diffusers, NACA Tech. Memo. 1140, 1947. Fig.11-20 ** Supersonic Aircraft Air Intake System with Fixed Inlet Cross Section and Engine Bypass System for Excess Air **. Source: LM Randall, Designing Air Induction Systems for Supersonic Aircraft, SAE Journal, 70:61 (November, 1962).
LITERATUR IIILITERATURE III
-
Ein analoges Strömungsverhalten
aus der Luftfahrt. Fig.3
** System eines Überschall-Einlaufes,
das die Wirkungsweise des Zentralkörpers und der Bypass-Klappen
veranschaulicht **. Fig.5
** Angesprungener Zustand, zeigt den geraden Verdichtungsstoß, der etwas
stromabwärts
des Halsquerschnittes steht. Die Aufgabe der Steuerung ist, ihn
dort festzuhalten **. Fig.6
** Nichtangesprungener Zustand, zeigt den geraden Verdichtungsstoß, der jetzt
vor der Haubenlippe steht. Die Strömung ist unstetig, die Druck-Gewinnung
niedrig **. An analogous flow behavior from aviation. Fig.3 ** Supersonic inlet system illustrating the operation of the central body and the bypass flaps **. Fig.5 ** Jumped condition, shows the straight compression shock, which is slightly downstream of the throat cross-section. The task of the controller is to hold it there **. Fig.6 ** Not jumped condition, shows the straight compression shock, which now stands in front of the hood lip. The flow is discontinuous, the pressure recovery low **.
Text: Text:
-
** Wenn der gerade Verdichtungsstoß leicht stromabwärts des
Halsquerschnittes steht, arbeitet der Lufteinlauf mit dem höchsten Wirkungsgrad.
Die Verkleinerung der Bypass-Strömung
verschiebt den geraden Verdichtungsstoß dichter an den Halsquerschnitt,
mit Verbesserung der Druck-Rückgewinnung.** If the straight compression stroke is slightly downstream of the
Neck cross-section is working, the air inlet with the highest efficiency.
The reduction of the bypass flow
shifts the straight compression joint closer to the throat cross section,
with improvement of pressure recovery.
-
Eine automatische Steuerung ist im Gebrauch, um diesen Zustand
zu erlangen. Die Steuerung misst den Kanal-Druck und positioniert
die Bypass-Klappen so, daß der
Stoß stromabwärts des
Halsquerschnittes gehalten wird, ohne ihn auszustoßen. 5 zeigt
das Strömungs-Muster
und die Stromlinien, wenn der Einlauf auf diese Weise arbeitet **.
Quelle:
SAE Journal, October 1967, Volume 75, Number 10.Automatic control is in use to achieve this condition. The controller measures the channel pressure and positions the bypass flaps so that the shock is maintained downstream of the throat cross-section without expelling it. 5 shows the flow pattern and streamlines when the inlet works this way **. Source: SAE Journal, October 1967, Volume 75, Number 10.
LITERATUR IVLITERATURE IV
-
Text: "Die Ähnlichkeit
der Strömung
durch eine Düse
mit den Vorgängen
beim Überströmen von
Wasser über ein
Wehr ist unverkennbar. In der Tat spielt dort die Grundwellengeschwindigkeit
dieselbe Rolle, wie hier die Schallgeschwindigkeit".Text: "The similarity
the flow
through a nozzle
with the operations
when overflowing
Water over one
Weir is unmistakable. In fact, the fundamental wave speed is playing there
same role as here the speed of sound ".
-
Prof. Dr. L. Prandtl, "Führer durch
die Strömungslehre", 1944, Seite 250.Prof. Dr. L. Prandtl, "Leader through
Fluid Mechanics ", 1944, page 250.
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Bezug: Züricher
Dissertation von E. Freiswerk, in Mitteilungen aus dem Institut
für Aerodynamik
an der E.T.H. Zürich,
Heft 7 (1938).Cover: Zurich
Dissertation by E. Freiswerk, in Communications from the Institute
for aerodynamics
at E.T.H. Zurich,
Issue 7 (1938).
LITERATUR VLITERATURE V
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Eine analoge Anordnung der Druckentnahme-Messpunkte und
eine analoge Funktionsweise der Orts-Stabilisierung des geraden
Verdichtungsstoßes
aus der Luftfahrt.An analogous arrangement of the pressure measuring points and
an analogue operation of the positional stabilization of the even
shock wave
from aviation.
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** Meßsonden
sind im Bereich des geraden Verdichtungsstoßes angebracht, um auf die
Verdichtungsstoß-Bewegungen
entlang des Kanals zu reagieren **.** measuring probes
are mounted in the area of the direct compression shock to the on the
Shock wave movements
to react along the canal **.
Fig.8
** Angenommenes SST(Überschall-Verkehrsflugzeug)
Einlauf-Steuerungs-System,
das die Primär-und Nebensteuerung
zeigt **.
Quell: SAE Journal, October 1967, Volume 75, Number
10. Fig.8 ** Assumed SST (supersonic airliner) intake control system showing primary and secondary control **. Source: SAE Journal, October 1967, Volume 75, Number 10.