DE1208947B

DE1208947B - Supersonic burner for supersonic air flow in a supersonic recoil engine

Info

Publication number: DE1208947B
Application number: DEG35670A
Authority: DE
Inventors: Juergen Hans Lambrecht
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1961-08-17
Filing date: 1962-08-08
Publication date: 1966-01-13

Description

überschallbrenner für eine überschallluftströmung in einem Überschallrückstoßtriebwerk Die Erfindung bezieht sich auf einen Überschallbrenner für eine Überschalluftströmung in einem Oberschalfrückstoßtriebwerk, der mit einem Rohr versehen ist, welches eine innere konvergent-divergente Form aufweist und welche die Kraftstoffeinspritzungseinrichtung umgibt, welche Kraftstoff stromabwärts in der Nähe des Halsteiles des Rohres stromab einspritzt.supersonic burner for a supersonic air flow in a supersonic recoil engine The invention relates to a supersonic burner for supersonic air flow in an upper shell recoil engine, which is provided with a tube, which is a having inner convergent-divergent shape and which the fuel injector surrounds which fuel downstream near the neck portion of the pipe downstream injects.

Bei einem bekannten Triebwerk ist ein Einlaß vorgesehen, der eine konvergent-divergente Ausbildung hat. Dieser Einlaß umgibt eine venturiartige Kraftstoffeinspritzvorrichtung. Diese Einspritzvorrichtung weist einen Auslaß auf, der etwa im Halsteil des Einlasses angeordnet ist. Bei einer derartigen Ausbildung ist es nicht möglich, normale Schockwellen am Einlaß bei einem Betrieb mit Überschallgeschwindigkeiten zu vermeiden. Es handelt sich hierbei um einen Einlaß mit einer sogenannten inneren Kompression, in welchem sich stehende Schockwellen ausbilden können, die zu erheblichen Verlusten führen, wie es im folgenden noch dargelegt werden soll.In a known engine, an inlet is provided which has a convergent-divergent design. This inlet surrounds a venturi type fuel injector. This injection device has an outlet which is arranged approximately in the neck part of the inlet. With such a design it is not possible to avoid normal shock waves at the inlet when operating at supersonic speeds. This is a so-called internal inlet having a compression, in which can be detached shock waves form, the f significant losses ühren, as it should be stated in f olgenden.

Es ist ferner eine Brennkammer für ein Strahltriebwerk bekannt, bei weicher ein Venturirohr innerhalb eines Rohres angeordnet ist. Der Kraftstoff wird stromaufwärts von der Öffnung im Venturirohr eingespritzt. Mit einem derartigen Brenner können aber die Probleine nicht gelöst werden, die bei einem Überschallbetrieb auftreten.It is also known a combustion chamber for a jet engine at softer a Venturi tube is arranged within a tube. The fuel will injected upstream of the opening in the venturi. With such a Burner, however, cannot solve the problem that occurs with supersonic operation appear.

Bei Flügen mit hoher Mach-Zahl, wobei unter dem Begriff »hoher Mach-Zahl« die Mach-Zahl 6 und darüber zu verstehen ist, ist im Gegensatz zur üblichen Unterschallverbrennung in Luftstautriebwerken eine Überschallverbrennung wünschenswert. Wenn eine derartige Verbrennung erzielt werden kann, werden die Druckveriuste im Einlaßleitbereich und die Verluste, die durch eine unvollständige Wiedervereinigung der dissoziierten Verbrennungsprodukte in der Ausgangsdüse hervorgerufen werden, herabgesetzt, was zu einer Verbesserung des Brennstoffverbrauchs des Triebwerk-es führt.In the case of flights with a high Mach number, where the term “high Mach number” is to be understood as Mach number 6 and above, supersonic combustion is desirable, in contrast to the usual subsonic combustion in air storage engines. When such a combustion can be achieved, the Druckveriuste in Einlaßleitbereich and the losses caused by incomplete reunification of the dissociated products of combustion in the exit die, lowered, the engine-es ührt to an improvement of fuel consumption f.

Bei Unterschallverbrennungssysteinen wird die Einlaßluft hoher Mach-Zahl durch Stoßwellen mit den diesen anhaftenden Verlusten in einer Einlaßleitvorrichtung auf eine Unterschallgeschwindigkeit zum Einspritzen des Brennstoffes und zur Durchführung der Verbrennung abgebremst. Bei Flügen mit Mach-Zahlen 6 und darüber ist die Druckausbeute in derartigen Systemen 30"/, oder weniger. Dies bedeutet, daß mehr als 70",.1, des theoretisch verfügbaren Druckes in Form von Wärme und Turbulenz verlorengeht. Bei Überschallverbrennungssystemen wird die Einlaßluft hoher Mach-Zahl lediglich auf eine Überschallgeschwindigkeit abgebremst. Daraus ergibt sich durch die geringeren Stoßwellenverluste eine höhere Druckausbeute. Da in beiden Fällen der Austrittsdüsendruck in Geschwindigkeit umgewandelt wird, entspricht ein Verlust in verfügbarem Druck einem Verlust von Austrittsgeschwindi,-,keit und deshalb einem Schubverlust und einem Leistungsverlust.In the case of subsonic combustion systems, the intake air with a high Mach number is decelerated to a subsonic speed by shock waves with the associated losses in an intake guide device in order to inject the fuel and carry out the combustion. For flights with Mach numbers of 6 and above, the pressure yield in such systems is 30 "or less. This means that more than 70" .1 of the theoretically available pressure is lost in the form of heat and turbulence. In supersonic combustion systems, the high Mach intake air is only decelerated to supersonic speed. This results in a higher pressure yield due to the lower shock wave losses. Since in both cases the exit nozzle pressure is converted to velocity, a loss in available pressure corresponds to a loss of exit velocity and therefore a loss of thrust and power.

Weiterhin ruft bei Flügen mit hohen Geschwindigkeiten eine Abbremsung der Eintrittsluft auf Unterschallgeschwindigkeiten hohe statische Temperaturen am Verbrennungskammereinlaß hervor und Temperaturen am Verbrennungskammerauslaß, die derart hoch sind, daß die Dissoziation der Austrittgase begünstigt wird, wodurch sich ein erheblicher Leistungsverhist ergibt. Wenn bei einer Überschallverbrennung die Temperaturen in der Verbrennungskammer durch ein Verlan-Samen der Luft wegen der Stoßwellen geringer gehalten werden, ergibt sich hieraus eiiie geringere Dissoziation und ein wirkungsvollerer thermodynamischer Prozeß, und der Brennstoffverbrauch des Triebwerkes wird verbessert. Ob- wohl die Erfindung in erster Linie bei Mach-Zahleii 6 und darüber verwendbar ist, ist die Erfindung nicht auf diesen Bereich beschränkt. Bei diesen hohen Geschwindigkeiten bereitet die aerodynamische Erhitzung derartige Schwierigkeiten, daß flüssige Brennstoffe zur Kühlung von Teilen des Flugzeuges oder des Triebwerkes verwendet werden und daß diese Brennstoffe dabei verdampft werden, so daß der eingespritzte Brennstoff dampfförmig ist. Für die Zwecke der Erfindung kann jedoch ein flüssiger Brennstoff ebenfalls verwendet werden.Furthermore, during flights at high speeds, deceleration of the inlet air to subsonic speeds causes high static temperatures at the combustion chamber inlet and temperatures at the combustion chamber outlet which are so high that the dissociation of the exhaust gases is favored, which results in a considerable performance ratio. If, in a supersonic combustion, the temperatures in the combustion chamber are kept lower by a lengthening of the air due to the shock waves, this results in less dissociation and a more efficient thermodynamic process, and the fuel consumption of the engine is improved. Although the invention is primarily applicable to Mach numbers 6 and above, the invention is not limited to this area. At these high speeds, aerodynamic heating presents such difficulties that liquid fuels are used to cool parts of the aircraft or the engine and that these fuels are vaporized in the process, so that the injected fuel is vaporous. For the purposes of the invention, however, a liquid fuel can also be used.

Eines der Probleme, welche beim Einspritzen von Brennstoff in einen Überschalluftstrom auftreten, ist das der Mischung. Wegen der hohen Geschwindigkeiten, mit denen sich die Luft und der Brennstoff fortbewegen, ergibt eine Einspritzung in Richtung stromabwärts eine langsame Mischung über eine große axiale Länge. Weiterhin tritt durch den Mischprozeß ein Druckverlust oder ein Verlust an kinetischer Energie auf. Diese Nachteile werden erheblich, wenn Brennstoff mittels üblicher Einspritzdüsen in Luft eingespritzt wird, die sich mit Überschallgeschwindigkeit bewegt. Eine alternative Maßnahme ist das Einspritzen von Brennstoff unter einem rechten Winkel zum Luftstrom, welche lediglich zur Ausbildung unerwünschter Stoßwellen führt, da der Brennstoffstrahl im wesentlichen wie ein fester Stab wirkt, der in den Luftstrom hineinragt. Es ist wünschenswert, Brennstoff in einen Überschallstrom mit geringen Druckverlusten einzuspritzen und dabei noch eine ausreichende Mischung zu erzielen.One of the problems encountered with injecting fuel into a Supersonic airflow occurs, that of the mixture. Because of the high speeds, With which the air and the fuel move, results in an injection in the downstream direction, slow mixing over a large axial length. Farther a pressure loss or a loss of kinetic energy occurs due to the mixing process on. These disadvantages become significant when fuel is injected using conventional injection nozzles is injected into air moving at supersonic speeds. An alternative Measure is the injection of fuel at a right angle to the air flow, which only leads to the formation of undesirable shock waves, since the fuel jet essentially acts like a solid rod protruding into the air stream. It is desirable to inject fuel into a supersonic stream with low pressure drops and still achieve a sufficient mixture.

Erfindungsgemäß ist die Kraftstoffeinspritzvorrichtung als Dornkörper ausgebildet, der sich stromaufwärts zum Rohreinlaß erstreckt, um einen an sich bekannten Ringeinlaß mit äußerer Kompression durch schräge Stoßwellen für das Rohr zu bilden, und der Dornkörper weist einen Hohlraum auf, der mit einer unter Druck stehenden Kraftstoffzuleitung verbunden ist, und einen stromabwärts gerichteten Auslaß; der Dornkörperauslaß hat eine konvergent-divergente Form in der Richtung stromabwärts.According to the invention, the fuel injection device is designed as a mandrel body formed extending upstream of the pipe inlet to a known per se Forming ring inlet with external compression by oblique shock waves for the pipe, and the mandrel body has a cavity connected to a pressurized Fuel supply line is connected, and a downstream outlet; the The mandrel body outlet has a convergent-divergent shape in the downstream direction.

Durch die Erfindung wird eine Vorrichtung geschaffen, die eine Einspritzung von Kraftstoff in eine kleine Masse strömender Luft ermöglicht, die abgeteilt wurde und die auf eine kleinere Mach-Zahl gebracht wurde als der Hauptluftstrom, aus dem diese Masse abgeteilt wurde. Durch diese Vorrichtung ist eine anschließende Einspritzung des so erzeugten Kraftstoff-Luft-Gemisches in den Hauptstrom möglich. Um die Luft abzubremsen, weist die Einspritzvorrichtung einen Leitapparat auf, der wie ein Überschalleinlaß mit fester Geometrie aufgebaut ist und wie ein Überschalleinlaß mit fester Geometrie wirkt. Es handelt sich praktisch um einen Einlaß mit äußerer Kompression durch schräge Stoßwellen. Bei diesem Einlaß erfolgt der größte Teil der Kompression in vorteilhafter Weise außerhalb und wird durch den Dom bewirkt, der sich von der Kraftstoffeinspritzdüse aus nach vorn erstreckt. Der Dom lenkt die Luft aus der Längsachse ab. Durch eine entsprechende Bemessung des Rohres oder der Lufteinlaßhaube um den Dorn herum ist es möglich, alle die Luft aufzufangen, die durch den Querschnittsbereich der Einspritzvorrichtung aus dem Luftstrom ausgeblendet wird.The invention provides a device that has an injection of fuel flowing into a small mass of air that has been partitioned off and which has been reduced to a Mach number smaller than the main airflow from which this mass was divided off. This device is followed by an injection of the fuel-air mixture generated in this way into the main flow is possible. To the air To brake, the injection device has a nozzle, which acts like a supersonic inlet is constructed with a fixed geometry and like a supersonic inlet with a fixed geometry works. It is practically an inlet with external compression by angled Shock waves. At this inlet, most of the compression occurs more advantageously Way outside and is effected by the dome that extends from the fuel injector extends out forward. The dome deflects the air from the longitudinal axis. By a is appropriate sizing of the tube or air inlet hood around the mandrel it possible to capture all of the air passing through the cross sectional area of the injector is faded out from the air flow.

Mit besonderem Vorteil kann im Auslaß des Dornkörpers ein Mischelement vorgesehen sein.A mixing element can be particularly advantageous in the outlet of the mandrel body be provided.

Weiterhin kann es vorteilhaft sein, daß ein Kanal vorgesehen ist, der sich in der Mitte durch den Dornkörper derart hindurch erstreckt, daß eine senkrechte Stoßwelle am Kanaleinlaß ausgebildet wird, um eine Unterschalluftströmung durch den Dornkörperkanal hindurch zu erzeugen. Da dadurch die Luft im Kanal einen höheren statischen Druck aufweist als der gas-f örmige Brennstoff und die Luft in der ringförmigen Kammer zwischen dem Dorn und dem Rohr, entspannt sich diese Luft am Ende des Kanals plötzlich und ruft eine Kraft radialer Richtung hervor, die auf den Brennstoff einwirkt, der aus der Einspritzöffnung austritt. Der Mischvorgang, der durch die Scherkräfte zwischen den beiden Gasströmen hervorgerufen wird, wird auf diese Weise durch die Kräfte unterstützt, die in radialer Richtung wirken.Furthermore, it can be advantageous that a channel is provided which extends in the center through the mandrel body in such a way that a vertical shock wave is formed at the channel inlet in order to generate a subsonic air flow through the mandrel body channel. Thereby, since the air in the channel has a higher static pressure than the gas f örmige fuel and air in the annular chamber between the mandrel and the tube, this air suddenly relaxed at the end of the channel and produces a force radial direction indicate the acts on the fuel emerging from the injection port. The mixing process, which is caused by the shear forces between the two gas flows, is supported in this way by the forces which act in the radial direction.

In den Figuren der Zeichnungen sind Ausführungsbeispiele der Erfindung schematisch dargestellt. Es zeigt F i g. 1 eine Schemaskizze eines Überschalltriebwerkes, welche die typische Anordnung der Einspritzdüsen gemäß der Erfindung zeigt, F i g. 2 einen schematischen Querschnitt einer Einspritzdüse gemäß der Erfindung, F i g. 3 einen schematischen Querschnitt einer weiteren Ausführungsform der Einspritzdüse gemäß der Erfindung, F i g. 4 eine Schemadarstellung eines Teiles des Mischelementes am Dornauslaß und F i g. 5 eine Ansicht, genommen von der Linie 5-5 der F i g. 4, welche die Form eines Mischelementes zeigt.In the figures of the drawings, exemplary embodiments of the invention are shown schematically. It shows F i g. 1 is a schematic diagram of a supersonic engine showing the typical arrangement of the injection nozzles according to the invention, FIG . 2 shows a schematic cross section of an injection nozzle according to the invention, FIG. 3 shows a schematic cross section of a further embodiment of the injection nozzle according to the invention, FIG. 4 shows a schematic representation of part of the mixing element at the mandrel outlet and FIG . 5 is a view taken from line 5-5 of FIG . 4 showing the shape of a mixing element.

F i g. 1 zeigt in schematischer Form, in welcher Weise die Brennstoffeinspritzdüsen gemäß der Erfindung im Einlaß eines Überschallstoffstrahltriebwerkes angeordnet sein können. Das Triebwerk 10 ist rein schematisch dargestellt, da derartige Triebwerke bekannt sind. Die Kraftstoffeinspritzdüsen gemäß der Erfindung sind allgemein mit 11 bezeichnet und können im vorderen Ende des Einlasses des Triebwerkes und über diesen Einlaß verteilt angeordnet sein, wie es in F i g. 1 schematisch gezeigt ist. Die Anzahl der verwendeten Einspritzdüsen ist veränderlich, und zwar zur Anpassung an eine Anzahl von Faktoren, die für das Verständnis des Aufbaus und der Wirkungsweise der Einspritzdüse selbst nicht von Bedeutung sind. Die Anordnung der Einspritzdüsen im vorderen Ende erzeugt einen langen axialen Mischweg im Ausström- oder Leitabschnitt für eine Verbrennung im Hals des Stoßstrahltriebwerkes oder im Verbrennungsabschnitt. Es sei bemerkt, daß es sich bei der F i g. 1 lediglich um eine rein schematische Darstellung handelt, in der die Anordnung der Einspritzdüsen in einem typischen Überschalltriebwerk gezeigt werden soll. Die Einspritzdüsen können überall Verwendung finden, und die Verwendung dieser Einspritzdüsen ist weder auf die Anordnung noch auf das beschriebene Triebwerk beschränkt.F i g. Fig. 1 shows in schematic form in which way the fuel injection nozzles according to the invention can be arranged in the inlet of a supersonic fuel jet engine. The engine 10 is shown purely schematically, since such engines are known. The fuel injection nozzles according to the invention are indicated generally at 11 and can be arranged in the front end of the inlet of the engine and distributed over this inlet, as shown in FIG. 1 is shown schematically. The number of injectors used is variable to accommodate a number of factors which are not important to an understanding of the structure and operation of the injector itself. The arrangement of the injection nozzles in the front end creates a long axial mixing path in the exhaust or guide section for combustion in the throat of the jet engine or in the combustion section. It should be noted that FIG. 1 is merely a purely schematic representation in which the arrangement of the injection nozzles in a typical supersonic engine is to be shown. The injection nozzles can be used anywhere, and the use of these injection nozzles is neither limited to the arrangement nor to the engine described.

In F i g. 2 ist eine Einspritzdüse dargestellt. Um einen Teil der Luft des Überschalluftstromes aufzufangen, der in der Richtung der Pfeile 12 strömt, ist ein nach vorn oder stromaufwärts gerichteter Dorn 13 vorgesehen, der für einen noch zu beschreibenden Zweck hohl ausgebildet ist. Zum Auffangen der Luft wirkt mit dem Dorn ein Rohr 14 zusammen, welches den Dom umgibt und konzentrisch zum Dorn in einem Abstand von diesem, wie dargestellt, angeordnet ist. Um die eintretende Luft zu verlangsamen, ist die Innenwandung bzw. die innere Oberfläche des Rohres 14 als ein venturiartiges Glied ausgebildet, welches einen konvergierenden Teil 15 aufweist, der zu einem Halsabschnitt 16 hin konvergiert und dann im Ab- schnitt 17 zum stromabwärts gelegenen Ende 18 hin divergiert. Der Dorn 13 und das Rohr 14 sind derart ausgebildet und angeordnet, daß diese Teile einen äußeren ringförmigen Überschallverdichtungseinlaß bilden. Dadurch wird die gesamte Einlaßluft auf- gefangen, welche von der vorderen Zone des Rohres 14 abgeleitet wird. Die genaue Ausbildung eines solchen Einlasses, bei welchem normale Schockstöße vermieden werden und bei welchem lediglich schwache schräg verlaufende Stoßwellen auftreten, ist an sich bekannt, da Verluste längs schräg verlaufenden Vorrichtungen geringer sind, und die Erfindung ist nicht auf dieses Merkmal gerichtet, soweit dies nicht einen Teil der Gesamtkombination oder Gesamtanlage bildet. Ein geringer Teil einer großen Menge mit Überschall strömender Luft 12 wird durch den Einlaß der Ein- spritzdüse aufgefangen. Diese Luft wird abgebremst oder gestaut, wenn sie durch den konvergierenden Teil 15 des Rohres 14 geleitet wird. Es sei bemerkt, daß der Dorn in diesem Teil ebenfalls konvergiert, um mit dem Rohr 14 beim Stauen oder Abbremsen der Luft zusammenzuwirken. Es sei weiterhin bemerkt, daß die Luft, die durch den konvergierenden Teil 15 hindurchgeht, noch Überschallgeschwindigkeit hat, daß jedoch die Geschwindigkeit dieser Luft geringer ist als die Geschwindigkeit des äußeren Überschall- luftstromes 12. Diese Maßnahme ist getroffen, um den umfangreichen Übergang von Überschallgeschwindig- keit auf Unterschallgeschwindigkeit zu vermeiden und um auch die sich dabei einstellenden Druckverluste, auf die vorher Bezug genommen worden ist, zu ver- meiden. Die Luft wird zum Halsteil 16 hin abgebremst. Am Halsteil 16 liegt die Strömungsgeschwindigkeit der Luft noch im Überschallbereich. Mit dem Ausdruck »Halsteil« ist lediglich ein Bereich geringeren Quer- schnitts gemeint, und dieser Ausdruck bezieht sich nicht auf eine Strömungsgeschwindigkeit der Mach-Zahl 1, und um dieses allgemein klarzustellen, wurde zur Kennzeichnung der Konfiguration des Rohres 14 der Ausdruck »venturiähnlich«verwendet. Nachdem die Luft durch den Halsteil 16 hindurchgegangen ist, strömt sie mit Überschallgeschwinditgkei durch den divergierenden Abschnitt 17 hindurch und in den Hauptluftstrom 12 zurück. Um in den Überschalluftstrom im wesentlichen am Halsteil oder im wesentlichen nahe dem Halsteil Brennstoff einzuspritzen, weist der Dorn 13 eine stromabwärts gerichtete Öffnung 19 auf. Brennstoff wird über eine Leitung20 dem Innenraum des Dornes unter einem ausreichenden Druck zugeführt, um den Brennstoff in gewünschter Menge und mit gewünschter Geschwindigkeit ausstoßen zu können.In Fig. 2 shows an injection nozzle. In order to capture part of the air of the supersonic air flow flowing in the direction of arrows 12, a forward or upstream mandrel 13 is provided which is hollow for a purpose to be described. To collect the air, a tube 14 cooperates with the mandrel, which surrounds the mandrel and is arranged concentrically to the mandrel at a distance therefrom, as shown. To slow down the incoming air, the inner wall or the inner surface of the tube 14 is formed as a venturi-like member having a converging portion 15, which converges to a neck portion 16 to and then in the exhaust section 17 to the downstream end 18 diverges towards. The mandrel 13 and the tube 14 are designed and arranged such that these parts one outer annular supersonic compression inlet form. This means that all of the intake air is caught by the front zone of the tube 14 is derived. The exact training of such Inlet where normal shock shocks are avoided be and with which only weak oblique traversing shock waves occur is known per se, because of losses along inclined devices are lower, and the invention is not based on this Characteristic directed, insofar as this is not part of the Overall combination or overall system forms. A small part of a large amount with supersonic flowing air 12 is through the inlet of the inlet spray nozzle caught. This air is slowed down or jammed when converging through the Part 15 of the tube 14 is passed. It should be noted that the spike in this part also converges to with the pipe 14 when stowing or braking the Air to interact. It should also be noted that the air passing through the converging part 15 passes through, still has supersonic speed, However, that the speed of this air is lower is than the speed of the outer supersonic air flow 12. This measure is taken to reduce the extensive transition from supersonic ability to avoid subsonic speed and the resulting pressure losses, to which reference has been made before avoid. The air is slowed down towards the neck part 16. At the Neck part 16 is the flow velocity of the Air still in the supersonic range. With the expression "Neck part" is only an area of lesser transverse cut meant, and this term does not relate to a flow velocity of Mach number 1, and to clarify this in general, became Identification of the configuration of the tube 14 of the The term "venturi-like" is used. After the air has passed through the neck portion 16 , it flows at supersonic speed through the diverging section 17 and back into the main air flow 12. In order to inject fuel into the supersonic air flow essentially at the neck part or essentially near the neck part, the mandrel 13 has an opening 19 directed downstream. Fuel is fed via a line 20 to the interior of the mandrel under sufficient pressure to be able to eject the fuel in the desired quantity and at the desired speed.

Da der durch den Mischvorgang zwischen dem Brennstoff und der Luft hervorgerufene Verlust an kinetischer Energie oder an Druck sehr stark von der Mach-Zahl der Luft abhängt, bei welcher der Brennstoff eingespritzt wird, wird die Luft in der beschriebenen Weise gestaut oder abgebremst, um deren Mach-Zahl herabzusetzen und um damit die Verluste an kinetischer Energie oder an Druck beträchtlich herabzusetzen. Da die Mach-Zahl der Luft nahe dem Halsteil oder am Halsteil am kleinsten ist, wird an dieser Stelle der Brennstoff eingespritzt. Der Brennstoff kann entweder mit Schallgeschwindigkeit, mit Unterschallgeschwindigkeit oder mit Überschallgeschwindigkeit eingespritzt werden. Wenn die Dornöffnung 19 konvergierend ausgebildet ist, erfolgt die Brennstoffeinspritzung mit Schallgeschwindigkeit oder Unterschallgeschwindigkeit. Um die Verluste an kinetischer Energie bzw. an Druck so gering als möglich zu halten, ist die Dornöffnung19, wie dargestellt, vorzugsweise konvergierend-divergierend ausgebildet, um eine Überschallbrennstoffeinspritzung zu bewirken. In jedem Fall wird jedoch der Brennstoff in den Überschalluftstrom im Ringraum eingespritzt, und es ist eine Überschallbrennstoffeinspritzdüse vorhanden, da der Luftstrom einen Teil der Brennstoffeinspritzdfisenanordnung bildet. Die Überschalleinspritzung von Brennstoff wird bevorzugt, damit die Überschalluft im Ringraum den Brennstoff nicht auf die Luftgeschwindigkeit beschleunigen muß, was zu Verlusten führen würde. Eine Überschalleinspritzung verhindert demzufolge die großen Druckverluste oder die großen Verluste an kinetischer Energie, die eingangs erwähnt wurden. Die Öffnung 19 ist in der Weise dimensioniert, daß immer in der Einspritzdüse ein brennstoffreiches Gemisch sichergestellt ist, um ein gutes Gemisch zu erzeugen und um eine zusätzliche Mischung stromabwärts von der Einspritzdüse zu ermöglichen. Es ist zu erkennen, daß sich innerhalb der Grenzlinien 21 der gesamte Brennstoff befindet und daß sich innerhalb der Grenzlinien 22 und der inneren Wandung des divergierenden Teiles 17 Luft befindet. An der Kreuzungsstelle dieser Linien, wie beispielsweise an der Öffnung 19, tritt eine Mischung auf, und es ist zu erkennen, daß die Mischung durch den divergierenden Teil der Brennstoffeinspritzdüse hindurch stattfindet.Since the loss of kinetic energy or pressure caused by the mixing process between the fuel and the air depends very strongly on the Mach number of the air at which the fuel is injected, the air is dammed up or slowed down in the manner described Reduce the Mach number and thus considerably reduce the losses of kinetic energy or pressure. Since the Mach number of the air is smallest near the neck part or on the neck part, the fuel is injected at this point. The fuel can be injected at either sonic, subsonic, or supersonic speeds. If the mandrel opening 19 is designed to converge, the fuel injection takes place at the speed of sound or subsonic speed. In order to keep the losses of kinetic energy or pressure as low as possible, the mandrel opening 19, as shown, is preferably designed in a converging-diverging manner in order to bring about a supersonic fuel injection. In either case, however, the fuel is injected into the supersonic air stream in the annulus and a supersonic fuel injector is present because the air stream forms part of the fuel injector iron assembly. The supersonic injection of fuel is preferred so that the supersonic air in the annulus does not have to accelerate the fuel to the air velocity, which would lead to losses. A supersonic injection consequently prevents the large pressure losses or the large losses of kinetic energy that were mentioned at the beginning. The opening 19 is dimensioned in such a way that a fuel-rich mixture is always ensured in the injection nozzle in order to produce a good mixture and in order to enable additional mixing downstream of the injection nozzle. It can be seen that the entire fuel is located within the boundary lines 21 and that there is air within the boundary lines 22 and the inner wall of the diverging part 17. Mixing occurs at the intersection of these lines, such as opening 19, and it can be seen that mixing takes place through the diverging part of the fuel injector.

Um einen durch die Brennstoffeinspritzdüse selbst hervorgerufenen Rücktrieb oder Rückstau zu vermeiden, können die Einlaß- und Auslaßzonen des Rohres 14 gleichen Querschnitt aufweisen, wodurch die äußere Form der Einspritzdüse vorzugsweise die Form eines Rohres konstanten Querschnitts annimmt. Für einige Anwendungen kann jedoch die Austrittszone des Rohres 14 kleiner ausgelegt sein als die Einlaßzone, wodurch die äußere Form der Einspritzdüse die Form eines Kegelstumpfkörpers annimmt. Es sei bemerkt, daß der Einlaßbereich des Rohres als fester Bereich ausgelegt ist und daß keine Vorrichtungen erforderlich sind, um den Einlaßbereich zu verändern. Die beschriebene Einspritzdüse wird so klein als möglich gehalten, um noch eine wirkungsvolle Mischung mit einer Überschallströmung über eine kurze axiale Länge zu bewirken, und eine große Anzahl von Düsen kann im Einlaß an Stellen vorgesehen sein, wie es in F i g. 1 gezeigt ist. Die Kraftstoffleitung 20 und die Trägeranordnungen werden gegen Stoßwellen widerstandfähig ausgelegt. Diese Teile können beispielsweise rautenförmig geformt sein. Die Formgebung dieser Teile ist auf alle Fälle so getroffen, um die von diesen Teilen hervorgerufenen Stoßwirkungen herabzusetzen. Nach der Mischuna in der Düse dehnt sich die Brennstoff-Luftmischung aus und mischt sich weiterhin mit dem übrigen Teil der Luft 12 in der Verbrennungskammer oder je nach der Ausbildung in dem Leitbereich. Es sei bemerkt, daß der Gesamtdruckverlust oder der Gesamtverlust an kinetischer Energie durch das beschriebene Mischverfahren innerhalb und hinter der Eispritzdüse der beschriebenen Art um 40 bis 50 "/, geringer ist als der Verlust, der bei einfachen und geradlinigen Einspritzdüsen ohne den venturiartigen Aufbau auftritt, und zwar auch dann, wenn diese einfachen Düsen an der gleichen Stelle angeordnet sind und den Brennstoff mit aleichen Drücken zuleiten. Weiterhin ist der Druckverlust oder der Verlust an kinetischer Energie unabhängig von einer unvollständigen Ausbreitung des Brennstoffes in C der divergierenden Doraöffnung 19 oder von einer unvollständigen Verteilung des Brennstoff-Luft-Gemisches im divergierenden Teil17 zum Ausgang der Einspritzdüse hin. Din Einspritzdüse hat über einen weiten Bereich von Flugzuständen einen guten Wirkungsgrad.In order to avoid a backdrive or back pressure caused by the fuel injection nozzle itself, the inlet and outlet zones of the tube 14 can have the same cross section, whereby the outer shape of the injection nozzle preferably assumes the shape of a tube of constant cross section. For some applications, however, the exit zone of the tube 14 can be made smaller than the inlet zone, whereby the external shape of the injection nozzle assumes the shape of a truncated cone. It should be noted that the inlet area of the tube is designed as a fixed area and that no devices are required to change the inlet area. The injection nozzle described is kept as small as possible to still effect effective mixing with supersonic flow over a short axial length, and a large number of nozzles can be provided in the inlet at locations as shown in FIG. 1 is shown. The fuel line 20 and the carrier assemblies are designed to be resistant to shock waves. These parts can for example be shaped like a diamond. In any case, the shape of these parts is made in such a way as to reduce the impact effects caused by these parts. After mixing in the nozzle, the fuel-air mixture expands and continues to mix with the remainder of the air 12 in the combustion chamber or, depending on the configuration, in the guide area. It should be noted that the total pressure loss or the total loss of kinetic energy through the described mixing process inside and behind the ice injection nozzle of the type described is 40 to 50 "lower than the loss that occurs with simple and straight injection nozzles without the venturi-like structure, even if these simple nozzles are arranged at the same point and feed the fuel with the same pressures. Furthermore, the pressure loss or the loss of kinetic energy is independent of an incomplete expansion of the fuel in C of the diverging divergent opening 19 or an incomplete one Distribution of the fuel-air mixture towards the outlet of the injection nozzle in the diverging part 17. The injection nozzle has a good degree of efficiency over a wide range of flight conditions.

Ein weitere Ausführungsform einer Überschallbrennstoffeinspritzdüse ist in F i g. 3 dargestellt. Bei dieser Figur beziehen sich gleiche Bezugszeichen auf gleiche Teile. Die Betriebsweise ist im wesentlichen die gleiche wie die in Verbindung mit F i g. 2 beschriebene. Bei der in F i g. 3 gezeigten Vorrichtung sind zusätzliche Anordnungen getroffen, um weiterhin die erforderliche axiale Mischlänge herabzusetzen. Es ist eine zusätzliche Leitung 23 vorgesehen, die an beiden Enden offen ist und die sich durch die Mitte des Dornes hindurch erstreckt, Es wird auf diese Weise ein Längsdurchgang durch den Dorn geschaffen. Dieser Längsdurchgang endet am Halsteil 16, wie die Dorne öffnung 19. Bei diesem Ausführungsbeispiel ist die BrennstQffzuführungsleitung 20 mit dem Innenraum des Dornes zwischen dem Längskanal 23 und der Wandung des Dorries verbunden, Eine normale Stoßwelle 24 legt sich durch eine genaue, an sich übliche Ausbildung des Kanals 23 von selbst an, beispielsweise durch das Vorsehen eines konvergierenden Teiles oder durch die Anordnung einer geeigneten Verengung in der Form einer Öffnung. Dies ist lediglich schematisch dargestellt, da eine geeignete Foringebung des Kanals es möglich macht, daß sich eine normale Stoßwelle 24 innerhalb des Kanals durch geeignete Mittel von selbst anlegt. Sowohl der Dorn 13 als auch der vordere konvergierende Teil 15 des venturiartigen Rohres wirken als Bremseinlaß oder Stau, um die Luft auf eine geringere Mach-Zahl zu bringen, ehe die Mischung beginnt. Die Geschwindigkeit der Luft innerhalb des Kanals 23 liegt wegen der Stoßwelle 24 im Unterschallbereich, und der statische Druck dieser Luft ist demzufolge größer als der der restlichen Luft, die durch die Einspritzdüse strömt. Da die Luft im Kanal 23 einen höheren statischen Druck aufweist als der gasförmige Brennstoff und die Luft in der ringförmigen Kammer zwischen dem Dorn und dem Rohr, entspannt sich diese Luft am Ende des Kanals 23 plötzlich und ruft eine Kraft in radialer Richtung hervor, die auf den Brennstoff einwirkt, der aus der Öffnung 19 austritt. Der Mischvorgang, der durch die Scherkräfte zwischen den beiden Gasströmen hervorgerufen wird, wird auf diese Weise durch die Kräfte unterstützt, die in radialer Richtung wirken. Weiterhin ist ein Teil der Luft innerhalb der Einspritzdüse nun innerhalb des ringförinigen Brerinstoffstromes vorhanden, der aus der Öffnung 19 austritt. Auf diese Weise wird eine größere Kontaktoberfläche zwischen dem Brennstoff und der Luft geschaffen. Bei beiden Ausführungsformen wird die Einspritzung einer genauen Brennstoffmenge erzielt, mit welcher ein brennstoffreiches Gemisch erzeugt werden kann, welches sich gegebenenfalls mit der Außenluft vermischt, um eine für die Verbrennung gut geeignete Mischung zu erzielen.Another embodiment of a supersonic fuel injector is shown in FIG. 3 shown. In this figure, the same reference numerals relate to the same parts. The mode of operation is essentially the same as that in connection with FIG. 2 described. In the case of the in FIG. 3 , additional arrangements are made in order to further reduce the required axial mixing length. An additional line 23 is provided which is open at both ends and which extends through the center of the mandrel. In this way a longitudinal passage is created through the mandrel. This longitudinal passage ends at the neck part 16, like the mandrel opening 19. In this embodiment, the fuel supply line 20 is connected to the interior of the mandrel between the longitudinal channel 23 and the wall of the mandrel of the channel 23 by itself, for example by providing a converging part or by arranging a suitable constriction in the form of an opening. This is shown only schematically, since a suitable shape of the channel makes it possible for a normal shock wave 24 to create itself within the channel by suitable means. Both the mandrel 13 and the front converging portion 15 of the venturi-like tube act as a brake inlet or dam to bring the air to a lower Mach number before mixing begins. The speed of the air within the channel 23 is subsonic because of the shock wave 24, and the static pressure of this air is consequently greater than that of the remaining air flowing through the injection nozzle. Since the air in the channel 23 has a higher static pressure than the gaseous fuel and the air in the annular chamber between the mandrel and the tube, this air suddenly relaxes at the end of the channel 23 and causes a force in the radial direction, which the fuel that emerges from the opening 19 acts. The mixing process, which is caused by the shear forces between the two gas flows, is supported in this way by the forces which act in the radial direction. Furthermore, part of the air inside the injection nozzle is now present within the annular fuel flow that emerges from the opening 19. In this way, a larger contact surface between the fuel and the air is created. In both embodiments, the injection of a precise amount of fuel is achieved, with which a fuel-rich mixture can be generated which, if necessary, mixes with the outside air in order to achieve a mixture that is well suited for combustion.

Der Druckverlust oder die Verluste an kinetischer Energie, die eine Einspritzdüse gemäß F i g. 3 mit sich bringt, ist etwas höher als die Verluste der in F i g. 2 gezeigten Vorrichtung. Zusätzlich erzeugt die Luftexpansion am Ende des Kanals 23 eine Folge von Stößen, welche zusätzliche Druckverluste mit sich bringen. Diese Verluste sind jedoch wesentlich geringer als die Erhöhung der kinetischen Energie oder des Druckes, die dadurch gewonnen wird, daß die Brennstoffdüse oder der Dorn 13 mit einem venturlartigen Rohr in der beschriebenen Form umgeben werden.The pressure loss or the loss of kinetic energy that an injection nozzle according to FIG. 3 entails is slightly higher than the losses in FIG. 2 shown device. In addition, the air expansion at the end of the channel 23 generates a series of shocks which bring about additional pressure losses. However, these losses are significantly less than the increase in kinetic energy or pressure which is obtained by surrounding the fuel nozzle or the mandrel 13 with a venturi-like tube in the form described.

Um eine bessere Mischung zu erhalten, kann es wünschenswert sein, eine Mischvorrichtung an der Dornöffnung 19 vorzusehen. Das Anbringen dieser Vorrichtung kann mit einigen Verlusten verbunden sein, Eine Mischvorrichtung 25 ist bei der Einspritzdüse der F i g. 4 dargestellt. Diese Mischvorrichtung 25 kann bei jeder der Einspritzdüsen der F i g. 2 oder 3 verwendet werden. Diese Mischvorrichtung 25 kann eine Vielzahl von Formen aufweisen, beispielsweise eine einfache gewellte Form, wie in F i g. 4 oder 5 gezeigt. Eine derartige Form eines Mischgliedes erhöht lediglich den Kontaktbereich zwischen den Medien, um eine bessere Mischung zu erzielen, und in der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel dargestellt, welches verwendet werden kann. Auch andere Mischvorrichtungen können für die beschriebene Einspritzdüse vorgesehen sein.In order to obtain better mixing it may be desirable to provide a mixing device at the mandrel opening 19 . The installation of this device may involve some losses. A mixing device 25 is shown in the injection nozzle of FIG. 4 shown. This mixing device 25 can be used in each of the injection nozzles of FIG. 2 or 3 can be used. This mixing device 25 can have a variety of shapes, such as a simple corrugated shape as shown in FIG. 4 or 5 shown. Such a shape of a mixing member only increases the area of contact between the media in order to achieve better mixing and the drawing shows an embodiment which can be used. Other mixing devices can also be provided for the injection nozzle described.

Claims

1. A supersonic burner for a supersonic air flow in a supersonic recoil engine, which is provided with a tube which has an inner convergent-divergent shape and surrounding the fuel injection device which injects fuel downstream of the downstream near the neck portion of the tube is injected, characterized d ABy, that the fuel injection device is designed as a mandrel body (13) which extends upstream of the pipe inlet (15) to form a known ring inlet with external compression by oblique shock waves for the pipe (14), that the mandrel body (13) has a cavity which is connected to a pressurized fuel supply line (20) and a downstream outlet (19), and that the mandrel body outlet (19) has a convergent-divergent shape in the downstream direction.

2. Supersonic burner according to claim 1, characterized in that a mixing element (25) is provided in the outlet (19) of the mandrel body. 3. Supersonic burner according to claim 1 or 2, characterized in that a channel (23) is provided which extends in the middle through the mandrel body so that a vertical shock wave (24) is formed at the channel inlet to a subsonic air flow through the To produce mandrel body channel (23) therethrough.

Contemplated references: French Patent No. 1 008 660 124167.1; British Patent No. 800 871.