DE1224098B

DE1224098B - Air inlet for air-breathing jet engines of supersonic aircraft

Info

Publication number: DE1224098B
Application number: DEB73222A
Authority: DE
Inventors: Raymond John Lane
Original assignee: Bristol Siddeley Engines Ltd
Current assignee: Bristol Siddeley Engines Ltd
Priority date: 1962-08-23
Filing date: 1963-08-22
Publication date: 1966-09-01

Description

Lufteinlaß für luftatmende Strahltriebwerke von Überschallflugzeugen Die Erfindung betrifft einen Lufteinlaß für luftatmende Strahltriebwerke von Überschallflugzeugen, bei denen es bekannt ist, einen zum Turbinenstrahltriebwerk führenden Luftkanal mit einer schräg aufwärts nach vorn verlaufenden Einlaßöffnung zu versehen, die eine obere waagerecht und rechtwinklig zur Kanalachse verlaufende scharfe Kante aufweist, von der sich eine plane Fläche schräg abwärts in den Kanal erstreckt. An diese Fläche schließen sich zwei bewegliche perforierte Flächen an, von denen die stromaufwärts liegende konvergierend und die stromabwärts liegende divergierend zur Kanalachse angeordnet ist. Die perforierten Flächen bilden Flächen von gesonderten Kammern und dienen zur Abführung der Grenzluftschichten. Wie noch ersichtlich werden wird, ist der von der Erfindung beschrittene Weg zur Schaffung eines derartigen Lufteinlasses ein ganz anderer .md weicht völlig von dieser Ausführung ab.Air inlet for air-breathing jet engines of supersonic aircraft The invention relates to an air inlet for air-breathing jet engines of supersonic aircraft, in which it is known, an air duct leading to the turbine jet engine to be provided with an upwardly sloping inlet opening which an upper sharp edge running horizontally and at right angles to the channel axis has, from which a flat surface extends obliquely downward into the channel. This area is followed by two movable perforated areas, one of which the upstream converging and the downstream diverging is arranged to the channel axis. The perforated areas form areas of separate Chambers and serve to remove the boundary air layers. As will be seen later is, is the path followed by the invention to create such a Air intake a completely different one .md differs completely from this version.

Es ist ferner bei derartigen Lufteinlässen bekannt, denselben durch eine Trennwand in zwei Lufteinlaßkanäle zu unterteilen, von denen der eine Kanal zu cinem den Betrieb während des Startens und Beschleunigens des Flugzeuges übernehmenden Turbinenstrahltriebwerk und der andere Kanal zu einem den Betrieb während der Reisegeschwindigkeit übernehmenden Lorintriebwerk führt, wobei der zum Turbinenstrahltriebwerk führende Kanal während des Betriebes des Lorintriebwerkes durch eine Klappe verschließbar ist. Bei diesem bekannten Lufteinlaß sind die beiden zu den verschiedenen Strahltriebwerken führenden Kanäle im wesentlichen konzentrisch ineinander angeordnet und weisen ein um die Kanalachse drehbares Mundstück mit zwei durch die Klappe wahlweise verschließbaren Durchgängen auf, von denen der eine in den inneren zum Turbinenstrahltriebwerk führenden Kanal und der andere in den äußeren zum Lorintriebwerk führenden Kanal mündet. Abgesehen davon, daß bei diesem bekannten Lufteinlaß eine Klappe vorgesehen ist, mit der der Zugang zu dem zum Turbinenstrahltriebwerk führenden Kanal verschließbar ist, ist auch dieser bekannte Lufteinlaß gegenüber dem Erfindungsgegenstand nach völlig anderen Gesichtspunkten aufgebaut.It is also known for such air inlets through the same to divide a partition into two air inlet ducts, one of which is duct to cinem taking over the operation during take-off and acceleration of the aircraft Turbine jet engine and the other channel to one operating during cruising speed taking over Lorin engine leads, with the leading to the turbine jet engine Channel can be closed by a flap while the Lorin engine is in operation is. With this known air inlet, the two are to the different jet engines leading channels arranged essentially concentrically one inside the other and have a Mouthpiece rotatable around the canal axis with two optionally closable by the flap Passages, one of which leads in the inner to the turbine jet engine Channel and the other opens into the outer channel leading to the Lorin engine. Apart from that of the fact that in this known air inlet a flap is provided with which the Access to the channel leading to the turbine jet engine can be closed also this known air inlet compared to the subject of the invention according to completely different Based on points of view.

Mit der Erfindung soll im weitestgefaßten Sinne ein Lufteinlaß für ein Strahltriebwerk. geschaffen werden, der gegenüber den bekannten Lufteinlässen aerodynamisch leistungsfähiger ist und ein besseres Luftstrommuster aufweist, welches bei einer bestimmten Machzahl zweidimensional ist und über einen nutzbaren Machzahlbereich nach oben und unten annähernd so bleibt, so daß es bei hohen und sehr hohen überschallgeschwindigkeiten verhältnismäßig leicht festlegbar ist. In weiterer Ausgestaltung bezweckt die Erfindung die Schaffung eines Lufteinlasses, der die vorstehenden Eigenschaften aufweist und bei dem in bekannter Weise zwei Luftkanäle vorgesehen sein sollen, von denen der eine zu einem Turbinenstrahltriebwerk und der andere zu einem Lorintriebwerk führt. Hierbei soll der Lufteinlaß einfach im Aufbau, wirtschaftlich herstellbar und wirksam im Betrieb sein.With the invention in the broadest sense, an air inlet for a jet engine. be created compared to the known air inlets is more aerodynamically efficient and has a better airflow pattern, which is two-dimensional at a certain Mach number and over a usable Mach number range up and down remains approximately so, so that it is at high and very high supersonic speeds is relatively easy to determine. The invention aims in a further embodiment the creation of an air inlet having the foregoing characteristics, and in which two air ducts are to be provided in a known manner, of which the one leads to a turbine jet engine and the other leads to a Lorin engine. The air inlet should be simple in structure, economical to manufacture and effective be in operation.

Diese Aufgabenstellung wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, däß der Einlaß aus einem unter dem Rumpf verlaufenden dachförmigen Führungsabschnitt besteht, dessen beide plane Seitenflächen sich in einer in der Längssymmetrieebene des Einlasses liegenden Firstlinie treffen und deren Führungskanten von einem vorderen spitz zulaufenden Ende aus divergieren, und daß ein eine Anströmkante tragendes Bauteil den Führungsabschnitt stromab von dem zugespitzten Ende überbrückt und mit den Seitenflächen eine Einströmöffnung begrenzt.This object is achieved according to the invention in that the The inlet consists of a roof-shaped guide section running under the fuselage, its two flat side surfaces are in one in the longitudinal plane of symmetry of the inlet meet lying ridge line and its leading edges from a front tapering End of diverge, and that a component supporting a leading edge is the guide section bridged downstream of the pointed end and an inflow opening with the side surfaces limited.

Ein derart ausgebildeter Lufteinlaß, der durch eine Trennwand in zwei Lufteinlaßkanäle unterteilt ist, von denen der eine Kanal zu einem den Betrieb während des Startens und Beschleunigens des Flugzeuges übernehmenden Turbinenstrahltriebwerk und der andere Kanal zu einem den Betrieb während der Reisegeschwindigkeit übernehmenden Lorintriebwerk führt, wobei der zum Turbinenstrahltriebwerk führende Kanal während des Betriebes des Lorintriebwerkes durch eine Klappe verschließbar ist, zeichnet sich nach der Erfindung dadurch aus, daß der durch die Seitenwände des ersten Führungsabschnittes und den die Anströmkante aufweisenden, die untere Wand der Brennkammer des Lorintriebwerkes bildenden Bauteil begrenzte Lufteinlaß durch eine die obere Wand der Brennkammer des Lorintriebwerkes bildende Trennwand in einen oberen zu dem Turbinenstrahltriebwerk führenden Lufteinlaßkanal und einen unteren, zu -dem Lorintriebwerk führenden Einlaßkanal unterteilt ist und daß die zum Verschließen des zum Turbinenstrahltriebwerk führenden Kanals dienende Klappe als zweiter am einströmseitigen Ende der Trennwand schwenkbar gelagerter dachförmiger Führungsabschnitt ausgebildet ist, dessen beide plane Seitenflächen sich in einer Symmetrieebene des Einlasses liegenden zweiten Firstlinie treffen, die in der Schließstellung des zweiten Führungsabschnittes einen stumpfen Winkel mit der Firstlinie des ersten Führungsabschnittes einschließt, und daß die Seitenflächen des zweiten Führungsabschnittes Führungskanten aufweisen, die sich in geschlossener Stellung des zweiten Führungsabschnittes entlang den Seitenflächen des ersten Führungsabschnittes von der Spitze des stumpfen Firstwinkels divergierend zu den beidseitigen Enden der Anströmkante des Bauteiles hin erstrecken.An air inlet designed in this way, which is divided into two by a partition Air inlet ducts are subdivided, one of which leads to a duct during operation the turbine jet engine taking over the starting and acceleration of the aircraft and the other channel to one taking over the cruising speed operation Lorin engine leads, with the channel leading to the turbine jet engine during the operation of the Lorin drive can be closed by a flap, draws according to the invention in that the through the side walls of the first guide section and that having the leading edge, the lower wall of the Combustion chamber the component forming the Lorin engine limited the air inlet through one of the upper ones Wall of the combustion chamber of the Lorin engine forming partition wall into an upper one the turbine jet engine leading air inlet duct and a lower, to -dem Lorin engine leading inlet channel is divided and that the closing of the channel leading to the turbine jet engine serving as the second flap on Roof-shaped guide section pivotably mounted on the inflow end of the partition wall is formed, the two flat side surfaces are in a plane of symmetry of the Inlet lying second ridge line meet, which is in the closed position of the second Guide section an obtuse angle with the ridge line of the first guide section includes, and that the side surfaces of the second guide portion guide edges have, which in the closed position of the second guide section along the side surfaces of the first guide section from the tip of the obtuse ridge angle extend diverging towards the ends of the leading edge of the component on both sides.

In vorteilhafter Ausgestaltung dieses zwei Luftkanäle aufweisenden Lufteinlasses sieht die Erfindung vor, daß die Seitenflächen und die Firstlinien des ersten und des zweiten Führungsabschnittes in der zweiten Stellung des zweiten Führungsabschnittes sich im wesentlichen in parallelen Abständen zueinander erstrecken.In an advantageous embodiment of this having two air channels Air inlet, the invention provides that the side surfaces and the ridge lines of the first and the second guide section in the second position of the second Guide section extend substantially parallel to one another.

Eine weitere vorteilhafte Ausbildung des Erfindungsgegenstandes ist darin zu sehen, daß der die untere Wand der Lorintriebwerkskammer bildende Bauteil um eine im Bereich der Einschnürung der Brennkammer liegende Achse verschwenkbar ist.Another advantageous embodiment of the subject matter of the invention is it can be seen that the component forming the lower wall of the Lorin engine chamber pivotable about an axis lying in the area of the constriction of the combustion chamber is.

Ein weiteres wesentliches Merkmal des Erfindungsgegenstandes besteht darin, daß zwischen den Führungskanten der Seitenflächen des zweiten Führungsabschnittes und den Seitenflächen des ersten Führungsabschnittes ein Spalt vorgesehen ist, durch den die über die Seitenflächen des ersten Führungsabschnittes strömende Grenzluftschicht entfernbar ist. Hierbei ist zweckmäßig vorgesehen, daß die Grenzluftschicht durch Öffnungen in den Seitenflächen des ersten Führungsabschnittes, die mit Auslässen in der Außenfläche des Flugzeuges verbunden sind, abführbar ist.Another essential feature of the subject matter of the invention is in that between the leading edges of the side surfaces of the second guide portion and a gap is provided on the side surfaces of the first guide portion the boundary air layer flowing over the side surfaces of the first guide section is removable. Here it is expediently provided that the boundary air layer through Openings in the side surfaces of the first guide section with outlets are connected in the outer surface of the aircraft, can be removed.

Eine bevorzugte Ausführungsform des Erfindungsgegenstandes sieht vor, daß der dachförmige Führungsabschnitt und der die Anströmkante tragende überbrückungsteil durch die Seitenwände bzw. durch die Bodenwandung des im Querschnitt dreieckförmigen Flugzeugrumpfes gebildet werden.A preferred embodiment of the subject matter of the invention provides that the roof-shaped guide section and the bridging part carrying the leading edge through the side walls or through the bottom wall of the triangular cross-section Aircraft fuselage are formed.

Die Erfindung wird mit Bezug auf das in den Zeichnungen dargestellte Flugzeug erläutert. Es zeigt F i g. 1 eine schaubildliche Darstellung eines Flugzeuges mit Turbinenstrahltriebwerken und Lorintriebwerken, F i g. 2, 3 und 4 eine Seitenansicht bzw. eine Draufsicht von unten und eine Vorderansicht des Flugzeuges, F i g. 5 einen Längsschnitt durch den mittleren Teil des Flugzeuges in einem größeren Maßstab als die F i g. 1 bis 4 in größeren Einzelheiten sowie in den Stellungen der Einzelteile bei der Reisegeschwindigkeit des Luftfahrzeuges, F i g. 5 a einen Längsschnitt entsprechend demjenigen -der F i g. 5 bei der Lage der Einzelteile des Luftfahrzeuges während des Betriebes der Turbinenstrahltriebwerke, F i g. 6 bis 10 Schnitte nach den Linien 6-6, 7-7, 8-8, 9-9 und 10-10 der F i g. 5, F i g. 11 einen Längsschnitt durch den vorderen Teil des Flugzeuges nach den Linien 11-11 in den F i g. 6 bis 9, bei der Lage der Stoßwellen während des Fluges bei Reisegeschwindigkeit, wenn das Lorintriebwerk allein in Betrieb ist, F i g. 12 einen Längsmittelschnitt durch den vorderen Teil des Flugzeuges in demselben Maßstab wie in den F i g. 5 und 5 a, während des Betriebes des Lufteinlasses bei einer mittleren Beschleunigungsstufe des Flugzeuges, wenn die Turbinenstrahltriebwerke noch in Betrieb sind und F i g. 13 einen Schnitt nach der Linie 13-13 der F i g. 12.The invention will be described with reference to that illustrated in the drawings Airplane explained. It shows F i g. 1 is a diagrammatic representation of an aircraft with turbine jet engines and Lorin engines, F i g. 2, 3 and 4 are a side view and a plan view from below and a front view of the aircraft, FIG. 5 one Longitudinal section through the central part of the aircraft on a larger scale than the F i g. 1 to 4 in greater detail and in the positions of the individual parts at the cruising speed of the aircraft, F i g. 5 a is a longitudinal section accordingly the one -the F i g. 5 in the position of the individual parts of the aircraft during the operation of the turbine jet engines, F i g. 6 to 10 cuts following the lines 6-6, 7-7, 8-8, 9-9 and 10-10 of Figs. 5, Fig. 11 is a longitudinal section through the front part of the aircraft according to lines 11-11 in FIGS. 6 to 9, at the Location of the shock waves during flight at cruising speed when the Lorin engine is in operation alone, F i g. 12 shows a longitudinal center section through the front part of the aircraft on the same scale as in FIGS. 5 and 5 a, during operation of the air inlet at a medium acceleration level of the aircraft, if the turbine jet engines are still in operation and F i g. 13 a section according to the line 13-13 of FIG. 12th

Das in den Zeichnungen dargestellte Flugzeug besteht aus einem Rumpf 11 von im allgemeinen dreieckigem Querschnitt mit zwei pfeilförmig angeordneten Flügeln 12. Die Flügel sind schwenkbar angeordnet, so daß sie sich in eine Stellung 12 a bewegen können, die in gestrichelten Linien in F i g. 3 angedeutet ist, in welcher das Flächenverhältnis zum Starten und Landen größer ist. Der Rumpf schließt ein Abteil 13 für Passagiere ein.The aircraft shown in the drawings consists of a fuselage 11 of generally triangular cross-section with two wings 12 arranged in the shape of an arrow. The wings are pivotably arranged so that they can move into a position 12 a, which is shown in dashed lines in FIG. 3 is indicated in which the area ratio for take-off and landing is greater. The fuselage includes a compartment 13 for passengers.

Die Unterseite des vorderen Endes des Rumpfes 11 erstreckt sich von einem vorderen Punkt 20 aus rückwärts und hat eine dachförmige Einbuchtung, wie sie in F i g. 6 dargestellt ist. Es wird somit ein Lufteinlaß für ein Triebwerk gebildet, das in einem Triebwerksabteil in dem unteren Teil eines Mittelabschnittes des Rumpfes untergebracht ist. Das Triebwerk besteht aus fünf Turbinenstrahltriebwerken 14 und einem Lorintriebwerk mit einer Brennkammer 15 (F i g. 9). Die Kammer 15 kann durch senkrechte Trennwände unterteilt sein, um ein System von Kammern zu bilden.The underside of the forward end of the fuselage 11 extends from a front point 20 from the rear and has a roof-shaped indentation, such as they in Fig. 6 is shown. It thus becomes an air inlet for an engine formed in an engine compartment in the lower part of a central section of the fuselage is housed. The engine consists of five turbine jet engines 14 and a Lorin engine with a combustion chamber 15 (FIG. 9). The chamber 15 can be divided by vertical partitions to form a system of chambers.

Der dachförmige Lufteinlaß weist zwei ebene Seitenflächen 16 auf, die einen ersten LuftfWhrungsabschnitt bilden und sich auf einer Firstlinie 17 in der Längssymmetrieebene 18 treffen. Die beiden Seitenflächen 16 bilden gerade Führungskanten 19, welche von dem vorderen Punkt 20 des Rumpfes 11 nach rückwärts divergieren. Ein Körper 21, der den Boden des Triebwerksabteils bildet, besitzt eine plane Unterseite, die an ihrem vorderen Ende meine Ausströmkante 22 ausläuft, die die dachförmige Einbuchtung zwischen den Seitenflächen 16 überbrückt und eine untere Begrenzung für die Lufteinlaßöffnung bildet. Eine obere Wand 23 der Lorinbrennkammer 15 bildet eine Trennwand, welche die Lufteinlaßöffnung zwischen der Anströmkante 22 und den Seitenflächen 16 des ersten Führungsabschnitts in zwei Teile teilt, wobei ein Teil 50 a die Luft zu den Turbinenstrahltriebwerken 14 und der andere Teil 50 b die Luft zu der Lorintriebwerksbrennkammer 15 führt (F i g. 5).The roof-shaped air inlet has two flat side surfaces 16 which form a first air guide section and meet on a ridge line 17 in the longitudinal plane of symmetry 18. The two side surfaces 16 form straight guide edges 19 which diverge backwards from the front point 20 of the fuselage 11. A body 21, which forms the floor of the engine compartment, has a flat underside which, at its front end, runs out of my outflow edge 22, which bridges the roof-shaped indentation between the side surfaces 16 and forms a lower limit for the air inlet opening. An upper wall 23 of the Lorin combustion chamber 15 forms a partition which divides the air inlet opening between the leading edge 22 and the side surfaces 16 of the first guide section into two parts, one part 50 a supplying the air to the turbine jet engines 14 and the other part 50 b supplying the air the Lorin engine combustion chamber 15 leads (Fig. 5).

Wenn das Flugzeug mit Reisegeschwindigkeit fliegt, ist der Teil 50 a der Einlaßöffnung, der Luft zu den Turbinenstrahltriebwerken 14 führt, geschlossen, wie es in der F i g. 5 gezeigt ist, und zwar durch einen Bauteil 24, der einen zweiten -dachförmigen Luftführungsabschnitt für den Lufteinlaßteil 50 b des Lorintriebwerks bildet, wobei dieser zweite Führungsabschnitt zwei ebene Seitenflächen 25 a und 25 b (F i g. 7) besitzt, die sich auf einer zweiten Firstlinie 26 in der Längssymmetrieebene 18 treffen. Die Firstlinien 17 und 26 schließen einen stumpfen Winkel A ein, der in den F i g. 2 und 5 gezeigt ist. Die zweiten Seitenflächen 25 a und 25 b haben Führungskanten 27 (F i g. 5), welche zu den Enden der Ausströmkante 22 hin strahlenförmig verlaufen und längs den Seitenflächen 16 des ersten Führungsabschnitts angeordnet sind, wobei entlang diesen Führungskanten 27 ein Spalt 44 (F i g. 5, 7) verbleibt, durch den die Grenzluftschicht, die über die ersten Seitenflächen 16 strömt, entfernt wird.When the aircraft is flying at cruising speed, the part 50 a of the inlet opening, which leads air to the turbine jet engines 14, is closed, as shown in FIG. 5 is shown, namely by a component 24 which forms a second roof-shaped air guide section for the air inlet part 50 b of the Lorin engine, this second guide section having two flat side surfaces 25 a and 25 b (FIG. 7), which are located on meet a second ridge line 26 in the longitudinal plane of symmetry 18. The ridge lines 17 and 26 enclose an obtuse angle A, which is shown in FIGS. 2 and 5 is shown. The second side surfaces 25 a and 25 b have guide edges 27 (Fig. 5) which run radially towards the ends of the outflow edge 22 and are arranged along the side surfaces 16 of the first guide section, with a gap 44 (F i g. 5, 7) remains, through which the boundary air layer that flows over the first side surfaces 16 is removed.

Der den zweiten Führungsabschnitt bildende Bauteil 24 ist doppelwandig ausgebildet. Die obere Wand 52 bildet eine Abdichtung gegen die ersten Seitenflächen 16 und hindert die Grenzluftschicht daran, in die Turbinenstrahltriebwerke einzutreten, während die untere Wand 54 die zweiten Seitenflächen 25 a und 25 b bildet und kurz vor den ersten Seitenflächen 16 endet, so daß der Spalt 44 für den Durchgang der Grenzluftschicht verbleibt. Die Grenzluftschicht strömt durch die Öffnungen 56 in den ersten Seitenflächen 16, wie es in den F i g. 5 und 7 gezeigt ist, und dann durch Kanäle 58, 59 zu Auslässen 28 (F i g. 5, 5 a) in der Unterseite des Körpers 21.The component 24 forming the second guide section is double-walled. The upper wall 52 forms a seal against the first side surfaces 16 and prevents the boundary air layer from entering the turbine jet engines, while the lower wall 54 forms the second side surfaces 25 a and 25 b and ends shortly before the first side surfaces 16, so that the gap 44 remains for the passage of the boundary air layer. The boundary air layer flows through the openings 56 in the first side surfaces 16, as shown in FIGS. 5 and 7, and then through channels 58, 59 to outlets 28 (Fig. 5, 5 a) in the underside of the body 21.

Die zweiten Seitenflächen 25 a und 25 b erstrecken sich abströmseitig zu den hinteren Rändern 29, die von der Anströmkante 22 auf Abstand gehalten sind, um mit ihr den Lufteinlaßöffnungsteil 50b zu bilden.The second side surfaces 25 a and 25 b extend on the downstream side to the rear edges 29, which are kept at a distance from the leading edge 22 in order to form the air inlet opening part 50 b with it.

Der Lufteinlaß ist hinsichtlich der Winkel der Firstlinien 17, 26 gegen den freien Luftstrom und der Winkel der Seitenflächen 16, 25 a und 25 b so ausgebildet, daß, wie es in der F i g. 11 gezeigt ist, bei der Reisegeschwindigkeit des Luftfahrzeuges, die beispielsweise bei Mach 7 liegen kann, eine ebene erste Stoßwelle 36 an den Führungskanten 19 der ersten Seitenflächen 16 gebildet wird, die sich zu der Anströmkante 22 nach hinten erstreckt, während an den Führungskanten 27 der zweiten Seitenflächen 25 a und 25 b eine zweite ebene Stoßwelle 37 gebildet wird, die sich ebenfalls zu der Anströmkante 22 nach hinten erstreckt.The air inlet with respect to the angle of the ridge lines 17, 26 against the air flow and the angle of the side surfaces 16, 25 a and 25 b formed so as g in the F i. 11 is shown, at the cruising speed of the aircraft, which can be Mach 7, for example, a planar first shock wave 36 is formed on the leading edges 19 of the first side surfaces 16, which extends to the leading edge 22 to the rear, while on the leading edges 27 of the second side surfaces 25 a and 25 b, a second planar shock wave 37 is formed, which also extends to the leading edge 22 to the rear.

Nach dem Durchgang durch die Stoßwellen 36 und 37 sowie einer dritten Stoßwelle 38, die sich von der Anströmkante 22 in Richtung zu den zweiten Seitenflächen 25 a und 25 b hin erstreckt, tritt die Luft durch einen Unterschall-Leitapparat 60 (F i g. 5) in die Brennkammer 15 des Lorintriebwerkes ein, wobei an der Stelle, an der die Geschwindigkeit in eine Unterschallgeschwindigkeit übergeht, eine normale Stoßwelle 39 (F i g. 11) auftritt. Der Brennstoff wird gemäß der Darstellung bei 61 in F i g. 5 eingespritzt und innerhalb der Kammer 15 verbrannt. Die Verbrennungsgase werden als Schubstrahl .durch eine Düse ausgestoßen, deren Unterseite durch eine Auslaßklappe 30 begrenzt ist, welche eine Verlängerung des Körpers 21 bildet und bei 30 a an den Körper 21 angelenkt ist, während die Oberseite der Düse teilweise durch die beiden Teile 31 a, 31 b der Auslaßklappe 31 des Turbinenstrahltriebwerks und teilweise durch eine Führungsfläche 32 begrenzt ist, die an der Unterseite des Flugzeugrumpfes 11 gebildet ist. Der Teil 31 a ist bei 62 an die obere Wand 23 der Brennkammer 15 des Lorintriebwerks angelenkt und kann mittels eines Stellmotors 88 aus der in F i g. 5 gezeigten Stellung in die in F i g. 5 a gezeigte Stellung nach unten verschwenkt werden, wenn die Turbinenstrahltriebwerke in Betrieb sind. Unter denselben Voraussetzungen kann der Teil 31 b, der bei 63 an die Fläche 32 angelenkt ist, durch einen Stellmotor 89 in die in F i g. 5 a gezeigte Stellung nach oben verschwenkt werden. Der Bauteil 24, welcher den zweiten Führungsabschnitt bildet, ist bei 65 drehbar gelagert, so daß er durch einen Stellmotor 66 in die in den F i g. 5 a und 12 gezeigte Stellung nach unten verschwenkt werden kann, in welcher die Firstlinie 26 die Stellung 26 a einnimmt. In dieser Stellung liegen die Firstlinie 26 a und weitere in F i g. 12 angedeutete Linien, die parallel zu dieser Firstlinie auf den Seitenflächen 25 a und 25 b verlaufen, parallel zu der Firstlinie 17 und entsprechenden Linien auf den Seitenflächen 16 des ersten Führungsabschnitts.After passing through the shock waves 36 and 37 and a third shock wave 38, which extends from the leading edge 22 in the direction of the second side surfaces 25 a and 25 b, the air passes through a subsonic diffuser 60 (FIG. 5 ) into the combustion chamber 15 of the Lorin engine, a normal shock wave 39 (FIG. 11) occurring at the point at which the speed changes to a subsonic speed. The fuel is shown at 61 in FIG. 5 injected and burned within chamber 15. The combustion gases are ejected as a thrust jet through a nozzle, the bottom of which is limited by an outlet flap 30, which forms an extension of the body 21 and is hinged to the body 21 at 30 a, while the top of the nozzle is partially through the two parts 31 a , 31 b of the outlet flap 31 of the turbine jet engine and is limited in part by a guide surface 32 which is formed on the underside of the aircraft fuselage 11. The part 31 a is hinged at 62 to the upper wall 23 of the combustion chamber 15 of the Lorin engine and can be controlled by means of a servomotor 88 from the circuit shown in FIG. 5 into the position shown in FIG. 5 a position shown can be pivoted downwards when the turbine jet engines are in operation. Under the same conditions, the part 31b, which is hinged to the surface 32 at 63, can be moved into the position shown in FIG. 5 a position shown can be pivoted upwards. The component 24, which forms the second guide section, is rotatably mounted at 65 so that it can be moved into the position shown in FIGS. 5 a and 12 position shown can be pivoted downwards, in which the ridge line 26 assumes the position 26 a. In this position, the ridge line 26 a and others in FIG. 12 lines indicated, which run parallel to this ridge line on the side surfaces 25 a and 25 b , parallel to the ridge line 17 and corresponding lines on the side surfaces 16 of the first guide section.

Während des Betriebes der Turbinenstrahltriebwerke wird der Bauteil 24 im wesentlichen in der in den F i g. 5 a und 12 gezeigten Stellung gehalten, obwohl, falls erforderlich, gewisse geringe Verstellungen aus der Parallellage heraus während der Zeit vom Starten bis zu der Geschwindigkeit, bei welcher das Stillsetzen der Turbinenstrahltriebwerke 14 beginnt, was beispielsweise bei Mach 3 stattfinden kann, vorgenommen werden können.During the operation of the turbine jet engines, the component 24 essentially in the form shown in FIGS. 5 a and 12 held position shown, although, if necessary, certain minor adjustments out of the parallel position during the time from starting up to the speed at which stopping the turbine jet engines 14 begin, which take place at Mach 3, for example can, can be made.

Der Betrieb bei der Geschwindigkeit, die unmittelbar vor dem Stillsetzen der Turbinenstrahltriebwerke 14 erreicht wird, ist in den F i g. 12 und 13 dargestellt. Von dem Punkt 20 erstreckt sich eine erste Stoßwelle 36 a schräg nach rückwärts, berührt jedoch bei dieser Geschwindigkeit nicht die Ausströmkante 22. Theoretisch ist die Stoßwelle, falls kein überströmen über die Führungskanten 19 stattfindet, aus zwei ebenen Teilen 36a' und 36a" zusammengesetzt, die sich in der Symmetrieebene treffen, wie es in der F i g. 13 dargestellt ist, jedoch wird es in der Praxis für wahrscheinlicher gehalten, daß insbesondere bei Machzahlen, die beträchtlich unter der Ausführungszahl liegen, die Stoßwelle eine gebogene Form in Querschnitten, wie sie beispielsweise bei 36 a ... gezeigt sind, annimmt und dazu neigt,. sich von den Führungskanten abzuheben. Die Grenzstromlinie der Luft, die in die Turbinenstrahltriebwerke eintritt, ist bei 40 angedeutet. Nach dem Knick beim Durchgang durch die erste Stoßwelle 36 a fällt diese Stromlinie in ihrer Richtung mit der nach unten verschwenkten zweiten Firstlinie 26 a zusammen. Die Luft über dieser Stromlinie strömt in die Turbinenstrahltriebwerke 14 ein, vorzugsweise mittels einer weiteren Leitvorrichtung (nicht gezeigt).Operation at the speed reached immediately prior to the shutdown of the turbine jet engines 14 is shown in FIGS. 12 and 13 shown. From the point 20, a first shock wave 36 extends a sloping rearwardly, but not touched at this speed the outflow edge 22. Theoretically, the shock wave, when no overflow takes place over the guide edges 19, of two planar portions 36 a 'and 36 a " which meet in the plane of symmetry, as shown in Fig. 13, but in practice it is considered more likely that, particularly at Mach numbers well below the execution number, the shock wave will have a curved shape in cross-sections as shown for example at 36 a ... and tends to lift off the leading edges. The boundary streamline of the air entering the turbine jet engines is indicated at 40. After the kink when passing through the first shock wave 36 a, this streamline coincides in its direction with the downwardly pivoted second ridge line 26a. The air above this streamline flows into the turbine jet engines 14, preferably by means of a further guide device (not shown).

Die untere Grenzstromlinie der Luft, welche in die Lorintriebwerksbrenner 15 eintritt, ist bei 41 gezeigt. Nach dem Knick beim Durchgang durch die erste Stoßwelle 36 a trifft sie auf die Ausströmkante 22 des Bodenkörpers 21 des Triebwerksabteils, welche eine zweite Stoßwelle 42 erzeugt. Danach fällt die Geschwindigkeit auf die Unterschallgeschwindigkeit ab, wenn die Luft durch eine senkrechte Stoßwelle 43 hindurchströmt.The lower boundary streamline of the air entering the Lorin engine burners 15 is shown at 41. After the kink when passing through the first shock wave 36 a it meets the outflow edge 22 of the bottom body 21 of the engine compartment, which generates a second shock wave 42. After that, the speed drops to that Subsonic speed decreases when the air passes through a vertical shock wave 43 flows through.

Der Bodenkörper 21 des Triebwerksabteils ist vorzugsweise beweglich im Rumpf des Flugzeuges angeordnet, so daß die Querschnittsfläche der Lorintriebwerksbrennkammer 15 in Abhängigkeit von der Machzahl verändert werden kann, um bei dem Verbrennungsprozeß unterstützend mitzuwirken, wie es Gegenstand eines anderen nicht vorveröffentlichten Vorschlages ist.The bottom body 21 of the engine compartment is preferably movably arranged in the fuselage of the aircraft so that the cross-sectional area of the Lorin engine combustion chamber 15 can be changed as a function of the Mach number in order to assist in the combustion process, as is the subject of another non-prior-published proposal.

Nach der Darstellung in den F i g. 5 und 5 a ist der Körper 21 an seinem vorderen Ende durch Kniehebel 72, die bei 74 angelenkt sind, mit Steuerstellmotoren 70 verbunden und an seinem hinteren oder dem abströmseitigen Ende bei 30 a an die Auslaßklappe 30 angelenkt. Die Auslaßklappe 30 ist bei 78 an die festen .Seiten 80 des. Flugzeugrumpfes 11 aasgelenkt, wie es in der F i g. 10 gezeigt ist. Wenn die Steuerstellmotoren 70 betätigt werden, dann wird die Bodenwand 82 der Brennkammer 15, welche die Oberwand des Körpers 21 bildet, etwa parallel zu sich selbst bewegt. Die festen Seiten 80 sind mit Schlitzen 84 versehen, um die Bewegung von Stiften 86 zu gestatten, welche den Körper 21 mit den Kniehebeln 72 verbinden.According to the illustration in FIGS. 5 and 5 a is the body 21 on its front end by toggle levers 72, which are articulated at 74, with control actuators 70 connected and at its rear or the downstream end at 30 a to the Outlet flap 30 hinged. The outlet valve 30 is at 78 to the firm .Pages 80 of. Aircraft fuselage 11, as shown in FIG. 10 is shown. When the control actuators 70 are operated, the bottom wall 82 becomes the combustion chamber 15, which forms the upper wall of the body 21, moves approximately parallel to itself. The fixed sides 80 are provided with slots 84 to allow the movement of pins 86, which connect the body 21 to the toggle levers 72.

Der Bodenkörper 21 wird bewegt, um die Querschnittsfläche des Brennkammereinlasses zu vermindern und bewegt sich dabei von der in den F i g. 5 a und 12 gezeigten Stellung in die Stellung gemäß den F i g. 5 und 11 für eine höhere Geschwindigkeit, wenn die Turbinenstrahltriebwerke stillgesetzt werden. Gleichzeitig wird die aasgelenkte Auslaßklappe 30, die sich von dem Bodenkörper 21 forterstreckt, durch ihren Stellmotor 95 nach unten gedreht, um die Düsenaustrittsfläche zu vergrößern.The bottom body 21 is moved to the cross-sectional area of the combustion chamber inlet to decrease and thereby moves from the in the F i g. 5 a and 12 position shown into the position according to FIGS. 5 and 11 for faster speed though the turbine jet engines are shut down. At the same time, the carrion Outlet flap 30, which extends from the bottom body 21, by its servomotor 95 rotated downwards to enlarge the nozzle exit area.

Eine zusätzliche Diffusorwirkung auf den überschallstrom kann in dem Lufteinlaß für die Turbinenstrahltriebwerke 14 durch eine geringe Änderung des Neigungswinkels der Firstlinie 17 zur Richtung des freien Luftstromes erreicht werden, und zwar an einem Punkte 90 auf deren Längsausdehnung, wie es in den F i g. 5 und 5 a gezeigt ist.An additional diffuser effect on the supersonic flow can be in the Air inlet for the turbine jet engines 14 by a small change in the angle of inclination the ridge line 17 to the direction of the free air flow can be achieved, namely at a point 90 on their longitudinal extent, as shown in FIGS. 5 and 5 a shown is.

Die Turbinenstrahltriebwerke können durch Turboraketentriebwerke ersetzt werden, d. h. durch Triebwerke mit einem von einer Turbine angetriebenen Gebläse, wobei die Turbine von einer Raketenbrennkammer beaufschlagt wird, die mit Brennstoff und einem Oxydationsmittel arbeitet, die von dem Flugzeug mitgeführt werden, und es können, falls erforderlich, zur Unterstützung des Startens oder der Beschleuniguüg durch den übergangschallbereich Verstärkerräketen vorgesehen sein.The turbine jet engines can be replaced by turbo rocket engines be, d. H. by engines with a fan driven by a turbine, wherein the turbine is acted upon by a rocket combustion chamber which is filled with fuel and an oxidizer carried by the aircraft, and If necessary, it can be used to support starting or acceleration be provided by the transitional sound area amplifiers.

Claims

Claims: 1. Air inlet for air-breathing jet engines from supersonic planes, d u r g e n g e n n -z e i c h n e t that he is from one There is a roof-shaped guide section running under the fuselage, both of which flat side surfaces (16) are in one in the longitudinal plane of symmetry (18) of the inlet lying ridge line (17) meet and their leading edges (19) from a front tapered end (20) diverge from, and that a leading edge (22) supporting component (21) bridges the guide section downstream of the pointed end and delimited by the side surfaces (16) -an inflow opening.

2. Air inlet according to claim 1, which is divided by a partition into two air inlet ducts, of which one duct leads to a turbine jet engine which takes over the operation during the start-up and acceleration of the aircraft and the other duct leads to a Lorin engine which takes over the operation during cruising speed, wherein the channel leading to the turbine jet engine can be closed by a flap during operation of the Lorin engine, characterized in that the lower wall of the combustion chamber (15) of the Lorin engine forming component (21) delimited air inlet through a partition wall (23) forming the upper wall of the combustion chamber (15) of the Lorin engine into an upper air inlet duct (50 a) leading to the turbine jet engine (14) and a lower air inlet duct (50 a) leading to the Lorin engine ( 50b) is divided and that the Ve Closing the duct (50a ) leading to the turbine jet engine (14) is designed as a second roof-shaped guide section (24) pivotably mounted on the inflow end of the partition wall (23), the two flat side surfaces (25 a, 25 b) of which are in a plane of symmetry of the Inlet lying second ridge line (26) meet, which in the closed position of the second guide section (24) forms an obtuse angle (A) with the ridge line of the first guide section and that the side surfaces (25 a, 25 b) of the second guide section (24) guide edges (27) which, in the closed position of the second guide section, diverge along the side surfaces (16) of the first guide section from the tip (44) of the obtuse ridge angle (A) to the ends of the leading edge (22) of the component (21) on both sides extend.

3. Air inlet according to claim 2, characterized in that the side surfaces (16, 25a, 25b) and the ridge line (17, 26) of the first and the second guide section in the second position of the second guide section extend substantially parallel to one another.

4. Air intake after Claim 2 or 3, characterized in that the lower wall of the Lorin engine combustion chamber forming component (21) around one lying in the area of the constriction of the combustion chamber Axis (30 a) is pivotable.

5. Air inlet according to one of claims 2 to 4, characterized in that a gap (44) is provided between the guide edges (27) of the side surfaces (25a, 25b) of the second guide section (24) and the side surfaces (16) of the first guide section through which the boundary air layer flowing over the side surfaces (16) of the first guide section can be removed.

6. Air inlet according to claim 5, characterized in that the Boundary air layer through openings (56) in the side surfaces (16) of the first guide section which are connected to outlets (28) in the outer surface of the aircraft, discharge bax is.

7. Air inlet according to one of claims 1 to 6, characterized in that the first roof-shaped guide portion and the leading edge (22) supporting component (21) through the side walls (16) or through the base body (21) of the triangular cross-section flight tool body are formed. References considered: U.S. Patent Nos. 2,971,331, 2,970,431 ; SAE Journal 69, Vol. No. 7, (July 1961), pp-34, 35.