DE1227733B - Staustrahltriebwerk - Google Patents
StaustrahltriebwerkInfo
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Description
DEUTSCHES
PATENTAMT
AUSLEGESCHRIFT
Int. α.:
F02k
Deutsche Kl.: 46 g - 8/10
Nummer: 1227 733
Aktenzeichen: B 719001 a/46 g
Anmeldetag: 15. Mai 1963
Auslegetag: 27. Oktober 1966
Die Erfindung betrifft ein Staustrahltriebwerk in Form eines Kanals mit einem Ansaugabschnitt, der
zu einer Ansaugöffnung hin konvergiert, mit einem Brennkammerabschnitt und einem konvergent-divergenten
.Schubdüsenabschnitt, wobei die Wände des Kanals relativ zueinander beweglich sind und die Ansaugöffnung
sowie Querschnittsflächen der Brennkammer auf ihrer gesamten Länge und der Schubdüse
gleichzeitig verändern.
Es ist bei Strahltriebwerken für Flugzeuge mit Überschallgeschwindigkeit bereits bekannt, den zur
Ansaugöffnung der Brennkammer hin konvergierenden Ansaugabschnitt einstellbar zu machen, so daß
das Verhältnis des Einfangquerschnitts zum Ansaugquerschnitt verändert werden kann (USA.-Patentschritt
3 032 977 und »The Aeroplane«, 1959). Es ist auch bekannt, den konvergent-divergenten Schubdüsenabschnitt
einstellbar zu machen, um das Verhältnis des Öffnungsquerschnitts zum Austrittsquerschnitt
zu verändern.
Andererseits ist es auch bekannt (USA.-Patentschrift 2700515), die Unterseite und Oberseite des
Tragflügels eines mit Unterschallgeschwindigkeit fliegenden Flugzeuges in eine obere und untere Hälfte
aufzuspalten, die jeweils mittels einer Gelenkverbindung an dem einzigen Holm der Tragfläche befestigt
ist. Sind die Tragflächenunterseite und Oberseite in der geschlossenen Stellung, so bilden sie eine
übliche Tragfläche. Werden sie aber nach oben und unten ausgefahren, so bilden sie die oberen und
unteren Begrenzungswände eines Strahltriebwerks, dessen Ansaugabschnitt von dem Holm und dem
Vorderteil der beiden Tragflächenseiten gebildet wird, während der Brennkammerabschnitt von den
mittleren und die Schubdüse von den konvergierenden Wänden der Tragflügelhälften gebildet ist. In
dem Holm ist auch die Brennstoffzufuhr und Zündeinrichtung für die Brennkammer untergebracht. Die
das Strahltriebwerk begrenzenden Wände, nämlich die Tragflächenoberseite und Unterseite, sind somit
über die gesamte Länge des Strahltriebwerks relativ zueinander beweglich. Mit der bekannten Vorrichtung
wird jedoch der Zweck verfolgt, den durch die Bauabmessungen eines Strahltriebwerks auftretenden
erheblichen Strömungswiderstand zu verkleinern, wenn die Antriebskraft des Strahltriebwerks nicht
gebraucht wird. Dies ist dann der Fall, wenn das Flugzeug noch mit einer anderen Antriebsquelle ausgerüstet
ist. Solange das Flugzeug mit Hilfe dieser Antriebsquelle fliegt, ist das Strahltriebwerk von den
Tragflügelhälften umschlossen und weist deshalb keinen zusätzlichen Luftwiderstand auf. Erst beim In
Staustrahltriebwerk
Anmelder:
Bristol Siddeley Engines Limited, Bristol
(Großbritannien)
(Großbritannien)
Vertreter:
Dr.-Ing. H. Negendank, Patentanwalt,
Hamburg 36, Neuer Wall 41
Hamburg 36, Neuer Wall 41
Als Erfinder benannt:
Noel Richard Hemming,
John Brian Davis,
Raymond John Lane,
Michael James Welch, Bristol (Großbritannien)
Beanspruchte Priorität:
Großbritannien vom 16. Mai 1962 (18 864),
vom 22. August 1962 (32262) ■
betriebsetzen des Strahltriebwerks werden die Tragflügelhälften ausgefahren. Eine solche Vorrichtung
ist aber für Überschallgeschwindigkeiten nicht geeignet. Es treten daher bei dieser Vorrichtung nicht die
von der Überschallgeschwindigkeit herrührenden Probleme auf.
Bei Überschallgeschwindigkeit mit zunehmender Mach-Zahl nimmt das Kompressionsverhältnis an
der Ansaugöffnung des Triebwerks zu und führt zu Änderungen in der Mach-Zahl der Vorverbrennung.
Diese Änderungen beeinflussen wesentlich den Verbrennungsvorgang, insbesondere bei Triebwerken,
die einen großen Überschallgeschwindigkeitsbereich überstreichen.
Der Erfindung liegt deshalb die Aufgabe zugrunde, die Mach-Zahl für die Vorverbrennung besser kon-
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stant zu halten und bei höheren Mach-Zahlen eine Überhitzung der Verbrennungskammerwände zu vermeiden.
Diese Aufgabe ist bei einem Staustrahltriebwerk der eingangs geschilderten Art erfindungsgemäß
dadurch gelöst, daß die Querschnittsflächenveränderung bei Betrieb mit Überschallfluggeschwindigkeit
in umgekehrtem Verhältnis zur Flug-Machzahl vorgenommen wird.
Damit ist der Vorteil vermittelt, daß infolge des Anstiegs der Vorverbrennungstemperatur bei höheren
Mach-Zahlen, beispielsweise bei Mach 4 bis 5, die Wände der Verbrennungskammer nicht zu stark
erhitzt werden. Bei Überschallfluggeschwindigkeiten führt die Querschnittsverringerung der Brennkammer
sowie des Ansaugabschnitts und des Schubdüsenabschnitts zu einer besseren Verwendung der Luft
zu Kühlzwecken. Gerade bei den dann herrschenden hohen Betriebstemperaturen ist dies sehr vorteilhaft.
Auch wird die Mach-Zahl für die Vorverbrennung besser konstant gehalten.
In vorteilhafter Weiterbildung der Erfindung ist die
eine Wand des Kanals fest am Flugzeugkörper angeordnet und die ihr gegenüberliegende Wand beweglich.
Dadurch lassen sich die Querschnittsabmessungen des Strahltriebwerks in einfacher und zweckmäßiger
Weise verändern. Insbesondere kann dabei die bewegliche Wand schwenkbar um eine Achse gelagert
sein, die senkrecht zur Richtung des Luftstroms durch den Kanal vor der Ansaugöffnung angeordnet
ist. Die Lage der Schwenkachse wird im wesentlichen durch die gewünschte Beziehung zwischen den Querschnittsflächenveränderungen
des Ansaugabschnitts und der Schubdüse bestimmt. Zusätzlich können auch noch andere Faktoren berücksichtigt werden, beispielsweise
in Abhängigkeit davon, ob der Einfangquerschnitt und das Brennstoff-Luft-Verhältnis konstant
gehalten oder entsprechend der Mach-Zahl veränderlich sein sollen.
In vorteilhafter Weiterbildung der Erfindung können auch die die Ansaugöffnung bildenden Wände
eine primäre Ansaugfläche und eine sekundäre Ansaugfläche aufweisen, von denen die sekundäre Ansaugfläche
gegenüber der primären Ansaugfläche bei zunehmender Fluggeschwindigkeit in Flugrichtung
nach vorn und bei abnehmender Fluggeschwindigkeit nach hinten verschiebbar ist. Dadurch können
Fehler in den Längenabmessungen der konvergierenden Wände des Ansaugäbschnitts vermieden werden,
die eine Ausbildung der Stoßwelle an einer ungeeigneten Stelle des Ansaugabschnitts zur Folge haben.
In weiterer Ausbildung der Erfindung sind die die Austrittsfläche der Schubdüse bildenden Wände des
Kanals relativ zueinander und unabhängig von den anderen veränderlichen Größen relativ zueinander
beweglich. Dadurch kann bei niedrigen Mach-Zahlen der Austrittsquerschnitt der Schubdüse vermindert
und bei höheren Mach-Zahlen vergrößert werden. Vorzugsweise kann dabei eine der beiden gegenüberliegenden
Wände des Kanals zwei Teile aufweisen, die mittels Gelenken in Bereiche der Schubdüsenöffnung
miteinander verbunden und im Winkel zueinander beweglich sind. Insbesondere kann die bewegliche
Wand die beiden durch Gelenke verbundenen Teile aufweisen. Die Erfindung wird nachstehend
an Hand der Zeichnung näher erläutert. Es zeigt
F i g. 1 einen Längsschnitt durch ein Strahltriebwerk zum Antrieb eines Flugzeuges mit Überschall-■fluggeschwindigkeit
von Mach 4 bis Mach 7,
F i g. 2 eine Ansicht des Triebwerks, von unten ohne Darstellung der Schrägflächen des Ansaugabschnitts
und der Schubdüse,
F i g. 3 einen Querschnitt längs der Linie III-III in
Fig. 1 und 2,
F i g. 4 einen Schnitt durch den Ansaugabschnitt mit Ausbildung der Stoßwellen und
Fig. 5 ein weiteres Ausführungsbeispiel eines Strahltriebwerks im Längsschnitt.
ίο Das in den F i g. 1 bis 4 dargestellte Staustrahltriebwerk
ist in der Tragfläche eines Flugzeuges angeordnet. Die Tragfläche weist ein niedriges Schlankheitsverhältnis
auf. Das Flugzeug ist für Überschallfluggeschwindigkeiten bis zu Mach 7 geeignet. Ein
Teil der Tragflächenunterseite ist als Luftansaugfläche 10 für das Triebwerk gemäß F i g. 1 ausgebildet.
Die Schubdüsenfläche 11 erstreckt sich durch die Tragfläche und läuft nach vorn in einen Abschnitt
12 aus, der die obere Seite der konvergent-divergenten Düsenöffnung 13 darstellt. Der Abschnitt 13 setzt
sich in der Fläche 14 fort, die die obere Wand der Brennkammer 15 bildet. Die Wände 11, 12 und 14
sind im Flugzeugkörper starr angeordnet. Der Gleitkörper 16, der in Längsrichtung auf der Brennkammerwand
14 und einer Rückseitenverlängerung der Ansaugfläche 10 verschiebbar angeordnet ist, weist
eine Fläche 17 zur Bildung einer sekundären Ansaugfläche und eine Fläche 18 auf, die gegenüber der
Fläche 10 zur Bildung des Grenzschichtluftkanals 19 im Abstand angeordnet ist.
Ein einen rechteckigen Querschnitt aufweisender kanalförmiger Schwenkteil 20 ist mit Seitenwänden
21 und 22 versehen, zwischen denen der Gleitkörper 16, die Brennkammerwand 14 und ein Teil der
Schubdüsenfläche 11 angeordnet sind, und die in eine Ausnehmung 23 des Flugzeugkörpers greifen.
Der Boden des Schwenkteils 20 ist im Längsschnitt etwa dreieckförmig gestaltet und bildet die untere
Brennkammerwand 24, den Abschnitt 26 und den Boden 25 der Schubdüse. Die Unterseite 27 des
Schwenkteils dient zur Auftriebserzeugung. Die Brennkammerwand 24 läuft vorn in die Ansauglippe
28 aus und bildet zusammen mit dem abströmseitigen Ende 50 der Fläche 17 eine Ansaugöffnung 29.
Auf der Abströmseite der Ansaugöffnung 29 ist der Gleitkörper 16 zur Oberseite 14 der Brennkammer
hin zurückgesetzt und bildet einen sogenannten »Kippdiffusor«. Der Brennstoff gelangt an der Stelle
30 in die Brennkammer 15.
Bei einer Fluggeschwindigkeit von Mach 7 nimmt der Schwenkteil 20 die in voll ausgezogenen Linien
dargestellte Stellung ein. Er ist mittels eines Drehzapfens 31, der vor der Ansaugöffnung 29 angeordnet
ist, mit dem Flugzeugkörper verbunden, so daß er durch die Hebevorrichtungen 32 in die in strichpunktierten
Linien 33 gezeigte Stellung geschwenkt werden kann, was einer Fluggeschwindigkeit von
etwa Mach 3 entspricht.
Die in den Kanal 19 eintretende Grenzschichtluft wird durch die in den Seitenwänden 21 und 22 des Schwenkteils 20 vorgesehenen Öffnungen 34 abgegeben. Die durch den notwendigen Abstand zwischen den Seitenwänden21 und 22 und den Wändenil, 12, 14 und 17 in die Kanäle 35 eintretende Luft einschließlich Verbrennungsgasen werden am rückwärtigen Teil des Flugzeuges in eine Niederdruckzone abgegeben. Dadurch ist das Eintreten von heißem, unter hohem Druck stehendem Strömungsmittel in
Die in den Kanal 19 eintretende Grenzschichtluft wird durch die in den Seitenwänden 21 und 22 des Schwenkteils 20 vorgesehenen Öffnungen 34 abgegeben. Die durch den notwendigen Abstand zwischen den Seitenwänden21 und 22 und den Wändenil, 12, 14 und 17 in die Kanäle 35 eintretende Luft einschließlich Verbrennungsgasen werden am rückwärtigen Teil des Flugzeuges in eine Niederdruckzone abgegeben. Dadurch ist das Eintreten von heißem, unter hohem Druck stehendem Strömungsmittel in
die unter niedrigerem Druck stehenden Teile des Triebwerkkanals wirksam verhindert.
In F i g. 4 ist die Stellung des Schwenkteils 20 für eine Fluggeschwindigkeit von Mach 4 in voll ausgezogenen
Linien dargestellt. Dabei gehen von den führenden Rändern der primären und sekundären
Schrägflächen 10 bzw. 17 die Stoßwellen 36 und 37 aus, wobei die Stoßwelle 37 die Lippe 28 berührt.
Für den Einfangquerschnitt ist der Abstand 38 maßgebend,
der sich vom Schnittpunkt der Grenzschicht-Oberseite 39 mit der Stoßwelle 36 bis zu der auf die
Lippe 28 auftreffenden Stromlinie 40 erstreckt. Die Stromlinie 40 erleidet beim Durchgang durch die
Stoßwelle 36 eine Ablenkung. Unter dieser Bedingung ist der Querschnitt der Ansaugöffnung 29 in
bezug auf die Form des Ansaugabschnittes und die Mach-Zahl so gewählt, daß der Betrieb für die kritische
Bedingung (eine normale Stoßwelle an der Öffnung) möglich ist. Andererseits ist dabei die Querschnittsfläche
des Kanals am abströmseitigen Ende des Unterschalldiffusors so gewählt, daß die Mach-Zahl
der Luft bei der Vorverbrennung etwa 0,3 beträgt.
Für eineüberschallfluggeschwindigkeit mit Mach 7
soll etwa derselbe Einfangquerschnitt erzielt werden, um zu vermeiden, daß die Mach-Zahl bei der Vorverbrennung
auf unter 0,2 absinkt. Gleichzeitig mit einer passenden Änderung der Querschnittsfläche der
Schubdüseneinschnürung, beispielsweise auf Grund eines bis zum stöchiometrischen Wert bei maximaler
Mach-Zahl ansteigenden Brennstoff-Luft-Verhältnisses, wird dies dadurch erreicht, daß die Außenwand
des Schwenkteils 20 um den Drehzapfen 31 in die in gestrichelten Linien dargestellte Stellung 20' verbracht
wird.
Wird jedoch dabei die Lage der sekundären Ansaugfläche 17 nicht verändert, so berührt die von der
Ansauglippe 28' ausgehende Stoßwelle 41', die der von der Ansauglippe 28 ausgehenden Stoßwelle entspricht,
nicht mehr das abströmseitige Ende 50 der sekundären Fläche 17. Dies führt zu unerwünschten
Stoßverhältnissen in dem Ansaugabschnitt. Zur Vermeidung dieses Fehlers wird der Gleitkörper 16 in
Flugrichtung nach vorn verschoben, so daß die Ansaugfläche 17 in die Stellung 17" und die Stoßwelle
37' in die Stellung 37" gebracht wird. Dann trifft die Stoßwelle 41' auf das Ende 50 der sekundären Ansaugfläche
17 auf. Außerdem berührt die Stromlinie 40' in der neuen Stellung 40" die Ansauglippe 28'.
Somit wird bei einer Fluggeschwindigkeit mit Mach 4 eine schräg von der Ansauglippe 28 fortgerichtete
Stoßwelle 41 erzeugt, die das abströmseitige Ende 50 der sekundären Ansaugfläche 17 berührt,
wobei beim Übergang von Überschallgeschwindigkeit auf Unterschallgeschwindigkeit in der Ansaugöffnung
eine normale Stoßwelle 42 ausgebildet wird. Bei einer Fluggeschwindigkeit mit Mach 7 bewegt
sich die Stoßwelle 41 in die Stellung 4Γ und die normale Stoßwelle 42 etwa in die Stellung 42', wobei die
Lage der normalen Stoßwellen in bekannter Weise von der Brennstoffzufuhr abhängig ist.
In F i g. 5 ist eine weitere Ausführungsform des Strahltriebwerks dargestellt. Die bereits in den
F i g. 1 bis 4 vorkommenden Bezugszeichen sind in F i g. 5 mit dem Index α versehen. In F i g. 5 ist der
Schwenkteil 20 a zweiteilig ausgebildet und weist einen vorderen Teil 49 und einen hinteren Teil 51
auf, die im Bereich der Schubdüsenöffnung 13 α um ein Gelenk 60 schwenkbar angeordnet sind. Der
hintere Teil 51 des Schwenkteils 20 a weist einen Boden auf, der die untere Schubdüsenfläche 25 α bildet.
Die Seitenwände 52 des hinteren Teils 51 greifen in die Ausnehmung 23 a. Die Hebevorrichtungen 53
verschwenken den hinteren Teil 51 um das Gelenk zur Änderung der Winkelstellung zwischen den
beiden Teilen 49 und 51.
Bei einer Fluggeschwindigkeit mit Mach 7 befindet sich der Teil 51 in der in F i g. 5 in voll ausgezogenen
Linien gezeigten Stellung, in der die Unterseite mit der Unterseite 27a des Teils 49 fluchtet. An
den Unterseiten 27 a und 54 wird deshalb ein maximaler Auftrieb erzeugt. Außerdem wird der von den
auskragenden Maschinenteilen erzeugte Strömungswiderstand dadurch unterdrückt, daß die untere
Stromlinie 55 am Ende der Schubdüsenöffnung nach unten gerichtet ist. Bei Fluggeschwindigkeiten mit
kleinerer Mach-Zahl wird der Teil 51 mittels der Hebevorrichtungen 53 nach oben geschwenkt, so daß
der Austrittsquerschnitt der Schubdüse und der schräge Winkel der unteren Stromlinie 55 verkleinert
wird. Dabei tritt so lange kein Widerstand auf, bis die Stromlinien in Richtung nach oben abgelenkt
wird. Dies tritt bei gewissen Schubdüsenanordnungen in mittleren Geschwindigkeiten öfters auf.
Claims (7)
1. Staustrahltriebwerk in Form eines Kanals mit einem Ansaugabschnitt, der zu einer Ansaugöffnung
hin konvergiert, mit einem Brennkammerabschnitt und einem konvergent-divergenten
Schubdüsenabschnitt, wobei die Wände des Kanals relativ zueinander beweglich sind und die Ansaugöffnung
sowie Querschnittsflächen der Brennkammer auf ihrer gesamten Länge und der Schubdüse
gleichzeitig verändern, dadurch gekennzeichnet, daß die Querschnittsflächenveränderung
bei Betrieb mit Uberschallfluggeschwindigkeit im umgekehrten Verhältnis zur Flug-Machzahl vorgenommen wird.
2. Staustrahltriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die die Ansaugöffnung
bildenden Wände eine primäre Ansaugfläche (10) und eine sekundäre Ansaugfläche (17) aufweisen,
von denen die sekundäre Ansaugfläche gegenüber der primären Ansaugfläche bei zunehmender
Fluggeschwindigkeit in Flugrichtung nach vorn und bei abnehmender Fluggeschwindigkeit nach
hinten verschiebbar ist.
3. Staustrahltriebwerk nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die den Austrittsquerschnitt der Schubdüse bestimmenden Wände
(11, 25) relativ zueinander und unabhängig von den anderen veränderlichen Größen beweglich
sind.
4. Staustrahltriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet,
daß eine Wand (11, 12, 14) des Kanals fest am Flugzeugkörper angeordnet ist und die ihr gegenüberliegende
Wand (20) beweglich ist.
5. Staustrahltriebwerk nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die bewegliche Wand
(20) schwenkbar um eine Achse (31) gelagert ist, die senkrecht zur Richtung des Luftstroms durch
den Kanal vor der Ansaugöffnung angeordnet ist.
6. Staustrahltriebwerk nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß eine der beiden
gegenüberliegenden Wände des Kanals zwei Teile (49, 51) aufweist, die mittels Gelenken (60) im
Bereich der Schubdüsenöffnung miteinander verbunden und im Winkel zueinander beweglich
sind.
7. Staustrahltriebwerk nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die bewegliche Wand
(25 a) die beiden durch Gelenke miteinander verbundenen Teile (49, 51) aufweist.
In Betracht gezogene Druckschriften: USA.-Patentschriften Nr. 3 032 977, 2700515;
»The Aeroplane«, 97. Band, Nr. 2497 (28.8.1959), S. 69.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
609 708/107 10.66 © Bundesdruckerei Berlin
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
GB18864/62A GB1040444A (en) | 1962-05-16 | 1962-05-16 | Improvements in ramjet engines |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE1227733B true DE1227733B (de) | 1966-10-27 |
Family
ID=10119729
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DEB71900A Pending DE1227733B (de) | 1962-05-16 | 1963-05-15 | Staustrahltriebwerk |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US3250071A (de) |
DE (1) | DE1227733B (de) |
GB (1) | GB1040444A (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0593987A1 (de) * | 1992-10-22 | 1994-04-27 | Daimler-Benz Aerospace Aktiengesellschaft | Querschnittsgeregelter Rechteck-Lufteinlauf |
Families Citing this family (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5097663A (en) * | 1989-03-23 | 1992-03-24 | General Electric Company | Scramjet combustor |
US5072581A (en) * | 1989-03-23 | 1991-12-17 | General Electric Company | Scramjet combustor |
US5072582A (en) * | 1989-03-23 | 1991-12-17 | General Electric Company | Scramjet combustor |
US5109670A (en) * | 1989-03-23 | 1992-05-05 | General Electric Company | Scramjet combustor |
US5103633A (en) * | 1989-03-23 | 1992-04-14 | General Electric Company | Scramjet combustor |
US5081831A (en) * | 1989-03-23 | 1992-01-21 | General Electric Company | Scramjet combustor |
US5085048A (en) * | 1990-02-28 | 1992-02-04 | General Electric Company | Scramjet including integrated inlet and combustor |
US5214914A (en) * | 1990-04-30 | 1993-06-01 | The Johns Hopkins University | Translating cowl inlet with retractable propellant injection struts |
RU2460892C1 (ru) * | 2011-04-29 | 2012-09-10 | Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" | Способ регулирования сверхзвукового воздухозаборника |
CN112580222B (zh) * | 2020-12-28 | 2024-02-23 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种解决尾椎烧蚀问题的喷管改进方法及系统 |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2497A (en) * | 1842-03-18 | henry porter | ||
US2700515A (en) * | 1951-07-31 | 1955-01-25 | Reder Otto | Airplane ram-jet propulsion system |
US3032977A (en) * | 1958-06-05 | 1962-05-08 | Gen Electric | Correlated bypass inlet and outlet control for a supersonic reaction powerplant |
Family Cites Families (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US1725914A (en) * | 1927-08-19 | 1929-08-27 | Hallowell Edison | Device for propelling aircraft at high altitudes by direct fluid reaction |
US3017140A (en) * | 1959-03-27 | 1962-01-16 | John R Barnard | Propulsion and lifting surface system for aerial vehicles |
-
1962
- 1962-05-16 GB GB18864/62A patent/GB1040444A/en not_active Expired
-
1963
- 1963-05-01 US US277152A patent/US3250071A/en not_active Expired - Lifetime
- 1963-05-15 DE DEB71900A patent/DE1227733B/de active Pending
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2497A (en) * | 1842-03-18 | henry porter | ||
US2700515A (en) * | 1951-07-31 | 1955-01-25 | Reder Otto | Airplane ram-jet propulsion system |
US3032977A (en) * | 1958-06-05 | 1962-05-08 | Gen Electric | Correlated bypass inlet and outlet control for a supersonic reaction powerplant |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0593987A1 (de) * | 1992-10-22 | 1994-04-27 | Daimler-Benz Aerospace Aktiengesellschaft | Querschnittsgeregelter Rechteck-Lufteinlauf |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US3250071A (en) | 1966-05-10 |
GB1040444A (en) | 1966-08-24 |
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