DE2046079B1

DE2046079B1 - AIR BREATHING SPRAY PIPE

Info

Publication number: DE2046079B1
Application number: DE19702046079
Authority: DE
Inventors: Werner Dipl Ing 8000 Mun chen F16b5O2 Eick
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm GmbH, 8000 München
Priority date: 1970-09-18
Filing date: 1970-09-18
Publication date: 1971-12-23

Description

Die Erfindung betrifft ein luftatmendes Strahlrohr zum Antrieb von Luftfahrzeugen in einem weiten Fluggeschwindigkeitsbereich mit Einrichtungen zum intermittierenden Betrieb bei Gleichraumverbrennung vorzugsweise im Überschallflugbereich. The invention relates to an air-breathing jet pipe for driving Aircraft in a wide airspeed range with facilities for intermittent operation with constant room combustion, preferably in the supersonic flight range.

Als Nachteil bei herkömmlichen Strahltriebwerken der genannten Art wird angesehen, daß sie jeweils nur in einem bestimmten, beschränkten Fluggeschwindigkeitsbereich wirtschaftlich einsetzbar sind. Es muß deshalb bei Luftfahrzeugen, welche in einem sehr weiten Fluggeschwindigkeitsbereich eingesetzt werden sollen, für die verwendeten Triebwerke in einem Teilbereich ein schlechter Wirkungsgrad in Kauf genommen werden, oder das Luftfahrzeug muß mit mehreren Triebwerkstypen ausgestattet werden, welche jeweils nur in dem für sie günstigsten Leistungsbereich in Betrieb sind. As a disadvantage of conventional jet engines of the type mentioned it is considered that they are each only in a certain, restricted airspeed range can be used economically. It must therefore be used in aircraft that are in one very wide airspeed range should be used for the used Engines in a sub-area a poor degree of efficiency are accepted, or the aircraft must be equipped with several engine types, which are only in operation in the most favorable performance range for them.

Es sind auch bereits sogenannte Hybrid-Triebwerke bekannt, bei denen zwei oder mehrere verschiedene Triebwerkstypen zu einer baulichen Einheit zusammengefaßt sind. Insbesondere wurde für den Flug mit hohen Machzahlen ein Hybrid-Triebwerk bekannt, welches aus einem Staustrahltriebwerk sowie einem in dessen Innerem koaxial dazu angeordneten Turbinenstrahltriebwerk zusammengesetzt ist. Das Turbinenstrahltriebwerk dient dabei zum Start sowie zur Beschleunigung im Unterschallflugbereich, während das Staustrahltriebwerk für den Überschaliflugbereich eingesetzt wird (»Griffon 02« in: Gericke/Dierich: Triebwerke für Flugzeuge und Flugkörper, Stephans Verlagsgesellschaft GmbH, Darmstadt, S. 100). Ein Nachteil dieser Kombination wird darin gesehen, daß für die in verhältnismäßig kurzer Zeit durchflogene Beschleunigungsphase im Unterschallbereich ein sehr aufwendiges Triebwerk mitgeführt werden muß, welches für die Hauptflugphase lediglich widerstandserhöhenden Ballast darstellt. So-called hybrid engines are also known in which two or more different types of engines combined into one structural unit are. In particular, a hybrid engine was used for flight with high Mach numbers known, which consists of a ramjet engine and a coaxial inside to arranged turbine jet engine is composed. The turbine jet engine serves to take off and accelerate in the subsonic flight range while the ramjet engine is used for the supersonic flight range (»Griffon 02 «in: Gericke / Dierich: Engines for airplanes and missiles, Stephans Verlagsgesellschaft GmbH, Darmstadt, p. 100). A disadvantage of this combination is seen in that for the subsonic acceleration phase flown through in a relatively short time a very complex engine must be carried, which for the main flight phase represents only resistance-increasing ballast.

Es ist auch ein intermittierend arbeitendes Strahlrohr bekannt, dem eine weitere, mit Einspritzeinrichtungen sowie einer Auslaßdüse versehene Brennkammer nachgeschaltet ist. Diese erhält ihre Verbrennungsluft über Ejektoröffnungen, die zwischen Strahlrohr und nachgeschalteter Brennkammer geöffnet werden können (deutsche Patentschrift 1247754). There is also an intermittently working jet pipe known, the another combustion chamber provided with injection devices and an outlet nozzle is downstream. This receives its combustion air via ejector openings, the can be opened between the jet pipe and the downstream combustion chamber (German Patent 1247754).

Im Normalbetrieb erhält die nachgeschaltete Brennkammer intermittierend einströmende Brenngase aus dem Strahlrohr, die mit Frischluft und Brennstoff zusammen einen Nachverbrennungsprozeß durchführen. Bei bestimmten hohen Fluggeschwindigkeiten wird das Strahlrohr abgeschaltet, während die nachgeschaltete Brennkammer durch das stetige Einströmen von Frischluft auf eine stetige Arbeitsweise übergeht. Auch in diesem Fall ist das vordere Strahlrohr während der Schnellflugphase nicht an der Vortriebserzeugung beteiligt, sondern wirkt sich wegen seines Gewichts und seiner Widerstandsfiäche nachteilig aus.In normal operation, the downstream combustion chamber receives intermittent Inflowing fuel gases from the jet pipe combined with fresh air and fuel perform an afterburning process. At certain high airspeeds the radiant tube is switched off while the downstream combustion chamber is through the steady flow of fresh air changes to a steady way of working. Even in this case the front jet pipe is not on during the high-speed flight phase the generation of propulsion involved, but affects because of its weight and its Resistance surface is disadvantageous.

In der USA.-Patentschrift 3 078 660 ist ferner ein Triebwerk beschrieben, das einen Ventilkörper aufweist, der in Richtung der Triebwerkslängsachse verschiebbar angeordnet ist. Für einen intermittierenden Betrieb des Triebwerkes im Stand ist es erforderlich, daß die Flatterventile des Ventilkörpers mit relativ geringer Vorspannung eingestellt sind. Bei einer derartigen Einstellung werden sich jedoch bei der Verwendung des Ventilkörpers als Flammenhalter die Ventile öffnen, so daß der für die Flammenstabili- sierung notwendige Unterdruck hinter dem Flammenhalter im Bereich des stetigen Betriebes nicht gewährleistet ist. Eine Aufrechterhaltung des intermittierenden Betriebs im Übergang vom Unterschall-Flugbereich zum Überschall-Flugbereich oder im Überschall-Flugbereich selbst ist bei diesem Triebwerk nicht möglich. Letzteres gilt auch für Triebwerke nach Art des in der deutschen Patentschrift 887 432 beschriebenen Triebwerkes, die einen quer zur Triebwerkslängsachse schwenkbaren Rost aufweisen und bei denen insbesondere Schwierigkeiten bei der Flammenstabilisierung auftreten, wozu die genannte Patentschrift keine Lösungen aufzeigt. In the United States patent specification 3,078,660 an engine is also described, which has a valve body which is displaceable in the direction of the longitudinal axis of the engine is arranged. Is capable of intermittent operation of the engine it is necessary that the flutter valves of the valve body with a relatively low bias are set. However, with such a setting, when using of the valve body as a flame holder open the valves so that the ization necessary negative pressure behind the flame holder in the area of continuous operation is not guaranteed. Maintaining intermittent operation in Transition from subsonic flight range to supersonic flight range or in supersonic flight range itself is not possible with this engine. The latter also applies to engines on the type of engine described in German patent specification 887 432, the have a grate that can be pivoted transversely to the longitudinal axis of the engine and where in particular Difficulties in flame stabilization occur, including the said patent shows no solutions.

Demgegenüber liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, ein Hybrid-Triebwerk der eingangs genannten Art derart auszubilden, daß ein luftatmendes Strahlrohr im Stand und im Unterschall-Flugbereich bis zum maximal erreichbaren tJberschall-Flugbereich mit einem günstigen Wirkungsgrad betreibbar ist. In contrast, the invention is based on the object of a hybrid engine of the type mentioned in such a way that an air-breathing jet pipe in the Stand and in the subsonic flight range up to the maximum achievable supersonic flight range can be operated with a favorable efficiency.

Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß in der Brennkammer eine diese in einem stromaufwärtigen Brennraumabschnitt und einen stromabwärtigen Brennraumabschnitt unterteilende, axial verschiebbare Reflektorblende angeordnet ist, deren freier Öffnungsquerschnitt für den Durchtritt des Arbeitsstromes veränderbar ist. This object is achieved according to the invention in that in the combustion chamber one of these in an upstream combustion chamber section and one downstream Arranged axially displaceable reflector screen dividing combustion chamber section is whose free opening cross-section for the passage of the working current can be changed is.

Durch die im Brennraum des Strahlrohres angeordnete und diesen in zwei Brennraumabschnitte teilende veränderbare Reflektorblende wird eine im Unterschall-Flugbereich im vorderen Brennraumabschnitt stattfindende intermittierende Gleichraumverbrennung und dann im Überschall-Flugbereich eine im hinteren Brennraumabschnitt stattfindende stetige Gleichdruckverbrennung hervorgerufen. Im Hinblick auf den durch das Triebwerk aufzubringenden Schub steigender Charakteristik ist es dabei von Vorteil, daß die Gleichraumverbrennung auch in der Übergangsphase und im Überschall-Flugbereich aufrechterhalten werden kann. Das Strahlrohr kann im Stand in bekannter Weise nach Art eines Pulso-Triebwerkes gestartet werden. Auch während der ersten Beschleunigungsphase im unteren Fluggeschwindigkeitsbereich arbeitet das Triebwerk intermittierend. Dabei wird mittels der verschiebbaren Reflektorblende eine Anpassung des vorderen Brennraumabschnittes an die steigenden Staudrücke sowie die zugeführten Brennstoffmengen erreicht. Through the arranged in the combustion chamber of the radiant tube and this in A changeable reflector screen dividing two combustion chamber sections becomes one in the subsonic flight range intermittent constant-space combustion taking place in the front section of the combustion chamber and then in the supersonic flight area one in the rear section of the combustion chamber constant constant pressure combustion caused. In terms of by the engine To be applied thrust of increasing characteristics, it is advantageous that the Constant room combustion also maintained in the transition phase and in the supersonic flight range can be. The jet pipe can be used in a known manner in the manner of a pulso engine to be started. Also during the first acceleration phase in the lower airspeed range the engine works intermittently. This is done by means of the sliding reflector screen an adaptation of the front combustion chamber section to the increasing dynamic pressures and the amount of fuel supplied has been reached.

In Ausgestaltung der Erfindung ist beim Start und im niedrigen Unterschall-Flugbereich die Refiektorblende so verstellt, daß das Volumen des stromaufwärtigen Brennraumabschnitts sowie der freie Öffnungsquerschnitt der Reflektorblende im Bereich ihres im Hinblick auf den Betrieb des Strahlrohres vorgesehenen Minimums liegen. Dadurch ergibt sich im vorderen Brennraumabschnitt eine für den Start günstige hohe Frequenz der Druckschwingung. In an embodiment of the invention is at takeoff and in the low subsonic flight range the reflector diaphragm adjusted so that the volume of the upstream combustion chamber section as well as the free opening cross-section of the reflector screen in the area of their in view on the operation of the jet pipe. This results in in the front section of the combustion chamber a high frequency of pressure oscillation which is favorable for the start.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung wird bei zunehmender Brennstoffmenge zum Zwecke einer Schubsteigerung die Reflektorblende im Sinne einer Vergrößerung des Volumens des stromaufwärtigen Brennraumabschnittes sowie des freien Öffnungsquerschnitts verstellt. Durch die Vergrößerung des Volumens des vorderen Brennraumabschnittes wird bei steigender Anblasgeschwindigkeit auch die angesaugte Luftmenge größer, so daß bei gleichzeitiger Steigerung der Brennstoffeinspritzung eine Schubsteigerung erfolgt. Wenn die Fluggeschwindigkeit des mit einem erfindungsgemäßen Strahlrohr ausgerüsteten Flugkörpers größer wird, wächst auch die Staudruckbelastung des vorderen Brennraumabschnittes. In a further embodiment of the invention, as the amount of fuel increases for the purpose of increasing thrust, the reflector screen in the sense of an enlargement the volume of the upstream combustion chamber section and the free opening cross-section adjusted. By increasing the volume of the front section of the combustion chamber the amount of air sucked in increases as the blowing speed increases, so that with a simultaneous increase in fuel injection there is an increase in thrust he follows. If the airspeed of the equipped with a jet pipe according to the invention Missile becomes larger, the dynamic pressure load on the front combustion chamber section also increases.

Um ein Wandern der Flammenfront aus dem Bereich des vorderen Brennraumabschnittes hinaus zu verhindern, ist im höheren Unterschallflugbereich der freie Öffnungsquerschnitt zum Zwecke einer besseren Verdämmungswirkung verringerbar. Bei der höchsten mit intermittierender Arbeitsweise noch erreichbaren Fluggeschwindigkeit hat die Reflektorblende also etwa die Konstellation, bei der das Volumen des vorderen Brennraumabschnittes verhältnismäßig groß, der Übertrittsquerschnitt jedoch minimal ist.To a migration of the flame front from the area of the front combustion chamber section In the higher subsonic flight range, the free opening cross-section is to be prevented can be reduced for the purpose of a better damming effect. At the highest with intermittent operation, the airspeed that can still be achieved is achieved by the reflector screen thus roughly the constellation in which the volume of the front combustion chamber section relatively large, but the cross-section is minimal.

Das Schließen der Reflektorblende hat zur Folge, daß das Triebwerk trotz der durch die höhere Anblasgeschwindigkeit vergrößerten Luftmenge sowie der daran angepaßten größeren Brennstoffmenge einen verringerten spezifischen Schub liefert, d. h., also in den Bereich verschlechterten Wirkungsgrades gerät. Außerdem treten im Inneren des Triebwerkes gasdynamische Bedingungen auf, welche für die Möglichkeit des intermittierenden Betriebes eine Grenze darstellen. So ist etwa durch den hohen angebotenen Staudruck die Pulsamplitude, d. h. die Differenz zwischen höchstem und niedrigstem Brennkammerdruck, schon sehr flach, und das Druckverhältnis zwischen den Drücken vor und hinter dem engsten Querschnitt der Ausströmdüse nähert sich dem kritischen Druckverhältnis. Damit sind die Bedingungen geschaffen, welche eine stetige Verbrennung im hinteren Brennraumabschnitt erlauben. Closing the reflector screen has the consequence that the engine despite the increased amount of air due to the higher blowing speed as well as the adapted larger amount of fuel a reduced specific thrust delivers, d. h., So in the area of deteriorated efficiency. aside from that gas dynamic conditions occur inside the engine, which for the The possibility of intermittent operation represent a limit. So is about the pulse amplitude due to the high dynamic pressure available, d. H. the difference between highest and lowest combustion chamber pressure, already very flat, and the pressure ratio between the pressures in front of and behind the narrowest cross-section of the discharge nozzle the critical pressure ratio. This creates the conditions, which allow steady combustion in the rear section of the combustion chamber.

Ebenfalls in Ausgestaltung der Erfindung ist beim Übergang vom intermittierenden Betrieb zum Staustrahlbetrieb die Reflektorblende so verstellt, daß das Volumen des stromaufwärtigen Brennraumabschnittes im Bereich seines im Hinblick auf den Betrieb des Strahlrohres vorgesehenen Maximums liegt, wobei die Reflektorblende als Flammenhalter für die jetzt im hinteren Brennraumabschnitt erfolgende Gleichdruckverbrennung dient. Dabei erfolgt bei einer wählbaren, im schallnahen Flugbereich liegenden Anblasgeschwindigkeit und einer darauf abgestellten Brennstoffzufuhr ein Übergang von der Gleichraumverbrennung im vorderen Brennraumabschnitt zur Gleichdruckverbrennung im hinteren Brennraumabschnitt. Gleichzeitig ist die für den reinen Staustrahlbetrieb notwendige Bedingung einer stetigen Beaufschlagung des Brennraumes mit Verbrennungsluft geschaffen. Die Flammenfront wandert beim Übergang von der intermittierenden in die stetige Arbeitsweise aus dem vorderen Brennraumabschnitt durch den Öffnungsquerschnitt der Blende nach hinten und kommt in den hinter der Reflektorblende sich bildenden sogenannten sekundären Unterdruckgebieten zum Stehen. Bei einer weiteren Geschwindigkeitssteigerung bedarf es dann lediglich noch einer Anpassung der Reflektorblende an ihre flammhaltenden Aufgaben. Another embodiment of the invention is the transition from intermittent Operation for ramjet operation, the reflector diaphragm is adjusted so that the volume of the upstream combustion chamber section in the area of its with regard to the Operation of the radiant tube provided maximum is, with the reflector screen as a flame holder for the constant pressure combustion now taking place in the rear section of the combustion chamber serves. This takes place at a selectable blowing speed lying in the flight area close to the sound and a fuel supply based thereon, a transition from constant-space combustion in the front section of the combustion chamber for constant pressure combustion in the rear section of the combustion chamber. At the same time, the condition necessary for pure ramjet operation is one constant admission of combustion air to the combustion chamber. The flame front migrates during the transition from the intermittent to the continuous mode of operation the front section of the combustion chamber through the opening cross-section of the cover to the rear and comes into the so-called secondary that forms behind the reflector screen Negative pressure areas for standing. With a further increase in speed required it then only has to adapt the reflector screen to its flame-retardant Tasks.

In einem Ausführungsbeispiel der Erfindung hat die Reflektorblende im geschlossenen Zustand die Form einer konvergenten Düse. Derartige Düsen sind konstruktiv ausgereift und ergeben einen guten Wirkungsgrad. Die Reflektorblende kann dabei nach Art einer an sich bekannten Irisblende aufgebaut sein, deren Segmente durch ihnen zugeordnete synchrongesteuerte Antriebsmotoren verstellt werden. In one embodiment of the invention, the reflector screen when closed, the shape of a convergent nozzle. Such nozzles are technically mature and result in a good degree of efficiency. The reflector screen can be constructed in the manner of an iris diaphragm known per se, the segments of which can be adjusted by synchronously controlled drive motors assigned to them.

In einem anderen Ausführungsbeispiel ist vorgesehen, daß die Reflektorblende die Form einer Scheibe hat, die konzentrisch zur Brennkammer und wahlweise quer zur oder in Strömungsrichtung einstellbar ist. Diese Ausführung hat den Vorteil besonderer konstruktiver Einfachheit und großer Betriebszuverlässigkeit. In another embodiment it is provided that the reflector screen has the shape of a disc that is concentric to the combustion chamber and optionally transversely is adjustable to or in the direction of flow. This version has the advantage particular constructive simplicity and great operational reliability.

Um die Reflektorblende jedoch strömungstechnisch besser an die Bedingungen bei stetiger Arbeitsweise anzupassen, ist die Reflektorblende in Form eines Flammhalterkegels ausgebildet, der konzentrisch zur Brennkan-.mer mit in stromabwärtiger Richtung offenem V-Querschnitt angeordnet ist, wobei die V-Stellung veränderlich und der Flammhalterkegel als Ganzes axial verschiebbar ist. Around the reflector diaphragm, however, better fluid flow to the conditions The reflector screen is in the form of a flame holder cone to be adapted for continuous operation formed, the concentric to the Brennkan-.mer with in the downstream direction open V-cross-section is arranged, the V-position variable and the Flame holder cone is axially displaceable as a whole.

Mehrere Ausführungsbeispiele der Erfindung sind in der Zeichnung dargestellt und im folgenden näher beschrieben. Es zeigt F i g. 1 schematisch einen Schnitt durch ein Strahlrohr mit einer als konvergente Düse ausgebildeten Reflektorblende, F i g. 2 in zwei Teilschnitten den Brennraumbereich von zwei weiteren Ausführungsbeispielen eines Strahlrohres, F i g. 3 und 4 Details einer Reflektorblende gemäß Fig. 2; Fig.5 schematisch einen Längsschnitt durch ein Strahlrohr mit einer als Flammhalterkegel ausgebildeten Reflektorblende, F i g. 6 einen Querschnitt durch einen Brennraum mit einer scheibenförmigen Reflektorblende, Fig. 7 ein Diagramm der Druckschwingung bei intermittierendem Betrieb und F i g. 8 ein Blockschaltbild zur Steuerung der Reflektorblende. Several embodiments of the invention are in the drawing shown and described in more detail below. It shows F i g. 1 schematically a Section through a jet pipe with a reflector screen designed as a convergent nozzle, F i g. 2 shows the combustion chamber area of two further exemplary embodiments in two partial sections of a jet pipe, FIG. 3 and 4 details of a reflector screen according to FIG. 2; Fig. 5 schematically a longitudinal section through a jet pipe with a flame holder cone trained reflector screen, F i g. 6 shows a cross section through a combustion chamber with a disc-shaped reflector screen, FIG. 7 shows a diagram of the pressure oscillation with intermittent operation and F i g. 8 is a block diagram for controlling the Reflector screen.

Das in Fig. 1 dargestellte Strahlrohr 1 besteht im wesentlichen aus einem Lufteinlaß 2, in dem z. B. The jet pipe 1 shown in Fig. 1 consists essentially of an air inlet 2, in which z. B.

schräg in Strömungsrichtung weisende Brennstoffdüsen angeordnet sind, dem aus dem vorderen Brennraumabschnitt 4 und dem hinteren Brennraumabschnitt 5 bestehenden Brennraum sowie der konvergent-divergenten Ausströmdüse 6. Der Lufteinlaß ist in dem in Fig. 1 dargestellten Ausführungsbeispiel als zylindrisches, in den vorderen Brennraumabschnitt 4 hineinragendes Rohr ausgestaltet. Dieses Rohr erlaubt ein ungehindertes Einströmen von Verbrennungsluft in den Brennraum.fuel nozzles pointing obliquely in the direction of flow are arranged, that of the front combustion chamber section 4 and the rear combustion chamber section 5 existing combustion chamber and the convergent-divergent discharge nozzle 6. The air inlet is in the embodiment shown in Fig. 1 as a cylindrical, in the designed front combustion chamber section 4 protruding tube. This pipe allows an unhindered flow of combustion air into the combustion chamber.

Wegen der in den vorderen Brennraumabschnitt hineinragenden sogenannten Borda-Kante 7 stellt dieses Rohr jedoch für die Rückströmung in bekannter Weise eine Drossel dar, welche die Rückströmung im wesentlichen verhindert. Im vorderen Brennraumabschnitt 4 findet bei geringen Anblasgeschwindigkeiten w eine intermittierende Verbrennung statt.Because of the so-called Borda-Kante 7, however, provides this pipe for the return flow in a known manner a throttle which essentially prevents the backflow. In the front Combustion chamber section 4 is intermittent at low blowing speeds w Incineration takes place.

Nachdem das Triebwerk in bekannter Weise mit Hilfe einer Fremdzündeinrichtung in Betrieb genommen worden ist, bildet sich zunächst im vorderen Brennraumabschnitt 4 eine Schwingung aus, in der Phasen eines hohen Verbrennungsdruckes mit Phasen eines niedrigen Ansaugdruckes abwechseln. Die einströmenden, mit Brennstoff vermischten Frischgase kommen in hinter der Borda-Kante ausgebildeten Rezirkulationszonen mit heißen verbrannten Restgasen in Berührung, wodurch das Volumen der Frischgase wegen der Wirkung der Reflektorblende 8 eine explotionsartige Gleichraumverbrennung durchführt.After the engine in a known manner with the help of an external ignition device has been put into operation, initially forms in the front section of the combustion chamber 4 shows an oscillation in the phases of a high combustion pressure with phases alternate with a low suction pressure. The incoming, mixed with fuel Fresh gases come with them in recirculation zones formed behind the Borda edge hot burned residual gases in contact, reducing the volume of fresh gases because of the effect of the reflector diaphragm 8 carries out an explosion-like constant-space combustion.

Wegen der Drosselwirkung der Borda-Kante 7 strömt das hochgespannte Verbrennungsgas im wesentlichen durch die Reflektorblende 8 nach hinten ab, wobei der Druck im Brennraumabschnitt 4 bis unterhalb des Zuströmdruckes der ungestörten Strömung absinkt. Der hintere Brennraumabschnitt 5 dient in diesem Betriebszustand in bekannter Weise als Reaktionsstrecke für das Triebwerk.Because of the throttling effect of the Borda edge 7, the high tension flows Combustion gas essentially through the reflector panel 8 after from the rear, the pressure in the combustion chamber section 4 being below the inflow pressure the undisturbed flow sinks. The rear combustion chamber section 5 is used in this Operating state in a known manner as a reaction path for the engine.

Zum Starten des Triebwerkes wird die Reflektorblende 8 in die Position verschoben, bei der sich das kleinste Volumen des vorderen Brennraumabschnittes 4 ergibt. Gleichzeitig nimmt die Reflektorblende ihren kleinsten Übertritts querschnitt an. Dadurch entsteht eine für das Anlaufen des Triebwerkes günstige hohe Schwingungsfrequenz. Nach dem Anlaufen des Triebwerkes und zum Zwecke der Schubsteigerung wird die Reflektorblende bei gleichzeitiger Erhöhung der Brennstoffeinspritzung zusehends im Sinne einer Vergrößerung des vorderen Brennraumabschnittes sowie einer Vergrößerung des tXbertrittsquerschnittes verstellt. Wenn bei zunehmendem Staudruck und damit höherer Belastung des vorderen Brennraumabschnittes 4 ein Driften der Flammenfront aus dem vorderen Brennraumabschnitt verhindert werden soll, so wird der Übertrittsquerschnitt der Reflektorblende kontinuierlich wieder verkleinert. Dadurch wird die durch den höheren Staudruck und einen entsprechend gesteigerten Brennstoffzufluß erhöhte Schubleistung teilweise wieder kompensiert, so daß sich etwas schlechtere spezifische Wirkungsgrade ergeben können. To start the engine, the reflector cover 8 is in the position shifted, in which the smallest volume of the front combustion chamber section 4 results. At the same time, the reflector screen takes its smallest cross-section at. This creates a high oscillation frequency that is favorable for starting the engine. After the engine has started and for the purpose of increasing thrust, the reflector screen is opened with a simultaneous increase in fuel injection noticeably in the sense of a Enlargement of the front section of the combustion chamber and an enlargement of the cross-section adjusted. If with increasing back pressure and thus higher load on the front Combustion chamber section 4 a drifting of the flame front from the front combustion chamber section is to be prevented, the cross section of the reflector screen is continuous downsized again. This is due to the higher back pressure and a corresponding increased fuel flow increased thrust partially compensated again, so that somewhat poorer specific efficiencies can result.

Wenn bei einer Anblasgeschwindigkeit, beispielsweise entsprechend w 0,9 Mach, die weiter vorn beschriebenen Bedingungen für einen Übergang von intermittierender Verbrennung zu einer stetigen Verbrennung hergestellt worden sind. schwimmt die Flammenfront in Strömungsrichtung nach hinten weg, bis sie sich in dem sich hinter der Reflektorblende ausbildenden sekundären Unterdruckgebiet wieder stabilisiert. Die Reflektorblende wirkt in diesem Zustand als Flammhalter in der für Staustrahltriebwerke charakteristischen Weise. If at a blowing speed, for example accordingly w 0.9 Mach, the conditions described above for a transition from intermittent Combustion has been made to a steady combustion. swims the Flame front in the direction of flow backwards until it is in the one behind the secondary negative pressure area forming the reflector screen is stabilized again. In this state, the reflector screen acts as a flame holder for ramjet engines characteristic way.

Das Verhältnis zwischen dem Druck im hinteren Brennraumabschnitt 5 und dem hinter der Schubdüse bestehenden Umgebungsdruck ist überkritisch, so daß im engsten Querschnitt9 Schallgeschwindigkeit auftritt. Dadurch stellt sich im hinteren Brennraumabschnitt 5 eine stetige Gleichdruckverbrennung ein. In dieser Konstellation arbeitet das Strahlrohr als reines Staustrahltriebwerk und erreicht als solches bei gutem Wirkungsgrad hohe Flug-Machzahlen. The ratio between the pressure in the rear section of the combustion chamber 5 and the ambient pressure behind the exhaust nozzle is supercritical, so that the speed of sound occurs in the narrowest cross-section9. This turns the rear Combustion chamber section 5 a steady constant pressure combustion. In this constellation the jet pipe works as a pure ramjet engine and achieves it as such high flight Mach numbers with good efficiency.

F i g. 2 zeigt ausschnittsweise zwei verschiedene Ausführungsformen eines Strahlrohrs gemäß Fig. 1. F i g. 2 shows a section of two different embodiments of a jet pipe according to FIG. 1.

Die oberhalb der Mittellinie dargestellte Ausführungsform entspricht im wesentlichen dem bereits beschriebenen Triebwerk. Die sich entsprechenden Bauteile wurden deshalb mit den gleichen Bezugszeichen versehen. Ein Unterschied in diesem Ausführungsbeispiel besteht lediglich darin, daß der hintere Brennraumabschnitt 5 sich in Strömungsrichtung leicht konisch verengt. Diese konische Verengung faßt den in der Fig. 1 dargestellten zylindrischen Teil der Ausströmdüse 6 zu einem Bauteil zusammen. An die konische Verengung kann sich in bekannter Weise ein zylindrisches Schubrohr sowie ein nicht näher dargestellter divergenter Düsenteil anschließen. Die Reflektorblende 8 ist fest mit einem gegenüber der Brennraumwandung verschiebbaren Rohrabschnitt 10 verbunden. Auf diese Weise kann die gewünschte Volumenänderung des vorderen Brennraumabschnittes 4 vorgenommen werden. Als Verschiebeantrieb kommt beispielsweise ein hydraulischer Verstellmotor oder ein elektrisch betriebener Spindelantrieb in Frage, der der besseren tlbersichtlichkeit wegen nicht näher dargestellt wurde.The embodiment shown above the center line corresponds essentially the engine already described. The corresponding components have therefore been given the same reference numerals. One difference in this Embodiment is only that the rear combustion chamber section 5 narrows slightly conically in the direction of flow. This conical constriction holds the cylindrical part of the discharge nozzle 6 shown in FIG. 1 to form a component together. A cylindrical constriction can be attached to the conical constriction in a known manner Connect the thrust tube and a divergent nozzle part (not shown). The reflector screen 8 is fixed with a displaceable relative to the combustion chamber wall Pipe section 10 connected. That way you can the desired change in volume of the front combustion chamber section 4 are made. Comes as a shift drive for example a hydraulic adjusting motor or an electrically operated spindle drive in question, which has not been shown in detail for the sake of clarity.

Das unterhalb der Mittellinie in F i g. 2 dargestellte Ausführungsbeispiel unterscheidet sich von dem oberhalb der Mittellinie dargestellten Beispiel im wesentlichen durch eine andere Ausbildung des Lufteinlasses 21 sowie des vorderen Brennraumabschnittes 22. In der Einlaßmündung ist eine Batterie von Einwegventilen 23 befestigt, welche beim pulsierenden Betrieb des Triebwerkes eine Einströmung der Frischluft erlauben, eine Rückströmung jedoch durch selbsttätiges Schließen praktisch verhindern. The one below the center line in FIG. 2 illustrated embodiment differs essentially from the example shown above the center line by a different design of the air inlet 21 and the front combustion chamber section 22. In the inlet port a battery of one-way valves 23 is attached, which allow fresh air to flow in when the engine is pulsing, however, practically prevent backflow by automatically closing.

Bei Erreichen eines bestimmten Anblas-Staudruckes bleiben die Ventile23 ganz geöffnet, da die rückstellende Federkraft nicht mehr ausreicht, diese entgegen der Kraft des Staudruckes zu schließen. In einem Übergangsbereich übernimmt dann die Borda-Kante24 teilweise noch die Rolle der Rückströmsicherung, bis das Triebwerk in einen stetigen Betrieb übergegangen ist. Die relative Verschiebbarkeit der Reflektorblende 25 wird vorzugsweise dadurch hergestellt, daß der ganze vordere Triebwerksabschnitt gegenüber dem mit der Reflektorblende verbundenen hinteren Triebwerksabschnitt verschiebbar gelagert ist, wie bei 26 angedeutet wurde.When a certain blow-in back pressure is reached, the valves23 remain fully open, since the restoring spring force is no longer sufficient, counteract this close to the force of the dynamic pressure. In a transition area then takes over the Borda-Kante24 partly still the role of the non-return valve until the engine has gone into steady operation. The relative displaceability of the reflector screen 25 is preferably made by having the entire forward engine section displaceable with respect to the rear engine section connected to the reflector screen is stored, as indicated at 26.

Die F i g. 3 und 4 zeigen die konstruktive Ausbildung einer konischen Reflektorblende, welche sich aus einer Vielzahl von einzelnen Segmenten 30 zusammensetzt. Jedes dieser Segmente 30 ist um eine etwa tangential zum Konusquerschnitt verlaufende Achse 31 schwenkbar gelagert. Die Segmente sind beispielsweise so geformt, daß der Öffnungsquerschnitt 32 bei einem bevorzugten Betriebszustand, etwa beim Reiseflug oder beim Höchstschub, eine exakte Kreisform annimmt. Jedes Segment ist mit einem zur Achse 31 kreisförmig gebogenen Betätigungshebel 33 versehen, welcher mit einem allen Segmenten gemeinsam oder einem jeden Segment einzeln zugeordneten Verstellmotor verbunden ist. The F i g. 3 and 4 show the structural design of a conical Reflector screen, which is composed of a large number of individual segments 30. Each of these segments 30 is approximately tangential to the conical cross-section Axis 31 pivotably mounted. The segments are shaped, for example, so that the Opening cross-section 32 in a preferred operating state, such as when cruising or at maximum thrust, takes on an exact circular shape. Each segment is with one provided to the axis 31 circularly curved actuating lever 33, which with a common to all segments or to an adjusting motor assigned individually to each segment connected is.

Wie insbesondere Fig.4 deutlich zeigt weist jedes Segment 30 ein das im Uhrzeigersinn benachbarte Segment überlappendes Teilstück 34 auf, welches seinerseits in einen hochgebogenen Lappen 35 ausläuft. Dieser Lappen 35 legt sich in der weitest geöffneten Stellung der Reflektorblende jeweils an das benachbarte Segment exakt an und begrenzt auf diese Weise den Öffnungswinkel der Blende. Die gesamte Einrichtung der Reflektorblende ist innerhalb des Brennraumes verschiebbar gelagert. In den beiden Fig. 3 und 4 stellt jeweils die obere Hälfte die Blende im geschlossenen, die untere Hälfte im geöffneten Zustand dar.As especially Fig. 4 clearly shows, each segment 30 has a clockwise adjacent segment overlapping portion 34, which in turn runs into a bent up lobe 35. This flap 35 lies in the furthest open position of the reflector diaphragm exactly to the adjacent segment and in this way limits the opening angle of the diaphragm. The whole facility the reflector screen is slidably mounted within the combustion chamber. In the both Fig. 3 and 4 each represents the upper half of the aperture in the closed, the lower half when open.

Die in F i g. 5 schematisch angedeutete, aus einem konzentrisch zum Brennraum 50 angeordneten Kegel 51 bestehende Reflektorblende 52 verspricht einen besonders günstigen Wirkungsgrad für die Phase des Staustrahlbetriebes. Der Kegel 51 besitzt einen V-Querschnitt, welcher in stromabwärtiger Richtung geöffnet ist. Der Spreizwinkel des Kegels ist veränderlich, wie schematisch angedeutet wurde. Die gesamte Einrichtung der Reflektorblende ist in Richtung der Brennraumachse mittels der Verschiebehülse 53 verschiebbar angeordnet. Diese Ausbildungsform der Reflektorblende hat eine ausgezeichnete flammenstabilisierende Wirkung bei geringstem Strömungswiderstand, da sie eine verlustarme Rezirkulation erzeugt. The in F i g. 5 schematically indicated, from a concentric to Combustion chamber 50 arranged cone 51 existing reflector screen 52 promises a particularly favorable efficiency for the ramjet phase. The cone 51 has a V-section which is opened in the downstream direction. The angle of spread of the cone is variable, as has been indicated schematically. The entire device of the reflector screen is in the direction of the combustion chamber axis by means the sliding sleeve 53 is arranged displaceably. This form of training the reflector screen has excellent flame stabilizing effect at the slightest Flow resistance, as it creates a low-loss recirculation.

In F i g. 6 ist eine Reflektorblende 70 dargestellt, welche aus einem innerhalb des Brennraumes 71 verschiebbaren Ring 72 besteht, in welchem eine um eine in dem Ring gelagerte Achse 73 schwenkbare Scheibe 74 befestigt ist. Fig. 6 zeigt die Reflektorblende 70 in zwei verschiedenen Stellungen. In der vorderen, dem Lufteinlauf näheren Stellung, weist die Reflektorblende die typische Konstellation für den Start auf. Die Scheibe 74 ist quer zur Strömungsrichtung angestellt, so daß sie den geringsten Übertrittsquerschnitt vom vorderen Brennraumabschnitt 75 zum hinteren Brennraumabschnitt 76 freigibt. In der hinteren Stellung befindet sich die Reflektorblende etwa dann, wenn das Triebwerk mit mittlerer Geschwindigkeit im Unterschallbereich fliegt, wie weiter vorn bereits ausführlicher beschrieben wurde. In Fig. 6, a reflector screen 70 is shown, which consists of a is within the combustion chamber 71 displaceable ring 72, in which a a pivoting disc 74 mounted in the ring 73 is attached. Fig. 6 shows the reflector screen 70 in two different positions. In the front, Position closer to the air inlet, the reflector screen has the typical constellation for start up. The disk 74 is positioned transversely to the direction of flow, see above that they have the smallest cross-section from the front combustion chamber section 75 to the rear combustion chamber section 76 releases. In the rear position is the reflector bezel about when the engine is at medium speed flies in the subsonic range, as already described in more detail above became.

Da diese Form der Reflektorblende eine geringe flammenstabilisierende Wirkung hat, können bei einer derartigen Ausführungsform zusätzlich noch herkömmliche Flammhalter vorgesehen sein. Die Betätigung der Reflektorblende erfolgt über die in beliebiger Weise angetriebenen Stoßstangen 79, 80.Since this form of the reflector screen has a low flame-stabilizing effect In such an embodiment, conventional ones can also have an effect Flame holder be provided. The reflector cover is operated via the in any way driven push rods 79, 80.

Bei gleichsinniger und gleichmäßiger Verschiebung beider Stoßstangen erfolgt eine Verschiebung der ganzen Reflektorblende, bei gegensinniger Betätigung jedoch eine Verschwenkung der Scheibe 74 um die Achse 73. Daneben sind beliebige Mischbewegungen möglich.With both bumpers moving in the same direction and evenly there is a shift of the entire reflector screen, when operated in the opposite direction however, a pivoting of the disk 74 about the axis 73. In addition, any Mixing movements possible.

Fig. 7 zeigt in Diagrammform den momentanen Druckzustand im Triebwerk bei stationärem intermittierenden Betrieb. Im vorderen Brennraumabschnitt 75 bildet sich eine erste Teilschwingung 77 aus, für die die vordere Stirnwand des Brennraumabschnittes sowie die Scheibe 74 Reflexionspunkte darstellen. Eine weitere, von der ersten Teilschwingung angeregte zweite Teilschwingung 78 findet im hinteren Brennraumabschnitt 76 statt. Die Frequenz, insbesondere der ersten Teilschwingung, läßt sich durch Verschieben der als Reflektor und als Blende wirkenden Scheibe 74 erreichen. Fig. 7 shows in diagram form the current pressure state in the engine with stationary intermittent operation. Forms in the front combustion chamber section 75 a first partial oscillation 77 emerges, for which the front end wall of the combustion chamber section and the disk 74 represent reflection points. Another, from the first partial oscillation The excited second partial oscillation 78 takes place in the rear combustion chamber section 76. The frequency, especially of the first partial oscillation, can be shifted the disk 74 acting as a reflector and a diaphragm.

Es ist vorgesehen, daß die Stellung der Reflektorblende in Abhängigkeit von den Drücken und Temperaturen in den vorderen und hinteren Brennkammern durch ein Regelsystem gemäß F i g. 8 verstellbar ist. Ein oder mehrere Druckmeßgeräte 60 sowie Temperaturmeßgeräte 61 übermitteln ihre Meßwerte über einen Meßstellenumschalter 62 auf eine Verstärkereinheit 63. Diese Verstärkereinheit steuert ein hydraulisches, elektrisches oder mechanisches Servosystem 64 an, welches seinerseits die Reflektorblende, hier mit 65 bezeichnet, betätigt. Ein Istwertgeber 66 nimmt die tatsächliche Stellung der Reflektorblende auf und gibt sie in eine Komparatoreinheit 67, wo sie mit einem von einem Sollwertgeber ausgehenden Sollwert verglichen wird. Dieser Sollwertgeber ist im vorliegenden Beispiel mit der Verstärkereinheit63 zusammengefaßt. So lange die Komparatoreinheit eine Differenz zwischen Soll- und Istwert feststellt, wird das Servosystem 64 im Sinne einer Korrektur dieser Differenz betätigt. Eine Anzeigeeinheit 68 dient beispielsweise zur Anzeige der Blendenstellung für den Piloten oder für eine telemetrische Datenübertragung. It is provided that the position of the reflector screen as a function of the pressures and temperatures in the front and rear combustion chambers a control system according to FIG. 8 is adjustable. One or more pressure gauges 60 and temperature measuring devices 61 transmit their measured values via a measuring point switch 62 to a booster unit 63. This booster unit controls a hydraulic, electrical or mechanical servo system 64, which in turn controls the reflector screen, denoted here with 65, actuated. An actual value transmitter 66 takes the actual position the reflector screen and gives it to a comparator unit 67, where they with a is compared from a setpoint generator starting setpoint. This setpoint generator is combined with the amplifier unit 63 in the present example. As long as the comparator unit determines a difference between the setpoint and the actual value the servo system 64 is operated to correct this difference. A display unit 68 is used, for example, to display the aperture position for the pilot or for a telemetric data transmission.

Zudem lassen sich auch Kombinationen der verschiedenen Typen von Reflektorblenden mit Vorteil miteinander verbinden, beispielsweise eine verschiebbare scheibenförmige Reflektorblende mit einer fest eingebauten, querschnittsveränderlichen konischen Reflektorblende oder mit fest eingebauten konventionellen Flammhaltern. In addition, combinations of the different types of Reflector screens with advantage connect with each other, for example a sliding one disc-shaped reflector screen with a permanently installed, variable cross-section conical reflector screen or with built-in conventional flame holders.

Claims

Patent claims:

1. Air-breathing jet pipe for propelling aircraft in one wide flight speed range with facilities for intermittent operation with constant room combustion in subsonic flight range and ramjet operation Constant-pressure combustion, preferably in the upper-silence flight range, d a d u r c h g e k e n n -z e i c h n e t that in the combustion chamber one of these in an upstream one Combustion chamber section (4, 75) and a downstream combustion chamber section (5, 76) dividing, axially displaceable reflector screen (8, 52, 70) is arranged, the free opening cross-section (32) for the passage of the working current changeable is.

2. jet pipe according to claim 1, characterized in that at the start and in the low subsonic flight range the reflector screen (8, 52, 70) is adjusted in this way is that the volume of the upstream combustion chamber section (4, 75) and the free opening cross-section (32) of the reflector screen (8, 52, 70) in the area of their with regard to the operation of the jet pipe are the minimum provided.

3. jet pipe according to claim 1, characterized in that with increasing The amount of fuel to increase thrust the reflector screen (8, 52, 70) in the sense of increasing the volume of the upstream combustion chamber section (4, 75) and the free opening cross-section (32) is adjustable.

4. jet pipe according to claim 3, characterized in that the higher Subsonic flight area of the free opening cross section (32) for the purpose of a better Damming effect can be reduced.

5. jet pipe according to claim 1, characterized in that the transition from intermittent operation to ramjet operation the reflector screen (8, 52, 70) is adjusted so that the volume of the upstream combustion chamber section (4, 75) in the area of its intended with regard to the operation of the jet pipe Maximum is, with the reflector screen (8, 52, 70) as a flame holder for the now in the rear section of the combustion chamber (5, 76) is used for constant pressure combustion.

6. Jet pipe according to Claims 1 to 4.

characterized in that the reflector screen (8) in its den free opening cross-section (32) reducing setting the Forcl a convergent Has nozzle.

7. jet pipe according to claim 6, characterized in that the reflector screen (8) in the manner of an iris diaphragm more or more according to its opening state less overlapping segments (30) is constructed.

8. jet pipe according to claim 7, characterized in that the segments (30) of the reflector diaphragm (8) by means of each assigned, synchronously controlled Drive motors are adjustable.

9. jet pipe according to claims 1 to 4, characterized in that that the reflector screen (70) has the shape of a disc (74) concentric to the Combustion chamber and optionally transversely to or in the direction of flow is adjustable.

10. jet pipe according to claims 1 to 5, characterized in that that the reflector screen (52) has the shape of a flame holder cone (51) which is concentric arranged to the combustion chamber with an open V-cross section in the downstream direction is, wherein the V-position is variable and the flame holder cone (51) as a whole is axially displaceable.

11. Jet pipe according to claims 1 to 10, characterized in that that the air inlet (21) of the jet pipe as one with several automatic mechanical Check valves (23) provided part is formed.

12. jet pipe according to claim 11, characterized in that the Check valves (23) as expanding plates movably mounted in their upstream end are trained.

13. Jet pipe according to claims 1 to 10, characterized in that that the air inlet (2) as one in the upstream combustion chamber section (4, 75) protruding cylindrical tube (2) is formed.

14. jet pipe according to claim 13, characterized in that the Fuel injection nozzles inside the cylindrical tube (2) in the combustion chamber area are arranged.

15. Jet pipe according to claims 1 to 14, characterized in that that the adjustment of the reflector diaphragm (8, 52, 70) via a servo system (64) in Can be controlled as a function of pressure and temperature in the combustion chamber.