DE3142463C1 - Halbrotationssymmetrischer Überschallufteinlauf für Rückstoßtriebwerke, insbesondere für mit Festbrennstoffen betriebene Staustrahl-Raketentriebwerke - Google Patents

Description

DE-OS 28 01119 beschreibt, darin, am bzw. im halbkegeligen Verdrängerkörper Luftabströmöffnungen oder Luftabströmschlitze dort vorzusehen, wo sich der im stark unterkritischen Betriebszustand herausgelaufene senkrechte Verdichtungsstoß vorübergehend befindet und hin- und herschwingt. Durch das Abströmen der Grenzschicht in dem vorerwähnten Bereich des Einlaufdiffusors bzw. des Verdrängerkörpers unmittelbar vor der Lufteinlaufebene wird hier der herausgelaufene Verdichtungsstoß stabilisiert und damit ι ο das Brummen verhindert. Die Abströmöffnungen dieser Abblaseinrichtung münden zum Grenzschichtspalt hin aus, wobei der Grenzschichtpflug so ausgebildet ist, daß der Druck im Grenzschichtspalt kleiner ist als der Druck an der Oberfläche des Verdrängerkörpers, d. h. hinter dem ersten Verdichtungsstoß, zumindest aber kleiner als der Druck hinter dem herausgelaufenen senkrechten Verdichtungsstoß, hinter dem dann die Abströmung erfolgt.

Aber auch im überkritischen Betriebszustand treten bei Überschallufteinläufen besondere Probleme auf, die sich auf das Leistungsverhalten der Antriebsanlage nachteilig auswirken können.

Da sich einerseits aus Gründen des wechselnden Leistungsbedarfs des Triebwerks und verschiedener Flugsituationen auch überkritische Betriebszustände insbesondere bei Überschallufteinläufen mit starrer Einlaufgeometrie nicht vermeiden lassen, muß andererseits dafür Sorge getragen werden, daß bei diesem Betriebszustand möglichst geringe Luftmengen am Lufteinlauf durch seitliches Abströmen über den vorderen Teil des halbkegeligen Verdrängerkörpers verlorengehen. Es ist daher Aufgabe der Erfindung, Einrichtungen zu schaffen, die einerseits im stark überkritischen Betriebszustand ein Abströmen von Luft aus dem Bereich höheren Drucks über dem Verdrängerkörper vor der Lufteinlaufebene zur Unterseite des Verdrängerkörpers hin, wo ein vergleichsweise geringer Druck vorherrscht, weitestgehend verhindern, andererseits aber im unterkritischen Betriebszustand das Abströmen von Luft im nahen Bereich vor der Einlaufebene über die vorbeschriebene Abblaseinrichtung zur Vermeidung des Brummens nicht behindern.

Eine erste Möglichkeit zur Lösung dieser Aufgabe besteht erfindungsgemäß darin, den halbkegelförmigen Verdrängerkörper an seinem Boden durch einen von der Kegelspitze bis in den Bereich der Lufteinlaufebene, zumindest aber bis zur vorderen Grenze der Abblaseinrichtung sich erstreckenden halbkegelförmigen Hilfsverdrängerkörper zur Erzeugung einer rotationssymmetrisch etwa gleichen Druckverteilung zu ergänzen und diesen halbkegelförmigen Hilfsverdrängerkörper zumindest im Bereich der Abströmung der Abblasluft aus dem Verdrängerkörper hohl auszubilden.

Eine zweite Möglichkeit zur Lösung der gestellten Aufgabe besteht gemäß der Erfindung darin, an dem Boden des halbkegeligen Verdrängerkörpers einen von dessen Kegelspitze bis vor die Abblaseinrichtung reichenden Verdrängerkeil, dessen Schneide auf dem vorgenannten Boden senkrecht steht, zur Erzeugung eines Druckes, der etwa dem Druck über dem Verdrängerkörper entspricht, vorzusehen. Dabei sind in geringem Abstand hinter dem genannten Verdrängerkeil zur Aufnahme der Abblasluft zwischen dem Boden des Verdrängerkörpers und der Außenkontur des Flugkörpers oder des Flugzeuges im Bereich der Abblaseinrichtung zwei in Strömungsrichtung divergierende Seitenwände angeordnet, deren vordere Stoßkanten an den Längskahten des Bodens des halbkegelförmigen Verdrängerkörpers ansetzen und deren Keilwinkel etwa dem Keilwinkel des vorne liegenden Verdrängerkeils entsprechen.

Durch die erfindungsgemäße Einrichtung wird erreicht, daß im überkritischen Betriebszustand das Abströmen von Luftteilmengen als Verlustmengen aus dem Bereich höheren Drucks über dem halbkegeiförmigen Verdrängerkörper hinter dem ersten Verdichtungsstoß in den Bereich niedrigen Drucks unter dem halbkegelförmigen Verdrängerkörper bzw. in den Grenzschichtspalt wesentlich vermindert wird. Die sonst abströmende - Luftmenge kommt somit der Lufteinlaufströmung zugute, wodurch während dieses anormalen Betriebszustandes ein Leistungsabfall weitgehend vermieden und die Betriebssicherheit erhöht wird.

In der Zeichnung sind zwei Ausführungsbeispiele gemäß der Erfindung dargestellt Es zeigt

F ig. 1 eine erste Variante eines halbrotationssymmetrischen Lufteinlaufs, von der Seite gesehen, während des stark unterkritischen Betriebszustandes,

F i g. 2 eine zweite Variante ebenfalls eines halbrotationssymmetrischen Lufteinlaufs, von der Seite gesehen, ebenfalls während des stark unterkritischen Betriebszustandes und

F i g. 3 einen Schnitt nach der Linie III-III nach F i g. 2. Die dargestellten Überschallufteinläufe bestehen im wesentlichen aus einem halbkegelförmigen Verdrängerkörper 1 und einem Lufteinlaufmantel 2, dessen vordere Kante 2a die Einlauf ebene E bestimmt Zur Aussparung der verlustreichen Grenzschichtströmung SG zwischen dem Flugkörper 3 und der Unterseite des Lufteinlaufbodens 4 ist im Grenzschichtspalt (rein Grenzschichtpflug 5 bzw. ein Abstandskörper 5a vorgesehen.

Unmittelbar vor der Einlaufebene E, in dem Bereich, in dem während des stark unterkritischen Betriebszustandes der herausgelaufene Geradstoß Ansteht, ist an der Oberfläche des Verdrängerkörpers 1 eine Abblaseinrichtung 6 installiert. Dabei sind mehrere Reihen von Abblaslöchern 7 in einem Abdeckblech 8 vorgesehen, das auf den hier hohlen Verdrängerkörper 1 aufgesetzt ist.

Der halbkegelförmige Verdrängerkörper 1 ist, wie die Fig. 1 zeigt, an seinem Boden 4 durch einen von der Kegelspitze 9 bis in den Bereich der Lufteinlaufebene E sich erstreckenden halbkegelförmigen Hilfsverdrängerkörper 10 zur Erzeugung einer rotationssymmetrisch etwa gleichen Druckverteilung ergänzt. Es herrscht also auch über dem Hilfsverdrängerkörper 10 etwa ein Druck wie über dem halbkegelförmigen Verdrängerkörper 1 hinter dem ersten Schrägstoß St. Die Abblasluft AL gelangt durch die Abblaslöcher 7 in den zumindest hier hohlen Verdrängerkörper 1 und von dort über Abströmöffnungen 11 im Boden 4 des Verdrängerkörpers 1 durch den zumindest auch hier hohlen Hilfsverdrängerkörper 10 in den Innenraum des Grenzschichtpfluges 5, von wo sie nach hinten ausströmt.

Gemäß den Fig.2 und 3 ist am Boden 4 des halbkegelförmigen Verdrängerkörpers 1 ein von dessen Kegelspitze 9 bis vor die Abblaseinrichtung 6 reichender Verdrängerkeil 12 vorgesehen, dessen Schneide auf dem Boden 4 senkrecht steht und der hier unter dem Verdrängerkörper 1 einen Druck erzeugt, der etwa dem Druck über dem Verdrängerkörper 1 hinter dem ersten Schrägstoß St 1 entspricht. In einem geringen Abstand hinter diesem Verdrängerkeil 12 sind

zwischen dem Boden 4 des halbkegeligen Verdrängerkörpers 1 und der Außenkontur des Flugkörpers oder des Flugzeuges im Bereich unter der Abblaseinrichtung 6 zwei in Strömungsrichtung divergierende Seitenwände 14 angeordnet, wodurch ein vorn offener, trapezförmiger Strömungskasten 13 gebildet wird. Die vorderen Stoßkanten 15 der beiden Seitenwände 14 setzen an den Längskanten 16 des Bodens 4 des halbkegelförmigen Verdrängerkörpers 1 an. Die Keilwinkel a der beiden Seitenwände entsprechen zusammen dem doppelten Keilwinkel 2a des Verdrängerkeiles 12. Die Abblasluft AL gelangt von der Abblaseinrichtung 6 über die Abströmöffnungen 11 in den Strömungskasten 13 und von dort in den anschließenden Abstandkörper 5a, wo sie nach hinten weiterströmt

Der Verdrängerkeil 12 hat die Aufgabe, im Grenzschichtspalt G unter dem halbkegelförmigen Verdrängerkörper 1 bis in den Bereich vor der Abblaseinrichtung 6 einen Druck zu erzeugen, der etwa dem Druck über dem halbkegelförmigen Verdrängeckörper 1 hinter dem ersten Schrägstoß Stg entspricht. Dadurch wird ein Abströmen von Luft während des überkritischen Betriebes über den halbkegelförniigen Verdrängerkörper 1 in den Grenzschichtspalt G unterbunden. Dieser Luftanteil kommt dem Lufteinlauf und damit dem Brennprozeß zugute.

Innerhalb des Strömungskastens 13 herrscht dagegen ein niedriger Druck vor, wodurch eine Abströmung von Abblasluft AL über die Abblaseinrichtung 6 während des unterkritischen Betriebes ermöglicht wird.;

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims (2)

Patentansprüche:

1. Halbrotationssymmetrischer Überschallufteinlauf mit einem halbkegeligen Verdrängerkörper für Rückstoßtriebwerke, insbesondere für mit Festbrennstoffen betriebene Staustrahl-Raketentriebwerke ohne mechanische Regelung der Lufteinlaufmenge und der Schubströmung zum Antrieb von lenkbaren Flugkörpern und Flugzeugen, wobei zwischen dem flachen Boden des Lufteinlaufs bzw. des Verdrängerkörpers und der diesem benachbarten Außenkontur des Flugkörpers oder des Flugzeuges ein dessen Grenzschichtströmung durchlassender Luftspalt vorgesehen ist, der von einem Grenzschichtpflug bzw. Abstandkörper überbrückt wird, und an der Oberfläche des Verdrängerkörpers im Bereich des im unterkritischen Betriebszustand herausgelaufenen hin- und herschwingenden Geradstoßes eine Luftabblaseinrichtung vorgesehen ist, aus der die Abblasluft zum Luftspalt hin abströmt, dadurch gekennzeichnet, daß der halbkegelförmige Verdrängerkörper (1) an seinem Boden (4) durch einen von der Kegelspitze (9) bis in den Bereich der Lufteinlaufebene (E), zumindest aber bis zur vorderen Grenze der Abblaseinrichtung (6) sich erstreckenden halbkegelförmigen Hilfsverdrängerkörper (10) zur Erzeugung einer rotationssymmetrisch etwa gleichen Druckverteilung ergänzt ist und daß dieser halbkegelförmige Hilfsverdrängerkörper (10) zumindest im Bereich der Abströmung der Abblasluft (AL) aus dem Verdrängerkörper (1) hohl ausgebildet ist.

2. Halbrotationssymmetrischer Überschallufteinlauf nach dem Oberbegriff von Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß an dem Boden (4) des halbkegelförmigen Verdrängerkörpers (1) ein von dessen Kegelspitze (9) bis vor die Abblaseinrichtung (6) reichender Verdrängerkeil (12), dessen Schneide auf dem Boden (4) senkrecht steht, zur Erzeugung eines Druckes, der etwa dem Druck über dem Verdrängerkörper (1) entspricht, vorgesehen ist und daß in einem geringen Abstand hinter dem Verdrängerkeil (12) zwischen dem Boden (4) des Verdrängerkörpers (1) und der Außenkontur des Flugkörpers (3) oder des Flugzeuges im Bereich der Abblaseinrichtung (6) zwei in Strömungsrichtung divergierende Seitenwände (14) angeordnet sind, deren vordere Stoßkanten (15) an den Längskanten (16) des Bodens (4) des Verdrängerkörpers (1) ansetzen und deren Keilwinkel (a) etwa dem Keilwinkel (2a^des vorne liegenden Verdrängerkeils (12) entsprechen.

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Die Erfindung bezieht sich auf einen halbrotationssymmetrischen Überschallufteinlauf mit einem halbkegeligen Verdrängerkörper für Rückstoßtriebwerke, insbesondere für mit Festbrennstoffen betriebene Staustrahl-Raketentriebwerke ohne mechanische Regelung der Lufteinlaufmenge und der Schubströmung zum Antrieb von lenkbaren Flugkörpern und Flugzeugen, wobei zwischen dem flachen Boden des Lufteinlaufs bzw. des Verdrängerkörpers und der diesem benachbarten Außenkontur des Flugkörpers oder des Flugzeuges ein dessen Grenzschichtströmung durchlassender Luftspalt vorgesehen ist, der von einem Grenzschichtpflug bzw. Abstandskörper überbrückt wird, und an der Oberfläche des Verdrängerkörpers im Bereich des im unterkritischen Betriebszustand herausgelaufenen hin- und herschwingenden Geradstoßes eine Luftabblaseinrichtung vorgesehen ist, aus der .die Abblasluft zum Luftspalt hin abströmt.

Bei mit hohen Flugmachzahlen sich vorwärtsbewegenden Flugzeugen und Flugkörpern wandelt der Überschalldiffusor die hohe kinetische Energie der anströmenden Luft unter Abbau ihrer Geschwindigkeit in Druckenergie um. Bei Staustrahltriebwerken übernimmt diese Aufgabe der Überschalldiffusor allein. Die so verdichtete Luft dient dann in der Brennkammer als Verbrennungsluft.

Die für Überschallströmungen an umströmten Körpern auftretenden charakteristischen Verdichtungsstöße werden bei Überschalleinläufen zur Umwandlung von kinetischer Energie in Druckenergie genutzt. Bei Überschalleinläufen für Flugtriebwerke treten aufeinanderfolgend mehrere schräge Verdichtungsstöße und ein abschließender senkrechter Verdichtungsstoß auf, hinter dem Unterschallströmung herrscht, deren Geschwindigkeit im nachfolgenden Unterschalldiffusor bei gleichzeitiger Druckerhöhung weiter vermindert wird.

Bei Überschalldiffusoren wird zwischen zwei Betriebszuständen unterschieden, nämlich dem »überkritischen« Betriebszustand, bei dem der abschließende senkrechte Verdichtungsstoß im Innern des Diffusors liegt, und dem »unterkritischen« Betriebszustand, bei dem der abschließende Verdichtungsstoß vor die Stoßkante des Einlaufkanals wandert. Während des zuletzt genannten Betriebszustandes, der bei ungeregelten Flugkörperantrieben oftmals Jiicht vermieden werden kann, treten instabile Strömungsvorgänge auf. Dieses Phänomen wird in der Fachsprache als »Brummen« bezeichnet Hierbei findet der bereits vor die vordere Stoßkante des Einlaufkanals gewanderte senkrechte Verdichtungsstoß keine stabile Lage und schwingt instationär hin und her. Dies führt zu starken Druckschwankungen in der Strömung und damit zu einem erheblichen Abfall des mittleren Druckes und des Luftdurchsatzes. Bei mit flüssigem Brennstoff betriebenen Strahltriebwerken kann dies z. B. das Verlöschen der Brennkammer verursachen. Ferner kann bei Flugkörperkonfigurationen mit mehreren, z.B. vier, über dem Umfang verteilten-iLufteinläufen, die nur eine Brennkammer mit Luftsauerstoff versorgen, in Flugsituationen mit starkem Schiebewinkel der durch das Brummen erzeugte Druckabfall eines Lufteinlaufes Interferenzen mit den anderen* Lufteinläufen hervorrufen, die Rückströmungen, verbunden mit Herausschlagen der Flammen, nach sich ziehen. Schließlich kann das Brummen im schlimmsten Fall die völlige mechanische Zerstörung der Lufteinlauf- und Flugkörperstruktur bewirken. Aus diesem Grunde ist es erforderlich, das höchst nachteilige »Brummen« unbedingt zu vermeiden. Dies wird vielfach dadurch erreicht; daß der Auslegungspunkt nicht in den theoretisch günstigen kritischen Betriebspunkt gelegt wird, sondern etwas in den überkritischen Bereich hinein verschoben wird. Hier arbeitet der Lufteinlauf normalerweise stabil mit geringem Einlaufwiderstand und ausreichend hohem Druckrückgewinn.

Eine besondere Maßnahme auch bei außergewöhnlichen Flugsituationen das gefürchtete Brummen mit Sicherheit zu vermeiden, besteht bei Überschallufteinläufen für Staustrahl-Raketentriebwerke, wie die