DE3803876A1

DE3803876A1 - Jet engine combination

Info

Publication number: DE3803876A1
Application number: DE19883803876
Authority: DE
Inventors: Franz-Josef Weber
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1988-02-09
Filing date: 1988-02-09
Publication date: 1988-09-15

Abstract

The subject matter of the invention is an engine combination which is intended for supersonic flight and consists of a bypass gas turbine, a ramjet engine and a rocket motor. Up to an airspeed of Mach 3, thrust is provided by the turbojet. Further increase in thrust is not possible because of the low compression ratio of the gas turbine bypass flow. The object of the invention was to achieve an increased combustion-gas exhaust velocity and a greater air mass flow rate using the gas turbine compressor and to blank off the compressor against the ram air pressure at the airspeed of Mach 3. According to the invention, a longer diffusor is arranged between the high-pressure compressor and the bypass duct and high-temperature combustion chambers which are followed immediately by Laval or bell-shaped nozzles are arranged at the end of the bypass duct, which nozzles end at a specific distance in the inlet nozzle of the ramjet engine, the latter, as an annular engine, being the extension of the bypass duct. A truncated-conical rotary slide which closes the air inlet to the compressor at the airspeed of Mach 3 is arranged upstream of the compressor. The engine is intended to be used as a thrust engine for supersonic aircraft at airspeeds of up to Mach 30.

Description

Gegenstand der Erfindung ist eine für den mehrfachen Über schallflug bestimmte Triebwerks-Kombination aus verschiede nen und im einzelnen bekannten Triebwerksarten, welche ver eint als Flugzeugtriebwerk im Unter-und Überschallbereich funktionieren soll.The invention relates to one for multiple over Acoustic flight specific engine combination from various NEN and in known engine types, which ver unites as an aircraft engine in the subsonic and supersonic range should work.

In der amerikanischen Flugzeitschrift "SAE-Journal", 65. Band, Juli 1957, Seite 35 bis 39, sind Kombinationen aus Gasturbinen- Strahltriebwerken und Staustrahltriebwerken erläutert, welche als Flugzeugtriebwerke für Überschallflug oberhalb von Mach 4 geeignet sind. Verschiedene Anordnungen für die Strahl turbine und das Staustrahltriebwerk sind abgebildet und be schrieben. Die Strahlturbine kann sowohl separat neben dem Staustrahltriebwerk, als auch gleichmittig mit ihm, als Mantel triebwerk, angeordnet sein, wobei das Staustrahltriebwerk immer einen größeren Strömungsquerschnitt hat.Combinations of gas turbine jet engines and ramjet engines, which are suitable as aircraft engines for supersonic flight above Mach 4 , are explained in the American flight time publication "SAE Journal", Volume 65, July 1957, pages 35 to 39. Different arrangements for the jet turbine and the ramjet are shown and described. The jet turbine can be arranged both separately next to the ramjet, as well as in the same direction with it, as a jacket engine, the ramjet always having a larger flow cross section.

In der deutschen Flugzeitschrift "Flug-Revue", Februar 1986, sind auf Seite 50 Kombinations-Triebwerke für Hyperschall flugzeuge für Fluggeschwindigkeiten bis Mach 8 beschrieben, und zwar Kombinationen aus Gasturbinenstrahltriebwerk mit Rakete und Staustrahltriebwerk, wobei die einzelnen Trieb werke in der vorgenannten Reihenfolge nacheinander in Funk tion treten und somit in allen gewünschten Geschwindigkeits bereichen ständigen Schub erzeugen.In the German time-of-flight publication "Flug-Revue", February 1986, on page 50 combination engines for hypersonic aircraft for flight speeds up to Mach 8 are described, namely combinations of gas turbine jet engine with rocket and ramjet engine, the individual engines in succession in the aforementioned order come into operation and thus generate constant thrust at all desired speed ranges.

In den vorgenannten Kombinations-Strahltriebwerken ist für den Start, Steigflug und Reiseflug bis zur Fluggeschwindig keit Mach 3 das Gasturbinenstrahltriebwerk vorgesehen. Diesem sind aber wegen seiner Schaufelkränze bei einer bestimmten Wärmezufuhr und Fliehkraftbelastung Leistungsgrenzen gesetzt. In the aforementioned combination jet engines, the gas turbine jet engine is provided for takeoff, climb and cruise up to Mach 3 speed. However, this is due to its blade rings with a certain heat input and centrifugal force performance limits.

Im Mantelstrom-Triebwerk ist zwar unter Umgehung der Turbi nenräder ein Niederdruck-Luftstrom bis in die Schubdüse des Triebwerks geführt, vor welcher ihm mit Nachbrennern zusätz liche Brennstoffenergie zugeführt wird, sodaß in der Schub düse eine zusätzliche Steigerung der Brenngasaustrittsge schwindigkeit und somit mehr Schub erzeugt wird.In the bypass engine is bypassing the turbo low pressure airflow into the thrust nozzle of the Engine led, in front of him with additional afterburner Liche fuel energy is supplied, so that in the thrust nozzle an additional increase in the Brenngasausgangsge speed and thus more thrust is generated.

Mit dem niedrigen Druckverhältnis des Luftmantelstromes ist aber die Möglichkeit einer weiteren wesentlichen Schubstei gerung der Gasturbine erschöpft.With the low pressure ratio of the air jacket flow is but the possibility of another significant push gas turbine exhausted.

Aufgabe der Erfindung war es, ein Triebwerk der eingangs ge nannten Art vorzuschlagen, welches mit dem Gasturbinen-Ver dichter eine größere Brenngas-Austrittsgeschwindigkeit und einen wesentlich größeren Luftmassendurchsatz ermöglicht und bei Fluggeschwindigkeiten über Mach 3 die Beschaufe lung des Gasturbinenstrahltriebwerkes vor Überhitzung durch den Stauluftdruck schützt.The object of the invention was to propose an engine of the type mentioned at the outset which, with the gas turbine compressor, enables a greater fuel gas outlet velocity and a substantially greater air mass throughput and protects the gas turbine engine's propellant development against overheating due to the ram air pressure at flight speeds above Mach 3 .

Die Lösung dieser Aufgabe ist im kennzeichnenden Teil des Anspruchs 1 angegeben.The solution to this problem is in the characterizing part of the Claim 1 specified.

Die Abbildung 1 ist die prinzipielle Darstellung dieses Triebwerks als halber Längsschnitt. Die Stufenzahl der Ro toren entspricht nicht den erforderlichen Rechnungswerten.Figure 1 is the basic illustration of this engine as a half longitudinal section. The number of stages of the rotors does not correspond to the required invoice values.

Erfindungsgemäß ist zwischen dem Hochdruckverdichter 1 und dem Mantelstromkanal 2 ein längerer drucksteigernder Dif fusor 3 angeordnet. Am Ende des Mantelstromkanales 2 sind Hochtemperatur-Brennkammern 4 mit unmittelbar anschließenden Laval-oder Glockendüsen 5 angeordnet. In letzteren soll das beispielsweise 2000 Grad Celsius heiße Brenngas stufenlos in eine entsprechend große Brenngas-Ausströmgeschwindigkeit mit dem daraus resultierenden größeren Standschub umgesetzt werden.According to the invention 3 is arranged fusor between the high-pressure compressor 1 and the bypass duct 2, a longer pressure-increasing Dif. At the end of the jacket flow channel 2 , high-temperature combustion chambers 4 with immediately adjacent Laval or bell nozzles 5 are arranged. In the latter, the fuel gas, which is, for example, 2000 degrees Celsius, is to be converted continuously into a correspondingly high fuel gas outflow speed with the resulting greater standing thrust.

Die Laval-oder Glockendüsen 5 sind mit einem bestimmten Ab stand in der Einlaufdüse 6 des Staustrahltriebwerks 7 ange ordnet, wobei der Außendurchmesser des Mantelstromkanales 2 und der Innendurchmesser des Staustrahltriebwerkes 7 gleich sind, sodaß der aus den Laval-oder Glockendüsen 5 kommende Brenngasstrom das Staustrahltriebwerk 7 gradlinig durch strömen und dabei Außenluft als zusätzlichen, den Standschub vergrößernden Luftmassenstrom in das Triebwerk einbringen kann. Das Staustrahltriebwerk 7 ist als ringförmiges und mit Ein-und Auslaufdüsen profiliertes Triebwerk die Verlängerung des Mantelstromkanales 2 und damit funktionsmäßig optimal in die Kombination Gasturbine-Staustrahltriebwerk integriert.The Laval or bell nozzles 5 are arranged with a certain Ab in the inlet nozzle 6 of the ramjet 7 , the outer diameter of the bypass duct 2 and the inside diameter of the ramjet 7 are the same, so that the fuel gas stream coming from the Laval or bell nozzles 5 is the ramjet 7 flow straight through and can introduce outside air into the engine as an additional air mass flow that increases the standing thrust. The ramjet 7 as a ring-shaped engine profiled with inlet and outlet nozzles is the extension of the bypass duct 2 and thus functionally optimally integrated in the gas turbine-ramjet combination.

Im Heck der Gasturbine 8 ist in bekannter Weise ein Raketen triebwerk 9 als Triebwerk für den Fluggeschwindigkeitsbe reich bis Mach 30 vorgesehen. Es ist für die Wasserstoff- Sauerstoff-Verbrennung eingerichtet, wie schon bekannt ist.In the rear of the gas turbine 8 , a rocket engine 9 is provided in a known manner rich as Mach 30 to 30 for the speed of flight speed. It is set up for hydrogen-oxygen combustion, as is already known.

Falls der Einlaufkegel des Triebwerks die Luftströmung bei Fluggeschwindigkeiten über Mach 3 nicht vom Eindringen in den Verdichter ableiten kann, ist vor dem Verdichter 1 ein Kegelstumpf-Drehschieber 10 mit einem stumpfen Kegelwinkel vorgesehen, wobei der Kegelstumpf-Drehschieber 10 und seine Lagerung als Feingußteil hergestellt sein können.If the inlet cone of the engine cannot derive the air flow from the intrusion into the compressor at flight speeds above Mach 3 , a truncated cone rotary valve 10 with an obtuse cone angle is provided in front of the compressor 1 , the truncated cone rotary valve 10 and its bearing being produced as an investment casting can.

Der mit dieser Erfindung erzielbare Fortschritt besteht in der erheblichen Steigerung des Standschubes, was auch einen entsprechend größeren Brennstoffverbrauch rechtfer tigt.The progress achievable with this invention is in the significant increase in thrust, which also a correspondingly greater fuel consumption right does.

Die Verwendung dieses Triebwerkes soll als Schubmotor für Überschall-Flugzeuge mit Fluggeschwindigkeiten bis Mach 30 erfolgen.This engine is to be used as a thrust engine for supersonic aircraft with flight speeds up to Mach 30 .

Claims

1. Jet engine combination of a turbofan gas turbine, a gas turbine partially enveloping the congestion jet engine and a rocket engine, characterized in that between the high pressure compressor ( 1 ) and the bypass duct ( 2 ) a longer diffuser ( 3 ) and at the end of Sheath flow duct ( 2 ) high-temperature combustion chambers ( 4 ) with immediately adjacent Laval or bell nozzles ( 5 ) are arranged, which end at a certain distance in the inlet nozzle ( 6 ) of the ramjet ( 7 ), the outer diameter of the shroud duct ( 2 ) and the inside diameter of the ramjet ( 7 ) are the same, and the ramjet ( 7 ) as an annular engine is the extension of the sheath flow channel ( 2 ), which flows straight through the fuel gas stream coming from the Laval or bell nozzles and thereby larger Quantities of outside air can be introduced into the engine as an additional air mass flow to boost the thrust n.

2. Engine according to claim 1, characterized in that in front of the compressor ( 1 ) a truncated cone rotary valve 10 is arranged with an obtuse cone angle, which can close the outside air flow into the compressor at flight speeds above Mach 3, in which case the ramjet engine drives the engine -Power.