DE4040860A1 - Strahltriebwerk - Google Patents

Strahltriebwerk

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DE4040860A1
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Franz-Josef Weber
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/74—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant
    • F02K9/78—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant with an air-breathing jet-propulsion plant
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F02K7/16—Composite ram-jet/turbo-jet engines

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
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  • General Engineering & Computer Science (AREA)
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  • Supercharger (AREA)

Description

Gegenstand der Erfindung ist eine als Motor für Mehrfach-Überschall- Flugzeuge dienende Triebswerks-Kombination aus einer Strahlturbine mit zusätzlichen in einem Bypass-Luftkanal angeordneten Freistrahl-Brennkammern, welche mit ihren unmittelbar angeschlossenen Lavaldüsen die ganze den Brennkammern zugeführte Wärmemenge des Brennstoffes während des Ausström-Vorganges in der Lavaldüse abbauen und dabei mit der größtmöglichen Brenngas-Geschwindigkeit Maximal-Schub erzeugen. Der innen mit Keramik ausgekleideten Freistrahl-Brennkammer kann eine für Maximal-Schub berechnete Maximal-Temperatur - wie bei Raketen-Triebwerken - zugemutet werden.
Ein derartiges Triebwerk ist mit der deutschen Offenlegungsschrift DE 38 03 876.5 A1 vom 15.09.88 bekanntgeworden, welches am Ende eines mit dem Verdichterstutzen in Verbindung stehenden Bypass-Luftkanals Hochtemperatur-Brennkammern mit unmittelbar angeschlossenen Lavaldüsen hat. Außerdem ist in Verlängerung des Bypass-Luftkanals ein Heck-Ring- Staustrahltriebwerk nachgeordnet, und ein auf der Triebwerksmitte vorgesehenes Raketentriebwerk vollendet die Antriebs-Möglichkeiten. - Den Triebwerks-Einlauf steuert ein Kegelstumpf-Drehschieber. Nachteilig wirkt sich im vorgenannten Triebwerk die sehr große Entfernung der ins Freie abblasenden Brennkammern zum Verdichterstutzen für ihren Wirkungsgrad aus.
Aufgabe dieser Erfindung war es daher, auch die Freistrahl-Brennkammern in nächste Nähe des Verdichterstutzens zu bringen. Die Lösung dieser Aufgabe ist im kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 1 angegeben.
Die Abb. 1 stellt mit dem halben Längsschnitt das aus der Strahlturbine 1 und dem Heck-Ring-Staustrahltriebwerk bestehende Triebwerk dar, wobei die Stufenzahlen der Beschaufelungen nur symbolisch und nicht maßgeblich, abgebildet sind. - Erfindungsgemäß sind die größer ausgeführten und in Brennkammer-Gehäusen 1-1 angeordneten Brennkammern 1-1 bis 1-4 durch eine zur Triebwerksmitte parallele Trennwand 1-2 in innere, auf die Turbine 1-5 gerichtete Turbinen-Brennkammer 1-3 und äußere Freistrahl-Brennkammern 1-4 mit unmittelbar angeschlossenen Lavaldüsen 1-6 geteilt. Da für den Verdichter-Antrieb bekanntlich 2/3 der Turbi­ nen-Leistung erforderlich sind, soll die Brennstoff-Zuteilung zu den vorgenannten Turbinen-Brennkammern 1-3 mit 2/3 und zu den Freistrahl- Brennkammern 1-4 mit 1/3 der Gesamtmenge erfolgen.
Die Abb. 2 stellt mit dem halben Querschnitt A-B die Brennkammern 1-1 bis 1-4 als sektorenförmige leicht herausnehmbare Einheiten dar, wobei deren Gehäuse-Wanddicken möglichst dünn sein sollen. Ihre Anzahl hängt ab vom Triebwerks-Durchmesser, ihrer Demontage-Möglichkeit und Zugänglichkeit zu den Brennstoff-Einspritzdüsen. Zum Verdichter-Aus­ trittsstutzen hin sind ihre Gehäuse-Wände zugespitzt.
Der mit dieser Technik erzielbare Fortschritt besteht in der Vergrößerung des Wirkungsgrades der Freistrahl-Brennkammern 1-4, was sich als Geschwindigkeits-Steigerung auswirkt.
Die Anwendung dieses Triebwerkes empfiehlt sich nicht allein für Mehr­ fach-Überschall-Flugzeuge mittlerer Größe, sondern auch als Start-Motor für Satelliten-Transport, wenn ein separater Raketenmotor zugefügt ist.

Claims (1)

  1. Strahltriebwerk, bestehend aus einer Strahlturbine mit zusätzlichen Hoch­ temperatur-Freistrahl-Brennkammern im Bypass-Luftkanal und einem Heck- Ring-Staustrahltriebwerk, dadurch gekennzeichnet, daß die größer ausgeführten Brennkammern (1-1) bis (1-4) durch eine zur Trieb­ werksmitte parallele Trennwand (1-2) in innere, auf die Turbine (1-5) gerichtete, Turbinen-Brennkammern (1-3) und äußere Freistrahl-Brennkammern (1-4) mit unmittelbar angeschlossenen Lavaldüsen (1-6) geteilt sind.
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