DE4105421A1 - Ueberschallverbrennungs-staustrahltriebwerk und verfahren zum betreiben desselben - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Überschallverbrennungs- Staustrahltriebwerke (d. h. Scramjets) und betrifft insbe­ sondere ein verbessertes Überschallverbrennungs-Staustrahl­ triebwerk für ein Flugzeug, das mit Hyperschallgeschwindig­ keiten betreibbar ist. Verwiesen sei auf eine weitere deut­ sche Patentanmeldung P 40 08 433.7 der Anmelderin.

Ein Scramjet ist ein Überschallverbrennungs-Staustrahl­ triebwerk, bei welchem anders als bei einem herkömmlichen Staustrahltriebwerk, bei dem die Einlaßluftströmung und die Verbrennungsgase mit Unterschallgeschwindigkeit strömen, die Einlaßluftströmung und die Verbrennungsgase mit Über­ schallgeschwindigkeit strömen. Herkömmliche Staustrahl­ triebwerke arbeiten in einem Bereich von Fluggeschwindig­ keiten, der von etwa Mach 3 bis etwa Mach 6 reicht, und herkömmliche Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerke arbeiten ab etwa Mach 5 und darüber. Die relativ hohe Ge­ schwindigkeit eines Flugzeugs, bei dem ein Überschallver­ brennungs-Staustrahltriebwerk im Flugbetrieb von etwa Mach 5 oder darüber benutzt wird, wird auch als Hyperschall­ geschwindigkeit bezeichnet.

Es wird nicht angenommen, daß ein durch ein Überschallver­ brennungs-Staustrahltriebwerk angetriebenes Flugzeug be­ reits gebaut und geflogen worden ist. Kleine Überschallver­ brennungs-Staustrahltriebwerke sind zu Forschungszwecken jedoch bereits gebaut und im Labor bei simulierten Flugge­ schwindigkeiten bis zu etwa Mach 7 getestet worden. Deshalb bezieht sich hier die Bezugnahme auf herkömmliche und typi­ sche Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerke und Kon­ struktionen auf Information, die dem Fachmann auf dem Ge­ biet des Triebwerke zum Antreiben von Flugzeugen mit Über­ schallgeschwindigkeit geläufig ist und zum Teil auf mathe­ matischer Nachbildung im Modell und Analyse basiert.

Da Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerke mit Über­ schallfluiddurchströmung arbeiten, unterscheiden sie sich grundsätzlich in der Konstruktion und im Betrieb von her­ kömmlichen Staustrahlstriebwerken, die mit Unterschall­ fluiddurchströmung arbeiten. Ein übliches Überschallver­ brennungs-Staustrahltriebwerk hat einen Überschalleinlaß oder Diffusor zum Verdichten der Einlaßluftströmung, an den sich eine Überschallbrennkammer anschließt, an welche sich wiederum eine Überschallschubdüse anschließt. Ein Über­ schalleinlaß ist eine konvergente Düse, die zu einem Düsen­ hals führt, und die Überschallschubdüse ist ein divergenter Kanal, der mit dem Düsenhals in Strömungsverbindung ist. Die Brennkammer erstreckt sich üblicherweise von dem Düsen­ hals aus und ist ein divergenter Kanal konstanten Quer­ schnittes, der einstückig mit der divergenten Schubdüse ausgebildet ist.

Brennstoff wird der Überschalleinlaßluftströmung in der Brennkammer zur Verbrennung zugeführt, bei der es sich üb­ licherweise um eine spontane Verbrennung handelt, da die Einlaßluftströmung auf Temperaturen von etwa 1600°C (2000°R) und mehr verdichtet worden ist. Da der Brennstoff, der üblicherweise gasförmiger Wasserstoff mit relativ ge­ ringer Bewegungsenergie ist, jedoch in einen Überschalluft­ strom eingespritzt wird, der eine relativ große Bewegungs­ energie hat, ist es schwierig, ein wirksames Eindringen des Brennstoffes in die Luft und in die Brennkammer und ein wirksames Vermischen des Brennstoffes mit der Luft zu er­ zielen, insbesondere bei hohen Hyperschallfluggeschwindig­ keiten.

Um die erforderliche innere Verdichtung bei Überschall- und Hyperschall-Einlaßluftströmung-Mach-Zahlen zu gestatten, sind üblicherweise Einrichtungen vorgesehen, die dem Einlaß gestatten, die normale Stoßwelle "zu schlucken" die sonst am Eingang des Einlasses stehen würde. Bei einem herkömmli­ chen Staustrahltriebwerk tritt diese normale Stoßwelle auf, die die Einlaßluftströmung auf Unterschall-Mach-Zahlen ver­ langsamt, was mit großen Wirkungsgradverlusten, relativ ho­ hen Erhitzungsgeschwindigkeiten, großen baulichen Belastun­ gen und einem relativ großen Strömungswiderstand an dem Staustrahltriebwerk verbunden ist. Der Einlaß eines Über­ schallverbrennungs-Staustrahltriebwerks wird als "gestar­ tet" betrachtet, nachdem die normale Stoßwelle durch das Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk "geschluckt" worden ist, was zur Überschalluftströmung in dem Über­ schallverbrennungs-Staustrahltriebwerk führt.

Falls es zu einer plötzlichen Erhöhung des Gegendruckes in dem Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk kommen sollte, beispielsweise aufgrund von transienten Vorgängen starker Brennstoffzufuhr, plötzlicher Anstellwinkeländerung des Flugzeugs oder lokaler Drosselung der inneren Luftströ­ mung, kann es zum Fehl- oder Unstart des Einlasses kommen, was mit den oben beschriebenen unerwünschten Begleitumstän­ den verbunden ist. Das kann bei einem Flugzeug, das mit Hyperschallgeschwindigkeit arbeitet, ein beträchtliches Problem sein, da das Flugzeug mit einem Überschallverbren­ nungs-Staustrahltriebwerk versehen worden ist, welches eine innere Überschalluftströmung hat. Bei einem Unstart des Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerks hat dessen Luftdurchströmung nicht länger Überschallgeschwindigkeit, und da das Flugzeug mit Hyperschallgeschwindigkeit arbei­ tet, ist ein Wiederstart ohne zusätzliche Maßnahmen unmög­ lich. Solche Maßnahmen beinhalten üblicherweise die be­ kannte verstellbare innere Einlaßgeometrie und Steuersy­ steme mit hoher Ansprechgeschwindigkeit, um den Wiederstart des Einlasses zu gestatten. Da der Einlaß üblicherweise an­ fänglich bei relativ niedrigen Hyperschall-Mach-Zahlen ge­ startet wird, können anschließende Unstarts bei relativ ho­ hen Hyperschall-Mach-Zahlen einen beträchtlich ernsteren Zustand darstellen, der bereinigt werden muß.

Da ein durch ein Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk angetriebenes Flugzeug bei beträchtlicher Hyperschallge­ schwindigkeit arbeitet, ist der Strömungswiderstand an dem Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk ein beträchtli­ cher Faktor, der minimiert werden sollte. Überschallver­ brennungs-Staustrahltriebwerke mit verstellbarer innerer Einlaßgeometrie sind jedoch von Haus aus kompliziert und relativ groß und haben eine größere Oberfläche, was mit ei­ nem relativ großen Strömungswiderstand verbunden ist. Au­ ßerdem weisen sie ein beträchtliches zusätzliches Gewicht auf.

Darüber hinaus wird ein Überschallverbrennungs-Staustrahl­ triebwerk üblicherweise bei einem Flugzeug benutzt, bei dem die Triebwerkseinlaßluftströmung am Anfang außerhalb des Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerks durch schräge Stoßwellen ab dem Flugzeugbug komprimiert wird und bei dem das Abgas aus dem Überschallverbrennungs-Staustrahl­ triebwerk üblicherweise insgesamt parallel zu einem geneig­ ten Hinterkörper des Flugzeugs geleitet wird, um eine ex­ terne Expansion der Überschallverbrennungsgase aus dem Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk zu bewirken. Demgemäß wird die Einlaßluftströmung des Überschallverbren­ nungs-Staustrahltriebwerks üblicherweise längs des Bugs un­ ter einem spitzen Winkel gegen die longitudinale oder axiale Achse des Überschallverbrennungs-Staustrahltrieb­ werks geleitet und muß dann von der longitudinalen Achse weg zurückgelenkt werden, damit sie insgesamt parallel zu dem geneigten Flugzeughinterkörper strömt. Dieses Lenken der Hyperschallfluidströmung zuerst zu der longitudinalen Achse hin und dann von der longitudinalen Achse weg erfor­ dert eine geeignete Länge des Überschallverbrennungs- Staustrahltriebwerks, die üblicherweise relativ groß ist und deshalb die äußere Oberfläche und den Strömungswider­ stand des Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerks ver­ größert. Dieses Zurücklenken der Einlaßluftströmung des Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerks zu der longitu­ dinalen oder axialen Achse verlangt üblicherweise das Ein­ leiten der Strömungsexpansion der umlenkenden Hyperschall­ fluidströmung, wodurch von Haus aus die statische Tempera­ tur und der statische Druck von den durch die externe Kom­ pression erzielten Werten heruntergebracht werden und so viel von der externen Kompression im wesentlichen vergeudet wird, für die mit unersetzbaren Einlaßverlusten und Erhit­ zung bezahlt worden ist.

Es ist demgemäß Aufgabe der Erfindung, ein neues und ver­ bessertes Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk zu schaffen.

Weiter soll durch die Erfindung ein Überschallverbrennungs- Staustrahltriebwerk geschaffen werden, das keine verstell­ bare innere Einlaßgeometrie zum Starten benötigt.

Ferner soll durch die Erfindung ein Überschallverbrennungs- Staustrahltriebwerk geschaffen werden, bei dem die Hyper- Schallfluidströmung auf einer relativ kurzen longitudinalen Strecke mit reduzierten Verlusten und bei verbessertem Ein­ dringen und Vermischen des eingespritzten Brennstoffes um­ gelenkt wird.

Weiter soll durch die Erfindung ein Überschallverbrennungs- Staustrahltriebwerk geschaffen werden, das einen relativ einfachen Aufbau und eine Oberfläche hat, die relativ ge­ ringen Strömungswiderstand hervorruft.

Ferner soll durch die Erfindung ein Überschallverbrennungs- Staustrahltriebwerk geschaffen werden, das eine relativ kurze Länge hat.

Weiter soll durch die Erfindung ein Überschallverbrennungs- Staustrahltriebwerk geschaffen werden, bei dem der Brenn­ stoff besser in die Überschalleinlaßluftströmung eindringt und sich mit derselben besser vermischt.

Ferner soll durch die Erfindung ein Überschallverbrennungs- Staustrahltriebwerk geschaffen werden, das eine Einrichtung zum Verändern des Kontraktionsverhältnisses der Überschall­ fluiddurchströmung hat.

Weiter soll durch die Erfindung ein verbessertes Über­ schallverbrennungs-Staustrahltriebwerk geschaffen werden, das in ein Flugzeug integriert ist.

Schließlich soll durch die Erfindung ein Überschallverbren­ nungs-Staustrahltriebwerk geschaffen werden, das ein gerin­ geres Gewicht hat.

Ein verbessertes Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach der Erfindung hat eine erste Oberfläche mit einer nach hinten weisenden Stufe und eine Verkleidung mit einer obe­ ren Oberfläche, die Abstand von der ersten Oberfläche hat, so daß zwischen denselben eine verbesserte Einlaßbrennkam­ mer gebildet ist. Eine Einrichtung zum Einspritzen von Brennstoff in die Einlaßbrennkammer an der Stufe ist vorge­ sehen, um Brennstoff zum Vermischen mit der Überschallein­ laßluftströmung zur Erzeugung von Überschallverbrennungsga­ sen einzuspritzen. Die erste Oberfläche und die obere Ober­ fläche der Verkleidung sind insgesamt parallel zueinander, um eine bauliche innere Kontraktion der Überschallfluid­ durchströmung zu eliminieren. In einer bevorzugten Ausfüh­ rungsform bewirkt die Brennstoffeinspritzeinrichtung, daß eine Fluidgrenze erzeugt wird, die sich von der Stufe aus erstreckt, um eine Unterschallbrennstoffzone und eine Über­ schallfluidzone festzulegen.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden un­ ter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt

Fig. 1 eine schematische, perspektivische Dar­ stellung eines Flugzeugs mit in­ tegriertem Überschallverbrennungs- Staustrahltriebwerk gemäß einer bevor­ zugten, exemplarischen Ausführungsform der Erfindung,

Fig. 2 in einer schematischen Seitenansicht und in Längsschnittdarstellung das Flugzeug nach Fig. 1 mit integriertem Überschallverbrennungs-Staustrahltrieb­ werk und den Betrieb eines Überschallverbrennungs-Staustrahltrieb­ werks in einer bevorzugten, exemplari­ schen Betriebsweise der Erfindung,

Fig. 3 eine Teillängsschnittansicht eines der in den Fig. 1 und 2 gezeigten Über­ schallverbrennungs-Staustrahltrieb­ werke, und

Fig. 4 eine weitere Ausführungsform der Erfin­ dung, die, mit Ausnahme des Einlasses, der nach Fig. 3 insgesamt gleicht.

Fig. 1 zeigt eine schematische, perspektivische Ansicht ei­ nes Hyperschallflugzeugs 10, das vier im wesentlichen glei­ che, nebeneinander angeordnete Überschallverbrennungs- Staustrahltriebwerke 12 gemäß einer bevorzugten, exemplari­ schen Ausführungsform der Erfindung hat. Die Überschall­ verbrennungs-Staustrahltriebwerke 12 sind funktional in das Flugzeug 10 integriert, was im folgenden noch näher be­ schrieben ist, weshalb die Überschallverbrennungs- Staustrahltriebwerke 12 alternativ als flugzeugintegrierte Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerke bezeichnet wer­ den können. Die Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerke 12 haben jeweils eine Verkleidung 14, die eine obere Ober­ fläche 16 hat, welche Abstand von einer Mittelkörper- oder ersten Innenoberfläche 18, die einstückig mit dem Flugzeug 10 ausgebildet ist, aufweist und dieser zugewandt ist. Ein mit Querabstand angeordnetes Paar Seitenwände 20 erstreckt sich radial zwischen der Mittelkörperoberfläche 18 und der oberen Verkleidungsoberfläche 16, um das insgesamt rechtec­ kige Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk 12 zu bil­ den. Gemäß der Darstellung in Fig. 1 bilden mehrere Seiten­ wandpaare 20 vier insgesamt gleiche Staustrahltriebwerke 12. Die Anzahl der Überschallverbrennungs-Staustrahl­ triebwerke 12 wird für besondere Zwecke des Flugzeugs 10 festgelegt und kann weniger oder mehr als vier Überschall­ verbrennungs-Staustrahltriebwerke 12 umfassen. Das in Fig. 1 gezeigte Flugzeug 10 ist für einen Betrieb mit Hyper­ schallgeschwindigkeiten mit Mach-Zahlen von mehr als etwa 5 und bis zu etwa Mach 18 ausgelegt.

Fig. 2 zeigt einen Längsschnitt des Flugzeugs 10 durch ei­ nes der Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerke 12. Fig. 3 zeigt eine vergrößerte Ansicht des in Fig. 2 darge­ stellten Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerks 12. Gemäß den Fig. 2 und 3 weist die Mittelkörper- oder erste Oberfläche 18 eine nach hinten gewandte, geneigte Stufe 22 an ihrem vorderen Ende 24 und ein entgegengesetztes, hin­ teres Ende 26 auf. Die Verkleidung 14 hat eine Vorderkante 28 und eine Hinterkante 30, wobei sich die obere Oberfläche 16 und eine untere Verkleidungsoberfläche 32 zwischen der Vorderkante 28 und der Hinterkante 30 erstrecken. Die obere Verkleidungsoberfläche 16 hat vorzugsweise Abstand von der Mittelkörperoberfläche 18 und ist insgesamt parallel zu derselben in dieser exemplarischen Ausführungsform der Er­ findung, so daß eine integrierte Einlaßbrennkammer 34 zwi­ schen denselben gebildet ist, die eine Längs- oder longitu­ dinale Achse 36 hat. Die integrierte Einlaßbrennkammer 34 hat einen Einlaß 38, der sich von der Stufe 22 zu der Ver­ kleidungsvorderkante 28 erstreckt, und einen Auslaß 40, der sich von dem hinteren Mittelkörperende 26 zu einem entspre­ chenden Zwischenpunkt 42 auf der oberen Ver­ kleidungsoberfläche 16 erstreckt. Der Auslaß 40 ist zu der Längsachse 36 insgesamt rechtwinkelig. Die Verkleidungsvor­ derkante 28 und die Stufe 22 sind längs der Längsachse 36 insgesamt miteinander ausgerichtet, um den Einlaß 38 zu bilden, der eine Überschalleinlaßluftströmung 44 empfängt und in die Einlaßbrennkammer 34 leitet.

Das Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk 12 weist weiter eine herkömmliche Einrichtung 46 zum Einspritzen von Brennstoff in die Einlaßbrennkammer 34 an der Stufe 22 zum Vermischen mit der Überschalluftströmung 44 zum Erzeugen von Überschallverbrennungsgasen 48 in der Einlaßbrennkammer 34 auf. Die Brennstoffeinspritzeinrichtung 46 hat mehrere mit Querabstand voneinander angeordnete, herkömmliche erste Brennstoffeinspritzvorrichtungen 50, welche vorzugsweise rechtwinkelig zu der Stufe 22 angeordnet sind, und eine entsprechende Anzahl von Brennstoffleitungen 52, welche die ersten Brennstoffeinspritzvorrichtungen 50 mit einer her­ kömmlichen Brennstoffversorgung 54 an Bord des Flugzeugs 10 verbinden. Die Brennstoffeinspritzeinrichtung 46 weist wei­ ter mehrere zweite Brennstoffeinspritzvorrichtungen 50a auf, die vorzugsweise rechtwinkelig zu der Mittelkörpe­ roberfläche 18 und stromabwärts von und benachbart zu der Stufe 22 angeordnet sind, und eine entsprechende Anzahl von Brennstoffleitungen 52, welche die zweiten Einspritzvor­ richtungen 50a mit der Brennstoffversorgung 54 verbinden. Brennstoff 56 wird in die Einlaßbrennkammer 34 über die Einspritzvorrichtungen 50 und 50a an dem Einlaß 38 einge­ spritzt.

In der bevorzugten Ausführungsform ist der Brennstoff 56 Wasserstoff. Dieser wird am Anfang in flüssigem Zustand zu­ geführt und ist relativ kalt. Wenn der Brennstoff 56 durch die Leitungen 52 strömt, wird er benutzt, um benachbarte Flugzeug- und Triebwerksteile zu kühlen, wodurch er erhitzt und für das Einspritzen über die Einspritzvorrichtungen 50 und 50a in die Brennkammer 34 zum Antreiben des Flugzeugs 10 mit Überschallgeschwindigkeiten bis zu etwa Mach 18 in einen gasförmigen Zustand gebracht wird.

Die integrierte Einlaßbrennkammer 34 wird durch das Seiten­ wandpaar 20, die Mittelkörperoberfläche 18 und die obere Verkleidungsoberfläche 16 gebildet und ist in zu der Längsachse 36 normalen Ebenen insgesamt rechteckig. Al­ ternativ können nichtrechteckige Querschnitte der Einlaß­ brennkammer 34 in Abhängigkeit von den besonderen Verwen­ dungszwecken benutzt werden.

Gemäß der Darstellung in Fig. 3 dient die Brennstoffein­ spritzeinrichtung 46 zum Einspritzen des Brennstoffes 56 über die ersten Einspritzvorrichtungen 50 in der Stufe 22 und über die zweiten Einspritzvorrichtungen 50a in Richtung nach hinten insgesamt schräg gegen die Längsachse 36 und an der Mittelkörperoberfläche 18 zum Erzeugen einer Fluid­ grenze 58, welche sich von der Stufe 22 aus in Richtung nach hinten erstreckt und eine lokale Schergrenzflächenzone für eine verbesserte Vermischung des Brennstoffes 56 und der Luftströmung 44 ergibt. Die Fluidgrenze 58 bildet ein Unterschallgebiet oder eine Unterschallbrennstoffzone 60 an der Mittelkörperoberfläche 18, die sich zwischen der Mit­ telkörperoberfläche 18 und der Fluidgrenze 58 erstreckt. Die Fluidgrenze 58 bildet außerdem eine Überschallfluidzone 62, die sich von der Fluidgrenze 58 zu der oberen Verkleidungsoberfläche 16 erstreckt.

Das Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk 12 weist weiter eine Vorderkörper- oder zweite Oberfläche 64 auf, die sich von der Mittelkörperoberfläche 18 aus stromauf­ wärts unter einem ersten spitzen Winkel α gegen dieselbe erstreckt, so daß zwischen ihnen die nach hinten gewandte Stufe 22 gebildet ist. Die Vorderkörperoberfläche 64 ist ein Teil des Flugzeugs 10 und bewirkt, daß die Überschalleinlaßluftströmung 44 parallel zu der Vorderkör­ peroberfläche 64 geleitet wird, da die Überschallfluidströ­ mung bestrebt ist, insgesamt parallel zu Oberflächen zu strömen. Die Luftströmung 44 wird unter einem zweiten spit­ zen Winkel β relativ zu der oberen Verkleidungsoberfläche 16 geleitet, und in der bevorzugten Ausführungsform ist die obere Verkleidungsoberfläche 16 an dem Einlaß 38 parallel zu der Mittelkörperoberfläche 18 angeordnet. Demgemäß ist der erste spitze Winkel α in einer solchen Anordnung im allgemeinen gleich dem zweiten spitzen Winkel β. In einer alternativen Ausführungsform können die Winkel α und β ver­ schieden sein, um eine andere Verkleidungsgeometrie strom­ aufwärts der Stufe 22 zu berücksichtigen.

Die Stufe 22 ist insgesamt normal zu der Vorder-körperober­ fläche 64 angeordnet, und deshalb wird der Brennstoff 56 aus der Einspritzvorrichtung 50 insgesamt parallel zu der Luftströmung 44 in die Einlaßbrennkammer 34 geleitet. Da der Brennstoff 56 eine Bewegungsenergie hat, die wesentlich geringer als die Bewegungsenergie der Überschalluftströmung 44 ist, bildet sich die Fluidgrenze 58 an der Stufe 22 am Anfang parallel zu der Vorderkörperoberfläche 64 und ge­ neigt zu der oberen Verkleidungsoberfläche 16 aus. Der Brennstoff 56 berührt die Überschalluftströmung 44 und wird am Anfang über den Einlaß geleitet und dann von der oberen Verkleidungsoberfläche 16 weggelenkt, um die Fluidgrenze 58 zu erzeugen, die gebogen ist und Abstand von der oberen Verkleidungsoberfläche 16 hat, um eine Verengung 66 minima­ len Überschallströmungsquerschnittes in der Über­ schallfluidzone 62 zu bilden. Die Verengung 66 hat eine Höhe h₁, und die Brennstoffzone 60, die zu dem Düsenhals 66 koplanar ist, hat eine Höhe h₂, was eine Gesamthöhe H = h₁ + h₂ für die Einlaßbrennkammer 34 ergibt. Die Verkleidung 14 hat eine Länge L, und das Schlankheitsverhältnis H/L ist aus im folgenden erläuterten Gründen relativ groß. Da die Luftströmung 44 unter einem spitzen Winkel β relativ zu der oberen Verkleidungsoberfläche 16 durch den Einlaß 38 gelei­ tet wird, bewirkt die Hochgeschwindigkeitsluftströmung 44, daß ein Teil des Brennstoffes 56 aus den Brennstoffein­ spritzvorrichtungen 50 und 50a zu der oberen Verkleidungs­ oberfläche 16 geleitet wird, um das Eindringen des Brenn­ stoffes 50 in die Einlaßluftströmung 44 und das Vermischen desselben mit der Einlaßluftströmung in der Überschall­ fluidzone 62 zu steigern.

Da die Fluidgrenze 58 die Verengung 66 erzeugt, bildet sie außerdem einen konvergenten Überschallkanal 68 von dem Ein­ laß 38 an der Verkleidungsvorderkante 28 zu der Verengung 66 in der Überschallfluidzone 62. Die Fluidgrenze 58 bildet außerdem einen divergenten Überschallkanal 70 in der Über­ schallfluidzone 62, der sich von der Verengung 66 zu dem Auslaß 40 an der Verkleidungshinterkante 30 erstreckt und durch den die Überschallverbrennungsgase 48 hindurchgehen, welche aus dem Brennstoff 56 und der Überschalleinlaßluft­ strömung 44 gebildet worden sind. Außer dem Einleiten des Brennstoffes 56 in die Brennstoffzone 60 bewirkt die Brenn­ stoffeinspritzeinrichtung 46 außerdem, daß ein Teil des Brennstoffes 56 über die Fluidgrenze 58 in den konvergenten Kanal 68 zu der oberen Verkleidungsoberfläche 16 hin zum Vermischen mit der Überschalleinlaßluftströmung 44 einge­ spritzt wird.

Zusätzliches Vermischen des Brennstoffes 56 mit der Einlaß­ luftströmung 44 wird durch eine Verkleidungsstoßwelle 72 erzielt, die sich von der Verkleidungshinterkante 28 aus schräg in den konvergenten Kanal 68 erstreckt. Die obere Verkleidungsoberfläche 16 ist nahe der Hinterkante 28 rela­ tiv zu der Einlaßluftströmung 44 und der Stufe 22 so posi­ tioniert, daß der zweite spitze Winkel β erzielt wird, wel­ cher bewirkt, daß die Verkleidungsstoßwelle 72 erzeugt wird, welche sich schräg von der Verkleidungsvorderkante 28 aus und in den konvergenten Kanal 68 erstreckt.

Ein wesentliches Merkmal der Erfindung ist die Bildung der Fluidgrenze 58, welche den konvergenten Kanal 68, die Ver­ engung 66 und den divergenten Kanal 70 bildet. Statt der Verwendung einer festen baulichen Grenze zum Bilden der Verengung 66 und der Kanäle 68 und 70, wie es im Stand der Technik herkömmlicherweise gemacht wird, bietet die Verwen­ dung der Fluidgrenze 58 zusätzliche Vorteile und erzeugt trotzdem den konvergenten Kanal 68, die Verengung 66 und den divergenten Kanal 70.

Ein weiteres wichtiges Merkmal ist der Synergismus zwischen der Luftströmung 44 hoher Bewegungsenergie unter dem Winkel α und dem Brennstoff 56 geringerer Bewegungsenergie aus den Einspritzvorrichtungen 50 und 50a, der ein verbessertes Eindringen des Brennstoffes in die Luftströmung 44 mit sich bringt, welche den Brennstoff 56 durch den Einlaß 38 trans­ portiert. Der Brennstoff 56, der in die Einlaßbrennkammer 34 eingespritzt wird, hat eine relativ geringe Bewegungs­ energie, vergleicht man diese mit der Bewegungsenergie der Überschalluftströmung 44, wodurch die Grenze 58 und die Un­ terschallverbrennungszone 60 nahe der Wand 18 erzeugt wer­ den, bei welcher es sich um einen kleinen Teil des Brenn­ stoffes 56 handelt und welche im wesentlichen nur Brenn­ stoff 56 enthält, der sich mit Unterschallgeschwindigkeit ohne irgendeine nennenswerte Menge der Luftströmung 44 be­ wegt. Der überwiegende Teil des Brennstoffes 56 wird mit der Luftströmung 44 vermischt und ist in der Überschall­ fluidzone 62 enthalten. Das ist zum großen Teil auf das verbesserte Eindringen des Brennstoffes 56 in die Luftströ­ mung 44 über die Brennstoffeinspritzeinrichtung 46 und die Stufe 22 zurückzuführen, wodurch der Brennstoff 56 durch die lokale Luftströmung 44 am Anfang insgesamt parallel zu der Luftströmung 44 unter dem Winkel α transportiert wird. Die lokale Schergrenzflächenzone der Fluidgrenze 58 unter­ stützt dann das Vermischen des Brennstoffes 56 und der Luftströmung 44, um die Überschallfluidzone 62 zu bilden, in der der Brennstoff 56 und die Luftströmung 44 vermischt sind.

Der konvergente Kanal 68 dient als ein herkömmlicher Über­ schalldiffusor zum weiteren Erhöhen des statischen Druckes der Luftströmung 44 in der Einlaßbrennkammer 34, und der divergente Kanal 70 dient als eine herkömmliche Überschall­ düse zum Steigern der Geschwindigkeit der Verbrennungsgase 48, die durch ihn hindurchströmen. Da die Fluidgrenze 58 durch die Brennstoffeinspritzeinrichtung 46 gebildet wird, kann die Fluidgrenze 58 maßgeschneidert werden, indem das Volumen oder die Geschwindigkeit des über die Einspritzvor­ richtungen 50 eingespritzten Brennstoffes 56 gesteuert wird. Auf diese Weise können die relativen Höhen h₁ der Verengung 66 und h₂ der Brennstoffzone 60 entsprechend den Bedingungen der Einlaßluftströmung 44, die über einem Be­ reich von Flug-Mach-Zahlen des Flugzeugs 10 und dem ent­ sprechenden Bereich der Geschwindigkeit der Einlaßluftströ­ mung 44 auftreten, wahlweise geändert werden.Die Brennstof­ feinspritzeinrichtung 46 verändert dadurch die Konfigura­ tion der Fluidgrenze 58 durch Steuern des Volumens oder der Geschwindigkeit des in die Einlaßbrennkammer 34 einge­ spritzten Brennstoffes 56, um ein variables Kontraktions­ verhältnis der Einlaßluftströmung 44 in dem konvergenten Kanal 68 und ein variables Expansionsverhältnis der Ver­ brennungsgase 48 in dem divergenten Kanal 70 zu erzeugen.

Das ist besonders bemerkenswert, da eine flexible und va­ riable Fluidgrenze 58 geschaffen und die Grenze fester Geo­ metrie, welche bei herkömmlichen Überschallverbrennungs- Staustrahltriebwerken zum Hervorrufen der inneren Kontrak­ tion der Luftströmung benutzt wird, eliminiert wird, wo­ durch die Start- und Unstartprobleme effektiv eliminiert werden. Die Fluidgrenze 58 ist eine flexible Grenze, die das Unstartproblem reduziert, wenn nicht gar elimi­ niert, weil im Falle eines Unstarts das Überschallverbren­ nungs-Staustrahltriebwerk 12 wiedergestartet werden kann, indem einfach die Mengen des Brennstoffes 56, die in die Einlaßbrennkammer 34 eingespritzt werden, gesteuert werden. Die Höhe H der Einlaßbrennkammer 34 ist relativ groß, um die Durchströmungserfordernisse der Luftströmung 44 in der Einlaßbrennkammer 34 bei relativ niedrigen Hyperschallge­ schwindigkeiten durch Vergrößern der Verengungshöhe h₁ und Verringern der Brennstoffzonenhöhe h₂ zu erfüllen. Bei hö­ heren Hyperschallgeschwindigkeiten des Flugzeugs 10 und der Einlaßluftströmung 44 kann durch das Einleiten des Brenn­ stoffes 56 die Verengungshöhe h₁ relativ kleiner und die Brennstoffzonenhöhe h₂ relativ größer gemacht werden, um sie der relativ höheren Geschwindigkeit der Luftströmung 44 bei solchen höheren Hyperschallgeschwindigkeiten anzupas­ sen.

Die Einlaßbrennkammer 34 wird als integriert angesehen, da der herkömmliche Überschalleinlaßdiffusor und die herkömm­ liche Brennkammer mit divergentem Kanal durch insgesamt parallele Wände ersetzt werden, d. h. durch die Mittelkörpe­ roberfläche 18 und die obere Verkleidungsoberfläche 16, und da der Brennstoff 56 an dem stromaufwärtigen Ende eingelei­ tet wird, d. h. an dem Einlaß 38 an der Stufe 22 und der Verkleidungsvorderkante 28. Dieser Aufbau leitet deshalb den Brennstoff 56 unmittelbar in die integrierte Einlaß­ brennkammer 34 ein statt stromabwärts, wie es üblicherweise in einem herkömmlichen Überschallverbrennungs-Staustrahl­ triebwerk der Fall ist. Der Brennstoff 56 kann deshalb da­ durch, daß er früher in das Überschallverbrennungs- Staustrahltriebwerk 12 eingeleitet wird, früher zu verbren­ nen beginnen, und die Verbrennung kann früher beendet wer­ den. Demgemäß kann die Gesamtlänge L der integrierten Ein­ laßbrennkammer 34 im Vergleich zu herkömmlichen Überschall­ verbrennungs-Staustrahltriebwerken relativ kurz sein, ob­ gleich das Schlankheitsverhältnis H/L relativ größer ist als das Schlankheitsverhältnis eines herkömmlichen Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerks. Die reduzierte Länge der integrierten Einlaßbrennkammer 34 minimiert den Oberflächeninhalt der Verkleidung 22 und minimiert dadurch unerwünschten Strömungswiderstand an derselben und ermög­ licht ein reduziertes bauliches Gewicht.

In der bevorzugten Ausführungsform ist die obere Verklei­ dungsoberfläche 16 von der Vorderkante 28 bis zu der Hin­ terkante 30 eben, die Mittelkörperoberfläche 18 ist von ih­ rem vorderen Ende 24 bis zu ihrem hinteren Ende 28 eben­ falls eben, und die integrierte Einlaßbrennkammer 34 hat zwischen diesen Oberflächen und den Seitenwandpaaren 20 einen im wesentlichen konstanten Strömungsquerschnitt.

Die obere Verkleidungsoberfläche 16 hat weiter einen vorde­ ren Teil 16A und einen hinteren Teil 16B, der sich von die­ sem aus ab einem Schnittpunkt 74 erstreckt, welcher mit Längsabstand hinter der Verkleidungsvorderkante 28 angeord­ net ist. Ebenso weist die Mittelkörperoberfläche 18 einen vorderen Teil 18A und einen hinteren Teil 18B auf, der sich von diesem aus ab einem Schnittpunkt 76 stromabwärts er­ streckt, welcher stromabwärts von dem Mittelkörpervorder­ ende 24 angeordnet ist. In der bevorzugten Ausführungsform ist der vordere Teil 16A der Verkleidungsoberfläche paral­ lel zu dem vorderen Teil 18A des Mittelkörpers angeordnet, und der hintere Teil 16B der Verkleidungsoberfläche ist parallel zu dem hinteren Teil 18B des Mittelkörpers ange­ ordnet. Der vordere und der hintere Teil des Mittelkörpers 18 in der oberen Verkleidungsoberfläche 16 sind, wie vor­ stehend beschrieben, eben. In einer alternativen Ausfüh­ rungsform kann jedoch der hintere Teil 18B des Mittelkör­ pers relativ zu dem vorderen Teil 18A des Mittelkörpers aufwärts geneigt sein, und ebenso kann der hintere Teil 16B der oberen Verkleidungsoberfläche relativ zu dem vorderen Teil 16A der oberen Verkleidungsoberfläche aufwärts geneigt sein, um das Ändern der Richtung der Verbrennungsgase 48 in der Einlaßbrennkammer 34 zu unterstützen. Da die Einlaß­ luftströmung 44 in den Einlaß 38 unter dem spitzen Winkel β eintritt und die Verbrennungsgase 48 an dem Auslaß 40 unter einem insgesamt entgegengesetzten Winkel gegen die Längsachse 36 abgegeben werden, können die Mittelkörpe­ roberfläche 18 und die obere Verkleidungsoberfläche 16 wie oben beschrieben geneigt sein, um das Ändern der Richtung des Überschallfluids zu unterstützen und so die damit ver­ bundenen Verluste zu reduzieren.

Die obere Verkleidungsoberfläche 16 kann wahlweise eine nach hinten gewandte Stufe 78, wie sie in Fig. 3 gezeigt ist, an dem Schnittpunkt 74 aufweisen, der den vorderen Teil 16A der Verkleidungsoberfläche mit dem hinteren Teil 16B der Verkleidungsoberfläche verbindet. Die Brennstof­ feinspritzeinrichtung 46 bewirkt außerdem, daß der Brenn­ stoff 56 in die Einlaßbrennkammer 34 an der nach hinten ge­ wandten Stufe 78 der Verkleidung über zusätzliche Brenn­ stoffeinspritzvorrichtungen 50 eingespritzt wird, der mit dem Brennstoff 56 über zusätzliche Brennstoffleitungen 52 aus der Brennstoffversorgung 54 zugeführt wird. Auf diese Weise kann der zusätzliche Brennstoff 56 in die Einlaß­ brennkammer 34 stromabwärts der Verkleidungsvorderkante 28 und der Primäreinspritzvorrichtungen 50 an der Stufe 22 eingeleitet werden.

Das Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk 12 ist in dem Flugzeug 10 vorzugsweise als ein flugzeugintegriertes Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk vorgesehen und weist weiter eine Bug- oder dritte Oberfläche 80 auf, wel­ che in Fig. 2 gezeigt ist und sich von der Vorderkörper­ oberfläche 64 aus ab einem Wendepunkt 82 stromaufwärts er­ streckt. Die Bugoberfläche 80 ist unter einem stumpfen Win­ kel R gegen die Vorderkörperoberfläche 64 angeordnet und erstreckt sich bis zu einer Flugzeugvorderkante 84. Die Bu­ goberfläche 80 dient zum Erzeugen eines schrägen Bugstoßes 86 in der umgebenden oder ungestörten Luftströmung 44B ab der Flugzeugvorderkante 84 bei Überschallfluggeschwindig­ keiten, wie an sich bekannt. Die Vorderkörperoberfläche 64 bewirkt ebenso, daß eine schräge Vorderkörperstoßwelle 88 in der Luftströmung 44B ab dem Wendepunkt 82 erzeugt wird, wie ebenfalls an sich bekannt. Sowohl die Bug- als auch die Vorderkörperstoßwelle 86, 88 bewirken eine Kompression der Luftströmung 44B, die auch als Rekompression bezeichnet wird, welche in den Einlaß 38 der integrierten Einlaßbrenn­ kammer 34 an der Verkleidungsvorderkante 28 als Einlaßluft­ strömung 44 eingeleitet wird. In einer bevorzugten Ausfüh­ rungsform sind die Bugoberfläche 80 und die Vorderkörpe­ roberfläche 64 relativ zu der Verkleidungsvorderkante 28 so angeordnet, daß die Bug- und die Vorderkörperstoßwelle 86, 88 erzeugt werden, welche im wesentlichen gänzlich in den Einlaß 38 geleitet werden, wie es in Fig. 3 gezeigt ist. Auf diese Weise wird die Rekompression der Einlaßluftströ­ mung 44 aufgrund der Bugstoßwelle 86 und der Vorderkörper­ stoßwelle 88 in den Einlaß 38 geleitet, um für eine opti­ male äußere Kompression der Einlaßluftströmung 44 zu sor­ gen.

In der flugzeugintegrierten Ausführungsform des Überschall­ verbrennungs-Staustrahltriebwerks 12, die in den Fig. 1-3 gezeigt ist, weist das Überschallverbrennungs-Staustrahl­ triebwerk 12 weiter eine Hinterkörper- oder vierte Oberflä­ che 90 auf, die sich von der Mittelkörperoberfläche 18 ab dem hinteren Ende 26 derselben und außerdem von dem Auslaß 40 des Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerks 12, der sich zu der oberen Verkleidungsoberfläche 16 in dem Zwi­ schenpunkt 42 erstreckt, stromabwärts erstreckt. Die Hin­ terkörperoberfläche 90 ist vorzugsweise gebogen und bildet einen Teil einer Begrenzung einer Überschallschubdüse 92 des Triebwerks 12 zum Abgeben der Verbrennungsgase 48 aus der integrierten Einlaßbrennkammer 34. Die Verkleidung 14 weist einen Düsenteil 94 auf, der sich von dem Zwischen­ punkt 42 aus zu der Verkleidungshinterkante 30 erstreckt. Der Verkleidungsdüsenteil 94 bildet einen Teil der Begren­ zung der Schubdüse 92. Die Überschallverbrennungsgase 48 werden durch die Schubdüse 92 geleitet und expandieren in­ tern darin bis zu der Verkleidungshinterkante 30 und extern ab der Verkleidungshinterkante 30 und gegen die Hinterkör­ peroberfläche 90, die sich zu einer Hinterkante 96 des Flugzeugs 10 erstreckt.

Die Brennstoffeinspritzeinrichtung 46 bewirkt außerdem, daß die Konfiguration der Fluidgrenze 58 aufgrund der Einlaß­ luftströmung 44 verändert wird, um ein variables Expansi­ onsverhältnis der Verbrennungsgase 48 in dem divergenten Kanal 70 in der Einlaßbrennkammer 34 zu erzeugen. Die Brennstoffeinspritzeinrichtung 46 bewirkt, daß die Fluid­ grenze 58 den Auslaß 40 des Überschallverbrennungs- Staustrahltriebwerks an der Hinterkörperoberfläche 90 etwa an dem hinteren Ende 26 des Mittelkörpers vorzugsweise schneidet. Auf diese Weise ist der divergente Kanal 70 durchgehend mit der Schubdüse 92 mit der Hinterkörperober­ fläche 90 als einer Begrenzung zum Erzielen einer wirksamen Expansion der Verbrennungsgase 48 aus der integrierten Einlaßbrennkammer 34 und in der Schubdüse 92 ausgebildet.

Zusätzlich zu den oben mit Bezug auf das Überschallverbren­ nungs-Staustrahltriebwerk 12 nach der Erfindung beschriebe­ nen Vorteilen beinhalten weitere Vorteile das Vermeiden von nennenswerter innerer Expansion der Verbrennungsgase 48, wenn diese aus der Richtung der Einlaßluftströmung 44 in die Richtung der aus dem Auslaß 40 längs der Hinterkörpe­ roberfläche 90 abgegebenen Verbrennungsgase 48 gelenkt wer­ den. Das ist auf die Unterschallbrennstoffzone 60 in der Einlaßbrennkammer 34 zurückzuführen, welche die Fluidgrenze 58 ergibt, die selbsteinstellend ist, um die interne Expan­ sion der Verbrennungsgase 48 und die davon begleiteten Druckverluste zu reduzieren. Die Gesamtlänge L der Einlaß­ brennkammer 34 ist wesentlich kürzer als die Länge eines herkömmlichen Einlasses und einer herkömmlichen Brennkam­ mer, und zwar zum großen Teil wegen des Einleitens und der Verbrennung des Brennstoffes 56 an dem Einlaß 38, der an dem vorderen Mittelkörperende 24 und an der Verkleidungs­ vorderkante 28 angeordnet ist. Der Brennstoff 56 beginnt seine Verbrennung früher als in einer herkömmlichen Brenn­ kammer und führt zu höherem statischen Druck der Verbren­ nungsgase 58 aufgrund der Verbrennung (d. h. Rekombination). Ein kürzeres Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk 12 bringt weniger Gewicht mit sich und hat einen geringeren äußeren Strömungswiderstand und einen geringeren Oberflä­ cheninhalt, der für das Kühlen erforderlich ist, im Ver­ gleich zu herkömmlichen Überschallverbrennungs-Staustrahl­ triebwerken.

Fig. 4 zeigt eine weitere Ausführungsform der Erfindung, die der Ausführungsform, welche in Fig. 3 gezeigt ist, ins­ gesamt gleicht, mit Ausnahme des Einlasses 38a. Der Einlaß 38a wird durch die Verkleidungsvorderkante 28 gebildet, die relativ zu der nach hinten weisenden Stufe 22 stromaufwärts angeordnet ist, um mit der Vorderkörperoberfläche 64 den Einlaß 38a zu bilden, der ein konvergentes Profil hat, das sich zu der nach hinten weisenden Stufe 22 erstreckt.

Der Einlaß 38a bewirkt, daß die innere Kontraktion der Luftströmung 44 erzielt wird, bevor diese mit dem Brenn­ stoff 56 vermischt wird. Diese zusätzliche Kontraktion oder Kompression der Luftströmung 44 durch den Einlaß 38a ist für den Betrieb des Flugzeugs 10 bei Hyperschallflugge­ schwindigkeiten erforderlich, die höher sind als diejeni­ gen, welche bei der Ausführungsform nach Fig. 3 auftreten. In dieser Ausführungsform können zwar die Selbststart- und Wiederstartvorteile der Erfindung nicht realisiert werden, der Vorteil der verbesserten Durchdringung der Luftströmung 44 mit Brennstoff und der verbesserten Vermischung dersel­ ben mit dem Brennstoff bleibt jedoch erhalten und ist von wesentlicher Bedeutung, insbesondere für den Betrieb des Flugzeugs 10 bei noch höheren Fluggeschwindigkeiten, bei denen die Differenz in der Bewegungsenergie des Brennstof­ fes 56 und der Luftströmung 44 noch größer wird als im Falle von niedrigeren Hyperschallgeschwindigkeiten.

Von besonderer Bedeutung sind bei den beiden Ausführungs­ formen der Erfindung, die in den Fig. 3 und 4 dargestellt sind, die Stufen 22 und 78. Die Stufe 22 beispielsweise hat ein Flammenhaltevermögen, welches das Einleiten und Halten der Verbrennungsflamme im Betrieb gestattet. Die Stufe 22 isoliert zusammen mit der Stufe 78, wenn letztere benutzt wird, den Verbrennungsdruckanstieg, um zu verhindern, daß dieser sich an der Stufe 22 vorbei stromaufwärts bewegt, weil das die Einlaßluftströmung 44 stören und möglicher­ weise zu einem Unstartzustand führen könnte.

Außerdem weist die Stufe 22 vorzugsweise die ersten Brenn­ stoffeinspritzvorrichtungen 50 zum Erzielen der erfindungs­ gemäßen Vorteile des verbesserten Eindringens und Vermi­ schens des Brennstoffes auf. Die Brennstoffeinspritzvor­ richtungen brauchen jedoch nicht notwendigerweise in der Stufe 22 angeordnet zu sein. Gemäß der Darstellung in Fig. 3 sind beispielsweise einige oder alle Einspritzvorrichtun­ gen (z. B. die Einspritzvorrichtungen 50a) unmittelbar stromabwärts der Stufe 22 in der Mittelkörperoberfläche 18 angeordnet. Die Einspritzvorrichtungen sind vorzugsweise so positioniert, daß sie den Brennstoff 50 schräg zur Luft­ strömung 44 einspritzen, um das Eindringen und Vermischen des Brennstoffes zu verbessern.

Bei der in Fig. 4 dargestellten Ausführungsform sind die Brennstoffeinspritzvorrichtungen 50b in der oberen Verklei­ dungsoberfläche 16 unmittelbar stromabwärts der Verklei­ dungsstufe 78 statt in der Verkleidungsstufe 78, wie es bei der Ausführungsform nach Fig. 3 der Fall ist, angeordnet.

Mit den verschiedenen Ausführungsformen der Erfindung, die oben beschrieben sind, wird ein neues und verbessertes Ver­ fahren zum Betreiben eines Überschallverbrennungs- Staustrahltriebwerks 12 durchgeführt. Das Betriebsverfahren beinhaltet, wie oben beschrieben, das Leiten der Luftströ­ mung 44 unter dem ersten spitzen Winkel α relativ zu der Längsachse 36 und dann das Umlenken der Luftströmung 44, so daß diese ingesamt parallel zu der Längsachse 36 strömt. Der Brennstoff 56 wird dann schräg in die Luftströmung ein­ gespritzt, um die bogenförmige Fluidgrenze 58 zu bilden. Zusätzliche Schritte beinhalten die Operationen, die oben mit Bezug auf die bevorzugten Ausführungsformen beschrieben worden sind.

Im Rahmen der Erfindung sind Modifikationen der oben be­ schriebenen Ausführungsformen möglich.

Lediglich als Beispiel sei angegeben, daß die integrierte Einlaßbrennkammer 34 mit einem Strömungsweg benutzt werden kann, der einen zweidimensionalen, axialsymmetrischen Quer­ schnitt oder einen dreidimensionalen Querschnitt hat. Die Wahl wird so getroffen, daß sich das Überschallverbren­ nungs-Staustrahltriebwerk in das besondere Flugzeug optimal integrieren läßt. Mehrere Brennstoffeinspritzöffnungen (z. B. 50, 50a und 50b) können in der Mittelkörperoberfläche 18 und der oberen Verkleidungsoberfläche 16 benutzt und mit rechtwinkeliger oder abgewinkelter Brennstoffeinspritzung zum Steigern der Leistung über großen Bereichen von Mach- Zahlen der ungestörten Strömung kombiniert werden. Weiter kann, wie oben beschrieben, die zweite Stufe 78 in der Ver­ kleidung 14 die Höhe null haben, und eine rechtwinkelige Brennstoffeinspritzung kann an dieser Stelle erfolgen, z. B. wo die Strömungsdurchlaßhöhe in der Ebene der Verkleidungs­ vorderkante 28 relativ klein ist und die Reynolds-Zahl der ankommenden Luftströmung 44 an dem vorderen Teil 16A der Verkleidungsoberfläche eine ausreichend stabile turbulente Grenzschicht ergibt. Ein besonderer Vorteil der Erfindung ist zwar die Elimination der variablen Einlaßgeometrie, die Erfindung kann jedoch trotzdem in anderen Ausführungsformen in Verbindung mit variabler Geometrie zum Steuern sowohl des Ausmaßes der erzielten Luftströmungskompression als auch der Querschnittsverteilung in dem Brennkammerbereich der integrierten Einlaßbrennkammer 34 benutzt werden.

Weitere Ausführungsformen der Erfindung können eine Einlaß­ brennkammer 34 umfassen, die Teile hat, welche insgesamt symmetrisch um zwei Längsmittelachsen angeordnet sind, die sich unter einem stumpfen Winkel schneiden, um die Luft­ strömung 44 von längs der Vorderkörperoberfläche 64 auf längs der Hinterkörperoberfläche 90 umzulenken. Außerdem brauchen der Einlaß 38 und der Auslaß 40 nicht notwendiger­ weise rechtwinkelig zu der Längsachse 36 angeordnet zu sein.

Claims (25)

1. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk, gekenn­ zeichnet durch:
eine erste Oberfläche (18), die eine nach hinten gewandte Stufe (22) hat;
eine Verkleidung (14) mit einer Vorderkante (28) und einer Hinterkante (30) sowie einer oberen Oberfläche (16) und ei­ ner unteren Oberfläche (32), die sich zwischen der Vorder- und Hinterkante (28, 30) erstrecken, wobei die obere Ver­ kleidungsoberfläche (16) Abstand von der ersten Oberfläche (18) hat und zu dieser insgesamt parallel ist, so daß zwi­ schen denselben eine integrierte Einlaßbrennkammer (34) ge­ bildet ist, die einen Einlaß (38, 38a) hat, der die Über­ schalleinlaßluftströmung (44) empfängt und in die Einlaß­ brennkammer (34) leitet; und
eine Einrichtung (46) zum Einspritzen von Brennstoff (56) in die Einlaßbrennkammer (34) an der Stufe (22) zur Vermi­ schung mit der Überschalleinlaßluftströmung (44) zum Erzeu­ gen von Überschallverbrennungsgasen (48).

2. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach An­ spruch 1, gekennzeichnet durch ein Paar gegenseitigen Ab­ stand aufweisender Seitenwände (20), die sich zwischen der ersten Oberfläche (18) zu der oberen Verkleidungsoberfläche (16) erstrecken, wobei die integrierte Einlaßbrennkammer (34) insgesamt rechteckig und durch das Seitenwandpaar (20), die erste Oberfläche (18) und die obere Verkleidungs­ oberfläche (16) gebildet ist.

3. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach An­ spruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Brenn­ stoffeinspritzeinrichtung (46) Brennstoff (56) von der Stufe (22) aus in Richtung nach hinten an der ersten Ober­ fläche (18) einspritzt, um eine Fluidgrenze (58) zu erzeu­ gen, die sich von der Stufe (22) aus in Richtung nach hin­ ten erstreckt und eine Unterschallbrennstoffzone (60), wel­ che sich von der Fluidgrenze (58) zu der ersten Oberfläche (18) erstreckt, sowie eine Überschallfluidzone (62), welche sich von der Fluidgrenze (58) zu der oberen Verkleidungs­ oberfläche (16) erstreckt, bildet.

4. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach An­ spruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Fluidgrenze (58) bogenförmig ist und Abstand von der oberen Verkleidungs­ oberfläche (16) hat, um eine Verengung (66) minimalen Strö­ mungsquerschnitts in der Überschallfluidzone (62) zu bil­ den.

5. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach An­ spruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Fluidgrenze (58) einen konvergenten Kanal (68) in der Überschallfluidzone (62) bildet, der sich von der Verkleidungsvorderkante (28) zu der Verengung (66) erstreckt.

6. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach An­ spruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Brennstoffein­ spritzeinrichtung (46) den Brennstoff (56) über die Fluid­ grenze (58) in den konvergenten Kanal (68) zu der oberen Verkleidungsoberfläche (16) hin zum Vermischen mit der Überschalleinlaßluftströmung (44) einspritzt.

7. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach An­ spruch 5 oder 6, gekennzeichnet durch eine zweite Oberflä­ che (64), die sich stromaufwärts der ersten Oberfläche (18) unter einem ersten spitzen Winkel (α) zu dieser erstreckt und mit dieser die nach hinten gewandte Stufe (22) bildet, wobei die zweite Oberfläche (64) die Überschalleinlaßluft­ strömung (44) parallel zu der zweiten Oberfläche (64) und unter einem zweiten spitzen Winkel (β) relativ zu der obe­ ren Verkleidungsoberfläche (16) leitet, um den Brennstoff (56) aus der Brennstoffeinspritzeinrichtung (46) zu der oberen Verkleidungsoberfläche (16) zu leiten und so die Vermischung des Brennstoffes (56) und der Überschalleinlaß­ luftströmung (44) in der Überschallfluidzone (62) zu stei­ gern.

8. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach einem der Ansprüche 5 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die obere Verkleidungsoberfläche (16) nahe der Vorderkante (28) relativ zu der Überschalleinlaßluftströmung (44) und der Stufe (22) so angeordnet ist, daß der zweite spitze Winkel (β) erzielt und eine Verkleidungsstoßwelle (72) erzeugt wird, die sich von der Verkleidungsvorderkante (28) schräg in den konvergenten Kanal (68) erstreckt, um die Vermi­ schung des Brennstoffes (56) mit der Überschalleinlaßluft­ strömung (44) zu steigern.

9. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach An­ spruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß sich eine zweite Oberfläche (64) stromaufwärts der ersten Oberfläche (18) unter einem ersten spitzen Winkel (α) zu dieser erstreckt und mit dieser die nach hinten gewandte Stufe (22) bildet, daß die Brennstoffeinspritzeinrichtung (46) den Brennstoff (56) über die Fluidgrenze (58) in den konvergenten Kanal (68) zu der oberen Verkleidungsoberfläche (16) hin zur Ver­ mischung mit der Überschalleinlaßluftströmung (44) ein­ spritzt, daß die zweite Oberfläche (64) die Überschallein­ laßluftströmung (44) parallel zu der zweiten Oberfläche (64) und unter einem zweiten spitzen Winkel (β) relativ zu der oberen Verkleidungsoberfläche (16) leitet, um den Brennstoff (56) aus der Brennstoffeinspritzeinrichtung (46) zu der oberen Verkleidungsoberfläche (16) zu leiten und die Vermischung des Brennstoffes (56) und der Überschalleinlaß­ luftströmung (44) in der Überschallfluidzone (62) zu stei­ gern, und daß die obere Verkleidungsoberfläche (16) nahe der Vorderkante (28) relativ zu der Überschalleinlaßluft­ strömung (44) und der Stufe (22) so angeordnet ist, daß der zweite spitze Winkel (β) erzielt und eine Verkleidungsstoß­ welle (72) erzeugt wird, die sich von der Verkleidungsvor­ derkante (28) aus schräg in den konvergenten Kanal (68) er­ streckt, um die Vermischung des Brennstoffes (56) mit der Überschalleinlaßluftströmung (44) zu steigern.

10. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach einem der Ansprüche 5 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß mittels der Brennstoffeinspritzeinrichtung (46) die Konfiguration der Fluidgrenze (58) entsprechend der Geschwindigkeit der Einlaßluftströmung (44) veränderbar ist, um ein variables Kontraktionsverhältnis der Einlaßluftströmung (44) in dem konvergenten Kanal (68) zu erzielen.

11. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach einem der Ansprüche 4 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß die obere Verkleidungsoberfläche (16) von der Vorderkante (28) bis zu der Hinterkante (30) eben ist, daß die erste Ober­ fläche (18) eben ist und daß die integrierte Einlaßbrenn­ kammer (34) einen im wesentlichen konstanten Strömungsquer­ schnitt hat.

12. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach einem der Ansprüche 4 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß die obere Verkleidungsoberfläche (16) einen vorderen Teil (16A) und einen hinteren Teil (16B) hat und daß die erste Ober­ fläche (18) einen vorderen Teil (18A) und einen hinteren Teil (18B) hat, die im wesentlichen parallel zu dem vorde­ ren bzw. hinteren Teil (16A, 16B) der oberen Verkleidungs­ oberfläche (16) angeordnet sind.

13. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach An­ spruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß der vordere und hin­ tere Teil (16A, 16B) der ersten Oberfläche (16) und die Verkleidung (14) gegeneinander geneigt sind.

14. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach An­ spruch 12, gekennzeichnet durch eine nach hinten gewandte zweite Stufe (78), die den vorderen Teil (16A) der oberen Verkleidungsoberfläche (16) mit dem hinteren Teil (16B) der oberen Verkleidungsoberfläche (16) verbindet.

15. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach An­ spruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß die Brennstoffein­ spritzeinrichtung (46) den Brennstoff (56) in die inte­ grierte Einlaßbrennkammer (34) an der nach hinten gewandten Stufe (78) der Verkleidung (14) einspritzt.

16. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach An­ spruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß der vordere und der hintere Teil (18A, 18B) der ersten Oberfläche (18) und die Verkleidung (14) gegeneinander geneigt sind.

17. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach einem der Ansprüche 4 bis 16, gekennzeichnet, durch eine dritte Oberfläche (80), die sich von der zweiten Oberfläche (64) aus in einem Wendepunkt (82) und unter einem stumpfen Win­ kel (R) gegen dieselbe erstreckt und einen Bug bildet, wel­ cher sich zu einer Flugzeugvorderkante (84) eines flugzeug­ integrierten Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerks (12) erstreckt, wobei der Bug bewirkt, daß von der Flug­ zeugvorderkante (84) aus bei Überschallfluggeschwindigkeit eine schräge Bugstoßwelle (86) erzeugt wird, und wobei die zweite Oberfläche (64) bewirkt, daß ab dem Wendepunkt (82) eine schräge Vorderkörperstoßwelle (88) erzeugt wird, und wobei die Bug- und Vorderkörperstoßwelle (86, 88) eine Re­ kompression der an der Verkleidungsvorderkante (28) in die integrierte Einlaßbrennkammer (34) geleiteten Einlaßluft­ strömung (44) bewirken.

18. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach An­ spruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite und dritte Oberfläche (64, 80) relativ zu der Verkleidungsvor­ derkante (28) so angeordnet sind, daß die Bug- und Vorder­ körperstoßwelle (86, 88), die erzeugt werden, im wesentli­ chen in die Einlaßbrennkammer (34) geleitet werden.

19. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach einem der Ansprüche 4 bis 18, dadurch gekennzeichnet, daß die Fluidgrenze (58) einen divergenten Kanal (70) in der Über­ schallfluidzone (62) bildet, der sich von der Verengung (66) zu der Verkleidungshinterkante (30) erstreckt, um die Überschallverbrennungsgase (48) weiterzuleiten, die aus dem Brennstoff (56) und der Überschalleinlaßluftströmung (44) gebildet werden.

20. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach An­ spruch 19, gekennzeichnet durch eine vierte Oberfläche (90), die sich stromabwärts der ersten Oberfläche (18) an einem Auslaß (40) des Überschallverbrennungs-Staustrahl­ triebwerks (12) erstreckt, der sich zu der oberen Verklei­ dungsoberfläche (16) erstreckt, wobei die vierte Oberfläche (90) eine Begrenzung einer Überschallschubdüse (92) zum Ab­ geben der Verbrennungsgase (48) aus der integrierten Ein­ laßbrennkammer (34) bildet.

21. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach An­ spruch 20, dadurch gekennzeichnet, daß mittels der Brenn­ stoffeinspritzeinrichtung (46) die Konfiguration der Fluid­ grenze (58) aufgrund der Einlaßluftströmung (44) veränder­ bar ist, um ein variables Expansionsverhältnis der Verbren­ nungsgase (48) in dem divergenten Kanal (70) zu erzielen.

22. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach An­ spruch 21, dadurch gekennzeichnet, daß die Brennstoffein­ spritzeinrichtung (46) bewirkt, daß die Fluidgrenze (58) den Auslaß (40) des Überschallverbrennungs-Staustrahltrieb­ werks (16) an der vierten Oberfläche (90) schneidet.

23. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach An­ spruch 20, dadurch gekennzeichnet, daß die vierte Oberflä­ che (90) einen Hinterkörper eines flugzeugintegrierten Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerks (12) bildet.

24. Überschallverbrennungs-Staustrahltriebwerk nach einem der Ansprüche 4 bis 6, gekennzeichnet, durch eine zweite Oberfläche (64), die sich stromaufwärts von der ersten Oberfläche (18) aus unter einem ersten spitzen Winkel (α) zu dieser erstreckt und mit dieser die nach hinten gewandte Stufe (22) bildet, und daß die Verkleidungsvorderkante (28) relativ zu der nach hinten gewandten Stufe (22) stromauf­ wärts angeordnet ist, um mit der zweiten Oberfläche (64) den Einlaß (38) zu bilden, der ein konvergentes Profil hat, das sich zu der nach hinten gewandten Stufe (22) erstreckt.

25. Verfahren zum Betreiben eines Überschallverbrennungs- Staustrahltriebwerks, das zwischen einer ersten Oberfläche und einer oberen Verkleidungsoberfläche gebildet ist und eine Längsachse hat, gekennzeichnet durch folgende Schritte:
Leiten der Überschalluftströmung in das Triebwerk unter ei­ nem spitzen Winkel gegen die Längsachse;
Umlenken der in das Triebwerk geleiteten Luftströmung so, daß sie insgesamt parallel zu der Längsachse strömt; und
Einspritzen von Brennstoff in die umgelenkte Luftströmung schräg gegen die Längsachse, um eine gekrümmte Fluidgrenze und eine Unterschallbrennstoffzone, die sich von der Fluid­ grenze zu der ersten Oberfläche erstreckt, sowie eine Über­ schallfluidzone, die sich von der Fluidgrenze zu der oberen Verkleidungsoberfläche erstreckt, zu bilden, wobei in der Überschallfluidzone der Brennstoff mit der umgelenkten Luftströmung vermischt wird.