DE768058C

DE768058C - Jet propulsion for aircraft

Info

Publication number: DE768058C
Application number: DEJ65596D
Authority: DE
Inventors: Reinhard Dipl-Ing Lahde
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1939-09-13
Filing date: 1939-09-13
Publication date: 1955-06-02

Description

Strahlantrieb für Luftfahrzeuge Die Erfindung betrifft einen 'Strahlantrieb für Luftfahrzeuge, bestehend aus einem Verdichter, einer Brennkammer und einer Ausströmdüse; bei welchem eine Teilverbrennung des Kraftstoffes in einem in den verdichteten Luftstrom hineinragenden und diesen ablenkenden Stauraum erfolgt, dessen Querschnitt, in der Strömungsrichtung gesehen, größer wird, während die völlige Verbrennung in einem anschließenden Wirbelraum stattfindet.Jet propulsion for aircraft The invention relates to a jet propulsion for aircraft, consisting of a compressor, a combustion chamber and an exhaust nozzle; in which a partial combustion of the fuel in a compressed air stream protruding and this distracting storage space takes place, the cross-section in which Direction of flow, seen, becomes larger, while the complete combustion in one subsequent vortex space takes place.

Es war bisher üblich, wie in Abb. r dargestellt, in dem Strom der verdichteten Luft einen hohlen Staukörper 2 derart anzuordnen, daß die verdichtete Luft zum größten Teil nach außen abgedrängt wird und durch den ringförmigen Querschnitt 3 in den Brennraum q. gelangt, während ein kleiner Teil der Luft durch. eine dem Luftstrom entgegengerichtete Öffnung 5 in den Stauraum 6 des hohlen Staukörpers 2 eintritt, wo er infolge der trichterförmigen Erweiterung seine Geschwindigkeit erheblich vermindert. Auf diese Weise ist es möglich, den in den Stauraum 6 durch den Brenner 7 und die Zuleitung 8 eingeführten Brennstoff zum Teil, d. h. unvollständig, zu verbrennen. Durch die Anordnung des Stauraumes wird dabei eine Verbrennung überhaupt erst ermöglicht, weil ohne ihn die Luftgeschwindigkeit größer wäre als die Geschwindigkeit, mit der sich die Flamme ausbreitet. Zur Einleitung des Brennvorganges sind Zündvorrichtungen g vorgesehen. Im Raum q., der sich an den Stauraum 6 allschließt. wird dann die durch den Ouerschnitt 3 mit großer Geschwindigkeit eintretende Luft unter Wirbelung mit den im Stauraum 6 unter Luftmangel verbrannten Gasen vermischt und die völlige Verbrennung des in don Brenner eingebrachten Kraftstoffes bewirla.It has hitherto been customary, as shown in Fig. while a small part of the air passes through. an opening 5 directed opposite to the air flow enters the storage space 6 of the hollow storage body 2, where it considerably reduces its speed as a result of the funnel-shaped expansion. In this way it is possible to partially, ie incompletely, burn the fuel introduced into the storage space 6 through the burner 7 and the supply line 8. The arrangement of the storage space creates a combustion in the first place, because without it the air speed would be greater than the speed at which the flame spreads. Ignition devices g are provided to initiate the combustion process. In room q., Which all closes to storage space 6. the air entering through the cross section 3 at high speed is then mixed with swirling with the gases burned in the storage space 6 with a lack of air and the fuel introduced into the burner is completely burned.

Während diese Anordnung sich in der Praxis bei kleineren Abmessungen der Brennkammer gut bewährt hat, versagt sie bei großen Brennkammern, weil das Verhältnis von Stauraum zu Außenraum ungünstig wird. Auch wird mit wachsendem Brennraumquerschnitt bei der bisher üblichen Anordnung die Flammenlänge immer größer und erreicht infolge der für Strahlantriebe üblichen, sehr hohen Luftgeschwindigkeit Werte, die das technisch tragbare 'Iaß in den Fällen übersteigen, in welchen der Stauraumbrenner in einem Strahlantrieb zum Vortrieb von Luftfahrzeugen verwendet werden soll. In diesen Fällen müssen nämlich das Gewicht und der Widerstand des Brennraumes möglichst klein gehalten werden, eine Forderung, die nur dann erfüllt werden kann, wenn es gelingt. die Flammenlänge möglichst klein zu halten. Es wurde zur Abhilfe schon versucht, mehrere Brenner mit mehreren Stauräumen anzuordnen; jedoch hat diese Anordnung den Nachteil, daß für jeden Brenner eine besondere Zündvorrichtung vorgesehen werden muß. Ein weiterer Nachteil liegt darin, daß beim Versagen der Zündvorrichtung eines Brenners dieser nicht von den Nachbarbrennern mitgezündet wird, sondern daß sein Kraftstoff unv erbrannt in den Wirbelraum gelangt, wo er unter explosionsartigen und für den Betrieb des Strahlantriebs unerwünschten Erscheinungen verpufft.While this arrangement is in practice with smaller dimensions the combustion chamber has worked well, it fails with large combustion chambers because of the ratio becomes unfavorable from storage space to outside space. Also becomes with increasing combustion chamber cross-section with the arrangement that has been customary up to now, the flame length is always greater and is achieved as a result the very high air speed values customary for jet propulsion, which technically portable 'Iaß exceed in those cases in which the storage burner in a Jet propulsion is to be used to propel aircraft. In these cases namely, the weight and resistance of the combustion chamber must be kept as small as possible become, a requirement that can only be met if it succeeds. the flame length to keep it as small as possible. Attempts have already been made to remedy this, several burners to be arranged with several storage spaces; however, this arrangement has the disadvantage that a special ignition device must be provided for each burner. Another The disadvantage is that if the ignition device of a burner fails, this is not ignited by the neighboring burners, but that its fuel unv burned into the vortex space, where he is under explosive and ready for operation of jet propulsion dissipates undesirable phenomena.

Es ist Aufgabe der Erfindung, unter Vermeidung dieser Nachteile einen auch für große Strahlantriebe brauchbaren Stauraumbrenner zu schaffen, der mit nur einer Zündvorrichtung auskommt und infolgedessen die Gewähr für gleichmäßiges Verbrennen des gesamten Kraftstoffes bietet.It is the object of the invention to avoid these disadvantages to create a usable storage burner even for large jet propulsion systems with only an ignition device and consequently the guarantee of even burning of all fuel.

Gemäß der Erfindung wird zu diesem Zweck der Stauraum durch einen ringförmigen Hohlkörper gebildet, dessen Ouerschnitt, in der Strömungsrichtung gesellen, sich etwa nach der Art eines Trichters erweitert, wobei in der der zuströmenden Luft zugekehrten ringförmigen Öffnung, und zwar vorzugsweise gleichmäßig verteilt, die Kraftstoffzuführung erfolgt. Im weiteren Ausbau der Erfindung soll die Kraftstoffzuführungseinrichtung durch einen ringförmigen Hohlkörper gebildet «-erden. welcher nach dem Stauraum zu einen ringförmigen, nach Art einer Düse wirkenden Iiraftstoifaustrittssclilitz besitzt.According to the invention, the storage space is for this purpose by a ring-shaped hollow body formed, the cross-section of which, in the direction of flow, widens roughly in the manner of a funnel, with that of the inflowing Air-facing annular opening, preferably evenly distributed, the fuel supply takes place. In the further development of the invention, the fuel supply device formed by an annular hollow body «-erden. which after the storage space to a ring-shaped jet nozzle acting like a nozzle owns.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung Evird der ringiörmige Stauraum mit der dazugehörigen Kraftstoffzuführungseinrichtung so angeordnet, daß der aus dem Brenner austretende Kraftstoff auf keinen Fall die Wand der Brennkammer treffen kann, und ferner derart, daß bei der vollständigen Verbrennung des restlichen in dem Stauraum bisher nicht verbrannten Kraftstoffes in der an den Stauraum anschließenden Wirbelkammer. die ein Teil der Rückstoßdüse sein kann. die Verbrennungszone nicht bis an die Wirbelkammerwand heranreicht, sondern dalzwischen dieser Zone und der Wirbelkammerwand ein liolilzvlinderförmiges Luftpolster übrigbleibt. «-elches nicht an der Verbrennung teilnimmt und so einen wirksamen Schutz der Wirbelkammerwand vor den schädlichen Einwirkungen der heißen Brenngase bildet.In a further embodiment of the invention, the annular storage space Evird with the associated fuel supply device arranged so that the off The fuel escaping from the burner must never hit the wall of the combustion chamber can, and also such that when the remaining in the storage space of previously not burned fuel in the storage space adjoining the storage space Vortex chamber. which can be part of the thrust nozzle. the combustion zone does not reaches up to the vortex chamber wall, but between this zone and the The wall of the vortex chamber leaves a fleece-shaped air cushion. «- not that participates in the combustion and thus an effective protection of the vortex chamber wall forms against the harmful effects of the hot combustion gases.

Die Vorteile der Erfindung sind erheblich. Einmal gestatten sie auch bei großen Strahlantriebsanlagen die Anordnung von nur einer Zündvorrichtung, die gegenüber der Anordnung mehrerer getrennter Brenner neben einer beträchtlichen Gewichtsersparnis auch den Vorteil der Vermeidung explosionsartiger Verbrennung hat, welche sich unter Uinstätiden auf die Ausgeglichenheit des Antriebs störend auswirken kann. Zum anderen ist es möglich, durch die Anordnung eines Brenners nach der Erfindung die Wände der Brennkammer vor den unmittelbaren Einwirkungen der Brenngase zu-schützen und damit örtliche Überhitzung zu vermeiden. Schließlich wird durch eine schützende Lufthülle nicht nur die Brennkammer, sondern auch die anschließende Rückstoßdüse weitgehend den schädlichen Wirkungen der heißen Brenngase entzogen.The advantages of the invention are considerable. Once they also allow in the case of large jet propulsion systems, the arrangement of only one ignition device which compared to the arrangement of several separate burners in addition to a considerable weight saving also has the advantage of avoiding explosive combustion, which is under Uinstätiden can have a disruptive effect on the balance of the drive. On the other hand it is possible by arranging a burner according to the invention the walls to protect the combustion chamber from the direct effects of the combustion gases and thus avoiding local overheating. Finally, through a protective Air envelops not only the combustion chamber, but also the adjoining thrust nozzle largely withdrawn from the harmful effects of the hot combustion gases.

Die Zeichnung stellt beispielsweise einige Ausführungsbeispiele der Erfindung im Mittellängsschnitt dar, und zwar zeigt Abb. 2 den Mittellängsschnitt der Brennkammer eines Strahlantriebs mit einem Stauraumringbrenner nach der Erfindung, Abb.3 eine besondere Ausführungsform der Kraftstoffzuführungseinrichtung für den Brenner, Abb. -. eine andere Ausführungsform eines Staurautnringbrenners gemäß der Erfindung. Der von einem Verdichter kommende Luftstrom in der Leitung i i wird. -,vie in Abb. a dargestellt, durch den ringförmigetl. hohlen Staukörper i2 zum großen Teil nach außen und nach der -Mitte zu abgelenkt. Dieser Teil der verdichteten Luft strömt durch die ringförmige, von der Wand der Leitung i i und dem Staukörper 12 begrenzte Öffnung 13 und durch die Öffnung 13ä in der Mitte in den Wirbelraum 14 ein. Der Rest der zuströmenden verdichteten Luft gelangt durch die ringförmige Öffnung 15 in das Innere des Staukörpers i2, den eigentlichen Stauraum 16, der mit dem Wirbelraum 14 in offener Verbindung steht.The drawing represents, for example, some exemplary embodiments of the Invention in the central longitudinal section, namely Fig. 2 shows the central longitudinal section the combustion chamber of a jet engine with a storage ring burner according to the invention, Fig.3 a special embodiment of the fuel supply device for the Brenner, Fig-. another embodiment of a damming ring burner according to FIG Invention. The air flow coming from a compressor in line i i becomes. -, as shown in Fig. a, by the ring-shapedetl. hollow bluff body i2 to the big one Part too distracted to the outside and to the center. This part of the compressed air flows through the ring-shaped, from the wall of the line i i and the Bluff body 12 limited opening 13 and through the opening 13ä in the middle in the Vortex space 14 a. The rest of the incoming compressed air passes through the annular opening 15 in the interior of the bluff body i2, the actual storage space 16, which is in open connection with the vertebral space 14.

In dem ringförmigen Teil 15 des Staukörpers 12 ist die Kraftstoffzuführungseinrichtung untergebracht, die bei der Ausführungsform nach Abb. 2 aus mehreren, im ringförmigen Teil 15 gleichmäßig verteilten Spritzdüsen 17 mit den Kraftstoffzuleitungen 18 und bei der in Abb. 3 dargestellten Ausführungsform aus einem in dem ringförmigen Teil 15 untergebrachten und mit einer Kraftstoffzuleitung 38 verbundenen Hohlring 32 besteht, der nach dem Stauraum zu einen ringförmigen, nach Art einer Düse wirkenden Kraftstoffaustrittsschlitz 33 besitzt. An Stelle dieses Schlitzes 33 könnte auch eine Mehrzahl einzelner, auf einem Kreisring angeordneter und düsenartig ausgestalteter Kraftstoffaustrittsöffnungen vorhanden sein.In the annular part 15 of the baffle 12, the fuel supply device is accommodated, which in the embodiment according to Fig. 2 consists of several spray nozzles 17 with the fuel supply lines 18 evenly distributed in the annular part 15 and in the embodiment shown in Fig. 3 from one in the annular Part 15 accommodated and connected to a fuel supply line 38 is hollow ring 32 which, after the storage space, has an annular fuel outlet slot 33 acting in the manner of a nozzle. Instead of this slot 33, there could also be a plurality of individual fuel outlet openings arranged on a circular ring and configured like nozzles.

In dem Stauraum 16 (Abb. 2), welchem der Kraftstoff zerstäubt zugeführt wird, wird infolge der stetigen Erweiterung seines Querschnitts die Luftgeschwindigkeit herabgesetzt, so daß sich nach eingeleiteter Zündung die Flamme ausbilden und halten kann. Da in dem Stauraum 16 nur ein kleiner Teil der gesamten Verdichterluft verfügbar ist, brennt das Gasgemisch unter Luftmangel, so daß es bei seinem Austritt aus dem Stauraum 16 noch erhebliche Mengen unverbrannten Kraftstoffes enthält. In dem an den Stauraum 16 anschließenden Wirbelraum 14 mischen sich nun die nur teilweise verbrannten Gase unter Wirbelung mit dem Hauptteil der Verdichterluft, wobei die völlige Verbrennung des Kraftstoffes eintritt.In the storage space 16 (Fig. 2), to which the fuel is supplied in atomized form becomes, the air speed is due to the constant expansion of its cross-section reduced, so that the flame will develop and hold after ignition has been initiated can. Since only a small part of the total compressor air is available in the storage space 16 is, the gas mixture burns in the absence of air, so that when it emerges from the Storage space 16 still contains significant amounts of unburned fuel. In that at the vortex space 14 adjoining the storage space 16 are only partially mixed burned gases swirling with the main part of the compressor air, the complete combustion of the fuel occurs.

Bei der in Abb. 4 dargestellten Ausführungsform der Erfindung ist die Außenwand 22a des Staukörpers 22 so angeordnet, daß sie einen kleineren Winkel mit der Mittellängsachse des Strahlantriebs bildet als die nach innen liegende Wand 22b des Staukörpers a2. Die Kraftstoffzuführungseinrichtung 28 wird ferner unter einem solchen Winkel gegenüber der Mittellängsachse angestellt, daß der Kraftstoff mehr nach der Mitte des Wirbelraumes 24 hin und nicht gegen die Wand 22a des Staukörpers 22 sowie nicht gegen die Wand 29 des Wirbelraumes 24 hin zerstäubt wird. Hierdurch wird erreicht, daß weder die Wand 22a des Staukörpers 22 noch die Wand 29 des Wirbelraumes 24 der unmittelbaren Einwirkung der heißen Brenngase ausgesetzt sind. Die Verbrennungszone ist im Gegenteil so weit von der Wand 29 des Wirbelraumes 24 entfernt, daß zwischen dieser Zone und der Wand 29 noch ein unverwirbelter Strom 23 verdichteter Luft besteht, der sich in der Form eines Hohlzylinders schützend gegen die Innenwand 29 des Wirbelraumes 24 anlegt.In the embodiment of the invention shown in Fig. 4 is the outer wall 22a of the bluff body 22 arranged so that they have a smaller angle with the central longitudinal axis of the jet propulsion forms as the inwardly lying wall 22b of the bluff body a2. The fuel supply device 28 is also under made such an angle with respect to the central longitudinal axis that the fuel more towards the center of the vertebral space 24 and not against the wall 22a of the bluff body 22 as well as is not atomized against the wall 29 of the vortex space 24. Through this it is achieved that neither the wall 22a of the bluff body 22 nor the wall 29 of the vertebral space 24 are exposed to the direct action of the hot combustion gases. The combustion zone is on the contrary so far away from the wall 29 of the vertebral space 24 that between this zone and the wall 29 still has a non-swirled stream 23 of compressed air, which is in the form of a hollow cylinder protecting against the inner wall 29 of the vertebral space 24 creates.

Claims

PATENT CLAIMS: i. Jet propulsion for aircraft, consisting of a compressor, a combustion chamber and an exhaust nozzle, in which a, Teiilverb @ rernnung this fuel in a protruding into the compressed air flow and this mindeobens tweilweilse distracting Starairaum takes place, whose cross-section, in the Direction of flow, seen, becomes larger, while the complete combustion in one adjoining vortex space, which is openly connected to the storage space, takes place4e-t, characterized in that the storage space (i6, 26) is formed by an annular hollow body (f2, 22) is formed, the cross section of which, seen in the direction of flow, is expanded roughly in the manner of a funnel, with the. incoming air facing annular; E, i.nis, trömöffmunig (i5), preferably evenly distributed, devices (i7, 28, 32) for fuel supply are arranged (Fig. 2, 3, 4).

2. Jet propulsion according to claim i, characterized in that the fuel supply device by a hollow ring connected to a fuel supply line (38) (32) is formed, which after the storage space (i6) to either an annular, like a nozzle acting fuel outlet slot (33) or several in the form of a ring arranged nozzle-like fuel outlet openings has (Fig. 3).

3. Jet propulsion according to claim i or 2, characterized in that the fuel supply devices (28) are arranged so that the storage space wall is not hit by the fuel jets becomes (Fig. 4).

4. jet propulsion according to one of claims i to 3, characterized in that that the fuel supply devices (28) are arranged so that the wall (29) of the vortex space (24) adjoining the storage space from the fuel jets is not hit (Fig. 4).

5. Jet propulsion according to one of the claims i to q., characterized in that the zone in which the combustion takes place, does not come up to the vertebral cavity wall and that between this zone and the Vertebral space wall a hohlzy cylinder-shaped air cushion (23) remains, which the Wall protects against the effects of the combustion gases (Fig. 4).