DE865558C - Rueckstossantrieb - Google Patents

Rueckstossantrieb

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Publication number
DE865558C
DE865558C DES17241D DES0017241D DE865558C DE 865558 C DE865558 C DE 865558C DE S17241 D DES17241 D DE S17241D DE S0017241 D DES0017241 D DE S0017241D DE 865558 C DE865558 C DE 865558C
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DE
Germany
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air
speed
slide
turbine
flight
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Expired
Application number
DES17241D
Other languages
English (en)
Inventor
Roger Jean Imbert
Marcel Henri Louis Sedille
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Rateau SA
Original Assignee
Rateau SA
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Publication date
Priority to FR865558X priority Critical
Application filed by Rateau SA filed Critical Rateau SA
Application granted granted Critical
Publication of DE865558C publication Critical patent/DE865558C/de
Expired legal-status Critical Current

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Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/15Control or regulation
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Description

  • Rückstoßantrieb Man weiß, daß für @sehr große Geschwindigkeiten von Luftfahrzeugen der Antrieb durch Luftschraube keinen genügenden Wirkungsgrad hat. Für diese Geschwindigkeiten ist von großem Nutzen, den unmittelbaren Rückstoß in. Verbindung mit Gasturbinen als Gesamtantrieb zu verwenden.
  • Antriebe dieser Art sind schon vorgeschlagen worden. Bei einigen dieser Vorrichtungen wird ein Teil der durch den Niederdruckteil des Verdichters ausgestoßenen Luft unmittelbar, d. h. ohne durch die Verbrennungskammern und die Gasturbine hindurchzugehen, zurEingangsmündung derSchubdüse geführt, wo sich diese Luft mit den Auspuffgasen der Turbine mischt.
  • Die Erfindung bezweckt eine Verbesiserung dieser besonderen Art von Rückstoßantrseb. Nach der Erfindung wird der Niederdruckteil des Verdichtem der verminderten Geschwindigkeit oder dem Zustand bei Stillstand angepaßt, und -die gute Wirkung dieses Teils des Verdichters. wird im Flug bei großer Geschwindigkeit durch einen in der Strömung der umgeleiteten Luft entsprechend angeordneten Schieber erreicht, der entweder autoinatisch durch die Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs oder willkürlich vom Flugzeugführer eingestellt wird.
  • Nachstehend ist an Hand der Zeichnung ein Ausführungsbeispiel der Erfindung beschrieben, und zwar zeigt Abb. i einen Antrieb nach der Erfindung und Abb. 2 eine Amsli.cht eines abgeänderten Teils.
  • In Abb. i ist C ein Luftverdichter, T eine Gasturbine, welche zum Antrieb, dieses Verdichters. dient, und Ch sind Brennkammern, in denn ein n. bry'strxri@riter'Bennsfioff-verbrarint.,wird,- um- Gase vom: hoher Temperatur für den Antrieb der Turbine zu erzeugen.
  • D,as Gleichgewicht der Kräfte des, Turboverdichters ist derart, daß de -ganze Ausdehnung der Gase nicht vollständig in der Turbine T aus-.-geüützt - wird.- Der Überschuß wird in der Düse t= - atisbenütz und :.liefert unmittelbar die Antriebs kraft in Gestalt der Ausströ,mgeschwindigkeit . Tl der Gase, die höher ist als die Fluggeschwindigkefi des Flugzeugs, die mit v bezeichnet ist.
  • Die Gesamtvorrichtung ist angebracht in einer Hülle R, die stromlinienartig ausgeführt ist und deren vorderer, dem Verdichter vorangehender Teil einen Verteiler bildet, der eine Selbstverdichtung der Luft durch Verminderung ihrer Geschwindigkeit bewirkt.
  • Für Flugzeuggeschwindigkeiten v von der Größenordnung goo bis iöoo km/Std. -ist die Geschwindigkeit V beträchtlich höher als die Geschwindkgkeit v, so daß der Wirkungsgrad' des Antriebs noch ziemlich gering ist. Er würde sich durch wesentlich größere Fluggeschwindigkeiteci ü vergrößern. Für die Zone der in Betracht gezogenen Geschwindigkeiten hat man schon vorgesch@agn,, deg,"Wirkungsgrad des,-Antriebs, -zu vergrößern, indem man die Masse der ausgestoßenen Gase vermehrt und ihre Geschwindigkeit vermindert, was praktisch durch eine Vermindeirun@g des, Drucks der Luft im Verdichter auf einen Druck erreicht wird, der gleich dem ist, welcher am Ausgang- .der. Turbine und indem man diese Luft mit den Auspuffgasen der Turbine T vor ihrem Eintritt in das Rohr t mischt.
  • In Abb. i ist der übliche Niederdruckbeil des Verdichters mit Cl bezeichnet. Am Ausgang dieses Teils,, der aus einer bestimmten Anzahl von Verdichterkränzen besteht, teilt sich die Luft in zwei Teile, von denen der eine durch. die Kanäle b in die Mischkammer M am Ausgang der Turbine T tritt, während der andere Teil, nachdem er durch den Hochdruckteil C2 des Verdichters: entsprechend verdichtet worden ist, durch die B;reniUsammer Ch hindurchströmt. und @in die Düsien der Turbine T eintritt. Bei Austritt aus dieser findet die Mischung der beiden Ströme in der Kammer M statt, und daä_Gasgenlisch dehnt sich-dänn in dem Rückstoßrohr t: aus,.. Würden bei. einer solchen Anordnung, die z: B: für Fluggeschwindigkeiten v von der Größenordnung 25o m/s berechnet ist, die Kanäle b unmittelbar in die - Mischkammer M münden, so würde der Druck. p1 am Ausgang- des Verdiehteirsi.C1 dem Druck p2 gleich sein., der am Aus-,gang -der Turbine T herrscht. Der Druck p1 = p2 ist dann die Summe aurs, der Verdichtung in dem Verteiler d,-. vor dem Antriebsaggregat, durch die die, Geschwindigkeit der Luft von der Geschwindigkeit v von 25o m/s auf die Geschwindigkeit v' in den Laufkränzen des Verdichters, -und zwar auf eine. Größenordnung von etwa ioo m/s, vermindert wird; wild aus der Verdichtung, die durch dieLauf -kränze des, Teils Cl des, Verdichters bewirkt wird. Wie. noch gezeigt werden wird, führt- eine solche bekannte -Anordnung zu mangelhafter -Wirkün g, wenn die Fluggeschwindigkeit v niedriger ist als die Anpassungsgeschwindigkeit, die beispielsweise als 2;5o m/isi -gewählt wird, und insbesondere zu eineu- mangelhäften Wirkung im Stillstandspunkt.
  • Die Rechnung wird nachstehend für diesen. Fall, -in-. dem die Geschwindigkeit v Null ist, durchgeführt, während die Fälle, in denen die Geschwindigkeit v niedriger als die Anpassungs, geschwindigkeit ist; dann im Zwischenbereich lieg.
  • Für die Wirkung bei Stillstand fehlt die Selbstverdichtung, die durch die Fluggeschwindigkeit erzielt wird, und ist ersetzt durch eine Ausdehnung, wobei durch Ausdehnung der Luft im Ruhezustand sich die Geschwindigkeit v' ergibt. Infolgedessen- entspricht dann in der Zone der Anpassung die Ausdehnung im Rohr t der Summe der Selb;stverdichtung'und der durch Cl erziehen Verdichtung., während bei Stillstand oder bei vermindeirter Geschwindigkeit sie nur noch einem Wert entspricht, der niedriger als die Verdichtung von Cist. Folglich würde bei Fehlen besonderer Vorkehrungen der Druck p2 niedriger sein als der Druck p1, und die Gase «würden gegen den Verdichter Cl zurücl<:ließen, und es würde das- Gegenteil des beabsichtigten Zwecks erreicht werden. Die Erfindung bezweckt, diesen Nachteil zu vermeiden.
  • Dies geschieht bei der Au:s.führungsforin der Erfindung nach Abb. i dadurch, daß man das . Gleichgewicht.der Drücke p2 und p1 im Stillstandspunkt herstellt. Gemäß Abb. i ist der Teil C1 des Verdirhters mehr entwickelt. Beim Flug mit großer Geschwindigkeit, wenn der durch den Teil- C1 .erzeugte, der Selbstverdichtung hinzugefügte Druck übergroß ist., würde sich ein Ausgleich und ein Gleichgewicht durch das Bestreben desl Verdichte@rsi. C1 ergeben, die Fördermenge auf Kosten des Drucks zu erhöhen. Dies würde eine schlechte Anpaesung dieses Teils des Verdichters iuid damit erhöhte Verluste zur Folge haben. Nach der Erfindung wird die Anpassung dieses, Teils des Verdichters mittels eines geeigneten Schiebers aufrechterhalten, der den Widerstand der umgeleiteten Luftströmung bei großen Geschwindigkeiten vermehrt. Gemäß Abb. i besteht dieser Schieher-ganz einfach aus einem verschiebbaren zylindrischen Teil m. Die äußere Wand der Luftkanäle b ist an dieser Stelle in Gestalt eines Kegels ausgeführt, so daß eine Verschiebung- des Teils m eine Änderung des Durchtrittsquerschnitts s -der Mischluft bewirkt. DieVerschiebung von ffa kann durch irgendein Übertragungsorgan, entweder vom Flugzeugführer aus oder selbsttätig, z. B. in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs, mittels eines geeigneten,, an --sich bekannten Reglers erfolgen.
  • Der. außerordentlich große Nutzen eines derartigen Schiebers gemäß der Erfindung besteht darin, daß die durch die Ausdehnung der Luft in dem Querschnitt s geschaffene Geschwindigkeit nicht verlorengeht,. sondern däß infolge der Richtung, die dem Luftstrom gegeben wird, der ebenso wie die Austrittsströmung der Turbine T gerichtet ist, diese Geschwindigkeit in dem Rückstoßrohr t wieder ausgenutzt wird. Diese Energie trägt also zum Antrieb bei. Der Schieber wird zweckmäßig in dem Teil angeordnet, in dem die Luft verhältnismäßig kalt -ist, und seine Anordnung und Betätigung bieten keine besonderen Schwierigkeiten.
  • Anstatt dasGleichgewicht fürFlugzeugstillstand herzustellen, kann man es in gleicher Weise für eine dazwischenliegende Geschwindigkeit herstellen., z. B,. für v1. Bei den Geschwindigkeiten zwischen C und v1 ist der obengenannte Übeilistand noch größer. Um ihn zu vermeiden, kann man in folgender Weise vorgehen: Für die Geschwindigkeiten, die höher als. v1 sind und bis v1 heruntergehen, öffnet man allmählich den Schieber vt, und der Durchtrittsquerschnitt s, der sich dem umgeleiteten Luftstrom öffnet, vergrößert sich, wobei sich der Unterschied zwischen dem Druck p1 dieses Luftstroms und dem Druck p, vor der Turbine allmählich vermindert und für die Geschwindigkeit v1 Null wird. In diesem Augenblick schließt man, um den Rückstrom der verbrannten Gase zu vermeiden, den Schieber m vollständig. Wenn man keine anderen Vorsächtsimaßnahmen treffen würde, so würde eine ungünstige Wirkung des Teils C1 des Verdichters eintreten. Um diese zu vermeiden, kann man gemäß Abb. z ein besonderes Rückstoßrohr t" öffnen, dessen Öffnung regelbar ist, z. B. durch einen. profilierten Körper j, um die Öffnung des Verdichters Cl auf einem geeigneten Wert und seinen Wirkungsgrad möglichst günstig zu halten. Die durch die Ausdehnung der Luft in dem Rohr t" entwickelte Energie trägt dann zum Antrieb bei.
  • Aus dem Vorstehenden ergibt sich, daß man die Art und Weise der Regelung vollständig ändern muß, wenn man durch die Gleichgewichtsgeschwindigkeit v1 hindurchgeht, und daß das Rohr t" und der Schieber et nicht gleichzeitig geöffnet werden dürfen. Es entsteht eine Unterbrechung, wenn man von der Zone vi -f- E auf z'1 - a geht (wobei a eine sehr kleine Größe ist).
  • Man kann zusammenfassend folgendes. verschreiben: im Stillstandspunkt v = o: vollständiger Abschluß des Schiebers m und Auspuff der Nebenluft durch das zusätzliche Rohr t"; für v < v1: allmähliche Regelung des Querschnitts des Rohres t", wobei der Schieber in immer vollständig geschlossen gehalten wird; im Augenblick in dem v v1 überschreitet und v = v1 -h a: vollständiges Schließen von t" und große Öffnung des Schiebers m; für v J v1: teilweises Schließen des Schiebers m, wobei das Rohr t" geschlossen bleibt.
  • Diese Arbeitsweise bietet im Verhältnis, zu der oben beschriebenen, nach welcher die Anpasisung der umgeleiteten Luftströmung für eine Geschlvimdigkeit v = Null erreicht wird, die folgenden Vorteile und Nachteile: Wenn die Anpassung der umgeleiteten Luftströmung bei einer Geschwindigkeit v1 erfolgt, die geringer ist als die Geschwindigkeit des Flugzeugs, so nimmt der durch diese umgeleitete Luftströmung erhaltene Gewinn an Wirkungsgrad ab, weih die Ausdehnungsenergfe in dem Rohr t" zum Antrieb beiträgt, aber nicht durch eiineTemperaturerhöhung vergrößert wird, die durch Mischen mit den Auspuffgasen der Turbine entstehen würde. Je mehr man also die Anpassungsgeschwindigkeit der umgeleiteten Luftströmung vermiinderti, um so mehr vermindert eich die Erhöhung des. Wirkungsgrads, der bei der höchsten Fluggeschwindigkeit erreicht wird.
  • Diese zweite Lösung gibt also im Verhältnis zur ersten eine Erhöhung des Wirkungsgrads in der Maximalzone; da aber bei Flugzeugstillstandspunkt die Energie des umgeleiteten Luftstroms durch keinerlei Wiedererhitzung vergrößert wird, so sind die Zonen des Stillstandspunktes und alle mit schwacher Geschwindigkeit weniger günstig.
  • Es ist noch zu bemerken, daß sieh dieselben Schlüsse ergeben, wenn man,, anstatt die Geschwindigkeit bei gleichbleibender Flughöhe zu vermindern, die Flughöhe bei gleichbleibender Geschwindigkeit steigert. Die Abnahme der Temperatur T beim Ansaugen des Verdichters bewirkt dann eine Verminderung der Verdichtungskraft je Kilogramm Luft bei gleichbleibendem Druckverhältnis. Um diese Verdichtungskraft zu erhalten, muß die Turbine mit einem kleineren Ausdehnungsverhältnis arbeiten, und der Unterschied zwischen dem überdruck p1 der umgeleiteten Luft und dem Vorwärtsdruck p., der Turbine wird kleiner. Die Lösung gemäß Abb. 2 muß daher Über einer gewissen Höhe hinaus. angewendet werden, um mit der Antriebsvorrichtung' die größtmöglichen Vorteile zu erhalten..

Claims (1)

  1. PATENTANSPRÜCHE: r. Rückstoßuntrieb, bei dem die vorverdichtete Luft den heißen Auspuffgasen der Kraftmaschine, z. B. Gasturbine, vor dem Eintritt in das eigentliche Rückstoßrohr zugeführt wird, dadurch, gekennzeichnet, daß die Menge dieser Luft dem Flug bei verminderter Geschwindigkeit oder dem Wirkungsbereich bei Stillstand angepaßt wird, wobei die Anpassung an den Punkt der höchsten Wirkung des Verdichtern oder der entsprechenden Verdichtungsstufe (Höchstwirkung) für die verschiedenen Zonen des Fluges mit großer Geschwindigkeit durch einen entsprechenden in der Strömung der frischen verdichteten Luft angeordneten Schieber erreicht wird. z. Vorrichtung nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß der Schieber in der Strömung der angeleiteten Luft unmittelbar am Eingang der Rückstoßdüse angeordnet ist, wobei die Entspannungsgeschwindigkeit der umgeleiteten Luft die gleiche Richtung wie die Ausströmgeschwindigkeit der Gase der Turbine hat und ,die entsprechende kinetische Energie der Luft infolgedessen in der RückstoßdÜse wieder ausgenutzt wird. - 3. Vorrichtung nach Anspruch r und 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Schieber als auswechselbarer Zylinder (m) ausgeführt ist, der außerhalb der Turbine angeordnet und in der Längsrichtung verschiebbar ist, wobei die ,äußere Wand der Leitung für die umgeleitete Luft -in Gestalt eines Kegels ausgerführt ist, so daß bei: den Verschiebungen des auswechselbaren Zylinders. verschiedene Durchtrittsquerschnitteerhalten werden können. q.. Vorrichtung nach den vorhergehenden Ansprüchen, dadurch gekennzeichnet, daß die Anpassung der Durchflußmenge der umgeleiteten Luft an eine verminderte Fluggeschwindigkeit (v1) derart erfolgt, daß bei niedrigeren Geschwindigkeiten. als v1 der Schieber- vollständig geschlossen ist, während bei Öffnen eines zusätzlichen, entgegengesetzt zur Flugrichtung mündenden Rohres. dessen. Mündung in .Abhängigkeit von' der Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs geregelt oder vom Flugzeugführer willkürlich eingestellt wird. Angezogene Druckschriften: Deutsche Patentschrift Nr. 6.92 r63.
DES17241D 1942-01-26 1942-10-17 Rueckstossantrieb Expired DE865558C (de)

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FR865558X 1942-01-26

Publications (1)

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DE865558C true DE865558C (de) 1953-02-02

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ID=9344438

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DES17241D Expired DE865558C (de) 1942-01-26 1942-10-17 Rueckstossantrieb

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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1084981B (de) * 1957-01-25 1960-07-07 Konink Luchtvaart Mij N V Flugzeugtriebwerk
DE1206660B (de) * 1960-07-11 1965-12-09 Nord Aviation Kombiniertes Turbo-Staustrahltriebwerk

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE692163C (de) * 1938-02-23 1940-06-13 Luigi Stipa Heizluftstrahltriebwerk

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