DE904255C

DE904255C - Combustion chamber for jet engines

Info

Publication number: DE904255C
Application number: DED6815D
Authority: DE
Inventors: Dr-Ing Eugen Gruennagel
Original assignee: Daimler Benz AG
Current assignee: Daimler Benz AG
Priority date: 1944-07-12
Filing date: 1944-07-12
Publication date: 1954-02-15

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Brennkammern von Strahltriebwerken, insbesondere zum Antrieb von Flugzeugen. Bei solchen Triebwerken ist die Brennkammer dasjenige Organ, das zur Erlangung der Mindestmaße für die Stirnwiderstände, Baugewicht und Abmessungen besonders hinderlich ist. Zweck der Erfindung ist, in dieser Hinsicht Vorteile zu schaffen und insbesondere eine rasche Verbrennung und kleine Abmessungen zu erzielen.The invention relates to combustion chambers of jet engines, especially for propulsion of airplanes. In such engines, the combustion chamber is the organ that is required to obtain the minimum dimensions for the frontal resistances, structural weight and dimensions is particularly cumbersome. The purpose of the invention is in this regard To create advantages, and in particular, rapid combustion and small dimensions to achieve.

Es ist bekannt, zu diesem Zweck die Verbrennungsluft tangential in die Brennkammer einzuführen, was eine Drehbewegung des Kammerinhaltes zur Folge hat. Diese Drehbewegung verursacht eine gute Mischung von Luft und Brennstoff. Außerdem wird dadurch ein gutes und gleichmäßiges Temperaturfeld über den ganzen Brennkammerquerschnitt angestrebt.It is known that the combustion air tangentially in for this purpose introduce the combustion chamber, which results in a rotary movement of the chamber contents Has. This rotation creates a good mixture of air and fuel. aside from that this creates a good and uniform temperature field over the entire cross-section of the combustion chamber aimed at.

Erfindungsgemäß wird vorgeschlagen, die Luft tangential in entgegengesetzten Richtungen einströmen zu lassen. Zu diesem Zweck sind die tangentialen Einströmöffnungen entweder reihenweise oder gruppenweise oder evtl. auch einzeln einander entgegengerichtet. Dadurch wird die Vermischung von Luft und Brennstoff und die Ausbildung eines gleichmäßigen Temperaturfeldes begünstigt, da zusätzlich zu der Drehbewegung noch eine radiale Aufrichtung der Luft- bzw. Gemischströme erfolgt.According to the invention it is proposed that the air tangentially in opposite directions To let directions flow in. The tangential inflow openings are for this purpose either in rows or in groups or possibly also individually directed opposite each other. This ensures the mixing of air and fuel and the formation of a uniform Favored temperature field, since in addition to the rotary movement there is also a radial movement The air or mixture flows are straightened out.

Zum Kleinhalten von Strömungsverlusten und zur besseren Richtungsgebung können die Lufteintrittsquerschnitte düsenartig gestaltet sein und unter einem bestimmten Anstellwinkel zur Brennkammerachse liegen.For keeping flow losses small and for better directionalization the air inlet cross-sections can be designed like a nozzle and under a certain Angle of incidence to the combustion chamber axis.

Vorteilhaft ist ferner, alle Zonen der Brennkammer sich dadurch gleichmäßig am Mischvorgang beteiligen zu lassen, daß die Lufteintrittsöffnungen einen verschieden großen Durchlaßquerschnitt haben und entsprechend gestaffelt sind.It is also advantageous that all zones of the combustion chamber are thereby uniform to let participate in the mixing process that the air inlet openings one different have a large passage cross-section and are staggered accordingly.

In der Zeichnung ist die Erfindung an Ausführungsbeispielen dargestellt, und zwar zeigt durchweg schematisch Abb. i eine Brennkammer für Turbinenantriebswerke im Längsschnitt, Abb. 2 und 3 eine einzelne Lufteintrittsöffnung nach dem Ausführungsbeispiel von Abb. i im Längsschnitt und Querschnitt, Abb. 4., 5 und 6 Querschnitte durch die Brennkammer nach den Linien IV-IV, V-V und VI-VI von Abb. i, Abb. 7 die weitere Ausführungsform einer Brennkammer im Längsschnitt, Abb. 8 und 9 Querschnitte durch die Brennkammer nach den Linien VIII-VIII und IX-IX von Abb. 7.In the drawing, the invention is shown in exemplary embodiments, Fig. i shows a combustion chamber for turbine engines throughout in longitudinal section, Fig. 2 and 3, a single air inlet opening according to the embodiment of Fig. i in longitudinal section and cross-section, Fig. 4., 5 and 6 cross-sections through the combustion chamber according to lines IV-IV, V-V and VI-VI of Fig. i, Fig. 7 the other Embodiment of a combustion chamber in longitudinal section, Fig. 8 and 9 cross sections through the combustion chamber along lines VIII-VIII and IX-IX of Fig. 7.

Die Brennkammeranordnung nach Abb. i besteht aus einem konisch sich verjüngenden Mantelrohr i, in welchem die eigentliche Brennkammer 2 angeordnet ist.The combustion chamber arrangement according to Fig. I consists of a conical itself tapering jacket tube i, in which the actual combustion chamber 2 is arranged.

Diese wird begrenzt durch ein konisches Rohrstück 3, an welchem durch Einschnitte und Ausprägungen tangentiale Eintrittsschlitze q. geschaffen sind, wie Abb. 2 und 3 im Längs- und Querschnitt zeigen. Die Hauptluft tritt durch den Brennkammerquerschnitt 5 bei der Brennstoffeinspritzdüse 6 ein.This is limited by a conical pipe section 3, on which through Incisions and impressions tangential entry slots q. are created like Fig. 2 and 3 show in longitudinal and cross-section. The main air passes through the cross section of the combustion chamber 5 at fuel injector 6.

Infolge der einander entgegengerichteten Tangentialströme ergibt sich dort, wo zwei Tangentialströme miteinander in Berührung gelangen, eine radiale Aufrichtung der Strömung, wie sie in _@bb. 6 veranschaulicht ist.As a result of the opposing tangential currents where two tangential currents come into contact with each other, a radial erection of the flow, as it is shown in _ @ bb. 6 is illustrated.

Auf diese Weise entsteht zwischen jeder Schlitzreihe eine Aufrichtströmung. `Nährend bei dem bisher beschriebenen Ausführungsbeispiel die Eintrittsmündungen die Brennkammerachse senkrecht kreuzen, liegen die Eintrittsschlitze 7 beim Ausführungsbeispiel nach Abb. 7 schräg zu dieser. Dadurch ergeben sich geringere Strömungsverluste, weil die eintretende Spülluft bereits angenähert in der Richtung des durch die Brennkammer hindurchtretenden Hauptluftstromes einmündet.In this way, an upright flow is created between each row of slots. `In the case of the embodiment described so far, the inlet mouths intersect the combustion chamber axis perpendicularly, the inlet slots 7 are in the embodiment according to Fig. 7 obliquely to this. This results in lower flow losses, because the incoming purge air is already approximated in the direction of the through the combustion chamber passing through the main air flow opens.

Die obenerwähnte Luftzuführung ist auch nicht nur, wie beschrieben, für sogenannte Gleichstromkammern, sondern auch für Verpuffungskammern von Vorteil, in denen eine mehr explosionsartige Verbrennung auftritt. In diesem Fall wird der Luftzutritt zweckmäßig durch geeignete Absperrglieder in an sich bekannter Weise gesteuert.The above-mentioned air supply is also not only, as described, for so-called direct current chambers, but also advantageous for deflagration chambers, in which more explosive combustion occurs. In this case the Air admission expediently through suitable shut-off elements in a manner known per se controlled.

Claims

PATENT CLAIMS: i. Combustion chamber for jet engines, in particular dual-circuit engines for propelling aircraft, in which the air inlet openings open tangentially into the combustion chamber, characterized in that the air inlet openings are either individually, in groups or in rows facing each other in order to promote a radial alignment of the air jets entering the combustion chamber . z. Combustion chamber for jet engines according to Claim i, characterized in that the air inlet duct opening on the combustion chamber is designed like a nozzle. 3. Combustion chamber for jet engines according to claim i and 2, characterized in that the air inlet openings have a different size passage cross-section and are staggered in such a way that the outer and inner zones of the combustion chamber are evenly involved in the air mixing. Cited publications: Swiss Patent Specifications No. 199869, 200570, 213792, 214837, 218.8-92 ,: 219484, 226 3 0 8, 229 0 27, 229 1 58; U.S. Patent Nos. 2110209, 2174266; Lueger, "Lexicon of entire technology", 2nd ed., Igo4, vol. I, p. 6o and vol.

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