DE964193C

DE964193C - Inlet nozzle for devices to be moved at supersonic speed

Info

Publication number: DE964193C
Application number: DEL17494A
Authority: DE
Inventors: Rene Leduc
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1953-02-06
Filing date: 1953-12-20
Publication date: 1957-05-16

Description

Eintrittsdüse für mit Uberschallgeschwindigkeit fortzubewegende Apparate Die Erfindung betrifft Verbesserungen an Düsen bzw. Strahltriebwerken für Überschallgeschwindigkeit, mit welchen ein, sehr hoher Wirkungsgrad bei der Verdichtung im vorderen Teil der Düse bzw. dies Triebwerkes erzielt wird.Inlet nozzle for apparatus to be moved at supersonic speed The invention relates to improvements to nozzles or jet engines for supersonic speeds, with which a very high compression efficiency in the front part of the Nozzle or this engine is achieved.

Bekanntlich ist ein. Heißstrahltriebwerk, ein Turbomotor oder eine Gasturbine nur brauchbar, wenn der Wirkungsgrad der Verdichtung, die an ihrem Vorderteil erfolgt, von der Größenordnung von o,9o bis z ist. ist, der gesamte Vortrieb bzw. Schub, der mit diesen, Apparaten erzielt werden kann, gleich. der Differenz zwischen dem Schub,, der durch die. Rückwirkung bzw. den Rückstoß der Gase am Austritt der Düse erzeugt wird,, und. dem Zug auf Grund. der Verdichtungskraft. Um ein Beispiel zu nennen: Wenn die Verdichtung 5oo PS erfordert und der Rückstoß mit einer Leistung vom, 700 PS erfolgt, beträgt die, Gesamtleistung Zoo PS. Daraus ergibt sich, da,ß jeder Verlust im Wirkungsgrad der Verdichtung einen 2,5fach größeren Verlust im Wirkungsgrad an der gesamten Leistung (in dem gewählten Beispiel) hat. Demzufolge kann. die Düse nur in dem Maße als ein Vortriebsmittel betrachtet werden, wie die Verdichtung mit. sehr hohen Wirkungsgraden durchgeführt wird. Im Unterschallbereich berentet das Problem keine: beson.dere Schwierigkeit. Aber im Überschallbereich werden: durch die Bildung der Stoßwellen Energieverluste hervorgerufen, die bisher nicht ausgeschaltet werden konnten.As is known, is a. Hot jet engine, a turbo engine or a gas turbine only useful if the efficiency of the compression, which takes place at its front part, is of the order of magnitude of 0.9o to z. is, the entire propulsion or thrust that can be achieved with these devices, the same. the difference between the thrust, caused by the. Reaction or the recoil of the gases at the outlet of the nozzle is generated ,, and. due to the train. the compression force. To give an example, if the compression 5oo PS requires and carried the rebound with an output of 700 hp, is the, total output Zoo hp. It follows from this that every loss in the efficiency of the compression has a 2.5 times greater loss in the efficiency of the total output (in the example chosen). As a result, can. the nozzle can only be regarded as a means of propulsion to the extent that the compaction is involved. very high efficiencies. In the subsonic range, the problem does not overcome: a particular difficulty. But in the supersonic range: the formation of shock waves causes energy losses that could not be eliminated before.

Zum besseren Verständnis der Eigenart dieser Erscheinung wird dieselbe nachstehend mit Bezug auf die schematische Darstellung in, F'ig. z der Zeichnung erläutert.For a better understanding of the nature of this phenomenon, the same will be given below with reference to the schematic representation in FIG. z of the drawing explained.

Wenn. ein Kegel r vom Scheitelwinkel a sich mit Überschallgeschwindigkeit. bewegt, so zeigt die Erfahrung, daß sich eine ebenfalls konische Machwelle (Stoßwelle 2) bildet, die mit dem. Kegel gleichachsig ist und deren, Scheitelwinkel ,8 eine Funktion der Geschwindigkeit des Kegels (Machzahl) und. des Winkels a ist. Voraus- von diesem Kegel ist: die Gasströmung nicht gestört., während achteraus die Strömungsfäden abgeleckt und; verzögert werden und der Druck achteraus größer als der Druck voraus ist.If. a cone r from the apex angle a moves at supersonic speed. moves, experience shows that there is also a conical Mach wave (shock wave 2) that forms with the. Cone is equiaxed and its, vertex angle, 8 a Function of the speed of the cone (Mach number) and. of angle a is. In advance- of this cone is: the gas flow is not disturbed, while aft the flow filaments licked and; be delayed and the pressure astern greater than the pressure ahead is.

Die Erfahrung zeigt ferner, daß für einen: derartigen Kegel, der mit einer bestimmten Machzahl sich bewegen soll, die besten. Wirkungsgrade der Verdichtung in- der Größenordnung von, o,8 liegen, was viel zu. gering ist, um als Grundlage für die Verwirklichung einer Düse bzw. eines Triebwerkes zu dienen., das, eine konische Nase aufweist, welche gleichachsig mit der eigentlichen Düse ist und mit dieser einen konvergierenden ringförmigen Einlaß bildet.Experience also shows that for such a cone, the one with a certain Mach number should move, the best. Compression efficiency on the order of .0.8, which is far too. is low to as a basis to serve for the realization of a nozzle or an engine., that, a conical Has nose which is coaxial with the actual nozzle and with this forms a converging annular inlet.

Es ist ferner eine Eintrittsdüse für mit Überschallgeschwindigkeit fortzubewegende Apparate bekannt, in welcher ein teilweise vorspringender zentraler Körper, von doppelkegelförmiger Gestalt angeordnet ist:, welcher mit den Düsenwänden einen ringförmigen. Eimaß bildet und dessen rückwärtiger Teil zum Ende hin, stetig abnimmt und der im wesentlichen gleichachsig zur Düse angeordnet ist, während der Winkel zwischen: der Düsenachse und der Tangente an die Mantelfläche des vorspringenden, Teils des zentralen. Körpers in. jeder meridianen Ebene in. Strömungsrichtung kontinuierlich bis zu einem Höchstwert wächst, um nach. diesem Wendepunkt dann. abzunehmen. Auch diese Anordnung bringt keine wesentliche Verbesserung des Wirkungsgrades., und zwar auch dann nicht, wenn man; die Spitze des zentralen Körpers mit einer weiteren ringförmigen. Mantelfläche umgibt.It is also a supersonic inlet nozzle Known locomotives in which a partially protruding central Body, arranged in a double-conical shape: which with the nozzle walls an annular one. Eimaß forms and its rear part towards the end, steadily decreases and which is arranged substantially coaxially to the nozzle, during the Angle between: the nozzle axis and the tangent to the lateral surface of the protruding, Part of the central. Body in. Every meridian plane in. Flow direction continuously grows to a maximum in order to after. this turning point then. to decrease. Even this arrangement brings no significant improvement in efficiency., namely not even if you; the tip of the central body with another ring-shaped. Surrounding surface.

Eine wesentliche Verbesserung des Wirkungsgrades. kann jedoch bei einer Eintrittsdüse; der vorgenannten. Art; welche die kege@lstumpfähnliche Düse an dr Spitze des. Körpers nicht enthält, erfindungsgemäß dadurch erzielt werden:, daß der vordere Teil des Körpers wenigstens in: der Zone, die sich vor dem Wendepunkt befindet, mit öffnungen, wie z. B. Löchern, Sehlitzen, Unterbrechungen, porösen Wänden od. dgl., versehen ist, welche mit der Außenseite der Düse durch. geeignete Mittel in. Verbindung stehen, die derart angeordnet sind, daß sie die Strömung möglichst wenig stören, zu dem Zweck, diese Öffnungen mit einer Zone des gleichen statischen Druckes in Verbindung zu bringen, wie er vor der Eintrittsdüse herrscht.A significant improvement in efficiency. can, however, at an inlet nozzle; the aforementioned. Kind; which the cone-like nozzle does not contain at the tip of the body, can be achieved according to the invention by: that the front part of the body is at least in: the zone that is before the turning point is located, with openings such. B. holes, seat strands, interruptions, porous Walls or the like. Is provided, which with the outside of the nozzle through. suitable Means are in. Connection, which are arranged in such a way that they the flow as possible little disturb, for the purpose of these openings with a zone of the same static To bring pressure in connection, as it prevails in front of the inlet nozzle.

Auf diese Weise wird eine Gre@nzschichtabsa.ugung längs der Oberfläche der so gebildeten Nase erzielt, durch, welche die Strömung stabilisiert und der Wirkungsgrad. der Verdichtung in überraschendem Ausmaß verbessert wird. WinIkanalversuche haben gezeigt, daß bei einer Machzahl von 2 Kompressionswirkungsgraden in der Größenordnung von, 0,97 bis o,98 erhalten werden, woben sich sogar die Möglichkeit abzeichnete, dem Wert r noch näher kommen, zu können.In this way a surface layer suction is created along the surface the so formed nose achieved by, which stabilizes the flow and the Efficiency. the compaction is improved to a surprising extent. WinI channel attempts have shown that at a Mach number of 2, compression efficiencies are on the order of magnitude from 0.97 to 0.98 can be obtained, with the possibility even becoming apparent to get even closer to the value r.

Um die Stoßwellen, am Einlaß der Düse zu vermeiden. und uni dem Apparat mehr Anpassungsfähigkeit im Betrieb zu verleihen, sieht die Erfindung ferner vor, daß der Höchstwert des Winkels zwischen, der Achse der Düse und der Tangente an die Oberfläche der vorspringenden gleichachsigen Nase festgelegt wird als Funktion der besonderen Eigenschaften, des Apparates (vor allem der Machzahl, für den er bestimmt ist) derart, dali durch die Verzögerung, welche von der Verdichtung längs der Wände des. Kegels. hervorgerufen wird, die Geschwindigkeit des Gasstromes relativ zur Düse in die Nähe der Schallgeschwindigkeit querab. vom Einlaß der Düse zurückgeführt wird. Die Luft tritt somit in die Düse mit Schallgeschwindigkeit ein, d. h@. ohne Störung bzw. Wirbelung, wodurch ein einwandfreies Arbeitern bei verschiedenen Machzahlen ermöglicht wird.To avoid the shock waves at the inlet of the nozzle. and on the device To give more adaptability in operation, the invention also provides that the maximum value of the angle between, the axis of the nozzle and the tangent at the surface of the projecting equiaxed nose is set as a function the special properties of the apparatus (especially the Mach number for which he is determined) such, dali by the delay caused by the compression longitudinal the walls of the cone. is caused, the speed of the gas flow is relative abeam to the nozzle close to the speed of sound. returned from the inlet of the nozzle will. The air thus enters the nozzle at the speed of sound, i. H@. without Disturbance or turbulence, which makes it possible to work properly at different Mach numbers is made possible.

Ein, weiteres Kennzeichen der Erfindung besteht darin, daß die hervorstehende Nase eine solche Krümmung erhält, d.aß die Umhüllung der Machwellen entsprechend dien Elementarflächen der Nase eine Ringfläche bildet, deren Querschnitt durch. eine Meridianebene sich, möglichst weitgehend. einem punktförmigen. Bereich annähert, wobei die ringförmige vordere Kante der Düse außerdem im Inneren dieser Umhüllung liegt.Another characteristic of the invention is that the protruding Nose receives such a curvature, i.e. that the envelope of the Mach waves accordingly The elementary surfaces of the nose form an annular surface, the cross-section of which is through. a meridian plane as far as possible. a punctiform. Area approximates, the annular leading edge of the nozzle also being inside this envelope lies.

Der Versuch zeigt nämlich, d@aß diese ringförmige Zone als Umhüllung der Machwellen un.-stabnl ist und selbst den Ursprung einer Machwelle bildet. Dadurch, daß die Vorderkante der Düse in das Innere dieser Zone gelegt wird, werden die Nachteile dler Störungen durgh die so gebildete Machwelle völlig beseitigt.The experiment shows that this ring-shaped zone was used as an envelope the Mach wave is un.-stabnl and itself forms the origin of a Mach wave. Through this, that the leading edge of the nozzle is placed inside this zone, the disadvantages become The disturbances are completely eliminated by the Mach wave formed in this way.

Eine andere Besonderheit der Erfindung besteht darin, daß die Düse mit einer vorderen.. Angriffskante: versehen, wird, die in der Längsrichtung in bezug auf die hervorstehende Nase verschiebbar ist zu denn Zweck, im Fluge den Eindaßquerschnitt der Düse zu regeln,, wobei diese Regelung durch geeignete Steuereinrichtungen. selbsttätig in Abhängigkeit von beliebigen geeigneten Parametern erfolgen kann.Another special feature of the invention is that the nozzle with a front .. attack edge: is provided, which in the longitudinal direction in with respect to the protruding nose is displaceable for the purpose, in flight the one-dimensional cross-section of the nozzle to regulate, this regulation by suitable control devices. automatically can be done depending on any suitable parameters.

Diese sowie weitere Kennzeichen der Erfindung sind, nachstehend, ausführlicher mit Bezug auf die Zeichnung beschrieben, in welcher die Erfindung beispielsweise veranschaulicht ist. Es zeigt Fig. r einen schematischen. Achsschnitt durch einen. Kegel, der sich mit Überschallgeschwindigkeit fortbewegt, und seine Machwelle, Fig. a einen schematischen Achsschnitt durch eine Düse bzw. ein Triebwerk, das mit den Merkmalen der. Erfindung ausgestattet ist, Fig.3 eine schematische Darstellung von Einzelheiten des Vorderteils der Düse nach Fig. a, Fig. 4 einen. Querschnitt in der Ebene A-B in Fig. a, Fig. 5 eine Abwandlung der Düse nach. Fig. a, von. der nur der Vorderteil dargestellt ist.These and other features of the invention are more detailed below described with reference to the drawing, in which the invention is exemplified is illustrated. It shows Fig. R a schematic. Axial section through a. Cone moving at supersonic speed and its Mach wave Fig. a is a schematic axial section through a nozzle or an engine that is connected to the Features of the. Invention is equipped, Fig.3 is a schematic representation of Details of the front part of the nozzle according to Fig. A, Fig. 4 a. Cross section in the plane A-B in Fig. a, Fig. 5 shows a modification of the nozzle. Fig. A, of. the only the front part is shown.

Wie aus Fig. z bis 5 ersichtlich, weist die Düse bzw. das Triebwerk nach der Erfindung einen zylindrischen Körper i, der die eigentliche Düse bildet, und einen gleichachsigen inneren. Körper Z auf, der bei 3 vorspringt und mit der Düse i einen. ringförmigen Einlaß 5 bildet. Die vorspringende Nase 3 ist derart ausgebildet, daß der Winkel a (Fig. 3) zwischen. der Tangente an ihre Oberfläche und der Achse 4 kontinuierlich in der Strömungrichtung (Pfeil E) zunimmt bis zu einem Wendepunkt 6, der ungefähr querab von. der Vorderkante 7 liegt, um dann stetig abzunehmen; hierbei ist die Oberfläche der Nase 3 außerdem, wenigstens in ihrem Teil vor dem erwähnten Wendepunkt 6, mit Durchbrüchen, Öffnungen, Löchern 8 versehen, die mittels des Kanals g in Verbindung mit der Außenfläche der Düse i in der Zone io stehen, in der das umgebende Strömungsmittel praktisch am wenigsten. durch den Vorbeigang der Düse gestört ist und in welcher der Druck dem »im Unendlichen herrschenden Druck« angeglichen werden kann.As can be seen from Fig. Z to 5, the nozzle or the engine according to the invention a cylindrical body i, which forms the actual nozzle, and an equiaxed inner one. Body Z, which protrudes at 3 and with the Nozzle i one. annular inlet 5 forms. The protruding nose 3 is such formed that the angle a (Fig. 3) between. the tangent to its surface and the axis 4 increases continuously in the direction of flow (arrow E) up to a turning point 6 which is approximately abeam of. the leading edge 7 lies to then steadily to decrease; here is the surface of the nose 3, at least in its Part before the mentioned turning point 6, provided with breakthroughs, openings, holes 8, that by means of the channel g in communication with the outer surface of the nozzle i in the zone io stand in which the surrounding fluid is practically the least. through the Passage of the nozzle is disturbed and in which the pressure is "prevailing in infinity Pressure «can be adjusted.

Wenn man, andererseits die in Fig.3 dargestellten Verhältnisse betrachtet, erkennt man, daß jede Elementarfläche der so ausgebildeten Nase eine elementare Ablenkung der Strömungsfäden, also eine elementare Machwelle 13, 13b, 13, usw. hervorruft. Hierbei handelt es sich. wegen der stetigen Änderungen des Winkels a um theoretische Welleny doch stellen dieselben. graphisch die Kurven gleicher Machzahlen oder die Isobaren. der Gasströmung dar.If, on the other hand considering the conditions shown in Figure 3, it is seen that each elementary area of the nose thus formed an elemental deflection of the flow lines, so a basic Mach wave 13, 13b, 13, etc. causes. This is it. but because of the constant changes in the angle a around theoretical waves they represent. graphically the curves of equal Mach numbers or the isobars. the gas flow.

Gemäß einem Kennzeichen der Erfindung sind der Punkt 6 und die Vorderkante 7 auf der Machwelle angeordnet, die etwa dem Wert m = i entspricht, d. h, derjenigen Zone, in der das Strömungsmittel etwa bis auf die Schallgeschwindigkeit verzögert worden ist, wodurch die Stoßwellen am Eindaß der Düse vermieden werden und das einwandfreie Arbeiten über einen Bereich verschiedener Machzahlen ermöglicht wird.According to a characteristic of the invention, the point is 6 and the leading edge 7 arranged on the Mach shaft, which corresponds approximately to the value m = i, i.e. h, the one Zone in which the fluid decelerates to approximately the speed of sound has been, as a result of which the shock waves at the nozzle can be avoided and the flawless Working over a range of different Mach numbers is enabled.

Ferner wird. gemäß der Erfindung der Nase 3 eine solche Krümmung erteilt, daß in. einer Meridianebene wie derjenigen der Zeichnung die Spuren. der Machwellen 13Q, i36, 13, usw. eine stark reduzierte Zone 14 einhüllen, wobei die Vorderkante 7 der Düse irri Inneren. des durch diese Zone: 14 gebildeten Ringes zwischen der Achse 4. und der Zone 14 liegt. Die Zone 14 erweist sich nämlich als eine gestörte Zone, von der eine Machwelle 23 ausgeht, und diese Anordnung ermöglicht, die Nachteile derselben zu vermeiden. Selbstverständlich kann die Vorderkante 7 in einem beliebigen Punkt zwischen. dem Körper 3 und der Zone 14 angeordnet sein. Um den Eindaßquerschnitt nach Belieben regeln zu können, ist außerdem der vordere Teil i. der Düse i in der Längsrichtung in bezug auf den Hauptkörper der Düse beweglich gemacht; dieser Teil i" ist zu diesem Zweck auf dem Hauptkörper muffenartig gleitend angebracht, wobei die Verbindung durch eine Mehrzahl von Stellstangen 15 gebildet wird., die mit Servomotoren. verbunden sind:, welche ihnen. die geeignete Längsbewegung erteilen, und zwar entweder unter der Einwirkung der Handsteuerung des Piloten oder unter der Einwirkung einer selbsttätigen Regelung, die in Abhängigkeit von geeignet ausgewählten Parametern gebracht ist, wie beispielsweise von dem im Einlaßquerschnitt herrschenden Druck und/oder von. der Temperatur der Düse.Furthermore,. according to the invention of the nose 3 given such a curvature that in. A meridian plane like that of the drawing, the tracks. of the Mach waves 13Q, i36, 13, etc. envelop a greatly reduced zone 14, with the front edge 7 of the nozzle irri inside. of the ring formed by this zone: 14 between axis 4 and zone 14. The zone 14 turns out to be a disturbed zone from which a Mach wave 23 emanates and this arrangement makes it possible to avoid its disadvantages. Of course, the front edge 7 can be at any point between. the body 3 and the zone 14 be arranged. In order to be able to regulate the inlet cross-section at will, the front part i. the nozzle i made movable in the longitudinal direction with respect to the main body of the nozzle; this part i "is for this purpose mounted on the main body in a sliding manner in a sleeve-like manner, the connection being formed by a plurality of actuating rods 15 connected to servomotors which give them the appropriate longitudinal movement, either under the action the pilot's manual control or under the action of an automatic control which is brought into dependence on suitably selected parameters, such as, for example, the pressure prevailing in the inlet cross section and / or the temperature of the nozzle.

Es ist zu beachten, daß die Vorderfläche der Nase 3, welche mit Öffnungen 8 versehen ist, auf ganz verschiedene Weise verwirklicht werden kann,, wobei unter anderem eng anliegende Löcher, Schlitze, poröse "Wandungen in den Rahmen der Erfindung fallen.. Derartige Anordnungen. sind. im einzelnen bereits bekannt.It should be noted that the front surface of the nose 3, which is with openings 8 is provided, can be implemented in very different ways, with other closely fitting holes, slots, porous "walls within the scope of the invention fall .. such arrangements. are. already known in detail.

Bei der praktischen Ausführung des Apparates nach der Erfindung kann der zentrale Körper in der dargestellten Weise, d:. h. in Form eines doppelwandigen Körpers ausgeführt werden, wobei der Raum 16 zwischen den-Wänden dazu dient, die Außenfläche der Wand der Nase 3 mit der Zone io in Verbindung zu setzen.In the practical implementation of the apparatus according to the invention can the central body in the manner shown, d :. H. in the form of a double-walled Body, the space 16 between the walls is used to support the To connect the outer surface of the wall of the nose 3 with the zone io.

Außerdem werden diese Lochungen od. dgl. vorteilhaft über die Zone 6 hinaus fortgesetzt, sowie ebenfalls über die Innenseite des Einlasses der Düse, wie in Fig. 4 dargestellt ist.In addition, these perforations or the like are advantageous over the zone 6 and also beyond the inside of the inlet of the nozzle, as shown in FIG.

Die Lochdichte braucht nicht über die ganze Fläche der Nase konstant zu sein. Insbesondere am vorderen Ende der Nase, wo ein sehr schwacher Druck herrscht, sind die Löcher wenig wirksam, müssen also im Verhältnis zahlreicher sein, während sie ihre ganze Wirksaankeit in der Zone haben, die der Vorderkante der Düse unmittelbar vorausgeht, so daß sie hier für dasselbe Ergebnis weniger dicht. sein können.The hole density does not need to be constant over the entire surface of the nose to be. Especially at the front end of the nose, where there is very little pressure, if the holes are not very effective, they must be proportionately more numerous, while they have all of their effectiveness in the zone immediately adjacent to the leading edge of the nozzle so that they are less dense here for the same result. could be.

Dieser Umstand sowie die praktische Unmöglichkeit, die Nase unter einem äußerst kleinen Winkel spitz auslaufen zu lassen., führt zu der abgewandelten. Ausführung nach Fig. 5, die dadurch gekennzeichnet ist, daß die Nase 3 aus einem Kegel mit einem Scheitelwinkel besteht, der nicht zu vernachlässigen' ist, jedoch klein genug ist, um lediglich eine Machwelle zu erzeugen, die praktisch vernachlässigt werden kanny wobei dieser Kegel eine glatte Oberfläche haben kann und sich an diesen Kegel eine komische Fläche anschließt, deren Form der obigen. Definition entspricht und die mit Löchern., Durchbrüchen oder anderen Öffnungen in. der bereits beschriebenen Weise bedeckt ist; ferner ist ein ringförmiger Schlitz an der Rückseite des vorderen Kegels vorgesehen, der leicht über den Kegel hin:weggreift; dies ist dadurch bewirkt, daß der Anfangsdurchmesser der durchbrochenem Fläche bei 17 einen Wert erhält, der etwas größer als der Abschlußdurchmesser dcs Kegels ist, und zwar ausreichend, damit die Grenzschicht, die sich auf dem Kegel ausgebildet hat, unverzüglich in. dem Punkt, wo sie die durchbrochene Oberfläche erreicht, aufgezehrt wird. Es ist zu beachten, daß das Abströmen über den durchbrochenen. Kegelaa kein besonderes Problem aufwirft. Da der Winkel a hier nämlich konstant ist, ist die Geschwindigkeit der Strömungsfäden längs des Kegels niemals Null, und obgleich die Grenzschicht einen. geringen. Verlust bedingt, erzeugt sie keine unüberwindbare Beeinflussung der Einlaufströmung, da sie auf jeden Fall nach rückwärts abgeführt wird. Dagegen. muß in der Zone zwischen, dem Kegel und dem Eirnla.ß der Düse eine- geeignete Lochdichte vorgesehen werden, denn das Fortschreiten. der Verdichtung hat das Bestreben, die völlige Verwirrung bzw. Störung des Abströmens, das Stillsetzen der Strömungsfäden. und.die Verstopfung der Düse hervorzurufen, wie bereits dargelegt worden ist. Hieraus ergibt sich die Bedeutung der Maßnahme, durch einen Ringschlitz 17 die Gtenzschicht, die sich auf dem Kegel 3" gebildet hat, abzuführen, damit diese Schicht sich mit ihren. Wirkungen. nicht denjenigen Wirkungen, überlagert, die von der fortschreitenden. Änderung des Winkels a in der anschließenden Zone herrühren.This fact, as well as the practical impossibility of tapering the nose at an extremely small angle, leads to the modified one. Embodiment according to Fig. 5, which is characterized in that the nose 3 consists of a cone with an apex angle which cannot be neglected, but is small enough to produce only a Mach wave which can be practically neglected, this cone can have a smooth surface and this cone is followed by a strange surface, the shape of which corresponds to the one above. Corresponds to definition and which is covered with holes., Breakthroughs or other openings in the manner already described; an annular slot is also provided on the rear of the front cone which slightly: engages away across the cone; This is due to the fact that the initial diameter of the perforated area at 17 is given a value which is slightly larger than the final diameter of the cone, and sufficient for the boundary layer which has formed on the cone to immediately reach the point where it reaches the perforated surface is consumed. It should be noted that the outflow over the perforated. Kegelaa poses no particular problem. Since the angle α is constant here, the speed of the flow filaments along the cone is never zero, even though the boundary layer is one. minor. Due to the loss, it does not create an insurmountable influence on the inlet flow, as it is in any case discharged backwards. Against it. A suitable hole density must be provided in the zone between the cone and the opening of the nozzle, for the advancement. the compression has the tendency to the complete confusion or disturbance of the outflow, the shutdown of the flow threads. and.cause the nozzle to become clogged, as has already been stated. This gives rise to the importance of the measure of removing the special layer that has formed on the cone 3 ″ through an annular slot 17 so that this layer and its effects are not superimposed on those caused by the progressive change in the angle a in the adjoining zone.

Die Merkmale der Erfindung sind nicht nur im Falle der thermischen Vortriebsdüsen bzw. Heißstrahltriebwerke anwendbar, sondern auch im Falle der Einlaßdüsen aller Apparate, die dazu bestimmt sind, mit Überschallgeschwindigkeiten vorgetrieben zu werden oder vorzutreiben.The features of the invention are not only in the case of thermal Propulsion nozzles or hot jet engines can be used, but also in the case of inlet nozzles of all apparatus designed to be propelled at supersonic speeds to become or to advance.

Claims

PATENT CLAIMS: i. Inlet nozzle for supersonic speed Apparatus to be moved in which a partially protruding central body from. Double cone-like shape is arranged, the one with the walls of the nozzle. ring-shaped inlet forms, the diameter of the rear part of this Body steadily decreases towards the end and arranged essentially coaxially to the nozzle is, while the angle (a) between the nozzle axis and the tangent aal the lateral surface of the protruding. Part of the central body in each meridian plane in the direction of flow grows continuously up to a maximum value and then decreases after this turning point, characterized in that the front part of the body (z) at least in the zone which is located in front of the turning point, with openings (8), such. B. holes, slots, Interruptions, porous walls, which connect to the outside of the nozzle (i) by suitable means (9, io, 16) in connection, which are so arranged are that they disturb the flow as little as possible, for the purpose., these openings with a zone of the same static: pressure as he is prevails in front of the inlet nozzle. z. Inlet nozzle according to claim i, characterized in that that the turning point of the cone corresponds accordingly. the maximum value of the angle (a) essentially is arranged downstream of the inlet of the nozzle. 3. Nozzle according to claim i and?, characterized in that the maximum value of the angle is at the Mach number with which the apparatus is supposed to move. one of those. Deceleration of speed of the fluid across the leading edge of the nozzle corresponds to that in the area of the nozzle inlet 7, the speed of sound is essentially reached. q .. Nozzle after. Claim i to 3, characterized in that the nose of the central Body has such a curvature that the envelope of the Mach waves, accordingly the elementary surfaces of the nose form an annular surface, the cross-section of which. along a meridian plane is as largely a punctiform area as possible approximates, with the annular leading edge of the nozzle also inside. _this Wrapping lies. 5. Diise according to claim i to 4, characterized in that the d.aß Leading edge of the nozzle in the longitudinal direction with respect to the main body of the nozzle is slidable. 6. Nozzle after one or more. of the speeches i to 5, characterized in that the nose has an openwork. Cones formed is, to which a cone-like lateral surface provided with openings according to Claim. i connects, the cone and the lateral surface preferably through an annular slot are separated and the front edge of the lateral surface is preferably easily reaching over the cone. Publications considered .: German Patent No. 596 856; French patents nos. 10038223, 998 465, 995 173, 779 655-