NO140690B - Anordning ved ramluftturbiner. - Google Patents

Description

Den foreliggende oppfinnelse angår en anordning ved ramluftturbiner til drift av en generator i missiler, hvor ramluft til-føres turbinhjulet gjennom et aksialt innløp som ligger i fronten av missilet og er omgitt av en fremoverragende ringkant, og forlater missilet gjennom åpninger ved missilets omkrets utenfor ringkanten, samtidig som forenden av missilet innenfor ringkanten er kjegleformet med en spiss som rager frem foran ringkanten.

Et typisk kjennetegn for ballistiske missiler er at hastigheten i banen kan variere sterkt avhengig av utskytningsvinkelen. For visse typer missiler har man i tillegg en variasjon i hastigheten p.g.a. en tilsvarende variasjon i missilets utgangshastighet. Den totale variasjon i hastighet kan for slike typer missiler således være ganske stor.

Ved bruk av ramluftdrevne turbingeneratorer for kontinuerlig kraftforsyning til slike missiler i disses bane kan denne variasjon i missilhastigheten være et problem, spesielt når forholdet mellom høyeste og laveste hastighet er større enn 4:1 og maksimalhastig-heten er høy. Det kan f.eks. være ønskelig å oppnå tilfredsstillende forhold ved missilhastigheter på mellom 150 og 1000 m/s. På den ene side ønsker man også ved de laveste missilhastigheter å få tilstrekkelig effekt fra kraftforsyningen til at de elektriske kretser i missilet kan funksjonere. For oppnåelse av dette må turbinen raskest mulig oppnå en viss minste omdreiningshastighet.

På den annen side ønsker man ved de høyeste missilhastigheter at omdreiningshastigheten ikke blir for høy. Fordi den aerodynamiske oppvarming ved overlydshastighet er meget stor, kan begrensningen av omdreiningshastigheten passende oppnås ved regulering av den gjennomstrømmende luftmengde.

Det er således kjent å regulere omdreiningshastigheten av ramluftdrevne turbinaggregater automatisk ved begrensning av luftmengden. Reguleringen bør fortrinnsvis ikke kreve bevegelige deler.

I US-PS 2 701 526 er problemet forsøkt løst ved at ramluften føres frem til turbinen gjennom et rør med fleksibel vegg. Røret er omgitt av et kammer som har en rekke åpninger som virker trykkut-lignende. Idéen baserer seg på Bernoullis prinsipp om at en økning i lufthastighet langs en flate gir et avtagende statisk trykk på flaten. Ved økende missilhastighet og dermed ramlufthastighet vil derfor det rør som fører ramluften til turbinen, innsnevres, idet rørveggen bøyes innover. Luftmengden som tilføres rotoren, vil da avta. Løsningen er ikke tilfredsstillende i roterende missiler,

idet sentrifugalkraften vil motvirke den tilbøyelighet til inn-snevring av røret som en økende missilhastighet ellers ville gi. Videre er det vanskelig å finne et tilfredsstillende materiale for det fleksible rør hvis en tilstrekkelig bøyelighet skal oppnås over et rimelig temperaturområde.

US-PS 2 804 824 viser en ramluftdrevet turbin hvor utløpsåp-ningen har mindre tverrsnittsareal enn innløpsåpningen. Hensikten er at ramlufttrykket ved overlydshastigheter av missilet skal kunne hol-de hastigheten av den luft som strømmer ut gjennom utløpene, på lyd-hastighet. Da luftens hastighet ikke kan bli større en lydhastigheten, er tanken at en ytterligere økning av missilhastigheten ikke vil gi økt turbinhastighet. Imidlertid er det sett bort fra virkningen av at massetettheten av den gjennomstrømmende luft vil øke med økende hastighet utover lydhastigheten. Dette gjør at turbinens turtall fortsatt vil øke relativt sterkt også ved overlydshastighet av missilet, noe som sterkt nedsetter verdien av den foreslåtte løsning. Dette gjelder særlig hvis det også er ønskelig at turbinen skal nå et ak-septabelt omdreiningstall også ved lave ramluftshastigheter.

I US-PS 2 468 120 er der vist en turbingenerator for missiler hvor turbinhjulet er anordnet relativt langt bak i brannrøret. Derved fås der relativt lange bevegelsesveier for ramluften inn til turbinhjulet og tilbake til.utløpet, idet luften etter å ha passert turbinen vendes 180° Qg føres aksialt fremover i missilet for deretter igjen å vendes 180° og strømme ut gjennom bakoverrettede utløpsåp-ninger. Den frittstrømmende luft utenfor missilet vil strømme forbi disse utløpsåpninger og utøve en suge- eller ejektorvirkning. Ved økende missilhastighet får man et større undertrykk i utløpet, hvorved mer luft suges gjennom turbinen. Begrunnelsen for de kon-struktive trekk som fremgår av dette patentskrift, er da heller ikke noe ønske om å strupe luftmengden ved høye hastigheter, men hovedsakelig et ønske om å plassere turbin og generator beskyttet inn i missilet og bak den elektroniske enhet, som beskyttes av et deksel ved forenden.

Som et eksempel på hvorledes turbinhastigheten kan reguleres ved bruk av bevegelige deler, skal det henvises til US-PS 3 382 805.

Hensikten med den foreliggende oppfinnelse er å utforme såvel innløpet som utløpet for ramluften slik at der uten bevegelige deler fås et ønsket minimalt omdreiningstall selv ved lave missilhastigheter uten at omdreiningstallet blir for høyt ved meget høye missilhastigheter.

For oppnåelse av dette er anordningen ifølge oppfinnelsen karakterisert ved at innløpet er oppdelt i en flerhet av runde kanaler som er anordnet i en krans rundt den kjegleformede spiss,

og at utlø<p>såpningene er foroverrettet og anordnet i direkte til-slutning til ringkanalen.

En utførelsesform av oppfinnelsen vil bli beskrevet i det etterfølgende under henvisning til tegningen.

Fig. 1 er et lengdesnitt gjennom nesepartiet av et brannrør

med inntegnede strømningslinjer.

Fig. 2 viser nesepartiet på fig 1 sett forfra.

Det på tegningen viste neseparti av et brannrør består av et ytre skall eller hus 1 som omslutter et ramluftdrevet turbinhjul 2. Turbinen 2 driver en generator 3, som ikke vil bli nærmere beskrevet da den er av vanlig utførelse og derfor uten interesse for oppfinnelsen .

Nesepartiet av brannrøret er kjegleformet med en spiss forende 5 rundt hvilken der er uttatt seks aksiale innløpsåpninger eller-kanaler 4 for ramluft. De i en krans anordnede innløpsåpninger 4 er omgitt av en ringkant 6, som ragerfremover i missilets bevegelsesretning og er konsentrisk med missilets akse 7. Ringkanten fanger opp ramluften og fører den ned i innløpskanalene 4. Radialt utenfor innløpskanalene 4 ligger der utløpskanaler 8, som også strekker seg aksialt og ender i foroverrettede utløpsåpninger 9.

På fig. 1 er der også inntegnet en del strømningslinjer som vil bli forklart i det etterfølgende, samtidig som virkemåten av anordningen ifølge oppfinnelsen vil bli forklart.

Som nevnt vil ramluften bli fanget opp innenfor ringkanten 6 og styrt ned mot turbinhjulet 2 gjennom kanalene 4. Tverrsnittsare-alet av kanalene 4 er slik tilpasset arealet av utløpsåpningene 9 at et tilstrekkelig omdreiningstall oppnås allerede ved lave ramluft-hastigheter. Strømningslinjene til venstre for missilets akse 7 viser strømningen ved en lav subsonisk missilhastighet.

I innløpskanalene 4 oppstår der allerede ved midlere ramluft-hastigheter en tilsiktet turbulens (antydet ved 11), som reduserer den effektive gjennomstrømningsmengde. Slik turbulens oppstår tidligere (ved lavere lufthastighet) i en krans av kanaler 4 enn i en eneste ringformet kanal, f.eks. en innløpskanal som vist i US-PS 2 468 120. Dette skyldes at Reynoldstallet for en strømning gjennom kanalen 4 som vist på fig. 2 er større enn for en strømning gjennom en ringformet kanal med samme tverrsnitt og tilnærmet samme begrensningsflate og dermed tilnærmet samme gjennomstrømnings-mengde ved lave hastigheter. Spesielt gjelder dette ved hastigheter hvor strømningen i kanaler som vist på fig. 2 blir turbulent, mens den i en ringkanal fortsatt vil være laminær. Som kjent er frik-sjonstapene i en strømning meget større ved turbulente grenseskikt enn ved laminære grenseskikt. Da dessuten turbulente grenseskikt er tykkere enn laminære, vil en strupning av innløpet kunne finne sted tidligere når innløpskanalene er utformet som vist på fig. 2. Man når før eller siden en maksimal innløpshastighet som ikke kan økes, og derved også en øvre hastighetsgrense for turbinen. I tillegg har kontaktflaten i innløpet en kjølende virkning, slik at samlet gjennomstrømmet varmemengde blir redusert.

Utløpskanalene 8 er slik utformet at den utstrømmende luft føres fremover i retning mot den frittstrømmende ramluft utenfor missilet. Den utstrømmende luft må så bøyes av en vinkel som er bestemt av den frittstrømmende lufts hastighet. Denne avbøyning medfører en trykkøkning i utløpet og dermed en reduksjon av forholdet mellom trykket ved innløpet og trykket ved utløpet med det resultat at den gjennomstrømmende luftmengde gradvis begrenses som følge av struping av utløpet. Dette forhold blir ytterligere for-sterket ved overlydshastighet, hvor sjokkbølgen fra ringkanten 6

og sjokkbølgen 13 fra spissen 5 legger seg stadig nærmere nese-skallet etter hvert som hastigheten øker. Derved oppnås en ytter-

ligere struping av luftutløpet, noe som igjen medfører en total utflating av turbinens turtalls-karakteristikk. Strømningslinjene til høyre for aksen 7 på fig. 1 viser strømningsbildet ved høy supersonisk missilhastighet.

Ved en utformning i henhold til oppfinnelsen oppnår man at turtallet ved de høyeste missilhastigheter blir vesentlig lavere enn hva det ville ha vært uten oppfinnelsen, og at ytterligere økning av missilhastigheten ikke medfører noen vesentlig økning av turbinens omdreiningstall. Således kan turbinens maksimale omdreiningstall holdes på ca. 270.000 o/m, mens man ved utløp og innløp som vist i US-PS 2 468 120 må vente et omdreiningstall på ca. 450.000 o/m.

Foruten utformningen av innløps- og utløpskanalen er geo-metrien av nesepartiet forøvrig av betydning.

Således gir spissen 5 en gunstig sjokkbølge 13 for strømningen, samtidig som den gir redusert lufttemperatur og -tetthet ved overlydshastighet. Spissen 5, som på fig. 1 er vist å rage relativt langt frem foran ringkanten 6, vil ved andre verdier for den maksimale missilhastighet kunne være kortere eller lengre. Ringkanten 6 fanger opp luften over et forholdsvis stort areal og gir tilstrekkelig luftmengde også ved lave hastigheter. Anordningen av flere separate åpninger eller kanaler 4 istedenfor en sammen-hengende åpning struper gjennomstrømningsarealet mer ved høyere lufthastigheter enn ett hull med samme tverrsnittsareal. Samtidig fører oppdelingen til en bedre kjøling av luften. De foroverrettede utløpsåpninger 9 bevirker at den gjennomstrømmende luftmengde gradvis begrenses ved midlere og høyere hastigheter. Endelig er plasseringen av de foroverrettede utløpsåpninger 9 i forhold til ringkanten 6 og sjokkbølgen ved overlydshastigheter gunstig, idet den bidrar til ytterligere stru<p>ing.

Claims (1)

1. Anordning ved ramluft-turbin til drift av en generator (3) i missiler, hvor ramluft tilføres turbinhjulet (2) gjennom et aksialt innløp som ligger i fronten av missilet og er omgitt av en fremoverragende ringkant (6), og forlater missilet gjennom åpninger ved missilets omkrets utenfor ringkanten, samtidig som forenden av missilet innenfor ringkanten (6) er kjegleformet med en spiss (5) som rager frem foran ringkanten (6), karakterisert ved at innløpet er oppdelt i en flerhet av runde kanaler (4)

   som er anordnet i en krans rundt den kjelgeformede spiss, og at utløpsåpningene (9) er foroverrettet og anordnet i direkte til-slutning til ringkanten (6).