DE1051071B

DE1051071B - Combustion device for supersonic ramjet engines

Info

Publication number: DE1051071B
Application number: DES48817A
Authority: DE
Inventors: Lucien Louis Trousse
Original assignee: Sud Aviation Societe Nationale de Constructions Aerdnaettiques
Current assignee: Sud Aviation Societe Nationale de Constructions Aerdnaettiques
Priority date: 1955-07-13
Filing date: 1956-05-24
Publication date: 1959-02-19

Description

Verbrennungsvorrichtung für Uberschall-Staustrahltriebwerke Bei Verbrennungsvorrichtungen für Staustrahltriebwerke, die bei Flugzeugen Verwendung finden, bereitet bekanntlich die Zündung des Brennstoffes in dem mit zumeist hoher Geschwindigkeit strömenden Gasstrom besondere Schwierigkeiten. Um diese zu vermeiden, ist eine Einrichtung für die Verbrennung von flüssigem Brennstoff in einem Gasstrom von großer Geschwindigkeit bekanntgeworden, bei der eine stabilisierte Flammenzone innerhalb des Gasstromes erzeugt wird sowie die Einführung von Brennstoff in diese Zone hinein erfolgt und weiterer Brennstoff in den Gasstrom in einen Bereich stromabwärts dieser Zone eingeführt wird, so daß eine stabile Verbrennung dieses Brennstoffes dadurch stattfindet, daß er an der Flamme der stabilisierten Zone entzündet wird. Diese Maßnahmen reichen jedoch bei hohen Strömungsgeschwindigkeiten nicht aus. Allerdings ist auch eine Einrichtung zur Erzeugung eines zündfähigen Kraftstoff-Luft-Gemisches in Staustrahltriebwerken bekanntgeworden, bei der ein sogenannter Nebenkreis vorgesehen ist, in welchem zwei Gasströme aufeinanderprallen, so daß ein Staugebiet entsteht, wobei die beiden Gasströme entweder aus reiner Luft bestehen und in das Staugebiet Kraftstoff eingebracht wird oder die beiden Gasströme derart zusammengesetzte Kraftstoff-Luft-Gemische sind, daß im Bereich des Staugebietes ein zündfähiges Gemisch entsteht. Derartige Einrichtungen besitzen so eine zentrale Zündvorrichtung in einer mit radialen Rohrstutzen versehenen Kammer, in der die Luftgeschwindigkeit praktisch gleich Null ist. Auch bei diesen und ähnlichen bekannten Verbrennungsvorrichtungen treten jedoch Schwierigkeiten auf und erweist sich die Zündung oder die Stabilität der Flamme bei hohen Strömungsgeschwindigkeiten oder plötzlichen bzw. großen Änderungen des Luft-Brennstoff-Verhältnisses als nicht ausreichend. Derartige Änderungen im Brennstoff-Luft-Verhältnis treten bekanntlich nicht nur durch Veränderungen der Einstellung im Regelbereich der Vorrichtung auf, sondern sind insbesondere bei plötzlichen Beschleunigungen oder Verzögerungen des Flugzeuges, in welches das Staustrahltriebwerk eingebaut ist, unvermeidbar. Derartige Änderungen im Brennstoff-Luft-Gemisch treten jedoch auch dann auf, wenn das Staustrahltriebwerk mit Überschallgeschwindigkeit bewegt wird bzw. in dem Bereich der Überschallgeschwindigkeit eintritt. Dann entsteht nämlich eine Stoßwelle vor dem Staustrahltriebwerk, und zwar an seinem Eintrittsstutzen bzw. dicht dahinter, was zu einem Aussetzen der Verbrennung führen kann. Nachteilig ist bei den bekannten Vorrichtungen außerdem der zum Teil nur geringe, durch die mangelnde Stabilität der Flamme beschränkte Regelbereich in bezug auf das Kraftstoff-Luft-Verhältnis, der verhältnismäßig schlechte Verbrennungwirkungsgrad, insbesondere bei hohen Strömungsgeschwindigkeiten und eine oft unvorteilhafte Baulänge.Combustion device for supersonic ramjet engines In combustion devices for ramjet engines, which are used in aircraft, is known to be preparing the ignition of the fuel in the mostly flowing at high speed Gas flow particular difficulties. To avoid this, there is a facility for the combustion of liquid fuel in a gas stream of great velocity became known, in which a stabilized flame zone within the gas flow is generated and the introduction of fuel into this zone takes place and further fuel is introduced into the gas stream in an area downstream of this zone so that stable combustion of this fuel takes place in that it is ignited on the flame of the stabilized zone. These measures are enough but does not work at high flow velocities. However, there is also one Device for generating an ignitable fuel-air mixture in ramjet engines became known, in which a so-called secondary circle is provided in which two Gas streams collide, so that a congestion area arises, with the two gas streams either consist of pure air and fuel is introduced into the congestion area or the two gas streams are fuel-air mixtures composed in this way, that an ignitable mixture is created in the area of the stagnation area. Such facilities thus have a central ignition device in a radial pipe socket Chamber in which the air velocity is practically zero. Even with these and similar known combustion devices, however, encounter difficulties and proves the ignition or the stability of the flame at high flow velocities or sudden or large changes in the air-fuel ratio than not sufficient. Such changes in the fuel-air ratio are known to occur not only by changing the setting in the control range of the device, but are particularly important in the case of sudden accelerations or decelerations of the Aircraft in which the ramjet engine is installed is unavoidable. Such However, changes in the fuel-air mixture also occur when the ramjet engine is moved at supersonic speed or in the range of supersonic speed entry. Then a shock wave is created in front of the ramjet engine, and although at its inlet port or close behind it, which leads to exposure of the Burns. The known devices are also disadvantageous which is sometimes only limited due to the lack of stability of the flame Control range in terms of the air-fuel ratio, the relatively poor Combustion efficiency, especially at high flow rates and a often unfavorable overall length.

Die Erfindung hat sich die Aufgabe gestellt, eine Verbrennungsvorrichtung für Überschall-Staustrahltriebwerke so auszubilden, daß unter allen Flugbedingungen die Zündung mit Sicherheit erreicht wird und die Verbrennung mit stabiler Flamme erfolgt. Insbesondere soll ein weiterer Regelbereich in bezüg auf das Kraftstoff-Luft-Verhältnis erreicht werden und soll außerdem auch ein Abreißen der Verbrennung bei plötzlichen Änderungen des Kraftstoff-Luft-Verhältnisses, wie es durch plötzliche Beschleunigungen oder Verzögerungen oder Eintreten in den Bereich der Überschallgeschwindigkeit auftreten kann, vermieden werden. Im ganzen soll dabei der Verbrennungswirkungsgra,d vorteilhaft gestaltet und die Vorrichtung selbst in ihrer baulichen Erstreckung klein gehalten werden.The invention has the task of providing a combustion device for supersonic ramjet engines to be designed so that under all flight conditions the ignition is achieved with certainty and the combustion with a stable flame he follows. In particular, there should be a further control range with regard to the fuel-air ratio and should also stop the burn in the event of sudden Changes in the air-fuel ratio as caused by sudden accelerations or delays or delays in the supersonic speed range occur can be avoided. On the whole, the degree of combustion efficiency should be advantageous designed and the device itself kept small in its structural extension will.

Die Erfindung betrifft eine Verbrennungsvorrichtung für Überschall-Staustrahltriebwerke mit einer zentralen Zündvorrichtung in einer mit radialem Rohrstutzen versehenen Kammer, in der die Luftgeschwindigkeit praktisch gleich Null ist. Die Erfindung besteht darin, im Kreis strahlenförmig um die Zündkammer Zündbrenner anzuordnen, die nach Art kleiner, mit Brennstoff von innen her versorgter Unterschall-Staustrahltriebwerke ausgebildet sind, und durch radiale Rohrstutzen diese Zündbrenner mit der Zündkammer zu verbinden, wobei Paare von Haupteinspritzdüsenträgern zwischen diesen Zündbrennern liegen und jeweils im wesentlichen an der engsten Stelle des Durchganges zwischen den Außenwänden je in Umfangsrichtung aufeinanderfolgender Zündbrenner angeordnet sind und wobei endlich diese Außenwände hinter jedem Paar der Haupteinspritzdüsenträger durch zumindest ein Flammenleitblech miteinander verbunden sind. Zündbrenner, die nach Art kleiner, mit Brennstoff von innen versorgter Unterschall-Staustrahltriebwerke arbeiten, sind an sich bekannt, so daß allein für diese Brenner in der vorliegenden Erfindung ebenso wenig Schutz begehrt wird wie für ebenfalls an sich bekannte Flammenleitbleche.The invention relates to a combustion device for supersonic ramjet engines with a central ignition device in a radial one Pipe socket provided chamber in which the air speed is practically zero. the Invention consists in arranging pilot burners in a circle around the ignition chamber, the kind of small subsonic ramjets supplied with fuel from the inside are formed, and this pilot burner with the ignition chamber through radial pipe sockets to connect, with pairs of main injector supports between these pilot burners and each essentially at the narrowest point of the passage between the outer walls each arranged in the circumferential direction successive pilot burners are and finally these outer walls behind each pair of main injector supports are connected to one another by at least one flame guide plate. Pilot burner that like small subsonic ramjet engines supplied with fuel from the inside work are known per se, so that only for this burner in the present Invention protection is sought just as little as for flame guide plates, which are also known per se.

Nach einer bevorzugten Ausführungsform ist die erfindungsgemäße Verbrennungsvorrichtung gekennzeichnet durch eine Ausbildung der kleinen Unterschall-Staustrahltriebwerke für die Zündbrenner, bei der im Diffusorendquerschnitt die Strömungsgeschwindigkeit gering ist, ferner ein Flammenstabilisator und ein Einspritzrohr vorgesehen ist, welches den Brennstoff gegen den Luftstrom einspritzt und vor diesem Stabilisator angeordnet ist, wobei das ganze in einer Umhüllung sitzt, welche abgeplattet und in Längsrichtung profiliert ist. Bei dieser Ausführungsform sind allerdings bei dem Zündbrenner ein Flammenstabilisator und gegen den Luftstrom spritzende Brennstoffdüsen vor dem Stabilisator an sich bekannt, wobei das ganze in einer abgeplatteten Umhüllung sitzt. Nichtsdestoweniger erreicht die Erfindung durch die Vereinigung der beschriebenen Merkmale die Vermeidung der eingangs erwähnten Nachteile und eine Verbrennungsvorrichtung, die mit außerordentlich stabiler Flamme unter allen Betriebsbedingungen, die bei einem modernen Flugzeug auftreten können, zünden.According to a preferred embodiment, the combustion device according to the invention characterized by the formation of the small subsonic ramjet engines for the pilot burner, where the flow velocity in the diffuser end cross-section is low, furthermore a flame stabilizer and an injection tube are provided, which injects the fuel against the air flow and in front of this stabilizer is arranged, the whole sitting in an envelope which is flattened and is profiled in the longitudinal direction. In this embodiment, however, are the pilot burner a flame stabilizer and fuel nozzles spraying against the air flow before the stabilizer known per se, the whole in a flattened envelope sits. Nonetheless, the invention achieves the incorporation of those described Features the avoidance of the disadvantages mentioned above and a combustion device, those with an extremely stable flame under all operating conditions that occur at a modern aircraft can ignite.

Im einzelnen läßt sich die Erfindung auf verschiedene 'Weise verwirklichen. So geht ein Vorschlag der Erfindung dahin, daß die zentrale Zündvorrichtung aus einem zylindrischen axialen Rohr besteht, welche an seinem Umfang mit Brennstoffdüsen versehen ist und durch einen konischen Feuerschutz abgedeckt ist, der an seinem Umfang Löcher besitzt, die direkt auf die radialen Rohrstutzen weisen, wobei im übrigen der Brennstoff durch mindestens einen chemischen Zünder entzündet wird. Die Ausbildung der Paare der Haupteinspritzdüsenträger soll im Rahmen der Erfindung eine möglichst gleichmäßige Verteilung des Brennstoffes in der durch die engste Durchgangsstelle zwischen zwei nebeneinanderliegenden Zündbrennern strömenden Luftmenge unabhängig von der Anzahl und Form der Durchgänge sicherstellen. Außerdem empfiehlt es sich, die Düsen der Haupteinspritzdüsenträgerpaare an Verteilerkränzen anzuschließen, welche unabhängig voneinander mit Brennstoff versorgt werden, um die Brennstoffmenge in Abhängigkeit vom Brennstoffdruck regulieren zu können. Bevorzugt besitzt im übrigen jedes Paar Haupteinspritzdüsenträger ein erstes Rohr mit Einspritzdüsen, welche dem Luftstrom entgegen einspritzen, wobei dieses Rohr an der engsten Stelle des Durchganges sitzt und wobei ein zweites Rohr vorgesehen ist, das hinter dem ersteren liegt und sowohl radial wie transversal über das erste Rohr hinausragt und nur an den Rohrteilen, die über das erste Rohr hinausragen, mit Einspritzdüsen, die dem Luftstrom entgegen (.inspritzen, ausgerüstet ist.In particular, the invention can be implemented in various ways. Thus, one proposal of the invention is that the central ignition device goes out consists of a cylindrical axial tube, which on its circumference with fuel nozzles is provided and is covered by a conical fire protection on his Has circumference holes that point directly to the radial pipe socket, with im the rest of the fuel is ignited by at least one chemical igniter. The formation of the pairs of the main injector carrier is intended within the scope of the invention a uniform distribution of the fuel in the narrowest possible Passage point between two adjacent pilot burners flowing air regardless of the number and shape of the passes. Also recommends it is necessary to connect the nozzles of the main injection nozzle carrier pairs to distributor wreaths, which are independently supplied with fuel to the amount of fuel to be able to regulate depending on the fuel pressure. Preferably owns the rest each pair of main injector supports a first tube with injectors, which inject against the air flow, this tube at the narrowest point of the Passage sits and a second tube is provided behind the former lies and protrudes both radially and transversely over the first tube and only on the pipe parts that protrude beyond the first pipe, with injection nozzles that match the Air flow against (.inject, is equipped.

Die Anzahl der bei erfindungsgemäßen Verbrennungsvorrichtungen vorzusehenen Zündbrenner ist an sich beliebig. Bei Anordnung von acht Zündbrennern empfiehlt die Erfindung, daß der erste Düsenträger in I-Form ausgebildet ist und der zweite Düsenträger in Y-Form, welche nur auf ihren divergierenden Rohrarmen, im wesentlichen parallel zu dem danebenliegenden Außenwänden der Zündbrenner verlaufend, Einspritzdüsen besitzt. Soweit es sich jedoch um sechs Zündbrenner handelt, empfiehlt die Erfindung, deren ersten Düsenträger in T-Form auszubilden, deren zentraler Ast radial verläuft, und bei dem dieser und der Querast mit Einspritzdüsen versehen sind, daß ferner der zweite Düsenträger die Form einer geschlossenen Lyra hat, bei welcher nur die Seitenrohre und das oberste Rohr mit Einspritzdüsen versehen sind, wobei diese Seitenrohre und das obere Rohr seitwärts vom Ouerrohr des T-förmigen Düsenträgers sitzen und über diesen hinausragen.The number of incinerators according to the invention to be provided Ignition burner is arbitrary per se. Recommended for an arrangement of eight pilot burners the invention that the first nozzle carrier is designed in I-shape and the second Nozzle carrier in Y-shape, which only on their diverging pipe arms, essentially Running parallel to the adjacent outer walls of the pilot burner, injection nozzles owns. However, as far as six pilot burners are concerned, the invention recommends to design their first nozzle carrier in T-shape, the central branch of which runs radially, and in which this and the transverse branch are provided with injection nozzles, that further the second nozzle holder has the shape of a closed lyre with only the Side pipes and the top pipe are provided with injection nozzles, these side pipes and the upper tube sit sideways from the Ouerrohr of the T-shaped nozzle carrier and protrude beyond this.

Die Haupteinspritzung erfolgt bei der erfindungsgemäßen Verbrennungsvorrichtung, wie erwähnt, entgegen dem Luftstrom, wobei die Erfindung empfiehlt, daß die Winkel, welche zwischen der Einspritzrichtung und dem gegenläufigen Luftstrom gebildet werden, von 0 bis 90° variieren können.The main injection takes place in the combustion device according to the invention, as mentioned, against the air flow, the invention recommends that the angles, which are formed between the injection direction and the opposing air flow, can vary from 0 to 90 °.

Im übrigen empfiehlt es sich, die Verteilerkränze von einem aus wärmeisolierenden Material bestehenden Dichtring zu umgeben, in dem die radialen Rohrstutzen ausgespart sind. Soweit es sich bei den erfindungsgemäßen Verbrennungsvorrichtungen um solche für Staustrahltriebwerke mit Diffusor ohne Mittelkörper handelt, empfiehlt im übrigen die Erfindung, daß die Vorrichtung in ihrem vorderen Mittelabschnitt eine kegelförmige Verkleidung aufweist und daß sie in der Endzone des Diffusors des Staustrahltriebwerkes auf der zylindrischen Wand desselben sitzt. Handelt es sich dagegen um Staustrahltriebwerke mit zentralem Kern, so empfiehlt die Erfindung, daß die Verbrennungsvorrichtung von der hinteren Spitze des zentralen Kerns des Staustrahltriebwerkes getragen wird, welches so geformt ist, daß die Strömungquerschnitte stromabwärts, vorzugsweise linear, zu- oder abnehmen.In addition, it is recommended that the distributor ring is made of a thermally insulating one To surround material existing sealing ring, in which the radial pipe socket is cut out are. To the extent that the combustion devices according to the invention are such for ramjet engines with diffusers without a central body is recommended the invention that the device in its front central portion has a conical Has fairing and that it is in the end zone of the diffuser of the ramjet engine sits on the cylindrical wall of the same. If, on the other hand, it is a ramjet with a central core, the invention recommends that the combustion device carried by the aft tip of the ramjet central core, which is shaped so that the flow cross-sections downstream, preferably linear, increase or decrease.

Die durch die Erfindung erreichten Vorteile sind zusammengefaßt vor allem darin zu sehen, daß bei verhältnismäßig einfachem Aufbau und einfacher baulicher Gestaltung sowie gedrungener Bauweise die Erfindung eine Verbrennungsvorrichtung verwirklicht, die unter allen Betriebsbedingungen eines Flugzeuges sicher zündet und mit stabiler Flamme brennt, so daß auch bei Überschreiten der Überschallgeschwindigkeit ein Abreißen der Flamme nicht eintritt und bei plötzlichen Änderungen des Brennstoff-Luft-Verhältnisses eine sichere Verbrennung gewährleistet werden kann.The advantages achieved by the invention are summarized above all that can be seen in the fact that with a relatively simple structure and simpler construction Design and compact construction, the invention a combustion device realized that ignites safely under all operating conditions of an aircraft and burns with a stable flame, so that even if the supersonic speed is exceeded a burst of the flame does not occur and with sudden changes in the fuel-air ratio safe combustion can be guaranteed.

Im folgenden wird die Erfindung an Hand der lediglich ein Ausführungsbeispiel darstellenden Zeichnungen ausführlicher erläutert. Es zeigt Fig. 1 einen schematischen Schnitt eines mit einer erfindungsgemäßen Verbrennungsvorrichtung ausgerüsteten Überschall-Staustrahltriebwerks mit Diffusor ohne Mittelkörper, Fig. 2 einen schematischen Schnitt eines mit einer erfindungsgemäßen Verbrennungsvorrichtung ausgerüsteten Überschall-Staustrahltriebwerks mit Mittelkörper, Fig.3 eine schematische Ansicht der erfindungsgemäßen Verbrennungsvorrichtung, Fig.4 eine Ansicht auf das Vorderende der in Fig.3 dargestellten Vorrichtung, wobei die Abmessungen der Einspritzlöcher zur Verdeutlichung der Zeichnung stark übertrieben sind, Fig. 5 einen Schnitt längs der Linie V-V der Fig. 4, Fig. 6 einen Schnitt längs der Linie VI-VI der Fig. 5 in vergrößertem Maßstab, Fig. 7 einen Längsschnitt eines kleinen abgeplatteten Unterschall-Staustrahltriebwerkes, Fig. 8 einen Querschnitt eines mit seiner Schutzverkleidung versehenen Haupteinspritzdüsenträgers, die Fig. 9 und 10 axiale Schnitte der I-förmigen und V-förmigen Haupteinspritzdüsenträger, und die Fig. 11 und 12 schematisch zwei weitere Ausführungsformen der Haupteinspritzdüsenträger.In the following the invention is illustrated by means of only one exemplary embodiment Illustrative drawings explained in more detail. 1 shows a schematic Section of an equipped with a combustion device according to the invention Supersonic ramjet engine with diffuser without central body, FIG. 2 is a schematic Section of an equipped with a combustion device according to the invention Supersonic ramjet engine with central body, Figure 3 is a schematic view the combustion device according to the invention, Fig. 4 is a view on the front end of the device shown in Figure 3, the dimensions the injection holes are greatly exaggerated to clarify the drawing, Fig. 5 shows a section along the line V-V of FIG. 4, FIG. 6 shows a section along the line VI-VI of FIG. 5 on an enlarged scale, FIG. 7 a longitudinal section of a small one flattened subsonic ramjet engine, FIG. 8 shows a cross section of a provided with its protective cover main injection nozzle carrier, FIGS. 9 and 10 axial sections of the I-shaped and V-shaped main injector mounts, and FIGS. 11 and 12 schematically show two further embodiments of the main injection nozzle supports.

Wie in den Fig. 1 bis 5 dargestellt, weist die erfingungsgemäße Verbrennungsvorrichtung eine gewisse Zahl von Zündbrennern A auf, acht bei dem dargestellten Beispiel, welche strahlenförmig um eine mittlere Vorrichtung zur Zündung mit großer Geschwindigkeit B angeordnet sind, sowie eine Hauptverbrennungsanordnung, welche in den Zwischenräumen C zwischen den Zündbrennern A angeordnet ist.As shown in FIGS. 1 to 5, the combustion device according to the invention a certain number of pilot burners A, eight in the example shown, which Radiant around a central device for ignition at high speed B are arranged, as well as a main combustion arrangement, which in the interstices C is arranged between the pilot burners A.

Jeder Zündbrenner A wird durch Profile gebildet, welche die Form von kleinen abgeplatteten Unterschall-Staustrahltrieb;verken haben, in welchen die Geschwindigkeit am Ende des Diffusors sehr gering ist. Diese Profile (Fig.7) werden durch eine Außenwand 1, einen Unterschalidiffusor 2, einen Flammenstabilisator 3 in Form eines Dieders und ein mit Löchern S (Fig. 4) versehenes radiales Einspritzrohr 4 gebildet, welches die Einspritzung .entgegen dem Luftstrom vornimmt und vor dem Flammenstabilisator 3 liegt. Die profilierte Außenwand führt zu sehr geringen Druckverlusten, und die sehr geringe Geschwindigkeit am Ende des Diffusors 2 gibt der Flamme eine sehr gute Stabilität, selbst bei sehr großen Geschwindigkeiten um die Profile herum, und zwar unabhängig von dem Brennstoff-Luft-Gehalt. Die Einspritzrohre der Zündbrenner sind an einem ringkörp.erförmigen hohlen Kranz 6 (Fig. 5) angebracht, welcher durch ein Rohr 7 mit Brennstoff gespeist wird.Each pilot burner A is formed by profiles which have the shape of small flattened subsonic ramjet; have verken in which the speed at the end of the diffuser is very low. These profiles (Fig.7) are supported by an outer wall 1, a lower shell diffuser 2, a flame stabilizer 3 in the form of a dihedron and a radial injection tube 4 provided with holes S (Fig. 4), which the injection. against the air flow and before the flame stabilizer 3 lies. The profiled outer wall leads to very low pressure losses, and the very low speed at the end of the diffuser 2 gives the flame a very good one Stability, even at very high speeds around the profiles, namely regardless of the fuel-air content. The injection pipes of the pilot burners are attached to a ringkkör.eriform hollow rim 6 (Fig. 5), which by a Tube 7 is fed with fuel.

Die radiale Anordnung der Zündbrenner an Stelle einer großen mittleren Zündflamme, welche im allgemeinen durch ein den Diffusor des eigentlichen Staustrahltriebwerks verlängerndes zentrales Staustrahltriebwerk gebildet wird, gestattet in dem Staustrahltriebwerk für eine gegebene Ausbildung eine größere Länge der Verbrennungskammer und innerhalb der Verbrennungsvorrichtung einen verfügbaren Raum D zu erhalten. in welchem der nicht dargestellte Brennstoffmengenregler untergebracht wird.The radial arrangement of the pilot burners instead of a large central one Pilot flame, which is generally produced by the diffuser of the ramjet itself elongating central ramjet is formed, allowed in the ramjet for a given configuration, a greater length of the combustion chamber and within to obtain an available space D of the combustion device. in which the Fuel quantity regulator, not shown, is housed.

Die Zündvorrichtung B (Fig. 5 und 6) wird durch einen oder mehrere chemische Zünder mit Pulver oder Magnesium 8 gebildet, welche die Flamme an den Brennstoff weiterleiten, welcher durch eine Spritzdüse 9 mit ausstrahlenden Löchern in eine Kammer 10 eingespritzt wird, in welcher die Geschwindigkeit der Luft praktisch Null ist. Die Spritzdüse 9 ist gegen die Flamme des Zünders durch einen Schutzkegel 11 mit Löchern 12 geschützt. Diese Löcher dienen für den Durchtritt der Brennstoffstrahlen, welche in als Rohrstutzen ausgebildete Flammrohre 13 geleitet werden, welche hinter jedem Flammenstabilisator 3 der Zündbrenner A münden.The ignition device B (Fig. 5 and 6) is by one or more chemical igniter formed with powder or magnesium 8, which the flame to the Forward fuel, which through a spray nozzle 9 with radiating holes is injected into a chamber 10 in which the speed of the air is practically Is zero. The spray nozzle 9 is against the flame of the igniter by a protective cone 11 protected with holes 12. These holes are used for the passage of the fuel jets, which are directed into flame tubes 13 designed as a pipe socket, which behind each flame stabilizer 3 of the pilot burner A open.

Die Haupteinspritzung erfolgt (Fig. 4 und 5) in die Zwischenräume C mit sektorförmigem Querschnitt zwischen den Zündbrennern A. Diese Einspritzung erfolgt mit Hilfe von zwei Kränzen von Einspritzern. Der erste wird durch einen hohlen ringkörperförmigen Kranz 14 gebildet, weicher mit Brennstoff durch ein Rohr 15 gespeist wird und I-förmige radiale Haupteinspritzer 16 trägt, welche etwa in dem kleinsten Durchtrittsquerschnitt für. die Luft zwischen den Außenwänden der kleinen abgeplatteten Unterschall-Staustrahltriebwerke A angeordnet sind. Der zweite wird durch einen hohlen ringkörperförmigen Kranz 17 gebildet, welcher mit Brennstoff unabhängig von dem Kranz 14 durch ein Rohr 18 gespeist wird und Y-förmige Haupteinspritzer 19 trägt, welche in der Nähe der I-förmigen Einspritzer 16 angeordnet sind. Zur Verringerung der durch die Zündvorrichtung erzeugten intensiven Hitzewirkung sind die Füße der Haupteinspritzer 16 und 19 sowie ihre Kränze 14 und 17 zur Speisung mit Brennstoff durch eine Asbestpackung 20 (Fig. 5) geschützt, welche um die Zündkamnmer 10 und die Flammrohre 13 herum in einem Gehäuse21 angeordnet ist, welches den Boden der kleinen Unterschall-Staustrahltriebwerke begrenzt. Ferner schützt ein. Profilteil 22 (Fig.5 und 8) den radialen Anschl ßtei123 eines jeden Y-förmigen Einspritzers 19.The main injection takes place (FIGS. 4 and 5) into the spaces C with a sector-shaped cross-section between the pilot burners A. This injection takes place with the help of two wreaths of injectors. The first is through one hollow annular ring 14 formed, softened with fuel by a pipe 15 is fed and I-shaped radial main injector 16 carries, which approximately in the smallest passage cross-section for. the air between the outer walls of the small flattened subsonic ramjet engines A are arranged. The second is formed by a hollow annular body-shaped rim 17, which with fuel is fed independently of the ring 14 by a pipe 18 and Y-shaped main injectors 19 carries, which are arranged in the vicinity of the I-shaped injectors 16. To the Reduction of the intense heat effect generated by the ignition device the feet of the main injectors 16 and 19 and their rings 14 and 17 for feeding with fuel protected by an asbestos packing 20 (Fig. 5) which surrounds the ignition chamber 10 and the flame tubes 13 is arranged around in a housing 21, which is the bottom of the small subsonic ramjet engines. Furthermore, a protects. Profile part 22 (Fig.5 and 8) the radial connection ßtei123 of each Y-shaped injector 19th

Die Einspritzer 16 und 19 enthalten Löcher 24 bzw. 25 (Fig. 9 und 10) zur Einspritzung des Brennstoffs mit Winkeln, welche in bezug auf die dem Luftstrom entgegengesetzte Richtung zwischen 0 und 90° liegen können. Die beiden Kränze 14 und 17 können unabhängig voneinander mit Brennstoff gespeist werden, wobei diese Speiseart und die Veränderung des Einspritzdruckes die Vergleichmäßigung der Verbrennung unabhängig von der Höhe ermöglicht.Injectors 16 and 19 contain holes 24 and 25, respectively (Figs. 9 and 10) for injecting the fuel at angles which are similar to those of the air flow opposite direction can be between 0 and 90 °. The two wreaths 14 and 17 can be fed independently of one another with fuel, these The type of feed and the change in the injection pressure make the combustion more uniform regardless of the height.

Die Mischung zwischen Luft und Brennstoff der Haupteinspritzanordnung erfolgt auf dem strichpunktierten Weg a-b der Fig. 7. Das Gemisch erwärmt sich durch Berührung mit der Zündflamme der kleinen abgeplatteten Unterschall-Staustrahltriebwerke auf dem Weg b-c, um seine Zündtemperatur bei c zu erreichen und die Flammenfront c-d zu bilden. Das strichpunktiert in Fig. 7 dargestellte Volumen der aus der divergierenden Öffnung 26 des Bodens des Unterschall-Staustrahltriebwerks austretenden Zündflamme muß so bemessen sein, daß die Kühlung der Zündflamme aus dem Weg b-c, auf welchem der Wärmeaustausch erfolgt, klein ist, so daß in jedem Fall die Zündtemperatur des Hauptgemisches erreicht werden kann, bevor dieses bei e das Ende der Zündflamme erreicht.The mixture between air and fuel of the main injection assembly takes place on the dash-dotted path a-b of FIG. 7. The mixture heats up through Contact with the pilot flame of the small flattened subsonic ramjet engines on the way b-c to reach its ignition temperature at c and the flame front to form c-d. The dot-dashed volume in FIG. 7 of the diverging volume Opening 26 of the bottom of the subsonic ramjet engine exiting pilot flame must be dimensioned so that the cooling of the pilot flame from the path b-c, on which the heat exchange takes place is small, so that in each case the ignition temperature of the Main mixture can be reached before this at e the end of the pilot flame achieved.

Zur Vermeidung dieses Nachteils bei einer ungenügenden Ausbildung der Zündflamme, schlechten Verhältnissen zwischen den Brennstoffmengen des Zündbrenners und des Hauptbrenners oder zu großen Geschwindigkeiten des HauptluftbrennstofFgemisches kann man Flammenstabilisatoren 27 und 28 (Fig. 5 und 4) vorsehen, welche durch zwischen den Zündbrennern A angeordnete kreisbogenförmige Teile gebildet werden. Sie haben einen V-förmigen Querschnitt, dessen Spitze den Haupteinspritzern zugekehrt ist, und sind an den Wänden 1 der Zündbrenner A in der Nähe des Hinterendes des Apparates befestigt.To avoid this disadvantage if the training is insufficient the pilot flame, poor relationships between the fuel quantities of the pilot burner and the main burner or at high speeds of the main air-fuel mixture one can provide flame stabilizers 27 and 28 (Fig. 5 and 4), which by between the pilot burners A arranged circular arc-shaped parts are formed. They have a V-shaped cross-section with the tip facing the main injectors, and are on the walls 1 of the pilot burners A near the rear end of the apparatus attached.

Die Verbrennungsvorrichtung arbeitet folgendermaßen: Zu Beginn wird das Staustrahltriebwerk mit einer gewissen Bewegungsgeschwindigkeit durch Hilfstriebwerke angetrieben. Hierauf laufen im Augenblick der Zündung der chemischen Zünder folgende Vorgänge in einigen Sekunden ab: Der mittlere Einspritzer 9, welcher mit Brennstoff unter Druck gespeist wird und dessen Löcher in die Achse der Löcher der Schutzverkleidung 11 und der Kamine oder Flammrohre 13 ausstrahlen, spritzt in die Kammer 10 Brennstoff ein, welcher sich unter der Einwirkung der chemischen Zünder 8 entzündet. Die Brennstoffflammen und die Flammen der chemischen Zünden kombinieren sich in den Kaminen 13 und breiten sich hinter den Flammenstabilisatoren 3 der Zündbrenner A aus, in welche der Brennstoff durch die Rohre 4 eingespritzt wird. Die in die Unterschall-Staustrahltriebwerke eintretende Luft zerstäubt den Brennstoff, welcher sich hinter den Flammenstabilisatoren 3 durch die Wirkung der von den Kaminen 13 kommenden ausstrahlenden Flammen entzündet. Die aus den Unterschall-Staustrahltriebwerken A austretenden Zündflammen zünden das Luft-Brennstoff-Gemisch, welches in die Zwischenräume C durch die I-förmigen Hauptspritzdüsen 16 und/oder Y-förmigen Hauptspritzdüsen 19 eingespritzt wird, und die durch diese Spritzdüsen erhaltene Stabilisierung wird durch die Flammenstabilisatoren 27 und 28 vergrößert, welche die Durchwirbelung steigern und somit die V orheizzeit des Hauptgemisches durch Strahlung der Zündflammen vergrößern.The combustion device works as follows: At the beginning, the ramjet engine with a certain speed of movement through auxiliary engines driven. The chemical detonators then run at the moment of ignition Processes in a few seconds from: The middle injector 9, which with fuel is fed under pressure and its holes in the axis of the holes in the protective cover 11 and the chimneys or flame tubes 13 emit, injects fuel into the chamber 10 one, which is located under the Exposure to the chemical igniter 8 ignites. The fuel flames and the flames of the chemical ignition combine in the chimneys 13 and spread behind the flame stabilizers 3 of the pilot burners A, into which the fuel is injected through the tubes 4. The in the Air entering subsonic ramjets atomizes the fuel, which behind the flame stabilizers 3 by the action of the chimneys 13 coming radiating flames ignited. The ones from the subsonic ramjets A emerging pilot flames ignite the air-fuel mixture, which is in the interstices C through the I-shaped main spray nozzles 16 and / or Y-shaped main spray nozzles 19 is injected, and the stabilization obtained by these spray nozzles is enlarged by the flame stabilizers 27 and 28, which the turbulence Increase and thus the preheating time of the main mixture by radiation from the pilot lights enlarge.

Die obige Vorrichtung erfüllt die für ein Unterschall-Staustrahltriebwerk erforderlichen günstigsten Bedingungen, nämlich eine gute Flammenstabilität für erhebliche Schwankungen des Brennstoff-Luft-Verhältnisses, kleine Druckverluste, guter Verbrennungswirkungsgrad, geringe Länge und '.Möglichkeit der Zündung bei einer hohen Machzahl.The above device satisfies that for a subsonic ramjet required favorable conditions, namely good flame stability for considerable fluctuations in the fuel-air ratio, small pressure losses, good combustion efficiency, short length and '. Possibility of ignition at a high Mach number.

Falls die Zahl der kleinen abgeplatteten profilierten Unterschall-Staustrahltriebwerke kleiner als acht ist, können die Haupteinspritzer zur richtigen Verteilung des Brennstoffes auf die Zwischenräume zwischen diesen Staustrahltriebwerken in Abhängigkeit von der Zahl dieser Zwischenräume und der Form ihrer Querschnitte an der Stelle der Haupteinspritzer insbesondere in der auf Fig. 11 und 12 dargestellten Weise ausgebildet werden, welche dem Fall von sechs Staustrahltriebwerken entspricht und insbesondere zum Ersatz der I-förmigen und Y-förmigen Spritzdüsen der oben für acht Unterschall-Staustrahltriebwerke beschriebenen Vorrichtung bestimmt ist.If the number of small flattened, profiled subsonic ramjets is less than eight, the main injectors can distribute the fuel correctly on the gaps between these ramjet engines depending on the number of these spaces and the shape of their cross-sections at the point of Main injectors are designed in particular in the manner shown in FIGS. 11 and 12 which corresponds to the case of six ramjet engines and in particular to replace the I-shaped and Y-shaped spray nozzles of the eight subsonic ramjet engines above described device is intended.

Die in Fig. 11 dargestellte Spritzdüse, welche die I-förmige Spritzdüse ersetzen soll, hat die Form eines T, bei welchem die Rohre 29 und 30 mit Einspritzlöchern versehen sind. Beider in Fig. 12 dargestellten Spritzdüse, welche die Y-förmige Spritzdüse ersetzen soll, wird die Form einer geschlossenen Lyra benutzt, bei welcher die Rohre 31, 32 und 33 mit Einspritzlöchern versehen sind, während das untere Verbindungsrohr 34 und das Tragrohr 35 keine Einspritzlöcher enthalten.The spray nozzle shown in Fig. 11, which the I-shaped spray nozzle Is to replace, has the shape of a T, in which the tubes 29 and 30 with injection holes are provided. Both of the spray nozzles shown in FIG. 12, which have the Y-shaped To replace the spray nozzle, the shape of a closed lyre is used, in which the pipes 31, 32 and 33 are provided with injection holes, while the lower connecting pipe 34 and the support tube 35 do not contain any injection holes.

Die Erfindung ist ferner sowohl auf Staustrahltriebwerke mit Diffusor ohne Mittelkörper als auch auf Staustrahltriebwerk mit Mittelkörper anwendbar.The invention is also applicable to ramjet engines with diffusers Can be used without a central body as well as a ramjet engine with a central body.

In dem ersteren in Fig.1 dargestellten Fall ist die erfindungsgemäße Verbrennungsvorrichtung 28a innerhalb des Staustrahltriebwerks an der zylindrischen Wand 29a in der Zone des Endes des Diffusors 30a befestigt, wobei der vordere Mittelabschnitt 31a der Vorrichtung mit einer Verkleidung versehen ist, wobei die Brennstoffleitungen von außen kommen und zu den kleinen Unterschall-Staustrahltriebwerken führen.In the former case shown in Figure 1 is the invention Combustion device 28a within the ramjet engine on the cylindrical Wall 29a fixed in the zone of the end of the diffuser 30a, the front central portion 31a of the device is provided with a lining, the fuel lines come from outside and lead to the small subsonic ramjet engines.

Bei dem zweiten Fall, welcher Überschall-Staustrahltriebwerke mit größeren Geschwindigkeiten betrifft, wird die erfindungsgemäße Verbrennungsvorrichtung 32a in der Hülle 33a des Staustrahltriebwerkes von der Spitze 34a des rückwärtigen Kegels des zentralen Kerns 35a getragen, dessen Vorderkegel 36a über den Lufteintritt des Diffusors vorsteht (Fig. 2-).In the second case, which supersonic ramjets with Concerning higher speeds, the combustion device according to the invention 32a in the shell 33a of the ramjet engine from the tip 34a of the rear Cone of the central core 35a carried, the front cone 36a of which via the air inlet of the diffuser protrudes (Fig. 2-).

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Combustion device for supersonic ramjet engines with a central ignition device in a radial pipe socket Chamber in which the air speed is practically zero, characterized in that that in a circle radiate around the ignition chamber (10) in the manner of smaller, with fuel internally supplied subsonic ramjet engines designed pilot burners (A) and connected to the ignition chamber (10) by the radial pipe socket (13) are and that pairs of main injector supports (16, 19) between these pilot burners lie and each essentially at the narrowest point of the passage (C) between the outer walls each successive pilot burners (A) arranged in the circumferential direction and that finally these outer walls behind each pair of main injector supports are connected to one another by at least one flame guide plate (27, 28).

2. Combustion device according to claim 1, characterized by a design of the small subsonic ramjet engines for the pilot burner, where the flow velocity in the diffuser end cross-section is low, a flame stabilizer (3) and an injection tube (4) are also provided are which latter injects the fuel against the air flow and before it Stabilizer is arranged, the whole in an envelope (1) sits, which is flattened and profiled in the longitudinal direction.

3. Combustion device according to claim 1, characterized in that the central ignition device (B) off a cylindrical, axial tube (9), which on its circumference with fuel nozzles provided and covered by a conical fire protection (11), .der on his Has circumferential holes (12) that point directly to the radial pipe socket (13), and that the fuel is ignited by at least one chemical igniter (8).

4. Combustion device according to claim 1, characterized in that the training of the pairs of main injection nozzle carriers (16, 19) a distribution that is as uniform as possible of the fuel in the through the narrowest passage point (C) between two adjacent Amount of air flowing through pilot burners, regardless of the number and shape of the passages, ensures.

5. Combustion device according to claim 4, characterized in that that the nozzles of the main pairs of injection nozzles are connected to distributor rings (14, 17) are, which are independently supplied with fuel to the amount of fuel to be able to regulate depending on the fuel pressure.

6. Combustion device according to claim 4, characterized in that each pair of main injection nozzle supports has a first pipe (16) with injection nozzles which inject against the air flow, this tube being arranged at the narrowest point of the passage (C), and that a second pipe (19) is provided which loves behind the former and which protrudes both radially and transversely beyond the first pipe and only on the pipe parts, which protrude beyond the first pipe, with injection nozzles that oppose the flow of air inject, is equipped. 7th

Combustion device according to claim 6, characterized in that when eight pilot burners are arranged, the first nozzle holder (16) is designed in I-shape and the second nozzle carrier (19) in Y-shape, which only on their diverging tubular arms, which are essentially parallel to the adjacent ones Outer walls of the pilot burner run, has injection nozzles. B.

Combustion device according to claim 6, characterized in that when there are six pilot burners the first nozzle carrier (30) is T-shaped, the central branch of which is radial runs and in which this and the transverse branch are provided with injection nozzles, furthermore the second nozzle carrier (31 to 35) has the shape of a closed lyre, in which only the side pipes (31, 33) and the upper pipe (32) are provided with injection nozzles are, with these side tubes and the top tube sideways from the cross tube of the T-shaped Sit the nozzle carrier and protrude beyond this.

9. Combustion device according to Claim 4, characterized in that the main injection counter to the air flow takes place and that the angle between the injection direction and the opposite direction Air flow formed can vary from 0 to 90 °.

10. Combustion device according to claim 5, characterized in that the distributor rings (14, 17) from one of heat insulating material existing sealing ring (20) are surrounded in which the radial pipe socket (13) are recessed.

11. Combustion device according to a or more of the preceding claims in ramjet engines with diffuser without a central body, characterized in that it is in its front central section has a conical lining (31 a) and in the end zone of the diffuser (30 a) the ramjet engine (29 a) sits on the cylindrical wall of the same.

12. Combustion device according to any one of claims 1 to 11 in ramjet engines with a central core, characterized in that it is carried by the rear tip (34a) of the central core (35a) of the ramjet engine (33a ) which is shaped so that the Flow cross-sections preferably increase or decrease linearly downstream. Considered publications: German Patent Nos. 896 763, 846343, 554 906; Swiss Patent No. 275 577; French Patent Nos. 1033 590, 970 988; British Patent Nos. 719 301, 690941, 659 795; U.S. Patent No. 2,679,137; R. Sauer, "Theoretical Introduction to Gas Dynamics", Springer-Verlag, Berlin 1943, p. 12; A. S todo 1 a, "Steam and Gas Turbines", Springer-Verlag, Berlin 1924, p. 83.