DE1086491B

DE1086491B - Control device for jet engines with supersonic flight speed, especially ramjet engines

Info

Publication number: DE1086491B
Application number: DEB48369A
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Reinhold Werner
Original assignee: BMW Triebwerkbau GmbH
Current assignee: BMW Triebwerkbau GmbH
Priority date: 1958-03-29
Filing date: 1958-03-29
Publication date: 1960-08-04

Description

Regelvorrichtung für Strahltriebwerke mit Uberschallfluggeschwindigkeit, insbesondere Staustrahltriebwerke Strahltriebwerke, insbesondere Staustrahltriebwerke, haben ihren günstigsten Betriebsbereich bei Überschall-Fluggeschwindigkeit. Bei Verwendung eines für diesen Bereich ausgelegten Lufteinlaufes unterliegt die eintretende Luft einem von. der Kegelspitze des Zentralkörpers ausgehenden schrägen Verdichtungsstoß und anschließend einem geraden Verdichtungsstoß, der senkrecht zur Einströmrichtung liegt. Die Leistungsdaten des Triebwerkes sind dann am günstigsten, wenn dieser senkrechte Stoß durch die Einlaufkante der Ummantelung verläuft. Dieser Betriebszustand des Einlaufes wird mit »kritisch« bezeichnet. Stromabwärts vorn senkrechten Stoß hat die Strömung stets Unterschallgeschwindigkeit. Sie wird in dem anschließenden Unterschalldiffusor weiter verzögert. Die Größe der Luftgeschwindigkeit am Brennkammereintritt ist bei kritischem Betriebszustand des Einlaufes und einer festen, vorgegebenen Geometrie des Einlaufes nur noch von der Flug-Machzahl abhängig.Control device for jet engines with supersonic flight speed, in particular ramjet engines Jet engines, in particular ramjet engines, have their most favorable operating range at supersonic airspeed. at The use of an air inlet designed for this area is subject to the entering Air one of. oblique shock wave emanating from the cone tip of the central body and then a straight shock wave perpendicular to the direction of inflow lies. The performance data of the engine are most favorable when this vertical joint runs through the inlet edge of the casing. This operating state the inlet is referred to as "critical". Downstream vertical impact the current is always subsonic. She will be in the subsequent Subsonic diffuser further delayed. The size of the air velocity at the combustion chamber inlet is in critical operating condition of the inlet and a fixed, predetermined The geometry of the inlet only depends on the flight Mach number.

Die Verwirklichung des kritischen Betriebszustandes ist nur möglich, wenn die Drosselung durch die Wärmezufuhr in der Brennkammer und in der Schubdüse gerade passend gewählt wurden. Erhöht man z. B. die Drosselung bei fester Geometrie der Schubdüse durch Erhöhung der Wärmezufuhr in der Brennkammer, so wandert der senkrechte Stoß in Flugrichtung von der Einlaufkante weg. Dieser Betriebszustand des Einlaufes wird mit »unterkritisch« bezeichnet. Er ist durch eine starke Erhöhung des Außenwiderstandes gekennzeichnet. Bei zu starkem Vorwandern des senkrechten Stoßes können. außerdem instationäre Betriebszustände mit starken Druckschwankungen auftreten. Wird die . Drosselung dagegen durch Verkleinerung der Wärmezufuhr verringert, so wandert der senkrechte Stoß in den Unterschalldiffusor. Dieser Betriebszustand wird mit »überkritisch« bezeichnet und ist durch eine starke Zunahme der Gesamtdruekverluste im Einlauf gekennzeichnet.The realization of the critical operating state is only possible, when the throttling by the heat supply in the combustion chamber and in the exhaust nozzle have just been chosen appropriately. If you increase z. B. the throttling with fixed geometry the thrust nozzle by increasing the heat supply in the combustion chamber, the migrates vertical impact in the direction of flight away from the leading edge. This operating state of the inlet is referred to as "subcritical". He is by a great increase of external resistance. In the event of excessive movement of the vertical Can push. in addition, unsteady operating states with strong pressure fluctuations appear. Will the . Throttling, on the other hand, is reduced by reducing the heat supply, so the vertical impact migrates into the subsonic diffuser. This operating state is referred to as "supercritical" and is characterized by a strong increase in total pressure losses marked in the inlet.

Die Geometrie eines Staustrahltriebwerkes wird bei der Auslegung derart gewählt, daß bei der beabsichtigten höchsten Flugmachzahl und Flughöhe der schräge Stoß gerade auf die Einlaufkante trifft und daß bei der vorgegebenen Höchsttemperatur am Ende der Brennkammer und der gewählten Einschnürung durch die Schubdüse der senkrechte Stoß ebenfalls durch die Eintrittskante der Einlaufummantelung verläuft, d. h. also, daß der wünschenswerte kritische Betriebszustand des Einlaufes im Auslegungszustand des Triebwerkes vorliegt.The geometry of a ramjet engine is designed in this way chosen that with the intended highest Flugmachzahl and altitude the inclined The shock just hits the inlet edge and that at the specified maximum temperature at the end of the combustion chamber and the selected constriction through the thrust nozzle the vertical The joint also runs through the leading edge of the inlet casing, d. H. so, that the desirable critical operating condition of the inlet in the design state of the engine is present.

Senkt man bei diesem so ausgelegten Triebwerk bei unveränderter Höchsttemperatur und Flughöhe die Flugmachzahl ab, so wandert der senkrechte Stoß mehr und mehr nach vorn in den unterkritischen Bereich des Einlaufes.With this engine designed in this way, it is lowered while the maximum temperature remains unchanged and altitude decreases the Mach number, the vertical impact moves more and more at the front in the subcritical area of the inlet.

Um diesen unterkritischen Betrieb des Einlaufes zu vermeiden, kann die Temperatur am Ende der Brennkammer mit sinkender Flugmachzähl gesenkt werden, oder es kann der Schubdüsenquerschnitt mit sinkender Fluggeschwindigkeit vergrößert werden. Beide Möglichkeiten enthalten schwerwiegende Nachteiler die ihre Anwendung praktisch ausschließen.In order to avoid this subcritical operation of the inlet, can the temperature at the end of the combustion chamber is reduced as the Flugmach count decreases, or the thrust nozzle cross-section can increase with decreasing airspeed will. Both options have serious drawbacks to their use practically exclude.

Die Erfindung macht nun von einer weiteren Regelmöglichkeit zur Konstanthaltung des kritischen Einlaufzustandes über den wichtigsten Bereich der Überschallmachzahlen Gebrauch, nämlich von dem Abblasen eines Teiles der Luft vor Eintritt in die Brennkammer. Diese aus der Fachliteratur bereits bekannte. Möglichkeit verspricht die meisten Aussichten für eine genügend einfache konstruktive Lösung.The invention now makes a further control possibility for keeping constant the critical run-in condition over the most important range of supersonic Mach numbers Use, namely by blowing off part of the air before it enters the combustion chamber. These are already known from the specialist literature. Opportunity promises most Prospects for a sufficiently simple constructive solution.

In diesem Zusammenhang sind schon Regelvorrichtungen für Strahltriebwerke mit Überschallfluggeschwindigkeit bekannt, bei denen durch Abblasen von Luft Tiber in der Gehäusewand des Triebwerkes stromab unter einem zur Triebwerkachse spitzen Winkel verlaufende, vor dem Brennkammereintritt angeordnete und in ihrem freien Durchtrittsquerschnitt durch Rohrschieber regelbare Abblasschlitze die Lage der senkrechten Stoßwelle in dem mit einem Zentralkörper versehenen Einlauf gegenüber Änderungen des Einlaufzustandes unverändert gehalten wird.In this context there are already regulating devices for jet engines known with supersonic flight speed, at which by blowing off air Tiber in the housing wall of the engine downstream under a point to the engine axis Angled, arranged in front of the combustion chamber inlet and in its free Passage cross-section through pipe slide adjustable blow-off slots the position of the vertical shock wave in the inlet provided with a central body opposite Changes in the run-in condition are kept unchanged.

Bei einer solchen Regelvorrichtung; der die Aufgabe zugrunde liegt, die Lage der senkrechten Stoßwelle auch bei Änderungen des Einlaufzustandes unverändert zu halten, schlägt die Erfindung vor, daß der zur Regelung der Abblasschlitze dienende Rohrschieber als ein mit fensterartigen Durchbrüchen, versehener Drehschieber ausgebildet ist, dessen Nabe als innerhalb des Zentralkörpers drehbar gelagerter Drehkolben ausgebildet ist, an dem zur Betätigung einerseits jeweils an den beiden Seiten seiner Flügel die am Stoß herrschende Druckdifferenz unmittelbar angelegt ist und andererseits eine im Sinne einer Verkleinerung der Abblasquerschnitte wirkende Rückstellkraft angreift.With such a control device; on which the task is based the position of the vertical shock wave remains unchanged even with changes in the inlet condition to keep, the invention proposes that the one used to regulate the blow-off slits Pipe slide as one provided with window-like openings Rotary valve is designed, the hub of which is rotatably mounted within the central body Rotary piston is formed on which for actuation on the one hand on the two The pressure difference prevailing at the shock is directly applied to the sides of its wings and on the other hand one acting in the sense of a reduction in the blow-off cross-sections Restoring force attacks.

Mit der von der Erfindung vorgeschlagenen Regelvorrichtung wird der beachtliche Vorteil einer gegenüber den bisher bekannten Regelvorrichtungen dieser Art wesentlichen Vereinfachungen geschaffen. Erreicht wird diese Vereinfachung dadurch, daß die im senkrechten Stoß erzeugte Druckdifferenz unmittelbar zur Verstellung der Abblasquerschnitte verwendet wird, indem die Druckdifferenz einem Drehkolben zugeführt wird, der einen Rohrschieber zur Einstellung der Abblasquerschnitte betätigt. Der drehbar im Zentralkörper in Form eines Drehkolbens gelagerte Rohrschieber bringt zudem die vorteilhafte Eigenschaft, daß zu seiner Betätigung praktisch nur die Reibungskräfte überwunden werden müssen.With the control device proposed by the invention, the considerable advantage of this over the previously known control devices Kind of essential simplifications created. This simplification is achieved by that the pressure difference generated in the vertical impact is directly used for adjustment The blow-off cross-section is used by applying the pressure difference to a rotary piston is supplied, which actuates a pipe slide to adjust the blow-off cross-sections. The tubular slide, which is rotatably mounted in the central body in the form of a rotary piston, brings also the advantageous property that practically only the frictional forces for its actuation must be overcome.

Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung ist die Nabe des als Drehkolben ausgebildeten Rohrschiebers koaxial zu einem die Schließkraft bewirkenden Drehstab gelagert. Dieser Drehstab ist vorteilhafterweise hohl ausgebildet und kann zur Kraftstoffzufuhr herangezogen werden. Die Stützstege des mit fensterartigen Durchbrüchen versehenen Rohrschiebers sind als Kraftstoffdüsenträger ausgebildet und stehen über Bohrungen mit der hohlen Drehstabfeder in Verbindung.According to a further feature of the invention, the hub is used as a rotary piston formed pipe slide coaxially to a torsion bar causing the closing force stored. This torsion bar is advantageously made hollow and can be used for fuel supply can be used. The supporting webs of the window-like openings Pipe slides are designed as fuel nozzle carriers and stand over bores in connection with the hollow torsion bar.

Die Zeichnung zeigt an einem Beispiel in schematischer Darstellung die Funktion der Erfindung und zwar in der Fig. 1 an Hand eines Längsschnittes durch den vorderen Teil eines Staustrahltriebwerkes und in der Fig. 2 an Hand eines Querschnittes nach der Linie II-II der Fig. 1. Die Überschallanströmung trifft von links kommend in Pfeilrichtung auf den Zentralkörper 1 des Zweistoßeinlaufes. Die Strömung durchläuft den schrägen Verdichtungsstoß 2 und den senkrechten Stoß 3, der hier auf die Einlaufkante 4 der Ummantelung 5 treffen soll, also dem kritischen Betriebszustand entspricht. Nach dem senkrechten Verdichtungsstoß 3 tritt die Strömung in den Untersehalldiffusor 6 und strömt an den Stützrippen 7 vorbei zum Brennkammereintritt, der durch den Flammenhaltering 8 und durch den Brenner 9 gekennzeichnet ist. Hinter den Stützrippen 7 ist der Kraftstoffdüsenträger 10 drehbar angeordnet. Die einzelnen Stege des Düsenträgers 10 sind mit dem Rohrschieber 11 verbunden, auf dessen Umfang gleichmäßig verteilte Fenster 12 angeordnet sind. Diese Fenster 12 geben bei Drehung des Düsenträgers 10, beispielsweise nach rechts, die Abströmdüsen 13 frei, die im Außenmantel s des Staustrahltriebwerkes unter einem möglichst flachen Winkel zur Triebwerksachse angeordnet sind und damit ein Abblasen von Luft aus dem Innern des Triebwerkes ermöglichen. Die Abströmdüsen 13 sind in Umfangsrichtung durch mehrere längsliegende Trennwände 14 unterteilt, um die Führung der ausströmenden Luft bei teilweiser Öffnung der Abströmdüsen 13 zu verbessern.The drawing shows an example in a schematic representation of the function of the invention, namely in FIG. 1 on the basis of a longitudinal section through the front part of a ramjet engine and in FIG. 2 on the basis of a cross section along the line II-II of FIG. 1 Coming from the left, the supersonic flow hits the central body 1 of the two-joint inlet in the direction of the arrow. The flow passes through the oblique compression shock 2 and the vertical shock 3, which is supposed to hit the inlet edge 4 of the casing 5 here, ie corresponds to the critical operating state. After the vertical shock 3, the flow enters the lower hall diffuser 6 and flows past the support ribs 7 to the combustion chamber inlet, which is characterized by the flame retainer ring 8 and the burner 9. The fuel nozzle carrier 10 is rotatably arranged behind the support ribs 7. The individual webs of the nozzle carrier 10 are connected to the tubular slide 11, on the circumference of which evenly distributed windows 12 are arranged. When the nozzle carrier 10 is rotated, for example to the right, these windows 12 release the outflow nozzles 13 , which are arranged in the outer casing of the ramjet engine at as flat an angle as possible to the engine axis and thus enable air to be blown out of the interior of the engine. The outflow nozzles 13 are subdivided in the circumferential direction by a plurality of longitudinal partition walls 14 in order to improve the guidance of the outflowing air when the outflow nozzles 13 are partially opened.

Bei Betrieb des Triebwerkes in der Auslegungsflughöhe und bei. einer Flugmachzahl, die kleiner als der Auslegungswert ist, muß zur Vermeidung des unterkritischen Betriebszustandes des Einlaufes ein bestimmter Abströmquerschnitt freigegeben werden. Um dies ohne einen speziellen Regler mit möglichst geringem Aufwand und kleinsten Fehlermöglichkeiten zu erreichen, soll die Einstellung des richtigen Abblasquerschnittes auf folgende Weise erreicht werden. Der Düsenträger 10 ist mit einem Drehkolben 15 verbunden, der in dem Gehäuse 16 des Zentralkörpers l gelagert ist. Die einzelnen Flügel des Drehkolbens sind mit Drücken beaufschlagt, die an den Stellen 17 und 18 an der Oberfläche des Kegels 1 gemessen werden. Die Meßstelle 17 ist dort angeordnet, wo der senkrechte Stoß 3 beim kritischen Einlaufzustand auf die Oberfläche des Kegels 1 trifft, d. h. wenn der senkrechte Stoß durch die Einlaufkante4 läuft. Die Meßstelle 18 ist zwischen der Meßstelle 17 und der Spitze des Kegels 1 angeordnet. Die automatische Einstellung des richtigen Abblasquerschnittes wird folgendermaßen bewirkt. Wandert der senkrechte Stoß in Flugrichtung nach vorn, weil bei dem betreffenden Flugzustand der Abblasquerschnitt zu klein ist, so wird der Drehkolben mit der Druckdifferenz beaufschlagt, die sich aus den Drücken vor und nach dem senkrechten Stoß 3 ergeben: Die Druckleitungen 17 und 18 sind so mit dem Drehkolben verbunden, daß der Düsenträger 10 entgegen der Federkraft der Drehfeder 19 vom Anschlag in Schließstellung weg nach rechts verdreht wird, wenn der Druck 17 den Druck 18 übersteigt. Die Abblasdüsen 13 werden dadurch freigegeben. Wandert der Stoß 3 dagegen nach hinten, weil der Abblasquerschnitt für den vorliegenden Flugzustand zu groß ist, so wird der Druck 17 gleich dem Druck 18, und die Federkraft der Drehfeder 19 verdreht den Düsenträger 10 nach links zur Verkleinerung der Abströmfläche. Im Beharrungszustand wird bei allen Flugzuständen der senkrechte Stoß 3 im Bereich der Bohrung 17 eine solche Lage einnehmen, daß in den Leitungen 17 und 18 ein Druckunterschied erzeugt wird, der entsprechend der Steifigkeit der Feder 19 eine Öffnungskraft für die Einstellung des richtigen Abblasquerschnittes ergibt. Hierzu ist Voraussetzung, daß sich die Abblasquerschnitte 13 ganz schließen sowie der Stoß 3 den Bereich der Bohrung 17 nach hinten verläßt und umgekehrt, daß die im senkrechten Stoß erzeugte Druckdifferenz beim Auswandern des Stoßes nach vorn stets. ausreicht, um die Abblasquerschnitte ganz zu öffnen.When operating the engine at the design altitude and at. If the flight Mach number is lower than the design value, a certain outflow cross-section must be released in order to avoid the subcritical operating state of the inlet. In order to achieve this without a special regulator with the least possible effort and the smallest possible error, the setting of the correct blow-off cross-section should be achieved in the following way. The nozzle carrier 10 is connected to a rotary piston 15 which is mounted in the housing 16 of the central body l. The individual wings of the rotary piston are subjected to pressures which are measured at points 17 and 18 on the surface of the cone 1. The measuring point 17 is arranged where the vertical joint 3 hits the surface of the cone 1 in the critical running-in condition, ie when the vertical joint runs through the leading edge 4. The measuring point 18 is arranged between the measuring point 17 and the tip of the cone 1. The automatic setting of the correct blow-off cross-section is effected as follows. If the vertical impact moves forward in the direction of flight because the blow-off cross section is too small in the flight condition in question, the rotary piston is subjected to the pressure difference resulting from the pressures before and after vertical impact 3: the pressure lines 17 and 18 are like this connected to the rotary piston so that the nozzle carrier 10 is rotated against the spring force of the torsion spring 19 away from the stop in the closed position to the right when the pressure 17 exceeds the pressure 18. The blow-off nozzles 13 are thereby released. If, on the other hand, the shock 3 moves backwards because the blow-off cross section is too large for the present flight condition, the pressure 17 becomes equal to the pressure 18, and the spring force of the torsion spring 19 rotates the nozzle carrier 10 to the left to reduce the flow area. In the steady state, the vertical impact 3 in the area of the bore 17 will assume such a position in all flight conditions that a pressure difference is generated in the lines 17 and 18 which, depending on the stiffness of the spring 19, results in an opening force for setting the correct blow-off cross section. The prerequisite for this is that the blow-off cross-sections 13 close completely and the joint 3 leaves the area of the bore 17 to the rear and, conversely, that the pressure difference generated in the vertical joint always moves forward when the joint moves forward. sufficient to fully open the blow-off cross-sections.

Die Anwendung der Erfindung kann außer bei Staustrahltriebwerken als Flugzeugantrieb wegen seiner Einfachheit auch noch bei Geschoßtriebwerken erfolgen und kann deren Flugleistungen erheblich verbessern. Die gleiche Einrichtung ist auch nach Weglassen der Kraftstoffeinspritzung für Einläufe von TL-Triebwerken verwendbar.The application of the invention can except for ramjet engines as Because of its simplicity, aircraft propulsion also takes place with projectile engines and can significantly improve their flight performance. The same setup is Can also be used for inlet of TL engines after omitting the fuel injection.

Die Erfindung, soll nicht auf das dargestellte Ausführungsbeispiel beschränkt sein. Es kann z. B. auch die Einstellung einer bestimmten Abblasfläche mit einer Axialverstellung des Rohrschiebers erreicht werden, wobei der Verstellkolben ebenfalls axial wirkt. Weiter wäre die Anwendung eines Hilfssteuerschiebers denkbar, der mit der Druckdifferenz 17 und 18 beaufschlagt, die Verstellung des Verstellkolbens 15 mit Hilfe von Druckluft od. dgl. vornimmt. Zur Vermeidung zu großer mechanischer Beanspruchungen in den Flügeln des Drehkolbens bei plötzlichem, unvorhergesehenem Auswandern des Stoßes nach vorn kann zweckmäßig ein federbelastetes Überströmventil zwischen den Leitungen 18 und 17 angeordnet werden.The invention is not intended to be restricted to the exemplary embodiment shown. It can e.g. B. the setting of a certain blow-off surface can be achieved with an axial adjustment of the tubular slide, the adjusting piston also acts axially. It would also be conceivable to use an auxiliary control slide which, when the pressure difference 17 and 18 is applied, adjusts the adjusting piston 15 with the aid of compressed air or the like. In order to avoid excessive mechanical stresses in the blades of the rotary piston in the event of a sudden, unforeseen displacement of the impact forward, a spring-loaded overflow valve can be arranged between the lines 18 and 17.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Control device for jet engines with supersonic flight speed, in particular ramjet engines, in which by blowing air over in the Housing wall of the engine downstream under one to the engine axis at an acute angle, arranged in front of the combustion chamber inlet and in their free passage cross-section through pipe slide adjustable fig. louvres the position the vertical shock wave in the inlet provided with a central body opposite Changes in the inlet condition are kept unchanged, characterized in that that the pipe slide is provided as a rotary slide valve with window-like openings (12) is designed, the hub of which is rotatably mounted within the central body (1) Rotary piston (15) is formed on which for actuation on the one hand each to the the pressure difference prevailing at impact is directly applied to both sides of its wings and on the other hand one acting in the sense of a reduction in the blow-off cross-sections Restoring force attacks.

2. Control device according to claim 1, characterized in that the control pressure difference extraction takes place through two on the central cone (1) arranged in a manner known per se bores (17, 18), one of which (17) is arranged at the point at which the vertical impact hits the cone in the critical run-in condition and the other (18) lies between this point and the tip of the cone.

3. Control device according to claim 1 and 2, characterized in that that when shifting the vertical impact in the direction of the subcritical run-in condition .the cross-sections fully open and when shifting the vertical joint in the direction of the supercritical run-in condition, the cross-sections are completely closed as soon as the shock leaves the area of the internal pressure removal downstream.

4. Control device according to claims 1 to 3, characterized in that the blow-off cross-sections (13) are divided by longitudinal partitions (14).

5. Control device according to claim 1 to 4, characterized in that the support webs of the pipe slide as fuel nozzle carrier (10) are formed.

6. Control device according to claim 1 to 5, characterized characterized in that as the restoring force of the pipe slide a in the longitudinal axis of the Engine arranged torsion bar (19) is used.

7. Control device according to claim 1 to 6, characterized in that the torsion bar (19) is hollow and serves as a fuel supply to the nozzles. Documents considered: German Patent No. 964193; French Patent Specification No. 1086 376th; British Patent Nos. 777 570, 710 412; "Flight" Volume 72, No. 2553 of December 27, 1957, pp.1000,1001; "SAE Journal", Volume 65, Issue 6 (May 1957), p. 35.