DE1140779B

DE1140779B - Adjustable air inlet for jet engines

Info

Publication number: DE1140779B
Application number: DEM45225A
Authority: DE
Inventors: Heinrich Leibach; Dr-Ing Norbert Scholz
Original assignee: MAN Turbomotoren GmbH
Current assignee: MAN Turbomotoren GmbH
Priority date: 1960-05-07
Filing date: 1960-05-07
Publication date: 1962-12-06
Also published as: GB940584A

Description

Verstellbarer Lufteinlauf für Strahltriebwerke Die vorliegende Erfindung betrifft ein Strahltriebwerk für Luftfahrzeuge mit regelbarem Lufteinlauf, der einen zum Verdichter hin sich erweiternden Innenkörper und eine in mehrere Teile aufgegliederte Außenwand aufweist, wobei durch axiale Verschiebung dieser Außenwandteile zusätzliche Querschnitte für das Einströmen von Luft freigegeben werden.Adjustable Air Intake for Jet Engines The present invention relates to a jet engine for aircraft with a controllable air inlet, the one inner body widening towards the compressor and one divided into several parts Has outer wall, additional by axial displacement of these outer wall parts Cross-sections are released for the inflow of air.

Die Charakteristik der Turbokompressoren von Strahltriebwerken stellt bekanntlich an den Lufteinlauf je nach Fluggeschwindigkeit, Flughöhe und Trie:bwerksdrehzahl bestimmte Anforderungen hinsichtlich der Größe des Durchsatzes und der Gleichmäßigkeit der Geschwindigkeit im Eintrittsquerschnitt des Verdichters. Zu geringe Durchsätze führen zum Pumpen des Verdichters. Außerdem muß der Einlaufquerschnitt der von der Flugmachzahl abhängigen Schluckfähigkeit des Triebwerkes angepaßt werden. Ungleichmäßigkeit der Geschwindigkeit am Kompressoreintritt sowohl in radialer wie in Umfangsrichtung gibt ferner zu frühzeitigem Abreißen der Verdichterströmung Anlaß.The characteristic of the turbo compressors of jet engines represents known to the air intake depending on flight speed, altitude and engine speed certain requirements regarding the size of the throughput and the uniformity the speed in the inlet cross section of the compressor. Too low throughput lead to the compressor pumping. In addition, the inlet cross-section of the Flight Mach number-dependent absorption capacity of the engine can be adapted. unevenness the speed at the compressor inlet both in the radial and in the circumferential direction also gives rise to premature interruption of the compressor flow.

Der Durchsatz des Einlaufes ist durch das Auftreten der Schallgeschwindigkeit im engsten Querschnitt nach oben begrenzt und darüber hinaus bei Überschall-Fluggeschwindigkeiten durch die von der »Einlaufgeometrie« vorgeschriebene Stoßkonfiguration weitgehend in Abhängigkeit von der Flugmachzahl festgelegt. Unter »Einlaufgeometrie« ist dabei die räumliche Zuordnung der Spitze des. Innenkörpers zu den Einlauflippen zu verstehen. Die Durchsatzcharakteristik des Triebwerkes weist nun im Vergleich zum Einlauf einen abweichenden Durchsatzverlauf auf. Eine Angleichung ist bei größeren Flugmachzahlbereichen nur durch eine Anderung der Einlaufgeometrie möglich. Insbesondere ermöglicht ein für den hohen Überschallflug ausgelegter Einlauf nicht den im Stand oder bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten notwendigen Luftdurchsatz, so daß für diese Betriebsfälle zusätzliche Ansaugquerschnitte freigegeben werden müssen. Ungleichmäßige Geschwindigkeitsverteilungen im Einlauf treten vor allem in überschalleinläufen auf, die wegen der spitz zulaufenden Einlauflippen bei Unterschallanströmung zu Ablösungen führen. Bei im wesentlichen achsparalleler Anströmung ruft .diese stark radiale Geschwindigkeitsunterschiede hervor.The throughput of the inlet is due to the occurrence of the speed of sound limited upwards in the narrowest cross-section and beyond that at supersonic flight speeds largely due to the joint configuration prescribed by the »inlet geometry« determined depending on the flight mach number. Under »inlet geometry« is there Understand the spatial assignment of the tip of the inner body to the inlet lips. The throughput characteristics of the engine now show a compared to the inlet deviating throughput curve. An adjustment is for larger flight mach number ranges only possible by changing the inlet geometry. In particular, a Enema designed for high supersonic flight not that in stationary or at low levels Flight speeds necessary air throughput, so that for these operating cases additional intake cross-sections must be approved. Uneven speed distribution in the enema occur mainly in supersonic enemas, which are tapered because of the tapering Inlet lips lead to detachment in the case of subsonic flow. At essentially axially parallel flow causes .these strong radial speed differences emerged.

Um nun dem Verdichter die Möglichkeit zu geben, bei jeder beliebigen Geschwindigkeit im Horizontalflug die jeweils benötigte Luftmenge ansaugen zu können, ist es bereits bekannt, die Wand des Einlaufes in einzene axial verschiebbare Ringe bzw Ringteile aufzugliedern, so daß nach Verschiebung dieser Ringstücke Ringspalte frei werden, durch die fehlende Luft einströmen oder überschüssige Luft abströmen kann, Nach einer weiteren bekannten Maßnahme ist ferner der Zwischenring mit dem konischen Innenkörper verbunden, so daß bei einer Verschiebung zugleich eine Anpassung der Einlaufgeometrie an die Stoßwellenkonfiguration erfolgt. In jedem Fall werden bei diesem Einlauf jedoch über den gesamten Umfang gleiche Spaltquerschnitte freigegeben.In order to give the compressor the opportunity to work with any Speed in level flight to be able to suck in the required amount of air, it is already known, the wall of the inlet in single axially displaceable rings or to break down ring parts, so that after displacement of these ring pieces, annular gaps become free, through which missing air flows in or excess air flows out can, According to another known measure, the intermediate ring is also with the conical inner body connected, so that at the same time an adjustment in the event of a displacement the inlet geometry to the shock wave configuration. In any case it will be however, with this run-in, the same gap cross-sections are released over the entire circumference.

Etwa mit der gleichen Zielsetzung .sind außerdem Vorschläge bekanntgeworden, nach denen die Einlauflippen und/oder die Keilflächen des zentralen Innenkörpers des Einlaufs schwenkbar gelagert sind.With the same objective in mind, suggestions have also become known after which the inlet lips and / or the wedge surfaces of the central inner body of the inlet are pivotably mounted.

Die bekannten Einlaufkonstruktionen sind jedoch für zum Zwecke des Kurz- oder Senkrechtstarts bzw. -landung schwenkbar angeordnete Strahltriebwerke nicht geeignet. Hier tritt nämlich als neues Problem eine starke Schräganblasung des Einlaufs auf, die naturgemäß zu großen Geschwindigkeitsunterschieden in Umfangsrichtung des Einlaufs führt. Diese Queranströmung bzw. die Änderung -der Anströmrichtung erfolgt im allgemeinen ausschließlich parallel zur Symmetrieebene des Flugzeuges und tritt praktisch nur im niedrigen Unterschallfiugbereich auf. Der Erfindung liegt nun die Aufgabe zugrunde, einen Einlauf so auszubilden, daß die Möglichkeit einer Anpassung an eine vorgegebene Triebwerksdurchsatzcharakteristik in einem weiten Bereich von Überschallflugmachzahlen besteht, daß im Unterschauflug und im Stand ausreichende Ansaugquerschnitte freigegeben werden können und daß darüber hinaus eine kontinuierliche Anpassung des Einlaufs an starke Querströmungen möglich ist, um eine ausreichende Geschwindigkeitsverteilung auch für diesen Betriebsfall zu erzielen. Es wird dabei angestrebt, die verschiedenen Funktionen möglichst mit den gleichen konstruktiven Mitteln zu erreichen. Erfindungsgemäß wird eine über den Einlaßquerschnitt des Verdichters, gleichmäßige Luftzuströmung und damit eine konstante Eintrittsgeschwindigkeit dadurch gewährleistet, daß bei Schräganströmung der Einlauföffnung im Betriebszustand des Kurvenfluges oder des strahlgestützten Start- bzw. Landesvorganges auf der Luvseite der Außenwand kleinere zusätzliche Querschnitte freigegeben werden als auf der Leeseite.The known inlet structures are, however, for the purpose of Short or vertical take-offs or landing, swiveling jet engines not suitable. The new problem here is a strong oblique blowing of the inlet, which naturally lead to large differences in speed in the circumferential direction of the enema leads. This transverse flow or the change in the flow direction generally takes place exclusively parallel to the plane of symmetry of the aircraft and occurs practically only in the low subsonic range. The invention lies now the task is to train an enema so that the possibility of a Adaptation to a given engine throughput characteristic in a wide range The range of supersonic flight mach numbers exists that in the underflight and in the stand sufficient intake cross-sections can be released and that in addition continuous adjustment of the inlet to strong cross-currents is possible, to ensure a sufficient speed distribution also for this operating case achieve. The aim is to combine the various functions with the to achieve the same constructive means. According to the invention one over the inlet cross section of the compressor, uniform air flow and thus a constant entry speed is guaranteed by the fact that with inclined flow the inlet opening in the operating state of turning or jet-assisted flight Take-off or landing process on the windward side of the outer wall, smaller additional ones Cross sections are released as on the leeward side.

Die zu nachstehend beschriebenen Ausführungsbeispielen von Erfindungsgegenständen gehörigen Zeichnungen zeigen in Fig. 1 den Einlauf eines Einfachtriebwerkes im Axialschnitt, Fig. 2 das Triebwerk nach Fig. 1 in der Frontansicht, Fig. 3 einen Axialschnitt durch ein Triebwerk mit in Zwillingsanordnung übereinanderliegenden Motoren, Fig. 4 das Triebwerk nach Fig. 3 in Frontansicht, Fig. 5 einen Axialschnitt längs Linie V-V der Fig. 6 durch ein Triebwerk mit in Zwillingsanordnung nebeneinanderliegenden Motoren und Fig. 6 einen Schnitt längs Linie VI-VI nach Fig. 5. In Fig. 1 und 2 bezeichnet 1 den konischen Innenkörper eines Strahltriebwerkseinlaufs, dessen Außenmantel von dem Ringkörper 2 und den Ringkörperhälften 31, 311 mit den Einlauflippen 41, 411 gebildet wird. Die Pfeile 5 in Fig. 2 deuten die Anströmrichtung des Einlaufs bei Queranströmung, beispielsweise beim Landevorgang mit in die Senkrechte geschwenktem Triebwerk, an. Für diesen Betriebsfall werden die Ringkörperhälften 31, 311 axial vorgeschoben, und zwar die Hälfte 311 um den Betrag a weiter vor als die Hälfte 31, so daß auf der Luvseite eine geringere Spaltweite b eingestellt wird als auf der Leeseite mit der Spaltweite c.The exemplary embodiments of subjects of the invention described below Associated drawings show in Fig. 1 the inlet of a single engine in axial section, FIG. 2 shows the engine according to FIG. 1 in a front view, FIG. 3 shows an axial section by an engine with twin-stacked motors, Fig. 4 shows the engine according to FIG. 3 in a front view, FIG. 5 shows an axial section along the line V-V of Fig. 6 by an engine with a twin arrangement side by side Motors and FIG. 6 shows a section along line VI-VI according to FIG. 5. In FIGS. 1 and 2 1 denotes the conical inner body of a jet engine inlet, its outer jacket of the ring body 2 and the ring body halves 31, 311 with the inlet lips 41, 411 is formed. The arrows 5 in FIG. 2 indicate the direction of flow towards the inlet with transverse flow, for example when landing with the swiveled into the vertical Engine, on. For this operating case, the ring body halves 31, 311 are axial advanced, namely half 311 by the amount a further forward than half 31, so that a smaller gap width b is set on the windward side than on the leeward side with the gap width c.

Analog ist die Anordnung bei einem Triebwerk gemäß Fig. 3 und 4, bei dem die Motoren 6 und 7 in Zwillingsanordnung übereinanderliegen. Die ebenfalls konischen Innenkörper sind hier mit 11, die feststehende Außenwand mit 12 und die axial verschiebbaren Ringkörperhälften mit 131, 1311, 1,3111 und 131v bezeichnet. Die Hälften 1311 und 13111 sind durch den Steg 8 miteinander verbunden.The arrangement is analogous for an engine according to FIGS. 3 and 4 at which the motors 6 and 7 are superimposed in a twin arrangement. That too conical inner body are here with 11, the fixed outer wall with 12 and the axially displaceable ring body halves designated 131, 1311, 1,3111 and 131v. The halves 1311 and 13111 are connected to one another by the web 8.

Dieses Zwillingstriebwerk wird um eine zur durch die beiden Triebwerksachsen bestimmten Ebene senkrecht stehende Achse geschwenkt, so daß also die Queranströmung in Richtung der Pfeile 15 erfolgt. Für diesen Fall werden die Ringkörperhälften zwecks Freigabe von Zusatzquerschnitten für den Luftcinlaß axial verschoben, und zwar die Hälfte 131v um den Betrag d weiter als die Hälften 13111 und 1311 und letztere wiederum um den Betrag e weiter als die Hälfte 131. Den verschiedenen Verschiebungswegen entsprechend werden auch hierbei von der Luv- und der Leeseite zunehmende Spaltquerschnitte freigegeben.This twin engine becomes one through the two engine axes pivoted certain plane perpendicular axis, so that the transverse flow takes place in the direction of arrows 15. In this case, the ring body halves axially displaced for the purpose of releasing additional cross-sections for the air inlet, and half 131v is further by the amount d than halves 13111 and 1311 and the latter again by the amount e more than half 131. The various displacement paths Correspondingly, the gap cross-sections from the windward and leeward sides also increase Approved.

Bei dem in Fig. 5 und 6 gezeigten Zwillingstriebwerk liegen die Motoren 16, 17 nebeneinander. Die Eintrittsöffnung des Einlaufs ist in bekannter Weise rechteckig, also von mindestens zwei parallelen Wänden 18, 19 begrenzt, so daß die Strömung im wesentlichen zweidimensional erfolgt. Stromabwärts geht der Rechteckkanal in zwei Ringkanäle 20 über. Der Innenkörper 21 ist hier als Keil ausgebildet mit den Keilflächen 211 und 2111. Die Außenwand des Ein-Laufs wird von der feststehenden Wand 22 und den axial verschiebbaren Lippenteilen 23I, 2311 gebildet. Als Stellmittel können z. B. - wie bei 24 angedeutet - hydraulische Stellmotoren verwendet werden. Bei Queranströmung, beispielsweise in Richtung des Pfeiles 25, wird auch hier der mit der Verschiebung der Lippenteile 231, 2311 sich einstellende Spalt auf der Luvseite kleiner gemacht als auf der Leeseite.In the twin engine shown in FIGS. 5 and 6, the engines are located 16, 17 side by side. The inlet opening of the inlet is rectangular in a known manner, so limited by at least two parallel walls 18, 19, so that the flow takes place essentially two-dimensionally. Downstream the rectangular channel goes in two ring channels 20 over. The inner body 21 is designed here as a wedge with the Wedge surfaces 211 and 2111. The outer wall of the inlet is from the fixed Wall 22 and the axially displaceable lip parts 23I, 2311 formed. As an actuating agent can e.g. B. - as indicated at 24 - hydraulic servomotors can be used. With transverse flow, for example in the direction of arrow 25, the with the displacement of the lip parts 231, 2311 resulting gap on the windward side made smaller than on the leeward side.

Die Keilflächen 211, 2111 sind mittels Hebelpaar 27 und Stellmotor 26 schwenkbar angeordnet, was an sich ebenfalls bekannt ist und weshalb für dieses Einzelmerkmal kein Elementenschutz in Anspruch genommen wird. Zusätzlich können nun auch die Lippenteile 231, 2311 schwenkbar angebracht sein.The wedge surfaces 211, 2111 are by means of a pair of levers 27 and a servomotor 26 pivotally arranged, which is also known per se and why for this Individual feature no element protection is claimed. In addition, you can now also the lip parts 231, 2311 can be attached pivotably.

Mit der gezeigten bzw. beschriebenen Anordnung kann nun auch beim Horizontalflug der Durchsatz in der Weise geregelt werden, daß entweder die Einlauflippen 231, 2311 um gleiche Beträge verschoben und/ oder verschwenkt werden, wobei das Stromlinienbild keine Veränderung erfährt, oder es kann bei feststehenden Lippenteilen der Keilwinkel durch Verschwenken der Keilflächen 21j, 2111 verändert werden, wobei auch das Stromiinienbild wechselt. Diese Maßnahmen sind bekannt und gehören daher nicht zum Erfindungsgegenstand. An Stelle der Keilwinkelveränderung könnte gegebenenfalls auch der ganze Keil in an sich bekannter Weise axial verschoben werden. Ersteres hat jedoch den Vorteil, daß mit der Verschwenkung der Keilflächen auch im Unterschauflug die Durchsatzmenge in einem weiten Bereich geregelt werden kann.With the arrangement shown or described can now also be used in Horizontal flight the throughput can be regulated in such a way that either the inlet lips 231, 2311 are shifted and / or pivoted by the same amounts, with the Streamlining does not change, or it can be with fixed lip parts the wedge angle can be changed by pivoting the wedge surfaces 21j, 2111, wherein the streamline pattern also changes. These measures are known and therefore belong not part of the subject matter of the invention. Instead of changing the wedge angle, the entire wedge can also be axially displaced in a manner known per se. The former however, it has the advantage that with the pivoting of the wedge surfaces also in the lower part the throughput can be regulated over a wide range.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Adjustable air intake for jet engines, one inner body widening towards the compressor and one into several parts has subdivided outer wall, whereby by axial displacement of this outer wall parts additional cross-sections for the inflow of air are released, thereby characterized in that with inclined flow of the inlet opening in the operating state of the Turning flight or the jet-assisted take-off or landing process on the windward side the outer wall (2) smaller additional cross-sections are released than on the Lee side.

2. Air inlet according to claim 1 with an inlet opening, of which at least two sides run parallel, characterized in that the inner body (21) is wedge-shaped and the wedge angle is adjustable by pivoting the wedge surfaces (211, 2111) is.

3. Air inlet according to claim 1 for twin engines, characterized in that that the outer wall is divided into three independently displaceable parts (131, 1311, 131v).

4. Air inlet according to claim 1, characterized in that the inlet lips are additionally arranged pivotably in a manner known per se. Considered publications: German Auslegeschriften Nos. 1078 375, 1068 999, 1066 429; U.S. Patent Nos. 2,840,322, 2,700,515