Strahltriebwerk für Kurz- oder Senkrechtstart von Luftfahrzeugen,
insbesondere zum Einbau in die Tragflügel vo n Flugzeugen Die Erfindung bezieht
sich auf ein Strahltriebwerk für Kurz- oder Senkrechtstart von Luftfahrzeugen, insbesondere
zum Einbau in die Tragflügel von Flugzeugen, bestehend aus einer Brennkammer und
einer nach unten gerichteten Schubdüse, wobei der Brennkammer außerhalb des Strahltriebwerkes
verdichtete Brennluft zugeführt und, der Kraftstoff unmittelbar in die Brennkammer
eingebracht wird. Bekannt ist ein Strahltriebwerk dieser Bauart, das aus einer Brennkammer
und einer senkrecht abwärts ausmündenden Schubdüse besteht. Diesem Triebwerk wird
Brennluft aus einem Druckbehälter und Kraftstoff mittels einer elektromotorisch
angetriebenen Druckfördervorrichtung zugeleitet. Das Triebwerk weist eine in der
vertikalen Achse der Schubdüse große Baulänge auf. Ferner- hat diese Ausbildung
den Nachteil hohen Gewichtes der Druckbehälte"r und Druckfördervorrichtung.Jet engine for short or vertical take-offs of aircraft,
in particular for installation in the wings of aircraft The invention relates
focus on a jet engine for short or vertical take-offs of aircraft, in particular
for installation in the wings of aircraft, consisting of a combustion chamber and
a downward thrust nozzle, with the combustion chamber outside the jet engine
compressed combustion air is supplied and, the fuel directly into the combustion chamber
is introduced. A jet engine of this type is known, which consists of a combustion chamber
and a nozzle opening vertically downwards. This engine will
Combustion air from a pressure vessel and fuel by means of an electric motor
driven pressure conveyor supplied. The engine has one in the
vertical axis of the nozzle large overall length. Furthermore- has this training
the disadvantage of the high weight of the pressure vessels and pressure conveying device.
Weiter sind Strahltriebwerke geringer Baulänge bekannt die sich auf
Grund ihrer flachen Brenn-.kammerbauart für eine Senkrechteinbaustellung für Kurz-
und Senkrechtstart zur Anwendung anbieten könnten. Jedoch enthalten diese Strahltriebwerke
auch eine oder mehrere Verdichter und Turbinenstufen zur Beschickung der Brennkammer-mit
verdichteter Brennluft. Dadurch ist die Gesamtlänge dieser Ausführungen für den
Einbau in die Trag-flügel von Flugzeugen zu groß. Auch ist das»hohe Gesamtgewicht
dieser Triebwerke ein erheblicher Nachteil für diese Anwendung.Furthermore, jet engines of short overall length are known which, due to their flat combustion chamber design, could be used for vertical installation for short and vertical take-offs. However, these jet engines also contain one or more compressors and turbine stages for charging the combustion chamber with compressed combustion air. As a result, the overall length of these designs is too great for installation in the wings of aircraft. The »high total weight of these engines is also a considerable disadvantage for this application.
Die Erfindung bezweckt die Vermeidung dieser Nachteile und besteht
in der Lösung der Aufgabe, ein Strahltriebwerk von geringer Bauhöhe und Gewicht
zu schaffen, das sich insbesondere für den- Einbau in die Tragflügel von Flugzeugen,
auch in Mehrfachanordnung, eignet. Sie besteht in der gemeinsamen Anwendung folgender
für sich bekannter Elemente: a) Die Brennkammer ist als flache, in ihrer axialen
Höhe etwa der Tragflügelstärke vergleichbare ringscheibenförmige Radialbrennkammer
ausge7 bildet und mit radialem Brennluftüintritt'vtr-' sehen, welcher in einen im
wesentlichen zentripetal durchströmten äußeren Mantelraum mündet, der in seinem
radial inneren Ringbereich an einen ringförinigen, im wesentlichen zentrifugal durchströmten
Brennereinsatz anschließt; b) die Kraftstoffeinspritzeinrichtung ist als
scheibenförmiger Rotationszerstäuber koaxial zur Achse der Brennkammer angeordnet
und trägt zu ihrem Antrieb im Bereich des Eintrittes des Brennereinsatzes Laufschaufeln
einer Luftturbine;
mit einem Zusatzverdichter 5 gekuppelt werden kann. Diese
Einheit ist in üblicher Weise in einer Gondel 6
im Tragflügel 7 untergebracht.
Innerhalb des Tragflügelprofils sind im Ausführungsbeispiel mehrere Brennkammern
bzw. Strahltriebwerke 8 angeordnet, die mit dem Auslaß des Zusatzverdichters
5 bzw. im Falle einer Zweikreis-Gasturbin-- mit dem Auslaß des zweiten Kreises
über einen Luftkanal 9 in Verbindung stehen. Weiter zeigen die F i
g. 1 und 2, daß die Einlaßseite des Zusatzverdichters 5 über einen
Kanal 10 mit Schlitzen 11 in der Oberseite der Flügel verbunden ist.The invention aims to avoid these disadvantages and consists in solving the problem of creating a jet engine of low overall height and weight, which is particularly suitable for installation in the wings of aircraft, even in multiple arrangements. It consists of the common use of the following elements known per se: a) The combustion chamber is designed as a flat, annular disk-shaped radial combustion chamber, comparable in its axial height to the wing thickness, and with a radial Brennluftüintritt'vtr- 'see which in an essentially centripetal flow through Cladding space opens which, in its radially inner ring area, adjoins an annular, essentially centrifugal flow-through burner insert; b) the fuel injection device is arranged as a disk-shaped rotary atomizer coaxially to the axis of the combustion chamber and carries blades of an air turbine for its drive in the area of the inlet of the burner insert;
can be coupled with an additional compressor 5. This unit is housed in a nacelle 6 in the wing 7 in the usual way. In the exemplary embodiment, several combustion chambers or jet engines 8 are arranged within the airfoil, which are connected to the outlet of the additional compressor 5 or, in the case of a two-circuit gas turbine, to the outlet of the second circuit via an air duct 9 . The FIGS. 1 and 2 that the inlet side of the additional compressor 5 is connected via a channel 10 with slots 11 in the top of the blades.
Die F i g. 3 zeigt einen Schnitt durch ein Strahltriebwerk
8, das im wesentlichen aus einer Brennkammer und einer Schubdüse 14 besteht.
Der Luftkanal 9 mündet dabei in einen radial angeordneten Einlaßkanal
13 der Brennkammer 8. Der Austritt 20 der Brennkammer 8 geht
unmittelbar in die Schubdüse 14 über, die axial abwärts ausmündet. Der innere Aufbau
der Brennkammer8 besteht aus einem drehenden Rotationszerstäuber 15 für die
Kraftstoffeinbringung, der radial in das Innere der Brennkammer 8 mündende
Kraftstoffbohrungen 15 enthält. Zum Antrieb des Rotationszerstäubers
15 ist eine zentrifugal durchströmte doppelflutige Luftturbine vorgesehen,
die aus Leitschaufeln 16 und Laufschaufeln 17 besteht. Dieser Luftturbine
wird die Brennluft über die Mantelräume 18, die den Brennereinsatz
19 umschließen, durch den Eintritt 19' zugeführt. Aus dem unteren,
äußeren Mantelraum 18', der den Austritt 20 des Brennereinsatzes
19 umkleidet, gelangt ein Teil der Brennluft durch die hohlen Leitschaufeln
21 in den unteren inneren Mantelraum 18
und in den unteren Eintritt
19'. Ein weiterer Teil der den Mantelraum 18' durchströmenden Luft
tritt durch ringförmig um die Schubdüse 14 angeordnete öffnungen 22 ins Freie und
mischt sich dem heißen Schubstrahl aus der Schubdüse 14 bei.The F i g. 3 shows a section through a jet engine 8, which essentially consists of a combustion chamber and a thrust nozzle 14. The air duct 9 opens into a radially arranged inlet duct 13 of the combustion chamber 8. The outlet 20 of the combustion chamber 8 merges directly into the thrust nozzle 14, which opens axially downwards. The internal structure of the combustion chamber 8 consists of a rotating rotary atomizer 15 for the introduction of fuel, which contains fuel bores 15 opening radially into the interior of the combustion chamber 8. To drive the rotary atomizer 15 , a centrifugally flown through double-flow air turbine is provided, which consists of guide vanes 16 and rotor blades 17 . The combustion air is fed to this air turbine via the jacket spaces 18 which enclose the burner insert 19 through the inlet 19 ' . From the lower, outer casing space 18 ', which surrounds the outlet 20 of the burner insert 19 , part of the combustion air passes through the hollow guide vanes 21 into the lower inner casing space 18 and into the lower inlet 19'. Another part of the air flowing through the jacket space 18 ′ passes through openings 22 arranged in a ring around the thrust nozzle 14 and mixes with the hot thrust jet from the thrust nozzle 14.
Die Strahltriebwerke bzw. die Brennkammern 8
mit Schubdüsen
14 weisen insgesamt einen sehr flachen und leichten Aufbau auf, der die Anwendung
zum Einbau in Tragflügel 7 von Flugzeugen zum Zwecke der Hubstrahlerzeugung
begünstigt. Bei geschlossener Kupplung 4 zwischen der Gasturbine 1
und dem
Zusatzverdichter 5 werden die Brennkammern 8 mit Brennluft beschickt
und die Kraftstoffeinbringung selbsttätig in Betrieb gesetzt. Die senkrecht
nach abwärts aus den Schubdüsen 14 austretenden Schubstrahlen ergeben einen hohen
Hubschub für den Kurz- oder Senkrechtstart eines so ausgestatteten Flugzeuges.The jet engines or the combustion chambers 8 with thrust nozzles 14 have a very flat and light structure overall, which favors their use for installation in the wing 7 of aircraft for the purpose of generating lift jets. When the clutch 4 between the gas turbine 1 and the additional compressor 5 is closed , the combustion chambers 8 are charged with combustion air and the fuel supply is automatically started. The thrust jets emerging vertically downward from the thrust nozzles 14 result in a high lift thrust for the short or vertical take-off of an aircraft equipped in this way.