DE1121935B

DE1121935B - Air inlet for flow speeds in the supersonic range

Info

Publication number: DE1121935B
Application number: DE1960P0025139
Authority: DE
Inventors: Brian Stapleton
Original assignee: Power Jets Research and Development Ltd
Current assignee: Power Jets Research and Development Ltd
Priority date: 1959-06-19
Filing date: 1960-06-09
Publication date: 1962-01-11
Also published as: GB885661A

Description

Lufteinlaß für Strömungsgeschwindigkeiten im Überschallbereich Die Erfindung betrifft Lufteinlässe für Strömungsgeschwindigkeiten im Überschallbereich und bezieht sich insbesondere, jedoch nicht ausschließlich, auf solche Lufteinlässe für Flugzeuge, welche für Fluggeschwindigkeiten im Überschallbereich bestimmt sind.Air inlet for flow velocities in the supersonic range Die The invention relates to air inlets for flow velocities in the supersonic range and particularly, but not exclusively, relates to such air inlets for aircraft which are intended for flight speeds in the supersonic range.

Die Erfindung bezweckt insbesondere die Verbesserung der Wirkungsweise solcher Lufteinlässe, indem sogenannte »Wirbelschwellen« Anwendung finden. Unter »Wirbelschwelle« wird ein Bereich eines kreisenden Strömungsmediums bzw. ein Wirbel verstanden, dessen Umfangsschicht an Stelle einer festen Begrenzungswandung einen Teil der Begrenzung einer Hauptströmung des gleichen Mediums bildet. Die Anwendung derartiger Wirbelschwellen in Verbindung mit Grenzschichtsströmungen und Begrenzungswandungen von Strömungskanälen mit Grenzschichtsströmung ist bereits vorgeschlagen worden.The invention aims in particular to improve the mode of operation such air inlets by using so-called "vortex thresholds". Under "Eddy threshold" is an area of a circulating flow medium or a vortex understood, the peripheral layer instead of a fixed boundary wall Forms part of the limitation of a main flow of the same medium. The application such vortex thresholds in connection with boundary layer flows and boundary walls of flow channels with boundary layer flow has already been proposed.

Die Erfindung geht demgemäß von einem Lufteinlaß für Strömungsgeschwindigkeiten im überschallbereich mit konvergent verlaufendem Lufteintritt, einer sich daran anschließenden Engstelle und einem sich an diese anschließenden, divergent verlaufenden Teil aus. Sie ist dadurch gekennzeichnet, daß eine Begrenzungswandung des Lufteinlasses zwei in Strömungsrichtung nacheinanderliegende Lippen aufweist, zwischen welchen eine Nische gebildet ist, in welcher sich eine Wirbelschwelle entwickeln kann, die mit einem Teil ihrer Umfangsschicht vor der Engstelle einen Teil der Begrenzungswandung bildet.The invention is accordingly based on an air inlet for flow velocities in the supersonic range with convergent air inlet, one at it adjoining bottleneck and a divergent one adjoining this Part off. It is characterized in that a boundary wall of the air inlet has two lips lying one behind the other in the direction of flow, between which a niche is formed in which a vertebral threshold can develop with part of its circumferential layer in front of the constriction part of the boundary wall forms.

Gemäß einem weiteren Erfindungsmerkmal befindet sich die Kante der hinteren Lippe an der Engstelle.According to a further feature of the invention, the edge is located posterior lip at the narrow point.

Nach einem weiteren Erfindungsmerkmal sind die Lippen relativ zueinander in Strömungsrichtung verschiebbar.According to a further feature of the invention, the lips are relative to one another can be moved in the direction of flow.

Einige Ausführungsformen der Erfindung in Anwendung auf Schubstrahltriebwerke für überschallflugzeuge werden nachfolgend unter Bezug auf die Zeichnungen beschrieben. Es stellt dar Fig. 1 einen Axialhalbschnitt eines Lufteinlasses nach der Erfindung mit äußerer Kompression, Fig. 2 einen Axialhalbschnitt eines Lufteinlasses nach der Erfindung mit äußerer, zweiflutiger Kompression, Fig.3 einen Axialschnitt eines Lufteinlasses mit innerer Kompression.Some embodiments of the invention as applied to thrust jet engines for supersonic aircraft are described below with reference to the drawings. It shows Fig. 1 an axial half section of an air inlet according to the invention with external compression, Fig. 2 shows an axial half section of an air inlet of the invention with external, double-flow compression, Figure 3 is an axial section of a Air inlet with internal compression.

Der in Fig. 1 der Zeichnungen dargestellte Lufteinlaß nach der Erfindung ist mit Bezug auf die Achse X-X achssymmetrisch ausgeführt und weist einen Mittelteil auf, der wiederum von einem Vorderstück 1, einer Ringmuffe 2 und einem Hinterstück 3 gebildet wird. Der Mittelteil ist mit Radialabstand koaxial innerhalb einer äußeren Ringwandung 4 angeordnet und bildet mit dieser zusammen einen Ringkanal, welcher zu einem Schubstrahltriebwerk führt, beispielsweise zu einer in der Zeichnung nicht sichtbaren Gasturbine oder zu einem entsprechenden Schubdüsentriebwerk. Der Vorderteill des Mittelteiles ragt entgegen der Strömungsrichtung über die Vorderkante der Außenwandung 4 vor und ist bei la in an sich bekannter Weise derart geformt, daß die durch Pfeile A versinnbildlichte, mit überschallgeschwindigkeit auf diesen Mittelteil auftreffende Luftströmung außen komprimiert wird und daß die auf Grund dieser äußeren Kompression erzeugten Kompressionsstoßwellen Cl in Richtung auf die Vorderkante der Außenwandung 4 gerichtet sind. Am Vorderteil 1 des Mittelteiles und an der Ringmuffe 2 sind in Strömungsrichtung hintereinander Lippen 1 b, 2 a gebildet, deren Kanten einander zugewandt sind und zwischen welchen eine Nische 6 mit im wesentlichen kreisförmigem Querschnitt gebildet ist. Die in den Lufteinlaß einströmende und über die Eintrittsöffnung der Nische in diese eintretende Luft bewirkt eine kreisende Bewegung der in der Nische befindlichen Luft, deren Drehsinn durch die Pfeile V angedeutet ist. Diese in Kreisbewegung befindliche Luft bildet eine sogenannte Wirbelschwelle, deren durch eine gestrichelte Linie 7 angedeutete Umfangsschicht einen Teil der Begrenzungswandung des die Hauptströmung führenden Kanals bildet.The air inlet according to the invention shown in FIG. 1 of the drawings is designed to be axially symmetrical with respect to the axis XX and has a central part which in turn is formed by a front piece 1, an annular sleeve 2 and a rear piece 3. The central part is arranged with radial spacing coaxially within an outer ring wall 4 and together with this forms an annular channel which leads to a thrust jet engine, for example to a gas turbine not visible in the drawing or to a corresponding thrust jet engine. The front part of the middle part protrudes against the direction of flow over the front edge of the outer wall 4 and is shaped at la in a manner known per se in such a way that the air flow symbolized by arrows A, impinging on this middle part at supersonic speed, is compressed on the outside and that due to this external compression generated compression shock waves Cl in the direction of the front edge of the outer wall 4 are directed. On the front part 1 of the middle part and on the ring sleeve 2 , lips 1 b, 2 a are formed one behind the other in the direction of flow, the edges of which face one another and between which a niche 6 is formed with a substantially circular cross-section. The air flowing into the air inlet and entering this via the inlet opening of the niche causes a circular movement of the air located in the niche, the direction of rotation of which is indicated by the arrows V. This circulating air forms what is known as a vortex threshold, the circumferential layer of which, indicated by a dashed line 7, forms part of the boundary wall of the duct guiding the main flow.

Der nach innen gezogene Vorderteil der Außenwandung 4 und die Umfangsschicht 7 der Wirbelschwelle bilden zusammen einen sich verengenden Kanal 8, dessen Mitte mit Bezug auf die Achse X-X divergent verläuft. Dieser sich verengende Kanalteil 8 geht in eine ebenfalls divergent verlaufende Engstelle 9 über, deren eine Begrenzungswandung von der Vorderkante der Lippe 2 a. gebildet wird. Der hintere Teil der Ringmuffe 2 ist so geformt, daß er zusammen mit der Außenwandung 4 einen sich erweiternden Ringkanal 10 bildet. Der sich verengende Ringkanalteil ist so gestaltet, daß weitere Kompressionswellen C2 in Richtung der Vorderkante der Lippe 2 a gerichtet sind, wodurch eine innere Kompression der Strömung erzielt wird, während -an der Engstelle 9 ein Normalstoß Sr erzeugt wird. Eine weitere Diffusion vollzieht sich sodann mit Unterschallgeschwindigkeit in dem sich erweiternden Ringkanalteil 10. The inwardly drawn front part of the outer wall 4 and the circumferential layer 7 of the vertebral threshold together form a narrowing channel 8, the center of which runs divergent with respect to the axis XX. This narrowing passage part 8 proceeds in a similarly divergent extending constriction 9, which is a boundary wall from the front edge of the lip 2a. is formed. The rear part of the ring sleeve 2 is shaped in such a way that, together with the outer wall 4, it forms a widening ring channel 10 . The narrowing ring channel part is designed so that further compression waves C2 are directed in the direction of the front edge of the lip 2a, whereby an internal compression of the flow is achieved, while a normal shock Sr is generated at the constriction 9. A further diffusion then takes place at subsonic speed in the widening ring channel part 10.

Der in Fig. 1 dargestellte Lufteinlaß arbeitet also bei konstruktionsgemäßem Betrieb sowohl mit äußerer als auch mit innerer Kompression der Strömung. Wenn ein derartiger Lufteinlaß jedoch, insbesondere bei Beschleunigung der Strömung, im Schallgeschwindigkeitsbereich oder in überschallbereichen arbeiten soll, die unter den konstruktionsgemäß vorgesehenen überschallgeschwindigkeiten liegen, dann muß dafür gesorgt werden, daß der Querschnitt der Engstelle des Lufteinlasses vergrößerbar ist, um die Bremswirkung der Engstelle zu vermindern, damit, beispielsweise für den Fall, daß ein derartiger Lufteinlaß zur Luftzufuhr zu einem Gasturbinentriebwerk dient, dieses Triebwerk mit optimaler Drehzahl arbeiten kann. Weiterhin soll beim Start eines derartigen Lufteinlasses, d. h. beim Aufbau der konstruktionsgemäßen Strömung durch einen derartigen Lufteinlaß nur eine geringe oder gar keine innere Kompression der Strömung auftreten. Es muß also Vorsorge getroffen sein, daß sich die Form des Lufteinlasses so verändern läßt, daß der Querschnitt der Engstelle 9 vergrößert werden kann und der Verengungsgrad des Ringkanalteils 8 verkleinert und folglich gleichzeitig die innere Kompression vermindert oder ausgeschaltet werden kann.The air inlet shown in FIG. 1 thus works with both external and internal compression of the flow when operated in accordance with the design. However, if such an air inlet, especially when the flow is accelerating, is to work in the sonic speed range or in supersonic ranges that are below the supersonic speeds provided by the design, then it must be ensured that the cross section of the constriction of the air inlet can be enlarged in order to reduce the braking effect of the constriction reduce so that, for example, in the event that such an air inlet is used to supply air to a gas turbine engine, this engine can operate at optimum speed. Furthermore, when starting such an air inlet, that is to say when building up the flow according to the design through such an air inlet, only little or no internal compression of the flow should occur. Care must therefore be taken that the shape of the air inlet can be changed so that the cross section of the constriction 9 can be enlarged and the degree of constriction of the annular channel part 8 is reduced and consequently the internal compression can be reduced or eliminated at the same time.

Um dies zu erreichen, ist die Ringmuffe 2 mit Bezug auf die Teile 1 und 3 des Mittelteiles verschiebbar angeordnet, wobei die Verschiebung der Ringmuffe mittels einer Stellstange 11 erfolgen kann. Demgemäß kann die Ringmuffe in eine Stellung zurückgezogen werden, welche bei 2 b in strichpunktierten Linien angedeutet ist und in welcher die Nische 6 vergrößert ist. Die an die Hauptströmung im Lufteinlaß angrenzende Umfangsschicht der Wirbelschwelle nimmt dann die in der Figur durch die gestrichelte Linie 7 a angedeutete Form an, gemäß welcher der Verengungsgrad des Ringkanalteils 8 vermindert bzw. aufgehoben ist. Außerdem wird durch die Verschiebung der Ringmuffe 2 relativ zur Außenwandung 3 der Querschnitt der Engstelle, wie bei. 9a angedeutet, vergrößert.. Die Anordnung der Wirbelschwelle macht es also möglich, die jeweils erforderliche Veränderung der Strömungsbedingungen des Lufteinlasses vorzunehmen, ohne daß hierfür eine verwickelte mechanische Konstruktion angewandt zu werden braucht. Der in Fig. 2 dargestellte Lufteinlaß nach der Erfindung stellt eine zweiflutige Bauart dar. Der Lufteintritt zum inneren Lufteinlaßkanal 5 gleicht im wesentlichen dem in Verbindung mit der in Fig. 1 dargestellten Bauart angewandten Lufteintritt. Für gleiche Teile sind infolgedessen gleiche Bezugsziffern verwendet. Der äußere Lufteinlaßkanal21 ist durch die Außenwandung 4 des Lufteinlaßkanals 5 und ein äußeres Gehäuse 22 bestimmt. Die Außenfläche dieses äußeren Gehäuses ist im wesentlichen zylindrisch und verläuft konzentrisch zur Achse X-X, wobei die Vorderkante dieses äußeren Gehäuses so angeordnet ist, daß sie sowohl die von der Oberfläche 1 a des Mittelteils abgestrahlten Kompressionsstoßwellen Cl als auch die von der Vorderkante der Außenwandung 4 abgestrahlten Kompressionsstoßwellen C, abfängt. Die Außenfläche des Vorderteils der Außenwandung 4 verläuft konisch und wirkt mit der Innenfläche des äußeren Gehäuses 22 derart zusammen, daß ein sich verengender Ringkanalteil23 gebildet wird, welcher zu einer Engstelle 24 führt, wobei in diesem Ringkanalteil 23 Kompressionsstoßwellen Ca und an der Engstelle 24 ein Normalstoß S2 erzeugt werden. Die Innenfläche des äußeren Gehäuses 22 und die Außenfläche der Außenwandung 4 sind außerdem so gestaltet, daß ein sich erweiternder Ringkanalteil25 gebildet wird, in welchem sich eine Diffusion der Strömung mit Unterschallgeschwindigkeit vollziehen kann.In order to achieve this, the ring sleeve 2 is arranged to be displaceable with respect to the parts 1 and 3 of the central part, it being possible for the ring sleeve to be displaced by means of an adjusting rod 11. Accordingly, the ring sleeve can be withdrawn into a position which is indicated at 2b in dot-dash lines and in which the niche 6 is enlarged. The circumferential layer of the vortex threshold adjoining the main flow in the air inlet then assumes the shape indicated in the figure by the dashed line 7a, according to which the degree of narrowing of the annular channel part 8 is reduced or eliminated. In addition, the displacement of the ring sleeve 2 relative to the outer wall 3 of the cross section of the constriction, as in. 9a indicated, enlarged. The arrangement of the vortex threshold thus makes it possible to make the required change in the flow conditions of the air inlet without the need for a complicated mechanical construction. The air inlet according to the invention shown in FIG. 2 is of a double-flow design. The air inlet to the inner air inlet channel 5 is essentially the same as the air inlet used in connection with the type shown in FIG. As a result, the same reference numbers are used for the same parts. The outer air inlet channel 21 is defined by the outer wall 4 of the air inlet channel 5 and an outer housing 22. The outer surface of this outer housing is essentially cylindrical and runs concentrically to the axis XX, the front edge of this outer housing being arranged in such a way that it emits both the compression shock waves Cl radiated from the surface 1a of the central part and those radiated from the front edge of the outer wall 4 Compression shock waves C, intercepts. The outer surface of the front part of the outer wall 4 is conical and interacts with the inner surface of the outer housing 22 in such a way that a narrowing annular channel part 23 is formed which leads to a constriction 24, in this annular channel part 23 compression shock waves Ca and a normal shock at the constriction 24 S2 are generated. The inner surface of the outer housing 22 and the outer surface of the outer wall 4 are also designed in such a way that a widening annular channel part 25 is formed in which the flow can diffuse at subsonic speed.

Auch hier muß, wie bei der zuvor beschriebenen Konstruktion, Vorsorge getroffen werden, daß der Querschnitt der Engstelle 24 vergrößert werden kann und die innere Kompression im Ringkanalteil 23 vermindert oder ausgeschaltet werden kann. Das äußere Gehäuse 22 ist infolgedessen mit Bezug auf einen fest angeordneten, in der Zeichnung nicht dargestellten rückwärtigen Teil derart teleskopartig verschiebbar, daß es in eine Stellung zurückgeschoben werden kann, welche in der Figur in strichpunktierten Linien bei 22a angedeutet ist. Diese Rückwärtsverschiebung vollzieht sich gleichzeitig mit der Rückwärtsverschiebung der Ringmuffe 2. Um die angestrebte Änderung der Form des Lufteinlasses zu erreichen, hat es sich als notwendig erwiesen, die Engstelle 24 und den sich erweiternden Ringkanalteil 25 so anzuordnen, daß die Kanalmittelfläche in Strömungsrichtung konvergent verläuft. Dies hat wiederum zur Folge, daß auch die Mittelfläche des sich erweiternden Ringkanalteils 10 in Strömungsrichtung etwas konvergent verlaufen muß. Da die Mittelfläche des sich verengenden Ringkanalteils 23 notwendigerweise divergent verlaufen muß, kann es vorkommen, daß die Außenfläche der Außenwandung 4 in der Nähe der Engstelle 24 einen Knick aufweist. Um eine entsprechende Änderung der Strömungsrichtung der durchströmenden Luft herbeizuführen, ist die Außenfläche mit einer Nische 26 ausgestattet, in welcher eine Wirbelschwelle gebildet wird. Die Nische ist dabei so angeordnet, daß die in Strömungsrichtung hintere Lippe dieser Nische die Innenkante der Engstelle 24 bildet.Here too, as in the case of the construction described above, provision must be made that the cross section of the constriction 24 can be enlarged and the internal compression in the annular channel part 23 can be reduced or eliminated. The outer housing 22 is consequently telescopically displaceable with respect to a fixed rear part, not shown in the drawing, that it can be pushed back into a position which is indicated in the figure in dot-dash lines at 22a. This backward displacement takes place simultaneously with the backward displacement of the ring sleeve 2. In order to achieve the desired change in the shape of the air inlet, it has been found necessary to arrange the constriction 24 and the widening ring channel part 25 so that the channel center surface converges in the direction of flow. This in turn has the consequence that the central surface of the widening annular channel part 10 must also run somewhat convergently in the direction of flow. Since the central surface of the narrowing annular channel part 23 must necessarily run divergent , it can happen that the outer surface of the outer wall 4 has a kink in the vicinity of the constriction 24. In order to bring about a corresponding change in the direction of flow of the air flowing through, the outer surface is equipped with a niche 26 in which a vortex threshold is formed. The niche is arranged in such a way that the lip of this niche at the rear in the direction of flow forms the inner edge of the constriction 24.

Die beiden Lufteinlaßkanäle können beispielsweise an die inneren und äußeren Kanäle eines Neben- strom-Gasturbinentriebwerks oder eines Triebwerks mit Propellerkanälen oder an zwei koaxial angeordnete Brennkammem eines Schubdüsentriebwerks angeschlossen sein, welches zwei parallele Schubstrahlen ausstößt. In Abwandlung dessen kann beispielsweise aber auch der Innenkanal an ein Gastnrbineatiieb- werk angeschlossen sein, während der Außenkanal an die Brennkammer eines Schubstrahltriebwerks angeschlossen sein kann.The two air intake ports can be connected, which emits two parallel thrust jets, for example, to the inner and outer channels of a secondary flow gas turbine engine or an engine with propeller channels or on two coaxially arranged combustion chambers of a thrust jet engine. As a modification of this , however, the inner duct can, for example, also be connected to a gas turbine engine , while the outer duct can be connected to the combustion chamber of a thrust jet engine.

Der Außenkanal des soeben beschriebenen Lufteinlasses kann beispielsweise als einziger Lufteinlaß für ein Schubstrahltriebwerk dienen. Die Außenwandung 4 würde dann den Mittelteil des Lufteinlasses bilden, in welchem Fall der Vorderteil seiner Außenfläche so gestaltet wäre, daß bei dem zur Achse Y-Y achssymmetrisch ausgebildeten Lufteinlaß eine äußere Kompression eintreten würde.The outer channel of the air inlet just described can serve, for example, as the only air inlet for a thrust jet engine. The outer wall 4 would then form the central part of the air inlet, in which case the front part of its outer surface would be designed so that an external compression would occur at the air inlet which is axially symmetrical to the axis YY.

Fig. 3 der Zeichnungen zeigt den Querschnitt eines Lufteinlasses mit innerer Kompression, dessen sich verengender Kanalteil 32 in eine Engstelle 33 und einen sich erweiternden Kanalteil 34 übergeht. Der sich erweiternde Kanalteil ist in Strömungsrichtung an einen ringförmigen Einlaß 35 eines in der Zeichnung nicht dargestellten Schubstrahltriebwerks angeschlossen. Die in Richtung der Pfeile B mit Überschallgeschwindigkeit ankommende Hauptluftströmung wird im sich verengenden Kanalteil 32 einer Kompression unterworfen, und an der Engstelle 33 wird eine normale Stoßwelle S3 entwickelt. Die Strömung wird dann in dem sich erweiternden Kanalteil 34 in an sich bekannter Weise diffundiert.3 of the drawings shows the cross section of an air inlet with internal compression, the narrowing duct part 32 of which merges into a constriction 33 and a widening duct part 34. The widening channel part is connected in the direction of flow to an annular inlet 35 of a thrust jet engine, not shown in the drawing. The main air flow arriving at supersonic speed in the direction of the arrows B is subjected to compression in the narrowing duct part 32 , and a normal shock wave S3 is developed at the constriction 33. The flow is then diffused in the widening channel part 34 in a manner known per se.

Die Kanalwandung weist vor der Engstelle 33 eine Nische 36 auf, welche durch zwei in Strömungsrichtung hintereinanderliegende Lippen 36 a und 36 b gebildet wird, wobei die Kante der hinteren Lippe an der Engstelle liegt. Diese Nische ist so gestaltet, daß sich darin eine Wirbelschwelle von ovaler Gestalt bilden kann, deren Umfangsschicht 37 der darin kreisenden Luft eine Begrenzungswandung für die Hauptströmung bildet. Dieser auf der Kanalseite in gleicher Richtung wie die Hauptströmung strömende Luftwirbel bewirkt eine Beschleunigung der mit niedrigerer Geschwindigkeit strömenden Luft der Grenzschicht, wodurch Geschwindigkeitsverluste und die Gefahr einer Strömungsablösung infolge der Zusammenwirkung der Stoßwelle und der Grenzschicht vermindert werden.The channel wall has a niche 36 in front of the constriction 33, which is formed by two lips 36 a and 36 b lying one behind the other in the direction of flow, the edge of the rear lip being at the constriction. This niche is designed in such a way that a vortex threshold of oval shape can form therein, the peripheral layer 37 of which forms a boundary wall for the main flow of the air circulating therein. This air vortex, which flows in the same direction as the main flow on the canal side, accelerates the air of the boundary layer, which is flowing at a lower speed, which reduces speed losses and the risk of flow separation due to the interaction of the shock wave and the boundary layer.

Wenn das durch einen solchen Lufteinlaß mit Luft belieferte Triebwerk gedrosselt wird, erhöht sich der Rückdruck im sich erweiternden Kanalteil, und der Normalstoß verschiebt sich entgegen der Strömungsrichtung von der Kante der Lippe 36 6 in eine Lage, welche in der Zeichnung bei S4 angedeutet ist. Der dadurch im sich erweiternden Kanalteil verminderte Druck bewirkt dann, daß mehr Luft in die Wirbelschwelle einströmt, wodurch der Druck in dieser Wirbelschwelle vergrößert wird. Die Umfangsschicht der Wirbelschwelle baucht sich infolgedessen zwischen den beiden Lippen 36 a und 36 6 nach außen in die Hauptströmung hinein aus, wie dies bei 37a angedeutet ist. Es werden infolgedessen schräg verlaufende Kompressionswellen C, gebildet, welche von der Kante der Lippe 36a ausgehen. Dies hat zur Folge, daß die Strömung derart zusammengeschnürt wird, daß der kleinste Strömungsquerschnitt kleiner als der kleinste Kanalquerschnitt ist. Die Grenzschicht strömt durch die Stoßwelle S, und expandiert in Strömungsrichtung mit Bezug auf dieselbe derart, daß die Strömung in Strömungsrichtung mit Bezug auf die Lippe 366 gerade den Kanal ausfüllt. Die Wirbelschwelle gestattet infolgedessen jeweils eine selbsttätige Anpassung der Strömungsverhältnisse in dem erfindungsgemäßen Lufteinlaß an die jeweiligen Änderungen der Strömungsbedingungen. In dem sich erweiternden Kanalteil 34 werden sowohl die Grenzschicht als auch die Hauptströmung weiterdiffundiert. Die Grenzschicht kann an jeder beliebigen Stelle abgezweigt und durch den Propellerkanal bzw. Nebenstromkanal eines Kanalpropellertriebwerks geleitet werden, während die Hauptströmung durch den Hauptverdichter hindurchgeführt werden kann. In Abwandlung dessen kann die abgezweigte Grenzschichtsströmung auch der Brennkammer eines Schubdüsentriebwerkes zugeführt werden oder mit Schallgeschwindigkeit ausgestoßen werden.If the engine supplied with air through such an air inlet is throttled, the back pressure in the widening duct part increases and the normal shock shifts against the direction of flow from the edge of the lip 36 6 into a position which is indicated in the drawing at S4. The reduced pressure in the widening part of the duct then causes more air to flow into the vortex threshold, as a result of which the pressure in this vortex threshold is increased. The circumferential layer of the eddy threshold consequently bulges outward between the two lips 36 a and 36 6 into the main flow, as indicated at 37 a. As a result, oblique compression waves C i are formed which emanate from the edge of the lip 36a. This has the consequence that the flow is constricted in such a way that the smallest flow cross section is smaller than the smallest channel cross section. The boundary layer flows through the shock wave S, and expands in the direction of flow with respect to the same such that the flow in the direction of flow with respect to the lip 366 just fills the channel. As a result, the vortex threshold allows an automatic adaptation of the flow conditions in the air inlet according to the invention to the respective changes in the flow conditions. In the widening channel part 34 , both the boundary layer and the main flow are further diffused. The boundary layer can be branched off at any point and passed through the propeller duct or bypass duct of a duct propeller engine, while the main flow can be passed through the main compressor. As a modification of this, the branched boundary layer flow can also be fed to the combustion chamber of a thrust jet engine or ejected at the speed of sound.

Die soeben beschriebene Wirkung, wonach der Druck in der Wirbelschwelle sich selbsttätig derart ändert, daß der Umriß der austretenden Umfangsschicht zur Veränderung der Begrenzungsform des Lufteinlasses ausgenutzt wird, kann auch bei einer abgewandelten Ausführungsform eines Lufteinlasses nach Fig. 1 Anwendung finden. Gemäß dieser abgewandelten Ausführungsform ist die Nische 6 derart vergrößert ausgebildet, daß die Kante der vornliegenden Lippe 1 b mit Bezug auf die Vorderkante der Außenwandung 4 weiter vorn liegt. Eine geringe Verschiebung der normalen Stoßwelle S1 entgegen der Strömungsrichtung vor die Engstelle 9 (und infolgedessen vor die Kante der Lippe 2a) infolge eines Ansteigens des Rückdruckes ergibt sodann ein Ansteigen des Druckes in der Engstelle 6 und folglich eine Ausbauchung der Umfangsschicht 7 der Wirbelschwelle. Dadurch wird die Ablenkung der Hauptströmung nach außen an der Wirbelschwelle vergrößert, was, wenn die Lippe 1 b genügend weit vorn angeordnet ist, zur Folge hat, daß um die Vorderkante der Außenwandung 4 ein Abströmen von Luft stattfindet. Die Anordnung kann auch so getroffen sein, daß diese Abströmung derart stattfindet, daß der Lufteinlaß auch im unterkritischen Bereich stabil arbeitet.The effect just described, according to which the pressure in the vortex threshold changes automatically in such a way that the outline of the exiting peripheral layer is used to change the delimitation shape of the air inlet, can also be used in a modified embodiment of an air inlet according to FIG. According to this modified embodiment, the niche 6 is enlarged in such a way that the edge of the front lip 1 b lies further forward with respect to the front edge of the outer wall 4. A slight displacement of the normal shock wave S1 against the direction of flow in front of the constriction 9 (and consequently in front of the edge of the lip 2a) as a result of an increase in the back pressure then results in an increase in the pressure in the constriction 6 and consequently a bulging of the peripheral layer 7 of the eddy sill. Thereby, the deflection of the main flow is increased according to the outside of the vortex threshold, which, when the lip 1 b arranged sufficiently far forward, that is to the front edge of the outer wall 4, an outflow of air takes place result. The arrangement can also be made so that this outflow takes place in such a way that the air inlet works stably even in the subcritical range.

Die beschriebenen Lufteinlässe haben achssymmetrische Form. Die Erfindung ist aber auch auf Lufteinlässe mit länglichem Einlaßquerschnitt anwendbar.The air inlets described have an axially symmetrical shape. The invention but is also applicable to air inlets with an elongated inlet cross-section.

Claims

PATE NTANSI'RÜCHh: 1. Air inlet for flow speeds in the supersonic range with convergent verlaufendem air inlet, one is adjoining the constriction and to these subsequent divergent extending portion, characterized marked by the fact that at least one boundary wall (1 a, 4 or 31 ) of the air inlet has two lips (1 b, 2 a or 36 a, 36 b) lying one behind the other in the direction of flow, between which a niche (6 or 26 or 37) is formed, in which a vortex threshold can develop, which with a part of its peripheral layer (7 or 37 a) in front of the constriction (10 or 24 or 33) forms part of the boundary wall.

2. Air inlet according to claim 1, characterized in that the edge of the in the flow direction rear lip (2 a or 36 b) is located at the narrow point.

3. Air inlet according to claim 2, characterized in that the lips (2a) are relative are mutually displaceable in the direction of flow (Fig. 1 and 2).

4. Air inlet according to claim 2 with a central part (1) which is enclosed with a spacing from an outer wall (4) such that an annular channel (5) with a narrowing part (8), a constriction (10) and between the outer wall and the central part widening part (9a) is formed, wherein the central part and the outer wall are shaped such that the central surface of the narrowing part and the constriction of the annular duct extend divergent with respect to the air inlet axis (XX), characterized in that the two Lips (1 b, 2 a) limited niche (6) is formed in the middle part so that the circumferential layer (7) of the vertebral threshold developing therein partially forms the inner wall of the narrowing annular channel part, the rear lip (2a) to enlarge the cross section the constriction and to reduce the degree of constriction of the narrowing annular channel part is axially displaceable backwards (Fig. 1).

5. Air inlet according to claim 4, characterized in that the central part (1) protrudes over the front edge of the outer wall (4) and is shaped so that it develops compression shock waves (Cl) directed towards the front edge of the outer wall.

6. Air inlet according to claim 2 with a first outer wall and a second enclosing this with a spacing in between Outer wall that between these two walls another annular channel with a narrowing part of a constriction and a widening part formed is, characterized in that these two walls are shaped such that the central surface of the narrowing part of the enclosed ring channel is divergent and the central surface of the widening part of the annular channel is convergent, with a niche delimited by two lips on the inner wall of the annular channel (26) is formed and the outer wall in the direction of flow for the purpose of enlargement the cross-section of the constriction and a reduction in the degree of narrowing of the narrowing annular channel part is axially displaceable (Fig. 2).