Lufteinlasseinrichtung eines Strahltriebwerks Gegenstand der vorliegenden Erfindung ist eine Lufteinlasseinriehtung eines Strahl triebwerkes, das zum Beispiel für den Antrieb eines Übersehallflugzeuges bestimmt sein kann.
Erfindungsgemäss besitzt die Lufteinlass- rinriehtung eine äussere, rotationssymmetri- sehe Wand und koaxial dazu einen nach vorn spitz auslaufenden Zentralkörper, wobei die Wand einen Hauptteil aufweist sowie einen vordern Endteil, der dazu bestimmt ist, bei Betrieb mit Ü bersehallgeschwindigkeit gegen den Hauptteil anzuliegen, und wobei, die Spitze des Zentralkörpers bei Betrieb mit wenigstens einer Übersehallgesehwindigkeit um einen solehen Betrag vor einer Querebene liegt,
welehe die Vorderkante der Aussenwand enthält, dass von der Spitze des Zentralkörpers ausgehende Stosswellen vom vordern Endteil der Aussenwand "eschnitten =erden, während der vordere Endteil der Aussenwand vom Hauptteil der Aussenwand weg axial so nach \vorn bewegbar ist, dass wenigstens bei einen vorbestimmten Wert unterschreitender Unter sehallgesehwindigkeit zwischen dem vordern Endteil und dem. Hauptteil der Aussenwand ein Ringspalt. gebildet ist.
1:s ist bekannt, bei Lufteinlasseinriehtun- gen von Strahltriebwerken, die eine äussere rotationssymmetrisehe Wand und einen ko- axhil in der letzteren angeordneten Zentral körper aufweisen, die äussere Wand als Gan zes gegenüber den übrigen Teilen des Trieb- Werkes zu fixieren und den Zentralkörper an seinem vordern Ende mit einer Spitze zu ver sehen;
der Zentralkörper wurde dabei als Ro tationskörper ausgebildet, dessen Erzeugende naeli hinten und aussen so gebogen ist, dass bei Überschallgeschwindigkeit eine Mehrzahl relativ schwacher Stosswellen entsteht, welche sieh auf einem Kreis treffen, wobei die Stoss wellen in einem Bereich von Übersehall.- gesehwindigkeiten der Luft gegenüber der Einlasseinrichtung radial innerhalb des ge nannten Kreises auf die äussere Wand treffen.
Der genannte Überschallbereich kann zum Beispiel zwischen den Machzahlen 1,4 und 3 liegen, wobei bekanntlich die Machzahl das Verhältnis der Luftgesehwindigkeit zur ört lichen Sehallgeschwindigkeit ist. Solche Einlasseinrichtungen wurden von Oswatitsch und andern vorgeschlagen und sind zum Beispiel in einem Aufsatz Luft kräfte und Strömungsvorgänge bei angetrie benen Geschossen von K. Oswatitsch und 1I. Böhm des Berichtes Nr.1010/2. Okt. 1944 Forschungen und Entwicklungen des Heeres waffenamtes näher beschrieben.
Eine Luft einlasseinrichtung der genannten Art ist fer ner in High-speed Aerodvnamics von W. F. Hilton (veröffentlicht durch Longmans Green & Co. 1952, Seite 557) erwähnt.. Im folgenden sollen solche Einrichtungen als Oswatitseh- Einrichtungen bezeichnet werden. zwei Ausführungsbeispiele der erfindungs gemässen Lufteinlasseinrichtung in Anwen dung bei einem Strahltriebwerk sind in der beiliegenden Zeichnung schematisch darge stellt.
Es zeigt: Fig.l das erste Beispiel im Axialschnitt, Fig. 2 das zweite Beispiel im Axialschnitt und Fig. 3 eine Einzelheit der beiden Beispiele nach den Fig. 1 und 2.
Die in Fig.1 gezeigte Lufteinlasseinrieh- tung besitzt eine äussere Wand 10 von Kreis querschnitt und einen koaxial in dieser Wand angeordneten Zentralkörper von Kreisquer schnitt.
Die Aussenwand 10 besitzt eine scharfe Kante 10a an ihrem vordern Ende. Die In nenfläche 10b und die Aussenfläche 10c lau fen unter einem kleinen spitzen Winkel von zum Beispiel 3 auseinander. Auch die Innen fläche 10b ist. selbst bezüglich der Axialrich- tung um einen kleinen spitzen Winkel a von zum Beispiel 3 geneigt.
Die Innenfläche 10b ist bezüglich der Aussenfläche des Zentralkör pers 11 so geformt., dass die Quersehnittsfläehe des Lufteinlasskanals 12 zwischen der Aussen wand 10 und- dem Zentralkörper 11 in Strö mungsrichtung von der die Vorderkante 10a enthaltenden Ebene weg über einen Anfangs teil kontinuierlich zunimmt.
Auf diese Weise wird die Geschwindigkeit der Luftströmung, welche annähernd in der Ebene der vordern Kante 10a von Überschallgeschwindigkeit in Lnterschallgesehwindigkeit übergeht, konti nuierlich in diesem Anfangsteil herabgesetzt und die Möglichkeit des Wiederansteigens auf Überschallgeschwindigkeit mit dadurch be dingtem Energieverlust wird vermieden. Es ist zu bemerken, dass, je kleiner die Luft geschwindigkeit im Kanal 12 ist, um so klei ner auch die als Folge von Wandreibung auf tretenden Energieverluste sind.
Der Zentralkörper ist. ein Rotationskörper, wobei dessen Rotationsaxe 11a. mit. der Längs- axe der Einlasseinrichtung zusammenfällt. Der Zentralkörper besitzt an seinem vordern Ende eine scharfe Spitze 11b. Unmittelbar strom- abwärts der Spitze 11b des Zentralkörpers schliesst sich ein Abschnitt 11c an, dessen Er zeugende nach aussen konkav ist. Der Ab schnitt 11c geht stetig in einen Abschnitt 11d über, dessen Erzeugende nach aussen konvex ist.
Der konkave und der konvexe Abschnitt 11c bzw. 11d des Zentralkörpers sind nach dem Charakteristikverfahren von L. Prantl und A. Busenmann (Festschrift zum 70. Cle- burtst.ag von Prof. A. Stodola, Seite 49.9, Zü rich 1929) so ausgebildet, dass bei Überschall geschwindigkeit eine Mehrzahl von relativ schwachen Stosswellen an verschiedenen Stel len der Oberfläche des Zentralkörpers 11 her vorgerufen werden.
Diese Stosswellen sind nach dem Vorschlag von Oswatitseh so fokus siert, dass sie einander auf einem Kreis ausser halb der Wand schneiden, indem die Form des Zentralkörpers entsprechend geformt. ist. Dadurch erhält man für die zweidimensionale Strömung die umgekehrte Prantl-Mey er-Ex- pansion an einer Ecke (L. Prantl, Phy sikal. Zeitschrift Vol. 8, Seite 23, 1907, und Th. Meyer, Dissertation, Göttinger Forschungsheft 62 des Vereins Deutscher In-.
1908).
Die Oberfläche des konvexen Abschnittes lld des Zentralkörpers ist. an einer Stelle an nähernd parallel der Innenfläche der Aussen wand, und die konvexe Ki-iimmung ist. in Richtung stromabwärts so festgesetzt, dass die Oberfläche sieh der Axe der Einlasseinrich- tung nähert. An dieser Stelle geht. diese Flä- ehe über einen zweiten konkaven Abschnitt. lle in einen zylindrischen Abschnitt. 11 f des Zen tralkörpers über.
Um den Zentralkörper 11 axial bewegbar zu machen, ist. der zy lindrisehe Abschnitt 11 f des Zentralkörpers in einen feststehenden Leitkörper 13 hinein verlängert. Ferner sind Betätigungsmittel vorgesehen, die im vorlie genden Fall durch einen Servomotor gebildet. sind. Der Zylinder 14 des Servomotors ist am Leitkörper 13 befestigt, und der Kolben 15 des Servomotors ist. mittels einer Stange mit dem Zentralkörper 11 verbunden.
Der Zen tralkörper 11 kann mittels des genannten Servomotors aus der mit vollausgezogenen Linien gezeigten Stellung, in welcher die Spitze 1l b annähernd in der die Kante 10a enthaltenden Ebene liegt, in eine mit gestri chelten Linien gezeichnete Stellung bewegt werden.
Der Leitkörper 13 ist bezüglich der übri gen Teile des Strahltriebwerkes, welchem die in Frage stehende Lufteinlasseinrichtung zu geordnet ist, fixiert. Der zylindrische Ab schnitt 71f des Zentralkörpers ist. über den ganzen Verschiebungsweg des letzteren in der Innenwand 13a des Leitkörpers 13 geführt., so dass in der Innenwand des Luftkanals 1.2 auch dann kein Spalt entsteht, wenn der Zentral körper nach vorn bewegt. wird. Das Einlass ende des Kompressors des Strahltriebwerkes ist. in der Zeichnung mit 16 bezeichnet.
Die Aussenwand 10 der Lufteinlasseinrich- tung ist zweiteilig ausgebildet, und zwar be sitzt die Aussenwand 10 einen ortsfesten Teil 10e und vor diesem ortsfesten Teil einen vor- dern Endteil 10f. Der vordere Endteil 10f der Aussenwand 10 besitzt eine scharfe Vorder kante 10a und erstreckt sieh von dieser Kante um eine Strecke nach rückwärts, die im vor liegenden Fall gleich dem Abstand der Spitze llb des Zentralkörpers von jener Stelle des Zentralkörpers ist, an welcher die Tangente an den konvexen Abschnitt 11d des Zentral körpers parallel zur Innenfläche 10b der Aussenwand 10 ist..
Der vordere Endteil 10f der Aussenwand ist gegenüber dem Hauptteil 10e der Aussenwand 10 axial nach vorn beweg bar, und zwar aus der mit. voll ausgezogenen Linien gezeichneten Lage in die mit gestri ehelten Linien gezeichnete Lage, in welcher zwischen den Wandteilen 10e und 10f ein Ringspalt gebildet ist. Der vordere Rand 10g des Hauptteils 10e der Aussenwand ist ab gerundet, während der hintere Rand 10h des vordern Endteils 10f der Aussenwand derart konkav ausgebildet ist, dass diese beiden Teile mit, der kleinstmöglichen Unstetigkeit inein ander übergehen, und zwar sowohl an der Innenfläche 10b als auch an der Aussenfläche 10c der Aussenwand 10.
Der vordere Endteil 10f der Aussenwand 10 ist durch Betätigungs- mittel verschiebbar, welche beim gezeichneten Beispiel auf einem Kreis mit Abstand vonein ander angeordnete Servomotoren 17 sind, wel che parallel zur Axe des Lufteinlasses im Hauptteil 10e der Aussenwand 10 angeordnet sind. Die Servomotoren 17 besitzen je einen Kolben 18, der mittels einer nach vorn ragen den Stange 18a mit dem vordern Endteil 10f der Aussenwand 10 verbunden ist. Die Servo motoren können hydraulisch, pneumatisch oder elektrisch betätigbar sein. Der Hub der Kolben 18 ist gleich dem axialen Bewegungs hub der des vordern Wandteils und somit der axialen Länge des Ringspaltes.
Es sind Mittel vorgesehen, um den vordern Endteil der Aussenwand in der koaxialen: Lage bezüglich des Lufteinlasses zu halten, wenn der genannte Wandteil in die vordere End- stellung bewegt wird. Im vorliegenden Fall sind diese Mittel Büchsen 19, welche die Kol benstangen 18a im Hauptteil 10e der Aussen wand 10 abstützen.
Beim Betrieb der Einrichtung mit Schall geschwindigkeit (Machzahl 1.) befindet sich der vordere Endteil 10f der Aussenwand 10 in der mit ausgezogenen Linien gezeichneten Stellung, in welcher die beiden Wandteile<B>10f</B> und 10e zusammenstossen, und die Spitze llb des Zentralkörpers 11 liegt annähernd in der die Vorderkante 10a der Aussenwand 10 enthal tenden Ebene. Der Zentralkörper 11 ist so ge formt und ausgebildet, dass die vom Zentral körper 11. ausgehenden Stosswellen bei über sehallgeschwindigkeiten und demgemäss vor derer Stellung sich bei weggedachter Aussen wand 10 auf einem Kreis schneiden.
Je mehr die Machzahl zunimmt, um so stärker nimmt der Winkel zwischen den Stosswellen und der Axialrichtung (Machwinkel) ab; dabei wan- clert der Schnittkreis der Stosswellen bezüg lich der Spitze llb des Zentralkörpers 11 nach hinten. Demzufolge wird nun der Zentralkör per 11 bei zunehmender Machzahl so nach vorn bewegt, dass die Stosswellen (mit gestri- elrelten Linien gezeigt) stets radial innerhalb des Kreises, auf welchem sie sich bei weg genommener Aussemvand 10 schneiden wür- den, von der Aussenwand getroffen werden.
Das Bewegen des Zentralkörpers 11 kann automatisch erfolgen, und zwar zum Beispiel und Heranziehung des relativ grossen Druck anstieges, der durch die entstehenden Stoss wellen beim Auftreffen auf der Aussenwand 10 auftritt. Beim Betrieb der Einrichtung unterhalb einer Machzahl 1,00 wird der Zentralkörper 11 in seiner hintern Endlage gehalten, wäh rend der vordere Endteil 10f der Aussen wand 10 so nach vorn geschoben ist, dass durch den zwischen den Wandteilen 10f und 10e gebildeten Ringspalt Luft eindringen kann. Der vordere Endteil der Aussenwand 10 wird zweckmässig kontinuierlich vorwärtsbewegt; anderseits kann die Anordnung auch derart sein, dass der genannte Wandteil bei Errei chen einer bestimmten Machzahl bzw.
Luft geschwindigkeit nach vorn bewegt wird. So kann die Anordnung zum Beispiel so sein, dass der vordere Endteil der Aussenwand 10 bei Erreichen der Machzahl 0,6 nach vorn bewegt wird.
Da das vordere Ende des Hauptteils 10e, der Aussenwand 10 abgerundet ist, kann eine Turbulenz innerhalb der Einlassrichtung gröss- tenteils vermieden werden, wenn bei geringen Geschwindigkeiten Luft durch den genannten Ringspalt zwischen den beiden Wandteilen eintritt. Die Einlassquerschnittsfläche kann so eingestellt werden, dass sie dem für den Be trieb der Anlage erforderlichen Massendurch- fluss angepasst ist.
Dabei wird die Wirkung gegenüber jener verbessert, die erreicht wird, wenn alle Luft durch die vordere, stirnseitige Einlassöffnung eintritt., welche durch die scharfe Kante 10a begrenzt ist. Der als zu sätzlicher Einsass wirkende Ringspalt kann so bemessen sein, dass auch dann eine gute Wir kung erzielt wird, wenn das Flugzeug, dem die Anlage mit der beschriebenen Lufteinla.ss- einrichtung zugeordnet ist, stillsteht.
In Fig. 2 ist eine Lufteinlasseinrichtung dargestellt, die im allgemeinen gleich ausgebil det ist wie die vorangehend an Hand von Fig.1 beschriebene Einrichtung. Der Zentral- körper 20 ist hier an seinem vordern Ende koniseh und ausserdem nicht axial beweglich.
Die Spitze 20a des konisehen Absehnittes 20b ist stromaufwärts der Ebene angeordnet, in welcher die Vorderkante 10a der Aussenwand 10 liegt, wenn der Vorderteil 1.0f der letzteren sich in einer<B>L</B>age befindet, in welcher kein Ringspalt zwischen den Teilen der Aussen wand 10 gebildet ist.
Der Betrag, um welchen die Spitze 20a des Konusabsehnittes vor der Oenannten Ebene liegt, ist so gewählt, dat.', eine Stosswelle 23, welche von dieser Spitze 20a des Zentralkörpers 20 bei derjenigen Lber- schall-Maehzahl, für welche die Einlassein- richtung gebaut ist, ausgeht, von der Vorder kante der Aussenwand 10 gerade geschnitten wird.
Am stromabwärtsliegenden, Ende des Ko- nttsabschnittes 20b des Zentralkörpers 20 ist der genannte Abschnitt über einen konvexen Abschnitt 20d und einen konkaven Abschnitt 20e mit. einem Leitkörper 21 verbunden, der zum Einlass 22 des Kompressors der Anlage führt.
Die Form der Teile 20b, 20d und 20e ist so gewählt, dass die Quersehnittsfläelle des Einlasskanals von der Vorderkante 10a, der Aussenwand 10 über eine relativ grosse Streeke in Richtung stromabwärts zunimmt, so dass die Luft-esehwindigkeit in diesem Kanalteil zwecks Verringerung der Verluste abnimmt.
Anstatt den Zentralkörper 20 zu fixieren, kann dieser auch analog dem Zentralkörper 11 des in Fig.1 gezeigten Beispiels beweglich sein, so da.ss die Stosswelle 23 innerhalb eines Bereiches von im Betrieb der Einrichtung vor kommenden t'berschallgesehwindigkeiten von der Vorderkante 10a der Aussenwand 1.0 je weils geradegeschnitten wird.
Der Zentralkörper 20 kann zum Beispiel dann vorwärtsbewegt werden, wenn der End- teil 10f der Aussenwand 1.0 nach vorn bewegt wird, um so eine grössere Einlassquersehnit.ts- flä.che für den Kanal 12 zu erzielen, da in die sem Fall zwischen den Wandteilen 1.0e, 10f der Aussenwand 10 der Lufteinlasseinrichtung ein als zusätzlicher Lufteinlass wirkender Ringspalt gebildet wird.
Zufolge der beschriebenen Ausbildung ist eine Lufteinlasseinrichtung geschaffen, welche nicht nur bei Überschallgeschwindigkeiten eine gute Wirkung aufweist, sondern innerhalb eines Bereiches der von der maximal auftre tenden Überschallgeschwindigkeit bis auf die Cesehwindigkeit 0 hinunterreicht, welche un tere Grenze zum Beispiel dann erreicht ist, wenn das Flugzeug, welchem ein Triebwerk mit einer solchen Lufteinlasseinriehtung zu geordnet ist, sich zum Start bereit macht.
Air inlet device of a jet engine The subject matter of the present invention is an air inlet device of a jet engine, which can be intended, for example, for propulsion of an overarching aircraft.
According to the invention, the air inlet device has an outer, rotationally symmetrical wall and, coaxially with it, a central body tapering to the front, the wall having a main part and a front end part which is intended to rest against the main part during operation at above-acoustic speed, and wherein, the tip of the central body lies in front of a transverse plane by such an amount when operating at at least one overshoot speed,
which the front edge of the outer wall contains that shock waves emanating from the tip of the central body "cut = ground" from the front end part of the outer wall, while the front end part of the outer wall can be moved axially forward away from the main part of the outer wall so that at least at a predetermined value below the lower acoustic speed, an annular gap is formed between the front end part and the main part of the outer wall.
1: It is known to fix the outer wall as a whole in relation to the other parts of the engine and to fix the central body in air inlet units of jet engines that have an outer, rotationally symmetrical wall and a central body arranged coaxially in the latter to see at its front end with a point;
The central body was designed as a rotating body, the generatrix of which is bent at the back and outside in such a way that at supersonic speed a number of relatively weak shock waves are created, which hit a circle, with the shock waves in a range of oversound speeds of the air meet the outer wall opposite the inlet device radially within the circle mentioned.
The above-mentioned supersonic range can, for example, lie between the Mach numbers 1.4 and 3, the Mach number being known to be the ratio of the air speed to the local visual acoustic speed. Such inlet devices were proposed by Oswatitsch and others and are, for example, in an essay air forces and flow processes in driven projectiles by K. Oswatitsch and 1I. Böhm of report 1010/2. Oct. 1944 Research and developments of the Army Weapons Office described in more detail.
An air inlet device of the type mentioned is also mentioned in High-speed Aerodvnamics by W. F. Hilton (published by Longmans Green & Co. 1952, page 557). In the following, such devices will be referred to as Oswatitseh devices. two exemplary embodiments of the air inlet device according to the invention in application in a jet engine are shown schematically in the accompanying drawings.
It shows: FIG. 1 the first example in axial section, FIG. 2 the second example in axial section and FIG. 3 a detail of the two examples according to FIGS. 1 and 2.
The air inlet device shown in FIG. 1 has an outer wall 10 of circular cross section and a central body of circular cross section arranged coaxially in this wall.
The outer wall 10 has a sharp edge 10a at its front end. The inner surface 10b and the outer surface 10c diverge at a small acute angle of 3, for example. The inner surface 10b is also. inclined even with respect to the axial direction by a small acute angle α of 3, for example.
The inner surface 10b is shaped with respect to the outer surface of the central body 11 so that the cross-sectional area of the air inlet duct 12 between the outer wall 10 and the central body 11 increases continuously in the direction of flow away from the plane containing the front edge 10a over an initial part.
In this way, the speed of the air flow, which changes approximately in the plane of the front edge 10a from supersonic speed to subsonic speed, is continuously reduced in this initial part and the possibility of increasing again to supersonic speed with the consequent loss of energy is avoided. It should be noted that the lower the air velocity in the duct 12, the smaller the energy losses that occur as a result of wall friction.
The central body is. a body of revolution, its axis of rotation 11a. With. the longitudinal axis of the inlet device coincides. The central body has a sharp point 11b at its front end. Immediately downstream of the tip 11b of the central body there is a section 11c, the end of which is concave on the outside. From the section 11c merges continuously into a section 11d, the generatrix of which is convex outwards.
The concave and convex sections 11c and 11d of the central body are designed according to the characteristic method by L. Prantl and A. Busenmann (Festschrift for the 70th birthday of Prof. A. Stodola, page 49.9, Zurich 1929) that at supersonic speed a plurality of relatively weak shock waves at different Stel len the surface of the central body 11 are brought forward.
According to Oswatitseh's suggestion, these shock waves are so focused that they intersect one another on a circle outside the wall by shaping the shape of the central body accordingly. is. This results in the reverse Prantl-Meyer's expansion at one corner for the two-dimensional flow (L. Prantl, Phy sikal. Zeitschrift Vol. 8, page 23, 1907, and Th. Meyer, dissertation, Göttinger Forschungsheft 62 of the association German domestic.
1908).
The surface of the convex portion lld of the central body is. at one point almost parallel to the inner surface of the outer wall, and the convex angle is. in the downstream direction so that the surface approaches the axis of the inlet device. At this point goes. this area has a second concave section. ll into a cylindrical section. 11 f of the central body over.
To make the central body 11 axially movable, is. the zy Lindrisehe section 11 f of the central body is extended into a stationary guide body 13. Furthermore, actuating means are provided, which are formed in the present case by a servo motor. are. The cylinder 14 of the servo motor is attached to the guide body 13, and the piston 15 of the servo motor is. connected to the central body 11 by means of a rod.
The Zen central body 11 can be moved by means of said servo motor from the position shown with full lines, in which the tip 11b is approximately in the plane containing the edge 10a, into a position shown with dashed lines.
The guide body 13 is fixed with respect to the rest of the parts of the jet engine to which the air inlet device in question is assigned. The cylindrical section 71f of the central body is. Guided over the entire displacement path of the latter in the inner wall 13a of the guide body 13, so that no gap arises in the inner wall of the air duct 1.2 even when the central body moves forward. becomes. The inlet end of the compressor of the jet engine is. designated by 16 in the drawing.
The outer wall 10 of the air inlet device is designed in two parts, namely the outer wall 10 has a fixed part 10e and a front end part 10f in front of this fixed part. The front end portion 10f of the outer wall 10 has a sharp front edge 10a and extends backwards from this edge by a distance which in the present case is equal to the distance between the tip 11b of the central body from that point of the central body at which the tangent is the convex section 11d of the central body is parallel to the inner surface 10b of the outer wall 10 ..
The front end part 10f of the outer wall can be moved axially forward relative to the main part 10e of the outer wall 10, namely from the with. position drawn in full lines into the position drawn with dashed lines, in which an annular gap is formed between the wall parts 10e and 10f. The front edge 10g of the main part 10e of the outer wall is rounded off, while the rear edge 10h of the front end part 10f of the outer wall is concave in such a way that these two parts merge into one another with the smallest possible discontinuity, both on the inner surface 10b as also on the outer surface 10c of the outer wall 10.
The front end part 10f of the outer wall 10 is displaceable by actuating means which, in the example shown, are servomotors 17 arranged on a circle at a distance from one another, which are arranged parallel to the axis of the air inlet in the main part 10e of the outer wall 10. The servomotors 17 each have a piston 18 which is connected to the front end part 10f of the outer wall 10 by means of a forward rod 18a. The servomotors can be operated hydraulically, pneumatically or electrically. The stroke of the piston 18 is equal to the axial movement stroke of the front wall part and thus the axial length of the annular gap.
Means are provided to keep the front end part of the outer wall in the coaxial position with respect to the air inlet when said wall part is moved into the front end position. In the present case, these means are bushings 19 which support the Kol benstangen 18a in the main part 10e of the outer wall 10.
When the device is operated at the speed of sound (Mach number 1.), the front end part 10f of the outer wall 10 is in the position drawn with solid lines, in which the two wall parts 10f and 10e collide, and the tip 11b of the central body 11 lies approximately in the plane containing the front edge 10a of the outer wall 10. The central body 11 is shaped and designed in such a way that the shock waves emanating from the central body 11 intersect on a circle at above acoustic speeds and accordingly in front of their position when the outer wall 10 is removed.
The more the Mach number increases, the more the angle between the shock waves and the axial direction (Mach angle) decreases; in the process, the intersection of the shock waves wanders backwards with respect to the tip 11b of the central body 11. As a result, the central body 11 is moved forward with increasing Mach number so that the shock waves (shown with dashed lines) always hit the outer wall radially within the circle on which they would intersect if the outer wall 10 was removed will.
The movement of the central body 11 can take place automatically, for example and by using the relatively high pressure that occurs when the outer wall 10 hits the outer wall 10 due to the resulting shock waves. When the device is operated below a Mach number of 1.00, the central body 11 is held in its rear end position, while the front end part 10f of the outer wall 10 is pushed forward so that air can penetrate through the annular gap formed between the wall parts 10f and 10e . The front end part of the outer wall 10 is expediently continuously moved forward; on the other hand, the arrangement can also be such that said wall part when reaching a certain Mach number or
Air speed is moved forward. For example, the arrangement can be such that the front end part of the outer wall 10 is moved forward when the Mach number 0.6 is reached.
Since the front end of the main part 10e, the outer wall 10, is rounded, turbulence within the inlet direction can be largely avoided if air enters through the said annular gap between the two wall parts at low speeds. The inlet cross-sectional area can be adjusted so that it is adapted to the mass flow rate required to operate the system.
The effect is improved compared to that which is achieved when all the air enters through the front, end-face inlet opening, which is delimited by the sharp edge 10a. The annular gap acting as an additional seat can be dimensioned in such a way that a good effect is achieved even when the aircraft to which the system with the described air inlet device is assigned is stationary.
In Fig. 2, an air inlet device is shown, which is generally the same ausgebil det as the device described above with reference to FIG. The central body 20 is here conical at its front end and furthermore cannot be moved axially.
The tip 20a of the conical section 20b is arranged upstream of the plane in which the front edge 10a of the outer wall 10 lies when the front part 1.0f of the latter is in an <B> L </B> age in which there is no annular gap between the Parts of the outer wall 10 is formed.
The amount by which the tip 20a of the cone section lies in front of the above-mentioned plane is selected so as to be 'dat.', A shock wave 23 which flows from this tip 20a of the central body 20 at the supersonic number for which the inlet device is built, starting from the front edge of the outer wall 10 is just cut.
At the downstream end of the kink section 20b of the central body 20, said section is provided via a convex section 20d and a concave section 20e. connected to a guide body 21, which leads to the inlet 22 of the compressor of the system.
The shape of the parts 20b, 20d and 20e is chosen so that the cross-sectional area of the inlet channel increases from the front edge 10a of the outer wall 10 over a relatively large stretch in the downstream direction, so that the air speed in this channel part decreases in order to reduce losses .
Instead of fixing the central body 20, it can also be movable analogously to the central body 11 of the example shown in FIG. 1, so that the shock wave 23 from the front edge 10a of the outer wall within a range of supersonic velocities occurring during operation of the device 1.0 each is cut straight.
The central body 20 can then be moved forward, for example, when the end part 10f of the outer wall 1.0 is moved forward in order to achieve a larger inlet transverse surface area for the channel 12, since in this case between the wall parts 1.0e, 10f of the outer wall 10 of the air inlet device, an annular gap acting as an additional air inlet is formed.
As a result of the design described, an air inlet device is created which not only has a good effect at supersonic speeds, but also extends within a range from the maximum supersonic speed to 0, which is reached, for example, when the aircraft is below the lower limit , to which an engine with such an air inlet device is assigned, gets ready for take-off.