DE1186336B - Flugzeugtriebwerk mit einem Axialverdichter, der seitlich angeordnete Ablenkduesen speist - Google Patents

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLAND

DEUTSCHES

PATENTAMT

AUSLEGESCHRIFT

Internat. Kl.: B 64 c

Deutsche Kl.: 62 b-37/02

Nummer: 1186 336

Aktenzeichen: B 65189 XI/62 b

Anmeldetag: 15. Dezember 1961

Auslegetag: 28. Januar 1965

Die Erfindung bezieht sich auf ein Flugzeugtriebwerk mit einem Axialverdichter, dessen Gehäusedurchmesser größer ist als der Durchmesser des sich nach hinten anschließenden Turbinengehäuses, und mit am Ende des Verdichtergehäuses zumindest auf einer Seite angeordneter Ablenkdüsenanordnung, die zur wahlweisen Vor- oder Auftriebserzeugung um ein Ringlager drehbar ist.

Bei bekannten Flugzeugtriebwerken der angegebenen Art sind auf beiden Seiten des Flugzeuges Ablenkdüsen, beispielsweise Kniedüsen, mit im wesentlichen rechteckiger Strahlablenkung symmetrisch angeordnet. Der Strahl tritt dabei im wesentlichen senkrecht zur Flugzeuglängsachse in die Kniedüse ein und verläßt sie, je nach Einstellung der Düse, entweder nach hinten oder nach unten gerichtet, um Schub bzw. Auftrieb zu erzeugen. Bei diesen bekannten Anordnungen fallen die Drehachsen der Düsen im wesentlichen mit ihren Strahleintrittsachsen zusammen.

Die bekannten Anordnungen haben den Nachteil, daß sie wegen des senkrechten Eintritts des Strahles in die Düse und wegen des zwischen dem austretenden Schubstrahl und dem Flugzug erforderlichen Abstandes ziemlich weit aus der Flugzeughülle vorstehen und eine deutliche Erhöhung des Luftwiderstandes verursachen. Hinzu treten noch die beträchtlichen Energieverluste bei der Strahlumlenkung um 90°. Bei der üblichen diametral gegenüberliegenden Anordnung zweier Ablenkdüsen, die aus einer gemeinsamen Ringkammer des Verdichters gespeist werden, besteht überdies die Gefahr, daß sich unerwünschte und gefährliche Schwingungen der Verdichterschaufeln ausbilden.

Die Erfindung hat sich die Aufgabe gestellt, ein Flugzeugtriebwerk der angegebenen Art zu schaffen, bei dem der von den Ablenkdüsenanordnungen hervorgerufene zusätzliche Luftwiderstand und die bei der Ablenkung entstehenden Energieverluste möglichst klein sind.

Nach der Erfindung wird die gestellte Aufgabe dadurch gelöst, daß in einem Flugzeugtriebwerk der oben angegebenen Art die Achse des Ringlagers um 15 bis 45°, vorzugsweise 35°, nach unten geneigt und in der von ihr und der Triebwerksachse bestimmten Ebene um 15 bis 40°, vorzugsweise um 30°, nach hinten abgewinkelt ist, wobei die Achse des Ringlagers die Triebwerksachse schneidet oder sich dieser bis auf einen Abstand nähert, der höchstens gleich der Differenz der äußeren Radien des Verdichtergehäuses und des Ringlagers ist, und der Schubstrahl in der Ablenkdüsenanordnung eine AbFlugzeugtriebwerk mit einem Axialverdichter,
der seitlich angeordnete Ablenkdüsen speist

Anmelder:

Bristol Siddeley Engines Limited,

Bristol (Großbritannien)

Vertreter:

Dr.-Ing. H. Negendank, Patentanwalt,

Hamburg 36, Neuer Wall 41

Als Erfinder benannt:

Francis Charles Ivor Marchant,

Bristol (Großbritannien)

Beanspruchte Priorität:

Großbritannien vom 15. Dezember 1960 (43 218)

lenkung von solcher Größe erfährt, daß er mit der Triebwerksachse einen Strahldivergenzwinkel von etwa 0 bis 8° bildet.

Bei dem erfindungsgemäßen Flugzeugtriebwerk ist somit die Eintritts- und Drehachse der Ablenkdüsenanordnung schräg nach unten hinten und seitwärts gerichtet. Die Winkel, durch die die Richtung des austretenden Strahles bestimmt wird, sind dabei so gewählt, daß sich bei geringstem Platzbedarf der Düsenanordnung möglichst kleine Abweichungen von dem gewünschten Idealverhalten beim Schub bzw. Hub ergeben.

Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung kann bei einem Flugzeugtriebwerk mit zumindest einer weiteren Ablenkdüsenanordnung für das aus der Turbine austretende Gas die Achse des Ringlagers der Düsenanordnung für die Turbinengase im wesentlichen parallel zu der Achse des Ringlagers der Düsenanordnung für die verdichtete Luft liegen.

Wegen des kleineren Durchmessers des Turbinengehäuses verursacht die Düsenanordnung für die Turbinengase keinen merklichen zusätzlichen Luftwiderstand; die erfindungsgemäße Ausführung dieser zusätzlichen Düsenanordnung ermöglicht jedoch die Unterbringung des Triebwerkes auch in kürzeren Flugzeugen.

Weitere Eigenschaften und Vorteile der Erfindung gehen aus der folgenden Beschreibung von Ausführungsbeispielen hervor, die in den Zeichnungen dargestellt sind.

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Fig. 1 zeigt eine Hälfte eines Triebwerkes auf winkel D₁ zur Läuferachse II an Stelle einer Ausder einen Seite der vertikalen Längsebene I, die die richtung des Kanals im rechten Winkel zur Läufer-Läuferachse II enthält, und zwar bei Blickrichtung achse ist es möglich, die Düse 8 mit ihrer Lagervon einer Stellung unmittelbar hinter den Ablenk- anordnung weiter in die Seite des Triebwerkes hindüsenanordnungen nach vorn; S einzuziehen. Dadurch wird ihr Anströmquerschnitt

F i g. 2 zeigt eine Ansicht in Richtung des Pfei- vermindert und ihre Anbringung auch an kleineren

lesA in Fig. 1, d.h. lotrecht zu der'Ebene, welche Flugzeugen ermöglicht, was zur Verminderung des

die Läuferachse und die Achse des in F i g. 1 ge- Luftwiderstandes und des Gewichtes des Flugzeuges

zeigten Auslaßkanals enthält; , beiträgt. Die Anordnung des Lagers so nahe wie

F i g. 3 zeigt die in F i g. 2 gezeigte Düse bei Blick- io möglich an der Läuferachse verkürzt den Auslaßrichtung in Richtung des Pfeiles B; kanal 7 in solchem Maße, daß er nur andeutungs-

F i g. 4 zeigt eine Rückansicht zweier Triebwerke weise in Erscheinung tritt und hinsichtlich seiner

einer zweiten Ausführungsform, die je eine Luftdüse Richtung und seines Querschnittes gewissermaßen

und eine Abgasdüse aufweisen; durch die Achse und den Innenumfang des Ring-

F i g. 5 zeigt einen Schnitt durch eines dieser 15 lagers dargestellt wird.

Triebwerke nach der Linie V-V in Fig. 4; Wenn die Kanalachse III, statt lotrecht zur

F i g. 6 und 7 zeigen eine Seiten- bzw. Rück- Läuferachse zu verlaufen, in der beschriebenen

ansicht einer dritten Ausführungsform eines Trieb- Weise geneigt ist, muß der Luftablenkwinkel N der

werkes mit zwei Luftdüsen und zwei Abgasdüsen; Ablenkdüsenanordnung entsprechend vermindert

F i g. 8 zeigt schematisch den Bereich der mög- 20 werden, um die gewünschte Schubrichtung im we-

lichen gegenseitigen Anordnung der Auslässe. sentlichen parallel zur Läuferachse II sicherzustellen.

Wie aus Fig. 2 ersichtlich, besteht das in den Dabei ist N gleich dem Divergenzwinkel D₁, wenn F i g. 1 bis 3 gezeigte Triebwerk aus einem Axial- der Schub genau parallel zur Läuferachse II erzeugt verdichter 1, der am vorderen Ende des Triebwerkes werden soll. In dem dargestellten Beispiel ist jedoch angeordnet ist und einen Lufteinlaß 2 aufweist, so- 25 N um einen kleinen Winkel H₁ kleiner als D₁, so daß wie einer koaxial angeordneten Turbineneinheit 3 die Mittellinie IVa des Strahles um so viel von der mit einem Hochdruckverdichter 4 und einer Brenn- Läuferachse II abgelenkt wird, daß der Flugzeugkammer 5. Das turbinenseitige Ende des Trieb- rumpf bzw. das Triebwerkgehäuse nicht im Strahlwerkes ist nicht dargestellt. Es umfaßt einen be- bereich liegen.

kannten Hochdruckläufer, der den Läufer des Hoch- 30 Betrachtet man einen Punkt α auf der Mittellinie

druckverdichters 4 antreibt, und einen bekannten IVa in einer Entfernung oa vom Schnittpunkt der

Niederdruckläufer, der den Läufer des Verdichters ί Achse III mit der Mittellinie IVa, so bewegt sich

über eine Welle antreibt, die koaxial durch die dieser Punkt bei einer Drehung der Düse 8 um die

Hochdruckläufer hindurchgeht. Die Oberseite des Achse III in einer Ebene E senkrecht zur Achse III

Triebwerkes, d. h. die Seite, welche beim geraden 35 und erreicht die Stellung a_v wenn die Mittellinie in

Flug des Flugzeuges oben liegt, befindet sich in einer Ebene F bis zu der Stellung IV b nach unten

F i g. 1 oben. Bei Betrachtung des Triebwerkes, gedreht worden ist (F i g. 1), wobei die Ebene F

wenn dieses nicht an seinem Platz im Flugzeug an- senkrecht zur Läuferachse II verläuft. Der Weg des

geordnet ist, bestimmt die Anordnung der Schmier- Punktes von α nach a_t ist in F i g. 3 gezeigt und ent-

und Brennstoffzufuhranlage die Ober- und Unterseite 40 spricht der Drehung der Düse 8 um den Winkel R,

der Maschine für normalen Betrieb. der etwas größer als 90° ist. Wenn die Kanal-

Ein Teil der vom Verdichter 1 verdichteten Luft achse III in einer waagerechten Ebene verliefe, so wird in die Ansaugvorrichtung des Verdichters 4 daß gemäß der Darstellung in F i g. 1 ο bei O₁ wäre, abgegeben, um dort weiter verdichtet, in der Brenn- so würde die Mittellinie IVc des Strahles von der kammer 5 erhitzt und zum Antrieb der Gasturbinen 45 Senkrechten nach außen um einen Winkel n₂ abverwendet zu werden; der übrige Teil der Luft tritt gelenkt werden, dessen Sinus gleich der Projektion in eine Ringkammer 6 ein. von oa (in F i g. 2 als Oa₁ gezeigt) geteilt durch die

Diese Ringkammer weist zwei Auslässe in Form wirkliche Länge oa ist. Durch eine Drehung der von Auslaßkanälen 7 auf, die auf gegenüberliegen- Ebene, die die Läuferachse II und die Kanalachse III den Seiten der senkrechten Ebene I symmetrisch 50 enthält, um einen Winkel, der zweckmäßigerweise angeordnet sind. Die Auslaßrichtung der Kanäle 7 als Neigungswinkel bezeichnet wird und annähernd führt von der Läuferachse II nach außen und par- den Komplementwinkel des Strahlablenkwinkels N allel zur Kanalachse III, wobei die letztere durch bildet, um die Läuferachse nach unten könnte die die Läuferachse II hindurch oder in deren Nähe Strahlmittellinie vertikal gemacht werden, jedoch verläuft (s. F i g. 1). In diesem Beispiel ist die Kam- 55 müßte dies durch eine Vergrößerung der Äbweimer 6 nur eine Auffüllkammer; sie kann jedoch auch chung des Strahles von der mittleren Längsnchtung mit Brennern zur Erhitzung der Luft ausgestattet erkauft werden, wenn die Düse in die Vortriebssein, stellung zurückgedreht wird. Die Wahl des Nei-

Zur Aufnahme der aus den Kanälen 7 austreten- gungswinkels D₂, der allgemein kleiner als der Kom-

den Luft ist eine Ablenkdüsenanordnung 8 mit 60 plementwinkel des Luftablenkwinkels N ist, stellt

einem Satz von Leitschaufeln 10 vorgesehen und in deshalb einen Kompromiß dar und richtet sich da-

einem Ringlager 9 gelagert. Dieses Lager 9 ist so am nach, ob bei der jeweiligen Anordnung mehr die

Flugzeugrumpf befestigt, daß es sich um die Kanal- Verluste beim Vortrieb oder beim Hub vermieden

achse III drehen kann. Um ein Entweichen der Luft werden sollen.

zwischen dem Kanal 7 und der Düse 8 zu verhin- 65 Es gehört zu den Merkmalen der Erfindung, daß

dem, sind Dichtungen vorgesehen. Durch die Nei- D₁, D₉ und /I₁ innerhalb vorbestimmter Bereiche

gung der Kanalachse IH gemäß der Darstellung in liegen. Diese Bereiche kennzeichnen praktische Aus-

F i g. 2 nach hinten in einem spitzen Divergenz- führungsformen, die bedeutende Vorteile gegenüber

anderen Auslegungen haben, die nur von geringem Wert sind oder nur einen geringen Vorteil bieten.

Der Bereich der Werte D₁ liegt zwischen 50 und 75° und der Bereich der Werte D₂ zwischen 15 und 45°. Der Bereich der Werte n_x liegt zwischen 0 und 8°. Diese Winkel hängen voneinander und von den Düseneinstellungen ab, die innerhalb des Bereiches ihrer Winkelbewegung beim Starten bzw. beim waagerechten Flug und beim Landen gewählt werden. Eine derartige Abhängigkeit ist z. B. die, daß die Summe D₁ und D₂ annähernd 90° betragen oder nahezu den Wert 90°+H₁ haben sollte.

Wenn D_x zu groß und D₂ zu klein ist, ist die Verminderung des Anströmquerschnitts im Vergleich zu einem Triebwerk mit diametral versetzten Anlassen und 90°-Kniedüsen nicht von Bedeutung. Wenn D₁ zu klein und D₂ zu groß ist, liegt der Auslaßkanal zu nahe an der Turbine und muß erheblich lang sein, damit die Düse genügend weit vom Rumpf oder der Gondel absteht. Wenn H₁ zu groß ist, wird die Vortriebskomponente des Schubes beim Vorwärtsflug erheblich vermindert.

Bei dem in den F i g. 1 bis 3 gezeigten Beispiel betragen der Divergenzwinkel D₁ und der Neigungswinkel D₂ 60 bzw. 35°, während der Strahlablenkwinkel N 54° beträgt, so daß die Strahlen in der in F i g. 2 gezeigten Vorwärtsflugstellung um 6° von dem parallelen Verlauf mit der Läuferachse II abweichen. Die Divergenz von der Senkrechten beträgt dann, wenn die Düsen vollständig in Hubstellung gedreht werden, etwa 8°, wobei der Verlust an Hubkraft in Prozenten 1 —cos. 8° gleich 0,97 beträgt.

Es ist ersichtlich, daß infolge des Neigungswinkels D₂ die Mittellinien IVa des Strahles mit Bezug auf die Lauferachse II eine kleine Neigung nach unten haben, so daß eine senkrecht zur Läuferachse gerichtete Hubkomponente erzeugt wird. Diese Komponente kann durch die Drehung der Düsen verändert werden; je nach den Eigenschaften des betreffenden Flugzeuges können unter Umständen die Flugleistungen merklich verbessert werden, wenn die Strahlmittellinien eine verstärkte Abwärtsneigung haben.

Die von der Turbine abgegebenen Gase können ebenfalls in eine Füllkammer abgegeben werden, die in ähnlicher Weise angeordnete Auslaßkanäle und abgewinkelte Schubdüsen aufweist. Da es normalerweise nicht erforderlich ist, daß die Abgasfüllkammer in Querrichtung Abmessungen aufweist, die so groß sind wie diejenigen der Luftfüllkammer, ermöglicht die geneigte Anordnung der Auslaßkanalachsen in diesem Falle keine spürbare Verminderung des Anströmquerschnitts des Triebwerkes. Sie ermöglicht jedoch die Unterbringung des Triebwerkes in einem kürzeren Rumpf oder Gehäuse, da dessen Verjüngung weiter vorn beginnen darf.

Die F i g. 4 und 5 zeigen Triebwerke, in denen jeweils die Ringkammer 16 einen einzelnen Auslaßkanalstutzen 17 mit einer zugeordneten Ablenkdüsenanordnung 18 aufweist. Außerdem wird das Gas, welches durch Hoch- und Niederdruckturbinen 19, 20 hindurchgegangen ist, in einen von einem Lager 26 gebildeten Auslaß 21 abgegeben, wobei das Lager 26 eine Achse 22 parallel zur Achse 23 des Kanals 17 aufweist und der Auslaß 21 mit einer Ablenkdüsenanordnung 27 ähnlich der Ablenkdüsenanordnung 18 versehen ist. Zur gemeinsamen Bewegung der Düsen sind nicht dargestellte Vorrichtungen vorgesehen. Infolge der verschiedenen Durchflüsse haben die Auslässe verschiedene Querschnitte.

Die beiden Triebwerke sind in einem gemeinsamen Rumpf untergebracht. In F i g. 4 deutet die Linie 25 die Form der Rumpfwand in einer Querebene durch die Auslässe 17 an. In F i g. 5 deutet die Linie 24 die Form der Rumpf wand in der Ebene der Figur an.

Die F i g. 6 und 7 zeigen ein einzelnes Triebwerk mit zwei Luftauslässen mit Düsen 30 und zwei Gasauslässen mit Düsen 31. Je zwei Auslässe haben einen Querschnitt gleich der Fläche des entsprechenden Einzelauslasses in den Fig. 4 und 5.

Die Kanalstutzen werden nicht länger ausgeführt als erforderlich, um den Verdichter und die Turbine in einem gegebenen Rumpf unterzubringen, während die Düsen außerhalb liegen. Dabei kann das Ringlager so nahe an der ringförmigen Kammer angeordnet werden, daß es in einer Tangentialebene zur allgemeinen Form der Kammerwand liegt.

Nach den vorhergehenden Beispielen schneiden die Achsen der Auslässe die Läuferachsen. Dies ist jedoch nicht notwendig. F i g. 8 ist eine schematische Rückansicht der Ringkammer und des Auslasses. Der Auslaß kann um so viel versetzt sein, wie durch die strichpunktierten Linien angedeutet. Die Auslaßachse 40 geht dann in einem Abstand an der Läuferachse 41 vorbei, der gleich dem Unterschied zwischen dem äußeren Radius 42 der Ringkammer und dem äußeren Radius 44 des Ringlagers 45 ist.

Claims (2)

Patentansprüche:

1. Flugzeugtriebwerk mit einem Axialverdichter, dessen Gehäusedurchmesser größer ist als der Durchmesser des sich nach hinten anschließenden Turbinengehäuses, und mit am Ende des Verdichtergehäuses zumindest auf einer Seite angeordneter Ablenkdüsenanordnung, die zur wahlweisen Vor- oder Auftriebserzeugung um ein Ringlager drehbar ist, dadurchgekennzeichnet, daß die Achse (III) des Ringlagers um 15 bis 45°, vorzugsweise 35°, nach unten geneigt und in der von ihr und der Triebwerksachse bestimmten Ebene um 15 bis 40°, vorzugsweise 30°, nach hinten abgewinkelt ist, wobei die Achse des Ringlagers die Triebwerksachse schneidet oder sich dieser bis auf einen Abstand nähert, der höchstens gleich der Differenz der äußeren Radien des Verdichtergehäuses und des Ringlagers ist, und der Schubstrahl in der Ablenkdüsenanordnung eine Ablenkung von solcher Größe erfährt, daß er mit der Triebwerksachse einen Strahldivergenzwinkel von etwa 0 bis 8° bildet.

2. Flugzeugtriebwerk nach Anspruch 1 mit zumindest einer weiteren Ablenkdüsenanordnung für das aus der Turbine austretende Gas, dadurch gekennzeichnet, daß die Achse des Ringlagers der Düsenanordnung für die Turbinengase im wesentlichen parallel zu der Achse (III) des Ringlagers der Düsenanordnung für die verdichtete Luft liegt.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

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