DE1526812A1 - Turbogeblaese-Triebwerk - Google Patents
Turbogeblaese-TriebwerkInfo
- Publication number
- DE1526812A1 DE1526812A1 DE1965G0044027 DEG0044027A DE1526812A1 DE 1526812 A1 DE1526812 A1 DE 1526812A1 DE 1965G0044027 DE1965G0044027 DE 1965G0044027 DE G0044027 A DEG0044027 A DE G0044027A DE 1526812 A1 DE1526812 A1 DE 1526812A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- engine
- cell
- nozzle
- engine according
- forms
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
- F02K1/64—Reversing fan flow
- F02K1/68—Reversers mounted on the engine housing downstream of the fan exhaust section
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
GENERAL ELECTKIC COMPANY
SCHENECTADY, N.Y./USA
SCHENECTADY, N.Y./USA
Turbogebläse-'. Triebwerk
Der Erfindung liegt allgemein die Aufgabe zugrunde, den durch äusseren Luftwiderstand verursachten Schubkraftverlust
bei' Flugzeugtriebwerken zu verringern, insbesondere eine bessere Gestaltung der Tragkonstruktion einer Turbogebläse-Triebwerkzelle
mit einer doppelten Stromlinien-Düsenanordnung für die austretenden Gase zu schaffen.
Ein Hauptziel der meisten Konstrukteure von Flugzeug-Strahltriebwerken
besteht heutzutage darin, die Leistung des Triebwerks insbesondere in dem Bereich des "spezifischen
Brennstoffverbrauchs" zu verbessern; dieser ist ein Mass für die Brennstoffmenge, die zur Erzielung des "Nennschubs11
eines Turbogebläses oder eines Turbostrahltriebwerks benötigt' wird. Der spezifische Brennstoffverbrauch wird dadurch
berechnet,
0Q8883/0309
copy
berechnet, dass die Brennstoffströmung in Kilogramm pro
Stunde durch den Schub in Kilogramm dividiert wird; der Wirkungsgrad eines Flugzeugtriebwerks ist natürlich umso
besser, je niedriger dieser spezifische Brennstoffverbrauch ist. Ein niedrigerer spezifischer Brennstoffverbrauch ergibt
grössere Reichweiten, »as besonders für Langstreckentransporte von. grossar Bedeutung ist. Da der spezifiscne
Brennstoffverbrauch vom Schub des Triebwerks abhängt,
ist der Unterschied zwischen dem "ITettoschub" und dem
"Bruttoschub11 zu beachten. Der "Bruttoschub" ist die
Kraft, die von dem Strahltriebwerk bei der Beschleunigung der durch das !Triebwerk gehenden Luftmassen (für den Fall
des allgemein bekannten Turbostrahl- oder Turbogebläse-Zyklus)
von der relativen Geschwindigkeit Null zur Strahlgeschwindigkeit aufgewendet wird. Der "Nettoschub* entspricht
dagegen dem Bruttoschub minus den Verlusten, die beim Aufnehmen der Luft in das Triebwerk entstehen unials
"Stauwiderstand" bekannt sind. Wenn eine Verbesserung des ITettoschubs des Triebwerks und eine entsprechende
Verringerung des spezifischen Brennstoffverbrauchs unterstellt wird, bleibt jedoch immer noch das Problem, den
installierten Schub zu verbessern, d.h. die Verringerung des installierten Hobtoschubs zu bekämpfen, die von .
dem äusseren Luftwiderstand hervorgerufen wird, der sich aus der Art und Weise des Einbaus der Triebwerkszelle in
die flugzeugkonstruktion ergibt.
009883/03 09 BAD ofuginal
Bei grossen Transportern für Langstreckenverkehr mit Unterschallbetrieb werden beträchtliche Verbesserungen
durch die Verwendung von Turbogebläsetriebwerken mit grossem Nebenluftverhältnis und hohem öesamtdrtu.ckvernältnis erzielt, vorausgesetzt, dass der Eigenluftwiderstand und das Eigengewicht solcher Triebwerke
die mögliche Verbesserung des spezifischen Brennstoffverbrauch» nicht aufheben. Bei NebenLuftverhältnissen
Über 5:1 * d.h. wenn das Volumen (bew. die Masse) der
Luft, die durch das (vorn oder hinten angebrachte ) grassere Axialströmungsgebläse geht, das in einem Kanal
untergebracht ist, der bei den üblichen Turbogebläsetriebwerken koaxial au einem kleineren Gaserzeuger mit
näherem Druckverhältnis liegt und diesen gewöhnlich umgibt, fünfmal so gross wie das durch den Gasgenerator
gehende Luftvolumen ist, besteht beispielsweise das Problem des aussergewöhnlich niedrigen Schubs pro
Gewichtseinheit der Luftströmung bei Reiseflugbedingungen.
Zur Beseitigung dieses Kachteils werden die Gebläsedurchmesser der herkömmlichen Zweikreistriebwerke sehr
gross gemacht, wobei aber das Gewicht und der Luftwiderstand entsprechend vergrössert werden. Venn aber
der äUBserllch verursachte Luftwiderstand auf ein
Miniaua herabgesetet werden kann, können die potentiellen
Verbesserungen des epcsLfischen Brennstoffverbrauchs
erreicht werden, die, wie gezeigt wurde, mit höheren als ten üblichen lebenluftverhälttiissen (die üblicherweise
- JS fc i BAD ORIGINAL
009S83/0309
in den Bereich 2:1 oder 3:1 fallen) möglich sind.
Das Ziel der Erfindung ist daher allgemein die Verbesserung des Eigenluftwiderstands der Triebwerksanordnung des Plugzeugs.
Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, bei einem
Turbogebläse-Triebwerk den äusserlich verursachten Luftwiderstand
zu verringern, d.h. den Luftwiderstand, der beispielsweise durch Oberflächenreibung, Geschwindigkeitseffekte, der Abgasströme des Gebläses und des Gaserzeugers,
Beschleunigung der Strömung Über gekrümmte (oder konische) Achterteile der Aussenflächen der Gebläseverkleidung und
der Gaserzeugerzelle verursacht wird; diese Verringerung des Luftwiderstands geschieht durch die Optimalisierung der
aerodynamischen Drücke auf diesen Flächen und durch die Verringerung von äusserlich verursachtem Luftwiderstand
infolge der aerodynamischen Interferenz zwiechen der Gebläseverkleidung und/oder derGaserzeugerzelle, dem
Plugzeugrumpf ader Flügel und der das Triebwerk tragenden
Strebenkonstruktion.
Ein Plugzeug-Turbogebläsetriebwerk mit einem Axialströmungskompressor
zur Erzeugung einer Vortriebs-Gasströmung mit verhältnismässig grossem Volumen und niedrigem Drude ist
nach der Erfindung dadurch gekennzeichnet, dass der Kompressor
von einer koaxialen Verkleidung umschlossen ist, in die
teleakopartig
009883/0309 bad original
teleskopartig teilweise eine ein Gasturbinentriebwerk umschliessende Zelle eingeschoben ist, die an ihrem
Achterende in einer Abgasdüse für den Austritt der Iriebwerksabgase endet, dass die Verkleidung an der
Vorderseite einen lufteinlass bildet, während ihre Hinterseite mit der Zelle eine konvergierende Auetritts-r
düse für den Kompressor bildet, dass die Zelle in der Ebene der Austrittsdüse des Kompressors eine Stelle
grössten Durchmessers aufweist, die eine Einschnürung für die iustrittsdüse bildet, und dass der Zellenkörper
in der Strömungsrichtung hinter der Stelle grössten DuEchmessers zur Bildung einer Rekompressionsfläche
konvergiert.
Ein konischer Verschlusäörper kann teilweise in der am Hinterende der Zelle gebildeten Abgasdüse angeordnet
sein, wobei der konische VeraÜUsskörper in der Austrittsebene
der Abgasdüse seinen grössten Durchmesser aufweist und eine zweite Rekompressionsfläche für das Triebwerk
bildet.
Die Erfindung wird nachstehend an Hand der Zeichnung beispielshalber beschrieben. Darin zeigen:
Fig.1 eine teilweise aufgeschnittene Seitenansicht eines
nach der Erfindung ausgeführten Turbogebläse-Iriebwerks,
BAD ORIGINAL.
gig.
009883/0309
fig.2 eine schematische Umrisszeichnung des Triebwerks
von Fig.1 sur Erläuterung *ier auf die Triebwerks ζ eile
und deren Halterung einwirkenden Luftwideretandskräfte,
Fig.3 eine sehematieehe Darstellung zur Erläuterung der
optimalem Bemessungen der konvergierenden Teile der Verkleidung und der Zelle sowie der Hadiusverhältnisse
der Austritt sdüsenöffmmgen,
Pig,4 ein Diagramm der Druckverteilung entlang der Oberfläche
der Trisbwerkszelle von Fig.1 und 3t
Fig.5 eine schematische Darstellung ähnlich Fig.3 von
einem herkömmlichen Turbogebläsetriebwerk und
Fig.6 ein Diagramm der Druckverteilung entlang der Ober
fläche des Triebwerks von Fig.5.
In Fig.1 und 2 ist ein Flugzeug-Gasturbinentriebwerk 1
dargestellt. Das Triebwerk enthält eine (in axialer Richtung) vertätnismässig kurze Verkleidung 2, eine
hohle, ringförmige Gaserzeugerzelle 3, die teilweise
teleskopartig in die Verkleidung eingeschoben ists und
einen im allgemeinen konischen Verschlusskörper 4» der seinerseits teilweise von der Zelle umschlossen lat.
Alle diese zuvor erwähnten Teile liegen Iü wes„ tlichen
koaxial
009883/0309
koaxial sur TriebwerksachBe.Das Triebwerk ist ein Axialstrütnungs-Turbogebläee mit einem vorn angebrachten
Gebläse 10 in Form eines Axialströmuugs-KompresBors,
der Luft durch den Einlass 12 aufnimmt.Das Gebläse
wird so betrieben, dass es eine Gasströmung mit verhältnismassig grossem Volumen und niedrigem Druck in einem Kanal
14 erzeugt, der von den im wesentlichen zylindrischen Innenr wänden 2b der Verkleidung gebildet wird, welche radial im
/bstaud Innerhalb der Auesenwände 2a der Verkleidung liegen.
Der Axialetrömungskompreesor 10 enthält eine Reihe von
abwechselnd hintereinander angeordneten Statorschaufeln 10a und Eotorachaufeln 10b, die in üblicher Weise mit Tragfläcnenprofil ausgebildet sein können. Die Gasströmung
des Gebläses im Kanal 14 wird nach hinten zum gröseten
!Heil durch eine Öffnung 16 abgezweigt, die von einem nach
innen konvergierenden, in einer Lippe 20 endenden Achterteil 18 der Verkleidung 2 umschlossen ist. Rn weiterer
Teil der Gasströmung des Gebläses wird durch einen Einlass 22 in. die hohle, ringförmig· Zelle 3 geleitet, wobei
der Abgasstcom des Gebläses durch einen vorderen Abschnitt
der Zelle geteilt wird. Die Zelle besitzt eine Innenwand 26, die radial im Abstand innerhalb einer Aussenwand 28 liegt
und einen Kanal 30 bildet, in dem ein Gaserzeuger 32 des
Axialströunngstypa angeordnet ist.Der Gaserzeuger 32
besteht au· einem Kompressor 34, einem Verbrennungsraum 36 und einer Turbine 38, die in üblicherweise über eine Welle
den Kompressor 34 antreibt.Aa Achterende des Kanals 30 ist
BAD
009883/0309
eine mehrstufige Tuiüue 40 mit niedrigem Radiusverhältnis
angeordnet, die über eine koaxial zur äusseren Welle liegende Welle 42 das Gebläse 10 dadurch antreibt, dass
sie Energie aus dem heissen Gasstrom entnimmt, der aus dem Turbinenabschnitt 38 des Gaserzeugers 32 austritt.
Nach dem Durchgang durch die Turbine 40 verlässt der neisse Gasstrom das Turbogebläse-iDriebwerk 1 durch eine
zweite Abgasöffnung 44.Die Öffnung 44 ist, ähnlich wie die Öffnung 16, durch einen Achterabschnitt 46 der hohlen,
ringförmigen Gaserzeugerzelle 3 umschlossen, der in Bezug auf die Triebwerksachse nach innen konvergiert und in
einer zweiten Lippe 4c endet.
Wie die Zeichnung zeigt, ist die hohle, ringförmige Zelle 3, die den Aehterkörper des Gebläses bildet symmetrisch
zu einer durch die Achse des Surbogebläses 1 gehenden Ebene. Die Aussenwand 28 liegt im wesentlichen koaxial
zu dem konvergierenden Achterteil 18 der Verkleidung 2, und sie weist eine Stelle 50 maximalen Durchmessers
auf, die in der Ebene der iippe 20 der Öffnung 16 liegt.
Dadurch wird eine Einschnürung in der JLustrittsöffnung
des Gebläses für den normalerweise mit Unterschallgeschwindigkeit austretenden Gasstrom des Gebläses mit
verhältnismässig niedrigem Druck und grossem Volumen
gebildet, und diese Linschnürung liegt stets in der x/bene der uffnung 16. Ferner weist die die öffnung
bildende Verkleidung 2 eine optimale Form hinsichtlich eines geringen Luftwiderstands auf; sie bildet nämlich
009883/0309
eilte
BAD ORJOlNAL
eine nach innen ggcrümmte (oder konisch verlaufende )3?läche,
die einen Winkel von etwa 5° in Bezug auf die Triebwerks«
achse bildet. Dadurch wird zusammen mit dem nach innen konvergierenden mittleren Abschnitt 52 der Aussenwand der
Triebwerkszelle die erste "aerodynamische Austrittsdüse"
des Triebwerks gebildet.
Zur weiteren Erläuterung ist zu bemerken, dass die Strömung
durch den Kanal 14 bis zu der Einschnürung des Gebläses an der Stelle 50 mit Unterschallgeschwindigkeit erfolgt.
Es lässt sich zeigen, dass die Querschnittsfläche, auf
welche diese Abgasströmung des Gebläses bis zum Erreichen des Strömungsdrucks in der freien Umgebung ausgedennt wird,
in solchen Fällen beträchtlich kleiner als die maximale Querschnittsfläche der Zelle oder Verkleidung ist, in die
das 'Triebwerk eingebaut ist. Dieser Oberschuss an Querschnittsfläche
- oder Aufbau - muss von dem Konstrukteur des Flugzeugs beziehungsweise des Triebwerks sorgfältig
abgeschätzt werden, damit niedrige Drücke bzw. Unterdrücke über so grosse freiliegende Flächen so weit wie möglich
vermieden werden und dadurch der Luftwiderstand am Achterkörper auf ein Minimum herabgesetzt wird. Wie zuvor angegeben
wurde, kann das Problem beim Vorhandensein eines Gebläsestroms mit verhältnismässig niedrigem Druck
und grossem Volumen (oder im Fall eines Turbostrahltrieboerks,
das mit stark herabgesetztem Schub betrieben wird) noch schwerwiegender »ein. Es hat sich herausgestellt, dass
llM lediglich BAD OBlQJNAU
009883/0309
lediglich die Verwendung einer konvergierenden Düsenöffnung keine optimalen Ergebnisse liefert. Daher wird die hier
beschriebene "aerodynamische Austrittsdüse" angewendet, die aus einer einzigen Austrittsdüse mit einem Achterkörper
bestehen kann, oder, wie bei dem dargestellten Beispiel, als Dqpelsystem ausgebildet sein kann, bei
welchem auch der Achterkörper einen Gaserzeuger umschliesst, Hierbei wird nicht nur der Achterteil der Ge^läseverkleidung
in einem Winkel von etwa 4° bis 7° angeordnet, der in Iig.3
als Winkel A bezeichnet ist, sondern es konvergiert auch der mittlere Wandabschnitt 52 des Achterkörpers, d.h. der
Triebwerkszelle 3 in einem Winkel von etwa 7° bis 10°
relativ zu der Triebwerksachse, wodurch bei dem dargestellten Seispiel eine erste Rekompressionsfläche
an dem Turbogebläsetriebwerk gebildet wird.Es gibt somit keine plötzlichen Änderungen des Strömungswinkels
an der Aussenseite oder an der Innenseite (bei richtiger Bemessung des Unterschallabschnitts der Gebläseströmung
stromaufwärts der Einschnürung 50). Der Wirkungsgrad der Austrittsdüse wird durch Beachtung w&terer Einzelheiten
noch verbessert, insbesondere durch Bildung eines Verkleidungsübergangs 60 für die Strebe 62, mit welcher
das Triebwerk an der Tragfläche 64 (bzw. dem nicht dargestellten Rumpf) aufgehängt ist, wobei sich dieser
Varkleidungsübergang in den Unterschallbereich der Einschnürung erstreckt, und dadurch, dass die aus der Ein-,
schnürung der ersten aerodynamischen Austrittsdüse
austretende 009883/0309
austretende Gebläse-strömung zur Achse des Triebwerks hin
gerichtet wird, damit die Rekompression verbessert und auf einen möglichst grossen Wert gebracht wird.
Damit der Luftwideretand am Aehterkörper, der durch Eeibung
au der Zelle 3 und durch den Winkel am hinteren Ende der
i.elle (bei 46) verursacht wird, verringert wird, die Auswirkungen
der Reibung an der Gebläseverkleidung und des Luftwiderstands am hinteren Abschnitt 18 herabgesetzt werden
und das Zusammenwirken der Strömung über die Gebläseverkleidung i, durch die erste öffnung 16 und über die Zelle 3 am besten
ausgenutzt werden, muss die Gebläseverkleidung eine axiale Mindestlänge (im Vergleich zu den herkömmlichen
MJ?rontgebläse*-Gaeturbinen ) aufweisen und einen mit kleinem
Yiinkel konvergierenden (konischen oder gekrümmten) Abschnitt
aufweisen, bzw. in einen solchen Abschnitt enden. Der Achterkörper muss annähernd den gleichen Winkel (in Bezug auf
die Triebwerksachse ) haben wie die Gebläseverkleidung.Bei
der dargestellten Ausführung wird die *ussenströmung an
der Gebläseverkleidung, die Innenströmung in der Gebläseverkleidung
(d.h. die Tortriebs-Gasströmung des Gebläses)
und die Ausbildung des Achterkörpers, d.h. der Gaserzeugerzelle 3 zur Schaffung einer verbesserten Triebwerkszelle
ausgenutzt, die wenigstens eine "aerodynamische Austrittsdüse" enthält, welche den durch äusserlich verursachten
Luftwiderstand hervorgerufenen Schubverlust weitgehend herabsetzt, und die zugleich die zur Aufnahme des Gaserzeugerteils
erforderlichen Einrichtungen aufweist. Das ganze System
BADORiOiNAL 009883/0 3*0 9
— ι c
besitzt eine Querschnittsflächenverteilung, die derjenigen eines Umdrehungsfcörpers von grossem Schlankheitsgrad
ahnlich ist, worunter das Verhälntis der jänge zu
seinem maximalen Durcnmesser au verstehen ist. Dies wird ohne überniässiges Gewicht erreicht.
Bei der in Fig.1 bie 4 dargestellten Ausführungsforra
eines Turbogebläsetriebwerks mit av/ei. aerodynamischen
Austrittsdüsen tritt der verhältnismässig heisse Abgasstrahl des Gaserzeugers aus einer .-weiten Tric-bwerfcsdüse aus,
die an der Stelle 46 eine Einschnürung auiv/edat, welche
von einer Stelle 66 des Verschlusskörpers A mit maximalem
Durchmesser gebildet wird.Der Verschlusskörper ist im
allgemeinen konisch und konvergiert somit von der Stelle
stromabwärts naca Innen zur Triebwerksachse unter einem
Winkel, der sur Erzielung einsr maximalen Xrr:tokwiedergewinuung
• L-.l'iitg der .Uis.'-:«ni*läehe öS des Verseh!'.«;^^r-pers vorzugsweise
i\z Bereich von 7° bis 10° liegt« iie Z'.^c::^ -yc Ist aomit
Iq-: d-iser Ύ*■■:,?- ?\ikti:;-u JcLt zveL ae^?d^ -v::;,,.,-;:-::?.i Auatrltts-Ifi.^rn
eine r>.^irs li
/i,;:.~ ιι\)ύ 4 zei-gan die bevorzugten Wi^irel und SchlankheitH-,
rade { .äadlusverhältnisse ) für die Sefcläseverkleidung 2,
■•Ieu J» oläse~.--^?it;erkr5rper bzw. die Gaserseugsrzelle 3 und den
tr;s;:l';..u3skcrper 4 i'ür die Abgasdüse, sowie eine JDruckveri,
die durch Kessungen entlang den Oberflächen
in 009883/0309
in der angegebenen Weise erhalten worden ist. Im Vergleich
zu der Druckverteilung entlang den Oberflächen der herkömmlichenG-ebläse-Triebwerkszellen-
und Abgasdüsen-Ausbildung, die in Sig.5 und 6 dargestellt ist, wobei in diesem Fall
ein JFrontgebläse unterstellt ist, obgleich ein Achtergebläse
ähnliche Ergebnisse liefern würde, ergibt sich eine beträchtlich geringere Unterdruckverteilung.Ferner wird durch diese Anordnung
in Verbindung mit der kürzeren axialen Länge der Verkleidung und den nachstehenden Werten für die zuvor angegebenen Winkel
usw. eine beträchtliche Verringerung des äusserlich verursachten Luftwiderstands erreicht.
Das RadiusverieLtnis D^/D. liegt vorsugrweise im Bereich
von etwa 0,92 bis 0,97» das Radiusverhältnis D .,/D0
im Bereich von 0,65 bis 0,75 und das Radiusverhältnis D^/D.
im Bereich von etwa 0,55 bis 0,65.Wie ferner bereits zuvor erwähnt und in I'ig.3 noch deutlicher dargestellt ist,
liegen die Winkel an den Austrittsenden der aerodynamischen Äustrittsdüsen vorzugsweise in den folgenden Bereichen:
Winkel A = 4° bis 7°; Winkel B = 4° bis 7°; Winkel G = 7° bis
10°.
Hinsichtlich der Unterschiede und der dadurch hervorgerufenen
Vorteile gegenüber den herkÖmmlichenZellen- und Abgasdüsensystemen
ist hervorzuheben, dass die ringförmige Düse mit einem Verschlusskörper, insbesondere bei der Ausbildung mit
zwei Düsen zu einer Verringerung der axialen Längen der
BAD OBiGiNAl. Verkleidung
009883/0309
- - 14 -
Vei&eidung oder der Zelle infolge der Optimalisierung
der Flächenverteilung beiträgt, was von einer Verringerung des Luftwiderstands infolge der Verminderung des Hautreibungsverlustes
begleitet ist. Ierner gibt es bei einer
kurzen Gebläseverkleidung weniger aerodynamische Interferenz zwischen der Turbogebläse-Triebwerkszelle und dem Flugzeugaufbau.Wie
insbesondere aus Fig.2 erkennbar ist, bleibt die Gebläseverkleidung in beträchtlichem Abstand von der
Vorderkante der Zelle, und, was noch -wichtiger ist, der Durchmesser der Gaserzeugerzelle (die den Achterkörper 3
der aerodynamischen Austrittsdüse bildet) kann beträchtlich
verringert und zugleich zur erbesserten Lruckwiedergewimiung
ausgenutzt werden.
Die bevorzugten Austrittsdüsenwinkel werden zwar durch Verwendung voa gekrümmten (oder konischen)Achterteilen
an der Verkleidung 2 und der Zelle 3 erreicht, doch iafc zu bemerken, dass es in Abhängigkeit von anderen Einbau»
faktoren (z.B.Anordnung der Streben oder Stützen, Befestigung an der Tragfläche oder am Rumpf, örtliche Vorsprünge oder
Einbuchtungen der Flugzeugkonetruktion usw..) ratsam sein
kann, die Aussenfläche 2a der Verkleidung und die Aussenwand
28 der Zelle gerade zu machen, d.h. ähnlich dem Versouluaskörper
4 vollständig konisch auszubilden.Wahlweise können an den Achterteilen 18 und/oder 46 zur Erzielung einer
optimalen Leistung auch Klappen angebracht .werden*
009883/0309
Schlieaslich ist zu erkennen , dass die Unterbringung des Gaserzeugers im Achterkörper der ersten aerodynamischen
Austrittedüse R»um für Hilfsgeräte des Flugzeugs und
des Triebwerks in dem Zwischenraum zwischen der Innenwand und der Aussenwand der Zelle schafft, und dass infolge
der verkürzten Gebläseverkleidung diese Teile leichter zugänglich sind. Die aerodynamischen Verbesserungen der
bescnriebenen Turbogebläee-Triebwerkszelle mit zwei
aerodynamischen Auetrittsdüsen kann also auch Vorteile hinsichtlich der mechanischen Ausführung ergeben.
aerodynamischen Auetrittsdüsen kann also auch Vorteile hinsichtlich der mechanischen Ausführung ergeben.
Claims (10)
1. Flugzeug-Turbogebläsetriebwerk mit einem Axialströmunge
kompressor zur Erzeugung einer fOrtriebs-Gaaströmung mit verhält·
nismäsBig grossem Volumen und niedrigem Druck, dadurch gekennielchnet, dass der Kompressor von einer koaxialen Verkleidung
umschlossen 1st, In welche teilweise teleskopartig eine Zelle
eingeschoben 1st, die ein Gasturbinentriebwerk umschllesst
und am hinteren Ende In eine Abgasdüse für die Abgase des
Triebwerks endet, dass die Verkleidung an der Vorderseite einen Lufteinlass aufweist und an der Hinterseite in einem
Abschnitt endet, der mit der Zelle eine konvergierende Austritt sdüse für den Kompressor bildet, dass die Zelle in
der Ebene der Austrittsdüs« des Kompressors eine Stelle
maximalen Durchmessers aufweist, die eine Einschnürung für die Düse bildet, und da·· der Zellenkörper stromabwärts von
der Stelle maximalen Durchmessers zur Bildung einer Rekompr··*»
sionsflache konvergiert.
2. Triebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der
hintere Endabschnitt der Verkleidung einen Winkel von etwa 4° bis 7° mit der Triebwerksaehse bildet und dass die Aussenfläche der Zelle stromabwärtβ von der Stelle maximalen Durch-Beβser· einen Winkel im Bereich von 4° bis 7° in Bezug auf
die friebswerkaachse bildet.
ÜÜ9833/03Q9
-- 17 -
3. Triebwerk nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet,
dass ein im wesentlichen konischer Verschlusskörper teilweise innerhalb der Abgasdüse angeordnet ist, die am Hinterende
derZelle gebildet ist, und dass der Verschlusskörper in der Austrittsebene der Abgasdüse einen maximalen Durchmesser
aufweist und eine zweite Rekompressionsfläche für die Abgase des Triebwerks bildet.
4· Triebwerk nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass der hintere Endabschnitt der Abgasdüse einen Winkel von
etwa 4° bis 7° mit der Triebwerksachse bildet, und dass die konische Fläche des Verschlusskörpers stromabwärts
von der Stelle maximalen Durchmessers einen Winkel im Bereich von 7° bis 10° in Bezug auf die Triebwerksachse
bildet.
5. Triebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das JQurchmesserverhältiiis
des kleinsten Innendurchmessers in der Austrittsebene der von der Verkleidung gebildeten Austrittsdüse
zu dem maximalen Durchmesser der Verkleidung im Bereich von- 0,92 bis 0,97 liegt.
6. Triebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch
gekennzeichnet, dass das Radiusverhältnis der Stelle maximalen Durchmessers der Zelleeu dem Durchmesser der Verkleidung in
der Austrittsebene der von der Verkleidung gebildeten Düse im Bereich von etwa 0.65 bis 0.75 Heart.
009883/0309
7. Triebwerk nach Anspruch 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet,
dass das Durchmesserverlätnis der Stelle maximalen
Durchmessers de· Verschlusskörpers zu dem Durchmesser der Abgasedüse in der Austrittsebene im Bereich von
etwa 0,55 bis 0,65 liegt.
8. Triebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch
gekennzeichnet, dass die Zelle eine Innenwand aufweist, die im Abstand von einer Aussenwand liegt, und dass der Zwischenraum zwischen den Wänden einen im allgemeinen ringförmigen
Baum ssur Aufnahm· von Hilfegeräten für das Flugzeug und das Triebwerk bildet.
9. Triebwerk nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass zu
den Hilfegeräten, für das flugzeug und das Triebwerk zusammenklappbar« StrÖKungsumlenkglieder für die Hiederdruckaustrittsströmung d«s !oppressors gehören.
10. Triebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch
gekennzeichnet, dass es an einem Flugzeug mit Hilfe einer Streb· befestigt ist, die eine im wesentlichen stromlinienförmig· Aussenverkleidung besitzt, deren Querschnitt einen
verdickten vorderen Abschnitt enthält, und dass die Strebe so an dem Turbogebläsetriebwerk befestigt ist, dass die Vorderkante und der verdickte Abschnitt der Strebenverkleidung die
Wand der (Jtbläseverkleidung durchstosaen und am vorderen
Abschnitt der Ζ·11· so befestigt sind, dass der verdickte
Abschnitt innerhalb der Gebläseverkleidung und im wesentlichen
strs*aufwarte «on der Kompressordüse liegt.
009833/0309
Leersette
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US37966964A | 1964-07-01 | 1964-07-01 | |
FR38880 | 1965-11-18 | ||
US66654667A | 1967-08-31 | 1967-08-31 |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE1526812A1 true DE1526812A1 (de) | 1971-01-14 |
DE1526812B2 DE1526812B2 (de) | 1978-02-02 |
DE1526812C3 DE1526812C3 (de) | 1978-09-28 |
Family
ID=27242734
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE1526812A Expired DE1526812C3 (de) | 1964-07-01 | 1965-06-30 | Zweikreis-Gasturbinenstrahltriebwerk fur Flugzeuge |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US3533237A (de) |
DE (1) | DE1526812C3 (de) |
FR (1) | FR1602870A (de) |
GB (1) | GB1211192A (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3338286A1 (de) * | 1982-10-29 | 1984-05-03 | General Electric Co., Schenectady, N.Y. | Flugzeugtriebwerksgondel und verfahren zum erzeugen eines profils derselben |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4314681A (en) * | 1979-08-31 | 1982-02-09 | General Electric Company | Drag-reducing component |
GB2061389B (en) * | 1979-10-23 | 1983-05-18 | Rolls Royce | Rod installation for a gas turbine engine |
US4410150A (en) * | 1980-03-03 | 1983-10-18 | General Electric Company | Drag-reducing nacelle |
CA1185101A (en) * | 1980-03-03 | 1985-04-09 | Daniel J. Lahti | Drag-reducing nacelle |
US4799633A (en) * | 1982-10-29 | 1989-01-24 | General Electric Company | Laminar flow necelle |
FR2926536B1 (fr) * | 2008-01-23 | 2010-07-30 | Snecma | Accrochage d'un systeme propulsif a un element de structure d'un aeronef |
US9840917B2 (en) * | 2011-12-13 | 2017-12-12 | United Technologies Corporation | Stator vane shroud having an offset |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3095166A (en) * | 1963-06-25 | briggs | ||
US2416389A (en) * | 1942-06-17 | 1947-02-25 | Armstrong Siddeley Motors Ltd | Torque balancing of jet propulsion turbine plant |
US3036431A (en) * | 1959-09-08 | 1962-05-29 | Boeing Co | Thrust reverser for jet engines |
FR1271544A (fr) * | 1960-07-11 | 1961-09-15 | Nord Aviation | Combiné turboréacteur-statoréacteur |
FR1325056A (fr) * | 1962-03-15 | 1963-04-26 | Nord Aviation | Perfectionnements aux combinés turboréacteur-statoréacteur |
US3241313A (en) * | 1963-09-18 | 1966-03-22 | Gen Electric | Thrust deflector |
-
1965
- 1965-06-25 GB GB27143/65A patent/GB1211192A/en not_active Expired
- 1965-06-30 DE DE1526812A patent/DE1526812C3/de not_active Expired
- 1965-11-18 FR FR38880A patent/FR1602870A/fr not_active Expired
-
1967
- 1967-08-31 US US666546A patent/US3533237A/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3338286A1 (de) * | 1982-10-29 | 1984-05-03 | General Electric Co., Schenectady, N.Y. | Flugzeugtriebwerksgondel und verfahren zum erzeugen eines profils derselben |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB1211192A (en) | 1970-11-04 |
US3533237A (en) | 1970-10-13 |
FR1602870A (de) | 1971-02-08 |
DE1526812B2 (de) | 1978-02-02 |
DE1526812C3 (de) | 1978-09-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE4017076C2 (de) | Gondel zum Unterbringen eines Bläser-Triebwerks für Flugzeuge | |
DE60312817T2 (de) | Turbofandüse und Geräuschminderungsverfahren in einer solchen Düse | |
DE19820097C2 (de) | Anordnung zur Grenzschichtabsaugung und Stoßgrenzschichtkontrolle für ein Flugzeug | |
DE2539362C2 (de) | Einrichtung zum Vermindern der Ausbreitung des aus dem rohrförmigen Lufteinlaßkanal eines Gasturbinentriebwerks austretenden Schalls in einer bestimmten Richtung | |
DE60219345T2 (de) | Strahldüsenmischer | |
DE69002187T2 (de) | Strahltriebwerk mit entgegengesetzter Drehrichtung und mit Front- und Heckgebläse. | |
EP0680557B1 (de) | Turbinenstrahltriebwerk mit gebläse oder prop-fan | |
DE3223201A1 (de) | Verbundtriebwerk | |
DE4039810C1 (de) | ||
DE2549771A1 (de) | Gasturbinentriebwerk mit konvertiblen zubehoerteilen | |
DE2557266A1 (de) | Flugzeugtriebwerksaufhaengung fuer mantelstromtriebwerke | |
DE2740959A1 (de) | Schnellflugpropeller-ventilator mit hoher blattzahl | |
DE2623764A1 (de) | Schubverstellduese fuer geraeuscharmes turbogeblaese-triebwerk und verfahren zum betrieb desselben | |
DE3246737A1 (de) | Gondel-einbau | |
DE102010014900A1 (de) | Nebenstromkanal eines Turbofantriebwerkes | |
DE2112967A1 (de) | Triebwerksanlage mit einem Gasturbinenstrahltriebwerk | |
DE2853340A1 (de) | Vorrichtung zum erzeugen eines vorwirbels am verdichtereingang eines turbinen-triebwerkes | |
DE2748378C2 (de) | Gebläse-Gasturbinentriebwerk großen Bypass-Verhältnisses | |
DE1526812A1 (de) | Turbogeblaese-Triebwerk | |
DE1049709B (de) | Senkrecht aufsteigende und landende flugmaschine | |
DE10162238A1 (de) | Lufteinlasssystem eines PTL-Antriebs | |
DE69629844T2 (de) | Überschallflugzeug mit subsonischem zusatztriebwerk | |
DE2636056A1 (de) | Fluegelblaetter fuer luftschrauben | |
DE3107496C2 (de) | ||
CH440991A (de) | Marschtriebwerksanlage |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C3 | Grant after two publication steps (3rd publication) | ||
8320 | Willingness to grant licences declared (paragraph 23) |