DE2338046C3 - Bypass gas turbine jet engine - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Mantelstrom-Gasturbinenstrahitricbwerk mit einem Nachbrenner im Strahlrohr, der stromab der Mündungsstelle des Mantelstromkanals im Strahlrohr angeordnet ist und mit mindestens einer vom Mantelstromkanal abzweigenden Schubdüse, deren Strahlrichtung von derjenigen an das Strahlrohr anschließenden Hauptstromschubdüse abweicht, ferner mit einer Ventileinrichtung für die Mantelstromschubdüse und mit einer am stromabwärtigen Ende des Mantelstromkanals angeordneten weiteren Ventileinrichtung, wobei die Ventileinrichtungen derart miteinander gekuppelt sind, daß beim Schließen der einen Ventileinrichturg die andere öffnet, und wobei während des Reisefluges bei ausgeschaltetem Nachbrenner die der Mantelstromschubdüse zugeordnete Vcntileinrichtung geschlossen und die am Ende des Mantelstromkanals vorgesehene Ventileinrichliing offen ist. ^to The invention relates to a bypass gas turbine jet engine with an afterburner in the jet pipe, which is arranged downstream of the opening point of the bypass duct in the jet pipe and with at least one thrust nozzle branching off from the bypass duct, the jet direction of which deviates from the main flow thrust nozzle adjoining the jet pipe, and also with a valve device for the sheath flow thrust nozzle and with a further valve device arranged at the downstream end of the sheath flow channel, the valve devices being coupled to one another in such a way that when one valve device closes the other opens, and during the cruise with the afterburner switched off, the valve device assigned to the sheath flow thrust nozzle is closed and the one at the end of the sheath flow channel provided Ventileinrichliing is open. ^to

Ein solches Triebwerk ist aus der US-PS 34 82 804 bekannt.Such an engine is known from US Pat. No. 3,482,804.

Hierbei ist die Hauptstromschubdüse querschnittsverstellbar, um eine Anpassung an alle vorkommenden Zustände auch mit Nachbrennerbetrieb beherrschen zu ' können. Eine solche Verstelldüse bringt Probleme der Schwenkklappenlagerung und ihres Antriebs mit sich, die außerdem eine unerwünschte Gewichtserhöhung bedingen. Demgegenüber hat eine Schubdüse mit festem Austrittsquerschnitt einen einfachen und gewichtsmäßig leichten Aufbau und gewährleistet einen hohen Wirkungsgrad, aber nur hinsichtlich jenes Flug- :tusiandes für den sie berechnet ist Da aber alle modernen Triebwerke, insbesondere solche, die mit Nachbrenner ausgerüstet sind, unter verschiedenen Betriebsliuständen arbeiten und hierbei auch einen größtmöglichen Wirkungsgrad aufweisen sollen, hat man es bisher für unerläßlich gehalten, eine Querschnittssteuerung der Schubdüse vorzunehmen.The cross-section of the main flow thrust nozzle is adjustable so that it can be adapted to all occurring To be able to master conditions even with afterburner operation. Such an adjustable nozzle brings problems of the Swing flap mounting and its drive with it, which also an undesirable increase in weight condition. In contrast, a thrust nozzle with a fixed outlet cross-section is simple and in terms of weight lightweight construction and ensures a high degree of efficiency, but only with regard to that flight : tusiandes for which it is calculated Da but all modern Engines, especially those equipped with afterburners, under various operating conditions work and should also have the greatest possible efficiency, so far considered indispensable to carry out a cross-sectional control of the exhaust nozzle.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde ein Mantelstrom-Gasturbinenstrahltriebwerk zu schaffen, bei dem alle vorkommenden Flugzustände mit einem Nachbrennertriebwerk und fester Hauptschubdüse beherrschbar sind.The invention is based on the object of a bypass gas turbine jet engine to create in which all occurring flight conditions can be controlled with an afterburner engine and fixed main thrust nozzle are.

Gemäß der Erfindung wird diese Aufgabe bei einem Mantelstromtriebwerk der eingangs genannten Bauart dadurch gelöst, daß die Hauptstromdüse einen festen Austrittsquerschnitt aufweist und daß bei eingeschaltetem Nachbrenner, z. B. während des Startvorgangs und für Flugzustände, bei denen ein sofortiges Inbetriebset zen des Nachbrenners gewährleistet sein muß, z. B. während des Landeanflugs, die Ventileinrichtung am Ende des Mantelstromkanals geschlossen istAccording to the invention, this object is achieved in a turbofan engine of the type mentioned at the beginning solved in that the main flow nozzle has a fixed outlet cross-section and that when switched on Afterburner, e.g. B. during the take-off process and for flight conditions that require immediate commissioning zen of the afterburner must be guaranteed, z. B. during the approach, the valve device on End of the sheath flow channel is closed

Der Erfindung liegt demgemäß die Erkenntnis zugrunde, daß die bei derartigen Triebwerken Vorhände ne Mantelstromschubdüse, d. h. die Ventiieinriehtung an dieser Schubdüse, ausgenutzt werden kann, um bei konstanter Austrittsquerschnittsfläche der Haupt Stromschubdüse eine entsprechende Aufteilung der Strömung zu gewährleisten. Durch Schließen der Man telstromschubdüse kann nach der Erfindung das Triebwerk in eine Bereitschaflsstellung überführt werden, in der der sofortige Einsatz des Nachbrenners möglich ist, ohne daß dann erst Ventilklappen verstellt werden müßten, was zu einer unzulässigen Verzögerung, beispielsweise bei einem notwendigen Durchstarten, führen könnte.The invention is accordingly based on the knowledge that the forehand in such engines ne sheath flow thrust nozzle, d. H. the vent device at this thrust nozzle, can be used to keep the exit cross-sectional area of the main Current thrust nozzle to ensure an appropriate distribution of the flow. By closing the man Telstromschubdüse according to the invention, the engine can be transferred to a standby position, in which enables the afterburner to be used immediately without having to adjust the valve flaps first would have to lead to an impermissible delay, for example when a go-around is necessary could.

Es ist zwar durch die GBPS Il 35 377 bereits bekannt, eine Strömungsaufteilung zwischen zwei Schubdüsen vorzunehmen, von denen die Hauptstromschubdüse eine feste Geometrie, und eine dieser parallclgeschaltete Hilfsdüse eine variable Geometrie aufweist. Eine Anpassung der Strömung stromab des Nachbrenners kann demgemäß nur durch Einstellung der Klappen der Hilfsdüse bewirkt werden, und es ist nicht möglich, eine maximale Mantelkanalslrömung bereits in einer Bereitschaftsslellung abströmen zu lassen und durch augenblickliche Anschaltung des Nachbrenners auf maximalen Schub überzugehen.It is already known from GBPS Il 35 377, to divide the flow between two thrusters, one of which is the main flow thruster a fixed geometry, and one of these auxiliary nozzles connected in parallel has a variable geometry. An adjustment of the flow downstream of the afterburner can accordingly only be done by adjusting the flaps of the auxiliary nozzle, and it is not possible to have a maximum jacket duct flow already in a standby position and by instantly switching on the afterburner transition to maximum thrust.

Bei einem Triebwerk dieser Bau?i"t mit kaskadenförmig angeordneten Schaufeln in der Mantelstromdüse besteht die Ventileinrichtung für die Mantelstromschubdüse zweckmäßigerweise aus einem Zylinderschieber. Die kaskadenförmig angeordneten Schaufeln sind dabei in an sich bekannter Weise zur Veränderung der Schubrichtung drehbar und können wahlweise zur Schubunterstützung, zur Auftriebserhöhung oder zur Erzeugung eines Bremsschuhes Anwendung finden.In the case of an engine this construction? I "t with cascading arranged blades in the sheath flow nozzle consists of the valve device for the sheath flow thrust nozzle expediently from a cylinder slide. The cascading blades are rotatable in a manner known per se to change the thrust direction and can optionally be used to Find thrust support, to increase lift or to generate a brake shoe application.

Nachstehend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung an Hand der Zeichnung beschrieben. Jn der Zeichnung zeigtAn exemplary embodiment of the invention is described below with reference to the drawing. Jn the Drawing shows

F i g. 1 eine Schnittansicht eines in einem Flugzeugrumpf angeordneten Mantelstrom-Gasturbinenslrahltriebwerks, F i g. 1 shows a sectional view of a bypass gas turbine jet engine arranged in an aircraft fuselage;

F i g. 2 eine weitere Ansicht des Rumpfes gemäß Fig. 1,F i g. 2 a further view of the fuselage according to FIG. 1,

F i g. 3 eine weitere Ansicht des Rumpfes gemäß Fig. 1.F i g. 3 is a further view of the fuselage according to FIG. 1.

In F i g. 1 ist das Gebläsetriebwerk allgemein mit dem Bezugszeichen 10 versehen. Dieses Triebwerk 10 ist im stromabwärtigen Teil des Rumpfes 12 eines Flug- S zeugs derart untergebracht, daß die Hauptstromschubdüse 14 des Triebwerks aus dem hinteren Ende des Rumpfes vorsteht.In Fig. 1, the fan drive mechanism is generally provided with the reference number 10. This engine 10 is in the downstream part of the fuselage 12 of a Flug- S stuff housed so that the main flow thrust nozzle 14 of the engine from the rear end of the The trunk protrudes.

Nicht dargestellte Lufieiniässe richten Umgebungsluft nach dem strichliert dargestellten Gebläse 16 des Trieb-- ·!.:- π wo ein Teil der Luft nach dem Gebläsekanal 18 gelangt und der Rest nach dem Verdichter 20 des Triebwerks 10, wie dies an sich bekannt ist.Air inlets, not shown, direct ambient air to the fan 16 of the shown in dashed lines Drive-- ·!.: - π where part of the air after the fan duct 18 arrives and the remainder after the compressor 20 of the engine 10, as is known per se.

Der Gebläsekanal 18 ist ringförmig ausgebildet und ein Triebwerksgehäuse 22 bildet die Außenwand dieses Kanals. Zwei drehbare Schaufelkaskaden 24, die von bekannter Bauart sein können, sind in das Triebwerksgehäuse 22 diametral gegenüberliegend zur Längsachse des Triebwerks 10 angeordnet.The fan duct 18 is annular and an engine housing 22 forms the outer wall of this Canal. Two rotatable blade cascades 24, which may be of known type, are in the engine casing 22 arranged diametrically opposite to the longitudinal axis of the engine 10.

Jede Schaufelkaskade 24 ist über einen Rohrleitungsabschnitt 26 mit dem Gebläsekanal 18 verbunden und kann mittels eines Zylinderschiebers 28 gegenüber dem Kanal 18 abgesperrt werden, wobei dieser Zylinderschieber 28 axial bezüglich der Triebwerksachse durch nichtdargestellte Kolbenantriebe in die aus F i g. 1 ersichtliche Stellung von einer Lage stromunterseitig hiervon bewegbar ist.Each blade cascade 24 is connected to the fan duct 18 via a pipe section 26 and can be shut off from the channel 18 by means of a cylinder slide 28, this cylinder slide 28 axially with respect to the engine axis by piston drives (not shown) into the position shown in FIG. 1 visible Position is movable from a position downstream thereof.

Das Triebwerk 10 weist einen Heißgasgenerator 30 bekannter Anordnung auf, der eine Abgasdüsc 32 besitzt, die im Betrieb heiße Gase aus dem Generator in das Strahlrohr 34 austreten läßt, das eine Fortsetzung des Triebwerksgehäuses 22 bildet. Der Geläsekanal 18 und das Strahlrohr 34 stehen über einen Ringspalt 36 miteinander in Verbindung, welcher etwa in der gleichen Ebene liegt wie das Austrittsende Abgasdüse 33. Der Ringspal. 36 kann selektiv durch Betätigung mehrerer Klappen 38 geschlossen werden, die im Abstand zueinander in Umfangsrichtung des Triebwerksgehäuses 22 angelenkt sind. Aus später noch zu erörternden Gründen werden die Klappen 38 in Verbindung mit dem Zylinderschieber 28 entweder mittels weiterer Kolbenantriebe, die durch den Antrieb des Zylinderschiebers betätigt werden, oder durch eine nicht dargestellte Hebelkonstruktion zwischen den Klappen und dem Zylinderschieber bewegt.The engine 10 has a hot gas generator 30 of known arrangement, which has an exhaust nozzle 32, which allows hot gases from the generator to escape into the jet pipe 34 during operation, which is a continuation of the engine housing 22 forms. The blower channel 18 and the jet pipe 34 protrude over an annular gap 36 in connection with one another, which is approximately in the same plane as the outlet end of the exhaust gas nozzle 33. The Ringspal. 36 can be selectively closed by operating a plurality of flaps 38 spaced apart are articulated to one another in the circumferential direction of the engine housing 22. To be discussed later Reasons are the flaps 38 in connection with the cylinder slide 28 either by means of further Piston drives that are actuated by the drive of the cylinder slide, or by a not shown Lever construction moved between the flaps and the cylinder slide.

Der Nachbrenner 40 liegt im Strahlrohr 34 an einer Stelle unmittelbar stromunterseitig der Abgasdüse 32 und wird in bekannter Weise betätigt.The afterburner 40 is located in the jet pipe 34 at a point immediately downstream of the exhaust nozzle 32 and is operated in a known manner.

Beim Start des Flugzeuges ist ein maximaler Schub erforderlich; um diesen zu erlangen, werden die Kanäle 5<> 26 nach den Schaufelkaskaden 24 durch Bewegung des Zylinderschiebers 28 in Strömungsrichtung nach hinten in die Stellung gemäß F i g. 3 geöffnet. Gleichzeitig werden die Klappen 38 so verschwenkt, daß die Verbindung zwischen dem Kanal 18 und dem Strahlrohr 34 abgesperrt wird. Dann wird das Triebwerk 10 angelassen und der Nachbrenner 40 wird in Betrieb gesetzt. Infolge der Einstellung des Zylinderschiebers 28 und der Klappen 38 in die dargestellten Stellungen wird die Luft, die das Gebläse 16 durchlaufen hat, nach außen über die Kanäle 26 und die Schaufelkaskaden 24 abgeleitet. Die Schaufelkaskaden werden in nicht dargestellter Weise gedreht, so daß die Gebläseluft aus diesen in einer Richtung austritt, die durch Pfeile 42 angezeigt ist, so daß ein resultierender Schub erzeugt wird, der axial bezüglich des Triebwerks 10 verläuft. Außerdem werden die heißen Gase aus dem Gasgenerator 30, die durch den im Nachbrenner ucrbrannten Brennstoff weiter erhitzt worden sind, nach dem stromunterseitig angeordneten Strahlrohr 34 gefördert, um durch die Hauptstromschubdüse 14 in die Atmosphäre auszutreten, wodurch eine zweite axiale Schubkornponente bezüglich des Triebwerks erhalten wird, die die Resultierende des vom Gebläse über die Schaufelkaskaden 24 erzeugten axialen Schubs vergrößert.Maximum thrust is required when the aircraft takes off; to achieve this, channels 5 become <> 26 after the blade cascade 24 by moving the cylinder slide 28 to the rear in the direction of flow into the position according to FIG. 3 open. At the same time the flaps 38 are pivoted so that the connection between the channel 18 and the jet pipe 34 is blocked. Then the engine 10 is started and the afterburner 40 is put into operation. As a result of the setting of the cylinder slide 28 and the flaps 38 in the positions shown, the air that has passed through the fan 16 is to the outside Derived via the channels 26 and the blade cascades 24. The blade cascades are not shown in FIG Rotated so that the blown air exits them in a direction indicated by arrows 42 so that a resultant thrust is generated which is axial with respect to the engine 10. Besides that the hot gases from the gas generator 30 produced by the fuel burned in the afterburner have been heated further, after the jet pipe 34 arranged below the stream, conveyed to by the main flow thrust nozzle 14 to exit into the atmosphere, whereby a second axial thrust component with respect to the engine is obtained, which is the resultant of the axial thrust generated by the fan via the blade cascades 24 is increased.

Bei Erreichen der gewünschten Höhe soll das Flugzeug mit einer gegebenen Triebwerksbrennstoffeinstellung fliegen, um bei gegebener Reisegeschwindigkeit einen optimalen wirtschaftlichen Brennstoffverbrauch zu erzielen. Um dies zu gewährleisten, wird der Nachbrenner 40 abgeschaltet und die Kanäle 26 werden durch Stromaufbewegung des Zylinderschiebers 28. wie aus F i g. 1 ersichtlich, geschlossen. Die Gebläseluft strömt nunmehr über den Ringspalt 36 in das Strahlrohr 34, um sich mit den heißen Abgasen zu vermischen, die aus dem Gasgenerator 30 austreten und die Gase werden nunmehr über die Hauptstromschubdüse 14 in die Atmosphäre ausgestoßen.Upon reaching the desired altitude, the aircraft should be with a given engine fuel setting fly in order to achieve optimal economic fuel consumption at a given cruising speed to achieve. To ensure this, the afterburner 40 is switched off and the channels 26 are by upstream movement of the cylinder slide 28 as shown in FIG. 1 can be seen, closed. The blown air now flows through the annular gap 36 into the jet pipe 34 to mix with the hot exhaust gases, which emerge from the gas generator 30 and the gases are now via the main flow thrust nozzle 14 emitted into the atmosphere.

Sowohl für den Start als auch für den Reiseflug laßt die Hauptstromschubdüse 14 beide Strömungen austreten, d. h. die Strömung des Gasgenerators plus Nachbrennerströmung und später die Strömung des Gas generators plus Gebläseluft. Die Hauptstromschubdüse 14 ist so ausgebildet, daß sie einen optimalen Schub mit einer festen Auslaßfläche erzeugt und zwar unter beiden Betriebsbedingungen mit den unterschiedlichen Strömungen.Leave for both takeoff and cruise the main flow thrust nozzle 14 exits both streams, d. H. the flow of the inflator plus afterburner flow and later the flow of the gas generator plus fan air. The main stream thrust nozzle 14 is designed to produce optimal thrust with a fixed outlet area under both Operating conditions with the different currents.

Bei der Landung des Flugzeuges ist es aus Sicherheitsgründen erwünscht, soviel Schub als möglich zur Verfugung zu haben, obgleich natürlich das Flugzeug an Vorwärtsgeschwindigkeit verlieren muß. Die Leistung muß lediglich für den Fall zur Verfugung stehen, daß die Landung abgebrochen werden muß. Bei dem erfindungsgemäßen Triebwerk wird die Drosselklappe so eingestellt, daß eine Brennstoffsfrömung erzielt wird,die äquivalent dem vollen Schub ist, die Kanäle 26 werden wieder geöffnet, so daß Gebläseluft wiederum durch die Schaufelkaskaden 24, wie in F i g. 2 dargestellt, strömen kann. Wenn die Flugbedingung vor der Landung der Reiseflug war, findet nur eine Strömung durch die Hauptstromschubdüse 14 statt, nämlich die Strömung aus dem Gasgenerator 30. Dies bedeutet, daß die Hauptstromschubdüse 14 eine zu große Austrittsfläche besitzt und damit der Wirkungsgrad geringer wird, weil die Heißgase überexpandieren können, bevor sie in die Atmosphäre austreten. Schließlich wird der Gasstrom mit einer Geschwindigkeit ausgestoßen, die beträchtlich unter jener Gescnwindigkeit iiegl. die während des Reiseflugs vorhanden war.For safety reasons, when landing the aircraft, it is desirable to use as much thrust as possible To have at their disposal, although of course the aircraft must lose its forward speed. The performance must only be available in the event that the landing has to be aborted. In which engine according to the invention, the throttle valve is adjusted so that a fuel flow is achieved which is equivalent to full thrust, channels 26 are opened again, so that blower air again through the blade cascade 24, as in FIG. 2 shown, can flow. If the flight condition was cruising before landing, only one current will be found through the main flow thrust nozzle 14, namely the flow from the gas generator 30. This means that the main flow thrust nozzle 14 has too large an exit area and thus the efficiency is lower because the hot gases can overexpand before they escape into the atmosphere. Finally will the gas stream is expelled at a rate which is considerably below that rate. the was present during the cruise.

Durch die Überexpansion der Gasgencratorgasc wird der Rückdruck auf die Gasgeneratorturbine vermindert und dieser Reduktionsdruck beeinflußt das gesamte Triebwerk derart, daß die Drehzahl des Gebläses 16 ansteigt. Infolgedessen wird die Gebläseluft verstärkt und erhöht den an den Schaufelkaskaden 24 erzeugten Schub. Es werden dann die Schaufelkaskaden 24 so gedreht, daß die ausgestoßenc Luft eine nach unten gerichtete Komponente besitzt, so daß die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs vermindert wird.The over-expansion of the gas generator gas reduces the back pressure on the gas generator turbine and this reduction pressure affects the entire engine in such a way that the speed of the fan 16 increases. As a result, the fanned air is amplified and increases that generated on the blade cascades 24 Thrust. The blade cascades 24 are then rotated so that the expelled air is one down has directed component, so that the rate of descent of the aircraft is reduced.

Beim Aufsetzen des Flugzeuges auf die Ladebahn werden die Schaufelkaskaden 24 weiter so gedreht, daß der ausgestoßenen Luft eine Vorwänskomponento verliehen wird, die einen Umkehrschub auf das Flugzeug ausübt und die zum Landen erforderliche Lange der Landebahn vermindert.When the aircraft is placed on the loading track, the shovel cascades 24 are rotated further so that a forward component of the expelled air which exerts reverse thrust on the aircraft and the length required to land the runway diminished.

Hierzu 3 Blatt ZeichnungenFor this purpose 3 sheets of drawings

Claims (3)

Patenva nspruche:Sponsorship claims: 1. Mantelstrom-Gasturbinenstrahltriebwerk mit einem Nachbrenner im Strahlrohr, der stromab der Mündungsstelle des Mantelstromkanals im Strahlrohr angeordnet ist, und mit mindestens einer vom Mantelstromkanal abzweigenden Schubdüse, deren Strahlrichtung von derjenigen an das Strahlrohr anschließenden Hauptstromschubdüse abweicht, ferner mit einer Ventileinrichtung für die Mantelstromschubdüse und mit einer am stromabwärtigen Ende des Mantelstromkanals angeordneten weiteren Ventileinrichtung, wobei die Ventileinrichtungen derart miteinander gekoppelt sind, daß beim ¹S Schließen der einen Ventileinrichtung die andere öffnet, und wobei während des Reisefluges bei ausgeschaltetem Nachbrenner die der Mantelstromschubdüse zugeordnete Ventileinrichtung geschlossen und die am Ende des Mantelstromkanals vorge- *° sehene Ventileinrichtung offen ist, dadurch gekennzeichnet, daß die Hauptstromschubdüse (14) einen festen Austrittsquerschnitt aufweist und daß bei eingeschaltetem Nachbrenner, z. B. während des Startvorgangs, und für Flugzustände, bei *5 denen ein sofortiges Inbetriebsetzen des Nachbrenners gewährleistet sein muß, z. B. während des Landeanflugs, die Ventileinrichtung (38) am Ende des Mantelstromkanals (18) geschlossen ist.1. Bypass gas turbine jet engine with an afterburner in the jet pipe, which is arranged downstream of the opening point of the bypass duct in the jet pipe, and with at least one thrust nozzle branching off from the bypass duct, the jet direction of which deviates from the main flow thrust nozzle adjoining the jet pipe, furthermore with a valve device for the bypass flow thrust nozzle and having disposed at the downstream end of the bypass duct further valve means, said valve means are coupled to each other, that when ¹ S closure of a valve means the other opens, and in which closed the associated one of Mantelstromschubdüse valve means during cruise at off afterburner and the end Sheath flow channel provided valve device is open, characterized in that the main flow thrust nozzle (14) has a fixed outlet cross-section and that when the afterburner is switched on, e.g. B. during the start-up process, and for flight conditions in which an immediate start-up of the afterburner must be guaranteed, z. B. during the approach, the valve device (38) at the end of the sheath flow channel (18) is closed. 2. Triebwerk nach Anspruch 1. mit kaskadenför- 3<> mig angeordneten Schaufeln in der Mantelstromschubdüse, dadurch gekennzeichnet, daß die Ventilcinrichtung (28) für die Mantelstromschubdüse aus einem Zylinderschieber besieht.2. Engine according to claim 1. with cascade conveyor 3 <> migly arranged blades in the sheath flow thrust nozzle, characterized in that the valve device (28) for the sheath flow thrust nozzle from a cylinder slide. 3. Triebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die kaskadenfärmig angeordneten Schaufeln (24) zur Veränderung der Schubrichtung drehbar sind.3. Engine according to claim 1, characterized in that the cascade arranged Blades (24) can be rotated to change the direction of thrust.