DE2512082A1 - GAS TURBINE JET - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Gasturbinenstrahltriebwerksanlage .The invention relates to a gas turbine jet engine plant .

Bei Mantelstromtriebwerken, auf die sich die Erfindung bezieht, erzeugt ein Gebläse eine ringförmige Luftströmung um das Gehäuse des Kerntriebwerks. Diese Gebläseluft wird in die Atmosphäre vom stromabwärtigen Ende des Gebläsekanals durch eine Gebläsedüse abgelassen und strömt über den stromabwärtigen Teil des Kerntriebwerksgehäuses ab und dieser Teil soll im folgenden als "Nachlaufkörper" bezeichnet werden.In turbofan engines to which the invention relates, a fan creates an annular flow of air around the casing of the core engine. This blown air is released into the atmosphere from the downstream end of the blower duct through a blower nozzle drained and flows through the downstream part of the core engine casing and this part is hereinafter referred to as "Trailing body" are referred to.

Je länger der Nachlaufkörper sein muß, desto schwerer ist er und desto größer ist die Reibung zwischen der Gebläseluftströmung und dem Nachlaufkörper und infolgedessen wird auch der Luftwiderstand größer.The longer the trailing body has to be, the heavier it is and the greater the friction between the fan air flow and the trailing body and, consequently, the Air resistance greater.

Die Länge des Nachlaufkörpers wird bei einem gegebenen Verhältnis von Gebläsedüsendurchmesser und Kerntriebwerksdüsendurchmesser in Form eines Kompromisses zwischen den folgendenThe length of the trailing body is given a ratio of fan nozzle diameter and core engine nozzle diameter in the form of a compromise between the following

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- 2 einander zuwiderlaufende Forderungen bestimmt.- 2 contradicting claims determined.

Die Oberfläche des Nachlaufkörpers in der Düsenaustrittsebene sollte einen Teil eines Zylinders bilden, der mit seiner Achse parallel zur Triebwerksachse verläuft, damit Gebläseschubverluste vermieden werden, die auftreten, wenn die Gebläseströmung aus der Gebläsedüse nicht axial gerichtet strömt. Die Gebläseluftströmung und die Heißgasströmung der Kerntriebwerksdüse dürfen jedoch das Triebwerk nicht als getrennte Ströme verlassen, da dies einen Luftwiderstand bedeuten würde. Der Nachlaufkörper muß daher so gestaltet sein, daß die Gebläseströmung von dem größeren Durchmesser nach innen gewendet wird, um den Heißgasstrom zu treffen, der aus der Düse des Kerntriebwerks austritt.The surface of the trailing element in the plane of the nozzle outlet should form part of a cylinder with its axis runs parallel to the engine axis to avoid fan thrust losses that occur when the fan flow does not flow axially out of the blower nozzle. The fan air flow and the hot gas flow from the core engine nozzle however, must not leave the engine as separate streams as this would create drag. The trailing body must therefore be designed so that the Fan flow from the larger diameter is turned inward to meet the hot gas flow emerging from the nozzle of the core engine.

Dies wird herkömmlicherweise dadurch erreicht, daß der Nachlaufkörper stromunterseitig der Austrittsebene der Gebläsedüse in Axialrichtung gekrümmt wird, so daß der Nachlaufkörper die Gestalt eines Kegelstumpfes bzw. eines Geschosses besitzt, mit einem maximalen Durchmesser in der Gebläsedüse-Austrittsebene.This is conventionally achieved in that the trailing body downstream of the exit plane of the fan nozzle is curved in the axial direction, so that the trailing body Has the shape of a truncated cone or a projectile, with a maximum diameter in the blower nozzle outlet plane.

Es gibt jedoch Grenzen bezüglich des Krümmungsradius der Oberfläche des Nachlaufkörpers, weil bei zu scharfer Wendung der Strömung eine zu schnelle Expansion der Gebläseströmung stromabwärts der Gebläsedüse eintreten kann und dies kann leicht eine Trennung der Strömung von der Oberfläche des Nachlaufkörpers zur Folge haben, was wiederum zu einer Erhöhung des Strömungswiderstandes führt. Auch wenn die Gebläsedüse gedrosselt und die Gebläseströmung im Überschallbereich stromabwärts der Gebläsedüse liegt, würde eine zu schnelle Expansion der Strömung zusätzliche Wellenströmungswiderstände erzeugen, was vom Stoßwellensystem in der Gebläseströmung herrührt.However, there are limits to the radius of curvature of the surface of the wake body, because if the flow turns too sharply, the fan flow expands too quickly downstream the fan nozzle and this can easily separate the flow from the surface of the trailing body result, which in turn leads to an increase in the flow resistance. Even if the blower nozzle is throttled and the fan flow is supersonic downstream of the fan nozzle, the flow would expand too quickly Generate additional wave flow resistance, which comes from the shock wave system in the fan flow.

Wenn der Krümmungsradius jedoch auf einem hohen Wert gehalten wird, dann vergrößert sich die Länge des Nachlaufkörpers und sein Gewicht und es wird dadurch die Oberflächenreibung undHowever, if the radius of curvature is kept at a high value, then the length of the trailing body and increases its weight and it will thereby reduce the surface friction and

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- 3 der hieraus resultierende Strömungswiderstand erhöht.- 3 the resulting flow resistance increases.

Der Kompromiß bei konventionellen Triebwerken besteht darin, daß der Winkel der vom Konus des Nachlaufkörpers eingeschlossen wird, nicht mehr als 22° beträgt.The compromise with conventional engines is that the angle is enclosed by the cone of the trailing body is not more than 22 °.

Es sind zahlreiche Versuche unternommen worden, um das Problem zu lösen, wobei die Gestalt de's Nachlauf körpers stromabwärts der Gebläsedüsenaustrittsebene geändert wurde, jedoch stellte die jeweilige Ausbildung stets einen Kompromiß zwischen den vorerwähnten zuwiderlaufenden Forderungen dar, und man hatte darüber zu befinden, ob einem geringen Gewicht oder einem geringen Strömungswiderstand die größere Bedeutung bei der Auslegung des Triebwerkes beizumessen sei.Numerous attempts have been made to solve the problem with the shape of the wake body downstream the blower nozzle outlet level was changed, but the respective training always made a compromise between the the aforementioned contradicting demands, and one had to decide whether a light weight or a low flow resistance, which is of greater importance when designing the engine.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Triebwerksanlage für Plugzeuge zu schaffen, bei der ein kürzerer Nachlaufkörper bzw. Schwanzkonus vorhanden ist, als dies bisher möglich war, ohne daß dadurch der Strömungswiderstand vergrößert wird, wie es bisher der Fall war.The invention is based on the object of creating a power plant for plug tools in which a shorter trailing body or tail cone is present than was previously possible without thereby increasing the flow resistance, such as it has been the case so far.

Gemäß der Erfindung besitzt das Gasturbinenstrahltriebwerk eine Ringdüse, deren Wände an der Düsenaustrittsebene nach der Längsachse der Düse in Strömungsrichtung unter einem Winkel zwischenAccording to the invention, the gas turbine jet engine has an annular nozzle, the walls of which at the nozzle exit plane along the longitudinal axis of the nozzle in the direction of flow at an angle between

ο ο
30 und 50 verlaufen, so daß die Strömung durch die Düse nach der Düsenachse innerhalb der Düse gewendet wird und aus dein Düsenauslaß irieinem Strom austritt, der nach der Düsenachse in einem Winkel zwischen 15° und 25° angestellt ist.ο ο
30 and 50 run, so that the flow through the nozzle is turned after the nozzle axis inside the nozzle and exits from your nozzle outlet irieinem stream which is made according to the nozzle axis at an angle between 15 ° and 25 °.

Es hat sich gezeigt, daß durch Ablenkung der Strömung nach der Achse innerhalb der Düse Verluste in der Strömung stromunterseitig der Gebläsedüse eines Mantelstromgebläse-Gasturbinenstrahltriebwerks vermindert werden, und daß der Nachlaufkörper wesentlich verkürzt werden kann, ohne die Strömungswiderstände infolge von Ablösung und Wellenbildung zu erhöhen.It has been shown that by deflecting the flow along the axis within the nozzle, losses in the flow on the downstream side the fan nozzle of a ducted fan gas turbine jet engine can be reduced, and that the trailing body is substantially can be shortened without increasing the flow resistance due to separation and wave formation.

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Gemäß einer bevorzugten Ausführung der Erfindung ist die Triebwerksanlage als Mantelstromgebläse-Gasturbinenstrahltriebwerk ausgebildet, das ein Kerntriebwerk und einen Gebläsekanal besitzt, der das Kerntriebwerk umgibt und eine ringförmige Gebläsedüse mit dem Nachlaufkörper des Kerntriebwerks bildet, wobei die Wände des Kanals und des Nachlaufkörpers in der Austrittsebene der Gebläsedüse jeweils nach der Achse der Triebwerksanlage in einem Winkel zwischen 30° und 50° angestellt sind. Es hat sieh gezeigt, daß ein Mantelstromgebläsetriebwerk gemäß der Erfindung bei Montage unter einem Plugzeugtragflügel die schädlichen Wirkungen auf den Tragflügel beträchtlich vermindert, die in der Nähe des Triebwerks an der Flügelunterfläche erzeugt werden.According to a preferred embodiment of the invention, the power plant designed as a ducted fan gas turbine jet engine, which has a core engine and a fan duct, surrounding the core engine and an annular fan nozzle forms with the trailing body of the core engine, the walls of the duct and the trailing body in the exit plane the blower nozzle are employed at an angle between 30 ° and 50 ° according to the axis of the power plant. It has see shown that a ducted fan drive according to the invention when mounted under a plug stuff wing, the harmful effects on the wing, which are generated in the vicinity of the engine on the wing undersurface.

Nachstehend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen:An exemplary embodiment of the invention is described below with reference to the drawing. In the drawing show:

Fig. 1 eine schematische Schnittansicht einerFig. 1 is a schematic sectional view of a

Gasturbinentriebwerksanlage mit einem Düsenaufbau gemäß einer Ausführungsform der ErfindungGas turbine engine plant having a nozzle assembly according to one embodiment the invention

Fig. 2 eine Teilansicht einer weiteren AusFig. 2 is a partial view of a further Aus

führungsform der Erfindungembodiment of the invention

Fig. 3 eine Teilansicht einer weiteren AusFig. 3 is a partial view of a further Aus

führungsform der Erfindungembodiment of the invention

Fig. 4 eine schematische Ansicht eines Gas4 is a schematic view of a gas

turbinenstrahltriebwerks angebaut an einem Flugzeugtragflügelturbine jet engine mounted on an aircraft wing

Fig. 5 DruckverteilungsdiagrammFig. 5 Pressure distribution diagram

Die Ausdrücke "stromauf" und "stromab" beziehen sich auf die Strömungsrichtung der Gase durch die Triebwerksanlage.The terms "upstream" and "downstream" refer to the Direction of flow of the gases through the power plant.

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Pig. 1 zeigt eine Gasturbinenstrahltriebwerksanlage 10 mit einem Kerntriebwerk bzw. einem Gasgenerator 12 und einer Stufe mit Gebläseschaufeln 14 am stromaufwärtigen Ende einer Verkleidung 16, die die Gebläseschaufeln umgibt und sich in stromabwärtiger Richtung bis zu einer Stelle erstreckt, die in der Nähe der Gasgeneratordüse 18, aber etwas stromauf zu dieser liegt. Die Verkleidung 16 bildet zusammen mit dem Gehäuse 20 des Gasgenerators 12 einen ringförmigen Gebläsekanal 22, der in einer Gebläsedüse 24 endet, welche durch die Wände 17,21 definiert wird.Pig. 1 shows a gas turbine jet engine system 10 with a core engine or gas generator 12 and a stage with fan blades 14 at the upstream end of a Shroud 16 surrounding the fan blades and extending in a downstream direction to a point which in the vicinity of the gas generator nozzle 18, but somewhat upstream of this. The cladding 16 forms together with the Housing 20 of the gas generator 12 has an annular fan duct 22 which ends in a fan nozzle 24, which through the walls 17.21 is defined.

Jener Teil des Verkleidungsaufbaus und des Gasgeneratoraufbaus, die zusammen das stromunterseitige Ende des ringförmigen Strömungskanals 22 bilden und der Innenaufbau des Gasgenerators am stromunterseitigen Ende konvergieren in Strömungsrichtung nach innen nach der Längsachse der Triebwerksanlage, unter Winkeln-χ. und •·. von 30°, so daß vor Austreten aus dem Kanal 22 bzw. dem Strahlrohr 26 die Gebläseluft und die Abgase nach innen nach der Längsachse des Triebwerks abgelenkt werden, und die Folge davon ist, daß die jeweiligen Strömungen ihre nunmehr konvergierend verlaufenden Strömungspfade beim Ausstoßen in die Atmosphäre über die Auslaßdüsen 24,18 aufrechterhalten.That part of the fairing structure and the inflator structure, which together form the downstream end of the annular flow channel 22 and the internal structure of the gas generator at the downstream end converge inwardly in the direction of flow towards the longitudinal axis of the power plant, below Angles-χ. and •·. of 30 ° so that before exiting the channel 22 and the jet pipe 26, the blower air and the exhaust gases are deflected inwardly towards the longitudinal axis of the engine, and the consequence of this is that the respective flows their now converging flow paths when ejecting into maintain the atmosphere via the outlet nozzles 24, 18.

Da nunmehr die Gebläseströmung nach dem Heißgasstrom innerhalb des Gebläsekanals gerichtet ist, kann der Nachlaufkörper stromab der Austrittsebene der Gebläsedüse einfach konisch gestaltet werden, d.h. er kann eine Oberfläche besitzen, die über ihre Länge gerade verläuft, so daß schnelle Expansionen über der Oberfläche des Nachlaufkörpers, die eine Folge der Krümmung in Strömungsrichtung sind, vermieden werden, die eine Erhöhung des Strömungswxderstandes bezüglich Wellenbildung und Ablösung zur Folge hatten. Außerdem vermindert die Konvergenz der Strömungen nach der Triebwerksachse schnelle Expansionen der Strömungen.Since now the fan flow after the hot gas flow within of the fan duct is directed, the follower body can be configured simply conically downstream of the outlet plane of the fan nozzle i.e. it can have a surface that is straight along its length so that rapid expansions over the Surface of the trailing body, which is a consequence of the curvature in the direction of flow are avoided, which increase the flow resistance with regard to wave formation and separation resulted in. In addition, the convergence of the flows along the engine axis reduces rapid expansions of the Currents.

Weitere Vorteile haben sich jedoch ergeben, in Verbindung mit einem Mantelstromgebläsetriebwerk gemäß Fig. 1.However, further advantages have emerged in connection with a by-pass fan drive unit according to FIG. 1.

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So ist z.B. die äußere Oberfläche der Gebläseverkleidung in Strömungsrichtung gekrümmt, damit der Strömungswiderstand in Folge der Dicke der Verkleidung vermindert wird. Dies führt dazu, daß der Freiluftstrom um die Gebläseverkleidung um einen gewissen Betrag nach der Triebwerksachse hin abgelenkt wird, wenn die Strömung der Krümmung der Verkleidung folgt. Bei einer Triebwerksanlage herkömmlicher Art, wo die Gebläseströmung im wesentlichen axial aus der Gebläsedüse austritt, stört die Gebläseströmung die natürliche Tendenz des freien Luftstromes,der sich nach der Triebwerksachse hin zu richten sucht, wenn er die Verkleidungsoberfläche an der Austrittsebene der Gebläsedüse verläßt. Die Gebläseströmung sucht den freien Luftstrom von der äußeren Verkleidungsoberfläche am stromunterseitigen Ende abzuheben und erzeugt demgemäß an der Verkleidung einen Strömungswiderstand infolge der Ablösung. Bei der erfindungsgemäßen Triebwerksanlage wird jedoch die Gebläseströmung nach der Düsenachse abgelenkt und es ergibt sich demgemäß keine Störung mit dem freien Luftstrom.For example, the outer surface of the fan shroud is curved in the direction of flow to reduce flow resistance is reduced as a result of the thickness of the cladding. This causes the open air flow around the fan shroud deflected a certain amount towards the engine axis when the flow follows the curvature of the fairing. In an engine system of the conventional type, where the blower flow exits the blower nozzle essentially axially, if the fan flow disturbs the natural tendency of the free air flow, which is directed towards the engine axis searches when it leaves the cladding surface at the exit plane of the fan nozzle. The fan flow seeks the free one Lift off air flow from the outer casing surface at the downstream end and accordingly generated at the Cladding creates a flow resistance as a result of the detachment. In the power plant according to the invention, however, the Fan flow deflected after the nozzle axis and there is accordingly no interference with the free air flow.

Ähnliche Verhältnisse bestehen an der Heißgasgeneratordüse und gleiche Vorteile können hierbei durch Anwendung der Erfindung erhalten werden. Die Erfindung gewährleistet, daß die aus dem Kanal 22 austretende Luft parallel zu den heißen Abgasen verläuft, die aus der Düse 18 austreten, wenn die Anordnung in der beschriebenen Weise getroffen wird. Dies hat zur Folge, daß die heißen Abgase beim Verlassen der Düse 18 den Gebläseluftstrom nicht von der äußeren Oberfläche des Gasgeneratorgehäuses abheben.Similar conditions exist at the hot gas generator nozzle and the same advantages can be achieved by using the invention can be obtained. The invention ensures that the air emerging from the duct 22 is parallel to the hot air Exhaust gases which emerge from the nozzle 18 when the arrangement is made in the manner described. this has with the result that the hot exhaust gases when exiting the nozzle 18 do not blow the fan air flow from the outer surface of the Lift off the gas generator housing.

Ein weiterer Vorteil wird unter Bedingungen erreicht, wenn die Strömung aus der Gebläsedüse im Überschallbereich liegt. Bei den üblichen Triebwerksanlagen findet die Ableitung der Strömung über dem Nachlaufkörper statt, während die Strömung im Überschallbereich liegt. Infolgedessen sind die Druckverluste in der Strömung infolge des Wendeeffektes größer als bei einer Triebwerksanlage gemäß der Erfindung, wo dieAnother advantage is achieved under conditions when the flow from the blower nozzle is in the supersonic range. at In the usual engine systems, the flow is diverted via the wake body, while the flow is in motion is in the supersonic range. As a result, the pressure losses in the flow due to the turning effect are greater than in an engine system according to the invention, where the

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Wendung der Strömung innerhalb der Düse auftritt und demgemäß in einem Bereich, bevor die Strömung in den Überschallbereich übergeht.Turning of the flow occurs inside the nozzle and accordingly in an area before the flow enters the supersonic area transforms.

Durch Anwendung der Erfindung bei einem Mantelstromgebläsetriebwerk hat die verkürzte Abmessung des Nachlaufkörpers die Folge, daß die Triebwerksanlage leichter wird und auch einen höheren Wirkungsgrad besitzt, weil die Reibungsverluste in den Strömungen über der Innenseite und Außenseite des verkürzten Nachlaufkörpers vermindert werden und weil das Triebwerk insgesamt einen geringeren Strömungswiderstand aufweist.By applying the invention to a ducted fan engine the shortened dimension of the trailing body has the consequence that the power plant is lighter and also has a higher efficiency because the friction losses in the flows over the inside and outside of the shortened Trailing body are reduced and because the engine overall has a lower flow resistance.

Der Schubverlust infolge des nicht-axialen Austritts der Gebläseströmung aus der Düse wird voll durch eine Druckkraft am Nachlaufkörper ausgeglichen.The loss of thrust due to the non-axial exit of the fan flow from the nozzle is fully compensated by a pressure force on the follower body.

Die Erfindung wurde vorstehend unter Bezugnahme auf Fig. 1 beschrieben. Die Figuren 2 und 3 zeigen ähnliche Konstruktionen im Rahmen der Erfindung, wobei gleiche Teile mit gleichen Bezugszeichen versehen sind. Bei den Ausführungsformen gemäß Fig. 2 und 3 ist ein Abgasströmungskörper 30 vorgesehen, der mit dem Gasgenerator den Gasströmungs-Ringpfad an der Düse bestimmt. Die Winkel<3, x4, c5, x6 und X7 liegen in der gleichen Größenordnung wie die Winkele«: i, x2. Fig. 2 zeigt ein abgewandeltes Mantelstromtriebwerk, während Fig. 3 das erfindungsgemäße Prinzip in seiner Anwendung bei einem Turbojet-Triebwerk kennzeichnet.The invention was described above with reference to FIG. 1 described. Figures 2 and 3 show similar constructions within the scope of the invention, the same parts with the same Reference numerals are provided. In the embodiments according to Fig. 2 and 3, an exhaust gas flow body 30 is provided, the determines the gas flow ring path at the nozzle with the gas generator. The angles <3, x4, c5, x6 and X7 are in the same order of magnitude as the angles «: i, x2. Fig. 2 shows a modified turbofan engine, while FIG. 3 shows the principle according to the invention in its application to a Identifies turbojet engine.

Es wurden Modellversuche mit Triebwerken durchgeführt, bei denen die Verkleidung und die Gasgeneratordüsen unter einem Winkel von 30° und 40° konvergierten, und es zeigte sich, daß auch hier die beschriebenen Verbesserungen vorhanden waren. Bei einem Versuch unter Benutzung der oberen Grenze von 40 ergaben sich sämtliche beschriebenen Verbesserungen. Es wurde angenommen, daß bei einer Abstufung der Winkel wesentlich unter 40° eine sich erhöhende Gefahr gegeben wäre, daß der freie Luftstrom 28 von der Gebläseverkleidung 16 von selbstModel tests were carried out with engines in which the fairing and the gas generator nozzles were at an angle of 30 ° and 40 ° converged, and it was found that the improvements described were also present here. at When tested using the upper limit of 40, all of the improvements described resulted. It was assumed that with a gradation of the angle substantially below 40 ° there would be an increasing risk that the free airflow 28 from the fan shroud 16 by itself

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sich ablöst infolge der beiden großen Richtungsänderungen der Gebläseverkleidung am stromunterseitigen Ende.comes off as a result of the two major changes in direction of the fan cowling at the downstream end.

Es wurden außerdem Plugversuche mit vollständigen Triebwerken ausgeführt, die nach der Erfindung ausgebildet waren, und es ergab sich ein weiterer Vorteil, wenn das Triebwerk unter dem Plugzeugflügel und etwas vor diesem in bekannter Weise, wie aus Fig. 4 ersichtlich, aufgehängt wurde.There were also plug tests with complete engines executed, which were designed according to the invention, and there was a further advantage when the engine under the Plug stuff wing and something in front of this in a known manner, as can be seen from Fig. 4, was hung.

Wenn die Gebläseströmung unter dem Tragflügel in Axialrichtung abgelassen wird, bewirkt die Ausdehnung des Strahles eine örtliche Verminderung der Strömungsfläche des freien Luftstromes unter dem Tragflügel. Dies bewirkt wiederum eine Beschleunigung des freien Luftstroms und infolgedessen eine Druckverminderung. Die Druckverminderung ermöglicht eine weitere Expansion des GebläseluftStroms und das Verfahren kann sich fortsetzen bis der freie Luftstrom örtlich in den Überschallbereich gelangt. Die höchste Geschwindigkeit des freien Luftstroms verursacht eine Verminderung des Auftriebs vom Tragflügel und Stoßwellen in der örtlich im Überschallbereich verlaufenden Strömung stören die Wirksamkeit des Tragflügels.When the fan flow is vented under the wing in the axial direction, the expansion of the jet causes a local reduction of the flow area of the free air flow under the wing. This in turn causes an acceleration of the free air flow and consequently a Pressure reduction. The reduction in pressure allows further expansion of the forced air flow and the process can continue until the free air flow locally reaches the supersonic range. The highest speed of the free Air flow causes a reduction in lift from the wing and shock waves in the locally in the supersonic range running currents disrupt the effectiveness of the wing.

Bei erfindungsgemäßer Ausbildung eines Triebwerks bedeutet die Tatsache, daß die Gebläseströmung nach der Triebwerksachse gerichtet wird, daß selbst dann, wenn die Strömung expandiert, ein örtlich divergierender Kanal unter dem Tragflügel besteht, wo bisher der Durchtritt konvergent war. Hierdurch wird die örtliche Flächenverteilung benachbart zum Pylon verbessert, an dem das Triebwerk aufgehängt ist, und es wird die Erzeugung von Stoßwellen unter dem Tragflügel verhindert. Die erfindungsgemäß ausgebildeten Triebwerke haben es gezeigt, daß sich durch die erfindungsgemäße Ausbildung eine Verbesserung des Wirkungsgrades der Tragflügel des Flugzeugs erreichen läßt, unter denen sie montiert sind.In the case of an engine design according to the invention, means the fact that the fan flow is directed towards the engine axis, that even if the flow is expanding, there is a locally diverging channel under the wing, where the passage was previously convergent. This will make the Improved local area distribution adjacent to the pylon, on which the engine is suspended, and the generation of shock waves under the wing is prevented. According to the invention trained engines have shown that an improvement in the inventive training Can achieve efficiency of the wings of the aircraft under which they are mounted.

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Fig. 5 zeigt eine graphische Darstellung der Druckverteilung des freien Luftstromes unter dem Tragflügel bei herkömmlichen Triebwerken (vgl. Linie 36) im Vergleich mit erfindungsgemäß abgewandelten Triebwerken (vgl. Linie 38). Die Linie 34 stellt die Mach-Zahl 1 dar.Fig. 5 shows a graph of the pressure distribution of the free air flow under the wing in conventional Engines (see line 36) in comparison with the invention modified engines (see line 38). Line 34 represents the Mach number 1.

Die Parameter, die zur Aufzeichnung der graphischen Darstellung benutzt wurden, d.h.P_ und X> sind die folgenden:The parameters used to record the graph i.e. P_ and X> are the following:

H CH C

P: statischer Druck an der TragflügelunterseiteP: static pressure on the underside of the wing

H: Gesamtdruck freier LuftstromH: total free air flow pressure

X: Abstand vom TragflügelvorderrandX: Distance from the wing leading edge

C: TragflügelsehneC: wing chord

Patentansprüche:Patent claims:

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Claims (3)

Patentansprüche :Patent claims: !./Gasturbinenstrahltriebwerk mit einer Ringdüse, dadurch gekennzeichnet , daß jede Wandung (17*21) der Düse (24) an der Düsenaustrittsebene nach der Längsachse der Düse in Strömungsrichtung betrachtet unter einem Winkel zwischen 30° und 50° geneigt ist, so daß die Strömung durch die Düse nach der Düsenachse innerhalb der Düse abgelenkt wird und aus dem Düsenauslaß in einem Strom austritt, der nach der Düsi
geneigt ist.! ./ Gas turbine jet engine with an annular nozzle, characterized in that each wall (17 * 21) of the nozzle (24) is inclined at the nozzle outlet plane after the longitudinal axis of the nozzle in the direction of flow at an angle between 30 ° and 50 °, so that the Flow through the nozzle is deflected after the nozzle axis within the nozzle and emerges from the nozzle outlet in a stream that follows the nozzle
is inclined. nach der Düsenachse in einem Winkel zwischen 15 und 25after the nozzle axis at an angle between 15 and 25 2. Gasturbinenstrahltriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß ein Kerntriebwerk (12) mit einem Nachlaufkörper vorgesehen ist, dessen stromabwärtiges Ende eine Heißgasdüse 18) definiert, daß ein Gebläsekanal (22) das Kerntriebwerk umschließt und die Ringdüse (24) zusammen mit dem Nachlaufkörper des Kerntriebwerks definiert, daß die Wände (17,21) des Gebläsekanals und des Nachlaufkörpers an der Austrittsebene der Gebläsedüse nach der Längsachse der Düse so geneigt sind, daß sich ein eingeschlossener Winkel zwischen 30 und 50 ergibt.2. Gas turbine jet engine according to claim 1, characterized in that a core engine (12) with a trailing body is provided, its downstream The end of a hot gas nozzle 18) defines that a fan duct (22) surrounds the core engine and the ring nozzle (24) defined together with the trailing body of the core engine, that the walls (17.21) of the fan duct and the trailing body at the exit plane of the fan nozzle after Longitudinal axis of the nozzle are inclined so that an included angle between 30 and 50 results. 3. Gasturbinenstrahltriebwerk nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet , daß die Heißgasdüse (18) einen mittleren Abgasströmungskörper (30) aufweist, der mit der Wand des Nachlaufkörpers einen ringförmigen Austritt für die Heißgase bildet und daß die Wände des Nachlaufkörpers und des Abgasströmungskörpers, die die Heißgasdüse definieren, nach der Längsachse der Düse ebenfalls in einen Winkel zwischen 30° und 50° (Einschlußwinkel) geneigt sind.3. Gas turbine jet engine according to claim 2, characterized in that the hot gas nozzle (18) has a has middle exhaust gas flow body (30) which, with the wall of the trailing body, has an annular outlet for forms the hot gases and that the walls of the trailing body and the exhaust gas flow body, which define the hot gas nozzle, are also inclined to the longitudinal axis of the nozzle at an angle between 30 ° and 50 ° (included angle). 509841/0248509841/0248 LeerseiteBlank page