DE2638873A1 - Ausstroemduese mit austrittskonus in ringform fuer variablen betriebszyklus und verfahren zum betrieb derselben - Google Patents

Ausstroemduese mit austrittskonus in ringform fuer variablen betriebszyklus und verfahren zum betrieb derselben

Info

Publication number
DE2638873A1
DE2638873A1 DE19762638873 DE2638873A DE2638873A1 DE 2638873 A1 DE2638873 A1 DE 2638873A1 DE 19762638873 DE19762638873 DE 19762638873 DE 2638873 A DE2638873 A DE 2638873A DE 2638873 A1 DE2638873 A1 DE 2638873A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
flow
channels
outlet
channel
constriction
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
Application number
DE19762638873
Other languages
English (en)
Other versions
DE2638873C2 (de
Inventor
Donald John Dusa
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of DE2638873A1 publication Critical patent/DE2638873A1/de
Application granted granted Critical
Publication of DE2638873C2 publication Critical patent/DE2638873C2/de
Expired legal-status Critical Current

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
    • F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/08—Varying effective area of jet pipe or nozzle by axially moving or transversely deforming an internal member, e.g. the exhaust cone
    • 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
    • F02K3/077—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 the plant being of the multiple flow type, i.e. having three or more flows
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Description

Ausströmdüse mit Austrittskonus in Rinqform für variablen Betriebszyklus und Verfahren zum Betrieb derselben
Die Erfindung betrifft Ausströmdüsen für Gasturbinentriebwerke und im besonderen Ausströmdüsen der Bauform mit väriabelem Querschnitt mit hohem Leistungsvermögen.
Die Erfordernisse des gegenwärtig für Luftfahrzeuge zu erwartenden Flugbetriebes schliessen die Benutzung von konventionellen Äusströmdüsensystemen aus. Die konvergente Düse, die üblicherweise für den Unterschallflug verwendet wird, verliert ihren Wirkungsgrad, da die Ausströmgeschwindigkeit die Schallgeschwindigkeit nicht übersteigen kann (Machzahl 1). Die konvergent-divergente Ausströmdüse gestattet eine gesteuerte Expansion und Beschleunigung der ausströmenden Gase, nachdem diese die Schallgeschwindigkeit erreichen. Diese Düsen besitzen jedoch einen sehr schmälen optimalen Betriebsbereich und müssen als Ausströmdüsen mit variablem Querschnitt konstruiert werden, um dieses
709823/0608
Merkmal zu kompensieren. Obwohl solche Ausströmdüsen mit variablem Querschnitt in der Vergangenheit in Betracht gezogen wurden, wurden bisher keine Lösungswege für solche Ausströmdüsen gefunden, welche für die Anpassung an einen breiten Bereich von erwarteten Betriebsaufgaben eines Luftfahrzeuges zufriedenstellend sind.
Das Problem wird m.ch komplizierter bei Triebwerken der Bauform mit "Multi-Bypass" (multiple bypass), bei denen im allgemeinen die Anzahl der Düsen gleich der Anzahl von Strömungskanälen im Inneren des Triebwerkes ist. Dies ist notwendig wegen der grossen Unterschiede der Strömungskennzahlen zwischen den einzelnen Strömen für die meisten Betriebszyklen des Triebwerkes, wodurch es im allgemeinen unpraktisch ist, diese Ströme in den Kanälen zu vereinigen. Mit der steigenden Anzahl der Düsen steigt jedoch auch das Triebwerkgewicht. Es wird daher ein System benötigt, welches eine Strömungsmodulation zwischen mehreren Kanälen ergibt, eine relativ einfache Konstruktion mit geringem Gewicht besitzt und während des gesamten Flugbetriebszyklus die erforderliche Querschnittsveränderung liefert.
Es ist daher die Hauptaufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Ausströmdüsensystem für ein Gasturbinentriebwerk mit hohem Leistungsvermögen und variablem Querschnitt zu schaffen, das noch eine verringerte Kompliziertheit und ein verringertes Gewicht besitzt und ein vereinfachtes Ausströmdüsensystem mit variablem Querschnitt für ein Triebwerk mit mehrfachem Bypass besitzt, welches vor der Endstelle der Ausströmdüse getrennte Gebläsckanalströme aufrecht erhält und die Strömungsaufteilung zwischen den Kanälen moduliert.
Es ist eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung ein Verfahren zum Betrieb einer Schubdüse mit variablem Querschnitt für ein MuIt-Bypass-Gasturbinentriebwerk zu schaffen.
709823/0608 " 3 "
Zusammengefasst werden diese Aufgaben gelöst in einem MuIt-Bypass-Triebwerk, bei dem der innere und der äussere Gebläsestrom in koaxialen Ringkanälen enthalten sind, welche drei allgemein koaxiale Wandungen enthalten. Die innere Wand umfasst zwei durch ein Gestänge betätigte und mit Scharnier ausgestattete Klappen, welche einen ringförmigen Austrittskonus für das Gebläse mit variabler Geometrie bilden, um eine Möglichkeit zur Modulation des Querschnittes der Düsenengstelle zu schaffen. Die äusserste Wand enthält eine verschiebbare Hülle, welche eine Möglichkeit der Änderung des Querschnittsverhältnisses für die kombinierte Expansion der Gebläseströme ermöglicht. Die Zwischenwand endet in einer Klappe mit variabler Lageeinstellung, welche ein Ventil enthält, das in eine solche Stellung gebracht werden kann, dass es entweder mit der äusseren oder der inneren Wand (oder beiden) zusammenwirkt, wobei dazwischen eine Engstelle mit variablem Querschnitt gebildet wird.
In der erwartungsgemäss normalerweise verwendeten Bauform, bei der der innere Kanal einen Nachbrenner zur Steigerung des Energieinhaltes des Stroms im inneren Kanal bei Überschallbetrieb enthält, befindet sich die variable einstellbare Klappe in der geschlossenen Stellung relativ zum äusseren Kanal und eine verschiebbare Hülle ragt nach rückwärts über die Engstelle der Düse hinaus. Die verschiebbare Hülle und der Austrittskonus für das Gebläse mit variabler Geometrie schaffen die Möglichkeit zur Veränderung des Verhältnisses des Querschnittes der Engstelle zu dem Querschnitt am Düsenauslassc, so dass die Gebläsedüse bei ihrem Kennwert mit maximaler Leistung arbeiten kann. In der Betriebsart Unterschall-Dauerflug ist der. Nachbrenner im inneren Kanal ausser Betrieb und der Gesamtquerschnitt der Engstelle des Gebläses wird durch den Ausstrittskonus und die Strömungsaufteilung gesteuert und wird noch durch die zwischengefügte Klappe mit variabler Einstell-Lage moduliert. In dieser Betriebsart ist die verschiebbare Hülle zurückgezogen
- 4 709823/0608
" ^j mm
und ist allgemein axial mit der zwischengefügten Klappe mit variabler Einstell-Lage ausgerichtet zur Bildung der Engstelle für die Strömung in dem äusseren Kanal zwischen diesen Teilen. Daher wird in dem Unterschallbetrieb ohne Nachverbrennung die Engstelle an dem Auslasse beider Kanäle gebildet, um einen "Rückstau-Widerstand" (scrubbing drag) zu vermeiden (Reibung der Strömung an den Düsenexpansionsoberflächen) und um eine gleichförmige freie Expansion beider Kanalströmungen zu gestatten. Es ist daher ersichtlich, dass die zwischengefügte Klappe oder Zwischenklappe mit variabler Einstell-Lage bei der Bildung der Engstelle im Unterschall-Betrieb oder im Überschall-Betrieb mitwirkt.
Die Figur 1 zeigt eine Seitenansicht teilweise im Schnitt und zeigt schematisch ein Gasturbinentriebwerk, welches eine Ausführungsform der vorliegenden Erfindung enthält.
Die Figur 2 ist eine vergrösserte schematische Ansicht und zeigt die Ausströmdüse des Triebwerks nach Figur 1 in einer Betriebsart.
Die Figur 3 ist eine vergrösserte Ansicht ähnlich der Figur 2 und zeigt die Ausströmdüse in einer weiteren Betriebsart.
In den Abbildungen entsprechen gleiche Bezugsziffern gleichen Bauelementen. Die Figur 1 zeigt allgemein ein Gasturbinentriebwerk 1o in schematischer Darstellung, welches eine Ausführungsform der vorliegenden Erfindung enthalten kann. Das Triebwerk umfasst allgemein ein Kerntriebwerk 12, ein Gebläse 14 mit den Gebläsestufen 16 und 18 und einer Gebläseturbine 2o, welche mit dem Gebläse 14 durch die Welle 22 verbunden ist. Das Kerntriebwerk enthält einen Axialstromverdichter 24 mit einem Rotor oder Läufer 26. Die Luft tritt am Einlass 28 ein und wird zunächst durch die Gebläsestufe 16 verdichtet. Ein erster Teil der verdichteten Luft tritt in den äusseren Gebläse-Bypass-Kanal
709823/0608 " 5 "
3o ein, welcher teilweise' durch eine Ringwand 32 und eine umschliessende Gebläsegondel 34 begrenzt wird. Ein zweiter Teil der Luft wird durch die Gebläsestufe 18 weiter verdichtet und dann aufgeteilt. Ein Teil tritt in den inneren Bypass-Kanal
36 ein, welcher teilweise durch das Kerntriebwerk 12 und die
umschliessende Wand 32 begrenzt wird. Ein weiterer Teil tritt in den Einlass 38 des Kerntriebwerkes ein. Die Ströme in den
Kanälen 3o und 36 werden letztendlich durch die allgemein bei 4o dargestellte Gebläseausströmdüse ausgestossen.
Die am Einlass 38 eintretende verdichtete Luft wird durch den Axialstromverdichter 24 weiter verdichtet und dann in eine
Brennkammer 42 abgegeben, wo zur Erzeugung von Verbrennungsgasen zum Antrieb einer Turbine 44 Brennstoff verbrannt wird. Die Turbine 44 treibt ihrerseits über eine Welle 46 den Rotor 26 an, wie dies bei einem Gasturbinentriebwerk üblich ist.
Die heissen Verbrennungsgase werden dann durch die Gebläseturbine 2o geleitet und treiben diese an, welche ihrerseits das
Gebläse 14 antreibt. Auf diese Weise wird eine Schubkraft erhalten durch die Wirkung des Gebläses 14, das Luft von den Kanälen 3o und 36 durch die Gebläseausströmdüse 4o ausstösst
und weiterhin durch den Ausstoss von Verbrennungsgasen von einer Ausströmdüse des Kerntriebwerkes, welche allgemein bei 48 angedeutet ist. Zur Schuberhöhung kann der Energieinhalt der Luft im Kanal 36 mit Hilfe eines Hilfsbrenners oder Nachbrenners
5o gesteigert werden.
Die vorstehende Beschreibung bezieht sich auf viele Bauformen von zukünftigen Gasturbinentriebwerken des Typs.mit "variablem Zyklus" oder des "Multi-Bypass"-Typs und soll keine Beschränkung beinhalten. Vielmehr ist aus der nachstehenden Beschreibung
leicht ersichtlich, dass die vorliegende Erfindung auf jedes
Gasturbinentriebwerk angewendet werden kann und nicht zwangsläufig auf die in F.gur 1 abgebildete Ausführungsform beschränkt ist. Die vorstehende Beschreibung soll daher lediglich eine
Anwendungsart veranschaulichen.
709823/0608 " 6 "
Es wird nunmehr Bezug genommen auf die Gebläsedüse 4o nach Figur 2 und 3. Dort ist ein Aufbau mit einem doppelten ringförmigen Beipass abgebildet, welcher gemäss der vorstehenden Beschreibung einen koaxialen ringförmigen äusseren Beipasskanal 3o und einen inneren Beipasskanal 36 umfasst, wobei die beiden Kanäle eine gemeinsame ringförmige Zwischenwand 32 besitzen. Die Wand 32 endet in einer verstellbaren Klappe 1o6,. welche ein Ventil bildet. Dabei kann die Klappe mit Hilfe des Stellgliedes 1o8 so eingestellt werden, dass sie mit einem Teil der äusseren Gebläsegondel 34 zusammenwirkt zur Verhinderung einer Strömung durch Jen äusseren Kanal 3o. Oder sie kann so eingestellt werden, dass sie eine Vermischung der Ströme des äusseren und inneren Kanals stromaufwärts von der DüsenengsteHe gestattet. Anschliessend strömen dann die vereinigten Ströme durch den Ausströmkanal 11o in die Atmosphäre aus.
Wie in Figur 1 dargestellt, ist der innere Kanal 36 mit einem Kanalbrenner 5o ausgestattet, um durch Nachverbrennung den Energiegehalt des Gasstroms im inneren Kanal zu steigern, um im Überschallbetrieb eine erhöhte Schubkraft zu liefern. Demgemäss ist der Kanal 11o in an sich bekannter Weise mit der bekannten thermischen Verkleidung 112 für Kühlzwecke ausgestattet.
jjie radial innere Wand des Kanals 11*.. endet in zwei durch Gestänge betätigten und mit Gelenkverbindung ausgestatteten Klappen 114 und 116, welche einen ringförmigen Gebläseaustrittskonus mit variabler Geometrie bilden, der allgemein mit der Bezugs ziffer 118 bezeichnet ist. Die am weitesten vorne liegenden Klappe 114 (in Figur 2 die linke Klappe) ist durch ein Gelenk mit einer starren Struktur verbunden, beispielsweise bei 12o mit einer Strebe 119. Das rückwärtige Ende der Klappe 116 ist durch Gelenk mit einer
7G9823/060g
stationären Hülle 56 bei 122 verbunden. Die Klappen 114 und 116 sind mit Hilfe einer Gelenkverbindung 124 miteinander verbunden, welche eine Anordnung mit einer zusammenwirkenden Kurvenscheibe und Kurvenscheibenspur enthält. Ein Gestänge 13o ist antriebsmässig bei 132 mit der Klappe 114 verbunden und überträgt die Bewegung von einem Stellglied 134 auf die Klappe 114. Insbesondere wird bei einer Verschiebung des Schlittens 136 nach vorwärts und rückwärts durch das Stellglied 134 bewirkt, dass sich der Gebläseaustrittskonus 118 radial nach aussen bzw. nach innen bewegt. Um die Auswirkung des aerodynamischen Widerstandes auf das Gestänge 13o auf ein Minimum zu bringen, ist dieses im Innern einer vorhandenen Hohlstrebe 119 untergebracht, welche die ringförmige Hülle 56 stützt. Das Stellglied 134 ist in der Nähe der Mittellinie des Triebwerkes angeordnet, um die Kompliziertheit der Hydraulik auf ein Minimum zu bringen und eine ausreichende Kühlung derselben zu erhalten.
Die radial äussere Wand des Kanals 11o endet in einer verschiebbaren oder verstellbaren Hülle 138, welche im Innern der Gebläsegondel 34 teleskopartig aufgenommen ist und mit Hilfe eines geeigneten Stellsystems 14o in eine nach rückwärts verlängerte Stellung ausgefahren werden kann. Die Hülle 138 wirkt zusammen mit dem verstellbaren Gebläseaustrittskonus 118 zur Bildung einer Engstelle (minimaler Strömungsquerschnitt) 142 zwischen diesen Teilen. Wenn die Hülle 138 eingezogen ist (siehe Figur 2), dann ist die Engstelle an der Austrittskante der Hülle gebildet. In der ausgefahrenen Stellung (siehe Figur 3) wirken die Hülle und die Klappe 116 zusammen zur Bildung einer Expansionsfläche zur Beschleunigung der Strömung.
Beim Betrieb mit niedrigem Beipassverhältnis und ohne
709823/0600
Nachverbrennung (der Kanalbrenner 5o ist ausser Betrieb) befindet sich das Ventil 1o6 in der geschlossenen Stellung bezüglich der Strömung im äusseren Kanal (siehe Figur 2), die Hülle 138 ist eingezogen und die Modulation des Engstellenquerschnittes wird durch den verstellbaren Austrittskonus 118 erhalten, welcher dann durch das Stellglied 134 in seine optimale Lage verstellt wird. Mit der Schuberhöhung wird der Engstellenquerschnitt dadurch vergrössert, dass der Schlitteni36 nach rückwärts verschoben und damit der Austrittskonus 118 radial nach innen bewegt wird. In der Betriebsart mit hohem Beipassverhältnis ist die Klappe 1o6 bezüglich des äusseren Kanals 3o geöffnet (der Ausstrittskonus 118 befindet sich dabei in der Stellung nach Figur 3). Die beiden Kanalströme werden hinter dem ausser Betrieb befindlichen Kanalbrenner 5o mit Hilfe der Klappe 1o6 gemischt, welche ein günstiges statisches Druckgleichgewicht in der Mischebene erzeugt.
Im Nachbrennerbetrieb nach Figur 3 ist die Klappe bezüglich des äusseren Kanalstroms geschlossen und der innere Kanalstrom mit Nachverbrennung kann durch den relativ weit geöffneten Engstellenquerschnitt austreten. Die verstellbare Hülle 138 ist gemäss der Abbildung ausgefahren und ergibt zusammen mit der Klappe 116 eine gesteuerte Expansionsfläche für die Expansion der Abgase und liefert weiterhin die Möglichkeit zur Einstellung des Verhältnisses des Engstellenquerschnittes und des Ausströmdüsenquerschnittes, wodurch die Gebläsedüse bei ihrem Kennwert für maximale Leistung arbeiten kann.
Es wurde daher vorstehend eine vereinfachte Düse für die Anwendung auf mehrfache Kanäle beschrieben. Die Anzahl der Düsen muss dabei nicht mehr gleich der Anzahl der Kanalströme sein, um eine Strömungsmodulation und eine Optimierung der Leistung über dem ganzen Flugbetriebszyklus zu er-
709823/OßOg " 9 "
halten. Im wesentlichen schafft die Erfindung die Ausführung von Doppelfunktionen durch die notwendigen beweglichen Teile, um die Redundanz zu beseitigen. Weiterhin ergibt dies eine Vereinfachung der Düsenherstellung und eine Gewichtsverringerung. Schliesslich ist die Ausströmdüsenstruktur gemäss der vorliegenden Erfindung mechanisch sinnvoll, da sie sich sowohl in bereits existierende als auch erwartete Triebwerke und Flugzeugrahmen gut einfügt und realistische Stellgliedsysteme benutzt, um Gewichtsvergrösserungen und mechanische Instabilitäten zu vermeiden. Von einem solchen System können Belastungen in Flugmanövern mit hoher Leistung toleriert werden.
Für den Fachmann ist ersichtlich, dass an der vorstehend beschriebenen Erfindung gewisse Änderungen vorgenommen werden können, ohne die umfassende erfinderische Konzeption derselben zu verlassen. Beispielsweise können bei Verwendung von mehreren Stellgliedern diese durch ein einziges integriertes Stellsystem ersetzt werden. Weiterhin können Stellglieder der verschiedensten Bauformen verwendet werden.
709823/06Ö8
4H
Leerseite

Claims (1)

  1. Patentansprüche
    M.)/' Verfahren zum Betrieb einer Schubdüse für ein Gasturbinentriebwerk mit einem Kerntriebwerk und zwei im wesentlichen koaxialen ringförmigen Beipass-Strömungskanälen mit einer gemeinsamen Zwischenwand, gekennzeichnet durch folgende Verfahrensschritte: Die relativen Strömungsgeschwindigkeiten durch die Kanäle werden mit Hilfe einer Ventileinrichtung moduliert, welche am stromabwärts gelegenen Ende der gemeinsamen Wand angeordnet ist und
    die Gesamtströmung aus den beiden Kanalströmen wird durch eine Engstelle mit variablem Querschnitt geleitet, welche von dem Kerntriebwerk unabhängig ist und teilweise durch einen verstellbaren Austrittskonus und eine umschliessende Hülle definiert ist.
    2.) Verfahren nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch folgende weitere Verfahrensschritte: Die Ströme aus den koaxialen ringförmigen Kanälen werden in einer gemeinsamen Mischungsebene gemischt, die sich am stromabwärts gelegenen Ende des Ventils befindet,
    der statische Druck der Ströme mit Unterschallströmung wird in der Mischebene ausgeglichen, um Mischverluste auf ein Minimum zu bringen und
    die Engstelle wird an dem stromabwärts gelegenen Ende der Hülle gebildet.
    3.) Verfahren nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch die weiteren Verfahrensschritte:
    der Energiegehalt der Strömung in einem der koaxialen ringförmigen Kanäle wird gesteigert, der Strom durch den anderen koaxialen ringförmigen Kanal wird mittels des Ventils gesperrt,
    38 2 3/0608 ORiQINAU IHSPEGTCD
    die Hülle wird in Richtung stromabwärts verlängert und die Engstelle wird stromaufwärts von dem stromabwärts gelegenen Ende der Hülle gebildet.
    Verfahren nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch den weiteren Verfahrensschritt, dass die Hülle stromabwärts von der Engstelle verlängert und dadurch das Verhältnis der Querschnitte der Engstelle und des Auslasses moduliert wird.
    5.) Verfahren zum Betrieb einer Schubdüse für ein Gasturbinentriebwerk mit einem Kerntriebwerk und zwei im wesentlichen koaxialen ringförmigen Beipass-Strömungskanälen mit einer gemeinsamen Zwischenwand, gekennzeichnet durch folgende Verfahrensschritte:
    Die getrennten Ströme mit Unterschallströmung werden durch die koaxialen Ringkanäle geleitet,
    die relativen Strömungsgeschwindigkeiten durch die Kanäle werden an einer gemeinsamen Mischebene unter Verwendung von Ventileinrichtungen moduliert, welche an dem stromabwärts gelegenen Ende der gemeinsamen Wand angeordnet sind, der statische Druck der Ströme mit Unterschallströmung .wird zur Erzielung minimaler Mischungsverluste an der Mischebene abgeglichen, und
    die kombinierten Ströme werden durch eine Engstelle mit variablem Querschnitt geleitet, welche unabhängig von dem Kerntriebwerk ist und teilweise durch einen einstellbaren Austrittskonus und eine mit diesem zusammenwirkende umschliessende Hülle definiert wird.
    6.) Schubdüse für ein Gasturbinentriebwerk mit mehrfachem Beipasskanal und einem Kerntriebwerk, dadurch gekennzeichnet, dass sie umfasst:
    einen inneren Beipass-Strömungskanal (36), welcher teilweise das Kerntriebwerk (12) umschliesst,
    709823/Q6Q8
    - 12 -
    einen äusseren Beipass-Strömungskanal (3o), welcher den inneren Beipass-Strömungskanal (36) teilweise umschliesst und von dem selben durch eine gemeinsame Wand (32) getrennt ist, eine Ventileinrichtung (1o6) mit variabler Einstellung, die an dem stromabwärts gelegenen Ende der gemeinsamen Wand (32) zur Modulation der relativen Strömungsmengen durch den inneren und äusseren Kanal und nötigenfalls zur Erzeugung eines günstigen Ausgleichs des statischen Druckes zwischen diesen Kanälen angeordnet ist,
    sowie eine verschiebbare Hülle (138) und ein verstellbarer ringförmiger Austrittskonus (118), der unabhängig von dem Kerntriebwerk ist und im Innern der Hülle (138) und mit derselben zusammenwirkend angeordnet ist zur Bildung eines Abgaskanals zwischen diesen Teilen mit einer Engstelle (142) und einem Austrittsende, wobei der Abgaskanal so angeordnet ist, dass er die Strömung von dem inneren und äusseren Beipasskanal (36, 3o) aufnimmt, wobei der verstellbare Austrittskonus (118) und die verschiebbare Hülle (138) zusammenwirken zur Modulation des Querschnittes der Engstelle (143) und des Querschnittverhältnisses von Engstelle und Auslass.
    7.) Schubdüse nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass sie noch eine stationäre Wand (34) zur Begrenzung des Auslasskanals (3o) enthält, welche die Hülle (138) telekopartig in ihrem stromabwärts gelegenen Ende aufnimmt, und die Ventileinrichtung eine Klappe (1o6) enthält, die mit der Wand (32) zur Modulation der Strömung durch den äusseren Beipass-Strömungskanal (3o) zusammenwirkend angeordnet ist.
    8.) Schubdüse nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass sie weiterhin eine Stelleinrichtung (134) zur Einstellung des ringförmigen Austrittskonus 118 enthält und diese Stelleinrichtung in dem radial innen liegenden Kerntriebwerk (12) angeordnet ist und über ein Gestänge (13o) mit dem ein-
    - 13 -
    709823/0608
    stellbaren Austrittskonus (118) verbunden ist, welches durch eine Verbindungsstrebe (119) zwischen dem Kerntriebwerk und dem Austrittskonus geführt ist.
    709823/0608
DE2638873A 1975-12-01 1976-08-28 Verfahren zum Betrieb einer Schubdüse für ein Gasturbinentriebwerk Expired DE2638873C2 (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US05/636,442 US4050242A (en) 1975-12-01 1975-12-01 Multiple bypass-duct turbofan with annular flow plug nozzle and method of operating same

Publications (2)

Publication Number Publication Date
DE2638873A1 true DE2638873A1 (de) 1977-06-08
DE2638873C2 DE2638873C2 (de) 1987-05-14

Family

ID=24551927

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE2638873A Expired DE2638873C2 (de) 1975-12-01 1976-08-28 Verfahren zum Betrieb einer Schubdüse für ein Gasturbinentriebwerk

Country Status (6)

Country Link
US (1) US4050242A (de)
JP (1) JPS5269198A (de)
DE (1) DE2638873C2 (de)
FR (1) FR2333964A1 (de)
GB (1) GB1554923A (de)
IT (1) IT1066931B (de)

Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5694767A (en) * 1981-11-02 1997-12-09 General Electric Company Variable slot bypass injector system
US5287697A (en) * 1992-01-02 1994-02-22 General Electric Company Variable area bypass injector seal
US5261227A (en) * 1992-11-24 1993-11-16 General Electric Company Variable specific thrust turbofan engine
US5404713A (en) * 1993-10-04 1995-04-11 General Electric Company Spillage drag and infrared reducing flade engine
US5590520A (en) * 1995-05-05 1997-01-07 The Regents Of The University Of California Method of eliminating mach waves from supersonic jets
US5809772A (en) * 1996-03-29 1998-09-22 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct
US5806303A (en) * 1996-03-29 1998-09-15 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle
GB2353983B (en) * 2000-07-04 2003-10-15 Adrian Alexander Hubbard Variable mode jet engine-suitable for STOVL
FR2829802B1 (fr) * 2001-09-19 2004-05-28 Centre Nat Rech Scient Dispositif de controle de melange de jets propulsifs pour reacteur d'avion
FR2868131B1 (fr) * 2004-03-25 2006-06-09 Airbus France Sas Tuyere primaire a chevrons pour turboreacteur a double flux d'aeronef et aeronef comportant une telle tuyere
US7334411B2 (en) * 2004-04-21 2008-02-26 General Electric Company Gas turbine heat exchanger assembly and method for fabricating same
US7254937B2 (en) * 2004-04-21 2007-08-14 General Electric Company Gas turbine heat exchanger assembly and method for fabricating same
US7059136B2 (en) * 2004-08-27 2006-06-13 General Electric Company Air turbine powered accessory
US20070000232A1 (en) * 2005-06-29 2007-01-04 General Electric Company Gas turbine engine and method of operating same
US7823376B2 (en) * 2005-09-13 2010-11-02 Aerojet-General Corporation Thrust augmentation in plug nozzles and expansion-deflection nozzles
US7614210B2 (en) * 2006-02-13 2009-11-10 General Electric Company Double bypass turbofan
US7673458B2 (en) * 2006-11-14 2010-03-09 General Electric Company Turbofan engine nozzle assembly and method for operating the same
US7770381B2 (en) * 2006-12-18 2010-08-10 General Electric Company Duct burning mixed flow turbofan and method of operation
US8205432B2 (en) * 2007-10-03 2012-06-26 United Technologies Corporation Epicyclic gear train for turbo fan engine
US10151248B2 (en) 2007-10-03 2018-12-11 United Technologies Corporation Dual fan gas turbine engine and gear train
US9074531B2 (en) * 2008-03-05 2015-07-07 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle fan flutter management system
US20110004388A1 (en) * 2009-07-01 2011-01-06 United Technologies Corporation Turbofan temperature control with variable area nozzle
US10041442B2 (en) * 2010-06-11 2018-08-07 United Technologies Corporation Variable area fan nozzle
US9759133B2 (en) 2013-03-07 2017-09-12 Rolls-Royce Corporation Turbofan with variable bypass flow
WO2014197030A2 (en) * 2013-03-12 2014-12-11 United Technologies Corporation Expanding shell flow control device
US9920710B2 (en) 2013-05-07 2018-03-20 General Electric Company Multi-nozzle flow diverter for jet engine
US10400710B2 (en) 2013-05-07 2019-09-03 General Electric Company Secondary nozzle for jet engine
CA2913054A1 (en) * 2013-05-31 2015-02-26 General Electric Company Dual-mode plug nozzle
US20160237904A1 (en) * 2015-02-13 2016-08-18 General Electric Company Systems and methods for controlling an inlet air temperature of an intercooled gas turbine engine
CN105156227B (zh) * 2015-09-29 2017-04-19 清华大学 一种预冷吸气式变循环发动机
CN110985207A (zh) * 2019-12-30 2020-04-10 绵阳小巨人动力设备有限公司 一种微型双燃室变循环涡喷发动机
US11319832B2 (en) * 2020-02-27 2022-05-03 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Single movement convergent and convergent-divergent nozzle
US11408343B1 (en) * 2021-05-06 2022-08-09 Raytheon Technologies Corporation Turboshaft engine with axial compressor

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3854286A (en) * 1971-11-08 1974-12-17 Boeing Co Variable bypass engines
US3893297A (en) * 1974-01-02 1975-07-08 Gen Electric Bypass augmentation burner arrangement for a gas turbine engine
US3915413A (en) * 1974-03-25 1975-10-28 Gen Electric Variable air inlet system for a gas turbine engine

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1452558A (fr) * 1964-11-06 1966-02-25 Rolls Royce Buse de tuyère applicable, notamment, aux moteurs à turbine à gaz
US3374631A (en) * 1965-08-16 1968-03-26 Mcdonnell Aircraft Corp Combination subsonic and supersonic propulsion system and apparatus
FR1496091A (fr) * 1966-04-20 1967-09-29 Snecma Tuyère d'éjection pour propulseurs à plusieurs flux moteurs, notamment à deux flux moteurs
US3612400A (en) * 1970-06-02 1971-10-12 Gen Motors Corp Variable jet propulsion nozzle
US3938328A (en) * 1971-11-08 1976-02-17 The Boeing Company Multicycle engine
US3879941A (en) * 1973-05-21 1975-04-29 Gen Electric Variable cycle gas turbine engine
US3797233A (en) * 1973-06-28 1974-03-19 United Aircraft Corp Integrated control for a turbopropulsion system
CA1020365A (en) * 1974-02-25 1977-11-08 James E. Johnson Modulating bypass variable cycle turbofan engine

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3854286A (en) * 1971-11-08 1974-12-17 Boeing Co Variable bypass engines
US3893297A (en) * 1974-01-02 1975-07-08 Gen Electric Bypass augmentation burner arrangement for a gas turbine engine
US3915413A (en) * 1974-03-25 1975-10-28 Gen Electric Variable air inlet system for a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
FR2333964B1 (de) 1983-01-07
DE2638873C2 (de) 1987-05-14
US4050242A (en) 1977-09-27
IT1066931B (it) 1985-03-12
JPS6157461B2 (de) 1986-12-06
GB1554923A (en) 1979-10-31
FR2333964A1 (fr) 1977-07-01
JPS5269198A (en) 1977-06-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE2638873A1 (de) Ausstroemduese mit austrittskonus in ringform fuer variablen betriebszyklus und verfahren zum betrieb derselben
DE2638883C2 (de) Schubdüse
DE970090C (de) Rueckstossduese fuer Rueckstosstriebwerke
DE60312817T2 (de) Turbofandüse und Geräuschminderungsverfahren in einer solchen Düse
DE69221394T2 (de) Hitzeschild für achsymmetrische schwenkbare Schubdüse
DE602004010620T2 (de) Entlüftete konfluente abgasdüse
EP0561791B1 (de) Schubumkehrvorrichtung für ein propfantriebwerk
DE3015154C2 (de)
EP0578951B1 (de) Strahltriebwerk
DE2638882C2 (de) Schubdüse und Verfahren zu ihrem Betrieb
DE2507797A1 (de) Verkleidungsanordnung fuer turbofan- triebwerk
DE1228107B (de) Strahltriebwerk-Schubduese
DE2353042A1 (de) Vorrichtung zur laermverminderung bei strahltriebwerken
DE2042026A1 (de) Antriebsduese mit Schalldaempfungseinrichtung
DE1279478B (de) Strahltriebwerk, insbesondere Mantelstromtriebwerk, mit Strahlumlenkklappen
DE2410142A1 (de) Konvergent-divergente auslassduese mit variablem querschnitt
DE102021202106A1 (de) Düsenabgassystem mit variabler fläche mit integriertem schubumkehrer
DE1526821A1 (de) Konvergente-divergente Strahltriebwerksaustrittsduese
DE1476597B1 (de) Austrittsduesenvorrichtung fuer Luftfahrzeuge mit Strahlantrieb
DE102021202275A1 (de) Rekonfigurierbare Ausströmdüse für eine Gasturbinenmaschine
DE69221492T2 (de) Vorrichtung und methode zur lärmunterdrückung bei gasturbinentriebwerken
DE1526817A1 (de) Konvergente-divergente Strahltriebswerksaustrittsduese
DE1114061B (de) Abgasschalldaempfer fuer Strahltriebwerke
DE1182475B (de) Schubduese fuer die Abgase eines Strahltriebwerkes
DE3312281C2 (de) Strahldüse mit veränderlicher Geometrie für Flugzeug-Gasturbinentriebwerke

Legal Events

Date Code Title Description
8110 Request for examination paragraph 44
D2 Grant after examination
8364 No opposition during term of opposition
8320 Willingness to grant licences declared (paragraph 23)
8339 Ceased/non-payment of the annual fee