DE3738703C2 - - Google Patents

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DE3738703C2
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Burkhard Dr. 8061 Roehrmoos De Simon
Martin Dr. 8000 Muenchen De Albers
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Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein kombiniertes, umschaltbares Strahltriebwerk nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
Im Laufe seiner Geschichte hat das Flugzeug eine Entwicklung zu immer größeren Leistungen und höheren Geschwindigkeiten bis hinein in den Hyperschallbereich erfahren. Die bis heute zur Verfügung stehenden Antriebe sind nicht in der Lage, die weitgespannten Leistungs- und Geschwindigkeitsbereiche optimal zu beherrschen. Höchste Flug­ geschwindigkeiten im Hyperschallbereich lassen sich nach dem luft­ atmenden Prinzip nur mehr mit Staustrahltriebwerken erzielen, deren spezifische Schübe und Leistungsgewichte extrem hoch sind, deren Wirkungsgrade jedoch insbesondere bei relativ niedrigen Flug­ geschwindigkeiten schlecht sind. Aus physikalischen und technischen Gründen ist es nicht möglich, mit nur einer Triebwerksart sämtliche Flugbedingungen vom Start über zufriedenstellende Steig- und Marsch­ geschwindigkeiten bis zu hohen und höchsten Fluggeschwindigkeiten unter optimalen Bedingungen zu erfüllen.
Man hat daher sogenannte umschaltbare Kombinationstriebwerke entwickelt, die, wie beim bekannten Experimentalflugzeug "Griffon" (Flug Revue International, Januar 1967, Seite 15), aus einem zentralen Gasturbinenstrahltriebwerk und einem dieses ummantelnden Staustrahl­ triebwerk mit Überschallufteinlauf bestehen, wobei das Gas­ turbinenstrahltriebwerk für den Start- und Landeflug sowie für den niedrigen Geschwindigkeitsbereich eingesetzt wird, während das Stau­ strahltriebwerk für hohe Fluggeschwindigkeiten zuständig ist. Um die Bedingungen für den Start- und Landebetrieb sowie bei niedrigen Flug­ geschwindigkeiten zu verbessern, wurde, wie bei der vorerwähnten Literaturstelle erkennbar, ein Zweikreis-Gasturbinenstrahltriebwerk bzw. Mantelstromtriebwerk zentral in ein Staustrahltriebwerk einge­ setzt, wobei als zweiter kalter Strömungskreis ein Niederdruck- Frontfantriebwerk mit in gleicher Drehrichtung laufenden Ver­ dichterstufen verwendet wird, welches von einer Niederdruckturbine der Verdichterantriebsturbine des Kerntriebwerks angetrieben wird.
Die Nachteile der bekannten Ausführungen von aus Turbofantriebwerken und Staustrahltriebwerken bestehenden Kombinationstriebwerken können zusammenfassend so charakterisiert werden, daß zum einen die Fan­ triebwerke konventioneller Bauart keine zufriedenstellenden Trieb­ werksleistungen und Wirkungsgrade bei hohen Überschallflugge­ schwindigkeiten liefern und zum anderen diese Fantriebwerke im abgeschalteten Zustand während des Staustrahlbetriebes ein besonderes Strömungshindernis darstellen, das der vollen Nutzung des verfügbaren Strömungsquerschnittes im Staustrahlkreis im Sinne maximal zulässiger Machzahlen und eines maximalen Durchsatzes im Wege stehen.
Aus der US-PS 26 35 420 ist ein kombiniertes umschaltbares Strahl­ triebwerk mit Frontfan bekannt, das zusätzlich ein pulsierendes Staustrahltriebwerk umfaßt. Bei dieser vorbekannten Konstruktion wird der über den Frontfan geförderte Luftstrom in Phasen hohen Leistungs­ bedarfs, vorzugsweise in der Startphase eines Flugzeuges durch eine Klappensteuerung in Zusatzbrennkammern mit pulsierend arbeitenden Kraftstoffeinspritzventilen geführt, um so einen pulsierenden Zu­ satzstaustrahlantrieb zu schaffen. Durch die Umschaltung des Trieb­ werks kann das Kerntriebwerk nicht abgeschaltet werden.
Bei dem aus der US-PS 45 43 785 bekannten kombinierten umschaltbaren Staustrahltriebwerk ist eine Umschaltmöglichkeit für die Eintritts­ luft in der Weise vorgesehen, daß diese entweder durch einen Haupt­ kompressor einer Brennkammer zugeführt wird, oder durch einen Stau­ strahlkanal, wobei der Kompressor gleichzeitig beaufschlagt ist (Segelstellung). Der Antrieb des Kompressors erfolgt dabei über eine seitlich der Hauptauslaßdüse angeordnete Gasturbine. Auch diese vor­ bekannte Triebwerkskonstruktion hat den Nachteil hoher Verluste bei Staustrahlbetrieb durch den vielstufigen in Segelstellung mit­ laufenden Kompressor bzw. im Turbostrahlbetrieb aufgrund der großen Querschnittsfläche des gesamten Triebwerks.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, die Nachteile eines aus Turbofantriebwerk und Staustrahltriebwerk bestehenden Kombinations­ triebwerks zu vermeiden und Maßnahmen vorzuschlagen, durch die solche Kombinationstriebwerke so verbessert werden, daß unter gleichen motorischen Voraussetzungen bzw. gleichen Auslegungswerten und -bedingungen für beide Einzeltriebwerke eine Leistungs- und Wirkungs­ gradsteigerung erreicht wird.
Gelöst wird diese Aufgabe bei einem Kombinationstriebwerk der ein­ gangs genannten Art mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1. Ein erster wesentlicher Vorteil des erfindungsgemäßen Fantriebwerkes liegt darin, daß es bei axialer Zuströmung aufgrund der gegen­ läufigen, leitschaufellosen Fanlaufräder möglich ist, axiale Abströmung zu erreichen, was sich günstig auf die nachfolgenden Strömungs­ verhältnisse und das Verhalten der Schubdüse - und bei Nachbrenner­ betrieb - auf den Nachverbrennungsvorgang sowie auf die Einlaufver­ hältnisse für das Kerntriebwerk auswirkt. Dieser Umstand läßt sich noch zusätzlich verbessern durch ein variables Vorleitgitter, wodurch sich auch die Antrömverhältnisse bei beiden Laufradstufen im Sinne eines optimalen Fanwirkungsgrades und Betriebsverhaltens verbessern lassen.
Ein weiterer wesentlicher Vorteil des erfindungsgemäßen Triebwerkes gegenüber konventionellen Triebwerken liegt in der geringeren Lärm­ emission bei Start und Steigflug, die im Betrieb als Turbofan ohne Nachverbrennung erfolgen können.
Durch das Fahren der Fanschaufeln in Segelstellung während des Staustrahlbetriebes wird deren Strömungswiderstand und der Druckab­ fall dort erheblich vermindert. Ferner ist dadurch, daß das Kern­ triebwerk praktisch im Querschnittsschatten des Fantriebwerkes liegt, eine besondere Voraussetzung gegeben, die Strömungsverhältnisse im Staustrahltriebwerk zu optimieren. Hinzu kommt, daß gegenläufige, leitradlose Verdichter ihr Wirkungsgradoptimum grundsätzlich bei höheren Lieferzahlen als konventionelle Verdichter, d. h. bei gegebenen Umfangsgeschwindigkeiten im Bereich größerer Axialgeschwindigkeiten haben, so daß damit gegenüber konventionellen Verdichtern bei möglichen Umfangsgeschwindigkeiten größere axiale Strom­ dichten bzw. größere Durchsätze bei gegebenem Querschnitt erreicht werden. Der durch die Segelstellung der Fanschaufeln erreichbare hohe Luftdurchsatz bei gegebener Schubforderung und gegebenem Trieb­ werksquerschnitt erlaubt einen niedrigeren spezifischen Schub, d. h. zusammen mit einer dabei ausreichenden Nachverbrennung bei niedrigeren Temperaturen der Düse, einen wesentlich günstigeren niedrigeren Brennstoffverbrauch. Ein weiterer Vorteil des erfindungsgemäßen Fan­ triebwerks besteht darin, daß mit hypersonischen Staustrahlbetrieb, z. B. bei Mach 5, im Prinzip dasselbe Machzahlniveau wie im Unter­ schallbetrieb erreicht werden kann, d. h. maximal 0,2 bis 0,3 am Flammenhaltereintritt, während bei Verwendung eines herkömmlichen Fans das Machzahlenniveau auf ca. 0,10 mit entsprechend niedrigem Durchsatzniveau beschränkt sein würde.
Die während des Staustrahlbetriebes vorgesehene Abschottung des Kerntriebwerkes an dessen Lufteinlauf und Düse gegenüber dem Strömungs­ kanal des Staustrahltriebwerkes schützt das stillgelegte Kern­ triebwerk vor Überhitzung durch eindringende heiße Gase aus dem Staustrahlkanal. Damit entsteht in bezug auf das Kerntriebwerk ein praktisch geschlossener Raum, der bei höheren Flugmachzahlen durch ein Kühlgas entsprechender Temperatur mit leichtem Überdruck gegen­ über dem außen liegenden Strömungskanal des Staustrahltriebwerks durchströmt wird.
Um bei hypersonischen Flugmachzahlen, das Gesamtsystem Einlauf- Strömungskanal zwischen Faneintritt und Flammhaltereintritt, Nach­ brenner und Düse in Richtung maximalen Durchsatzes bzw. Schubes bei insgesamt gesehen minimalen Druckverlusten zu optimieren, wird vor­ geschlagen, das Triebwerksaußengehäuse nach den Merkmalen der An­ sprüche 4 bis 6 auszubilden, so daß beim Betrieb des Kombinations­ triebwerkes als Staustrahltriebwerk die Querschnittsflächen des Strömungskanales am Fanaustritt erheblich vergrößert werden können.
In der nachfolgenden Zeichnungsbeschreibung wird die Erfindung in ihrer Funktionsweise näher erläutert.
In der Zeichnung sind Ausführungsbeispiele der Erfindung dargestellt. Es zeigt
Fig. 1 ein Kombinationstriebwerk, bestehend aus einem Zweikreis-Turbofantriebwerk in Dreiwellenausführung und einem Staustrahltriebwerk im Längsschnitt im Schema,
Fig. 2a ein Geschwindigkeitsdreieck eines zweistufigen, gegen­ läufigen Turbofans bei Vollast,
Fig. 2b ein Geschwindigkeitsdreieck des gleichen Turbofans bei Teillast,
Fig. 3 ein Kombinationstriebwerk wie nach Fig. 1; jedoch mit einem verstellbaren Triebwerksaußengehäuse im Bereich des Fans durch schwenkbare Klappenlamellen,
Fig. 4 die beweglichen Klappenlamellen nach den Fig. 3 und 3a in einem Schnitt senkrecht zur Triebwerkslängsachse,
Fig. 5 die Betätigungseinrichtung für die Klappenlamellen nach Fig. 3,
Fig. 6 ein Kombinationstriebwerk, bestehend aus einem Turbo­ fantriebwerk in Zweiwellenausführung mit Umkehrgetriebe zwischen einem ersten und zweiten Fanlaufrad,
Fig. 7 ein Kombinationstriebwerk, bestehend aus einem Fantriebwerk mit einem Einwellen-Raketen-Turbinentriebwerk mit einem nachgeschalteten Umkehrstufengetriebe, und aus einem hinteren Raketentriebwerk,
Fig. 8 ein Kombinationstriebwerk gemäß Fig. 7, jedoch mit einem Zweiwellen-Raketen-Turbinentriebwerk,
Fig. 9a das Kennfeld eines konventionellen Fans und
Fig. 9b den Arbeitsbereich des erfindungsgemäßen Kombinations­ triebwerks mit eingezeichnetem Kennfeld eines konventionellen Fans nach Fig. 9a.
Das in Fig. 1 dargestellte Kombinationstriebwerk besteht aus einem Zweikreis-Gasturbinenstrahltriebwerk und aus einem Staustrahltriebwerk. Das Zweikreis-Gasturbinenstrahltriebwerk ist als Drei­ wellentriebwerk ausgeführt, mit einem Hochdruckverdichter 1, der von einer hinter einer Brennkammer 2 laufenden Hochdruckturbine 3 über eine erste Welle 4 angetrieben wird. Eine Mitteldruckturbine 5 treibt über eine zweite Welle 6 ein in Strömungsrichtung gesehen zweites Fanlaufrad 7 und eine Niederdruckturbine 8 treibt über eine dritte Welle 9 ein erstes Fanlaufrad 10 an. Der Lufteinlauf 11 für den Hochdruckverdichter 1 ist durch einen längsbeweglichen Ringschieber 12 verschließbar; desgleichen die von den Abgasen der Niederdruckturbine 8 durchströmte Düse 13 durch einen längsbeweglichen Düsenkegel 14. Die Triebwerkshauptkomponenten 1, 2, 3, 5, 8, 11 und 13 bilden ein Kern- bzw. Basistriebwerk, dessen Triebwerksmantel 15 einen Durchmesser D aufweist. Die Nabenpartie des Fantriebwerks ist mit K bezeichnet und hat einen maximalen Durchmesser DK, der dem Durch­ messer D des Triebwerksmantels 15 praktisch gleich ist. Dem hinteren konvergenten Teil der Fan-Nabenpartie K folgt der Lufteinlauf 11 konturgemäß.
Zwischen dem Triebwerksaußengehäuse 16 und dem Triebwerksmantel 15 verläuft der zweite Strömungskreis des Kombinationstriebwerks mit einem Lufteinlauf 17, einem Strömungskanal 18, einer Staustrahlbrenn­ kammer 21′ mit Brennstoffeinspritzgitter 21 und einer in Strömungs­ richtung nachfolgenden, verstellbaren Schubdüse 19. Dieser zweite Schubkreis dient abwechselnd sowohl dem Staustrahltriebwerk als auch dem Fantriebwerk mit seinen beiden Niederdruckverdichterstufen mit einem Druckverhältnis im Bereich 2,5 bis 3,5. Die beiden Fanlaufräder 10 und 7 tragen um ihre Längsachsen drehbare Schaufeln 10′ und 7′, denen ein Vorleitgitter 20 vorgeschaltet ist.
In den beiden Fig. 2a und 2b sind die Geschwindigkeitsdreiecke der beiden gegenläufigen Fanlaufräder 10 und 7 bei axialer Zuströmung und Abströmung dargestellt, und zwar in Fig. 2a bei Vollastbetrieb und in Fig. 2b bei Teillastbetrieb. Dabei bedeuten W 1 und W 2 die Relativ­ geschwindigkeiten im ersten Laufgitter, W 1′ und W 2′ die Relativ­ geschwindigkeiten im zweiten Laufgitter, C 1 die axiale Eintritts­ geschwindigkeit in das erste Laufgitter und C 2′ die axiale Austritts­ geschwindigkeit aus dem zweiten Laufgitter. Ferner bedeuten C 2 die axiale Austrittsgeschwindigkeit aus dem ersten Laufradgitter und C 1′ die axiale Eintrittsgeschwindigkeit in das zweite Laufradgitter sowie U 1 und U 2 die Umfangsgeschwindigkeiten des ersten Fanlaufrades 10 und U 1′ und U 2′ die Umfangsgeschwindigkeiten des zweiten Fanlaufrades 7.
Bei Vollastbetrieb im Unterschallflug (hohes N/ ) herrscht ein hohes Druckverhältnis vor und zum Austritt hin nimmt die axiale Geschwindigkeit C 2′ ab. Bei Teillastbetrieb im Unterschallflug bzw. Vollastbetrieb im Überschallflug (niedriges N/) herrscht ein niedriges Druckverhältnis vor und zum Austritt hin nimmt die axiale Geschwindigkeit C 2′ zu.
Das in Fig. 9a gezeigte Kennfeld F k eines konventionellen Fans ist in einem Diagramm dargestellt, auf dessen Abszisse der relative Massen­ durchsatz
der von den Fanschaufeln geförderten Luftmenge und auf dessen Ordinate das Druckverhältnis des Fans, bezogen auf dessen Druckverhältnis in seinem Auslegungspunkt A aufgetragen sind. Dabei bezeichnet C die Pumpgrenze des Fans.
Der in Fig. 9b gezeigte Arbeitsbereich F erf. eines erfindungsgemäßen Fans mit gegenläufigen Laufrädern 10 und 7 und verstellbaren Schaufeln 10′ und 7′ ist im gleichen Diagramm wie das von Fig. 9a einge­ tragen. Im Arbeitsbereich F erf. sind die Vollast-Betriebspunkte M 1,6, M 2,0, M 3,0 usw. bei verschiedenen Flugmachzahlen M in der Auf­ stiegsphase sowohl für den Betrieb als Turbofan als auch für den Betrieb als Staustrahltriebwerk mit gestopptem Fan eingezeichnet. Das außerdem eingetragene Kennfeld F k des konventionellen Fans unter­ streicht die mit dem erfindungsgemäßen Fan erreichte Flexibilität in bezug auf dessen vorteilhafte Arbeitsweise.
Die beiden auf der Abszisse eingetragenen Bezeichnungen M i und M a markieren die Betriebspunkte, die erfindungsgemäß mit verstellbaren Klappenlamellen 22 a und 22 b für das Triebwerksaußengehäuse 16 er­ reicht werden (Fig. 3). M i gilt für Klappenstellung "innen" und M a für Klappenstellung "außen".
M AF und M AS markieren die Auslegungspunkte für den Fan und das Staustrahltriebwerk.
Wie die Fig. 3, 4 und 5 zeigen, weist das Triebwerksaußengehäuse 16 im Bereich der Fanlaufräder 10, 7 und dahinter eine vordere Reihe von Klappenlamellen 22 a und eine hintere Reihe von Klappenlamellen 22 b auf, die über vordere Gelenke 23 und hintere Gelenke 24 am Triebwerks­ außengehäuse 16 schwenkbar aufgehängt sind. Die mittlere Verbindung der Klappenlamellen 22 a und 22 b erfolgt über Gleitschuhe 25, die mittels Kulissenstelleinrichtungen 26 radial nach außen und innen bewegt werden können. Angetrieben werden diese von einem hydraulischen Servomotor 27.
Das Kombinationstriebwerk arbeitet wie folgt:
Zum Starten eines Flugzeuges oder einer erdnahen Antriebsstufe eines Raumfahrzeuges wird zuerst das Zweikreis-Gasturbinenstrahltriebwerk in Betrieb genommen, wobei der Ringschieber 12 zurückgeschoben ist, so daß der Lufteinlauf 11 für das Kerntriebwerk offen ist, und der Schubdüsenkegel 14 vorgestellt ist, so daß auch die Düse 13 des Kerntriebwerks geöffnet ist. Außerdem sind die vorderen Klappenlamellen 22 a und die hinteren Klappenlamellen 22 b nach innen gestellt, so daß diese hier einen konvergent-divergenten Strömungsabschnitt für den zweiten Schubkreis bzw. Fanströmungskreis bilden, der hierbei vom Fantriebwerk als kalter Strömungskreis oder mit Nachverbrennung als zweiter heißer Schubkreis benutzt wird.
Soll das Flugzeug oder das Raumfahrzeug mit Hilfe der erdnahen An­ triebsstufe auf höhere Machzahlen (oberhalb 2,5) gebracht werden, so wird auf Staustrahlbetrieb umgeschaltet, wobei das Zweikreis- Gasturbinenstrahltriebwerk stillgelegt wird. Hierbei werden der Luft­ einlauf 11 durch Vorziehen des Ringschiebers 12 und die Düse 13 durch Zurückstellen des Düsenkegels 14 geschlossen sowie die Fanschaufeln 10′ und 7′ bei stillstehenden Fanlaufrädern 10 und 7 in Segelstellung gebracht. Ferner werden die Klappenlamellen 22 a und 22 b nach außen gestellt, so daß der Strömungskanal 18 im Bereich des Fantriebwerks etwa zylindrisch verläuft, was, wie bereits weiter vorne näher erläutert worden ist, den Wirkungsgrad des Staustrahltriebwerkes erhöht.
In Fig. 6 ist das Zweikreis-Gasturbinenstrahltriebwerk als Zwei­ wellentriebwerk ausgeführt, wobei von der Hochdruckturbine 3 der Hochdruckverdichter 1 des Kerntriebwerkes und von einer Niederdruck­ turbine 8′ das erste Fanlaufrad 10 des Fantriebwerks angetrieben wird, während dessen zweites Fanlaufrad 7 über ein zwischenge­ schaltetes Umkehr- und Übersetzungsgetriebe 37 gegenläufig und gegebenenfalls mit höheren Drehzahlen angetrieben wird.
Die Fig. 7 zeigt ein umschaltbares Kombinationstriebwerk, das erstens aus einem Raketen-Turbotriebwerk mit einer gaserzeugenden Raketen­ brennkammer 40, einer mehrstufigen Gasturbine 31, einem von letzterer angetriebenen Umkehr- und Übersetzungsgetriebe 42 und zwei gegen­ läufigen Fanlaufrädern 10 und 7 besteht, wobei das hintere Laufrad 7 gegebenenfalls mit höheren Drehzahlen laufen kann. Die Turbinenabgase werden über einen Rohrkrümmer 43 einer segmentartigen Ausströmöffnung 44 zugeführt, die in den zweiten Strömungskanal 18 münden. Bei ab­ geschaltetem Raketen-Turbotriebwerk fungiert der zweite Schubkreis wiederum als Staustrahltriebwerk. Für Missionen im luftleeren Raum ist zusätzlich ein Raketentriebwerk 45 vorgesehen.
Ein gleiches Kombinationstriebwerk wie in Fig. 7 ist in Fig. 8 dar­ gestellt, wobei zum Unterschied anstelle einer einwelligen Turbine eine Hochdruckturbine 41 a zum Antrieb des ersten Fanlaufrades 10 und eine Niederdruckturbine 41 b zum Antrieb des zweiten gegenläufigen Fanlaufrades 7 vorgesehen ist.
Die beiden Kombinationstriebwerke gemäß den Fig. 7 und 8 eignen sich durch ihr hohes Verhältnis von Leistung und Gewicht infolge Fortfall des schweren luftatmenden Verdichters und durch das zusätzliche Raketentriebwerk 45 zum Antrieb von Raumtransportern.

Claims (12)

1. Kombiniertes, umschaltbares Strahltriebwerk zum Antrieb von sowohl im Unterschall- als auch im Überschall- und Hyperschall­ betrieb operierenden Flugzeugen und Raumfahrzeugen, das aus einem Zweikreis-Gasturbinenstrahltriebwerk mit einem mehr­ stufigen Verdichter, einer Brennkammer, einer mehrstufigen Ver­ dichterantriebsturbine und einer Düse als Kern- bzw. Basis­ triebwerk besteht, das einen ersten heißen Strömungskreis bildet, und mit einem einen zweiten, koaxial äußeren Strömungskreis bildenden Frontfan kombiniert ist, und das ferner ein Stau­ strahltriebwerk umfaßt, dessen Strömungskreis demjenigen des Fans entspricht, dadurch gekennzeichnet, daß der Fan unabhängig voneinander gelagerte, während des Fanbetriebes gegenläufig arbeitende, leitschaufellose Fanlaufräder (10, 7) mit verstell­ baren Fanschaufeln (10′, 7′) aufweist, die während des Stau­ strahlbetriebes in Segelstellung stillstehen und ein hinter dem Fan liegender, nach innen führender Lufteinlauf (11) sowie eine Düse (13) des Basistriebwerkes durch Abdeckmittel (17, 14) während des Staustrahlbetriebes abschließbar sind.
2. Kombiniertes Strahltriebwerk nach Anspruch 1, dadurch ge­ kennzeichnet, daß der Lufteinlauf (11) des Kerntriebwerkes dem konvergierenden Verlauf des hinteren Teiles der Fannabe (K) folgt.
3. Kombiniertes Strahltriebwerk nach Anspruch 1, dadurch ge­ kennzeichnet, daß dem maximalen Durchmesser (DK) der Fannabe (K) der Außendurchmesser (D) des Kerntriebwerks entspricht.
4. Kombiniertes Strahltriebwerk nach Anspruch 1, dadurch ge­ kennzeichnet, daß während des Staustrahlbetriebes der Innenraum des abgeschlossenen Kerntriebwerks (1, 2, 3, 5, 8, 11, 13) zur Kühlung desselben mit gasförmigem Kühlmittel, insbesondere Luft- oder Wasserstoff, das einen gegenüber dem umgebenden Stau­ strahlkreis entsprechenden Überdruck aufweist, angefüllt ist oder durchströmt wird.
5. Kombiniertes Strahltriebwerk nach Anspruch 1, dadurch ge­ kennzeichnet, daß das Triebwerksaußengehäuse (16) im Bereich der Fanschaufeln (10′ und 7′) der konvergierenden Außenkontur der­ selben unter Einbeziehung des erforderlichen Laufspaltes ange­ paßt und im Bereich nach den Fanschaufeln (10′ und 7′) divergierend ausgebildet ist, wobei beide vorgenannten Bereiche etwa die gleichen axialen Längen aufweisen, und daß diese Bereiche des Triebwerksaußengehäuses (16) nach außen hin zu einer etwa zylindrischen Gehäusekontur verstellbar ausgebildet sind.
6. Kombiniertes Strahltriebwerk nach Anspruch 5, dadurch ge­ kennzeichnet, daß der Bereich des Triebwerksaußenhäuses (16) über die axiale Länge der Fanschaufeln (10′ und 7′) und der Bereich nach diesen aus zwei hintereinander liegenden Reihen von jeweils am Triebwerksaußengehäuse (16) über Drehlager (23) bzw. (24) schwenkbar aufgehängte Klappenlamellen, vordere Klappenla­ mellen (22 a) und hintere Klappenlamellen (22 b), gebildet werden, die durch einen oder mehrere Servomotoren (27) über Kulissen­ stelleinrichtungen (26) mittels Gleitschuhen (25), welche die benachbarten mittleren Enden der vorderen Klappenlamellen (22 a) und hinteren Klappenlamellen (22 b) umschließen und führen, betätigt werden.
7. Kombiniertes Strahltriebwerk nach Anspruch 1, dadurch ge­ kennzeichnet, daß durch eine Niederdruckturbine (8′) des Kern­ triebwerks nur ein Fanlaufrad, insbesondere das erste Fanlaufrad (10) angetrieben wird, das seinerseits über ein Wende- und Über­ setzungsgetriebe (37) das zweite Fanlaufrad (7) antreibt.
8. Kombiniertes Strahltriebwerk nach einem oder mehreren der vor­ hergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß vor dem ersten Fanlaufrad (10) ein die Einlaufströmung axial ausrichtendes Leitschaufelgitter (20) vorgesehen ist.
9. Kombiniertes Strahltriebwerk nach Anspruch 1, dadurch ge­ kennzeichnet, daß anstelle eines Kerntriebwerks auf der Basis eines luftatmenden Gasturbinenstrahltriebwerks ein Raketenturbo­ triebwerk vorgesehen ist, dessen in einer Raketenbrennkammer (40) erzeugte Treibgase eine Turbine (41) zum Antrieb der Fan­ laufräder (10 und 7) beaufschlagen, worauf die Treibgase über einen Rohrkrümmer (43) durch segmentartige Ausströmöffnungen (44) in den zweiten Schubkreis (18) ausströmen.
10. Kombiniertes Strahltriebwerk nach Anspruch 9, dadurch ge­ kennzeichnet, daß hinter dem Raketenturbotriebwerk ein Raketen­ triebwerk (45) zusätzlich angeordnet ist.
11. Kombiniertes Strahltriebwerk nach Anspruch 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Turbine (41) ein Umkehr- und Übersetzungs­ getriebe (42) antreibt, das seinerseits die beiden gegen­ läufigen Fanlaufräder (10 und 7) mit gleichen oder verschiedenen Drehzahlen, insbesondere das zweite Fanlaufrad (7) mit einer höheren Drehzahl, antreibt.
12. Kombiniertes Strahltriebwerk nach Anspruch 9 oder 10, da­ durch gekennzeichnet, daß von den in der Raketenbrennkammer (40) erzeugten Treibgasen eine gegenläufige Turbine (41 a, 41 b) beauf­ schlagt werden, wobei ein erster Rotor (41 a) das erste Fanlaufrad (10) und ein zweiter Rotor (41 b) das zweite Fanlaufrad (7) antreibt.
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FR8807090A FR2615906B1 (fr) 1987-05-27 1988-05-27 Reacteur combine, commutable, pour l'entrainement d'avions et d'engins speciaux
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Families Citing this family (76)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3836912A1 (de) * 1988-09-01 1990-03-15 Mtu Muenchen Gmbh Verfahren zur brennstoffzufuehrung
FR2637017B1 (fr) * 1988-09-28 1990-11-30 Snecma Structure de tuyere pour propulseur combine turbo-stato-fusee
FR2637018A1 (fr) * 1988-09-28 1990-03-30 Snecma Dispositif d'injection de gaz pour propulseur combine turbo-stato-fusee
US5052176A (en) * 1988-09-28 1991-10-01 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation Combination turbojet-ramjet-rocket propulsion system
US5105615A (en) * 1989-02-03 1992-04-21 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Turbojet engine with at least one axially movable arranged sliding valve
DE3909050C1 (de) * 1989-03-18 1990-08-16 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De
DE3911715A1 (de) * 1989-04-10 1990-10-11 Mtu Muenchen Gmbh Absperreinrichtung fuer geblaese-, insbesondere geblaese-staustrahltriebwerke
DE3912330A1 (de) * 1989-04-14 1990-10-18 Mtu Muenchen Gmbh Integriertes turbo-staustrahltriebwerk
DE3912392A1 (de) * 1989-04-14 1990-10-25 Mtu Muenchen Gmbh Turbinen-staustrahltriebwerk
FR2648517B1 (fr) * 1989-06-14 1994-04-01 Snecma Propulseur combine turbofusee statoreacteur a rechauffe et son procede de fonctionnement
DE3935313C1 (de) * 1989-10-24 1991-06-06 Mtu Muenchen Gmbh
DE3942323C2 (de) * 1989-12-21 1993-11-25 Mtu Muenchen Gmbh Einlaufkonfiguration für ein kombiniertes Turbo-Staustrahltriebwerk
FR2656382B1 (fr) * 1989-12-21 1994-07-08 Europ Propulsion Moteur a propulsion combinee a haute adaptabilite pour aeronef ou avion spatial.
US5694768A (en) * 1990-02-23 1997-12-09 General Electric Company Variable cycle turbofan-ramjet engine
DE4111396A1 (de) * 1990-04-14 1991-10-02 Kastens Karl Turbotriebwerk fuer hyperschallfluggeraete
DE4012103C1 (en) * 1990-04-14 1991-07-25 Karl Dipl.-Ing. 2742 Gnarrenburg De Kastens Hypersonic aircraft reaction drive - has flow tube with frontal air entry slot and trough at trailing end
FR2682719B1 (fr) * 1991-10-16 1995-03-24 Snecma Moteur pour vehicule hypersonique a fonctionnements turboreacteur et statoreacteur.
FR2687433B1 (fr) * 1992-02-14 1994-05-06 Onera Propulseur a composants inverses, a alimentation modulee.
EP0560453A1 (de) * 1992-03-10 1993-09-15 The Boeing Company Turbostrahltriebwerk mit Überschallverdichter
FR2692939B1 (fr) * 1992-06-24 1994-09-02 Snecma Réacteur combiné en statoréacteur et turboréacteur.
RU2166659C2 (ru) * 1996-12-02 2001-05-10 Александр Евгеньевич Яшин Комбинированная двигательная установка для летательных аппаратов
US5831155A (en) * 1996-12-02 1998-11-03 Atlantic Research Corporation Apparatus and method for simulating rocket-to-ramjet transition in a propulsion system
FR2819556B1 (fr) * 2001-01-12 2003-04-04 Aerospatiale Matra Missiles Systeme d'obturation pour un orifice d'un conduit, en particulier pour un orifice d'une voie d'introduction d'air dans la chambre de combustion d'un statoreacteur
US6901739B2 (en) * 2003-10-07 2005-06-07 General Electric Company Gas turbine engine with variable pressure ratio fan system
DE102004026367B4 (de) * 2004-05-29 2014-05-28 MTU Aero Engines AG Turbomaschine
DE102004042739A1 (de) * 2004-09-03 2006-03-09 Mtu Aero Engines Gmbh Fan für ein Flugtriebwerk sowie Flugtriebwerk
US20060086078A1 (en) * 2004-10-21 2006-04-27 Paul Marius A Universal Carnot propulsion systems for turbo rocketry
US7334392B2 (en) * 2004-10-29 2008-02-26 General Electric Company Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same
WO2007013058A2 (en) * 2005-07-27 2007-02-01 Aryeh Yaakov Kohn Combined rocket- jet engine propulsion system
US7685808B2 (en) * 2005-10-19 2010-03-30 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7493754B2 (en) * 2005-10-19 2009-02-24 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7726113B2 (en) * 2005-10-19 2010-06-01 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7490461B2 (en) * 2005-10-19 2009-02-17 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7603844B2 (en) * 2005-10-19 2009-10-20 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7752836B2 (en) * 2005-10-19 2010-07-13 General Electric Company Gas turbine assembly and methods of assembling same
US20070138886A1 (en) * 2005-10-25 2007-06-21 Massachusetts Institute Of Technology Converting Rotational Motion into Radial Motion
EA015726B1 (ru) * 2006-10-30 2011-10-31 Денис Анатольевич Катковский Комбинированный реактивный многорежимный двигатель
US7765789B2 (en) * 2006-12-15 2010-08-03 General Electric Company Apparatus and method for assembling gas turbine engines
US20100229568A1 (en) * 2007-08-02 2010-09-16 Kevork Nercessian Gas turbine engine
US8015798B2 (en) * 2007-12-13 2011-09-13 United Technologies Corporation Geared counter-rotating gas turbofan engine
GR20100100340A (el) * 2010-06-07 2012-01-31 Ανδρεας Ανδριανος Στροβιλοαντιδραστηρας διπλης ροης, μεταβλητου κυκλου, με στροβιλους αντιστροφων φορων, με θαλαμο καυσης χωρις περιοχη διαλυσης, με ψυχομενο στροβιλο υψηλης πιεσης χωρις πτερυγια σταθερου περιβληματος,με θερμοδυναμικο κυκλο πολυ υψηλης θερμοκρασιας και με θερμικο καταλυτη διασπασης υδρογονανθρακων η/και υδατος σε υδρογονο
DE102010023998A1 (de) 2010-06-16 2011-12-22 Mtu Aero Engines Gmbh Strömungskanal mit veränderlicher Kanalgeometrie
US9109539B2 (en) 2010-12-27 2015-08-18 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Turbine based combined cycle engine
US9279388B2 (en) * 2011-11-01 2016-03-08 United Technologies Corporation Gas turbine engine with two-spool fan and variable vane turbine
US20130192263A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 Gabriel L. Suciu Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US10287914B2 (en) 2012-01-31 2019-05-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features
US10240526B2 (en) 2012-01-31 2019-03-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US9845726B2 (en) 2012-01-31 2017-12-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section
US10125693B2 (en) 2012-04-02 2018-11-13 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with power density range
US8690097B1 (en) 2012-04-30 2014-04-08 The Boeing Company Variable-geometry rotating spiral cone engine inlet compression system and method
US10711648B2 (en) 2013-03-13 2020-07-14 Raytheon Technologies Corporation Nosecone support
EP3039276B1 (de) 2013-08-29 2019-12-25 United Technologies Corporation Drei-wellen-getriebeturbolüfter mit niederdruckverdichterantriebssystem und mechanischer steuerung
DE102014000991A1 (de) * 2014-01-29 2015-07-30 Bayern Chemie Gmbh Flugkörper mit Turbine-Verdichter-Einheit
US20160102609A1 (en) * 2014-10-09 2016-04-14 United Technologies Corporation Pulse detonation combustor
US11041463B1 (en) * 2015-02-11 2021-06-22 Raytheon Technologies Corporation Turbine engine structure with oxidizer enhanced mode
US10465606B2 (en) 2017-02-08 2019-11-05 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing reduction gearbox
US10801442B2 (en) 2017-02-08 2020-10-13 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing reduction gear assembly
US10823114B2 (en) 2017-02-08 2020-11-03 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing reduction gearbox
US10663036B2 (en) 2017-06-13 2020-05-26 General Electric Company Gas turbine engine with rotating reversing compound gearbox
DE102017211865A1 (de) * 2017-07-11 2019-01-17 MTU Aero Engines AG Strömungsmaschine mit Turbine
US11008883B2 (en) 2017-09-20 2021-05-18 General Electric Company Turbomachine with a gearbox and integrated electric machine assembly
US10815881B2 (en) 2017-09-20 2020-10-27 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing speed reduction assembly
US10329201B2 (en) 2017-09-21 2019-06-25 General Electric Company Ceramic matrix composite articles formation method
US10774008B2 (en) 2017-09-21 2020-09-15 General Electric Company Ceramic matrix composite articles
US11156128B2 (en) 2018-08-22 2021-10-26 General Electric Company Embedded electric machine
GB201820924D0 (en) * 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Turbine engine
US11261791B2 (en) 2019-02-25 2022-03-01 Rolls-Royce Corporation Hybrid propulsion cooling system
US11118535B2 (en) 2019-03-05 2021-09-14 General Electric Company Reversing gear assembly for a turbo machine
GB2582529B (en) * 2020-06-25 2021-03-24 Qureshi Sarah A supersonic turbofan engine
CN112727635B (zh) * 2020-12-31 2022-04-26 中国航空发动机研究院 一种双外涵发动机
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
US20220389884A1 (en) * 2021-06-04 2022-12-08 Raytheon Technologies Corporation Variable cycle jet engine
CN113586282B (zh) * 2021-08-10 2022-06-07 中国电子科技集团公司第三十八研究所 一种具有串联增压功能的多级涡轮风扇发动机
CN114439646B (zh) * 2022-01-27 2022-12-06 西北工业大学 空气涡轮火箭冲压组合推进***
CN114837811A (zh) * 2022-04-19 2022-08-02 南京航空航天大学 一种延伸外机匣的组合动力模态转换方法
US20240093644A1 (en) * 2022-09-16 2024-03-21 General Electric Company Gas turbine engines with a fuel cell assembly

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3296800A (en) * 1967-01-10 Gas turbine power plant
GB133834A (de) *
FR923996A (fr) * 1946-02-15 1947-07-23 Propulseur rotatif canalisé
US2635420A (en) * 1947-05-14 1953-04-21 Shell Dev Jet propulsion engine with auxiliary pulse jet engine
US2672726A (en) * 1950-09-19 1954-03-23 Bell Aircraft Corp Ducted fan jet aircraft engine
GB764018A (en) * 1954-12-15 1956-12-19 Gen Motors Corp Improvements relating to turbine cooling
GB819032A (en) * 1955-09-30 1959-08-26 Power Jets Res & Dev Ltd Improvements in or relating to jet propulsion engines
US2952973A (en) * 1958-06-02 1960-09-20 Gen Motors Corp Turbofan-ramjet engine
GB875496A (en) * 1959-12-07 1961-08-23 Gen Electric Improvements in or relating to ducted-fan gas turbine jet propulsion engines
FR1271544A (fr) * 1960-07-11 1961-09-15 Nord Aviation Combiné turboréacteur-statoréacteur
FR79090E (fr) * 1960-07-11 1962-10-19 Nord Aviation Combiné turboréacteur-statoréacteur
FR1325056A (fr) * 1962-03-15 1963-04-26 Nord Aviation Perfectionnements aux combinés turboréacteur-statoréacteur
FR1377199A (fr) * 1963-12-17 1964-10-31 Rolls Royce Moteur à turbine à gaz
FR1496091A (fr) * 1966-04-20 1967-09-29 Snecma Tuyère d'éjection pour propulseurs à plusieurs flux moteurs, notamment à deux flux moteurs
FR2141435B1 (de) * 1971-06-02 1973-06-29 Snecma
US4137708A (en) * 1973-07-02 1979-02-06 General Motors Corporation Jet propulsion
US4185457A (en) * 1976-01-28 1980-01-29 United Technologies Corporation Turbofan-ramjet engine
US4159624A (en) * 1978-02-06 1979-07-03 Gruner George P Contra-rotating rotors with differential gearing
US4543785A (en) * 1982-07-07 1985-10-01 Hugh Patrick Turbo-ram-jet engine
FR2560642A1 (fr) * 1984-03-02 1985-09-06 Gen Electric Moteur a turbosoufflante a contre-rotation
DE3617915C1 (de) * 1986-05-28 1987-09-17 Messerschmitt Boelkow Blohm Kombinationsantrieb

Also Published As

Publication number Publication date
GB8812678D0 (en) 1988-06-29
FR2615906A1 (fr) 1988-12-02
GB2205360A (en) 1988-12-07
US4909031A (en) 1990-03-20
DE3738703A1 (de) 1988-12-08
FR2615906B1 (fr) 1994-05-06
GB2205360B (en) 1992-01-22

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