DE4009223A1

DE4009223A1 - Propfan-turbotriebwerk

Info

Publication number: DE4009223A1
Application number: DE4009223A
Authority: DE
Inventors: Hubert Dr Grieb
Original assignee: MTU Motoren und Turbinen Union Muenchen GmbH
Current assignee: MTU Aero Engines GmbH
Priority date: 1990-03-22
Filing date: 1990-03-22
Publication date: 1991-09-26
Also published as: FR2660013B1; GB2242937B; JPH05312055A; FR2660013A1; DE4009223C2; GB2242937A; US5177957A; RU2039880C1; GB9106194D0

Description

Die Erfindung betrifft ein Propfan-Turbotriebwerk für ein Flugzeug mit einem die Propfanschaufeln umgebenden Mantel, der eine umlaufende Einlaufkante aufweist.

Bei einem Propfan-Turbotriebwerk liegt die axiale Machzahl zwischen Eintritt und Austritt des Fans im Bereich um 0,75 bis 0,78, während beim konventionellen Turbofan die typische axiale Machzahl am Ein tritt bei 0,65 bzw. am Austritt bei 0,45 liegt. Diese im Falle des konventionellen Turbofans stärkere Verlangsamung der im Fluge ankom menden Strömung beim Durchgang durch den Fan ergibt eine wesentlich stärkere Krümmung der Außenkontur des Fan-Mantels bzw. einen größeren maximalen Durchmesser des Fan-Mantels, bezogen auf den Durchmesser des ankommenden Luftstrahls, als beim Mantelpropfan.

Diese zumindest beim gegenläufigen Mantelpropfan mögliche, schlanke, im Normalflug vom Standpunkt des Mantel-Luftwiderstandes wünschens werte, besonders strömungsgünstige Kontur ist allerdings gegenüber Strömungsablösung bei Fehlanströmung weit stärker empfindlich als die vom konventionellen Turbofan her gewohnte Mantelkontur. Es ist jedoch erforderlich, daß bei allen Fehlanströmungen, die im Flugbe trieb vorkommen, Strömungsablösungen am Mantel sowohl auf der Innen als auch auf der Außenseite - wenn irgend möglich - vermieden werden. Dies gilt bei allen Flugmachzahlen und Anstellwinkeln des Flugzeugs, sowie im gesamten Arbeitsbereich des Triebwerks.

Insbesondere beim Start, d. h. beim Anrollen und Abheben (Rotation) sowie beim Steigflug können im Bereich der Mantelvorderkante derart ungünstige Anströmungen auftreten, daß es dort zu Strömungsablösungen kommen kann. Diese Strömungsablösungen können dabei sowohl innen als auch außen am Mantel und ferner nur in bestimmten Bereichen (oben oder unten) oder längs des gesamten Umfangs auftreten.

Insbesondere kritisch sind die Strömungsablösungen außen oben wegen der ungünstigen Beeinflussung der Anströmung des meist dahinter ange ordneten Flügels, die unbedingt vermieden werden sollte. Dies tritt bei großen Anstellwinkeln des Triebwerks bzw. Flugzeugs, wie sie bei der Rotation und im Steigflug vorkommen, auf. Dabei ist ferner eine mit Rücksicht auf die Fan-Anströmung ebenso kritische Strömungsablö sung innen, unten am Mantel zu befürchten.

Es sind Lösungen mit variabler Geometrie im Bereich des Mantelein tritts bekannt, bei denen hinter der Lippe am Umfang verteilte Klap pen vorgesehen sind, durch die Luft von außen nach innen/hinten ein geblasen werden kann. Dadurch wird die Ablösung auf der Mantelinnen seite rundum beseitigt, d. h. es kann Besserung nur im eher un kritischen Fall einer Ablösungstendenz rundum innen erreicht werden, wobei der Fan selbst eine beträchtliche Fähigkeit zur Stabilisierung der Strömung am Fan-Eintritt hat.

Bei einer anderen Lösung wird die Eintrittspartie als axial ver schiebbarer Ring ausgebildet, so daß ein Ringkanal entsteht, durch den Luft von außen nach innen/hinten strömen kann. Diese zweite Lö sung ist daher ähnlich zu beurteilen wie die erste.

Hiervon ausgehend ist es Aufgabe der Erfindung, ein gattungsgemäßes Propfan-Turbotriebwerk derart auszubilden, daß im Fall einer kri tischen Anströmung des Mantels Strömungsablösungen vermieden werden können.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch die im Patentanspruch 1 angegebenen Merkmale gelöst.

Die wesentlichen Vorteile der Erfindung sind darin zu sehen, daß durch ein Ausfahren des Profilteiles bzw. der Profilteile, wenn so wohl oben als auch unten eines vorgesehen ist, ein Auftreten von Ablösungen sicher vermieden werden kann. Dies hat zur Folge, daß ein mit einem erfindungsgemäßen Propfan-Turbotriebwerk ausgerüstetes Flugzeug größere Anstellwinkel ohne Ablösung an den Gondeln verträgt, was wiederum zu einer erhöhten Flugsicherheit unter diesen kritischen Bedingungen führt.

Vorteilhaft ist ferner, daß eine insgesamt rotationssymmetrische Außenkontur des Mantels erzielbar ist, und daß eine vom Standpunkt des Luftwiderstandes optimale, d. h. schlanke Mantelkontur verwirk licht werden kann, ohne auf die beschriebenen Fehlanströmungen Rück sicht nehmen zu müssen. Ferner können die Kontur und Geometrie der Profilteile gezielt auf die folgenden besonders kritischen Fälle von Fehlanströmung zugeschnitten sein.

Der beim Ausfahren des Profilteiles an der Oberseite des Mantels entstehende Kanal ist dabei so geformt, daß die Strömung auf der Innenseite des Mantels eintritt und in Richtung schräg nach hinten durch den Kanal durchtritt und die Außenseite des Mantels überbläst. Hierdurch wird die eine Strömungsablösung oben auf der Außenseite wirksam vermieden.

Der beim Ausfahren des Profilteiles an der Unterseite des Mantels entstehende andere Kanal ist andererseits so geformt, daß ein Ein tritt der Strömung von außen durch den Kanal hindurch ermöglicht wird, und somit die Ablösungsgefahr unten auf der Innenseite des Mantels beseitigt wird. Die rückseitigen Konturen der ausfahrbaren Profilteile sind demnach verschieden geformt.

Eine erfindungsgemäße Weiterbildung sieht vor, daß die Profilteile um eine horizontale Achse ausschwenkbar sind. Dabei ist ein Profilteil an seinen Umfangsenden mittels Scharnieren am Mantel schwenkbar be festigt, wobei die Stelleinrichtung in der Mitte eines Profilteiles angreift.

Diese Ausbildung hat den Vorteil, daß sie mechanisch wesentlich bes ser beherrschbar ist als die bisher bekannten Klappen oder Ringe. Ferner ist von Vorteil, daß eine etwa sinusförmige (d. h. einer Sinushalbwelle) Ausbildung der Kanalhöhe erzielt wird, die mit der wünschenswerten Stärke des Impulses entlang dem Umfang zur Anregung der Strömung korrespondiert. Es wird also ein über dem Umfangsab schnitt des Profilteiles verteilter Luftstrom erzeugt, dessen Durch satz der im betreffenden Umfangsbereich vorhandenen Stärke der Nei gung zur Strömungsablösung entspricht.

Die Erfindung wird nachfolgend anhand bevorzugter Ausführungsformen unter Bezugnahme auf die Zeichnung weiter erläutert. Dabei zeigt:

Fig. 1 schematisch die Anströmung bei hoher Leistung und großem Anstellwinkel,

Fig. 2 schematisch die Anströmung bei niedriger Leistung und großem Anstellwinkel,

Fig. 3 einen Axialschnitt durch ein Turbotriebwerk mit ausge fahrenen Profilteilen,

Fig. 4 einen Axialschnitt durch einen Mantelvorderteil mit eingefahrenen Profilteilen,

Fig. 5 eine Vorderansicht des Mantels gemäß Fig. 4,

Fig. 6a ein Diagramm der Kanalhöhe über dem Umfangswinkel,

Fig. 6b eine Darstellung der Winkelbeziehungen.

Fig. 7 einen schematischen Längsschnitt durch die Einlaufkante des Mantels.

In den Fig. 1 und 2 sind schematisch die beiden besonders kri tischen Fälle dargestellt, die sich mittels der erfindungsgemäßen Anordnung verbessern lassen.

In Fig. 1 ist der Fall eines Triebwerkes bei hoher Leistung und großen Anstellwinkel β dargestellt, d. h. die Luft strömt in Richtung des Pfeiles 19 in den Mantel 2. Eine derartige Konstel lation tritt beispielsweise beim Start eines Flugzeuges auf. Die beiden Staupunktlinien 20a und 20b sind nach außen gewölbt, d. h. daß ein großes Luftvolumen in den Mantel 2 gesaugt wird. Hierbei tritt eine große Ablösungstendenz am unteren Rand des Mantels 2 auf, was mittels des Pfeiles 21b angedeutet wird. Diese Ablösung wirkt sich negativ auf den dahinter angeordneten Fan aus, und sollte unbedingt vermieden werden, da hierdurch der Fan in Ablöse gefahr gerät, die Schaufeln mechanisch hoch belastet werden und außerdem beträchtlicher Lärm entsteht.

Die in Fig. 2 gezeigte Konstellation eines großen Anstellwinkels β bei einem Triebwerk im Leerlauf oder abgeschalteten Triebwerk ist ebenfalls kritisch. In diesem Fall strömt nur wenig Luft in den Mantel 2, so daß die Staupunktlinien 20a und 20b nach innen gekrümmt sind. In diesem Fall ist besonders die Strömungsablösung am oberen Rand des Mantels 2 zu befürchten (Pfeil 21a). Diese Ablösung kann negative Auswirkungen auf den dahinter angeordneten Flügel haben, so daß sie ebenfalls zu vermeiden ist.

In Fig. 3 ist ein Propfan-Turbotriebwerk 1 dargestellt, das im wesentlichen aus zwei von einem Mantel 2 umgebenden Propfan rotoren 3a und 3b besteht. Stromab des hinteren Propfanrotors 3b teilt sich der Strömungskanal 4 in einen Bypaßkanal 5 und einen Einlaß 6 für das die Propfanrotoren 3a und 3b treibende Kern triebwerk 7 auf.

Das Kerntriebwerk 7 besteht im wesentlichen aus einem Mitteldruckver dichter 8, einem Hochdruckverdichter 9, einer Brennkammer 10, einer Hochdruckturbine 11, die über nicht dargestellte Wellen mit dem Hoch druckverdichter 9 gekoppelt ist, und einer Miederdruckturbine 12, die auf gleiche Weise mit dem Mitteldruckverdichter 8 und den beiden entgegengesetzt drehenden Propfanrotoren 3a und 3b gekoppelt ist. Dabei ist es möglich, die Miederdruckturbine 12 als gegenläufige Turbine auszubilden, die über zwei entgegengesetzt drehende Wellen mit den beiden Propfanrotoren 3a und 3b verbunden ist, oder eine einzelne Niederdruckturbine 12 führt über eine einzelne Welle zu einem Getriebe, welches die von der Turbine aufgebrachte Leistung an die beiden Propfanrotoren 3a unbd 3b aufteilt.

Der Mantel 2 ist mittels über dem Umfang verteilter Stützrippen 13 mit dem Kerntriebwerk 7 verbunden, während das Kerntriebwerk 7 über eine nicht näher gezeigte Halteeinrichtung 14 am Flugzeug, insbe sondere an dessen Flügel befestigt ist.

Die erfindungsgemäße Ausbildung sieht vor, daß entlang der Ein laufkante 15 des Mantels 2 in zumindest einem Sektor ein ringab schnittartiges Profilteil 16a bzw. 16b angebracht ist, welches vom Mantel 2 derart bewegbar ist, daß zwischen dem Profilteil 16a bzw. 16b und dem Mantel ein Kanal 17a bzw. 17b ausgebildet wird. In der gezeigten Ausführungsform sind am Mantel 2 sowohl oben als auch unten zwei Profilteile 16a und 16b angebracht. Es ist jedoch genau so mög lich, bei Bedarf nur oben, oder nur unten ein derartiges Profilteil 16a bzw. 16b anzubringen, wenn in dem anderen Bereich durch andere Maßnahmen oder besondere Geometrien keine oder nur geringe Meigung zur Strömungsablösung besteht.

Besonders vorteilhaft ist es jedoch, sowohl oben, als auch unten derartige Profilteile 16a und 16b auszubilden, und durch getrennte Steuerung derselben eine ablösungsfreie Anströmung des Mantels 2 zu erreichen.

Die Profilteile 16a bzw. 16b sind mittels Stelleinrichtungen 18a und 18b etwa in triebwerksaxialer Richtung bewegbar, wobei die Stelleinrichtungen 18a, 18b vorzugsweise im Mantel 2 untergebracht sind. Die Stelleinrichtungen 18a, 18b können als Hydraulikzylinder, Spindeln oder sonstige geeignete Einrichtungen ausgebildet sein.

In Fig. 4 ist die erfindungsgemäße Anordnung mit eingefahrenen Pro filteilen 16a und 16b dargestellt, d. h., daß diese am Mantel 2 an liegen, so daß die in ausgefahrerem Zustand vorhandenen Kanäle 17a und 17b (vgl. Fig. 3) geschlossen sind.

Ein wesentliches erfindungsgemäßes Merkmal besteht darin, daß die Kanäle 17a bzw. 17b in der Zeichnungsebene von links unten nach rechts oben ausgerichtet sind, um die gewünschte Durchströmung zu erzielen. In der entsprechenden Fig. 1 sei der Fall einer starken Anstellung bei hoher Triebwerksleistung gezeigt, d. h., daß die Luft in der mit dem Pfeil 19 bezeichneten Richtung anströmt. Mit 20a und 20b sind als unterbrochene Linien die Staupunktlinien angedeutet und durch den Pfeil 21b die Tendenz zur Strömungsablösung an der unteren Innenfläche 23 des Mantels 2. Entsprechend zeigt Fig. 2 den Fall hoher Anstellung bei niedriger Triebwerksleistung, wobei Ablösungs tendenzen an der oberen Außenfläche 22 des Mantels 2 auftreten, die durch den Pfeil 21a angedeutet sind.

Fig. 5 zeigt eine Vorderansicht des Mantels 2, bei der in einem obe ren Sektor 24, und einem unteren Sektor 25 die Profilteile 16a und 16b angebracht sind. Die beiden Sektoren 24 und 25 betragen etwa 1/4 des Umfangs des Mantels 2, d. h., daß der Winkel zur horizontalen Richtung etwa 45° beträgt. Je nach Anforderungen kann dieser Winkel jedoch auch kleiner oder größer zu wählen sein.

Die Profilteile 16a und 16b sind über Scharniere 26 am Mantel 2 ange bracht, wobei diese Scharniere 26 an den Umfangsenden 27 der Pro filteile 16a und 16b befestigt sind. Die Stelleinrichtungen 18a, 18b (vgl. Fig. 3) greifen an Befestigungspunkten 28a und 28b der Pro filteile 16a und 16b mittig bezogen auf deren Umfangserstreckung an. Die Scharniere weisen vorzugsweise waagerecht ausgerichtete Bolzen auf, die zum einen am jeweiligen Profilteil 16a, 16b und zum anderen im angrenzenden festen Einlaufkantenabschnitten 29a, 29b gelagert sind.

Fig. 6 zeigt ein Diagramm, in dem die Kanalbreite s (vgl. Fig. 7) als Funktion des Umfangswinkels ϕ (Fig. 5) aufgetragen ist. Die Kanal weite s ist weiterhin abhängig vom Winkel α, um den das Profilteil 16a bzw. 16b gegen die Vertikale ausgeschwenkt ist (vgl. Fig. 3, bzw. Fig. 6b). Die Kanalweite ist einerseits für das obere Profilteil 16a dargestellt durch den Winkelbereich von 40° bis 140°, und für das untere Profilteil 16b durch den Winkelbereich von 220° bis 320°. Die Beschriftung der Ordinate ist jeweils abhängig vom gewählten Nei gungswinkel α, wobei sich das konkrete Maß der Kanalweite ergibt aus:
s = tgα×R×(sin ϕ-sin ϕ_o).

Dabei ist α der Neigungswinkel des ausgestellten Profilteiles 16a bzw. 16b, gegenüber der Ebene senkrecht zur Mantelachse, R der Radius des Mantels 2, ϕ der jeweilige Winkel entgegen dem Uhrzeigersinn gegenüber der Horizontalen, und ϕ_o derjenige Winkel, bei dem die Scharniere 26 angeordnet sind. In Fig. 6a ist als Beispiel ϕ_o=45° gewählt, d. h. daß sich die Propfilteile 16a und 16b über 1/4 des Umfangs erstrecken.

In Fig. 6b ist die Beziehung für die Kanalweite s, die zur Darstel lung des Diagramms von Fig. 6a geführt hat, dargestellt, wobei die Winkelbeziehungen erkennbar sind. Insbesondere sind dabei dargestellt die größte Kanalweite s 90° der am obersten Punkt des Mantels 2 vor liegt, und s_ϕ, daß der entsprechend geringeren Kanalweite beider seits dieses Maximums entspricht.

In Fig. 7 ist ein schematischer Längsschnitt durch den oberen Teil der Einlaufkante 15 des Mantels 2 dargestellt, wobei sich das Pro filteil 16a in ausgefahrener Stellung befindet.

Dabei bildet sich der Kanal 17a aus, dessen Länge mit l, und Kanal breite mit s bezeichnet ist. Die Kanalbreite liegt etwa bei 1/5 bis 1/3 der Kanallänge l, die wiederum ca 1,5 mal so groß ist wie die Dicke d des Mantels. Vorzugsweise ist der Kanal 17a bogenförmig nach hinten gekrümmt, um eine gute Umströmung der Außenfläche 22 des Mantels 2 zu erreichen.

Claims

1. Propfan-Turbotriebwerk für ein Flugzeug mit einem die Propfan schaufeln umgebenden Mantel, der eine Einlaufkante aufweist, dadurch gekennzeichnet, daß mindestens ein bezogen auf das Flugzeug oberer (24) und/oder unterer Ringabschnitt (25) der Einlaufkante (15) als separates Profilteil (16a, 16b) ausgebildet ist, das jeweils mittels einer Stelleinrichtug (18a, 18b) derart vom Mantel (2) aus bewegbar ist, daß zwischen dem jeweiligen Profilteil (16a, 16b) und dem Mantel (2) ein sich nach hinten oben erstreckender schlitzartiger Kanal (17a, 17b) ausbildbar ist.

2. Propfan-Turbotriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Profilteil (16a) in einem oberen Ringabschnitt (24) der Ein laufkante (15) ausgebildet ist.

3. Propfan-Turbotriebwerk nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das obere Profilteil (16a) auf seiner der Einlaufkante (15) abge wandten Seite, und die Vorderkante des stationär gehaltenen Mantels (2) so konstruiert sind, daß der entstehende Kanal (17a) radial nach außen und stromabwärts verläuft.

4. Propfan-Turbotriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Profilteil (16b) in einem unteren Ringabschnitt (25) der Einlaufkante (15) ausgebildet ist.

5. Propfan-Turbotriebwerk nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß das untere Profilteil (16b) auf seiner der Einlaufkante (15) abge wandten Seite, und die Vorderkante des stationär gehaltenen Mantels (2) so konstruiert sind, daß der entstehende Kanal (17b) radial nach innen und stromabwärts verläuft.

6. Propfan-Turbotriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, da durch gekennzeichnet, daß die Kanalbreite s 1/5 bis 1/3 der Kanal länge l beträgt.

7. Propfan-Turbotriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, da durch gekennzeichnet, daß die Kanallänge l etwa das 1,5-fache der Manteldicke d beträgt.

8. Propfan-Turbotriebwerk nach Anspruch 2 und 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Stelleinrichtungen (18a, 18b) der Profilteile (16a, 16b) getrennt voneinander bewegbar sind.

9. Propfan-Turbotriebwerk nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Stelleinrichtungen (18a, 18b) an eine Steuereinheit ange schlossen sind, die von Flugzustands- und Triebwerksparametern beaufschlagbar ist, und abhängig von diesen Parametern die Profil teile (16a, 16b) aus- bzw. einfährt.

10. Propfan-Turbotriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sich ein Profilteil (16a, 16b) über 1/5 bis 1/3 des Mantelumfanges erstreckt.

11. Propfan-Turbotriebwerk nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß sich das Profilteil (16a, 16b) über etwa 1/4 des Mantelumfanges erstreckt.

12. Propfan-Turbotriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß ein Profilteil (16a, 16b) um eine horizontale Achse schwenkbar ist.

13. Propfan-Turbotriebwerk nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß ein Profilteil (16a, 16b) an seinen Umfangsenden (27) mittels Scharnieren (26) am Mantel (2) schwenkbar befestigt ist, und die Stelleinrichtung (18a, 18b) in der Mitte eines Profilteiles (16a, 16b) angreift.

14. Propfan-Turbotriebwerk nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Scharniere (26) als waagerechte Bolzen ausgebildet sind, die zum einen am Profilteil (16a, 16b) und zum anderen in angrenzenden festen Einlaufkantenabschnitten (29a, 29b) angebracht sind.