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Die
vorliegende Erfindung betrifft im Allgemeinen Gasturbinentriebwerke
und insbesondere Ausstoßdüsen für diese.
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Ein
typisches militärisches
Kampfflugzeug enthält
ein Mantelstrom-Gasturbinentriebwerk mit einem Schubverstärker oder
Nachbrenner zur wunschgemäßen Erzeugung
von zusätzlichem
Schub. Das Triebwerk hat einen großen spezifischen Schub und wird
während
des Starts bei einem hohen Druckverhältnis betrieben, um eine außergewöhnliche
Beschleunigung zu erzielen.
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Da
das Triebwerk bei variierendem Ausgangsschub betrieben wird, weist
die Ausgangsdüse üblicherweise
die variable Form einer konvergent/divergenten Schubdüse (Lavaldüse) auf.
Die Düsenverengung
variiert hinsichtlich des Strömungsquerschnitts
zwischen einem maximalen und einem minimalen Wert, um die Leistung
des Triebwerks innerhalb des gesamten erlaubten Flugbereichs (Flight Envelope)
zu maximieren. Die bei einem hohen Druckverhältnis aus dem Triebwerk ausgestoßenen Verbrennungsgase
können
in der Verengung bei Schallgeschwindigkeit gedrosselt werden und
sind subsonisch in der konvergenten Düse und supersonisch in der
divergenten Düse.
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Die
typische konvergent/divergente Schubdüse leitet den Abgasstrom lediglich
in axiale Richtung stromabwärts,
um das Flugzeug im Flug vorwärts
zu treiben. Verbesserungen bei der Flugzeugleistung können durch
das Drehen des Abgasstromes in unterschiedliche Richtungen erreicht
werden. Beispielsweise kann ein STOL- (Short Takeoff and Landing)
und ein STOVL-Flugzeug
(Short Takeoff/Vertical Landing) eine Hilfs- oder sekundäre Ausstoßdüse verwenden,
um einen Teil oder den gesamten Abgasstrom schräg zur axialen Mittelachse sowie bis
zu rechtwinklig oder senkrecht zu dieser umzuleiten, wie bei spielsweise
in der US-Patentschrift 3,087,303 beschrieben ist.
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Die
sekundäre
Schubdüse
muss kompakt und aerodynamisch effizient in den Auslasskanal des Triebwerks
integriert sein. Der sekundäre
Auslasskanal muss so kurz wie möglich
sein und gleichzeitig die Dreheffizienz des Abgasstromes maximieren, wenn
dieser axial aus dem Triebwerk abgegeben und radial nach außen abgelenkt
wird.
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In
einem Beispiel enthält
die sekundäre
Düse zweidimensionale
(2D) Kaskadenlamellen, die am Austrittsende des Ausstoßkanals
angeordnet sind. Zwischen diesen Kaskadenlamellen, die ein einfaches,
symmetrisches Tränenprofil
aufweisen können, wird
der Abgasstrom gedreht und vom Flugzeug weggeleitet. Diese Kaskadenlamellen
können
auch ein einfaches, sichelförmiges
Schaufelblattprofil in Richtung der Strömungsdrehung aufweisen.
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Diese
Arten von Kaskadenlamellen befinden sich auch in Schubumkehrvorrichtungen
für das
temporäre
Umkehren des Triebwerkabgasstroms, die zum Abbremsen der Flugzeuggeschwindigkeit
bei Landevorgängen
verwendet werden. Der Wirkungsgrad von Schubumkehrvorrichtungen
mit Kaskadenlamellen in einem typischen Verkehrsflugzeug ist kein
kritisches Konstruktionsziel, da sie lediglich für eine zusätzliche Bremswirkung sorgen,
und da die Triebwerke bei niedrigen Druckverhältnissen betrieben werden.
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Bei
einem STOL- oder STOVL-Militärflugzeug
ist die Konstruktion der Kaskadenlamellen jedoch entscheidend für den Betrieb,
da die Triebwerke beim Start einen hohen spezifischen Schub und
hohe Druckverhältnisse
haben und nach der erforderlichen Leistung der sekundären Schubdüse dimensioniert sind.
Eine ineffiziente sekundäre
Schubdüse
erfordert ein größeres Triebwerk,
das schwerer und teurer ist und die Gesamtleistung des Flugzeugs
verringert. Eine effiziente sekundäre Schubdüse gestattet eine entsprechende
Triebwerksverkleinerung und verbessert die Gesamtleistung des Flugzeugs.
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Demgemäß ist es
erwünscht,
eine verbesserte sekundäre
Schubdüse
mit effizienteren Kaskadenlamellen bereitzustellen, um die Leistung
des Flugzeugs zu verbessern.
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Eine
Schubdüse
mit den Merkmalen aus Anspruch 1 enthält in einem Kanal montierte
Kaskadenlamellen zum Abführen
des Abgasstroms. Die Lamellen weisen ein Profil auf, das geeignet
ist, um den Abgasstrom in der Nähe
der Eintrittskanten der Lamellen subsonisch zu drehen und anschließend stromabwärts davon
einer supersonischen Diffusorwirkung zu unterwerfen. Der Schubwirkungsgrad
der Lamellen wird daher während
des Betriebs bei niedrigeren Druckverhältnissen erhöht, um die
Leistung der Düse zu
verbessern.
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Im
Folgenden wird die Erfindung anhand eines Beispiels detaillierter
beschrieben, wobei auf die folgenden Zeichnungen Bezug genommen
wird:
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1 ist
eine Teilschnittseitenansicht eines exemplarischen Hochleistungsmilitärflugzeugs,
das ein Mantelstrom-Gasturbinentriebwerk
mit einer Hauptschubdüse
und einer sekundären
Schubdüse gemäß einer
exemplarischen Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung enthält.
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2 ist
eine entlang der Linie 2-2 erzeugte isometrische Ansicht einer exemplarischen
Ausführungsform
der in 1 dargestellten sekundären Schubdüse und enthält ein zugehöriges Diagramm, in
dem der Schubwirkungsgrad in Abhängigkeit
vom Druckverhältnis
dargestellt ist.
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3 ist
eine entlang der Linie 3-3 erzeugte Schnittansicht eines Teils der
in 2 dargestellten Schubdüse und zeigt eine exemplarische
Ausführungsform
von in dieser enthaltenen Schubdüsenlamellen
mit einem verbesserten Betriebsverfahren.
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4 ist
eine vergrößerte Querschnittansicht
einer der in 3 dargestellten Schubdüsenlamellen
und veranschaulicht exemplarische Merkmale dieser Lamelle.
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In 1 ist
ein Hochleistungs-Kampf-/Jagdflugzeug 10 dargestellt, in
das ein oder mehrere Mantelstrom-Gasturbinentriebwerke 12 eingebaut
sind. Das Triebwerk kann eine beliebige konventionelle Konfiguration
aufweisen, wie z. B. die eines Mantelstromtriebwerks mit kleinem
Nebenstromverhältnis, aus
dem während
des Betriebs Abgase 14 zum Erzeugen einer Vortriebskraft
abgeführt
werden, um das Flugzeug im Flug anzutreiben.
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Stromabwärts zu dem
im Flugzeug befindlichen Triebwerk ist ein konventioneller Augmentor oder
Nachbrenner 16 angeordnet, der zum Zuführen von zusätzlichem
Kraftstoff in den Abgasstrom 14 dienen kann, um im Nass-
oder Nachverbrennungsbetrieb wunschgemäß zusätzlichen Schub bereitzustellen.
Wiederum stromabwärts
vom Nachbrenner 16 ist eine konvergent/divergente Hauptschubdüse 18 mit
variablem Strömungsquerschnitt
angeordnet, die den Abgasstrom 14 axial nach hinten oder
stromabwärts
leitet, um das Flugzeug beim Start und im Flug vorwärts zu treiben.
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Für STOL-
und STOVL-Anwendungen enthält
das Flugzeug ferner eine Anzahl von sekundären Schubdüsen 20, die auf geeignete
Weise in Strömungsverbindung
mit dem Triebwerk 12 angeordnet sind, um selektiv mindestens
einen Teil des zu drehenden oder nach unten umzulenkenden Abgasstroms 14 aufzuneh men.
Wie in 2 noch detaillierter dargestellt ist, weist die
sekundäre
Düse 20 einen kurzen
Strömungskanal 22 in
der exemplarischen Form eines gekrümmten Rohres auf, um den anfänglich axial
vom Triebwerk abgeführten
Abgasstrom 14 in einer seitlichen Richtung schräg zur Mittelachse des
Triebwerks und üblicherweise
nach unten umzuleiten.
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Der
Ausstoßkanal 22 kann
auf geeignete Weise mit dem Triebwerk oder dem Flugzeugrumpf gelenkig
verbunden werden, wie es für
das Umlenken des Abgasstroms in einem Winkelbereich gerechtfertigt
ist, der beispielsweise den Bereich von der Stromabwärtsrichtung
bis einschließlich
der senkrecht oder rechtwinklig zu dieser verlaufenden Richtung
umfasst. Die 1 und 2 zeigen
beispielsweise, dass die Düse 20 nach
unten gerichtet ist, damit eine nach unten gerichtete Schubkraft
erzeugt wird, um das Flugzeug emporzuheben.
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Bei
der vorliegenden Erfindung kann die sekundäre Schubdüse 20 jedoch eine
beliebige konventionelle Form aufweisen, um den Abgasstrom 14 beim
Vorwärtstreiben
des Flugzeugs im Flug wunschgemäß umzuleiten.
Wie eingangs in 2 dargestellt, enthält die sekundäre Schubdüse 20 gemäß der vorliegenden
Erfindung eine Anzahl von Schubdüsenlamellen 24,
die seitlich zueinander beabstandet sind, um entsprechende Düsenströmungskanäle 26 am
Distal- oder Auslassende des Kanals 22 zu bilden. Bei dem
Kanal 22 selbst kann es sich um einen Rohrkrümmer mit
einer Krümmung
von maximal rund 90 Grad handeln, der zum anfänglichen Drehen des Abgasstroms 14 in
die gewünschte
Richtung dient. Die Kaskadenlamellen 24 führen die
erforderliche Drehung des Abgasstroms mit einem erhöhten Wirkungsgrad
aus, um die Leistung des Flugzeugs zu verbessern.
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Wie
in 3 besser dargestellt ist, weist jede der Lamellen 24 eine
erste oder obere Seite oder Fläche 28 sowie
eine ihr gegenüberliegende
zweite oder untere Fläche
oder Seite 30 auf, die sich axial zwischen einer Eintrittskante 32 und
einer ihr gegenüberliegenden
Austrittskante 34 erstrecken.
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Gemäß der vorliegenden
Erfindung weist jede der Lamellen 24 einen präzise ausgebildeten, konvexen
Rücken 36 auf,
der nach der Eintrittskante 32 entlang der Oberseite 28 angeordnet
ist, um eine Kaskadenschublamelle mit einem Profil oder einer Konfiguration
zu bilden, das bzw. die im Allgemeinen delfinartig ausgeprägt ist.
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Der
Rücken 36 ist
speziell so konfiguriert, dass jeder der Düsenkanäle 26 einen vorderen
Teil oder eine vordere Zone 38 aufweist, die sich axial oder
entlang der Sehne von den Lamelleneintrittskanten 32 zu
einer effektiven Verengung 40 erstreckt, welche die Austrittskante 34 einer
Lamelle und den Rücken 36 einer
benachbarten Lamelle seitlich überbrückt. Jeder
Düsenkanal 26 weist
außerdem
einen hinteren Teil oder eine hintere Zone 42 auf, die
sich hinter der Verengung 40 insbesondere entlang der Lamellenoberseiten 28 zu
den Lamellenaustrittskanten 34 erstreckt.
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Die
Lamellen 24, die in 3 zusammen
mit den zwischen ihnen ausgebildeten Düsenkanälen 26 dargestellt
sind, ermöglichen
ein verbessertes Verfahren zum Drehen des Abgasstroms 14 durch
die sekundäre
Düse 20,
um den Schubwirkungsgrad bei niedrigen Druckverhältnissen entlang der Lamellen zu
erhöhen.
Da der Abgasstrom 14 bei einem relativ hohen Druckverhältnis die
Lamellen zugeführt
wird, wird der Abgasstrom anfangs mit einer Mach-Zahl von weniger
als 1 nahe der Lamelleneintrittskanten 32 in den vorderen
Düsenteilen 38 subsonisch
gedreht und mit Mach 1 an der effektiven Verengung 40 sonisch
gedrosselt. Anschließend
wird der Abgasstrom stromabwärts
von den Verengungen 40 mit einer größeren Mach-Zahl als 1 in den
hinteren Teilen 42 des Kanals einer Diffusorwirkung unterworfen.
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Durch
die Positionierung des speziellen Rückens 36 unmittelbar
nach den Lamelleneintrittskanten 32 kann die Abgasstromdrehung
mehrheitlich in der Nähe
der Eintrittskanten 32 erfolgen, während gleichzeitig das Flächenverhältnis der
stromab von diesen angeordneten Düsenkanäle 26 verringert wird,
um den Schubwirkungsgrad bei niedrigeren Druckverhältnissen
entlang der Lamellen zu erhöhen.
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2 enthält ein zugehöriges Leistungsdiagramm,
in dem ein Schubkoeffizient (CFG) in Abhängigkeit vom Druckverhältnis (PR)
entlang der Lamellen aufgezeichnet ist. Der Schubwirkungsgrad der sekundären Schubdüse 20 kann
anhand des aufgezeichneten Schubkoeffizienten quantifiziert werden und
gibt den von der Düse 20 ausgehenden
tatsächlichen
oder realisierten Schub im Vergleich zum maximalen theoretischen
Schub an.
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Aus
dem Diagramm geht hervor, dass der Schubwirkungsgrad der Düse eine
Funktion des Systemdruckverhältnisses
ist, das entlang der Kaskadenlamellen 24 gemessen wird.
Eine Analyse zeigt, dass sich der Schubwirkungsgrad zusammen mit dem
Druckverhältnis
bis zu einem Spitzenwert erhöht. 2 enthält eine
erste Kurve 44, die auf einer typischen subsonischen Kaskadenlamelle
mit einem im Allgemeinen sichelförmigen
Profil basiert, das primär
aus Kreisbögen
gebildet wird. Wenn solche Lamellen für eine Anwendung bei hohem
Druckverhältnis
verwendet werden, die Überschallgeschwindigkeiten
unterworfen ist, wird der Spitzenschubwirkungsgrad bei unerwünscht hohen
Druckverhältnissen
erreicht.
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Ein
typisches Systemdruckverhältnis
für das in 1 dargestellte
Flugzeug mit hohem spezifischen Schub ist größer als etwa 1,9 und resultiert
in einem supersonischen Abgasstrom. Die sekundäre Düse 22 ist für eine bestimmte
Strömungsdrehung, beispielsweise
um etwa 22,5 Grad, konzipiert. Das Diagramm in 2 zeigt,
dass in der ersten Kurve 44 ein verbesserter Schubwirkungsgrad
bei hohen Druckverhältnissen
von deutlich mehr als 2,0 erreicht werden kann. Die höheren Druckverhältnisse
machen jedoch ein komplexeres, üblicherweise
größeres Turbinentriebwerk
erforderlich, womit eine nicht wünschenswerte
Erhöhung
des Gewichts und der Kosten verbunden ist.
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Ein
kritisches Ziel besteht daher darin, den Schubwirkungsgrad der sekundären Düse 20 bei
relativ niedrigen Druckverhältnissen
für eine
bestimmte Anwendung zu maximieren. Die Analyse zeigt jedoch, dass
die Zweckmäßigkeit
von einfachen, sichelförmigen
Kaskadenlamellen mit Kreisbogenprofilen in supersonischen Schubdüsen bei
relativ niedrigen Druckverhältnissen
begrenzt ist.
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Es
ist beispielsweise erwünscht,
das in 2 dargestellte Triebwerk so zu dimensionieren, dass
ein Systemdruckverhältnis
von etwa 2,06 erreicht wird, und gleichzeitig in der sekundären Düse 20 eine
Abgasstromdrehung um etwa 22,5 Grad bei einem erwünschten
Schubwirkungsgrad von rund 98,5 Prozent zu ermöglichen. Gemäß dem in 2 enthaltenen
Diagramm sind diese Betriebsparameter bei Verwendung der einfachen
Kaskadenlamellen nicht möglich,
die der ersten Kurve 44 zu Grunde liegen.
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Gemäß der vorliegenden
Erfindung erbringen die verbesserten Lamellen 24 die Leistung,
die allgemein in der in 2 dargestellten zweiten Kurve 46 aufgezeichnet
ist, die eine deutliche Erhöhung
des Schubwirkungsgrads bei niedrigeren Druckverhältnissen anzeigt.
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Genauer
gesagt veranschaulicht 4 in detaillierterer Form eine
exemplarische Ausführungsform
der Lamelle 24, die am Auslassende des Kanals 22 der
sekundären
Schubdüse
montiert ist. Der Rücken 36 bildet
einen konvexen Bereich der Lamellenoberseite 28, der nach
der Eintrittskante 32 angeordnet ist. Die Lamelle weist
außerdem
eine vorzugsweise flache oder gerade Nase 48 auf, die sich
zwischen der Eintrittskante 32 und dem Rücken 36 erstreckt.
Die Nase 48 definiert eine Neigung oder Steigung mit einem
Neigungswinkel A relativ zum Nenn- oder Nullanstellwinkel des ankommenden
Abgasstroms 14 an der Eintrittskante 32.
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Jede
Lamelle 24 weist außerdem
einen bogenförmigen
Schwanz 50 auf, der hinter dem Rücken 36 entlang der
Sehne verläuft,
um an der Austrittskante 34 zu enden. Der Abgasstrom 14 trifft
anfangs jede Lamelle an ihrem Kopf einschließlich der Nase 48 und
des Rückens 36,
und verteilt sich dann über die
Oberseite 28 und die Unterseite 30 der Lamelle, um
stromabwärts
den relativ dünnen
Schwanz 50 entlangzuströmen.
Die Oberseite 38 des Schwanzes 50 weist an der
Austrittskante 34 einen Neigungswinkel B auf, der dem Neigungswinkel
A der Nase 48 gegenüberliegt
und die gleiche Richtung wie die gewünschte Strömungsdrehung aufweist. In einer
exemplarischen Ausführungsform
weist die Nase 48 einen Neigungswinkel A von etwa 15 Grad
auf, und der Schwanz 50 weist einen Neigungswinkel von
etwa –26
Grad auf.
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In
der in 4 dargestellten bevorzugten Ausführungsform
ist der Rücken 36 innerhalb
der ersten Hälfte
der Lamellensehnenlänge
C und vorzugsweise nach etwa 20 Prozent der Sehnenlänge im Abstand
zur Eintrittskante 32 angeordnet. Dadurch sind die gerade
Nase 48 und der angrenzende konvexe Rücken 36 direkt neben
den Lamelleneintrittskanten 32 positioniert, um Mittel
bereitzustellen, die es ermöglichen,
die Ab gasstromdrehung mehrheitlich ziemlich weit vorn in den Düsenkanälen 26 entlang
der Lamellenoberseiten 28 auszuführen.
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Wie
in 3 dargestellt ist, wird beispielsweise bei einer
Sollströmungsdrehung
von insgesamt etwa 22,5 Grad entlang der gesamten Kaskadenlamelle 24 diese
Drehung mehrheitlich, d. h. um deutlich mehr als ihre Hälfte, subsonisch
im vorderen Teil 38 des Düsenkanals ausgeführt. Dies
trägt zum höheren Gesamtwirkungsgrad
der sekundären Schubdüse bei,
da die Strömungsdrehung
unterhalb der Schallgeschwindigkeit bei relativ niedrigen Mach-Zahlen
erfolgt.
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Ziemlich
bedeutsam ist, dass diese Konfiguration auch eine Anpassung der
Lamellenschwänze 50 und
der zugehörigen
hinteren Teile 42 der Düsenkanäle ermöglicht,
um die die Divergenz des Flächenverhältnisses
und die damit verbundene Wirkung der konvergent/divergenten Düse zu verringern.
Dies führt
den Spitzenschubwirkungsgrad näher
an das niedrigere Solldruckverhältnis
heran, das sich in der zweiten Kurve 46 widerspiegelt,
die in 2 dargestellt ist.
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Beispielsweise
bewirken die Lamellen 24 und ihre zugehörigen Düsenkanäle 26, dass der Abgasstrom
um etwa 22,5 Grad zwischen den Eintrittskanten 32 und den
Austrittskanten 34 bei einem Schubwirkungsgrad von etwa
98,5 Prozent und einem Druckverhältnis
von etwa 2,06 entlang der Lamellen gedreht wird. Dieser signifikante
Leistungsvorteil sorgt für
einen relativ hohen Schubwirkungsgrad der sekundären Düse bei einem relativ niedrigen
Druckverhältnis,
wenn die Strömungsdrehung
in der Düse
in einem bestimmten Umfang erfolgt. In Anbetracht des hohen Schubwirkungsgradziels
von 98,5 Prozent für
die sekundäre
Schubdüse 20 besteht
kein Bedarf an einem größeren, komplexeren, schwereren
und teuren Gasturbinentriebwerk, das andernfalls erforderlich wäre, um bei
dem höheren Systemdruckverhältnis den
gleichen Schubwirkungsgrad mithilfe von Kaskadenlamellen gemäß der in 2 dargestellten
ersten Kurve 44 zu erzielen.
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Da
eine STOL- oder STOVL-Anwendung des Flugzeugs Triebwerke erfordert,
die für
Start-Landebedingungen dimensioniert sind, bietet die sekundäre Schubdüse 20 mit
verbessertem Wirkungsgrad zusätzliche
Vorteile. Jeder Schubverlust an Kaskadenschublamellen würde andernfalls
durch einen höheren
Triebwerksluftstrom ausgeglichen, was größere und schwerere Triebwerke
und entsprechend große Triebwerkräume zur
Folge hätte.
Die hohe Leistung der sekundären
Schubdüse 20 mit
den Lamellen 24 erfüllt
durch das Erreichen des erwünscht
hohen Sollschubwirkungsgrad die Voraussetzung für das Minimieren der Triebwerksgröße für eine bestimmte
Anwendung.
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Die
in 3 dargestellten Kaskadenlamellen der sekundären Düse 20 drehen,
wie oben erwähnt, den
Abgasstrom nicht nur, wenn dieser durch die Düsenkanäle 26 strömt, sondern
unterwerfen den Abgasstrom vor dessen Abgabe an die Atmosphäre einer
Diffusorwirkung. Durch das Positionieren der Lamellenrücken 36 in
der Nähe
der Lamelleneintrittskanten wird die Diffusorwirkung hinter den
effektiven Verengungen 40 und der Schalllinie deutlich
verringert oder minimiert.
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Da
die Fläche
der einzelnen Düsenkanäle 26 zwischen
den Eintritts- und Austrittskanten von benachbarten Lamellen variiert
und angesichts der relativ hohen Druckverhältnisse von mehr als etwa 1,9, bewirken
die Düsenkanäle die Entstehung
einzelner konvergent/divergenter (Laval)-Düsen. Der in den vorderen Teilen 38 subsonische
Abgasstrom wird an den effektiven Verengungen 40 gedrosselt
und wird anschließend
in den hinteren Teilen 42, in denen die Diffusorwirkung
auftritt, zu einem supersonischen Strom.
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Durch
das Anordnen des Rückens 36 im Kopfbereich
jeder Lamelle entfällt
auf die Oberseite 28 jeder Lamelle ein längerer Anteil
der vom Rücken zur
Austrittskante reichenden Sehnenlänge, was die Diffusionsrate
in den hinteren Teilen 42 der Düse entsprechend verringert.
Das effiziente Drehen des Abgasstroms in den vorderen Teilen 38 der
Düsenkanäle und die
entsprechend geringe Diffusorwirkung in den hinteren Teilen 42 bewirken
ein Ansteigen des in der zweiten Kurve 46 von 2 dargestellten
Spitzenschubwirkungsgrad bei entsprechend niedrigen Druckverhältniswerten,
was eine deutliche Verbesserung gegenüber üblichen kreisbogenförmigen Kaskadenlamellen
darstellt, die durch die erste Kurve 44 repräsentiert
werden.
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Das
Maximieren des Schubwwirkungsgrads der sekundären Düse erfordert die Beseitigung
oder Verringerung der Strömungsablösung, wenn
der Abgasstrom über
die einzelnen Kaskadenlamellen 24 strömt. Ein relativ dünner, bogenförmiger Lamellenschwanz 50,
der in 4 dargestellt ist, sorgt für eine Reduzierung der Diffusorwirkung
auf die Strömung
in den hinteren Teilen 42 und verringert oder beseitigt gleichzeitig
die Strömungsablösung entlang
dieser Teile.
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In
einer bevorzugten Ausführungsform
weist der Schwanz einen einzigen Außenradius D der Krümmung zwischen
dem Rücken 36 und
der Austrittskante 34 entlang der Oberseite 28 auf.
Der Schwanz 50 weist außerdem einen einzigen Innenradius
E der entlang der Lamellenunterseite 30 von der Austrittskante 34 bis
vorzugsweise kurz vor die Eintrittskante 32 verlaufenden
Krümmung
auf. Der Innenradius E ist vorzugsweise kleiner als der Außenradius
D, und beide sind relativ groß,
um einen allgemein symmetrischen und sich nach hinten verjüngenden
Schwanz 50 zu schaffen.
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In
der in 4 dargestellten exemplarischen Ausführungsform
sind sowohl die Eintrittskante 32 als auch die Austrittskante 34 konvex
und weisen relativ kleine Radien von beispielsweise etwa 1,0 mm auf
und gehen nahtlos in die Oberseite 28 und Unterseite 30 über.
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Wie
oben erwähnt,
vereinigt sich die Eintrittskante 32 an der flachen oder
geraden Nase 48 mit der Oberseite 28. Gleichermaßen vereinigt
sich die Eintrittskante 32 in einem ebenen Bereich oder
Grat 52 mit der Unterseite 30. Der ebene Bereich 52 ist hinsichtlich
der Sehnenlänge
kürzer
als die Nase 48, um schneller in die einen einzigen Radius
aufweisende Unterseite 30 überzugehen. Die längere Nase 48 minimiert
die Vorabdrehung des Abgasstromes 14, bevor dieser den
Rücken 36 erreicht,
um eine effiziente subsonische Strömungsdrehung entlang des Rückens zu
ermöglichen.
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Wie
in 2 dargestellt, weist jede Kaskadenlamelle 24 eine
Spannenlänge
S auf und ist entlang dieser zur Erzeugung der zweidimensionalen Gleichmäßigkeit
vorzugsweise symmetrisch gestaltet. In der bevorzugten Ausführungsform
weisen die entsprechenden Oberseiten 28 und Unterseiten 30, die
in 3 dargestellt sind, entlang der Lamellenweiten
ein Profil oder einen Querschnitt auf, das bzw. der im Wesentlichen
konstant ist. Dadurch haben die Düsenkanäle 26 entlang der
Lamellenweiten ein konstantes Profil, damit sichergestellt ist,
dass der Abgasstrom kontrolliert subsonisch gedreht und anschließend einer
supersonischen Diffusorwirkung unterworfen wird.
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Völligkeit
ist ein üblicher
Begriff für
den Abstand oder die Teilung zwischen den Lamellen. Die Völligkeit
ist definiert als der Quotient aus der in 3 dargestellten
Sehnenlänge
C und dem Teilungsabstand P von Lamelle zu Lamelle. Der Völligkeitsquotient
für Kaskadenlamellen
ist in der Regel größer als
1,0 und hat in Bezug auf die in 2 dargestellte
erste Kurve 44 etwa den Wert 1,23.
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Im
Gegensatz zu einfachen, kreisbogenförmigen Kaskadenlamellen führt die
Anwendung dieses Völligkeitswerts
von 1,23 auf die Lamellen 24 dazu, dass die sekundäre Düse bei dem
Solldruckverhältnis
von 2,06 sowohl die exemplarische Sollströmungsdrehung von 22,5 Grad
als auch den Sollwirkungsgrad von 98,5 Prozent übertrifft. Demgemäß kann die
Völligkeit
der Lamellen 24 deutlich um beispielsweise etwa 35 Prozent
reduziert werden, um die erwünschte
Sollströmungsdrehung
und den erwünschten
Sollschubwirkungsgrad gerade zu erreichen.
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Beispielsweise
kann der Völligkeitswert
der Lamellen 24 ungefähr
0,8 betragen, wodurch eine geringere Lammellenmenge oder eine niedrigere
Anzahl von Lamellen 24 zulässig ist, die in der sekundären Düse 20 zum
Einsatz kommen sollen. Da die Entfernung einer oder mehrerer Lamellen
aus dem Kanal 22 daher einen sonst durch die Lamelle blockierten
Strömungsquerschnitt
schafft, kann der Kanal 22 unter Beibehaltung des Gesamtströmungsquerschnitts
verkleinert werden, durch den im Vergleich zu den Kaskadenlamellen
mit größerem Völligkeitswert
die gleiche Strömungsmenge
geleitet wird. Die kompaktere sekundäre Düse 20 kann daher leichter sein,
um weitere Verbesserungen innerhalb des gesamten Flugzeugsystems
zu ermöglichen.
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Die
oben beschriebenen verbesserten Lamellen wurden unter verschiedenen
Anstellwinkeln zusätzlich
modelliert, um die Empfindlichkeit des Schubkoeffizienten und des
Schubvektorwinkels zu ermitteln. Eine Analyse zeigt, dass bei unterschiedlichen
positiven und negativen Anstellwinkeln eine ausreichend hohe Leistung
der Lamellen erzielt wird, ohne. dass es zu einer signifikanten
Strömungsablösung kommt,
die sich nachteilig auf die Leistung auswirken würde.
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Bei
Zugrundelegung der Strömung
pro Querschnittseinheit wird durch die sekundäre Düse 20 auf Grund ihres
niedrigeren Völligkeitswerts
außerdem ein
bedeutend größerer prozentualer
Anteil des Abgasstroms hindurchgeleitet. Es ist entweder möglich, die
zusätzliche
Strömung
vorteilhaft zu nutzen oder die sekundäre Düse für eine bestimmte Sollströmung zu
verkleinern.
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Die
Konfiguration der oben beschriebenen verbesserten sekundären Düse 20 mit
den Lamellen 24 kann für
verschiedene Anwendungen angepasst werden. Durch die mehrheitliche
Ausführung
der subsonischen Strömungsdrehung
in der Nähe
der Lamelleneintrittskanten, kann hinter diesen die supersonischen
Diffusorwirkung verringert werden, um unter einer bestimmten Sollströmungsdrehung
einen höheren
Schubwirkungsgrad der Düse
bei entsprechend niedrigeren Druckverhältnissen zu erzielen. Demgemäß kann der
Kopf der einzelnen Lamellen, einschließlich der entsprechenden Rücken 36 in
jeder Anwendung variiert werden, um die Erhöhung des Schubwirkungsgrads
bei entsprechend niedrigeren Druckverhältnissen zu maximieren. Obwohl
die der exemplarischen Konstruktion zu Grunde gelegten Druckverhältnisse
eine supersonische Strömung in
den Düsenkanälen 26 bewirken,
können
die Lamellen auch in subsonischen Anwendungen vorteilhaft verwendet
werden, wenn sofern dies gerechtfertigt ist.