-
Die
vorliegende Erfindung bezieht sich auf eine Triebwerksanlage für Flugzeuge
und insbesondere für
Triebwerksanlagen, die für
Hochgeschwindigkeits-Flugzeuge oder Überschall-Flugzeuge geeignet
sind.
-
Bei
relativ modernen Gasturbinentriebwerken für Flugzeuge sind bestimmte
Zubehörteile,
beispielsweise das Getriebe und der elektrische Starter/Generator,
außerhalb
des Fangehäuses
innerhalb der Gondel oder der Flugzeugzelle angeordnet, in denen
das Triebwerk eingebettet ist. Zur Versorgung bestimmtes Zubehör, beispielsweise Ölzuführungsleitungen
und elektrische Kabel, sind durch die Verkleidungen geführt, die über den
Mantelstromkanal hinweg verlaufen. Diese Verkleidungen tragen keine
strukturellen Belastungen, aber sie haben eine aerodynamische Ausbildung,
die um die Versorgungseinrichtungen des Zubehörs herum verläuft.
-
Um
den aerodynamischen Luftwiderstand zu vermindern, sind Gondel oder
Flugzeugzelle dicht herum um das Triebwerk angeordnet, um die Frontfläche so klein
als möglich
zu halten. Ein Nachteil besteht jedoch darin, dass die aerodynamische
Form der Flugzeugzelle oder der Gondel dadurch gefährdet wird,
dass die Zubehörteile
eine Ausbuchtung bilden. Natürlich
kann jede Ausbuchtung stromlinienförmig gestaltet werden, aber
die Implikation steht im Widerspruch zu dem Luftwiderstandskoeffizienten des
Flugzeugs, und zwar wegen der steileren Verkleidungswinkel, die
erforderlich sind, um das Zubehör des
Triebwerks zugänglich
zu machen. Bei einem Überschall-Flugzeug
erhöht
eine derartige Ausbuchtung außerdem
das Schalldröhnen
der Gondel.
-
Die
GB 744,695 beschreibt ein
kompaktes Zweikreis-Gasturbinentriebwerk mit einem Kerntriebwerk,
das in Strömungsrichtung
hintereinander einen Kompressor, eine Verbrennungseinrichtung und
eine Turbine aufweist. Die Kerngasströmung wird umgeleitet und nach
vorn gerichtet, um durch die Verbrennungseinrichtung zu strömen, die
in einem Aufbau diskreter Rohre beherbergt ist. Das Triebwerk weist außerdem diskrete
Mantelstromrohre auf, die in Umfangsrichtung abwechselnd mit Abstand
zwischen den Brennkammerrohren angeordnet sind. Da sich die Brennkammerrohre
nur in Axialrichtung der Mantelstromrohre erstrecken, sind die Zubehörteile des Triebwerks
zwischen den Mantelstromrohren und axial vor den Brennkammerrohren
angeordnet. Obgleich diese Triebwerkskonfiguration infolge der umgekehrten
Verbrennungsströmung
kürzer
wird, besteht ein erheblicher Nachteil, da durch die Umkehrung der
Gasströmung
beträchtliche
Strömungsenergieverluste
auftreten und eine Gasströmungsunterbrechung
nach der Verbrennungseinrichtung verursacht wird. Außerdem bedeutet
die in Umfangsrichtung abwechselnde Anordnung von Mantelstromrohren
und Brennkammerrohren, dass bei einer gegebenen Luftströmung durch
das Kerntriebwerk nicht nur ein ringförmiger Einlass besteht, sondern
die in Gegenrichtung verlaufende Verbrennungsgas-Kernströmung nimmt
einen beträchtlichen
Teil davon ein, was bei modernen herkömmlichen Gasturbinentriebwerken
einen großen
Mantelstromkanal erfordern würde. Demgemäß wird die
Mantelstromgasströmung
einem beträchtlichen
Energieverlustanstieg ausgesetzt, die durch die einzelnen Mantelstromrohre
und aus diesen heraus strömt.
Demgemäß wird die
Frontfläche dieses
Triebwerks beträchtlich
größer als
bei einem herkömmlichen
Gasturbinentriebwerk, das einen ringförmigen Mantelstromkanal und
keine in Gegenrichtung verlaufende Verbrennungsströmung aufweist.
Außerdem
beschreibt die
GB 744,695 weder eine
Verkleidung, die einen Mantelstromkanal umschließt, noch Zubehörteile,
die in einer derartigen Verkleidung montiert sind. Das Triebwerk
gemäß
GB 744,695 ist nicht für Hochgeschwindigkeits-Flugzeuge
oder Überschall-Flugzeuge
geeignet.
-
Die
GB 1,277,852 beschreibt
ein Gasturbinentriebwerk mit einer Verkleidung, in der ein Getriebe
und Zubehörteile
montiert sind. Das Gasturbinentriebwerk gemäß
GB 1,277,852 ermöglicht keinen einfachen radialen
Zugriff auf sämtliche
Zubehörteile.
-
Der
vorliegenden Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein Gasturbinentriebwerk
zu schaffen, das die vorstehend erwähnten Nachteile nicht aufweist.
-
Gemäß der vorliegenden
Erfindung betrifft diese ein Gasturbinentriebwerk mit einer Drehachse, mit
einem Fan, mit einem von einem äußeren Gehäuse umschlossenen
Kerntriebwerk, wodurch ein Mantelstromkanal definiert wird und mit
Zubehörteilen
für das
Triebwerk und mit einer Verkleidung, wobei die Verkleidung sich
im Wesentlichen radial zwischen dem Kerntriebwerk und dem äußeren Gehäuse erstreckt
und die Zubehörteile
des Triebwerks innerhalb der Verkleidung angeordnet sind, und wobei
die Zubehörteile
ein Getriebe und antriebsmäßig hiermit verbunden
andere Zubehörteile
aufweisen, dadurch gekennzeichnet, dass die anderen Zubehörteile axial entlang
der Drehachse des Triebwerks und entlang des Getriebes aufeinanderfolgend
angeordnet sind, um die Querschnittsfläche der Verkleidung zu verkleinern.
Die Zubehörteile
sind antriebsmäßig mit
dem Kerntriebwerk über
eine Antriebswelle verbunden.
-
Vorzugsweise
sind die anderen Zubehörteile in
Bezug auf ihre Größe derart
angeordnet, dass sie eine aerodynamische Form der Verkleidung definieren.
-
Vorzugsweise
sind wenigstens zwei Verkleidungen vorgesehen, und wenn wenigstens
zwei Verkleidungen vorgesehen sind, dann ist die übliche ringförmige Anordnung
von Leitschaufeln vorteilhafterweise nicht erforderlich.
-
Vorzugsweise
ist die Verkleidung in der Lage, die Triebwerksbelastungen zwischen
dem Kerntriebwerk und dem äußeren Gehäuse zu übertragen, und
die strukturellen Belastungen umfassen eine oder mehrere der Belastungen
aus den folgenden Gruppen: Schub, seitliche Belastung, vertikale
Belastung oder Torsionsbelastung. Dabei sind die Verkleidungen derart
gekrümmt
und angeordnet, dass die Mantelstromluftströmung vom Fan begradigt wird.
-
Vorzugsweise
wird das Triebwerk von einer Gondel umgeben, um den aerodynamischen
Luftwiderstand zu verkleinern.
-
Vorzugsweise
sind die Verkleidungen aerodynamisch ausgeglichen um das Triebwerk
herum angeordnet.
-
Vorzugsweise
ist wenigstens ein Gehäuse zur
Strömungsnormalisierung über dem
Mantelstromkanal angeordnet, und diese Adaption der Strömung erfolgt
durch Ausbuchtung des wenigstens einen Gehäuses.
-
Vorzugsweise
sind die Verkleidungen und/oder ein Getriebegehäuse vorgesehen, um eine Wärmeabschirmung
für den
Zubehörmechanismus zu
bilden.
-
Stattdessen
können
die Verkleidungen einen Öltank
und/oder Brennstoff-Öl-Wärmeaustauscher aufnehmen.
-
Vorzugsweise
ist ein Teil des Mantelstromkanals beweglich, um die Verkleidung
zugänglich
zu machen.
-
Stattdessen
kann eine Zugangstüre
in dem Gehäuse
vorgesehen sein, und eine weitere Zugangstüre kann in der Verkleidung
(26) angeordnet sein.
-
Nachstehend
werden Ausführungsbeispiele der
Erfindung anhand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen:
-
1 ist
eine schematische Seitenansicht eines bekannten Gasturbinentriebwerks,
montiert innerhalb einer Gondel;
-
2 ist
eine schematische Seitenansicht einer möglichen Turbinentriebwerkskonfiguration
auf einem Tragflügel
für ein
Hochgeschwindigkeits-Flugzeug;
-
3 ist
ein schematischer Längsschnitt durch
die horizontale Mittellinie einer Flugzeug-Turbinentriebwerksanordnung
gemäß der vorliegenden Erfindung;
-
3a ist
ein Schnitt durch eine Verkleidung, geschnitten längs der
Linie A-A gemäß 3;
-
4 ist
eine schematische Frontschnittansicht einer Flugzeug-Turbinentriebwerksanordnung gemäß der vorliegenden
Erfindung;
-
5 ist
ein schematischer Schnitt längs
der Linie B-B gemäß 4 durch
eine Verkleidung gemäß einem
weiteren Ausführungsbeispiel
der vorliegenden Erfindung;
-
6 ist
eine schematische Frontschnittansicht durch die horizontale Mittellinie
der Flugzeug-Turbinentriebwerksanordnung gemäß der vorliegenden Erfindung.
-
Gemäß 1 besitzt
ein herkömmliches Fan-Mantelstrom-Gasturbinentriebwerk 10 eine Hauptdrehachse 11.
Das Triebwerk 10 umfasst in axialer Strömungsrichtung hintereinander
einen Lufteinlass 12, einen Schubfan 13, ein Kerntriebwerk 8, das
seinerseits einen Zwischendruckkompressor 14, einen Hochdruckkompressor 15,
eine Verbrennungseinrichtung 16, eine Hochdruckturbine 17 und
eine Zwischendruckturbine 18 sowie eine Niederdruckturbine 19 aufweist.
Das Triebwerk 10 umfasst außerdem eine Schubdüse 20.
Eine Gondel 21 umschließt das Triebwerk 10 und
definiert sowohl den Lufteinlass 12 als auch die Schubdüse 20.
-
Das
Gasturbinentriebwerk 10 arbeitet in üblicher Weise, indem Luft,
die in den Einlass 12 eintritt, durch den Fan 13 beschleunigt
wird, um zwei Luftströmungen
zu erzeugen: eine erste Luftströmung verläuft in das
Kerntriebwerk 8 hinein und durch den Zwischendruckkompressor 14 hindurch,
und eine zweite Luftströmung
durchströmt
den Mantelstromkanal 22, um einen Antriebsschub zu erzeugen.
Der Zwischendruckkompressor 14 verdichtet die Luftströmung, die
in diesen eingeführt
wird, bevor diese Luft in den Hochdruckkompressor 15 gelangt,
wo eine weitere Verdichtung stattfindet.
-
Die
aus dem Hochdruckkompressor 15 austretende Luft wird in
die Verbrennungseinrichtung 16 gerichtet, wo sie mit Brennstoff
vermischt und das Gemisch verbrannt wird. Die resultierenden heißen Verbrennungsprodukte
expandieren dann durch die Hochdruckturbine 17, die Zwischendruckturbine 18 und
die Niederdruckturbine 19 und treiben diese Turbinen an,
bevor die Gase durch die Schubdüse 20 ausgestoßen werden,
um einen zusätzlichen
Antriebsschub zu erzeugen. Die Hochdruckturbine 17, die
Zwischendruckturbine 18 und die Niederdruckturbine 19 treiben
den Hochdruckkompressor 15, den Zwischendruckkompressor 14 und
den Fan 13 über zugeordnete
Verbindungswellen 23, 24 und 25 an.
-
Der
Fan 13 wird umfangsmäßig von
einem strukturellen Körper
in Gestalt eines Fangehäuses 41 umschlossen,
das über
einen ringförmigen
Aufbau von Auslassleitschaufeln 9 getragen wird, die sich zwischen
dem Fangehäuse 41 und
einem das Kerntriebwerk 8 umschließenden Gehäuse 39 erstrecken.
-
Das
Triebwerk 10 umfasst außerdem einen Aufbau 28 von
Getriebe und Generator, die benutzt werden, um das Triebwerk zu
starten und um Elektrizität
zu erzeugen, nachdem das Triebwerk gestartet ist und in üblicher
Weise arbeitet. Die erzeugte Elektrizität wird für das Triebwerk und die zugeordneten elektrischen
Zubehörteile
des Flugzeugs benutzt, wie dies allgemein üblich ist. Der Aufbau 28 von
Getriebe und Generator wird antriebsmäßig mit der Hochdruckwelle 24 über Antriebsmittel 35 verbunden,
jedoch kann bei anderen Ausführungsbeispielen
der Aufbau 28 von Getriebe und Generator durch irgendeine
andere der Wellen 24, 25 angetrieben werden. Bei
diesem Ausführungsbeispiel
umfasst der Aufbau 28 von Getriebe und Generator die folgenden Teile:
ein inneres Getriebe 29, das die erste Antriebswelle 30 mit
der Hochdruckwelle 23 verbindet, ein Zwischengetriebe 31,
das die erste Antriebswelle 30 mit einer zweiten Antriebswelle 32 verbindet
und ein äußeres Getriebe 33,
das antriebsmäßig mit
der zweiten Antriebswelle 32 verbunden ist. Das äußere Getriebe 33 ist
antriebsmäßig mit
einem Generator 34 zur Stromerzeugung verbunden. Der Generator 34 und
das äußere Getriebe 33 sind
am Fangehäuse 26 montiert
und werden von der Gondel 21 beherbergt. Die erste Antriebswelle 30,
das Zwischengetriebe 31 und die zweite Antriebswelle 32 befinden sich
innerhalb einer Mantelstrom-Verteilerverkleidung 40.
-
Gemäß der Literaturstelle „The Jet
Engine", Rolls-Royce
plc, 1986, 5. Ausgabe, ISBN 0902121235, Seiten 66 bis 71, treibt
das Getriebe 33 nicht nur den Starter und den Generator 36,
sondern es werden auch andere Zubehörteile, wie beispielsweise
zahlreiche Pumpen, angetrieben. Üblicherweise
befinden sich das Getriebe 33 und die angetriebenen Zubehörteile 36 in
einer Anordnung in Umfangsrichtung um das Fangehäuse 41 herum und im
Allgemeinen am Bodenteil des Triebwerks 10.
-
Andere
Triebwerkszubehörteile 36 können auch,
wie dies bekannt ist, auf dem Fangehäuse 26 montiert sein.
-
Allgemein
umfasst ein Turbinentriebwerk eine Anzahl von rotierenden Kompressorlaufschaufeln 13, 14, 15 und
Turbinenlaufschaufeln 17, 18, 19, die
um eine gemeinsame Achse 11 herum angeordnet sind. Unter
diesen Umständen
ist ein Turbinentriebwerk fiktiv zylindrisch. Die Grundgestalt für ein Turbinentriebwerk
ist daher ein langgestreckter Zylinder mit Zubehörmechanismen 28, 36,
die von dieser zylindrischen Basisgestalt nach außen vorstehen. Bei
einem Hochgeschwindigkeits-Flugzeug sind aerodynamisches Profil
und die umschließenden
Gehäuse äußerst wichtig
in Bezug auf den Luftwiderstand und auch in Bezug auf das Schalldröhnen und den
Schalllärm.
Unter derartigen Umständen
verursachen die Vorsprünge
und Ausbuchtungen, die durch das Getriebe und die Zubehörmechanismen für das zylindrische
Basisprofil des Triebwerks bedingt sind, Probleme, wenn versucht
wird, das aerodynamische Profil klein zu halten.
-
2 veranschaulicht
eine typische Hochgeschwindigkeits-Triebwerksanordnung an einem Tragflügel 2 eines
Flugzeugs 3. Wie ersichtlich, ist dem Tragflügel 2 ein
Turbinentriebwerk 10 zugeordnet. Bei hohen Geschwindigkeiten
und insbesondere bei Überschallgeschwindigkeit
ist ein üblicher
Gondeleinlass der Pitot-Bauart wegen der Bildung von Stoßwellen
ungeeignet, und daher wird ein verminderter Wirkungsgrad des Einlasses
erwartet, wenn die Einlassluftgeschwindigkeit ansteigt. Bei hohen Geschwindigkeiten
treten demgemäß sogenannte äußere/innere
Kompressions-Einlasskonfigurationen auf, wo die Überschallluftströmung in
den Einlass im Wesentlichen auf Unterschall vermindert wird, um eine
Anpassung an die Erfordernisse des Triebwerkskompressors zu erzeugen,
was die bevorzugte Anwendung darstellt. Dieser Typ von Einlassanordnungen
gemäß 2 erzeugt
eine Reihe von schwachen Stoßwellen,
ohne den Einlasswirkungsgrad des Kompressors wesentlich zu verkleinern.
-
Um
den aerodynamischen Luftwiderstand klein zu halten, ist man bestrebt,
den Fandurchmesser möglichst
klein zu halten, und dies führt
oft zu einer relativ großen
Länge des
Triebwerks. Dem Aspekt der relativ langen und dünnen Bauart des Triebwerks 10 wirkt
die Forderung entgegen, den Zubehörmechanismus innerhalb der
Gondel 21 anzuordnen, was zu wenigstens einer Ausbuchtung 5 bei
diesem Beispiel unter dem Triebwerk 10 führt. Diese Ausbuchtung 5 intensiviert,
obgleich sie aerodynamisch glatt verläuft, den aerodynamischen Luftwiderstandskoeffizienten
und verursacht eine hohe Schalllärmintensität.
-
Im
Idealfall sollte das Triebwerksprofil innerhalb einer Gondel minimiert
werden, um einen möglichst
niedrigen aerodynamischen Luftwiderstandskoeffizienten zu gewährleisten
und um bei hohen Geschwindigkeiten die Umgebungslärmprobleme
bezüglich
des Schalldröhnens
zu vermindern. Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf eine Anordnung des
Triebwerks, bei der der Zubehörmechanismus
innerhalb des zylindrischen Basisprofils des Triebwerks angeordnet
ist, wodurch der aerodynamische Luftwiderstand beträchtlich
vermindert wird, was zu einer Verminderung des Schalllärms beiträgt.
-
Aus
den 3 und 4 ist ersichtlich, dass das
allgemein zylindrische Profil der Gondel oder des Gehäuses 21 des
Triebwerks 10 aufrecht erhalten bleibt, obgleich die Zubehörmechanismen
innerhalb jenes Profils angeordnet sind. Das Triebwerk 10 ist allgemein,
wie unter Bezugnahme auf 1 beschrieben, ausgebildet,
jedoch werden im Folgenden die Unterschiede diskutiert, die die
vorliegende Erfindung aufweist.
-
Gemäß der vorliegenden
Erfindung ist eine Verkleidung 26 vorgesehen, die innerhalb
des Mantelstromkanals 22 liegt, der den Zubehörmechanismus 27 beherbergt.
Dieser Zubehörmechanismus 27 umfasst
das Getriebe mit Generator 28 sowie andere Zubehörteile 36,
wie Pumpen für Öl, Brennstoff,
systemkonforme Flugzeugzellen-Elektrogeneratoren und hydraulische
Systeme. Das Getriebe 28 ist im Wesentlichen axial (zur
Achse 11) ausgerichtet, und jedes der angetriebenen Zubehörteile 36 ist
in axial aufeinanderfolgend innerhalb der Verkleidung 26 angeordnet.
Demgemäß verlaufen
die Drehachsen der Zubehörteile 36,
die vom Getriebe 28 angetrieben werden, im Wesentlichen
senkrecht zur Triebwerksachse 11.
-
Die
Verkleidungen 26 sind innerhalb des allgemein zylindrischen
Profils des Triebwerks 10 angeordnet und erzeugen keine
vorstehenden Ausbuchtungen 5, wie sie unter Bezugnahme
auf 2 beschrieben wurden. Im Gegensatz zu der bekannten Anordnung
ermöglicht
die Erfindung die Verwendung eines nahezu zylindrischen Gondelprofils,
wodurch der aerodynamische Luftwiderstand beträchtlich vermindert wird und
wodurch auch die Schalllärmsignatur
verringert wird.
-
Die
Zubehörmechanismen 27 sind
gekoppelt, um ihre erforderliche Funktion in Verbindung mit den
bekannten Prozeduren durchführen
zu können.
-
3a zeigt
die Anordnung der Zubehörteile 28, 36 innerhalb
der Verkleidung und das Profil der Verkleidung 26 selbst.
Das Getriebe 28 ist radial nach innen nach den Zubehörteilen 36 hin
angeordnet. Das Getriebe 28 ist antriebsmäßig mit
dem Kerntriebwerk 8 über
eine Antriebswelle 54 verbunden und allgemein in Achsrichtung
ausgerichtet angeordnet, wodurch die geringste Fläche gebildet
wird, die der Mantelströmung
entgegensteht. Jedes Zubehörteil 36,
das durch das Getriebe 28 angetrieben wird, liegt derart,
dass die Größe eines
jeden Zubehörteils 36 im
Wesentlichen ein aerodynamisches Profil für die Verkleidung 26 bildet.
Eine derartige Anordnung der Zubehörteile 28, 38 ist
in besonderer Weise vorteilhaft, um die Blockierung im Mantelstromkanal 22 zu minimieren.
-
Es
ist klar, dass wenigstens eine weitere Verkleidung 26' im Triebwerk
angeordnet werden kann, wobei die Verkleidung weitere Zubehörteile 27' umschließt.
-
Üblicherweise
ist die Ringanordnung der Leitschaufeln 9 (2)
in der Lage, strukturelle Luftbelastungen und dynamische Belastungen
zwischen dem Kerntriebwerk 8 und dem äußeren Fangehäuse 41 aufzunehmen
und von dort auf die Tragstruktur 58 des Flugzeugs zu übertragen
(4). Ein weiterer Vorteil der vorliegenden Erfindung
besteht darin, dass die Verkleidungen 26, 26' so ausgebildet
sind, dass sie strukturelle aerodynamische und dynamische Triebwerksbelastungen
aufnehmen können.
Bei der vorliegenden Erfindung können
wenigstens einige der Leitschaufeln 9 durch die Verkleidungen 26, 26' ersetzt werden,
obgleich es auch möglich
ist, dass der gesamte Aufbau von Leitschaufeln hierdurch ersetzt
wird, insbesondere dann, wenn mehr als eine Verkleidung 26, 26' vorgesehen
wird.
-
In
diesem Fall (4 und 6) sind
die Verkleidungen 26, 26' starr zwischen dem Kerngehäuse 39 und
dem Fangehäuse 41 oder
dem Gehäuse 21 angeordnet.
Die Verkleidungen 26, 26' umfassen eine starre, kastenartige
Struktur 60, die in der Lage ist, Schub und vertikale und
horizontale Belastungen sowie Torsionsbelastungen des Triebwerks aufzunehmen.
Es ist für
den Fachmann klar, dass unterschiedliche strukturelle Formen möglich sind,
aber derartige Alternativen sind ebenfalls als Mittel zu verstehen,
die die Triebwerksbelastungen zwischen dem Kerntriebwerk 8 und
dem Fangehäuse 41 aufnehmen.
Die Verkleidungen 26, 26' sind daher starr mit dem äußeren Gehäuse 41 oder 21 und
dem Kerngehäuse 39 verbunden,
und jedes Gehäuse
ist im Wesentlichen kreisförmig
und demgemäß sehr steif. Da
sich die Verkleidungen 26, 26' axial über eine relativ lange Strecke
im Vergleich mit bekannten Verkleidungen 40 (2)
erstrecken, ergeben sich weitere Vorteile in Bezug auf eine verbesserte
Steifheit des Triebwerks. Derartige Vorteile umfassen eine verbesserte
Einstellung des Spitzenspiels der Laufschaufeln, und demgemäß ergibt
sich eine verbesserte Ökonomie.
-
Wie
in 5 gezeigt, ist es bekannt, dass die Leitschaufeln 9 auch
zur Begradigung der Mantelstromluftströmung vorgesehen werden, die
den Fan 13 verlässt.
Gemäß einem
weiteren Ausführungsbeispiel
der vorliegenden Erfindung und als zusätzlicher Vorteil sind die Verkleidungen 26, 26' auch gekrümmt, um
eine ähnliche
Mantelstrom-Luftströmungsbegradigung
zu bewirken.
-
Nunmehr
wird auf 6 Bezug genommen. Die vorliegende
Erfindung ermöglicht
die Anordnung von Zubehörmechanismen 27 innerhalb
der Verkleidung 26, aber es ist klar, dass die Verkleidungen 26, da
sie im Mantelstromkanal 22 angeordnet sind, eine Turbulenz,
eine Blockierung oder andere Ungleichförmigkeiten in der Luftströmung verursachen
könnten.
Unter diesen Umständen
wird die innere Gestalt innerhalb der allgemeinen konzentrischen
Beziehung zwischen dem Gondelgehäuse 21 und
dem Gehäuse 39 des
Kerntriebwerks zur Bildung des Mantelstromkanals 22 so
konfiguriert, dass die Luftströmung 24 derart
gesteuert wird, dass eine wirksame Arbeitsweise des Triebwerks 10 gewährleistet
ist. Die innere Gestalt umfasst eine Ausbuchtung der konzentrischen
Beziehung zwischen dem Gehäuse 21 und
einem Kerntriebwerksgehäuse 39,
um wirksam die radiale Erstreckung des Mantelstromkanals 23 an
verschiedenen Stellen des Umfangs zu ändern, um die Wirkung der Einführung von
Verkleidungen 26 in den Kanal 23 zu begrenzen.
Die Ausbuchtung umfasst eine radiale Erstreckung des Mantelstromkanals 22, die
sich zwischen 44 und 43 im Allgemeinen weg von den
Verkleidungen 26, 26' bzw. unmittelbar benachbart zu
den Verkleidungen 26, 26' ändert. Die radiale Erstreckung 43 ist
größer als
die Erstreckung 44.
-
Diese
Ausbuchtung wird entweder durch Formgebung des Mantelstromgehäuses 21 oder
des Kerngehäuses 39 erzeugt,
oder es werden beide Gehäuse 21, 39 mit
Ausbuchtungen versehen. Wenn die Verkleidungen 26, 26' sich in ihrer
Umfangsbreite wegen der sich ändernden
Größe der Zubehörteile, die
darin beherbergt sind, in Richtung stromab verändern, dann wird das Ausmaß der Ausbuchtung
auch verändert,
um ein konstantes oder sonstwie gewünschtes Querschnittsprofil
der Luftströmung 24 aufrecht
zu erhalten. Es ist klar, dass das Ausmaß der Ausbuchtung relativ klein
ist und dass das äußere Profil
der Gondel zylindrisch gehalten wird, was wie beschrieben vorteilhaft
ist.
-
Obgleich
in Bezug auf die Luftströmung 24 und
die übliche
Horizontal-Mittellinienorientierung ungünstige Effekte
auftreten könnten,
so ist es jedoch auch möglich,
drei Verkleidungen im Winkelabstand von 120° oder sogar vier Verkleidungen
im Winkelabstand von 90° zueinander
anzuordnen. Stattdessen könnten
die Verkleidungen gemäß der Erfindung
in Bezug auf ihren Blockierungsquerschnitt mit derartigen asymmetrischen
Veränderungen
versehen werden, die eine Veränderung
des Querschnitts des Mantelstromkanals verursachen oder in anderer
Weise beeinflussen.
-
Außer Verkleidungen 26,
die Zubehörmechanismen 27 aufnehmen,
können
auch Verkleidungen 26 (4) benutzt
werden, die als Schmiermittel-Ölreservetank 34 dienen
oder Ölfilter 35 beinhalten
oder eine geeignete Positionierung von Wärmeaustauschern 45 für die Kühlung des Öls oder
Brennstoffs enthalten können.
Im Sinne einer verbesserten Möglichkeit
der Wartung ist es erwünscht,
diese so dicht als möglich
an angepassten Ausschnitten oder Zugangstüren 50 im Triebwerksgehäuse anzuordnen.
-
Das
Kerntriebwerk 8 mit der Verbrennungseinrichtung 16 und
den Turbinen 17, 18, 19 und andere Aufbauten
werden relativ heiß.
Deshalb umfassen die Verkleidungen 26 geeignete Abschirmmittel 31, 52,
um die Zubehörmechanismen 27 gegenüber der
Hitze des Kerntriebwerks 8 abzuschirmen. Gemäß einem
Ausführungsbeispiel
wird dies durch Benutzung eines Getriebegehäuses 31 und durch
Abdichtungen gegenüber
dem Kerngehäuse 39 und den
Verkleidungen 26 erreicht, um die Triebwerkszubehörteile in
einer getrennten Zone abzuschirmen. Nichtsdestoweniger bewirkt die
Luftströmung 24 durch
die Kanäle 23 selbst
eine Abkühlung
der Verkleidung 26, und dies begrenzt wiederum die Aufheizprobleme
in Bezug auf die Zubehörmechanismen,
die innerhalb der Verkleidungen 26 angeordnet sind.
-
Die
Mechanismen 27, die innerhalb der Verkleidungen 26 angeordnet
sind, werden mit der Antriebsleistung des Kerntriebwerks 8 über das
benachbarte Getriebe 28 gekoppelt. So sind jeweils radiale Antriebe 54 (4)
vom Kerntriebwerk 8 vorgesehen, die diese Getriebe 28 antreiben
und demgemäß die Zubehörmechanismen 27 innerhalb
der Verkleidungen 26. Stattdessen könnten die Zubehörteile 27 jeweils
individuell durch einen Elektromotor 56 angetrieben werden
anstatt durch einen radialen Antrieb des Triebwerks.
-
Das
Turbinentriebwerk 10 arbeitet wie üblich, wobei die Verkleidungen 26 einen
Einbau der Zubehörmechanismen 27 innerhalb
des normalen Verkleidungsprofils des Triebwerks 10 aufweisen.
Kurz gesagt, liegen die Zubehörmechanismen 27 innerhalb der
Verkleidungen 26, die den Mantelstromkanal 22 überspannen.
Die Luftströmung 24 wird
durch geeignete asymmetrische Gestaltung und Ausbuchtung des Kanals 23 aufrecht
erhalten, um die Blockierung abzumildern, die durch die Verkleidungen 26 verursacht
wird. Unter diesen Umständen
erhält
trotz der Ausbuchtung des Gehäuses 21 das
Triebwerk 10 einen kleineren Durchmesser als vorher unter
anderen Gesichtspunkten (z. B. Fanschaufel-Ablenkungsprofilen oder Triebwerksleitungen
oder Leitungsführungen
zwischen Gondelverkleidung 37 und Triebwerksgehäuse 21).
Dieser Durchmesser bestimmt die minimale Größe der Gondel.
-
Es
ist notwendig, das Getriebe 28 und die innerhalb der Verkleidungen 26 angeordneten
Mechanismen 27 zu warten. Deshalb müssen die Verkleidungen 26 und
die Mechanismen 27 über
entsprechend angepasste Zugangstüren 50 zugänglich gemacht
werden. Diese Zugangstüren 50 sind
in Form von Teilen der Gehäusestruktur 21 ausgebildet,
die den Mantelstromkanal 23 bilden. Die Zugangstüren 50 haben
die Form angelenkter Kanalabschnitte, die schwenkbar gegenüber dem
Gondelgehäuse 21 angeordnet
sind. Stattdessen können
die Zugangstüren 50 auch
abnehmbar gestaltet sein. Die Zugangstüren 50 verbessern
die Steifheit des Kanals 23 während des Fluges, während die
festen Abschnitte 41a des Gehäuses 41 eine strukturelle
Festigkeit zur Abstützung
der Triebwerkskomponenten bilden (beispielsweise Schubumkehrdüse oder
variable Düse).
Die Zugangstüren 50 ermöglichen
einen Zugriff bei der Wartung der in der Verkleidung 26 angeordneten
Zubehörteile
und auch von Teilen des Kerntriebwerks 8.
-
6 zeigt
eine abgewandelte Konfiguration der Zugangstüren, bestehend aus einem beweglichen
Teil 21a der Gondel 21, aus einer beweglichen Platte 62 des
Gehäuses 41,
aus einer beweglichen Platte 64 der Verkleidung 26 zum
Zugriff der Zubehörteile 27 und
aus einer beweglichen Platte 66 des Kerngehäuses 39.
Sämtliche
Zugangstüren 21a, 41, 62, 64 können schwenkbar
gelagert oder abnehmbar sein, und sie können durch Mechanismen befestigt werden,
wie dies an sich bekannt ist.
-
Bei
einem zweckmäßigeren
Profil des Triebwerks 10 und demgemäß der Flugzeugzelle oder der Gondel
im Querschnitt, in denen das Triebwerk 10 angeordnet ist,
ergibt sich eine verminderte Schalllärmsignatur im Vergleich mit
konventionellen früheren
Turbinentriebwerksanordnungen für Hochgeschwindigkeits-Flugzeuge.
Außerdem
wird durch Vermeidung störender
aerodynamischer Effekte durch äußere Ausbuchtungen,
die einen erhöhten Luftwiderstand
der Verkleidung oder des Gehäuses bewirken,
der Wirkungsgrad des Flugzeuges verbessert. Wenn irgendeine Ausbuchtung
für die
Gleichförmigkeit
der Luftströmung
vorhanden ist, wird diese seitlich ausgebreitet und nicht vertikal,
d.h. über
den Flugzeugrahmen, den Rumpf oder den Tragflügel. Ein regulär geformtes
Profil des Triebwerks 10 mit einer zylindrischen Grundform
schafft die Möglichkeit, dass
die Querschnittsfläche
der Gondel 21 um das Triebwerk 10 herum verkleinert
wird, was wiederum die Möglichkeit
schafft, dass das Profil des Rumpfes des Flugzeuges innerhalb annehmbarer
Regeln der Flugzeugkonstruktion verbleibt mit der daraus folgenden
Verminderung der Schalllärmintensität mit speziellen
Vorteilen für
den Überschallflug.