DE69414963T2

DE69414963T2 - Bläsertriebwerk mit Verminderung des Bugwiderstands und der Infrarotabstrahlung

Info

Publication number: DE69414963T2
Application number: DE69414963T
Authority: DE
Inventors: James Edward Hamilton Ohio 45013 Johnson
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1993-10-04
Filing date: 1994-09-30
Publication date: 1999-07-29
Anticipated expiration: 2014-10-01
Also published as: JPH07197853A; EP0646720B1; DE69414963D1; US5404713A; JP2686419B2; EP0646720A1

Description

HINTERGRUND DER ERFINDUNG

Gebiet der Erfindung

Die Erfindung bezieht sich auf ein FLADE-Flugzeug-Gasturbinentriebwerk und insbesondere auf eine Konstruktion und ein Betriebsverfahren von einem derartigen Triebwerk, um den Einlaß-Überströmungswiderstand zu senken und die Infrarot-Signatur von dem Flugzeug und dem Flugzeugtriebwerk zu verkleinern.

Beschreibung des Standes der Technik

Es sind beträchtliche Anstrengungen gemacht worden in Richtung auf die Entwicklung von einen variablen Zyklus aufweisenden Gasturbinentriebwerken mit hoher Leistungsfähigkeit. Diese Triebwerkstypen haben eine einzigartige Fähigkeit, bei verschiedenen Schubeinstellungen und Fluggeschwindigkeiten sowohl im Unterschall als auch im Überschall auf effiziente Weise zu arbeiten. Ein wichtiges Merkmal von dem zyklusvariablen Gasturbinentriebwerk, das zu seiner hohen Leistungsfähigkeit beiträgt, ist seine Fähigkeit, eine im wesentlichen konstante Einlaßluftströmung beizubehalten, wenn sich sein Schub ändert. Dieses Merkmal führt zu wichtigen Leistungsvorteilen unter kleineren als vollen Triebwerksleistungseinstellungen oder maximalen Schubbedingungen, wie beispielsweise während eines Unterschall-Reisefluges. Die Wirkung, die Einlaß-Luftströmung beizubehalten, wenn der Schub verringert wird, besteht darin, solche Leistungseinbußen, wie Einlaß-Überströmungswiderstand und Verschlußströmungswiderstand Hinterkörper zu verringern, die beide einen wesentlichen nachteiligen Effekt auf die Gesamteffizienz, Größe, Gewicht und die Leistungsfähigkeit des Flugzeuges und seines Triebwerkes haben.
Gewisse zyklusvariable Triebwerke, wie beispielsweise die, die in den US-Patenten 4,068,471 und 4,285,194 beschrieben sind, die auf die gleiche Rechtsnachfolgerin wie die vorliegende Erfindung übertragen sind, erzielen eine relativ konstante Luftströmung, wenn der Schub verändert wird, indem die Größe der Fan-Bypass-Strömung mit einem Ventilsystem verändert wird, das als ein flächenvariabler Bypass- Injektor (VABI von Variable Area Bypass Injector) bezeichnet wird. Wenn der Triebwerksschub verringert wird, vergrößert der VABI die Bypass-Strömung, um die abnehmende Kerntriebwerksströmung auszugleichen, was eine relativ konstante Triebwerksgesamtströmung zur Folge hat, wodurch er die oben beschriebenen Leistungsvorteile aufweist. Er verwendet jedoch sehr teure Vielstufen-Fanluft, um dies zu tun. Weiterhin ist er etwas eingeschränkt in seiner Fähigkeit, die Luft bei Unterschall-Teilleistungs-Triebwerkseinstellungen und Triebwerksbetrieb anzusaugen, da er in seiner Größe bemessen sein muß, um die Strömungsbedingungen im Bypasskanal anzupassen, in den einige sehr hoch verdichtete Luft abgegeben wird. Diese Fanluft wird zwischen der Kernströmung und der Bypass-Strömung aufgeteilt und wird deshalb durch die verschiedenen Bypass-Strömungssteuermechanismen gesteuert, wie beispielsweise den VABI's. Dies wiederum beschränkt den Grad, bis zu dem Bypassluft verwendet werden kann, um eine Überströmung zu vermeiden. Üblicherweise haben konventionelle Triebwerke mit einem variablen Zyklus einen eingeschränkten Bereich von Schubeinstellungen für eine gegebene Mach-Zahl (insbesondere Unterschallwerte, z. B. Mach-Zahl = 0,8-0,9), über dem eine im wesentlichen konstante Luftströmung aufrechterhalten und der spezifische Brennstoffverbrauch minimiert werden kann. Es ist deshalb wünschenswert, ein Flugzeug-Gasturbinentriebwerk zu konstruieren und zu betreiben, das in der Lage ist, eine Einlaß-Luftströmung bei Unterschall-Teilleistungs-Schubeinstellungen effizienter und über einem breiterem Flugverlauf beizubehalten, als er im Stand der Technik zur Verfügung steht.
Ein bestimmter Typ von zyklusvariablem Triebwerk, das ein FLADE-Triebwerk (wobei FLADE ein Akronym für "Fan an Blade" ist) genannt wird, sich durch einen äußeren Fan bzw. Bläser auszeichnet, der durch einen radial inneren Fan angetrieben wird und seine FLADE-Luft in einen äußeren Fankanal abgibt, der im allgemeinen koringförmig mit einem inneren Fankanal, der den inneren Fan umgibt, ist und diesen umgibt. Ein derartiges Triebwerk, das im US-Patent 4,043,121 mit der Bezeichnung "Two Spool Variable Cycle Engine" von Thomas u. a. offenbart ist, schafft einen FLADE-Fan und äußeren Fankanal, in welchem verstellbare Leit- bzw. Führungsschaufeln die Zyklusänderung steuern, indem die Luftmenge gesteuert wird, die durch den äußeren FLADE-Fankanal hindurchtritt.
Es bleibt ein wichtiges Bedürfnis, ein Flugzeug-Gasturbinentriebwerk hoher Leistung, insbesondere von dem einen variablen Zyklus aufweisenden Typ, zu schaffen, das in der Lage ist, eine im wesentlichen konstante Einlaß-Luftströmung über einem relativ breiten Schubbereich bei einem gegebenen Satz von Unterschallflug-Umgebungsbedingungen, wie beispielsweise Flughöhe und Flug-Mach-Zahl, beizubehalten, um einen Überlauf-Strömungswiderstand zu vermeiden und dies über einen Bereich von Flugbedingungen zu tun. Diese Fähigkeit wird insbesondere für Unterschall-Teilleistungs- Triebwerksbedingungen gebraucht.
Die Erfindung bezieht sich auch auf eine Einrichtung zum Unterdrücken und Maskieren von Infrarot(IR)-Emissionen aus Triebwerks-Abgaskanälen. Der erfolgreiche Einsatz von einem Kampfflugzeug ist, teilweise, von der Fähigkeit des Flugzeuges abhängig, durch Infrarot-Sensoren von Flugkörpern ("Missiles") während des Fluges unerkannt zu bleiben. Die hohen Temperaturen der Abgase des Triebwerkes und die hei ßen Metallteile der Turbine und die heißen Metallwände, die mit den heißen Gasen direkt in Kontakt sind, bewirken, daß das Triebwerk hohe Werte von Infrarot-Energie emittiert. Militär-Flugzeuge, die sich im Kampf befinden, sind verwundbar gegenüber Anti-Flugzeug-Flugkörpern, die hochentwickelte Infrarot-Sensoren verwenden.
Es sind eine Anzahl von Einrichtungen entwickelt worden, um Infrarot-Emissionen aus Gasturbinentriebwerken zu verringern. Jeder Konstruktionstyp ist bemüht, eine Kombination von Aerodynamik, Wärmeübertragung und Geometrie zu schaffen, die eine effektive IR Unterdrückung für das kleinste Unterdrückergewicht und Leistungseffekte auf ein Turbinentriebwerk zu Folge hat. Eine dieser Geometrietypen verwendet einen konzentrischen Mittelkörper in einem ringförmigen Kanal. Diese Unterdrückergeometrie wird als ein Stopfen- oder Mittelkörper-Unterdrücker bezeichnet und ist als Beispiel in den US-Patenten 4,214,441, 4,044,555, 3,970,552 und anderen angegeben. Die Stopfenunterdrücker sind gehalten und mit Kühlluft von Fan- und/oder Hochdruck-Abzapfluft versorgt durch aerodynamisch geformte Streben, die auch dazu verwendet werden, den Mittelkörper zu positionieren und zu haltern. Diese hohlen Mittelkörper-Stopfen-Unterdrücker verbrauchen teure Fan- und Verdichterluft des Triebwerks und Leistung und haben einen verringerten Triebwerkswirkungsgrad und Kampfbereichsradius zur Folge.
Die vorliegende Erfindung schafft eine leistungsarme Einrichtung unter Verwendung eines FLADE-Triebwerks, um den Gesamtwirkungsgrad des Triebwerks zu verbessern und die FLADE Fanluft als Kühlluft für die IR Unterdrückung zu verwenden.

Zusammenfassung der Erfindung

Ein FLADE-Flugzeug-Gasturbinentriebwerk enthält einen FLADE-Kanal, der ein vorzugsweise einen variablen Zyklus auf weisendes inneres Gasturbinentriebwerk umgibt, und einen FLADE Fan, der in dem FLADE Kanal angeordnet und radial außen von und antriebsmäßig mit einem ersten Fan verbunden ist, der in einem ersten Fankanal des inneren Triebwerks angeordnet ist. Der ringförmige Einlaß des ersten Fankanals ist größenmäßig so bemessen, daß er im wesentlichen die volle Massenluftströmung des Triebwerkes bei Zuständen voller Leistung aufnimmt, wobei der ringförmige FLADE-Kanaleinlaß im wesentlichen geschlossen ist. Das Triebwerk ist weiterhin so aufgebaut und kann so betrieben werden, daß es den Einlaß von dem FLADE-Kanal bei Flugzuständen mit vorbestimmter Teilleistung vollständig öffnet und es bei Zuständen voller Leistung, wie beispielsweise beim Abheben, im wesentlichen schließt. Eine Infrarot(IR) Strahlungsabschirmungseinrichtung ist in dem Abgaskanal des Triebwerkes angeordnet, um die Infrarotstrahlung emittierenden heißen Metalloberflächen des Triebwerkes von einer Sicht durch einen Auslaß des Abgaskanals zu blockieren. Die IR-Abschirmungseinrichtung wird durch eine Luftströmung aus dem FLADE- Kanal gekühlt.
Gemäß einem Ausführungsbeispiel enthält die (IR)Strahlungsabschirmungseinrichtung mehrere in Umfangsrichtung angeordnete hohle Schaufeln, die betätigt werden können, um Kühlluft aus dem FLADE-Kanal und einem im wesentlichen hohlen Mittelkörper zu empfangen, die betätigt werden können, um Kühlluft aus den hohlen Schaufeln zu empfangen. Der Mittelkörper kann strukturell durch die hohlen Schaufeln gehaltert werden und bildet einen Teil der Abgasdüse des inneren Triebwerks. Ein anderes Ausführungsbeispiel versieht den Mittelkörper mit einer eine variable Engstelle aufweisenden Mittelkörperdüse, die so betrieben werden kann, daß sie von den hohlen Schaufeln empfangene Kühlluft aus dem Innenraum des Mittelkörpers abgibt.
Ein bestimmtes Ausführungsbeispiel schafft das Triebwerk mit einem FLADE Kanal und einer ersten Fankanal-Strömungssteuereinrichtung, die verstellbare Statorschaufeln aufweist, um den FLADE Kanal zu öffnen, wenn der erste Fankanal geschlossen ist, und den FLADE Kanal zu schließen, wenn der erste Fankanal geöffnet ist. Die gesamte Einlaßfläche des Triebwerks ist die Summe der Ringflächen des FLADE- Kanaleinlasses und des Einlasses des ersten Fankanals, wobei in einem anderen Ausführungsbeispiel die Einlaßfläche des FLADE Kanals in einem Bereich zwischen 30%-40% der Einlaßfläche des ersten Fankanals bemessen ist.
Ein anderes Ausführungsbeispiel bezieht sich auf ein Verfahren zum Betreiben eines Flugzeug-FLADE (Akronym für Fan auf Schaufel) Gasturbinentriebwerkes gemäß Anspruch 12 der beigefügten Ansprüche.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Die vorgenannten Aspekte und andere Merkmale der Erfindung werden in der folgenden Beschreibung in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungen erläutert, wobei:
Fig. 1 eine schematische Seitenansicht von einem FLADE- Flugzeug-Gasturbinentriebwerk mit einer schematischen, teilweise aufgeschnittenen Querschnittsansicht von seinem Einlaß gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung ist;
Fig. 2 eine schematische Querschnittsansicht von dem FLADE-Flugzeug-Gasturbinentriebwerk gemäß Fig. 1 und einer IR-Abschirmungseinrichtung gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung ist.

Detaillierte Beschreibung der Erfindung

In Fig. 1 ist ein FLADE-Flugzeug-Gasturbinentriebwerk 1 mit einem FLADE-Fan 2 dargestellt, der in einem FLADE-Kanal 3 angeordnet ist. Der FLADE-Fan 2 ist so dargestellt, daß er eine Reihe von FLADE-Fanschaufeln 5 aufweist, die zwischen einer axial vorderen Reihe von verstellbaren ersten FLADE-Schaufeln 6 und einer axial hinteren Reihe von verstellbaren zweiten FLADE-Schaufeln 7 angeordnet sind. Der FLADE-Fan 2 ist stromabwärts von einem ringförmigen FLADE- Einlaß 8 zu dem FLADE-Kanal 3 angeordnet. Der FLADE-Kanal 3 umgibt allgemein ein vorzugsweise einen variablen Zyklus aufweisendes inneres Turbofan-Triebwerk 10 mit einem ringförmigen Einlaß 11 zu dem inneren Triebwerk und einer im allgemeinen axial verlaufenden Achse oder Mittellinie 12, die sich im allgemeinen vor 14 und hinter 16 erstreckt. Der FLADE-Einlaß 8 und der Einlaß 11 zum inneren Triebwerk bilden im allgemeinen in Kombination einen FLADE-Triebwerkseinlaß 13 mit einer FLADE-Triebwerkseinlaßfläche AI.
Ein wichtiges Kriterium für die erläuterte Leistungsfähigkeit des Einlasses (Einströmung) ist der Staudruck-Rückgewinnungsfaktor. Ein guter Einlaß muß Luft-Handhabungscharakteristiken, die an das Triebwerk angepaßt sind, und auch einen kleinen Strömungswiderstand und gute Strömungstabilität haben. Die Wichtigkeit der Luft-Strömungsanpassungscharakteristiken können aus den Flächenüberlegungen gemäß Fig. 1 gezeigt werden, die für den FLADE-Triebwerkseinlaß 13 eine Freiströmungsfläche A0 und die FLADE- Triebwerkseinlaßfläche AI enthalten, durch die die gesamte Luftströmung des Triebwerks hindurchtritt. Für einen gegebenen Satz von Flugbetriebsbedingungen sind die Luftströmungserfordernisse durch die Pumpcharakteristiken von dem FLADE-Triebwerk 1 festgelegt. Wenn AI zu klein ist, um die Luft zu bewältigen, muß das Triebwerk die fehlende Luftmenge "einsaugen", was eine verringerte Staudruck-Rückgewinnung zur Folge hat. Wenn AI zu groß ist, liefert der FLADE- Triebwerkseinlaß 13 mehr Luft als das Triebwerk brauchen kann, was einen zu großen Strömungswiderstand (Überström- Strömungswiderstand) zur Folge hat, da die überschüssige Luft entweder im Bypass um das Triebwerk herum geleitet werden muß oder sie aus dem Einlaß zurück "überströmt". Zu viel Luft oder zu wenig Luft ist nachteilig für die Lei stungsfähigkeit des Einlasses (Einströmung). Die vorliegende Erfindung schafft den FLADE-Fan 2 und den FLADE-Kanal 3, um das Überströmen zu vermeiden, und die verstellbaren ersten FLADE-Leitschaufeln 6 und optional die verstellbaren zweiten FLADE-Leitschaufeln 7, um das überschüssige Ansaugen und Überströmen und die daraus resultierende verringerte Staudruck-Rückgewinnung bzw. den Überström-Strömungswiderstand zu vermeiden.
Der innere Triebwerkseinlaß 11 ist in der Größe so bemessen, daß er im wesentlichen die volle Luftströmung 15 des Triebwerks bei Zuständen voller Leistung aufnimmt, wobei der FLADE-Triebwerkseinlaß 13 im wesentlichen geschlossen ist, indem die verstellbaren ersten FLADE-Leitschaufeln 6 und die verstellbaren zweiten FLADE-Leitschaufeln 7 geschlossen werden. Das Triebwerk ist weiterhin so ausgelegt und kann so betrieben werden, daß der Einlaß des FLADE- Kanals bei vorbestimmten Flugzuständen mit Teilleistung vollständig geöffnet und im wesentlichen geschlossen wird bei Zuständen mit voller Leistung, wie beispielsweise beim Abheben.
Das Ausführungsbeispiel gemäß der vorliegenden Erfindung ist in Fig. 2 so dargestellt, daß es ein inneres Triebwerk 10 mit einem variablen Zyklus in ausreichenden Begriffen hat, um seinen Betrieb und den der vorliegenden Erfindung zu verstehen. Es sei darauf hingewiesen, daß viele verschiedene Typen von Triebwerken mit variablem Zyklus und auch Turbofan- und Turbojet-Innentriebwerke mit nichtvariablem Zyklus für den Zweck dieser Erfindung verwendet werden können. Das Bypass-Turbofan-Innentriebwerk 10 enthält weiterhin ein Kerntriebwerk (auch Gasgenerator genannt) 18, das einen Hochdruck-Verdichter 20, eine Brennkammer 22 und eine Hochdruck-Turbine 23 mit einer Reihe von Turbinenrotorschaufeln 24 aufweist, die alle in einer seriellen Axialströmungsrelation angeordnet sind. Eine Hoch druckwelle 26, die koaxial um die Mittellinie 12 des Innentriebwerks 10 herum angeordnet ist, verbindet den Hochdruck-Verdichter 20 und die Hochdruck-Turbinenschaufeln 24 fest miteinander. Das Kerntriebwerk 18 hat die Funktion, Verbrennungsgase zu erzeugen. Verdichtete Luft aus dem Hochdruck-Verdichter 20 wird mit Brennstoff in der Brennkammer 22 gemischt und gezündet, um dadurch Verbrennungsgase zu erzeugen. Eine gewisse Arbeit wird diesen Gasen durch die Hochdruck-Turbinenschaufeln 24 entzogen, was den Hochdruck-Verdichter 20 antreibt. Die Verbrennungsgase werden von dem Kerntriebwerk 18 in eine Niederdruck-Turbine 19 abgegeben, die eine Reihe von Turbinenrotorschaufeln 28 aufweist.
Die Niederdruck-Turbinenlaufschaufeln 28 sind an einer Niederdruckwelle 30 fest angebracht, die koaxial um die Mittellinie 12 des Innentriebwerks 10 herum innerhalb der Hochdruckwelle 26 angeordnet ist. Die Niederdruckwelle 30 dreht einen axial weiter vorne angeordneten ersten Fan bzw. Bläser, der als allgemein radial nach außen verlaufende und in Umfangsrichtung im Abstand angeordnete Fanrotorschaufeln 32 dargestellt ist. Die Hochdruckwelle 26 dreht auch einen axial weiter hinten angeordneten zweiten Fan bzw. Bläser, der als eine axial hintere Reihe von in Umfangsrichtung im Abstand angeordneten zweiten Fanrotorschaufeln 36 dargestellt ist, die im allgemeinen radial nach außen verlaufende Schaufelspitzen 38 haben. Die axial weiter hinten angeordnete Reihe von Fanrotorschaufeln 36 ist axial hinter der axial weiter vorne angeordneten Reihen von Fanrotorschaufeln 32 angeordnet. Eine Reihe von in Umfangsrichtung im Abstand angeordneten Fanstatorschaufeln 34 (an entweder einem oder beiden radialen Enden befestigt) ist axial zwischen den weiter vorne und weiter hinten angeordneten Reihen von Fanrotorschaufeln 32 und 36 und axial benachbart zu der weiter hinten angeordneten Reihe von Fanrotorschaufeln 36 angeordnet.
Es sei darauf hingewiesen, daß die Fans vielstufig sein können und eine oder mehr zusätzliche Reihen von Fanrotorschaufeln und/oder Fanstatorschaufeln haben, die axial vor der weiter vorne angeordneten Reihe von Fanrotorschaufeln 32 und/oder axial zwischen der weiter vorne angeordneten Reihe von Fanrotorschaufeln 32 und der Reihe von Fanstatorschaufeln 34 angeordnet ist. Die einzige zusätzliche Reihe, die in den Figuren gezeigt ist, ist eine optionale bevorzugte Reihe von Fanstatorschaufeln 35, die axial neben und axial hinter der weiter vorne angeordneten Reihe von Fanrotorschaufeln 32 angeordnet sind. Mit "axial neben" ist gemeint, daß es keine anderen Rotorschaufelreihen und/oder Statorschaufelreihen zwischen den genannten axial benachbarten Elementen gibt (d. h. zwischen der weiter vorne angeordneten Reihe von Fanrotorschaufeln 32 und der optionalen zusätzlichen Reihe von Fanstatorschaufeln 35).
Die Reihe von FLADE-Fanlaufschaufeln 5 ist radial außen von, betriebsmäßig verbunden mit und angetrieben durch den ersten Fan angeordnet, der durch die axial vordere, erste Reihe von Fanrotorschaufeln 32 dargestellt ist. Die axial vordere Reihe von verstellbaren ersten FLADE-Leitschaufeln 6 und die axial hintere Reihe von verstellbaren zweiten FLADE-Leitschaufeln 7 werden verwendet, um die Größe der FLADE-Luftströmung zu steuern, die in den FLADE-Einlaß 8 und FLADE-Kanal 3 eintreten kann. Diejenige Einlaß-Luftströmung, die durch den Einlaß 11 des Innentriebwerks und den FLADE-Einlaß 8 nicht angesaugt werden kann, strömt von dem kombinierten FLADE-Triebwerkseinlaß 13 über, wodurch Überström-Strömungswiderstand und Vorkörper-Strömungswiderstand hervorgerufen werden. Die vorliegende Erfindung verhindert diese zwei zusätzlichen Strömungswiderstandskomponenten, indem eine FLADE-Einlaß-Ringfläche 8A bereitgestellt wird, die in ihrer Größe so bemessen ist, daß der FLADE-Einlaß 8 Überströmluft von dem Innentriebwerkseinlaß 11 im wesentlichen vollständig aufnehmen kann, wobei ein FLADE-Fansteuersystem 140 verwendet wird. Das FLADE- Fansteuersystem 140 bildet eine FLADE-Schaufelsteuereinrichtung, um das Öffnen und Schließen des FLADE-Kanals 3 zu steuern, indem die ersten FLADE-Leitschaufeln 6 und optional die hintere Reihe der verstellbaren zweiten FLADE- Leitschaufeln 7 bei einer vorbestimmten Teilleistung-Schubeinstellung des Triebwerks 1 geöffnet und geschlossen werden. Das FLADE-Fansteuersystem 140 wird auch verwendet, um die Leitschaufeln bei einer vorbestimmten Voll-Leistung- Schubeinstellung des Triebwerkes im wesentlichen zu schließen. Weiterhin ist die FLADE-Einlaß-Ringfläche 8A in ihrer Größe so bemessen, daß sie ein Bruchteil von der Ringfläche 11A des Einlasses 11 des Innentriebwerkes ist, der ausreicht, um eine vorbestimmte maximale Menge der Überstromluft aufzunehmen, die von dem Einlaß 11 des Innentriebwerks überströmt. Es sei darauf hingewiesen, daß zusätzliche Reihen von FLADE-Fanlaufschaufeln und entsprechende verstellbare FLADE-Leitschaufeln bei der vorliegenden Erfindung ebenfalls möglich sind.
Ein Fan-Bypasskanal 40 hat einen ersten Einlaß 42, der axial zwischen der weiter vorne angeordneten Reihe von Fanrotorschaufeln 32 und der Reihe von Fanstatorschaufeln 34 angeordnet ist. Wenn die optionale zusätzliche Reihe von Fanstatorschaufeln 35 vorhanden ist, ist der erste Einlaß 42 axial zwischen der optionalen zusätzlichen Reihe von Fanstatorschaufeln 35 und der Reihe von Fanstatorschaufeln 34 angeordnet. Der erste Einlaß 42 enthält eine vordere flächenverstellbare Bypass-Injektorklappe (VABI-Klappe von Variable Area Bypass Injector) 44. Der Fan-Bypasskanal 40 hat einen zweiten Einlaß 46 und einen Auslaß 47. Der zweite Einlaß 46 enthält einen axial hinteren Abschnitt mit einer Strömungsteiler-Vorderkante 48, die axial neben und axial hinter der weiter hinten angeordneten Reihe von Fanrotorschaufeln 36 und radial innen von ihren Schaufelspitzen 38 angeordnet ist. Es gibt keine anderen Rotorschaufelreihen und/oder Schaufelstatorreihen zwischen der Strömungsteiler- Vorderkante 48 und der weiter hinten angeordneten Reihe von Fanrotorschaufeln 36. Der Auslaß 47 des Fan-Baypasskanals ist axial hinter dem zweiten Einlaß 46 angeordnet und enthält eine hintere flächenverstellbare Bypass-Injektor (VABI)-Klappe 49.
Die volle Luftströmung 15 wird zwischen dem FLADE-Einlaß 8 und dem Einlaß 11 des Innentriebwerks aufgeteilt. Eine Luftströmung 50 des Innentriebwerks strömt durch den Innentriebwerkseinlaß 11 und dann durch die weiter vorne angeordnete Reihe von Fanschaufeln 32. Ein erster Bypass-Luftteil 52 der Luftströmung 50 des Innentriebwerkes strömt durch den ersten Einlaß 42 des Fanbypasskanals 40 (wenn die vordere VABI-Klappe 44 offen ist), und der restliche Luftanteil 54 strömt durch die Reihe von Fanstatorschaufeln 34 und die weiter hinten angeordnete Reihe von Fanlaufschaufeln 36. Der restliche Luftanteil 54 wird dann in einen zweiten Bypass-Luftanteil 56, der durch den zweiten Einlaß 46 und über eine Reihe von Bypass-Statorschaufeln 58 strömt, und einen Kern-Luftanteil 60 aufgeteilt, der strömt durch: die Statorschaufeln 62 und die Rotorschaufeln 64 des Hochdruck-Verdichters 20; die Brennkammer 22; die Reihe von Hochdruck-Turbinenschaufeln 24; eine Reihe von Turbinenstatorschaufeln 66; und die Reihe von Niederdruck-Turbinenschaufeln 28. Der Kern-Luftanteil 60 tritt in einen Triebwerksabgaskanal 68 als Kernabluftströmung 70 zwischen einem Mittelkörper 72 und einem inneren Triebwerksgehäuse 74 ein. Die kombinierte Bypassluft 78 (erster Bypass-Luftanteil 52 plus zweiter Bypass-Luftanteil 56) tritt in den Abgaskanal 68 des Triebwerks als Bypass-Ausgangsströmung 80 an den Niederdruck-Turbinenschaufeln 28 vorbei zwischen dem inneren Triebwerksgehäuse 74 und dem äußeren Triebwerksgehäuse 82 ein. Vorzugsweise enthält der Fan-Bypasskanal 40 eine Zwischenmischerklappe 83, die axial zwischen dem zweiten Einlaß 46 und dem Auslaß 47 angeordnet und positionierbar ist zum proportionalen Verändern der Strömungsraten aus den ersten und zweiten Einlässen 42 und 46 stromabwärts von der Zwischenmischerklappe 83.
Es sind Mittel vorgesehen zum unabhängigen Ändern der Strömungsfläche von einem radial äußeren Abschnitt und radial inneren Abschnitt von den Fanleitschaufeln 34. Vorzugsweise enthalten die Mittel wenigstens eine der Fanstatorschaufeln 34, die einen verstellbaren, radial äußeren Abschnitt 84 und einen unabhängig verstellbaren, radial inneren Abschnitt 86 aufweist. Vorzugsweise enthält der radial äußere Abschnitt 84 eine schwenkbare Hinterkantenklappe 88, und der radial innere Abschnitt 86 enthält eine unabhängig schwenkbare Hinterkantenklappe 90.
Andere Konstruktionen mit verstellbarem Abschnitt enthalten: Konstruktionen, bei denen der gesamte äußere Abschnitt und der gesamte innere Abschnitt unabhängig schwenkbar sind; Konstruktionen, bei denen innere und äußere Seitenklappen unabhängig von stationären inneren und äußeren Hauptabschnitten weg schwenkbar sind; Konstruktionen, bei denen die inneren und äußeren Seitenklappen unabhängig, im allgemeinen axial verschiebbar sind mit kleinen Abständen entlang stationären inneren und äußeren Hauptabschnitten; und Konstruktionen, bei denen innere und äußere Stopfen im allgemeinen radial verlängert sind zwischen in Umfangsrichtung benachbarten inneren Abschnitten und in Umfangsrichtung benachbarten äußeren Abschnitten, und ähnliches.
Es sind Mittel 92 vorgesehen zum unabhängigen Verstellen des radial äußeren Abschnittes 84 und des radial inneren Abschnittes 86. Vorzugsweise enthält eine derartige Stelleinrichtung 92 Mittel zum unabhängigen Schwenken der Klappen 88 und 90. Andere derartige Stellmittel für nichtschwenkbare Fanstatorschaufelkonstruktionen enthalten axial bewegbar Gleichlaufringe und solche Mittel, die für eine mechanische Spaltsteuerung in Strahltriebwerken bekannt sind (d. h. mechanisch bewegbare, in Umfangsrichtung umgebende Mantelsegmente, die sich in radialer Richtung auf eine Reihe von Rotorschaufelspitzen und von diesen weg bewegen, um einen konstanten Spalt trotz unterschiedlicher Raten von thermischer Expansion und Kontraktion beizubehalten). Zusätzliche derartige Stellmittel für nichtschwenkbar Fanstatorschaufelkonstruktionen enthalten solche, die zum Ein- und Ausfahren von Tragflächenklappen an Flugzeugen und ähnliches bekannt sind. Vorzugsweise enthält eine derartige Schwenkeinrichtung eine innere Welle 94, die koaxial in einer äußeren Welle 96 angeordnet ist, wobei die innere Welle 94 durch einen Hebelarm 98 gedreht wird, der durch einen Gleichlaufring 100 betätigt wird, und wobei die äußere Welle 96 durch einen getrennten Hebelarm 102 gedreht wird, der durch einen getrennten Gleichlaufring 104 betätigt wird, wobei die innere Welle 94 an der schwenkbaren Hinterkantenklappe 90 des inneren Abschnitts 86 der Fanstatorschaufel 34 befestigt ist und die äußere Welle 96 an der schwenkbaren Hinterkantenklappe 88 von dem äußeren Abschnitt 84 der Fanstatorschaufel 34 befestigt ist. Es sei darauf hingewiesen, daß die Hebelarme 98 und 102 und die Gleichlaufringe 100 und 104 alle radial außen von den Fanstatorschaufeln 34 angeordnet sind. Andere derartige Schwenkmittel enthalten solche, die zum Schwenken verstellbarer Statorschaufeln von Hochdruck-Verdichtern in Strahltriebwerken bekannt sind, und ähnliche.
In einem Ausführungsbeispiel enthält die Fanstatorschaufel 34 einen Mittelmantel 106, der mit der Vorderkante 48 des Strömungsteilers im allgemeinen ausgerichtet ist. Vorzugsweise ist der Mittelmantel 106 ein Vollsehnen-Mittelmantel. Weiterhin enthalten in einem Ausführungsbeispiel die Fanrotorschaufeln 36 einen Mittelmantel 108, der mit der Vorderkante 48 des Strömungsteilers im allgemeinen ausgerichtet ist. Vorzugsweise ist der Mittelmantel 108 ein Vollsehnen- Mittelmantel.
In dem Ausführungsbeispiel gemäß Fig. 1 enthält die wenigstens eine Fanstatorschaufel 34 wie alle Fanstatorschaufeln 34 in ihrer Reihe einen verstellbaren, radial äußeren Abschnitt 84 und einen unabhängig verstellbaren, radial inneren Abschnitt 86. Hier würde die Stelleinrichtung 92 vorzugsweise alle radial äußeren Abschnitte 84 als eine Gruppe verstellen und unabhängig alle radial inneren Abschnitte 86 als eine getrennte Gruppe verstellen.
Eine Reihe von Hochdruck-Turbinen(HDT)-Düsenstatorschaufeln 110 ist axial hinter bzw. stromabwärts von dem zweiten Einlaß 46 des Fan-Bypasskanals 40 angeordnet. Es sind Mittel zum Verstellen der Strömungsfläche der HDT-Düsenschaufeln 110 vorgesehen. Vorzugsweise enthalten diese Mittel wenigstens eine (und vorzugsweise alle) der HDT-Düsenschaufeln 110, die eine verstellbare Leitschaufel ist, und vorzugsweise eine schwenkbare Schaufel mit einem Betätigungshebel 112 zum Schwenken bzw. Drehen der Leitschaufeln 110. Andere derartige Mittel sind zuvor erörtert worden in bezug auf das Verstellen der Strömungsfläche der Fanstatorschaufeln 34.
Fig. 1 zeigt nur eine Reihe von Hochdruck-Turbinenrotorschaufeln 24, nur eine Reihe von Niederdruck-Turbinenrotorschaufeln 28 und nur eine Reihe von Turbinenstatorschaufeln 24, obwohl zusätzliche Reihen von Turbinenrotorschaufeln und Statorschaufeln in der Konstruktion von einem bestimmten Triebwerk enthalten sein können. In einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung, wie es in Fig. 1 gezeigt ist, ist eine axial hinterste Reihe von Hochdruck- Turbinenrotorschaufeln 24 axial hinter der Reihe von Hochdruck-Turbinendüsen-Statorschaufeln 110 angeordnet. Eine axial vorderste Reihe von Niederdruck-Turbinenrotor schaufeln 28 ist axial hinter der hinteren Reihe von Hochdruck-Turbinenschaufeln 24 angeordnet. Eine Reihe von Niederdruck-Turbinendüsen-Statorschaufeln 66 ist axial zwischen der hinteren Reihe von Hochdruck-Turbinenlaufschaufeln 24 und der vorderen Reihe von Niederdruck-Turbinenlaufschaufeln 28 angeordnet. Es sind Mittel vorgesehen zum Verändern der Strömungsfläche der Niederdruck-Turbinen(NDT) -Düsenschaufeln 66. Vorzugsweise enthalten derartige Mittel wenigstens eine (und vorzugsweise alle) der NDT-Düsenschaufeln 66, die eine verstellbare Leitschaufel ist, und vorzugsweise eine schwenkbare Leitschaufel mit einem Betätigungshebel 114 zum Schwenken bzw. Drehen der Schaufeln 66. Andere derartige Mittel sind zuvor erörtert worden in bezug auf das Verändern der Strömungsfläche der Fanstatorschaufeln 34. Die NDT-Düsenschaufeln 66 würden vorhanden sein, wenn die HDT-Laufschaufeln 24 und die NDT-Laufschaufeln 28 in der gleichen Richtung gedreht werden, um die durch die HDT-Laufschaufeln 24 ausgeübte Verwirbelung aus der Strömung zu nehmen. Wenn die NDT-Düsenschaufeln 66 verstellbar gemacht werden, erlaubt dies einen effizienteren Triebwerksbetrieb, genau so wie für die verstellbaren HDT- Düsenschaufeln 110, die zuvor erläutert wurden. Diese Kombination von Merkmalen verbessert den spezifischen Teilleistungs-Brennstoffverbrauch, wie es für den Fachmann verständlich ist.
Obwohl es in den Figuren nicht dargestellt ist, kann ein alternatives Ausführungsbeispiel dafür sorgen, daß die HDT- Laufschaufeln 24 und die NDT-Laufschaufeln 28 relativ zueinander entgegengesetzt drehbar sind, was gestattet, daß die Reihe der NDT-Düsenstatorschaufeln 66 auf Wunsch weggelassen werden können, da die verwirbelte Ausgangsströmung aus den HDT-Laufschaufeln 24 in einem korrekten Winkel ist in bezug auf die entgegengesetzt rotierenden NDT-Laufschaufeln 28.
Das innere Triebwerk 10 kann ein Turbinenkühlluft-Steuersystem aufweisen, das verwendet wird, wenn das innere Triebwerk bei einer verminderten Leistungseinstellung betrieben wird, für einen zusätzlichen Wirkungsgrad des inneren Triebwerks, wie beispielsweise dasjenige, das in (aber nicht darauf beschränkt) dem US-Patent 4,296,599 oder 4,807,433 beschrieben ist, wie es für den Fachmann deutlich wird. Die ein variables Druckverhältnis aufweisende Kernfanspitze, die mit der Kühlluftsteuerung verbunden ist, hat eine Änderung in der HDT-Ausgangsverwirbelung zur Folge. Diese Verwirbelungsänderung in einer entgegengesetzt rotierenden HDT- und NDT-Konstruktion hat eine aerodynamisch induzierte Vergrößerung in der NDT-Strömungsfunktion zur Folge, die eine mechanisch verminderte HDT-Strömungsfunktion begleitet. Dieses vorteilhafte Ergebnis eliminiert das Erfordernis, daß man ein Merkmal variabler Geometrie in der NDT haben muß. Genauer gesagt, offenbart Fig. 1 ein Turbinenkühlluft-Steuersystem mit einem HDT-Doppelinduzierer 116 und einem NDT-Induzierer 118, die jeweils ein Ventil aufweisen, das auf Temperaturänderungs- oder Triebwerkssteuerbefehle anspricht und die Turbinenkühlströmung reguliert, die von der Verdichterabzapfluft 120 entnommen wird. Die Turbinenkühlluftsteuerung ist vorgesehen, um eine geplante Steuerung der Menge an Verdichterluft zu gestatten, die zum Kühlen von sowohl den HDT- als auch NDT-Schaufeln verwendet wird. Es sind hohe Strömungswerte während eines Betriebs mit maximalem Schub erforderlich, während nur ein kleiner Bruchteil dieser Zyklusleistungs-Verlustluft während eines Betriebs bei Teilleistung erforderlich ist. Wie ausgeführt wurde, enthalten diese Steuerungen bzw. Modulatoren mehrere Strömungskühlluftinduzierer 116 und 118 oder Versorgungsleitungen, die Strömungssteuerventile zu Steuerzwecken enthalten. Sie können an gezeigten Stellen in dem inneren Triebwerk oder anderswo in dem Kühlluftkreis angeordnet sein.
Im Betrieb gestatten, wie es für den Fachmann verständlich ist, die eine variable Geometrie aufweisenden Fanmerkmale und die VABI- und Zwischenmischerklappen, daß Bypasskanal- Druckwerte unabhängig von Kernvorverdichter-Druckwerten gesteuert werden. Weiterhin gestatten die eine variable Geometrie aufweisenden Turbinensysteme, daß das Gesamtzyklus- Druckverhältnis gesteuert wird, wenn sich die Turbinentemperatur ändert, um sich an die Zyklusgleichgewichtserfordernisse des einen verstellbaren Fan aufweisenden Druckverhältnissystems anzupassen. Das Merkmal eines Fans mit variabler Geometrie gestattet ferner, daß der Kernfanspitzendruck entweder gleichphasig, wenn der Schub von Teilleistung auf volle Leistung erhöht wird, oder ungleichphasig ist, wenn der Schub von voller Leistung auf Teilleistung verkleinert wird. Die Fähigkeit, die Hochdruckturbinen- Strömungsfunktion durch mechanische Mittel zu steuern, gekoppelt mit einer entsprechenden aerodynamisch abgeleiteten Änderung in der NDT-Strömungsfunktion sind Schlüsselelemente der Erfindung. Durch Einstellen der Hoch- und Niederdruckturbinen-Strömungsfunktionen kann der Gesamtdruck beibehalten werden, wenn das Fandruckverhältnis von einem sehr hohen Wert (voller Kernfanspitzendruckanstieg) auf im wesentlichen Frontfan-Druckverhältnis (Kernfanspitze ungleichphasig) verringert wird. Eine sehr große Änderung in der Turbinentemperatur begleitet die Gleichphasigkeit/ Ungleichphasigkeit der Kernfanspitze. Ohne einen Satz von Turbinen mit variabler Geometrie würde eine große Kerndrehzahländerung mit einer entsprechenden Verkleinerung in dem Zyklusdruckverhältnis und ein Verlust von Teilleistungs- Performancepotentialen auftreten. Die mögliche Verbesserung im spezifischen Brennstoffverbrauch für diesen Betriebsmodus ist abhängig von dem maximalen Wert des gesamten Fandruckverhältnisses (5-7+) und dem Frontfan-Designdruckwert (3-4). Fünf bis zehn Prozent Verbesserung sollten für Triebwerke auftreten, die ein maximales Fandruckverhältnis in der 5 : 1 Klasse haben. Zehn bis fünfzehn Prozent Verbes serungen im spezifischen Brennstoffverbrauch bei Teilleistungen können für Triebwerke entstehen, die einen maximalen Fandruckwert von 6-7 : 1 haben.
Genauer gesagt, arbeitet das innere Triebwerk 10 von Bodenleerlauf bis zum mittleren Schub, wo maximale Rotordrehzahlen, eine volle Fanströmung des inneren Triebwerkes und mittlere Turbinentemperaturen auftreten, im wesentlichen als ein konventioneller Mischströmgungs-Turbofan. Die vorderen VABI-Klappen 44 sind geöffnet, und der äußere Abschnitt 84 (d. h. die Hinterkantenklappe 88 von dem äußeren Abschnitt 84) von den Kernfan-Statorschaufeln 34 sind auf eine 60-80 Grad Einlaßführungsschaufel (IGV von Inlet Guide Vane)-Stellung geschlossen. Die HDT Düsenstatorschaufeln 110 sind geschlossen, um die Verdichterleistung zu optimieren. Wenn NDT-Düsenstatorschaufeln 66 vorhanden sind, wie in Fig. 1, werden sie in eine offene Stellung gebracht, um die HD-ND-Rotordrehzahlrelationen zu steuern, die erforderlich sind, um die Triebwerksleistung zu optimieren.
Für Gegenrotations-Konstruktionen ohne Leitschaufeln entstehen die optimalen NDT-Strömungsfunktionsänderungen aerodynamisch aufgrund der sich verändernden HDT-Ausgangsverwirbelungs- und Gegenrotations-Strömungsfelder von den zwei eng gekoppelten Turbinenrotoren. Die Zwischenmischerklappe 83 minimiert Verluste zwischen den äußeren und inneren Bypass-Strömungen 52 und 56, während die hintere VABI- Klappe 49 verwendet wird, um das erforderliche Verhältnis von Kanalausgang- zu Kernabgabedruck zu halten. Eine eine variable Fläche aufweisende Triebwerksausgangsdüse 122 ist an dem hinteren bzw. stromabwärtigen Ende von dem Triebwerksausgangskanal 68 angeordnet und ihre Fläche wird verändert, um eine optimale Triebwerksleistung bei Teilleistung zu erhalten. Die Abgasdüse 122 ist wie gezeigt, aber nicht auf eine konvergente/divergente Düse beschränkt.
Gemäß der Erfindung ist auch eine variable konvergente Düse und auch eine Abgasdüse 122 mit fester Fläche möglich.
Von mittlerer zu maximaler Leistung werden die obigen Stellungen verändert, da die Strömung vergrößert wird, um die Turbinentemperaturen zu erhöhen. Nun werden die Kühlluft- Steuerventile geöffnet, um die Strömung zum Turbinenkühlkreis zu vergrößern. Die HDT-Düsenstatorschaufeln 110 werden geöffnet, wobei die HDT-Schaufelströmungsfläche vergrößert wird, um eine angemessene Kernabrißgrenze beizubehalten. Wenn eine NDT-Düsenstatorschaufel 66 vorhanden ist, wie in Fig. 1, wird sie geschlossen, um die HD-Drehzahl beizubehalten. Für Gegenrotations-Konstruktionen ohne Leitschaufeln ruft die erhöhte Austrittsverwirbelung aus den HD-Turbinenrotorschaufeln 24 aerodynamisch einen geschlossenen Strömungsfunktionswert für die NDT hervor. (Dieser Prozeß geht in der umgekehrten Richtung, wenn der Schub von einem maximalen Wert verkleinert wird). Der äußere Abschnitt 84 (d. h. die Hinterkantenklappe 88 von dem äußeren Abschnitt 84) der Kernfan-Statorschaufeln 34 wird von einem Wert von 60-80 Grad auf einen 0 (voll geöffnet) Wert geöffnet, wenn die Leistung von einem Zwischenwert auf das Maximum vergrößert wird. Dies vergrößert das Kernfanspitzendruckverhältnis und nutzt auf effektive Weise die erhöhte Kernenergie, die durch die vergrößerte Brennstoffströmung hervorgerufen wird, um den Gesamtdruckwert von den gemischten Abgasen stark zu vergrößern, was eine Vergrößerung im Triebwerksschub von 20-30 Prozent zur Folge hat. Die vorderen VABI-Klappen 44 werden bei einer Leistungseinstellung leicht über einem Zwischenwert geschlossen und werden geschlossen gehalten (wobei ein einziger Bypass-Betrieb gebildet wird). Die Stellung der Zwischenmischerklappe 83 wird konstant gehalten. Die hintere VABI-Klappe 49 wird verwendet, um die Druckrelation zwischen dem Kanal und dem Kernausgang zu steuern. Die Fläche der verstellbaren Abgas düse 122 wird verringert, wenn die Düsengesamtdruckwerte ansteigen.
Zur gleichen Zeit, wenn das innere Triebwerk 10 bei Teilleistung betrieben wird, werden die verstellbaren ersten FLADE-Leitschaufeln 6 und die verstellbaren zweiten FLADE- Leitschaufeln 7 geöffnet, um ein übermäßiges Überströmen und einen Überström-Widerstand zu vermeiden, wobei sie ihre voll geöffneten Stellungen bei Teilleistungs-Unterschall- Reiseflugzuständen erreichen. Das FLADE-Fansteuersystem 140 hat die Funktion, in einer vorbestimmten Weise die FLADE- Schaufeln als Antwort auf einen Satz von gemessenen und berechneten Betriebsbedingungen des inneren Triebwerks zu betätigen, zu denen die Gashebeleinstellung und Flugbetriebszustände gehören, wie beispielsweise Flughöhe und Freiströmungs-Machzahl. Das FLADE-Fansteuersystem 140 kann üblicherweise das elektronische Triebwerkssteuersystem sein, das programmiert ist, um die Leitschaufeln gemäß dem erfindungsgemäßen Verfahren zu betätigen.
Eine Infrarot(IR)-Strahlungsabschirmungseinrichtung 200 ist in dem Abgaskanal 68 von dem FLADE-Flugzeug-Gasturbinentriebwerk 1 angeordnet, um Infrarot-Strahlung, die heiße Metallflächen des Triebwerkes emittieren, wie beispielsweise diejenigen der Hochdruck-Turbine 23 und insbesondere der Niederdruck-Turbine 19, gegen eine Sicht durch einen Abgas- Auslaß 69 des Abgaskanals zu blockieren. Die IR-Abschirmungseinrichtung 200 wird durch eine Luftströmung aus dem FLADE-Kanal 3 gekühlt. Die IR-Strahlungsabschirmungseinrichtung 200 hat mehrere auf dem Umfang angeordnete hohle Schaufeln 208, die in Fluidverbindung mit und betätigbar sind zum Empfangen von Kühlluft aus dem FLADE-Kanal 3. Die hohlen Schaufeln 208 tragen strukturell und leiten Kühlluft zu dem im wesentlichen hohlen Mittelkörper 72. Der Mittelkörper 72 bildet einen Teil der Abgasdüse des inneren Triebwerks. Der Mittelkörper 72 weist eine eine veränderba re Engstellenfläche aufweisende Mittelkörperdüse 218 auf, die betätigt werden kann, um Kühlluft, die von den hohlen Schaufeln 208 aufgenommen wird, aus dem Innenraum 216 des Mittelkörpers abzugeben.
Die hohlen Schaufeln 208 und der Mittelkörper 72 können beide dazu verwendet werden, Infrarot-Strahlung, die heiße Metallflächen des FLADE-Flugzeug-Gasturbinentriebwerks 1 emittieren, wie beispielsweise diejenigen der Hochdruck- Turbine 23 und insbesondere der Niederdruck-Turbine 19, gegen eine Sicht durch den Abgasauslaß 69 von dem Abgaskanal 68 zu blockieren.
Die Luftströmung aus dem FLADE-Kanal 3 kann dazu verwendet werden, Kühlluft an andere Teile des Triebwerks zu liefern, wie beispielsweise die Triebwerksdüse, um eine thermische Verschlechterung zu verhindern. Die Düse kann eine eine veränderbare Engstellenflächen aufweisende Düse sein, die schwenkbare konvergente Klappen und Dichtungen, um eine Engstellenfläche A8 zu steuern, und schwenkbare divergente Klappen und Dichtungen aufweisen, um eine Düsenaustrittsfläche A9 zu steuern. Die Dichtungen und Klappen können intern und/oder extern durch diese Kühlluft gekühlt werden. Die Düse hat eine veränderbare Austrittsfläche A9 und eine feste Engstellenfläche A8, wie beispielsweise die Düse 122 in Fig. 2 mit schwenkbaren divergenten Klappen 220. Hinter bzw. stromabwärts von der Engstellenfläche A8 kann diese Kühlluft für eine Filmkühlung der divergenten Klappen 220 und/oder Dichtungen durch Filmkühlöffnungen 222, wie beispielsweise Schlitze oder Löcher, verwendet werden, so lange der örtliche Druck an diesem Punkt genügend unter dem Druck der Kühlluft ist, der im wesentlichen derjenige der Fanabzapfluft ist, damit sie in den Düsenstrom strömen kann.

Claims

1. Flugzeug-FLADE (Akronym für Fan auf Schaufel)- Gasturbinentriebwerk (1) enthaltend:

ein inneres Gasturbinentriebwerk (10) mit wenigstens einem inneren Fanabschnitt, wobei wenigstens eine Reihe der inneren Fanschaufeln (32) in einem inneren Fankanal angeordnet sind,

einen FLADE-Fankanal (3), der auf dem Umfang um das innere Triebwerk herum angeordnet ist,

einen FLADE-Fan (2), der in dem FLADE-Kanal angeordnet ist,

wobei der FLADE-Fan wenigstens eine Reihe von FLADE- Fanschaufeln (5) aufweist, die radial außen von und angetrieben mit dem inneren Fanabschitt verbunden sind,

wobei der innere Fankanal einen inneren Fankanaleinlaß (11) und der FLADE-Fankanal einen FLADE-Fankanaleinlaß (8) aufweist,

eine FLADE-Einlaßluftströmungs-Steuereinrichtung (6, 7), die in dem FLADE-Fankanal angeordnet ist, um die Luftströmung durch den FLADE-Fankanal zu steuern,

dadurch gekennzeichnet, daß

der innere Fankanaleinlaß so bemessen ist, daß er im wesentlichen die volle Luftströmungsmasse des Triebwerks bei einem Zustand voller Leistung aufnimmt, wobei der FLADE-Fankanaleinlaß im wesentlichen geschlossen ist,

eine Einlaßluftströmungs-Steuereinrichtung (140) des Triebwerks gesteuert werden kann, damit die FLADE-Einlaßluftströmungs-Steuereinrichtung den FLADE-Fankanaleinlaß (8) bei einem Teilleistungs-Flugzustand des Triebwerks vollständig öffnet und den FLADE-Fankanaleinlaß bei einem Vollleistungs-Flugzustand des Triebwerks im wesentlichen schließt, und

eine Infrarotstrahlungs-Abschirmungseinrichtung (200) in dem Abgaskanal angeordnet ist, um die Infrarotstrahlung, die heiße Metallflächen des Triebwerkes emittieren, von einer Sicht durch einen Auslaß des Abgaskanals zu blockieren, wobei die Infrarotstrahlungs-Abschirmungseinrichtung in einer eine Kühlluftströmung emfangenden Verbindung mit dem FLADE-Kanal ist.

2. Flugzeug-FLADE-Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1, wobei die Infrarotstrahlungs-Abschirmungseinrichtung einen im wesentlichen hohlen Mittelkörper (72) aufweist, der betriebsmäßig mit dem FLADE-Kanal verbunden ist, um von dem FLADE-Kanal Kühlluft zu empfangen.

3. Flugzeug-FLADE-Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 2, wobei die Infrarotstrahlungs-Abschirmungseinrichtung ferner mehrere auf dem Umfang angeordnete Hohlschaufeln (208) aufweist, die den FLADE-Kanal betriebsmäßig mit dem hohlen Mittelkörper verbinden, um Kühlluft von dem FLADE-Kanal zu empfangen und sie durch die Hohlschaufeln hindurch zum Mittelkörper zu leiten.

4. Flugzeug-FLADE-Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 3, wobei der Mittelkörper (72) durch die Hohlschaufeln (208) tragend gehaltert ist.

5. Flugzeug-FLADE-Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 4, wobei der Mittelkörper eine Mittelkörperdüse (218) mit verstellbarer Engstelle aufweist, die betätigt werden kann, um Kühlluft abzugeben, die von den Hohlschaufeln empfangen wird.

6. Flugzeug-FLADE-Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 5, wobei ferner eine Triebwerkdüse (122) vorgesehen ist, die um das Ende des Abgaskanals herum angeordnet ist, wobei der FLADE-Kanal betriebsmäßig mit der Triebwerkdüse verbunden ist, um Kühlluft zum Kühlen der Triebwerksdüse zu leiten.

7. Flugzeug-FLADE-Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 6, wobei die Triebwerksdüse (122) ferner divergente Klappen (220) aufweist, die betriebsmäßig mit dem FLADE-Kanal verbunden sind, um Kühlluft zum Kühlen der divergenten Klappen zu leiten.

8. Flugzeug-FLADE-Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1, wobei der innere Fankanaleinlaß eine innere Fankanal- Einlaßfläche hat und der FLADE-Fankanaleinlaß eine FLADE-Fankanal-Einlaßfläche hat, die in einem Bereich von etwa zwischen 30%-40% der Einlaßfläche des inneren Fankanals beträgt.

9. Flugzeug-FLADE-Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 8, wobei der Teilleistungs-Flugzustand ein Reiseflugzustand ist.

10. Flugzeug-FLADE-Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 9, wobei die FLADE-Einlaßluftströmungs-Steuereinrichtung eine Reihe von FLADE-Schaufeln (6) mit veränderbarem Winkel aufweist, die stromaufwärts von dem FLADE-Fan angeordnet sind.

11. Flugzeug-FLADE-Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 6, wobei das innere Gasturbinentriebwerk ein Triebwerk mit variablem Zyklus ist.

12. Verfahren zum Betreiben eines Flugzeug-FLADE (Akronym für Fan auf Schaufel)-Gasturbinentriebwerk (1), wobei das Verfahren die folgenden Schritte enthält:

a) Bereitstellen eines Flugzeug-FLADE-Gasturbinentriebwerks (10) mit einem inneren Gasturbinentriebwerk, das wenigstens einen inneren Fanabschnitt aufweist, wobei wenigstens eine Reihe von inneren Fanschaufeln (32) in einem inneren Fankanal angeordnet ist,

einen FLADE-Fan (2), der in dem FLADE-Kanal angeordnet ist,

wobei der FLADE-Fan wenigstens eine Reihe von FLADE- Fanschaufeln (5) aufweist, die radial außen von und angetrieben mit dem inneren Fanabschnitt verbunden sind,

wobei der innere Fankanal wenigstens einen inneren Fankanaleinlaß (11) aufweist und der FLADE-Fankanal einen FLADE- Fankanaleinlaß (8) aufweist,

dadurch gekennzeichnet, daß

der innere Fankanaleinlaß so bemessen wird, daß er im wesentlichen die volle Luftströmungsmasse des Triebwerks bei einem Vollleistungszustand aufnimmt, wobei der FLADE-Fankanaleinlaß im wesentlichen geschlossen ist, indem

b) das FLADE-Triebwerk beim Abheben so betrieben wird, daß die FLADE-Einlaßluftströmungs-Steuereinrichtung im wesentlichen vollständig geschlossen ist, und indem

c) die Luftströmung von dem FLADE-Fankanal zu einer Infrarotstrahlungs-Abschirmungseinrichtung (200) geleitet wird, die in einem Abgaskanal des Triebwerks angeordnet ist, um Infrarotstrahlung, die heiße Metallflächen des Triebwerks emittieren, von einer Sicht durch einen Auslaß des Abgaskanals zu blockieren.

13. Verfahren nach Anspruch 12, ferner den Schritt enthaltend:

c) das FLADE-Triebwerk bei einem Teilleistungs-Flugzustand so betrieben wird, daß die FLADE-Einlaßluftströmungs- Steuereinrichtung vollständig geöffnet ist.

14. Verfahren nach Anspruch 12, wobei ferner der Schritt enthalten ist:

d) Kühlluft von dem FLADE-Fankanal zu einer Triebwerksdüse (122) geleitet wird, um die Triebwerksdüse zu kühlen.