WO2008017567A1

WO2008017567A1 - Lufteinlass eines strahltriebwerks

Info

Publication number: WO2008017567A1
Application number: PCT/EP2007/057137
Authority: WO
Inventors: Konrad Schafroth; Hans Pflugshaupt
Original assignee: Team Smartfish Gmbh
Priority date: 2006-08-11
Filing date: 2007-07-12
Publication date: 2008-02-14

Abstract

Es ist ein Lufteinlass (2, 3) eines Strahltriebwerks (1) offenbart. Der Lufteinlass (2, 3) weist ein Gehäuse (5) mit einer Einlauflippe (51) auf, das auf der Oberfläche (6) des Flugzeugs befestigt ist. Die sich vor dem Lufteinlass (2, 3) befindende Strömung weist eine Grenzschicht (9) auf. Der Lufteinlass besteht aus zwei voneinander getrennten Einlassen (2, 3), wobei der erste Lufteinlass (2) Luft im Wesentlichen mit Luft außerhalb der Grenzschicht (9) und der zweite Lufteinlass (3) im Wesentlichen die Grenzschichtluft angeströmt wird. Der erste Lufteinlass (2) wird in das Strahltriebwerk (1) und der zweite Lufteinlass (3) ringförmig um den ersten Lufteinlass (2) geführt, wobei beide in das Strahltriebwerk (1) münden. Es ist ein Verfahren zum Betreiben eines Strahltriebwerks (1) auch offenbart.

Description

Lufteinlass eines Strahltriebwerks

Technisches Gebiet

Die Erfindung bezieht sich auf einen Lufteinlass eines Strahltriebwerks eines Flugzeuges und ein Verfahren zum Betreiben eines Strahltriebwerks eines Flugzeuges mit den Merkmalen der unabhängigen Ansprüche.

Stand der Technik

Moderne Flugzeuge werden mit Strahltriebwerken angetrieben. Ein Strahltriebwerk saugt die Umgebungsluft ein und komprimiert sie zur Druckerhöhung in einem Verdichter. In der dem Verdichter nachfolgenden Brennkammer wird der Treibstoff eingespritzt und das daraus entstehende Brennstoff-Luftgemisch dann verbrannt. Die Verbrennung, die mit einer Expansion verbunden ist, erhöht die Temperatur und die Strömungsgeschwindigkeit, wobei der statische Druck des Gases leicht abfällt. Die dem Gas zugeführte Strömungsenergie wird dann in der dahinter folgenden Turbine entladen und in Drehbewegung umgesetzt, wobei das Gas teilweise weiter expandiert. Die Turbine dient als Antrieb des Verdichters, des Fans und anderer Aggregate wie z.B. des Generators und der Hydraulikpumpen. Das Gas expandiert in die hinter der Turbine liegende Schubdüse fast auf Umgebungsdruck, wobei die Strömungsgeschwindigkeit weiter gesteigert wird. In der Schubdüse wird die eigentliche Vortriebskraft (Schub) durch das ausströmende Gas erzeugt.

Praktisch alle heute mit Strahlturbinen hergestellten Flugzeuge werden mit Turbofans ausgerüstet. Turbofan-Triebwerke zeichnen sich dabei durch mindestens zwei koaxiale Wellen und eine vergrößerte erste Kompressorstufe aus, die von einem eigenen Turbinenteil angetrieben wird. Hinter ihr teilt sich der Luftstrom in einen inneren Luftstrom, der in die eigentliche Gasturbine gelangt, und einen äußeren Luftstrom, der außen an der Turbine vorbeigeführt wird, auf. Herausragendes technisches Merkmal eines Turbofans ist das Nebenstromverhältnis, also das Verhältnis der Luftmenge, die außen durch den Fan strömt, zu der Luftmenge, die durch die Gasturbine strömt.

Ein Turbofan bietet gegenüber einem Turbojet mehrere Vorteile:

• Besserer Wirkungsgrad des Triebwerkes durch die geringere mittlere Geschwindigkeit des Antriebsluftstrahles und damit geringerer Kraftstoff-Verbrauch.

• Reduzierung der Lärmentwicklung, indem die heißen, schnellen und damit lauten Turbinengase durch den umgebenden kühlen und ruhigeren Gasstrom der ersten Stufe gedämpft werden.

Durch einen Einlauf wird dem Triebwerk Luft zugeführt. Eigentlich ist der Einlauf „nur" ein Rohr, durch das die vom Triebwerk benötigte Luft dem Verdichter zugeführt wird. Mit der geometrischen Gestaltung des Einlaufs soll vor allem erreicht werden, dass die Anströmung des Verdichters stabil, möglichst gleichmäßig über dem Querschnitt und mit einer für den Verdichter optimalen Geschwindigkeit (etwa Mach 0,4 bis 0,5) erfolgt - und das bei möglichst geringen Druckverlusten und in allen Fluglagen und Leistungseinstellungen.

Gerade die letzte Forderung führt zu Kompromissen: Steht das Flugzeug am Start und benötigt vollen Schub, ist die Anströmgeschwindigkeit natürlich Null - die Luftströmung muss im Einlauf beschleunigt werden. Die Luft wird von allen Richtungen her eingesaugt: Direkt von vorne, radial oder aber auch von hinter der Einlauflippe. Bei kleinen Fluggeschwindigkeiten hat die Stromröhre, die sich der Einlauflippe nähert, einen größeren Durchmesser als der Einlassquerschnitt der Einlauflippe.

Im Reiseflug eines Verkehrsflugzeuges mit etwa Mach 0,8 hingegen ist die Anströmgeschwindigkeit zu groß - sie muss im Einlauf reduziert werden. Um eine gleichmäßige und stabile Strömung zu erreichen, muss die Kontur möglichst glatt sein, mit einer abgerundeten Einlaufvorderkante sollen bei Unterschalleinläufen Strömungsablösungen verhindert werden. Der Querschnitt der Stromröhre ist in diesem Falle kleiner als der Querschnitt des Einlasses, und der Einlauf quillt sozusagen über, und die überschüssige Luft strömt um den Lufteinlass herum. Dieses Überlaufen des Lufteinlasses kann zu einer erheblichen Widerstandszunahme führen.

Beim Flug mit der für den Einlauf idealen Geschwindigkeit haben sowohl die Stromröhre als auch der Einlass dieselbe Querschnittsfläche. Figur 1 zeigt die aus dem Stand der Technik bekannten Strömungsverhältnisse einer Stromröhre bei verschiedenen Geschwindigkeiten.

Wenn die Einlaufe - wie meist bei Kampfflugzeugen - am Rumpf angebracht sind, muss zudem verhindert werden, dass die energieärmere Rumpfgrenzschicht in den Einlauf strömt. Das geschieht unabhängig davon, ob eine Unter- oder Überschallströmung vorliegt, zum Beispiel durch ein Trennblech (engl, splitter plate).

Ideal wäre also ein Lufteinlass mit einem möglichst großen Querschnitt für Start und Steigflug und einem kleinen Querschnitt für den Reiseflug.

Beim Start wird viel Luft benötigt, da das Triebwerk mit Volllast läuft, und die Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeugs ist typischerweise eher klein. Dementsprechend kann es sein, dass das Triebwerk durch die Stromröhre direkt vor dem Einlauf nicht genügend Luft erhält und daher von den Seiten des Einlasses und um die Einlasslippe herum zusätzliche Luft anziehen muss. Wenn die Einlauflippe zu scharf ist, kann die Strömung an der Einlauflippe abreissen, und dies kann zu Störungen der Geschwindigkeits- und Druckverteilung im Kompressor führen. Auch kann sich an der Einlauflippe keine Saugkraft aufbauen, was zu erheblichen Schubverlusten führt.

Ein weiteres Problem stellt die Geschwindigkeits- und Druckverteilung dar. Damit ein moderner Turbofan korrekt funktionieren kann, ist es unerlässlich dass die Geschwindigkeits- und Druckverteilung beim Triebwerkseintritt eine möglichst gleichmässige Verteilung haben. Dies damit einerseits der Wirkungsgrad möglichst hoch ist, und damit andererseits die mechanische Belastung der Triebwerkschaufeln nicht zu gross wird. Wenn die Geschwindigkeitsverteilung unregelmäßig ist dann ändert sich für eine Turbinenschaufel der Anstellwinkel über eine Umdrehung. Dies führt zu hohen mechanischen Belastungen, zu Vibrationen und Ermüdung, und verursacht nicht zuletzt auch noch Lärm.

Ein Faktor, der zur Ungleichförmigkeit der in das Triebwerk einströmenden Luft beiträgt, ist die Anwesenheit der Rumpf- oder Flügelgrenzschicht im Lufteinlass. Wenn ein Luftstrom einer Oberfläche entlang strömt, wird eine dünne Luftschicht von der Reibung beeinflusst und abgebremst. Diese so genannte Grenzschicht wird umso dicker, je länger die Luft einer Wand entlang strömt, je grösser der an der Wand zurückgelegte Weg ist. Eine Möglichkeit die Grenzschichtdicke zu verringern ist nun, die angeströmte Oberfläche vor dem Lufteinlass so klein wie möglich zu gestalten. Dies ist ein Grund, warum bei Verkehrsflugzeugen die Triebwerke in Gondeln, in genügend grosser Distanz zu Flügeln und Rumpf und somit ausserhalb der Grenzschicht von Flügel und Rumpf angebracht sind. US6634595B2 offenbart eine Ausführungsform, um die Luft der Grenzschicht separat in einem Kanal aufzunehmen und vor dem Triebwerk wieder der Hauptströmung zuzugeben.

In einigen Fällen kann es aber vorteilhaft sein, den Lufteinlass in unmittelbarer Nähe von Rumpf oder Flügeln anzuordnen. In diesen Fällen wird die Grenzschicht, die durch die Anströmung der Oberflächen vor dem Lufteinlauf entsteht entfernt, beispielsweise indem die Grenzschicht durch eine poröse Oberfläche abgesaugt wird, oder indem der Grenzschicht Energie durch Ausblasen von Luft mit hoher Geschwindigkeit zugeführt wird, oder aber indem die Grenzschicht durch ein Trennblech vom Triebwerks- einlass weggeleitet wird. All die genannten Systeme funktionieren, haben aber Nachteile wie zusätzlichen Widerstand, oder sind sehr komplex zu realisieren.

Die Trennbleche werden laut Stand der Technik scharfkantig und mit der Kante senkrecht zur Strömungsrichtung montiert. Bei jeder Fehlanpassung entsteht somit an der Eintrittskante des Trennblechs eine kleine Ablösung. Da die Eintrittskante ungepfeilt ist, dürfte bei hohen Unter- schallmachzahlen zudem noch ein lokaler Stoss auftreten, was die Verluste noch erhöht.

Eine Möglichkeit um die Lärmbelastung für die Anwohner eines Flugplatzes zu vermindern ist, das Triebwerk auf der Rumpf- oder der Tragflächenoberseite eines Flugzeuges zu platzieren. Dadurch wird der Lärm, der durch den Fan erzeugt wird, nach oben abgestrahlt und somit die Lärmbelastung verringert. Ein weiterer Vorteil dieser Anordnung ist, dass weniger FOD Schäden (Foreign Object Damage) entstehen, weil das Triebwerk durch den Rumpf oder die Flügel weitgehend davor geschützt wird, kleine Steine oder Schmutz von der Fahrbahn anzusaugen. Nachteile dieser Anordnung sind allerdings, dass dann das Triebwerk im Bereich einer dicken Grenzschicht und ausserhalb derselben in einem Strömungsbereich mit erhöhter Geschwindigkeit angeordnet ist.

Darstellung der Erfindung

Es ist ein Ziel der vorliegenden Erfindung, den Lufteinlass so zu gestalten, dass das Triebwerk immer mit der optimalen Luftmenge versorgt wird und zugleich der externe Widerstand zu minimiert wird.

Ziel der Erfindung ist es auch, den Lufteinlass eines Triebwerks dort anordnen zu können, wo eine Grenzschicht vorhanden ist, beispielsweise auf der Rumpf/Flügeloberseite eines Blended Wing Body Flugzeuges und zugleich eine gleichförmige Geschwindigkeits- und Druckverteilung beim Triebwerkseintritt zu haben.

Diese Ziele werden erfindungsgemäß durch einen Lufteinlass eines Strahltriebwerks eines Flugzeugs entsprechend dem unabhängigen Anspruch 1 gelöst, wobei das Gehäuse auf der Oberfläche des Flugzeugs befestigt ist, so dass die sich vor dem Lufteinlass befindende Strömung eine zur Oberfläche gerichtete Grenzschicht aufweist, wobei der Lufteinlass aus zwei voneinander getrennten Einlassen besteht, wobei der zweite Lufteinlass oberflächennah angeordnet ist und im Wesentlichen die oberflächenahe Grenzschichtluft erhält und der erste Lufteinlass oberhalb des zweiten Lufteinlasses angeordnet ist und im Wesentlichen Luft außerhalb der Grenzschicht erhält, wobei der erste Lufteinlass direkt in das Strahltriebwerk geführt ist, wobei der zweite Lufteinlass ringförmig um den ersten Lufteinlass geführt ist und bei Bedarf vor dem Strahltriebwerk zusammen mit dem ersten Lufteinlass in das Strahltriebwerk mündet.

Diese Ziele werden erfindungsgemäß auch durch ein Verfahren entsprechend dem Verfahren entsprechend dem unabhängigen Verfahrensanspruch 17 erreicht.

Dieses Ziel wird erfindungsgemäß dadurch erreicht, dass der Lufteinlass aus zwei Einlassen kombiniert wird. Der erste Lufteinlass erhält Luft außerhalb der Grenzschicht, der zweite Lufteinlass erhält die Luft der Grenzschicht. Der zweite Lufteinlass wird ringförmig um den ersten Lufteinlass geführt und bei Bedarf wird die Luft des zweiten Lufteinlasses dem Strahltriebwerk zugeführt.

In einer ersten Ausführungsform kann der der zweite Lufteinlass ringförmig um den ersten Lufteinlass geführt werden, wobei dem Strahltriebwerk sowohl im Start- als auch im Reisefall die Luft des zweiten Lufteinlasses zugeführt wird. In diesem Fall können Luftleitbleche im zweiten Lufteinlass vorhanden sein, um eine gewünschte Geschwindigkeits- und Druckverteilung zu erreichen. Diese Ausführungsform gilt insbesondere für ein Blended Wing Body-Flugzeug, bei welchem eine grosse Grenzschicht auf der Flugzeugoberfläche existiert.

In einer zweiten Ausführungsform kann im Reiseflug das Triebwerk vorteilhaft nur mit dem ersten Lufteinlass gespiesen werden und die Grenzschicht, die in den zweiten Lufteinlass eintritt, kann so geführt werden, dass sie nicht in das Triebwerk gelangen kann. Die Luft wird beispielsweise verwendet, um Strukturen im Triebwerkbereich zu kühlen und die Klimaanlage zu speisen; die überschüssige Luft, die nicht für die Triebwerksumströmung und die internen Systeme des Flugzeugs verwendet wird, wird an einer Stelle am Flugzeug wieder ausgeblasen, wo möglichst wenig Luftwiderstand erzeugt wird. Idealerweise wird der erste Lufteinlass so gewählt, dass die Fläche des Lufteinlasses am Eintritt denselben Querschnitt hat wie die entsprechende Stromröhre im Reiseflug.

Anstelle eines verlusterzeugenden Trennblechs ist die Grenzschicht mit einem überall verrundeten und überall gepfeilten Trennelement abzuführen. Damit kann sich die Strömung wechselnden Bedingungen verlustarm anpassen und lokale Stösse werden vermieden. Das Trennelement nimmt die Form einer herausstehenden, „gotisch" bzw. spitzbogig gepfeilten Spitze an.

Weitere vorteilhafte Ausführungsformen sind in den Unteransprüchen angegeben.

Kurze Beschreibung der Figuren

Die Erfindung wird anhand der beigefügten Figuren näher erläutert, wobei

Fig. 1 die aus dem Stand der Technik bekannten Strömungsverhältnisse einer Stromröhre bei verschiedenen Geschwindigkeiten zeigt;

Fig. 2 eine Ansicht eines erfindungsgemässen Lufteinlasses zeigt, der aus zwei voneinander getrennten Einlassen mit jeweils der Querschnittfläche A1 und A2 besteht;

Fig. 3 eine Gesamtansicht eines erfindungsgemässen Strahltriebwerks mit den Strömungsverhältnissen im Lufteinlass beim Starten zeigt;

Fig. 4 eine Gesamtansicht eines erfindungsgemässen Strahltriebwerks mit den Strömungsverhältnissen im Lufteinlass im Reiseflug zeigt;

Fig. 5 eine Front und eine Seitenansicht der Querschnittsflächen A1 und A2 der beiden Lufteinlässen vor dem Strahltriebwerk zeigt; Fig. 6 eine erste Ausführungsform eines erfindungsgemässen Lufteinlasses mit einem Trennblech illustriert;

Fig. 7 eine erste Ausführungsform eines erfindungsgemässen Lufteinlasses mit einem Trennblech zeigt;

Fig. 8 eine Ausführungsform eines angeschrägten Lufteinlasses zeigt und

Fig. 9 zeigt exemplarisch ein Flugzeug (blended wing body) mit einem erfindungsgemässen Lufteinlass auf der Oberfläche.

Wege zur Ausführung der Erfindung

Figur 2 zeigt eine Front- und eine Seitenansicht eines erfindungsgemässen Lufteinlasses 2, 3 eines Strahltriebwerks 1. Der Lufteinlass 2, 3 ist von einem halbkreisförmigen Gehäuse 5 umgeben, welches auf der Oberfläche 6 des Flugzeugs befestigt ist. Prinzipiell könnte die Oberfläche 6 der Rumpf oder die Flügel des Flugzeugs sein. Das Gehäuse 5 weist an der Vorderseite eine Einlauflippe 51 auf, die direkt mit der ankommenden Strömung beaufschlagt ist. Der erfindungsgemässe Lufteinlass besteht aus zwei voneinander getrennten Einlassen 2, 3, die jeweils die Querschnittsfläche A1 und A2 aufweisen. Der zweite Lufteinlass 3 ist direkt an der Oberfläche 6 angeordnet und hat einen im Wesentlichen quadratischen Eintrittsquerschnitt, während der erste Lufteinlass 2 oberhalb des zweiten Lufteinlasses 3 angeordnet ist und im Wesentlichen einen halbkreisförmigen Eintritt aufweist.

In der Figur 2 ist auch die Geschwindigkeitsverteilung sichtbar, die die Strömung direkt vor dem Lufteinlass aufweist. In der Nähe der Oberfläche 6 weist die Strömung eine zur Oberfläche 6 gerichtete Grenzschicht 9 auf, welche eine veränderliche Geschwindigkeit hat, während sich darüber eine im Wesentlichen gleichmässige Geschwindigkeit einstellt. Der erfindungsgemässe Lufteinlass ist nun so konstruiert, dass der erste Lufteinlass 2 mit der Querschnittsfläche A1 im Wesentlichen Luft außerhalb der Grenzschicht 9 erhält, während dem zweiten Lufteinlass 3 mit der Quer- schnittsfläche A2 im Wesentlichen nur die oberflächennahe Grenzschichtluft zugeführt wird. Da die Grenzschichtdicke jedoch in Abhängigkeit von den Strömungsverhältnissen und -geschwindigkeiten variieren kann, ist es in gewissen Grenzen denkbar, dass der zweite Lufteinlass 3 auch zusätzlich Luft ausserhalb der Grenzschicht erhält. Andererseits, sofern eine sehr grosse Grenzschicht 9 auf der Oberfläche 6 vorhanden ist, könnte es dazu kommen, dass die Grenzschicht 9 über den zweiten Lufteinlass 3 hinaus in den ersten Einlass 2 wächst.

Zwischen beiden Lufteinlässen 2, 3 ist eine Trennwand, beispielsweise ein Trennblech 7 (engl, splitter plate), angeordnet. Das Trennblech 7 weist an der Vorderseite ebenfalls eine der Strömung zugewandete Einlauflippe 71 auf.

Die Figur 3 zeigt einen Schnitt durch ein erfindungsgemässes Strahltriebwerk 1 mit den Strömungsverhältnissen im Lufteinlass 2, 3 beim Starten des Flugzeugs. Beim Start wird viel Luft benötigt, da das Triebwerk 1 mit Volllast läuft, und die Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeugs typischerweise eher klein ist. Erfindungsgemäss wird das Triebwerk 1 zusätzlich mit Luft vom zweiten Einlass 3 (Grenzschichteinlauf) versorgt. Dazu wird die Luft vom Grenzschichteinlauf 3 ringförmig der Luft vom Einlass 2 beigemischt. Diese ringförmige Beimischung ist sehr gut in der Fig. 5 dargestellt. Figur 5 zeigt eine Front- und eine Seitenansicht der Querschnittsflächen A1 und A2 der beiden Lufteinlässen 2, 3 vor dem Triebwerkseintritt 11 des Strahltriebwerks 1. Auf diese Weise erhält das Triebwerk 1 genügend Luft, und die Geschwindigkeits- und Druckverteilung beim Eintritt in das Triebwerk 1 ist in Ordnung. Mit zunehmender Fluggeschwindigkeit wird aber immer weniger Luft vom Grenzschichteinlauf benötigt, damit das Triebwerk 1 optimal funktioniert.

Ab einer bestimmten Geschwindigkeit wird dem Triebwerk 1 dann gar keine Luft mehr von zweiten Einlass 3 zugeführt. Figur 4 zeigt eine Gesamtansicht eines erfindungsgemässen Strahltriebwerks 1 mit den Strömungsverhältnissen im Lufteinlass 2, 3 im Reiseflug. Im Reiseflug wird das Triebwerk 1 nur mit dem Lufteinlass 2 gespiesen. Die Fläche A1 ist kleiner als der Querschnitt des Triebwerkseintritts 11, d.h. der Lufteinlass 2 hat zugleich noch die Funktion eines Diffusors. Der Lufteinlass 3 mit der Querschnittsfläche A2 spielt die Rolle des Ableiters der Grenzschicht (Boundary Layer Diverters). Im Reiseflug wird die Grenzschicht 9, die in den Lufteinlass 3 eintritt, so geführt, dass sie nicht in das Triebwerk 1 gelangen kann. Die Luft kann beispielsweise verwendet werden, um Strukturen im Triebwerksbereich zu kühlen und/oder die Klimaanlage des Flugzeugs zu speisen; die überschüssige Luft, die nicht für die Triebwerkskühlung und die internen Systeme des Flugzeugs verwendet wird, wird an einer Stelle am Flugzeug wieder ausgeblasen, wo dadurch ein geringer Luftwiderstand erzeugt wird. Vorteilhafterweise wird der Lufteinlass 2 so gewählt, dass die Fläche A1 denselben Querschnitt hat wie die entsprechende Stromröhre im Reiseflug.

In dem Kanal des zweiten Lufteinlasses 3 ist eine Vorrichtung vorhanden, die ermöglicht, das Verhältnis der Luftströme der beiden Lufteinlässe 2 und 3 zu variieren. Eine vorstellbare Konfiguration ist in der Figur 4 dargestellt: Die Luft aus dem zweiten Lufteinlass 3, die ja vom Triebwerk im Reiseflug nicht benötigt wird, da das Triebwerk 1 durch den ersten Lufteinlass 2 mit genügend Luft versorgt wird, dient dazu das Triebwerk 1 zu kühlen. Zu diesem Zweck wird die Luft aus dem zweiten Lufteinlass 3 um das Triebwerk 1 herumgeführt und dann der Strömung des Auslasses 4 beigemischt, die aus dem Triebwerk 1 austritt. Die Geometrie kann sogar so gestaltet werden, dass der Triebwerkstrahl die Luft aus dem zweiten Lufteinlass 3 mindestens ansaugt, was etwa vergleichbar mit einer Wasserstrahlpumpe ist. Im Reiseflug also wird das Triebwerk 1 im Wesentlichen mit Luft außerhalb der Grenzschicht 9 vom ersten Lufteinlass 2 versorgt, und die Luft der Grenzschicht 9 wird durch den Einlass 3 aufgenommen, um das Triebwerk 1 geführt und hinten ausgeblasen.

Beim Startfall (Fig. 3) sind aber die Druckverhältnisse bei dem Lufteinlass 2 so, dass ohne Gegenmaßnahmen zu ergreifen, der Lufteinlass 2 Luft aus dem Triebwerkraum ansaugen würde, da ja der Lufteinlass 2 auch mit dem Triebwerksraum und dem Auslass 4 verbunden ist. Wie in den Figuren 3 und 4 sichtbar ist, ist es möglich, das Verhalten mit nur einer Klappe 8 zu steuern, dies muss dann allerdings eine gesteuerte Klappe 8 sein.

Es kann aber auch ein System von gesteuerten Klappen installiert werden, die je nach Betriebszustand des Flugzeugs und des Triebwerks manuell oder mit einem Computer angesteuert werden, so dass der Wirkungsgrad des Triebwerks optimal ist und der externe Luftwiderstand durch die Triebwerksinstallation minimal gehalten wird.

Vorteilhafterweise können jedoch zwei Klappen eingebaut werden. Eine Klappe steuert den Luftstrom des Grenzschichteinlaufs 3 zum Triebwerkseintritt 11, die zweite Klappe steuert den Luftstrom vom Grenzschichteinlauf zum Triebwerksende 12 bzw. zum Auslass 4 und/oder den anderen Strukturen des Triebwerks. Die Klappen müssen auf jeden Fall so angesteuert werden, dass sie die Luft vom Grenzschichteinlauf 3 nur in eine Richtung durchlassen, die erste Klappe vom Grenzschichteinlauf 3 Richtung Triebwerkseintritt 11, die zweite Klappe vom Grenzschichteinlauf 3 Richtung Triebwerksaustritt 12. Es muss verhindert werden, dass warme Luft vom Triebwerksaustritt 12 zurückf Messen und in den Triebwerkseintritt 11 gelangen kann. Ebenso muss verhindert werden, dass Luft vom Haupteinlauf 2 vor dem Triebwerkseintritt 11 in den Grenzschichteinlauf 3 gelangen kann.

Die Klappen können einfache Rückschlagklappen 8 oder Klappen 8 mit einem Rückschlagventil sein, die vorzugsweise mit einer Dämpfeinrichtung ausgestattet sind, damit das System nicht schwingungsanfällig wird. Ein Rückschlagventil ist in der Fluidtechnik ein Wegeventil, das den Durchgang des Mediums (Hydraulikflüssigkeit, Druckluft) in einer Strömungsrichtung selbsttätig sperrt. Konstruktiv wird die Sperrung mit einer Feder gelöst, die eine Klappe oder eine Membran in den jeweiligen Sitz drückt. Steht in der Durchlassrichtung ein Druck an, der die Kraft der Rückstell-Feder überwinden kann, wird das dichtende Element vom Sitz abgehoben und der Durchfluss ist frei.

In einem weiteren Ausführungsbeispiel, wenn im Reiseflug eine sehr grosse Grenzschicht 9 auf der Oberfläche 6 vorhanden ist, ist es möglich, die Querschnittsflächen A1 und A2 bzw. den ersten Einlass 2 und den zweite Einlass 3 so auszulegen, dass der ganze Flugbereich ohne Klappen ausgelegt werden kann. In diesem Ausführungsbeispiel wird die Luft vom zweiten Einlass 3 nur ringförmig um den ersten Lufteinlass 3 geführt und die Luft des zweiten Lufteinlasses 3 wird dem Strahltriebwerk 1 zugeführt. Da im Reiseflug die Grenzschicht gross ist, ist die Luftmenge, die über den Grenzschichteinlauf zugeführt wird, gering. Im diesem Fall können Leitleitbleche im zweiten Lufteinlass 3 vorhanden sein, um dort eine gewünschte Geschwindigkeits- und Druckverteilung zu erreichen. Es kann in diesem Fall notwendig sein, dass die Turbinenschaufeln für diesen Auslegungsfall anders geformt sind.

Der erste und der zweite Lufteinlass 2, 3 können separate Einlasse sein, können aber auch nur durch ein Trennblech 7 getrennt werden, wie dies in der Figur 2 sichtbar ist. Eine Ausführungsform mit einem Trennblech 7 ist in den Figuren 6 und 7 gezeigt. Das gezeigte Trennblech 7 der beiden Figuren 6 und 7 ragt aus dem Lufteinlass 2, 3 entgegen der Strömungsrichtung hervor.

Die Anströmbedingungen sind aber fast nie ideal, und deshalb müssen scharfe Kanten vermieden werden, damit Ablösungen vermieden werden können. Bei Ablösungen entsteht erstens zusätzlicher Widerstand, und zweitens kann dann nicht sichergestellt werden kann, dass das Triebwerk 1 mit genügend Luft versehen wird, was drittens zu einem Wirkungsgradverlust und oder Schubverlust führen kann. Dies kann erreicht werden, indem das Trennblech 7 mit einer runden, dicken Eintrittslippe 71 versehen wird (vgl. Fig. 3, 4, 7). Die Dicke der Einlauflippe 71 des Trennblechs 7 sollte mindestens ein Fünftel der Dicke der Einlauflippe 51 des Gehäuses 5 sein. Das Trennblech 7 ist seitlich an dem Gehäuse 5 des Lufteinlasses 2, 3 befestigt und weist im Wesentlichen eine rundliche oder ellipsoide Form auf, die sich mit einem entgegen der Strömung gerichteten Radius von dem Gehäuse 5 in eine Ebene der ankommenden Strömung erstreckt. Ein gedachter Mittelpunkt des Kreises oder der Ellipse liegt auf dem Trennblech 7 in der Mitte des Gehäuses 5. Um den Widerstand noch weiter zu verringern und Ablösungen zu vermeiden, ist es vorteilhaft, wenn das Trennblech 7 eine verrundete und stark gepfeilte Eintrittslippe 71 erhält, wie dies in der Fig. 7 sichtbar ist. Damit kann vermieden werden, dass bei hohen Machzahlen und wegen der dicken Einlauflippe 71 Probleme durch Stösse entstehen. Das Trennelement weist die Form einer herausstehenden, „gotisch" bzw. spitzbogig gepfeilten Spitze auf.

Das hat den weiteren Vorteil, dass dann der zweite Lufteinlass 3 weiter von dem ersten Lufteinlass 2 entfernt ist, und der Triebwerksaustritt 12 mit dem darum herum angeordneten Kanal wie eine Wasserstrahlpumpe mit ausreichender Saugkraft wirkt, die die Grenzschichtluft aus dem zweiten Lufteinlass 3 absaugt und so eine eindeutige Strömungsrichtung erzeugt. Damit beim zweiten Lufteinlass 3 möglichst viel Luft mit wenig Widerstand angesogen werden kann, ist es vorteilhaft, wenn der zweite Lufteinlass 3 als eigener Lufteinlass mit möglichst runden Formen gestaltet wird.

Damit die Strömung beim Eintritt in das Triebwerk 1 eine möglichst gleichförmige Geschwindigkeitsverteilung aufweist, kann auch der Einlauf besonders gestaltet werden. Eine Möglichkeit hierzu ist es, wie in der Figur 8 sichtbar beispielsweise das Gehäuse 5 des Einlasses 2 anzuschrägen und in Strömungsrichtung nach vorne zu ziehen. Dadurch wird die Strömung vom nach vorne ragenden Teil des Lufteinlasses 2 teilweise verdrängt, was also eine Konzentration der Strömung an der abgeschnittenen Stelle ergibt. Dieser Effekt kann nun ausgenutzt werden, um die Geschwindigkeits- und Druckverteilung am Triebwerkseintritt 11 zu beeinflussen.

In der Ausführungsform der Figur 8 wird kein Trennblech 7 gezeigt, aber es ist denkbar, diese Ausführungsform auch mit einem Trennblech 7, wie es zuvor beschrieben wurde, einzusetzen. In der Figur 8 ist eine Anschrägung entgegen der Strömungsrichtung sichtbar, in Rahmen der vorliegenden Erfindung ist es aber auch denkbar, das Gehäuse 5 zurückzusetzen. Wenn sich der Lufteinlass 2 in unmittelbarer Nähe von der Oberfläche 6 oder der Flügel des Flugzeugs befindet, muss einerseits die Grenzschicht 9, wie oben beschrieben, daran gehindert werden, in den Einlass 2 zu gelangen, oder es wird mit dem Grenzschichteinlass die Grenzschicht 9 dem Triebwerk bei Bedarf ringförmig zugeführt. Durch das Anschrägen des Lufteinlasses 2 kann es aber nun durch die gepfeilte Einlauflippen 51 zu einer Wirbelbildung im Lufteinlass 2 kommen. Dies wird am einfachsten verhindert, indem der Lufteinlass 2 so gestaltet wird, dass die Einlauflippe 51 senkrecht auf der Oberfläche 6 befestigt ist.

Prinzipiell ist es möglich, die an einem Lufteinlass eines Flugzeugs in Zusammenhang mit der Figur 8 erwähnte Anschrägung (in oder entgegen der Strömungsrichtung) mit der senkrechten Anbringung der Einlauflippe 51 auf der Oberfläche, auch unabhängig vom beschriebenen Lufteinlass, der aus zwei Einlassen 2, 3 besteht, einzusetzen, um die erwähnte Konzentration der Strömung zu erreichen.

In einer weiteren, nicht dargestellten Ausführungsform, ist je ein Lufteinlass 2, 3 links und rechts auf der Oberflächen 6 eines Flugzeugs angeordnet. Der Lufteinlass 2, 3, der aus zwei separaten Teilen besteht, hat jeweils zwei voneinander getrennte Einlasse 2, 3, wobei beide Teile vor dem Strahltriebwerk 1 zusammengeführt werden. Der zweite Lufteinlass 3 wird jeweils halbkreisförmig um den ersten Lufteinlass 2 geführt, so dass der zweite Lufteinlass 3 insgesamt ringförmig um den ersten Lufteinlass 2 geführt wird. Vor dem Strahltriebwerk 1 werden die beiden Teilströme der Luft des ersten Lufteinlasses 2 zusammengeführt und gemeinsam zusammen mit der Luft des zweiten Einlasses 3 in das Strahltriebwerk 1 geleitet. Dies geschieht je nach Ausführungsfall wie bereits beschrieben bei Bedarf oder nur im Startfall. An jener Stelle, an der die beiden Lufteinlässe 2 zusammengeführt werden, existiert eine Schneide, welche einer Chevron-Düse ähnlich ist oder wie eine Chevron-Düse ausgeführt ist. Dies hat Vorteile für die Geschwindigkeits- und Druckverteilung, aber auch in Sachen Lärm und Schwingungsverhalten. Der Luftkanal des ersten Lufteinlasses 2 zwischen dem Lufteintritt 2 und dem Triebwerkseintritt 11 weist an mindestens einer Stelle einen mindestens mindestens an einer Stelle nierenförmigen Querschnitt auf. Die Ausführungsform eines Lufteinlasses, der aus zwei Teilen besteht, wobei beide Teile zusammengeführt werden, ist unabhängig von der beschriebenen Ausführungsform. Vor dem Strahltriebwerk 1 werden die beiden Teilströme der Luft des ersten Lufteinlasses zusammengeführt und gemeinsam in das Strahltriebwerk geleitet. An der Stelle, an der die beiden Lufteinlässe zusammengeführt werden, existiert eine Schneide, welche einer Chevron-Düse ähnlich ist oder wie eine Chevron-Düse ausgeführt ist. Diese Ausführungsform kann auch für sich alleine genommen verwendet werden, um die Geschwindigkeits- und Druckverteilung, aber auch in Sachen Lärm und Schwingungsverhalten positiv zu beeinflussen. Der Luftkanal des ersten Lufteinlasses zwischen dem Lufteintritt und dem Triebwerkseintritt kann dabei an mindestens einer Stelle einen nierenförmigen Querschnitt aufweisen.

Die Figur 9 zeigt exemplarisch ein Flugzeug mit einem erfindungsgemässen Lufteinlass. Dieses Flugzeug ist ein so genanntes blended wing body.

Bezugszeichenliste

1 Strahltriebwerk

1 1 Triebwerkseintritt

12 Triebwerksaustritt

2 erster Lufteinlass, Haupteinlauf

3 zweiter Lufteinlass, Grenzschichteinlauf

4 Auslass

5 Gehäuse

51 Einlauflippe des Gehäuses 5

6 Oberfläche

7 Trennblech

71 Einlauflippe des Trennblechs 7

8 Klappe

9 Grenzschicht

A1 Querschnitt des ersten Lufteinlasses A2 Querschnitt des zweiten Lufteinlasses

Claims

Patentansprüche

1. Ein Lufteinlass (2, 3) eines Strahltriebwerks (1) eines Flugzeugs, wobei der Lufteinlass (2, 3) ein Gehäuse (5) mit einer Einlauflippe (51) aufweist, wobei das Gehäuse (5) auf der Oberfläche (6) des Flugzeugs befestigt ist, so dass die sich vor dem Lufteinlass (2, 3) befindende Strömung eine zur Oberfläche (6) gerichtete Grenzschicht (10) aufweist,

• wobei der Lufteinlass aus zwei voneinander getrennten Einlassen (2, 3) besteht,

• wobei der zweite Lufteinlass (3) oberflächennah angeordnet ist und im Wesentlichen die oberflächenahe Grenzschichtluft erhält und der erste Lufteinlass (2) oberhalb des zweiten Lufteinlasses (3) angeordnet ist und im Wesentlichen Luft außerhalb der Grenzschicht (10) erhält,

• wobei der erste Lufteinlass (2) direkt in das Strahltriebwerk (1) geführt ist,

• wobei der zweite Lufteinlass (3) ringförmig um den ersten Lufteinlass (2) geführt ist und bei Bedarf vor dem Strahltriebwerk (1) zusammen mit dem ersten Lufteinlass (2) in das Strahltriebwerk (1) mündet.

2. Der Lufteinlass (2, 3) gemäss Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Lufteinlass (3) ringförmig um den ersten Lufteinlass (2) geführt ist und die Luft im Startfall vor dem Strahltriebwerk (1) zusammen mit der Luft des ersten Lufteinlasses (2) in das Strahltriebwerk (1) mündet.

3. Der Lufteinlass (2, 3) gemäss Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Lufteinlass (3) im Reiseflug zu Kühlzwecken zu den Strukturen des Strahltriebwerks (1) geführt ist und im zweiten Lufteinlasses (3) eine Rückschlagklappe (8) vorhanden ist, so dass es in diesem Kanal zu keiner Rückströmung der Luft von den Strukturen des Strahltriebwerks (1) zum Triebwerkseintritt (1 1) und/oder zum Eintritt des zweiten Lufteinlasses (3) kommen kann.

4. Der Lufteinlass (2, 3) gemäss Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Lufteinlass (3) ringförmig um den ersten Lufteinlass (2) geführt ist und die Luft im Start- und Reisefall vor dem Strahltriebwerk (1) zusammen mit der Luft des ersten Lufteinlasses (2) in das Strahltriebwerk (1) mündet.

5. Der Lufteinlass (2, 3) gemäss Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass Leitbleche im zweiten Lufteinlass (3) vorhanden sind, um eine gewünschte Geschwindigkeits- und Druckverteilung zu erreichen.

6. Der Lufteinlass (2, 3) gemäss einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen dem ersten und dem zweiten Lufteinlass (2, 3) ein Trennblech (7) vorhanden ist.

7. Der Lufteinlass (2, 3) gemäss Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Trennblech (7) eine Einlauflippe (71) aufweist und die Dicke der Einlauflippe (71) des Trennblechs (7) mindestens ein Fünftel der Dicke der Einlauflippe (51) des Gehäuses (5) ausmacht.

8. Der Lufteinlass (2, 3) gemäss Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, dass das Trennblech (7) aus dem Gehäuse (51) des Lufteinlasses (2, 3) entgegen der Strömungsrichtung herausragt.

9. Der Lufteinlass (2, 3) gemäss einem der Ansprüche 6 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass das Trennblech (7) seitlich an dem Gehäuse (5) des Lufteinlasses (2, 3) befestigt ist und im Wesentlichen eine runde Form mit einen der Strömung entgegengerichteten Radius aufweist.

10. Der Lufteinlass (2, 3) gemäss einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass das Gehäuse (5) des Lufteinlasses (2, 3) eine im Wesentlichen runde Form aufweist und direkt an der Vorderkante des Einlasses (2, 3) in Richtung oder entgegen der Strömung angeschrägt ist.

1 1. Der Lufteinlass (2, 3) gemäss einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass das Gehäuse des Lufteinlasses (2, 3) so gestaltet wird, dass der Teil die Einlauflippe (51) im Wesentlichen senkrecht auf der Oberfläche (6) befestigt ist.

12. Der Lufteinlass (2, 3) gemäss einem der Ansprüche 1 bis 1 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Fläche (A1) des ersten Lufteinlasses (2) am Eintritt des Lufteinlasses (2) kleiner als der Querschnitt des Triebwerkseintritts (1 1) ist.

13. Der Lufteinlass (2, 3) gemäss einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass im Reiseflug die Fläche (A1) des ersten Lufteinlasses (2) am Eintritt des Lufteinlasses (2) im Wesentlichen denselben Querschnitt wie die entsprechende Stromröhre hat.

14. Der Lufteinlass (2, 3) gemäss einem der Ansprüche 1 bis 13, dadurch gekennzeichnet, dass der Lufteinlass (2, 3) aus zwei voneinander getrennten Teilen besteht, die jeweils zwei voneinander getrennte Einlasse, einen ersten und einen zweiten Lufteinlass (2, 3), aufweisen, wobei beide Teile vor dem Strahltriebwerk (1) zusammengeführt werden, wobei jeweils der zweite Lufteinlass (3) halbkreisförmig um den ersten Lufteinlass (2) geführt ist, so dass der zweite Lufteinlass (3) insgesamt ringförmig um den ersten Lufteinlass (2) geführt ist und bei Bedarf vor dem Strahltriebwerk (1) zusammen mit der zusammengeführten Luft der beiden Teile des ersten Lufteinlasses (2) in das Strahltriebwerk (1) mündet.

15. Der Lufteinlass (2, 3) gemäss Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass die Schneide, die sich an der Zusammenführung der beiden Teile der ersten Lufteinlässe (2) befindet, im Wesentlichen wie eine Chevron-Düse ausgeführt ist.

16. Der Lufteinlass (2, 3) gemäss einem der Ansprüche 1 bis 15, dadurch gekennzeichnet, dass der Kanal des ersten Lufteinlasses (2) zwischen dem Lufteinlass (2) und dem Triebwerkseintritt (1 1) an mindestens einer Stelle einen nierenförmigen Querschnitt aufweist.

17. Ein Verfahren zum Betreiben eines Strahltriebwerk (1) eines Flugzeuges mit einem Lufteinlass (2, 3), wobei der Lufteinlass (2, 3) ein Gehäuse (5) mit einer Einlauflippe (51) aufweist, das auf der Oberfläche (6) des Flugzeugs befestigt ist, so dass die sich vor dem Lufteinlass (2, 3) befindende Strömung eine zur Oberfläche (6) gerichtete Grenzschicht (10) aufweist, wobei der Lufteinlass aus zwei voneinander getrennten Einlassen (2, 3) besteht, das Verfahren umfassend folgende Verfahrensschritte

• der Lufteinlass (2, 3) wird mit der Strömung angeströmt,

• wobei der erste Lufteinlass (2) im Wesentlichen mit Luft außerhalb der Grenzschicht (10) angeströmt wird und der zweite Lufteinlass (3) im Wesentlichen mit der oberflächennahen Grenzschichtluft angeströmt wird und

• wobei die Luft des ersten Lufteinlasses (2) direkt in das Strahltriebwerk (1) geführt wird und

• wobei die Luft des zweiten Lufteinlasses (3) ringförmig um den ersten Lufteinlass (3) geführt wird und bei Bedarf dem Strahltriebwerk (1) zugeführt wird.

18. Das Verfahren nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Lufteinlass (3) ringförmig um den ersten Lufteinlass (3) geführt wird und im Startfall die Luft des zweiten Lufteinlasses (3) dem Strahltriebwerks (1) zugeführt wird.

19. Das Verfahren nach Anspruch 17 oder 18, dadurch gekennzeichnet, dass im Reiseflug die Luft des zweiten Lufteinlasses (3) verwendet wird, um Strukturen des Strahltriebwerks (1) zu kühlen und/oder eine Klimaanlage zu speisen.

20. Das Verfahren nach einem der Ansprüche 17 bis 19, dadurch gekennzeichnet, dass im Reiseflug die Luft des zweiten Lufteinlasses (3) zur Kühlung der Strukturen des Strahltriebwerks (1) geführt wird und/oder um eine Klimaanlage zu speisen und in dem Kanal des zweiten Lufteinlasses (3) eine Rückschlagklappe (8) vorhanden ist, so dass es in diesem Kanal zu keiner Rückströmung der Luft zum Triebwerkseintritt (11) und/oder zum zweiten Lufteinlass (3) kommt.

21. Das Verfahren nach einem der Ansprüche 17 bis 20, dadurch gekennzeichnet, dass im Reiseflug überschüssige Luft des zweiten Lufteinlasses (3), die nicht für die Triebwerkskühlung und die internen Systeme des Flugzeugs verwendet wird, wieder an einer Stelle am Flugzeug ausgeblasen wird, wo ein geringer Luftwiderstand erzeugt wird.

22. Das Verfahren nach einem der Ansprüche 17 bis 21, dadurch gekennzeichnet, dass der Lufteinlass (2, 3) aus zwei separaten Teilen besteht, die jeweils zwei voneinander getrennten Einlassen (2, 3), einen ersten und einen zweiten Lufteinlass haben, wobei beide Teile vor dem Strahltriebwerk (1) zusammengeführt werden, wobei jeweils der zweite Lufteinlass (3) halbkreisförmig um den ersten Lufteinlass (2) geführt wird, so dass der zweite Lufteinlass (3) insgesamt ringförmig um den ersten Lufteinlass (2) geführt wird und die Luft im benannten Bedarfsfall vor dem Strahltriebwerk (1) zusammen mit der zusammengeführten Luft der beiden Teile des ersten Lufteinlasses (2) in das Strahltriebwerk (1) geführt wird.

23. Das Verfahren nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Lufteinlass (3) ringförmig um den ersten Lufteinlass (3) geführt wird und im Start- und im Reisefall die Luft des zweiten Lufteinlasses (3) dem Strahltriebwerks (1) zugeführt wird.

24. Das Verfahren nach Anspruch 23, dadurch gekennzeichnet, dass durch Leitbleche im zweiten Lufteinlass (3) eine gewünschte Ge- schwindigkeits- und Druckverteilung erreicht wird.

25. Ein Verfahren zum Betreiben eines Strahltriebwerk (1) eines Blended Wing body-Flugzeuges mit einem Lufteinlass (2, 3), wobei der Lufteinlass (2, 3) ein Gehäuse (5) mit einer Einlauflippe (51) aufweist, das auf der Oberfläche (6) des Flugzeugs befestigt ist, so dass die sich vor dem Lufteinlass (2, 3) befindende Strömung eine zur Oberfläche (6) gerichtete Grenzschicht (10) aufweist, wobei der Lufteinlass aus zwei voneinander getrennten Einlassen (2, 3) besteht, das Verfahren umfassend folgende Verfahrensschritte

• der Lufteinlass (2, 3) wird mit der Strömung angeströmt,

• wobei die Luft des ersten Lufteinlasses (2) direkt in das Strahltriebwerk (1) geführt wird und wobei die Luft des zweiten Lufteinlasses (3) ringförmig um den ersten Lufteinlass (3) geführt wird und im Start- und im Reisefall dem Strahltriebwerk (1) zugeführt wird.