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TECHNISCHES GEBIET
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Die Erfindung betrifft eine Antriebseinheit für ein senkrecht startbares Luftfahrzeug nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 und ein Verfahren zur Erhöhung der Triebwerksleistung eines Strahltriebwerks in einem senkrecht startbaren Luftfahrzeug. Sie betrifft weiterhin ein Luftfahrzeug mit einer solchen Antriebseinheit.
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Heutzutage verwendete Strahltriebwerke, insbesondere für den Einsatz in unbemannten Luftfahrzeugen, insbesondere in Aufklärungsluftfahrzeugen wie zum Beispiel in Drohnen, sind auf maximale Reichweite und niedrigen Kraftstoffverbrauch optimiert. Diese Auslegung ist für herkömmlich startende und landende Luftfahrzeuge ausreichend und verleiht diesen Luftfahrzeugen maximale Reichweite. Ein Problem beim Einsatz unbemannter Luftfahrzeuge besteht jedoch darin, dass sie von schwimmenden Plattformen, wie beispielsweise Flugzeugträgern, nur sehr schwer startbar und landbar sind, da ein ferngesteuerter Start und eine ferngesteuerte Landung von beziehungsweise auf einem Flugzeugträger aufgrund der ständigen Bewegungen des Flugzeugträgers äußerst schwierig, wenn nicht gar unmöglich ist. Es wäre daher von großem Vorteil, wenn derartige Luftfahrzeuge senkrecht starten und landen könnten.
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Klassischerweise wird der Flugbetrieb von kleineren Schiffseinheiten aus, also nicht von Flugzeugträgern, heutzutage mit Hubschraubern bewerkstelligt, die allerdings in ihrer Fluggeschwindigkeit systembedingt stark eingeschränkt sind und für Aufklärungsaufgaben in großen Seegebieten nur bedingt geeignet sind. Ein weiterer Nachteil von Hubschrauber ist ihre geringe Agilität in Form von schnell aufbauenden praktisch verzögerungsfreien Steuermomenten und Beschleunigungen, besonders um die Nick- und Rollachse. Dieser Umstand beschränkt ihren Einsatz auf See auf moderate Windgeschwindigkeits- und Wellenzustände.
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Der Einsatz von schnellfliegenden Luftfahrzeugen mit großer Reichweite von schwimmenden Plattformen aus ist problematisch, weil auf kleineren Schiffen (zum Beispiel auf Fregatten oder Korvetten) nur ein kleines Flugdeck für Start und Landung zu Verfügung steht. Solche schnellfliegenden Luftfahrzeuge müssen aber notwendigerweise Flächenflugzeuge sein, die zum Start und zur Landung jedoch eine ausreichende Startstrecke benötigen. Der Betrieb solcher schnellfliegender Luftfahrzeuge von einem Schiff aus verlangt folglich eine Senkrechtstart- und Senkrechtlandefähigkeit des Luftfahrzeugs.
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Für diese Senkrechtstarteigenschaften und Senkrechtlandeeigenschaften wäre es jedoch erforderlich, dass zumindest ein leistungsstarkes Strahltriebwerk im Luftfahrzeug vorgesehen ist, welches die für das senkrechte Starten und Landen erforderliche hohe Leistung aufbringen kann. Derartige Hochleistungs-Strahltriebwerke besitzen jedoch den Nachteil, dass sie einen hohen Kraftstoffverbrauch haben und daher für den Langstreckenflug weniger geeignet sind, weil dadurch die Reichweite des Luftfahrzeugs stark eingeschränkt ist.
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Alternativ dazu könnten zwar für den Vertikalflug Auftriebsrotoren mit großem Durchmesser eingesetzt werden, doch würde dies die geometrischen Abmessungen des Luftfahrzeugs in ungewünschter Weise vergrößern und, wie oben bereits erwähnt, die Reisefluggeschwindigkeit stark einschränken.
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STAND DER TECHNIK
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Luftfahrzeuge, die vertikal starten und landen können, sind als VTOL-Luftfahrzeuge hinlänglich bekannt (VTOL = vertical take off and landing). Als von Rotoren angetriebene VTOL-Luftfahrzeuge sind beispielsweise Helikopter oder sogenannte „Tilt Rotor Aircraft”, also Luftfahrzeuge mit kippbaren Rotoren, bekannt. Diese Art Luftfahrzeuge besitzt zwar Antriebe mit verhältnismäßig niedriger Leistung und niedrigem Energieverbrauch, doch weisen die Rotoren dieser Luftfahrzeuge einen großen Durchmesser auf. Diese VTOL-Luftfahrzeuge sind systembedingt auch nicht für den Schnellflug mit großen Reichweiten geeignet.
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Andere VTOL-Luftfahrzeugen sind zum vertikalen Starten und Landen mit gesonderten Auftriebs-Strahlantrieben mit eigenständigen Motoren versehen (zum Beispiel die ”Dornier DO 31” oder die ”VFW VJ 101”).
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Wieder andere bekannte vertikal start- und landbare Luftfahrzeuge, wie der britische ”Harrier”, besitzen Triebwerke, die ausreichend stark sind, um die Auftriebskraft durch Umlenkung des Abgasstrahls direkt zu erzeugen. Derartige Hochleistungstriebwerke, wie sie in Kampfflugzeugen vorgesehen sind, sind jedoch nicht auf sparsamen Langstreckenflug ausgelegt.
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Das US-amerikanische Versuchsflugzeug ”Ryan XV 5A” weist zwei Hochleistungs-Strahltriebwerke auf, deren jeweiliger Abgasstrahl durch Kanäle im Inneren des Rumpfes geleitet wird und Turbinenräder von drei Hubgebläsen antreibt, von denen eines in jeder Tragfläche und das dritte in der Nase des Luftfahrzeugs angeordnet ist. Diese Hochleistungs-Strahltriebwerke bringen zwar ausreichend Leistung für den Antrieb der Hubgebläse auf, sind jedoch nicht für den verbrauchsoptimierten Langstreckenflug geeignet.
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Das US-amerikanische VTOL-Flugzeug „F 35 A” ist mit einer gattungsgemäßen Antriebseinheit mit hohem Schub versehen, bei der eine Hubantriebsturbine im Zuluftstrom des für den Vortrieb vorgesehenen Hochleistungs-Strahltriebwerks angeordnet ist. Diese Hubantriebsturbine treibt über eine Welle das Hubgebläse eines im Rumpf gelegenen Bläsertriebwerks an. Ein Nachteil dieser bekannten Ausgestaltung ist die Tatsache, dass das hier verwendete Hochleistungs-Strahltriebwerk nicht verbrauchsoptimiert ist und dass durch die dem Verdichter des Strahltriebwerks vorgeschaltete Hubantriebsturbine dem Strahltriebwerk auch im Horizontalflug Energie und damit Leistung entzogen wird.
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Würde man hier die Hochleistungs-Strahltriebwerke durch für den Langstreckenflug verbrauchsoptimierte Triebwerke, beispielsweise Turbofan-Triebwerke, ersetzen, so würde deren Spitzenleistung nicht ausreichen, um ein Hubgebläse mit für den Einbau in ein Flugzeug akzeptablen Ausmaßen mit tolerierbar kleinem Durchmesser antreiben zu können.
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DARSTELLUNG DER ERFINDUNG
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Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, eine gattungsgemäße Antriebseinheit so auszugestalten, dass sie trotz ihrer Auslegung für einen verbrauchsoptimierten Langstreckenflug in der Lage ist, kurzfristig genügend Energie aufzubringen, um ein vertikales Starten und Landen sowie einen Schwebeflug des Luftfahrzeugs mittels zumindest eines in die Luftfahrzeugkontur integrierten Hubgebläses zu ermöglichen.
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Eine weitere Aufgabe besteht darin, ein Verfahren zur Erhöhung der Triebwerksleistung eines Strahltriebwerks in vertikal start- und landbaren Luftfahrzeugen anzugeben.
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Noch eine Aufgabe besteht darin, ein Luftfahrzeug anzugeben, dass trotz verbrauchsoptimierter Langstreckenflugeigenschaften in der Lage ist, vertikal zu starten und zu landen.
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Der die Antriebseinheit betreffende Teil der Aufgabe wird durch die in Patentanspruch 1 angegebene Antriebseinheit gelöst.
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Die erfindungsgemäße Antriebseinheit für ein senkrecht startbares Luftfahrzeug mit zumindest einem Strahltriebwerk für den Schubantrieb und zumindest einem Bläsertriebwerk für den Hubantrieb ist so ausgestaltet, dass das Bläsertriebwerk ein Hubgebläse aufweist, welches mittels einer vom Strahltriebwerk angetriebenen Hubantriebsturbine über eine Welle in Rotation versetzbar ist. Die Hubantriebsturbine wird dabei vom Abgasstrom des Strahltriebwerks angetrieben und das Strahltriebwerk ist im Bereich des Abgasauslasses mit einer Vorrichtung zur Erhöhung der Abgastemperatur versehen, die bedarfsweise die Temperatur des Abgasstrahls erhöht.
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VORTEILE
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Durch diese bedarfsweise Erhöhung der Temperatur des Abgasstrahls wird dieser auf ein höheres Energieniveau gebracht, so dass er über die Hubantriebsturbine ausreichend Energie auf das Hubgebläse übertragen kann, die es dem Hubgebläse ermöglicht, das Luftfahrzeug senkrecht zu starten beziehungsweise zu landen. Diese erfindungsgemäße Maßnahme ermöglicht es, die gesamte Triebwerksleistung eines für den Langstreckenflug verbrauchsoptimierten Strahltriebwerks in den Vertikalflugphasen ausreichend zu erhöhen. Dadurch dass diese zusätzliche Aufheizung des Abgasstrahls nur bedarfsweise erfolgt, nämlich dann, wenn senkrecht gestartet beziehungsweise gelandet werden soll, wird die verbrauchsoptimierte Eigenschaft des Strahltriebwerks für den Streckenflug nicht negativ beeinflusst.
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Weitere bevorzugte und vorteilhafte Ausgestaltungsmerkmale der erfindungsgemäßen Antriebseinheit sind Gegenstand der Unteransprüche 2 bis 13.
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In einer bevorzugten Ausführungsform weist die Vorrichtung zur Erhöhung der Abgastemperatur zumindest einen Brenner auf.
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Vorzugsweise ist das Luftfahrzeug ein Starrflügelluftfahrzeug.
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In einer besonders bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung ist das Strahltriebwerk ein Mantelstromtriebwerk, vorzugsweise ein Zweistrom- oder Mehrstrom-Mantelstromtriebwerk. Derartige Mantelstromtriebwerke sind besonders für den verbrauchsoptimierten Streckenflug geeignet.
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In einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist der zumindest eine Brenner in dem Abschnitt des Abgasauslasses angeordnet, in dem der Hauptstrom und der Mantelstrom zusammentreffen. Da hier die Temperatur des Turbinenaustrittsstrahls bereits durch Vermischung mit Teilen des kühleren Mantelstroms herabgesetzt wurde, kann durch die zusätzliche Aufheizung an dieser Stelle eine sehr wirksame Erhöhung des Energieniveaus des Abgasstrahls erzielt werden.
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Besonders vorteilhaft ist es jedoch, wenn die Vorrichtung zur Erhöhung der Abgastemperatur in dem Abschnitt des Abgasauslasses angeordnet ist, in dem der Hauptstrom und der Mantelstrom bereits aufeinander getroffen sind und bereits begonnen haben, sich zu vermischen. Diese Ausführungsform der erfindungsgemäßen Antriebseinheit besitzt eine gleichmäßigere Temperaturverteilung im Abgasstrahl und ermöglicht so eine noch wirksamere Erhöhung des Energieniveaus des Abgasstroms und verhindert gleichzeitig, dass Resonanzen aufgrund zeitlich variierender Abgastemperaturen in der Hubantriebsturbine auftreten können.
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Besonders vorteilhaft ist es, wenn das Strahltriebwerk einen Abgaskanal aufweist, in dem die Vorrichtung zur Erhöhung der Abgastemperatur angeordnet ist, wobei der Abgaskanal Teil eines Abgaskanalsystems ist, welches zumindest einen nach hinten gerichteten, vorzugsweise im wesentlichen in Richtung der Luftfahrzeug-Längsachse angeordneten, Schubabgas-Austrittskanal und zumindest einen nach unten gerichteten Hubabgas-Austrittskanal aufweist. Diese Ausgestaltung gestattet es, das Abgas des Strahltriebwerks sowohl für den Vortrieb, als auch für den Auftrieb des Luftfahrzeugs nutzen zu können.
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Vorteilhaft ist dabei, wenn im Abgaskanalsystem eine verstellbare Abgasumlenkvorrichtung vorgesehen ist, mittels der der Abgasstrom in den Schubabgas-Austrittskanal und/oder in den Hubabgas-Austrittskanal leitbar ist. Dadurch ist es möglich, den Schub entweder nur in Horizontalrichtung oder in Vertikalrichtung zu richten oder vorzugsweise kontinuierlich in unterschiedlichen Verhältnissen zwischen der Vortriebs-Schubrichtung und der Hubrichtung aufzuteilen.
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Besonders vorteilhaft ist dabei, wenn die Hubantriebsturbine im Hubabgas-Austrittskanal vorgesehen ist. Diese Ausgestaltung gewährleistet, dass das durch den zumindest einen Brenner zusätzlich aufgeheizte Abgas beim Erreichen der Hubantriebsturbine bereits soweit durchmischt ist, dass es zwar noch genügend Energie hat, um diese anzutreiben, aber keine lokalen Temperaturspitzen mehr aufweist, die zur Beschädigung der Hubantriebsturbine führen könnten.
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Besonders vorteilhaft ist eine weitere Ausgestaltung, bei der zumindest ein Hubabgas-Austrittskanal vorgesehen ist, der zumindest zwei bezüglich der Luftfahrzeug-Längsachse seitlich voneinander beabstandete Hubabgas-Austrittsöffnungen aufweist, von denen eine auf der Backbordseite und eine auf der Steuerbordseite des Luftfahrzeugs vorgesehen ist. Diese Anordnung gestattet eine Stabilisierung des Luftfahrzeugs um dessen Rollachse. Insbesondere vorteilhaft ist es dabei, wenn die Hubabgasaustrittsöffnungen jeweils schräg nach außen und unten gerichtet sind.
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Vorteilhaft ist es auch, wenn die jeweilige Hubabgas-Austrittsöffnung Steuervorrichtungen aufweist, um die Richtung des austretenden Abgasstrahls zu beeinflussen. Derartige Schubvektor-Steuervorrichtungen ermöglichen es, sowohl Bewegungen des Luftfahrzeugs um dessen Nickachse (Querachse), als auch um dessen Gierachse (Hochachse) zu steuern.
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Eine besonders bevorzugte Ausführungsform zeichnet sich dadurch aus, dass im Hubabgas-Austrittskanal Mittel vorgesehen sind, um den Abgas-Volumenstrom der den zumindest zwei Hubabgas-Austrittsöffnungen zugeführt wird, gleichmäßig oder ungleichmäßig auf diese zu verteilen. Diese Ausgestaltung der erfindungsgemäßen Antriebseinheit ermöglicht es, Bewegungen des Luftfahrzeugs um dessen Rollachse zu steuern.
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Besonders vorteilhaft ist es auch, wenn der nach unten weisende Austritt des Hubgebläses Steuervorrichtungen aufweist, um die Richtung des aus dem Hubgebläse austretenden Luftstrahls zu beeinflussen. Derartige Steuervorrichtungen ermöglichen es, das Luftfahrzeug beim Starten oder Landen translatorisch entlang der Längsachse (Rollachse) und/oder entlang der Querachse (Nickachse) des Luftfahrzeugs zu bewegen.
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Der auf das Verfahren gerichtete Teil der Aufgabe wird durch das im Patentanspruch 14 angegebene Verfahren gelöst. Durch das zusätzliche bedarfsgesteuerte Aufheizen des Abgasstrahls kann dieser in den Start- und Landephasen auf ein für den Antrieb der Hubantriebsturbine erforderliches Energieniveau angehoben werden, ohne dass sich dadurch die für den Streckenflug wichtige energieoptimierte Auslegung des Strahltriebwerks ändert.
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Vorteilhaft ist dabei, wenn zur Erhöhung der Abgasstrahltemperatur Brennstoff von zumindest einem im Bereich des Abgasstrahls vorgesehenen Brenner verbrannt wird.
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Der das Luftfahrzeug betreffende Teil der Aufgabe wird gelöst durch ein Luftfahrzeug mit zumindest einer erfindungsgemäßen Antriebseinheit. Das Luftfahrzeug ist vorzugsweise ein unbemanntes Luftfahrzeug.
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Ein wesentlicher Vorteil der vorliegenden Erfindung besteht darin, dass zur Realisierung der Antriebseinheit nicht in das Strahltriebwerk eingegriffen zu werden braucht. Dieses kann als fertiges Teil in die Antriebseinheit integriert werden, wodurch aufwendige und bei Triebwerken besonders teure Änderungen vermieden werden können.
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Bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung mit zusätzlichen Ausgestaltungsdetails und weiteren Vorteilen sind nachfolgend unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben und erläutert.
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KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
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Es zeigt:
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1 eine teilweise geschnittene Darstellung eines unbemannten Luftfahrzeugs mit einer erfindungsgemäßen Antriebseinheit; und
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2 eine schematische Darstellung des Aufbaus einer erfindungsgemäßen Antriebseinheit.
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DARSTELLUNG VON BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSBEISPIELEN
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1 zeigt in perspektivischer Ansicht ein unbemanntes Luftfahrzeug 1 schräg von unten. Dieses unbemannte Luftfahrzeug 1 ist mit einer erfindungsgemäßen Antriebseinheit versehen. Der Einsatz der erfindungsgemäßen Antriebseinheit ist jedoch nicht auf ein unbemanntes Luftfahrzeug beschränkt, sondern sie ist auch für den Einsatz in bemannten Luftfahrzeugen geeignet.
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Das Luftfahrzeug 1 weist ein Strahltriebwerk 2 für den Schubantrieb auf. Das Strahltriebwerk 2 ist im rückwärtigen Bereich des Luftfahrzeugrumpfes 10 in einer auf dem Rumpf 10 vor und unter einem oberen Seitenleitwerk 11 ausgebildeten Triebwerksgondel 20 angeordnet. Neben dem oberen Seitenleitwerk 11 ist auch noch ein unteres Seitenleitwerk 12 im Heckbereich des Luftfahrzeugs 1 vorgesehen. Ein (nicht gezeigtes) linkes und ein rechtes Höhenleitwerk 13 sind im Heckbereich auf der Backbordseite und auf der Steuerbordseite des Luftfahrzeugs 1 angeordnet. Das Luftfahrzeug 1 ist weiterhin mit Tragflächen 14, 15 versehen. In dem gezeigten Beispiel weist das Luftfahrzeug in seiner Nase eine Aufklärungssensorik 16 auf.
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Im Rumpf 10 des Luftfahrzeugs 1 ist in dem Bereich, in dem die Tragflächen 14, 15 angebracht sind, ein Bläsertriebwerk 3 für den Hubantrieb des Luftfahrzeugs angeordnet. Das Bläsertriebwerk 3 weist ein Hubgebläse 30 auf, das vom Strahltriebwerk 2 angetrieben wird, wie weiter unten noch in Bezug auf 2 erläutert werden wird. Dabei wird das Hubgebläse 30 in Rotation versetzt und saugt Luft durch eine Lufteintrittsöffnung 32 auf der Oberseite des Rumpfes 10 an, fördert die Luft von oben nach unten durch einen Bläserkanal 34 und stößt diese Luft aus einer unteren Luftaustrittsöffnung 36 mit hoher Geschwindigkeit wieder nach unten aus, wodurch eine Auftriebskraft für das Luftfahrzeug 1 erzeugt wird.
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Unterhalb der Luftaustrittsöffnung 36 des Hubgebläses 3 sind Steuervorrichtungen 38 vorgesehen, die als schwenkbare Lamellen ausgestaltet sind, welche sich quer zur Luftfahrzeuglängsachse X erstrecken. Mittels dieser Steuervorrichtungen 38 kann der aus dem Hubgebläse 3 austretende Luftstrahl umgelenkt werden, wodurch eine Schubvektorsteuerung des Luftfahrzeugs nach vorne oder nach hinten möglich ist. Zusätzlich vorgesehene lamellenartige Steuervorrichtungen 39, die im rechten Winkel zu den Steuervorrichtungen 38 und in Strömungsrichtung vor (oder hinter) diesen angeordnet sind, ermöglichen eine seitlich nach Backbord oder Steuerbord gerichtete Schubvektorsteuerung.
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Im gezeigten Beispiel ist nur ein im Rumpf vorgesehenes Bläsertriebwerk für den Hubantrieb vorgesehen. Es können aber alternativ auch zwei oder mehr derartige Bläsertriebwerke, beispielsweise in den Tragflächen oder im Bereich der Tragflächenwurzeln, vorgesehen sein.
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Das Strahltriebwerk 2 ist als Mantelstromtriebwerk, auch „Turbofan”-Triebwerk genannt, ausgebildet. Es ist bezüglich des Energieverbrauchs und des Nebenstromverhältnisses für große Reichweiten ausgelegt.
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Dem Strahltriebwerk 2 nachgeordnet ist ein Abgaskanalsystem 4, durch das sowohl das Triebwerksabgas des Hauptstroms, als auch die Bypass-Luft des Nebenstroms nach Verlassen des Strahltriebwerks 2 geleitet werden. Das Abgaskanalsystem 4 weist zunächst einen Abgasauslass 40 des Strahltriebwerks 2 auf. Dieser Abgasauslass 40 umfasst einen Abgaskanal 42 des Strahltriebwerks 2, der Teil des Abgaskanalsystems 4 ist. Der Abgaskanal 42 mündet in einen Verteilerkanal 44, der stromabwärts des Abgaskanals 42 vor einem Schubabgas-Austrittskanal 46 gelegen ist. Das Strahltriebwerk 2, der Abgaskanal 42, der Verteilerkanal 44 und der Schubabgas-Austrittskanal 46 sind im wesentlichen miteinander fluchtend angeordnet, so dass das Abgas des Strahltriebwerks 2 einschließlich der Nebenstromluft im Horizontalflug ohne wesentliche Strömungsumlenkungen ungehindert durch eine am Heck des Luftfahrzeugs 1 gelegene Schubdüse 47 des Schubabgas-Austrittskanals 46 austreten und so den für den Horizontalflug des Luftfahrzeug 1 erforderlichen Schub aufbringen kann.
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Ein Hubabgas-Austrittskanal 48 mündet von unten in den Verteilerkanal 44. Im Verteilerkanal 44 ist eine verstellbare Abgasumlenkvorrichtung 45 vorgesehen, die in den Figuren als in Richtung des Doppelpfeils verschwenkbare Klappe schematisch dargestellt ist. Mittels dieser Abgasumlenkvorrichtung 45 kann der aus dem Strahltriebwerk 2 austretende Abgasstrom einschließlich der Nebenstromluft in den Schubabgas-Austrittskanal 46 und/oder in den Hubabgas-Austrittskanal 48 geleitet werden. Eine kontinuierliche Verstellbarkeit der Abgasumlenkvorrichtung 45 gestattet es, den Abgasstrom kontinuierlich zwischen dem Schubabgas-Austrittskanal 46 und dem Hubabgasaustrittskanal 48 umzulenken. Auf diese Weise kann der Abgasstrom des Strahltriebwerks 2 entweder für den horizontalen Vortrieb des Luftfahrzeugs 1 vollständig durch den Schubabgas-Austrittskanal 46 oder für den Vertikalflug vollständig durch den Hubabgas-Austrittskanal 48 oder für den Transitionsflug, also den Übergang zwischen Horizontalflug und Vertikalflug, in beliebigem Verhältnis durch den Schubabgas-Austrittskanal 46 und den Hubabgas-Austrittskanal 48 geleitet werden.
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Der Hubabgas-Austrittskanal 48 weist einen Turbinenkanalabschnitt 48A auf, in dem eine Hubantriebsturbine 50 einer Hubantriebseinheit 5 zum Antrieb des Hubgebläses 30 vorgesehen ist.
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Stromabwärts des Turbinenkanalabschnitts 48A teilt sich der Hubabgas-Austrittskanal 48 in zwei Austrittskanalabschnitte 48B und 48C, die sich nebeneinander in Luftfahrzeuglängsrichtung nach vorne erstrecken, wobei der eine, linke Austrittskanalabschnitt 48B auf der Backbordseite der Luftfahrzeuglängsachse und der andere, rechte Austrittskanalabschnitt 48C auf der Steuerbordseite der Luftfahrzeugslängsachse gelegen ist. Die vorderen Enden des jeweiligen Austrittskanalabschnitts 48B, 48C sind nach unten und schräg nach außen zur Seite gerichtet und münden in jeweils einer linken Hubdüse 49B beziehungsweise einer rechten Hubdüse 49C an der Unterseite des Rumpfes 10 nach außen. Die Hubdüsen 49B, 49C bestimmen jeweils eine Abgasaustrittsöffnung 48B', 48C' des betreffenden Austrittskanalabschnitts 48B, 48C. Der von der Abgasumlenkvorrichtung 45 im Verteilerkanal 44 in den Hubabgas-Austrittskanal 48 umgelenkte Abgasstrom oder Teil des Abgasstroms des Strahltriebwerks 2 strömt somit durch den Turbinenkanalabschnitt 48A und damit durch die Hubantriebsturbine 50 in den linken Austrittskanalabschnitt 48B und in den rechten Austrittskanalabschnitt 48C und dann durch die linke Hubdüse 49B und die rechte Hubdüse 49C nach unten und bewirkt somit einen zusätzlichen Vertikalauftrieb für das Luftfahrzeug 1.
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Dadurch dass die linke Hubdüse 49B und die rechte Hubdüse 49C zwei seitlich voneinander beabstandete Hubabgas-Austrittsöffnungen 48B', 48C' bilden, von denen eine auf der Backbordseite und eine auf der Steuerbordseite des Luftfahrzeugs gelegen ist, und dadurch dass diese Hubabgas-Austrittsöffnungen 48B', 48C' nach unten und jeweils zu von einander abgewandten Seiten gerichtet sind, lässt sich das Luftfahrzeug 1 durch diese Hubabgasführung um die Rollachse (Luftfahrzeuglängsachse) X stabilisieren.
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Die jeweiligen Hubdüsen 49B und 49C sind als richtungsverstellbare Hubdüsen ausgestaltet, so dass die Richtung des jeweils durch sie austretenden Hubabgasstrahls beeinflusst und der jeweilige Hubabgasstrahl somit verschwenkt werden kann. Dies eröffnet Steuerungsmöglichkeiten für das Luftfahrzeug sowohl um dessen Gierachse Z als auch um die Nickachse Y. Im Bereich der Aufteilung des Hubabgas-Austrittskanals 48 in den linken Austrittskanalabschnitt 48B und den rechten Austrittskanalabschnitt 48C sind stromabwärts der Hubantriebsturbine 50 (nicht gezeigte) Mittel vorgesehen, um den Abgas-Volumenstrom gleichmäßig oder ungleichmäßig auf die beiden Austrittskanalabschnitte 48B und 48C zu verteilen. Auf diese Weise kann der Volumenstrom, also die Menge des aus der jeweiligen linken beziehungsweise rechten Hubdüse 49B, 49C austretenden Abgases beeinflusst werden, wodurch ein Rollmoment auf das Luftfahrzeug 1 um die Rollachse X aufgebracht werden kann. Diese Mittel zur Verteilung des Abgasvolumenstroms auf die beiden Austrittskanalabschnitte 48B und 48C können beispielsweise eine verstellbare Abgasumlenkvorrichtung aufweisen, die so ausgebildet sein kann wie jene, die im Verteilerkanal 44 vorgesehen ist.
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2 zeigt schematisch den Aufbau der erfindungsgemäßen Antriebseinheit wie sie in dem in 1 gezeigten Luftfahrzeug 1 vorgesehen ist.
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Die im Turbinenkanalabschnitt 48A des Hubabgas-Austrittskanals 48 angeordnete Hubantriebsturbine 50, die von dem durch den Hubabgas-Austrittskanal 48 geleiteten Abgasstrom in Rotation versetzt wird, steht über eine Turbinenwelle 52 mit einem Umlenkgetriebe 54 im Bläsertriebwerk 3 in mechanischer Verbindung. Das Umlenkgetriebe 54 treibt eine Nabenwelle 31 des Hubgebläses 30 an. Auf diese Weise wird die vom durch den Hubabgas-Austrittskanal 48 strömenden Abgas erzeugte Rotation der Hubantriebsturbine 50 in eine Rotation des Hubgebläses 30 übertragen, wobei das Drehzahlverhältnis zwischen der Rotation der Hubantriebsturbine 50 und der Rotation des Hubgebläses 30 durch Zwischenschalten eines geeigneten Untersetzungsgetriebes beziehungsweise Übersetzungsgetriebes einstellbar ist.
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Im Abgasauslass 40 des Strahltriebwerks 2 sind beispielhaft zwei Triebwerksabgasmischer 60, 62 gezeigt, in denen jeweils ein Brenner 61, 63 einer Vorrichtung 6 zur Erhöhung der Abgasstrahltemperatur des Strahltriebwerks 2 vorgesehen ist. Anstelle der zwei gezeigten Brenner kann auch lediglich ein Brenner vorgesehen sein, es können aber auch eine Vielzahl von Brennern, beispielsweise kreisförmig im Abgasauslass 40 angeordnet sein, um eine möglichst gleichmäßige Aufheizung des Abgasstroms zu erzielen. Die Funktionsweise der Brenner 61, 63 kann bevorzugterweise so ausgebildet sein, dass sie nur dann aktiviert werden, wenn die Abgasumlenkvorrichtung 45 zumindest einen Teil des Abgases in den Hubabgas-Austrittskanal 48 leitet. Auch kann die Intensität der von den Brennern 61, 63 bewirkten Erhöhung der Abgastemperatur in Abhängigkeit von der Abgasmenge geregelt oder gesteuert sein, die von der Abgasumlenkvorrichtung 45 in den Hubabgas-Austrittskanal 48 geleitet wird. Vorzugsweise sind mehrere Brenner 61, 63 vorgesehen, wobei je nach Energiebedarf die Energie zur Aufheizung des Abgasstroms einstellbar ist, indem einzelne Brenner oder Brennersegmente an- und abgeschaltet werden können.
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Die von den Brennern 61, 63 bewirkte Erhöhung der Abgastemperatur bringt das Abgas des Strahltriebwerks 2 auf ein höheres Energieniveau, so dass das Abgas beim Erreichen der Hubantriebsturbine 50 energiereich genug ist, um diese mit dem für die Erzeugung des erforderlichen Auftriebs benötigten Drehmoment des Hubgebläses 30 antreiben zu können.
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Bezugszeichen in den Ansprüchen, der Beschreibung und den Zeichnungen dienen lediglich dem besseren Verständnis der Erfindung und sollen den Schutzumfang nicht einschränken.
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Bezugszeichenliste
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- 1
- Luftfahrzeug
- 2
- Strahltriebwerk
- 3
- Bläsertriebwerk
- 4
- Abgaskanalsystem
- 5
- Hubantriebseinheit
- 6
- Vorrichtung zur Erhöhung der Abgastemperatur
- 10
- Luftfahrzeugrumpf
- 11
- oberes Seitenleitwerk
- 12
- unteres Seitenleitwerk
- 13
- rechtes Höhenleitwerk
- 14
- Tragfläche
- 15
- Tragfläche
- 16
- Aufklärungssensorik
- 20
- Triebwerksgondel
- 30
- Hubgebläse
- 31
- Nabenwelle
- 32
- Lufteintrittsöffnung
- 34
- Bläserkanal
- 36
- Luftaustrittsöffnung
- 38
- lamellenartige Steuervorrichtungen
- 39
- zusätzliche lamellenartige Steuervorrichtungen
- 40
- Abgasauslass
- 42
- Abgaskanal
- 44
- Verteilerkanal
- 45
- Abgasumlenkvorrichtung
- 46
- Schubabgas-Austrittskanal
- 47
- Schubdüse
- 48
- Hubabgas-Austrittskanal
- 48A
- Turbinenkanalabschnitt
- 48B
- linker Austrittskanalabschnitt
- 48C
- rechter Austrittskanalabschnitt
- 48B'
- Hubabgas-Austrittsöffnung
- 48C
- Hubabgas-Austrittsöffnung
- 49B
- linke Hubdüse
- 49C
- rechte Hubdüse
- 50
- Hubantriebsturbine
- 52
- Turbinenwelle
- 54
- Umlenkgetriebe
- 60
- Triebwerksabgasmischer
- 61
- Brenner
- 62
- Triebwerksabgasmischer
- 63
- Brenner
- X
- Rollachse
- Y
- Nickachse
- Z
- Gierachse
