DE1066429B - - Google Patents

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DE1066429B DENDAT1066429D DE1066429DA DE1066429B DE 1066429 B DE1066429 B DE 1066429B DE NDAT1066429 D DENDAT1066429 D DE NDAT1066429D DE 1066429D A DE1066429D A DE 1066429DA DE 1066429 B DE1066429 B DE 1066429B
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0091—Accessories not provided for elsewhere

Description

Die Erfindung bezieht sich auf in Flugzeugen schwenkbar angeordnete Gasturbinentriebwerke, durch die in ausgeschwenkter Lage ein nach oben gerichteter Schub erzeugt wird.The invention relates to gas turbine engines pivotably arranged in aircraft which in the swiveled-out position an upward thrust is generated.

Es ist bei Flugzeugen, von denen Senkrechtstart- und Senkrechtlandeeigenschaften verlangt werden, "bekannt, in dieselben (jasturbinentriebwerke schwenkbar einzubauen oder die Triebwerke schwenkbar an. den Tragflächenenden anzubringen. Beim Start und bei der Landung werden diese in einem Winkel von 90° oder weniger als 90° zur. Flugzeuglängsachse angestellt, so daß der erzeugte Schub entgegen der Schwerkraft gerichtet ist. Bei Normalflug sind die Triebwerke wieder eingeschwenkt, und der Schub wirkt in Richtung Flugzeuglängsachse.It is known in aircraft for which vertical take-off and vertical landing properties are required "to install jast turbine engines so that they can pivot or to attach the engines to the wing ends. During take-off and landing, these are at an angle of 90 ° or less than 90 ° to the longitudinal axis of the aircraft, so that the thrust generated is directed against the force of gravity.

Dieser bekannten Art der schwenkbaren Anordnung der Triebwerke haftet der Nachteil an, daß die gesamte Triebwerkverkleidung und der Lufteintrittsdiffusor^#usammen mit dem übrigen Triebwerk geschwenkt wird.This known type of pivotable arrangement of the engines has the disadvantage that the entire Engine cowling and the air inlet diffuser ^ # swiveled together with the rest of the engine will.

Bekanntlich hat bei Überschallflugzeugen der Einlaufdiffusor zwei extremen Bedingungen strömungstechnischer Art gerecht zu werden. Bei Start und Landung sowie im Langsamflug wird die Luft vom Verdichter, konzentrisch angesaugt und dabei im Einlauf beschleunigt. Dazu ist eine große und möglichst trichterförmige, nach vorn sich erweiternde Ansaugöffnung erforderlich, um die bei Kantenumströmung auftretenden Verluste gering zu halten.As is well known, the inlet diffuser in supersonic aircraft has to meet two extreme fluidic conditions. At start and Landing and slow flight, the air is sucked in concentrically by the compressor and in the inlet accelerated. For this purpose, there is a large and, if possible, funnel-shaped suction opening that widens towards the front required in order to keep the losses that occur when the air flows around the edges to a minimum.

Dagegen ist für den Schnell- und^Überschallflug ein Uberschalleinlauf nötig, der möglichst als sogenannter Schrägstoßdiffusor mit einem konischen Verdrängerkörper und mit verhältnismäßig scharfen und schlanken Fanglippen ausgebildet sein muß. Ist daher ein Lufteinlauf so ausgelegt, daß er beim Start und bei langsamen Geschwindigkeiten mit geringen Drückverlusten arbeitet, so ist erklärlicherweise sein Wirkungsgrad im Schnell- und Überschallflug schlecht. Genauso liegen die Verhältnisse umgekehrt, wenn der Einlauf für Überschallbedingungen. gebaut ist. Eine befriedigende Kompromißlösung wurde bisher nicht gefunden, und eine Formänderung des Einlaufs durch bewegliche Organe bei rotationssymmetrischer Ausbildung des EinlaufdifFusors stößt auf erhebliche konstruktive und fertigungstechnische Schwierigkeiten.On the other hand, a supersonic inlet is necessary for high-speed and supersonic flight, which if possible as So-called oblique shock diffuser with a conical displacement body and with relatively sharp ones and slender lips must be formed. Therefore, an air inlet is designed so that it is at the start and works with low pressure losses at slow speeds, so it can be explained Efficiency poor in high-speed and supersonic flight. Likewise, the situation is reversed if the Enema for supersonic conditions. is built. A satisfactory compromise solution has not yet been found found, and a change in shape of the inlet by moving organs with a rotationally symmetrical design The inlet diffuser encounters considerable structural and manufacturing difficulties.

Um die vorstehend genannten Mängel zu beseitigen, wird gemäß der Erfindung vorgeschlagen, nur den für den Unterschallbereich bestimmten Teil des Einlaufdiffusors mit dem eigentlichen Triebwerk zu schwenken, während der für den Überschallbereich gültige vordere Teil des Diffusors mit der Flugzeugzelle fest verbunden ist. . ~.In order to eliminate the above-mentioned deficiencies, it is proposed according to the invention, only for to pivot the subsonic area of the inlet diffuser with the actual engine, while the front part of the diffuser, which is valid for the supersonic range, is firmly connected to the airframe is. . ~.

In Ausgestaltung dieses Hauptgedankens der Erfindung wird weiter vorgeschlagen, den Übersehall-Anordnung von Gasturbinentriebwerken in Flugzeugen In an embodiment of this main idea of the invention, it is further proposed that the Übersehall- arrangement of gas turbine engines in aircraft

Anmelder: Daimler-Benz Aktiengesellschaft, Stuttgart-Untertürkheim, Mercedesstf. 136Applicant: Daimler-Benz Aktiengesellschaft, Stuttgart-Untertürkheim, Mercedesstf. 136

Kurt Reiniger, .Stuttgart-Zuffenhausen, ist als Erfinder genannt wordenKurt Reiniger, Stuttgart-Zuffenhausen, has been named as the inventor

diffusor oder zumindest Teile desselben und den Verdrängerkörper als tragende Zellenelemente des Flugzeuges auszubilden bzw. diese Teile als tragende Elemente in den Zellenverband, mit einzubeziehen.diffuser or at least parts of the same and the displacement body as load-bearing cell elements of the aircraft to train or to include these parts as load-bearing elements in the cell structure.

Insbesondere bei einer Anordnung von mehreren Triebwerken unmittelbar nebeneinander, z. B. eingebaut in Doppelrumpfflugzeugen oder in 'Flugzeugen,Especially with an arrangement of several engines directly next to each other, e.g. B. installed in double-fuselage airplanes or in airplanes,

as die einen Mittelrumpf und zwei seitlich nebeneinänder-. liegende Nebenrümpfe besitzen, wirkt sich die zuletzt angeführte Maßnahme besonders vorteilhaft aus, da . hierbei der Verdrängerkörper ebenso wie die unbeweglichen Teile des Diftusors als querverlaufende Holme zwischen den Rümpfen liegen und beidseitig mit denselben fest verbunden sind.as the one central fuselage and two side by side. Having lying side hulls affects the last The measure mentioned is particularly advantageous because. here the displacer as well as the immovable Parts of the diffuser lie as transverse spars between the hulls and on both sides are firmly connected to the same.

Weiter . wird im Rahmen der Erfindung vorgeschlagen, das oder die Triebwerke derart innerhalb einer Tragfläche einzubauen, daß in ausgeschwenkter Lage Teile der Tragflächenbeplankung sich mit den Triebwerken mitbewegen. Damit ist die Tragfläche in ausgeschwenkter Lage der Triebwerke unterbrochen, wodurch eine Querdurchströmung von der Saugseite zur Druckseite stattfinden kann, was eine Verminderung des Ausströmwiderstandes mit sich bringt, die für den Start- und Steigflug von Wichtigkeit ist.Further . is proposed within the scope of the invention, the engine or engines in such a way within to install a wing that in the swiveled-out position parts of the wing paneling with the Move engines with them. This means that the wing is interrupted when the engines are in the swiveled-out position, whereby a cross flow can take place from the suction side to the pressure side, which is a reduction of the outflow resistance, which is important for take-off and climb.

Bei einem festen Einbau des Nachbrenners gegenüber der Turbine in der Weise, daß die Längsachsen dieser beiden Teile einen Winkel zueinander bilden, wobei die Längsachse des Nachbrenners gegenüber der Längsachse der Turbine nach , unten geneigt verläuft und — analog dazu — bei einer festen Anordnung der Schubdüse gegenüber dem Nachbrenner derart, daß die Längsachse beider Teile ebenfalls einen Winkel zueinander bilden, wobei die Längsachse der Schubdüse gegenüber der Längsachse der Turbine auch nach unten geneigt verläuft, wird der Schwenkwinkel für die Triebwerke, der im anderen Falle 90° betragen müßte, wesentlich vermindert; trotzdem aberWith a fixed installation of the afterburner opposite the turbine in such a way that the longitudinal axes these two parts form an angle to each other, with the longitudinal axis of the afterburner opposite the longitudinal axis of the turbine is inclined downwards and - analogously - with a fixed arrangement the thrust nozzle opposite the afterburner in such a way that the longitudinal axis of both parts also has one Form angles to each other, with the longitudinal axis of the exhaust nozzle opposite the longitudinal axis of the turbine also slopes downwards, the swivel angle for the engines, which in the other case is 90 ° would have to be significantly reduced; but anyway

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Claims (6)

eine Austrittsrichtung, des Treibgasstrahles senkrecht zur Horizontalen erreicht. Durch eine weitere Anstellung des Flugzeuges gegenüber der Horizontalen bzw. gegenüber dem Boden kann der Schwenkwirtkel des Triebwerkes noch mehr verringert werden. Eine konstante Voranstellung des Nachbrenners und der. Schubdüse gegenüber der Flugzeuglängsachse ist zwar mit einem gewissen Schubverlust in horizontaler Richtung verbunden, sie bringt jedoch eine Vertikalkomponente mit sich, die den Auftrieb unterstützt. Für große Flughöhen, in denen sich diese Art von Flugzeugen meistens 'aufhalten, ist dieser Umstand sehr erwünscht. Hier ist der auftriebsabhängige Widerstandsanteil (induzierter Widerstand) sehr groß. Eine Verringerung des Auftriebs durch Unterstützung des Reaktionsstrahles kann also den auftriebsabhängigen Widerstand nennenswert verkleinern und damit trotz des Schubverlnstes in horizontaler Richtung den Vortrieb zu optimalen Höhenleistungen führen. Weitere Einzelheiten deiy. Erfindung gehen aus der Zeichnung hervor. Sie sirid iri der Beschreibung hierfür näher erläutert. . .:_.·· In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellt. Es zeigt Fig. 1 ein innerhalb einer Tragfläche eingebautes, •schwenkbar angeordnetes"Gasturbinentriebwerk in ein- und ausgeschwenkter Lage, Fig. 2 die Anordnung von mehreren Gasturbinentriebwerken nebeneinander zu beiden Seiten des Mittelrumpfes in einem mehrrumpfigen Flugzeug. Das vordere Ende des Gasturbinentriebwerkes, bestehend aus einem Verdichter 11, einer Turbine. 12, einem Nachbrenner 13 und einer Schubdüse 14, ist mit einem. Unterschalldiffusor. 15 versehen. Mit dem Triebwerk sind Tragflächenteile 16, 16' fest verbunden, die mit demselben mitschwenken. Dem Triebwerk ist ein Schrägstoß-Überschalldiffusor vorgelagert, bestehend aus feststehenden Teilen 17, 17', aus beweglich daran angelenkten Luftfanglippen 18, 18' und aus einem Verdrängerkörper 19. Die feststehenden Teile 17, 17' des Überschäildiffusors sowie der Verdrängerkörper 19 können als/ tragende Zellenteile ausgebildet sein und sind in.diesem Fall in den Zellenverband mit einbezogen. \Vie.insbesondere die Fig. 2 zeigt, sind die Teile 17, 17' als in Querrichtung verlaufende Längsteile ausgeführt, ebenso der Verdrängerkörper 19 und die ^anglippen 18, 18'. Zwischen der Vorderkante des UnterschaHdiffusors 15 und der hinteren Kantender Teile 17, 17' verbleibt ein Luftspalt 20, durch den zuviel geschluckte Luft nach außen überströmt. Auch die Trennfugen zwischen den feststehenden Zellen- !bzw. Tragflächenteilen 21 sind als Luftspalte 22 zur Absaugung der Grenzschicht ausgebildet, wodurch eine Kühlung des Außenumfanges des Nachbfenners 13 und der Schubdüse 14 bewirkt wird. ; Am rückwärtigen Eilde"- der oberen Tragflächenbeplankung 21 ist ein Rudet 23 angelenkt, das sowohl als Höhenruder als auch als Querruder fungieren kann. Auch zwischen den beiden vorstehend genannten Teilen 21 und 23 ist ein: Luftspalt 24 vorgesehen, durch den-die Grenzschicht abgesaugt wird, wodurch ein Kühlluftschleier zwischen dem heißen TreibgasStrahl Tind der LTnterseite des Ruders 23 entsteht. Zwischen dem Verdichtergehäuse und der vorderen "Innenkante des Unterschalldiffusors 15 verbleibt ein Einbauspalt 26, um . den Einbauraum 30 des Triebwerkes innerhalb der Tragfläche mit Kühlluft zu beschicken. Die Längsachse 27 der Gasturbine und die Längsachse 28 des Nachbrenners 13 bilden zusammen einen Winkel; ebenso die Längsachse 29 der Schubdüse 14 mit der Längsachse 28 des Nachbrenners 13, wobei die beiden Längsachsen 28 und 29 jeweils schräg nach unten geneigt verlaufen. Mit 25 ist die gemeinsame Schwenkachse der Triebwerke bezeichnet. Die als tragende Zellenelemente ausgebildeten Teile sind in der Zeichnung kreuzweise schraffiert dargestellt. Für Start, Landung und Langsamflug wird die Tragfläche zweckmäßig so weit angestellt, daß der maximale Auftrieb erreicht wird, ohne daß die Tragflächenströmung ganz zusammenbricht. Beim Deltaflügel liegt dieser Höchstauftrieb camax wegen des geringen Auftriebsanstiegs mit dem Anstellwinkel im Bereich verhältnismäßig großer Winkel (zwischen 20 und 25°). Unter Berücksichtigung von Triebwerksvoranstellung und Flügelanstellwinkel (zusammen etwa 35°) verbleibt bis zur Erzielung einer vertikalen Strahlrichtung noch ein erforderlicher Schwenkwinkel von nur noch etwa 55°. Im langsamen Horizontalflug mit einem maximalen Auftriebsbeiwert bedeutet die gesamte Triebwerksanstellung von etwa 35°, daß schon bei eingefahrenem Triebwerk mehr als die 'Hälfte des· Fluggewichtes »strahlgetragen« wird und sich damit verhältnismäßig niedrige Minimalgeschwindigkeiten bereits ohne Triebwerksschwenkung ergeben. Patentansprüche:an exit direction, the propellant gas jet reaches perpendicular to the horizontal. The pivoting whorl of the engine can be reduced even more by setting the aircraft further in relation to the horizontal or in relation to the ground. A constant advance of the afterburner and the. The thrust nozzle opposite the longitudinal axis of the aircraft is associated with a certain loss of thrust in the horizontal direction, but it brings with it a vertical component that supports the lift. This fact is very desirable for high altitudes, at which this type of aircraft are mostly located. Here the lift-dependent drag component (induced drag) is very large. A reduction in lift by supporting the reaction jet can therefore significantly reduce the lift-dependent drag and thus lead to the propulsion to optimal altitude performance despite the loss of thrust in the horizontal direction. More details deiy. Invention emerge from the drawing. They are explained in more detail in the description for this. . .: _. ·· In the drawing, an embodiment of the invention is shown. 1 shows a "pivotably arranged" gas turbine engine installed within a wing in a pivoted-in and pivoted-out position; a compressor 11, a turbine 12, an afterburner 13 and a thrust nozzle 14 is provided with a subsonic diffuser 15. Wing parts 16, 16 'are fixedly connected to the engine and pivot with it upstream, consisting of stationary parts 17, 17 ', of air-catching lips 18, 18' movably articulated thereon and of a displacement body 19. The stationary parts 17, 17 'of the overlaying diffuser and the displacement body 19 can be designed as / load-bearing cell parts and are in. in this case included in the cell network. \ Vie. In particular, Fig. 2 shows the parts 17, 17 'are designed as longitudinal parts running in the transverse direction, as well as the displacement body 19 and the ^ anglippen 18, 18'. An air gap 20 remains between the front edge of the lower shell diffuser 15 and the rear edge of the parts 17, 17 ', through which too much air that has been swallowed flows to the outside. The joints between the fixed cell! Or. Wing parts 21 are designed as air gaps 22 for suctioning off the boundary layer, whereby cooling of the outer circumference of the secondary separator 13 and the thrust nozzle 14 is effected. ; A rudder 23 is hinged to the rear wing panel 21, which can function both as an elevator and an aileron. An air gap 24 is also provided between the two aforementioned parts 21 and 23, through which the boundary layer is sucked off , whereby a cooling air curtain is created between the hot propellant gas jet Tind the lower side of the rudder 23. An installation gap 26 remains between the compressor housing and the front inner edge of the subsonic diffuser 15. to charge the installation space 30 of the engine within the wing with cooling air. The longitudinal axis 27 of the gas turbine and the longitudinal axis 28 of the afterburner 13 together form an angle; likewise the longitudinal axis 29 of the thrust nozzle 14 with the longitudinal axis 28 of the afterburner 13, the two longitudinal axes 28 and 29 each extending obliquely downward. The common pivot axis of the engines is designated by 25. The parts designed as load-bearing cell elements are shown cross-hatched in the drawing. For take-off, landing and slow flight, the wing is expediently adjusted so far that the maximum lift is achieved without the wing flow collapsing completely. In the case of the delta wing, this maximum lift is camax because of the small increase in lift with the angle of attack in the area of relatively large angles (between 20 and 25 °). Taking into account the advance of the engine and the angle of attack of the wing (together approx. 35 °), a required swivel angle of only approx. 55 ° remains until a vertical jet direction is achieved. In slow horizontal flight with a maximum lift coefficient, the entire engine pitch of about 35 ° means that even with the engine retracted, more than half of the flight weight is "jet-carried" and thus relatively low minimum speeds result even without the engine pivoting. Patent claims: 1. In Flügzeugen, insbesondere in Senkrechtstart- und Kurzstartflugzeugen, schwenkbar angeordnete Gasturbinentriebwerke zur Erzeugung einer in ausgeschwenkter Lage nach oben gerichteten Schubkomponente, dadurch gekennzeichnet, daß nur der für den Unterschallbereich bestimmte Teil (15) des Einlaufdiffusors mit dem eigentlichen Triebwerk schwenkbar ist, während der für den Überschallbereich gültige vordere Teil des Diftusors (17, 18, 19) mit der Flugzeugzelle fest verbunden ist.1. In aircraft, in particular in vertical take-off and short-take-off aircraft, arranged pivotably Gas turbine engines for generating an upwardly directed in the swiveled-out position Thrust component, characterized in that only the part (15) of the inlet diffuser intended for the subsonic area with the actual engine can be pivoted, while the front part, which is valid for the supersonic range, is of the diffuser (17, 18, 19) is firmly connected to the airframe. 2. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Überschalldiffusor oder zumindest Teile (17) desselben und der Verdrängerkörper (19) als tragende Zellenelemente des Flugzeuges ausgebildet sind.2. Arrangement according to claim 1, characterized in that the supersonic diffuser or at least Parts (17) of the same and the displacement body (19) as load-bearing cell elements of the aircraft are trained. 3. Anordnung nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß das oder die Triebwerke derart in einer Tragfläche eingebaut sind, daß in ausgeschwenkter Lage Teile (16, 16') der Tragflächenbeplankung sich mit den Triebwerken mitbewegen. 3. Arrangement according to claim 1 and 2, characterized in that the one or more engines are installed in a wing in such a way that parts (16, 16 ') of the wing skin in the swiveled-out position move with the engines. 4. Anordnung nach Anspruch 1 bis 3, insbesondere mit mehreren nebeneinanderliegenden Triebwerken innerhalb der Tragfläche oder bei Flugzeugen mit Mittelrumpf in einer Tragflächenhälfte, dadurch gekennzeichnet, daß der Überschalldiffusor (17, 17') den vorderen Abschnitt der oberen und unteren Tragflächenbeplankung bildet, an dem verstellbare, als Flächenteile gestaltete Klappen (18) angelenkt sind.4. Arrangement according to claim 1 to 3, in particular with several adjacent Engines within the wing or, in the case of mid-fuselage aircraft, in one wing half, characterized in that the supersonic diffuser (17, 17 ') the front portion of the Forms upper and lower wing paneling, on the adjustable, designed as surface parts Flaps (18) are hinged. 5. Anordnung nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß für mehrere nebeneinanderliegende Triebwerke ein gemeinsamer Verdrängerkörper (19) vorgesehen ist.5. Arrangement according to claim 1 to 4, characterized in that for several adjacent Engines a common displacement body (19) is provided. 6. Anordnung nach Anspruch 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß bei mehrrumpfigen Flugzeugen die feststehenden Teile der Überschall-6. Arrangement according to claim 1 to 5, characterized in that in multi-hull aircraft the fixed parts of the supersonic
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1140779B (en) * 1960-05-07 1962-12-06 M A N Turbomotoren G M B H Adjustable air inlet for jet engines
DE1175036B (en) * 1960-07-01 1964-07-30 Rolls Royce Aircraft jet engine plant
US4418708A (en) * 1980-03-12 1983-12-06 Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gesellschaft Mit Beschrankter Haftung Two-dimensional, unilateral oblique shock diffuser as the air inlet for a gas turbine jet engine for the propulsion of heavy-duty aircraft

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1140779B (en) * 1960-05-07 1962-12-06 M A N Turbomotoren G M B H Adjustable air inlet for jet engines
DE1175036B (en) * 1960-07-01 1964-07-30 Rolls Royce Aircraft jet engine plant
DE1175036C2 (en) * 1960-07-01 1965-02-04 Rolls Royce Aircraft jet engine plant
US4418708A (en) * 1980-03-12 1983-12-06 Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gesellschaft Mit Beschrankter Haftung Two-dimensional, unilateral oblique shock diffuser as the air inlet for a gas turbine jet engine for the propulsion of heavy-duty aircraft

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