DE1091873B - Flugzeug mit Rueckstossantrieb durch mindestens zwei Strahlturbinen - Google Patents

Flugzeug mit Rueckstossantrieb durch mindestens zwei Strahlturbinen

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DE1091873B
DE1091873B DEP17683A DEP0017683A DE1091873B DE 1091873 B DE1091873 B DE 1091873B DE P17683 A DEP17683 A DE P17683A DE P0017683 A DEP0017683 A DE P0017683A DE 1091873 B DE1091873 B DE 1091873B
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DE
Germany
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jet
aircraft
compressor
stage
engine
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Pending
Application number
DEP17683A
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English (en)
Inventor
Robert Pouit
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Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64DEQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/20Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, fuselages

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Description

  • Flugzeug mit Rückstoßantrieb durch mindestens zwei Strahlturbinen Die Erfindung bezieht sich auf ein Flugzeug mit Rückstoßantrieb durch mindestens zwei Strahlturbinen, die symmetrisch zur Mittelachse angeordnet sind und je einen mindestens zweistufigen Verdichter und je eine Nachbrennkammer besitzen.
  • Es sind bereits Flugzeuge mit Rückstoßantrieb bekannt, bei denen aus der Endstufe des Verdichters des Haupttriebwerkes des Flugzeuges ein kalter Gasstrom abgeleitet werden kann, der zum Zünden bzw. Anlassen der in den Tragflächen angeordneten Strahldüsen Verwendung findet.
  • Demgegenüber ist es Zweck der Erfindung, die der ersten Stufe des Verdichters eines Strahltriebwerkes entnommenen Gasmengen zur Speisung eines stillstehenden bzw. ausgefallenen Triebwerkes heranzuziehen, um die Sicherheit des Flugzeuges zu erhöhen.
  • Dies wird nach der Erfindung dadurch erreicht, daß jede Nachbrennkammer aus der ersten Stufe des Verdichters der anderen Strahlturbine gespeist werden kann.
  • Bei Flugzeugen mit einer Einrichtung, um aus der ersten Stufe jedes Verdichters in den Tragflächen angeordnete auftriebserhöhende Düsen zu speisen, kann diese Speiseluft bei Stillstand einer Strahlturbine einer um diese ringförmig ausgebildeten Brennkammer zugeführt werden.
  • Eine Ausführungsform der Erfindung ist in der Zeichnung dargestellt, die im Grundriß, teilweise im Schnitt, ein gemäß der Erfindung eingerichtetes Flugzeug mit Strahlantrieb veranschaulicht.
  • Der Einfachheit halber ist in der Zeichnung die Zahl der dargestellten Strahltriebwerke auf zwei Sätze 11 und 12 beschränkt, die in den Tragflächen 2 symmetrisch zum Rumpf 3 untergebracht sind. Jedes Strahltriebwerk ist für zwei Druckströme eingerichtet und umfaßt eine Turbine 4, z. B. mit zwei Triebrädern, die durch eine Welle 5 mindestens zwei hintereinander befindliche Kompressoren betreibt. Von diesen saugt der eine, z. B. ein Axialkornpressor 6, unter niedrigem Druck Außenluft durch den Kanal 7 an, der mit nicht weiter dargestellten Absperr- und Regelorganen versehen ist, und drückt sie in Sammler 81 und 82. Der andere Kompressor, z. B. ein Hochdruck-Zentrifugalkompressor 9, saugt einen Teil der verdichteten Luft aus den Sammlern 8 ab und drückt sie in Verbrennungskammern 10, denen der Brennstoff durch Düsen 11 zugeführt wird.
  • Die unter hohem Druck stehenden Verbrennungsgase werden zum Teil in den Turbinen 4 entspannt und entweichen unter hoher Geschwindigkeit als heißer Strahl aus den Strahlrohren 12.
  • Die manometrischen Charakteristiken der verschiedenen Elemente der zweiströmigen Strahltriebwerke sind so gehalten, daß die Leistung der Kompressoren 6 höher ist als die der Kompressoren 9, woraus sich ein Überschuß an unter Niederdruck stehender Luft ergibt, die in zwei kalten Strömen gemäß der Erfindung entweder völlig durch die in den Tragflächen 2 befindlichen Kanäle 131 und 132 oder zum Teil bei Stillstand eines Strahltriebwerkes in eines der Rohre 141 und 142 geleitet wird, welche die Strahlrohre 121 und 122 umgeben. In die Rohre 14 münden Brennstoffdüsen 151 und 152 zur Erzeugung eines heißen Strahls aus dem stillgesetzten Strahltriebwerk. Beispielsweise wird bei Stillstand des Triebwerkes 12 die durch den Kompressor 61 verdichtete kalte Luft in das Rohr 142 geleitet und auf diese Weise der Ausfall des Strahltriebwerkes 122 ausgeglichen.
  • In einem solchen Fall ist der Luftzutritt zu dem betreffenden Strahltriebwerk z. B. mittels .der im Einsaugkanal7 vorgesehenen Organe gesperrt und die Zuführung der verdichteten Kaltluft zum Rohr 142 dadurch ermöglicht, daß beide Sammler 81 und 82 sich zu einem gemeinsamen Sammler 16 vereinigen, aus dem zwei sich kreuzende Leitungen 171 und 172 abzweigen, die mit Umstellklappen 181 und 182 od. dgl. versehen sind, so daß der Zugang von Kaltluft aus dem gemeinsamen Sammler 16 zu dem in Betrieb befindlichen Strahltriebwerk abgesperrt werden kann und nur zu dem stillstehenden Triebwerk regelbar möglich ist.
  • Dieser Hilfsbetrieb bei stillstehendem Strahltriebwerk kann entweder unter Regelung der Kaltluftzufuhr mittels der Klappen 18 oder unter Regelung der Verbrennungstemperatur mittels entsprechender Einstellung der Brennstoffzufuhr an den Düsen 15 oder auch unter Kombination beider Maßnahmen aufrechterhalten werden.
  • Beim normalen Flug, wenn beide Strahltriebwerke in Betrieb sind, sind die Leitungen 171 und 17, durch die Klappen 181 und 182 geschlossen gehalten, so daß die ganze Kaltluft in zwei Strömen auf die in den Tragflächen 2 befindlichen Kanäle 131 und 13, verteilt wird, die in bekannte Blasdüsen 201 und 20, münden.
  • Beim Stillstand des einen Strahltriebwerkes kann man die gesamte Kaltströmung des laufenden Strahlapparates dem Strahlrohr 14 des ausgefallenen Apparates zuleiten und die Verbrennung durch die Einspritzdüsen 15 so einrichten, daß an beiden Strahlapparaten symmetrisch im wesentlichen die gleiche Schubkraft erreicht wird.
  • Man kann aber auch nur einen Teil der kalten Strömung des laufenden Triebwerkes dem Rohr 14 des stillstehenden Strahltriebwerkes zuführen, in welchem Fall Gleichartigkeit der symmetrischen Ausstöße dadurch erreichbar ist, daß die Temperatur im Rohr 14 des stillgesetzten Apparates höher gehalten wird.
  • Um die Wahl einer dieser Möglichkeiten offen zu lassen, sind erfindungsgemäß Regelungsmittel vorgesehen, um die Blasdüsen 20 abzusperren und gegebenenfalls auch den Querschnitt der Ausstoßrohre 14 einzustellen.
  • Flugzeuge nach der Erfindung bieten vor allem den Vorteil höherer Sicherheit insbesondere durch die Einhaltung der Symmetrie der Schubkraft beim Ausfall eines oder mehrerer Triebwerke, wobei dieser Ausfall durch die erhöhte Schubkraft von Strahlen wettgemacht wird, die für gewöhnlich aus niederer Temperatur im stillstehenden Strahltriebwerk in solche höherer Temperatur umgewandelt werden, was ohne Nachteile möglich ist, da solche Strahlen mit keinem in Bewegung befindlichen mechanischen Organ zusammentreffen.
  • Die Erfindung ist nicht auf die beschriebenen und dargestellten Ausführungsformen beschränkt, kann vielmehr in den Einzelheiten auch abgeändert ausgeführt und z. B. auch bei Flugzeugen mit Tandemtragflächen oder Flugzeugen mit gleichzeitigem Propeller- und Strahltriebwerksantrieb angewendet werden. Auch umfaßt die Erfindung die für die Steuerung der erfindungsgemäßen Anlage geeigneten Organe.

Claims (2)

  1. PATENTANSPRÜCHE: 1. Flugzeug mit Rückstoßantrieb durch mindestens zwei Strahlturbinen, die symmetrisch zur Mittelachse angeordnet sind und je einen mindestens zweistufigen Verdichter und je eine Nachbrennkammer besitzen, dadurch gekennzeichnet, daß jede Nachbrennkammer aus der ersten Stufe des Verdichters der anderen Strahlturbine gespeist werden kann.
  2. 2. Flugzeug nach Anspruch 1 mit einer Einrichtung, um aus der ersten Stufe jedes Verdichters in den Tragflächen angeordnete auftriebserhöhende Düsen zu speisen, dadurch gekennzeichnet, daß diese Speiseluft bei Stillstand einer Strahlturbine einer um diese ringförmig ausgebildeten Brennkammer zugeführt wird. In Betracht gezogene Druckschriften: Französische Patentschrift Nr. 1103 426; USA.-Patentschrift Nr. 2 684 817.
DEP17683A 1955-12-29 1956-12-28 Flugzeug mit Rueckstossantrieb durch mindestens zwei Strahlturbinen Pending DE1091873B (de)

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FR1091873 1955-12-29

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DE1091873B true DE1091873B (de) 1960-10-27

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ID=599882

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DEP17683A Pending DE1091873B (de) 1955-12-29 1956-12-28 Flugzeug mit Rueckstossantrieb durch mindestens zwei Strahlturbinen

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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1217141B (de) * 1961-09-20 1966-05-18 Rolls Royce Triebwerksanlage fuer Flugzeuge mit mehreren Gasturbinenstrahltriebwerken
DE1221103B (de) * 1960-12-21 1966-07-14 Bristol Siddeley Engines Ltd Flugzeug mit mindestens je einem backbordseitigen und einem steuerbordseitigen Gasturbinen-Strahltriebwerk

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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2684817A (en) * 1947-07-21 1954-07-27 Snecma Aircraft powered by ramjet units
FR1103426A (fr) * 1954-02-26 1955-11-03 Onera (Off Nat Aerospatiale) Perfectionnements apportés aux voilures d'aérodynes

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