DE1175036C2 - Flugzeug-Strahltriebwerkanlage - Google Patents

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLAND

DEUTSCHES

PATENTAMT

PATENTSCHRIFT

Internat. Kl.: F 02 k

Deutsche KL: 46 g-8/10

Nummer:

Aktenzeichen: Anmeldetag:

036

R30650Ia/46g
30.Juni 1961
30. Juli 1964
4. Februar 1965

Auslegetag:

Ausgabetag:

Patentschrift stimmt mit der Auslegeschrift überein

Die Erfindung bezieht sich auf eine Flugzeug-Strahltriebwerkanalge, die eine Strahlschubdüsenanordnung für Uberschallaustrittsgeschwindigkeit aufweist, wobei diese Düsenanordnung einen Düsenauslaß und eine sich stromunterseitig des Düsenauslasses erstreckende Begrenzung aufweist, die konkave Oberflächen hat, die eine leicht gekrümmte Fortsetzung des stromunterseitigen Endes der Düsenwand bilden und die Entspannung der Strahlgase stromunterseitig des Düsenauslasses steuern und wobei die Tangente an die Lippen der inneren Oberfläche des Düsenauslasses im wesentlichen den berechneten Brechungswinkel für die jeweilige Machzahl aufweist und die Düsenachse stromunterseitig des Düsenauslasses schneidet.

Bei einer bekannten Schubstrahldüse dieser Bauart, die bei Strahlantriebsaggregaten wie Gasturbinenanlagen und Raketenmotoren Anwendung finden kann, ist eine achssymmetrische Düse mit einem kreisförmigen stromunterseitigen Ende vorgesehen. Diese Schubdüsenanordnung erweist sich insbesondere dann als nachteilig, wenn mehrere Strahltriebwerke möglichst dicht aneinanderliegend im Tragflügel eines Flugzeuges oder an einer anderen Stelle des Flugzeuges eingebaut werden sollen, weil sie dann eine erhebliche Breite einnehmen.

Es ist zwar bereits bekannt, den Düsenauslaß im Querschnitt rechteckig zu gestalten, wodurch eine verbesserte Raumausnutzung möglich wird.

Bei bekannten Schubdüsen ergeben sich infolge Brechung des Schubstrahles und infolge Überentspannung und darauffolgender Wiederkomprimierung Schubverluste. Die Erfindung bezweckt, eine räumlich günstige Triebwerksanordnung zu schaffen, wobei die Entspannung der Schubgase mit dem bestmöglichen Wirkungsgrad vorgenommen werden kann. Zu diesem Zweck ist eine Flugzeug-Strahltriebwerksanlage der eingangs genannten Bauart gemäß der Erfindung in der Weise ausgebildet, daß der Düsenauslaß ein an sich bekanntes rechteckiges stromunterseitiges Ende aufweist, daß die konkave Oberfläche in an sich bekannter Weise einen Fortsatz der obersten der Außenwände des stromunterseitigen Endes des Düsenauslasses bildet und in die untere Oberfläche des Tragflügels oder des Flugzeugrumpfes übergeht. Es ist zwar bei einem mit Gasturbinentriebwerken ausgestatteten Flugzeug bereits bekannt, einen Fortsatz der oberen Außenwände des stromunterseitigen Endes des Düsenauslasses vorzusehen, jedoch dient bei dem bekannten Flugzeug dieser im bekannten Falle konvex ausgebildete Fortsatz einem völlig anderen Zweck, er ist nämlich als Steuerruder Flugzeug-Strahltriebwerkanlage

Patentiert für:

Rolls-Royce Limited, Derby, Derbyshire

(Großbritannien)

Vertreter:

Dipl.-Ing. C. Wallach, Patentanwalt,

München 2, Kaufingerstr. 8

Als Erfinder benannt:

Stanley Frank Smith, Derby, Derbyshire,

David Craigie, Edinburgh,

John Gregory Keenan, Derby, Derbyshire

(Großbritannien)

Beanspruchte Priorität:

Großbritannien vom 1. Juli 1960 (23 185)

ausgebildet, das sowohl als Höhenruder als auch als Querruder fungieren kann.

Die rechteckige Ausgestaltung des stromunterseitigen Endes ermöglicht einen besonders günstigen Übergang in die Oberfläche des Flugzeugtragflügels und eine dicht benachbarte Anordnung von Triebwerken mit gleichen Düsenanordnungen nebeneinander, wobei die Seitenwände der rechteckigen stromunterseitigen Enden unmittelbar nebeneinanderliegen.

Zweckmäßigerweise sind Mittel vorgesehen, die eine relative Wärmeausdehnung zwischen dem Düsenauslaß und der Begrenzung zulassen. Dabei ist die Anordnung zweckmäßigerweise derart getroffen, daß die Begrenzung zwei in Strömungsrichtung aufeinanderfolgende, am Schubstrahl hin konkav gekrümmte Bauteile aufweist, die an ihren aneinandergrenzenden Enden einander gleitbar überlappen, und daß der stromoberseitige Bauteil mit dem Düsenauslaß derart verbunden ist, daß eine relative Wärmeausdehnung zwischen dem Düsenauslaß und dem Bauteil durch eine Gleitbewegung zwischen den benachbarten Enden der konkav gekrümmten Bauteile möglich ist.

Weitere Vorteile und Einzelheiten der Erfindung ergeben sich aus der Beschreibung eines Ausführungsbeispieles an Hand der Zeichnung; in der Zeichnung zeigt

409 793/173

F i g. 1 eine schematische perspektivische Darstellung einer erfindunsgemäßen, in ein Überschallflugzeug eingebauten Triebwerksanlage,

F i g. 2 eine schematische Seitenansicht des in F i g. 1 dargestellten Flugzeugs,

Fig. 3 in größerer Darstellung einen Teil der in F i g. 2 dargestellten Konstruktion,

F i g. 4 eine Ansicht in Richtung des Pfeiles 4 gemäß F i g. 3,

F i g. 5 eine Ansicht in Richtung des Pfeiles 5 gemäß Fig. 3,

Fig. 6 eine perspektivische Ansicht, welche die Konstruktion einer Rampe veranschaulicht, die einen Teil der in F i g. 3 dargestellten Konstruktion bildet,

F i g. 7 einen Längsschnitt durch eine der Strahlantriebsdüsen,

Fig. 8 einen Schnitt nach der Linie 8-8 gemäß Fig. 7,

Fig. 9 eine schematische Darstellung der Schubdüse, in welcher die verschiedenen, zur Bestimmung der Geometrie der Düse erforderlichen Winkel gezeigt sind.

Gemäß dem in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiel ist unter den Flügeln 11 eines Überschallflugzeuges 10 je eine im wesentlichen kastenförmig gestaltete Verkleidung 12 vorgesehen. Diese Verkleidung 12 ist durch Innenwände 13 in drei sich in Längsrichtung erstreckende Kammern 14 aufgeteilt, von denen jede ein Gasturbinenstrahltriebwerk 15 beherbergt.

Jedes Triebwerk 15 weist in Strömungsrichtung hintereinander einen Lufteinlaß 16, einen Kompressor 17, eine Verbrennungseinrichtung 18, eine Turbine 20, einen Turbinenabgaskanal 21, einen Schubrohrabschnitt 22, eine Schubumkehreinrichtung 23 und Düsenabschnitte 24, 25, 26 und 27 auf, die zusammen eine Konvergentäüse bilden.

Die Schubumkehreinrichtung 23, welche, sobald sie in Tätigkeit gesetzt wird, die Strahlgase auf Ablenkschaufeln 28 leitet, ist auf in der Zeichnung nicht dargestellten Drehzapfen gelagert, welche fest an den Hauptträgern 30 des Flugzeuges befestigt sind. Der Schubrohrabschnitt 22 ist durch in der Zeichnung nicht dargestellte Einrichtungen schwimmend angeordnet, so daß er selbst jede Abweichung in der axialen Ausrichtung zwischen dem Schubrohrabschnitt 22 und der Schubumkehreinrichtung 23 ausgleicht.

Die Düsenabschnitte 24 bis 27 sind miteinander durch Flansche und Schrauben verbunden, und der Düsenabschnitt 24 ist mit der Schubumkehreinrichtung 23 verschraubt und weist am stromoberseitigen Ende einen kreisförmigen Querschnitt auf. Der Düsenauslaß 27 und das Stromunterseitige Ende des Düsenabschnittes 26 weisen einen flachgedrückten oder in Horizontalrichtung verlängerten rechteckigen Querschnitt auf. Der Hauptträger 30 des Flugzeuges ist bei 31 abgeschnitten, damit sich der Düsenabschnitt 26 seitlich nach außen erstrecken kann.

Die rechteckige Gestaltung der stromunterseitigen Enden der Düsen der Triebwerke 15 ermöglicht es, daß die Düsen dreier Triebwerke unmittelbar aneinanderliegend angeordnet werden können. Es brauchen keine Trennwände vorgesehen zu werden, welche die aus den drei Düsen austretenden verschiedenen Strahle trennen, jedoch begrenzen die Endwände 29 die Strahlen seitlich.

Die Düsenabschnitte 26, 27 werden an dem Träger 30 mittels eines Spannbandes 32 (Fig. 7) befestigt.

Das Spannband 32 ist mit Zapfen 33 in Zapfenblöcken 34 verbunden. Die Blöcke 34 sind axial verschiebbar in Führungen 35 gelagert, welch letztere an dem Träger 30 angeschraubt sind. Dadurch wird Vorsorge dafür getroffen, daß eine gegenseitige thermische Ausdehnung zwischen den Düsenabschnitten 24 bis 27 und dem Hauptträger 30 des Flugzeuges stattfinden kann.

Der Düsenauslaßabschnitt 27 ist mit Leitschaufeln ίο 36 ausgestattet, die ein Sromlinienprofil aufweisen, um eine glatte Längsströmung durch diesen Abschnitt hindurch zu bewirken. Der Düsenabschnitt 27 ist außerdem mit einer einstellbaren Klappe 37 versehen, die bei 38 schwenkbar angelenkt ist. Die Schwenkbewegung der Klappe 37 um die Schwenkachse 38 ändert die wirksame Querschnittsfläche des Düsenauslasses 27, die den Strahl hindurchläßt. Die Klappe 37 ist bei 40 mit Laschen 41 schwenkbar verbunden, die ihrerseits schwenkbar mit Winkelhebeln 42 verbunden sind. Diese Winkelhebel sind über eine Kulissenführung 43 mit Schraubenwinden 44 verbunden, die durch einen in der Zeichnung nicht dargestellten pneumatischen Stellmotor betätigt werden.

Um das stromunterseitige Ende des Düsenauslasses 27 herum ist ein Band 45 gelegt, das schwenkbar an den Laschen 46 befestigt ist. Die Laschen 46 sind an ihrem dem Band 45 entgegengesetzten Ende mit Drehzapfen 47 verbunden, die in Lagerblöcken 48 angeordnet sind. Die Lagerblöcke 48 sind in axialer Richtung in Führungen 50 gleitbar. Die Führungen 50 sind auf einem die Begrenzung bildenden Rampenkörper 51 befestigt, der seinerseits an den stromunterseitigen Enden der Hauptträger des Flugzeuges befestigt ist. Die innere Ausbildung des die Begrenzung bildenden Rampenkörpers 51 ist aus Fig. 6 ersichtlich, woraus hervorgeht, daß der Rampenkörper durch eine Reihe innerer Wände 52 versteift ist.

Die Laschen 46 tragen einen Bauteil 53 mit konkaver Oberfläche, deren stromoberseitiges Ende mit der äußersten Wand des Düsenauslasses 27 dicht verbunden ist und einen sanften Übergang von dieser Außenwand bildet. Das stromunterseitige Ende des Bauteiles 53 steht in überlappender und dichtender Berührung mit einem Bauteil 54 mit konkaver Oberfläche. Die Anordnung ist derart getroffen, daß eine relative axiale Bewegung zwischen den Oberflächen 53 und 54 stattfinden kann. Der Rampenkörper 51 trägt den Bauteil 54 und einen Bauteil 55 mit einer konkaven Oberfläche, die stromunterseitig des Bauteiles 54 angeordnet und gegenüber diesem abgedichtet ist. Der Bauteil 55 geht im wesentlichen asymptotisch in die Oberfläche des Flügels 11 über. Die Rückseiten der Bauteile 53 und 54 weisen Versteifungen 56 auf, die sich gegen Druckstücke 57 abstützen, die von dem Rampenkörper 51 getragen werden. Hierdurch bewirkt eine relative thermische Ausdehnung zwischen den Düsenabschnitten 24 bis 27 und dem Flugzeugträger 30 nur eine Gleitbewegung des stromunterseitigen Endes des Bauteiles 53 über dem stromoberseitigen Ende des Bauteiles 54. Die Unterseite des Rampenträgers 51 ist mit einer Abschirmung 58 ausgestattet, die Wärmeisolationsplatten 60 trägt, um den Rampenkörper 51 gegen Strahlgase zu schützen, die durch die Bauteile 53 bis 55 hindurchtreten.

Gemäß Fig. 9 bildet die obere Oberfläche 66 des Rampenkörpers 51 eine Achse der darin dargestellten Düsenanordnung. Der Düsenauslaß 27 weist am

stromunterseitigen Ende eine Lippe 62 auf, die derart geformt ist, daß die an der Lippe 62 an die innere Oberfläche des Abschnittes 27 gelegte Tangente 63 "die Düsenachse 66 stromunterseitig des Düsenabschnittes 27 schneidet. Die Tangente 63 weist gegenüber der Achse 66 einen Winkel Θ auf, wobei der Winkel θ den erwarteten Brechungswinkel bildet, den die Strahlgase an der Grenze mit der Atmosphäre bilden. Der Wert des Winkels Θ kann aus der folgenden Gleichung berechnet werden:

tan

-V-

y-1 (M² - 1) - tan"¹ · ]/M² - 1.

Hierbei ist M die Strahlmachzahl, und γ ist das Verhältnis der spezifischen Wärmen des Strahls bei konstantem Druck und konstantem Volumen. Wenn z. B. M = 2 und γ = 1,4 ist, wird der Brechungswinkel Θ ungefähr 26Va⁰.

Vorzugsweise liegt die Einschnürung 64 des Düsenauslasses 27 in der Ebene des stromunterseitigen Endes des Düsenauslasses und die Tangente 65, welche an der Schnittlinie mit der Ebene 64 an das Bauteil 53 gelegt ist, bildet mit der Achsebene 66 einen Winkel, der gleich dem vorerwähnten Brechungswinkel Θ ist...

Wenn die Machebene 67 stromabwärts gezogen wird, beginnend an der Lippe 62 mit einem Winkel // gegenüber der Achsrichtung, so verläuft die Strömung stromunterseitig der Ebene 67 überall axial und pflanzt sich mit der gewählten Machzahl M fort, wenn

sm μ =

M '

Die Oberfläche der Bauteile 53, 54, 55 beginnt tangential zu der Tangente 65 und endet in der idealen Ausbildung parallel zur Achse 66 in jenem Punkt, in welchem sie die Endmachebene 67 trifft.

Die Fläche der Düseneinschnürung 64 ist gleich dem Produkt aus der Düsengesamtweite· und dem Betrag r_a, der die Tiefe der Einschnürung von der Lippe 62 gemessen längs der Einschnürungsebene 64 darstellt. Wenn der' senkrechte Abstand von der Lippe 62 nach der Achse 66 = α ist und wenn das Verhältnis der Ausströmfläche zu der Einschnürungsfläche, das aus dem gewählten Wert von M und den Abgaseigenschaften (Temperatur, spezifisches Gewicht usw.) bekannt ist, gleich R_a ist, dann kann das

Verhältnis ■— aus der Gleichung

gefunden werden, da sich die Strahlgase senkrecht zur Zeichenebene der F i g. 9 nicht entspannen, weil dort die Endwände 29 vorgesehen sind, die die Gasstrahlen seitlich begrenzen.

Das optimale Profil der Oberfläche der Bauteile 53, 54, 55 kann leicht dadurch bestimmt werden, daß eine Reihe von Konstruktionslinien gezogen wird, die von der Lippe 62 ausgehen und die Oberfläche schneiden, wobei der Schnitt jeweils in einem Abstand r von der Lippe liegen soll. Der Abstand r ändert sich mit dem Winkel ψ zwischen jeder Konstruktionslinie und der Einschnürungslinie 64 nach der folgenden Formel:

= [6er λ _Ψ] *

wobei

ίο Vorzugsweise erstreckt sich die Oberfläche der Bauteile 53, 54, 55 stromunterseitig nach einem Punkt, der so nahe als praktisch möglich an der End-Machebene 67 liegt.

Die Triebwerke können, anstatt wie bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel unter den Flügeln 11. auch unter dem Flugzeugrumpf 61 oder über den Flügeln 11 oder über dem Rumpf 61 angeordnet werden.

Die vorstehend beschriebene Düsenanordnung weist gegenüber den üblichen Divergentdüsen den Vorteil auf, daß bei der gewählten Machzahl eine sehr viel kleinere Oberfläche dem Uberschallanteü des Strahles ausgesetzt wird, so daß Reibungsverluste vermindert werden. Bei Machzahlen, die niedriger liegen als die gewählte Machzahl, besteht nicht die Möglichkeit der Ausbildung einer energieverzehrenden inneren Stoßwelle, die bei den üblichen Düsen zwangläufig auftritt.

Claims (4)

Patentansprüche:

1. Flugzeug-Strahltriebwerkanlage, die eine Strahlschubdüsenanordnung für Uberschallaustrittsgeschwindigkeit aufweist, wobei diese Düsenanordnung einen Düsenauslaß und einen sich stromunterseitig des Düsenauslasses erstreckende Begrenzung aufweist, die konkave Oberflächen hat, die eine leicht gekrümmte Fortsetzung des stromunterseitigen Endes der Düsenwand bilden und die Entspannung der Strahlgase stromunterseitig des Düsenauslasses steuern und wobei die Tangente an die Lippen der inneren Oberfläche des Düsenauslasses im wesentlichen den berechneten Brechungswinkel für die jeweilige Machzahl aufweist und die Düsenachse stromunterseitig des Düsenauslasses schneidet, dadurch gekennzeichnet, daß der Düsenauslaß (27) ein an sich bekanntes rechteckiges stromunterseitiges Ende aufweist, daß die konkave Oberfläche (53 bis 55) in an sich bekannter Weise einen Fortsatz der obersten der Außenwände des stromunterseitigen Endes des Düsenauslasses bildet und in die untere Oberfläche des Tragflügels (11) oder des Flugzeugrumpfes übergeht.

2. Anlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß in an sich bekannter Weise mehrere Triebwerke mit gleichen Düsenanordnungen nebeneinander vorgesehen sind, wobei die Seitenwände der rechteckigen stromunterseitigen Enden unmittelbar nebeneinanderliegen.

3. Anlage nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß Mittel vorgesehen sind, die eine relative Wärmeausdehnung zwischen dem Düsenauslaß (27) und der Begrenzung (51) zulassen.

4. Anlage nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Begrenzung (51) zwei in Strömungsrichtung aufeinanderfolgende, am Schubstrahl hin konkav gekrümmte Bauteile (53, 54)

aufweist, die an ihren aneinandergrenzenden Enden einander gleitbar überlappen, und daß der stromoberseitige Bauteil (53) mit dem Düsenauslaß (27) derart verbunden ist, daß eine relative Wärmeausdehnung zwischen dem Düsenauslaß und dem Bauteil durch eine Gleitbewegung zwischen den benachbarten Enden der konkav gekrümmten Bauteile möglich ist.

In Betracht gezogene Druckschriften:

Deutsche Patentschrift Nr. 867 497;
deutsche Auslegeschriften Nr. 1 072 015, 429, 1052 822;
schweizerische Patentschrift Nr. 294 838; französische Patentschrift Nr. 1131 513; USA.-Patentschriften Nr. 2 799 989, 2 657 575.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

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