DE1210259B - Gas turbine engine - Google Patents
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- DE1210259B DE1210259B DEB64452A DEB0064452A DE1210259B DE 1210259 B DE1210259 B DE 1210259B DE B64452 A DEB64452 A DE B64452A DE B0064452 A DEB0064452 A DE B0064452A DE 1210259 B DE1210259 B DE 1210259B
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Description
DEUTSCHESGERMAN
PATENTAMTPATENT OFFICE
AUSLEGESCHRIFTEDITORIAL
Int. Cl.:Int. Cl .:
F02kF02k
Deutsche Kl.: 46 g -8/10 German class: 46 g -8/10
Nummer: 1210259Number: 1210259
Aktenzeichen: B 644521 a/46 gFile number: B 644521 a / 46 g
Anmeldetag: 20. Oktober 1961 Filing date: October 20, 1961
Auslegetag: 3. Februar 1966Opening day: February 3, 1966
Die Erfindung bezieht sich auf ein Gasturbinen-Triebwerk mit einer Turbinen-Baugruppe, mit einer von der Turbinen-Baugruppe angetriebenen Verdichter-Baugruppe, mit einer Abgasleitung, die Abgase aus der Turbinen-Baugruppe aufnimmt, mit einer die Abgasleitung umschließenden Luftleitung und mit einer Schubdüse, die die Abgase aus der Gasleitung und Luft aus der Luftleitung aufnimmt und relativ zu dem Triebwerk über eine außerhalb der Luftleitung angeordnete Drehlagerung drehbar ist, so daß die Richtung des aus ihr austretenden Gases und der aus ihr austretenden Luft zu verstellen ist. Gasturbinen-Triebwerke dieser Art sind bekannt.The invention relates to a gas turbine engine with a turbine assembly with a the compressor assembly driven by the turbine assembly, with an exhaust line, the exhaust gases receives from the turbine assembly, with an air line surrounding the exhaust line and with a thrust nozzle that takes in the exhaust gases from the gas line and air from the air line and rotatable relative to the engine via a rotary bearing arranged outside the air duct is, so that the direction of the gas exiting it and the air exiting it to be adjusted is. Gas turbine engines of this type are known.
Aufgabe der Erfindung ist es, die Drehdüse dieser Triebwerke mit dem Ziel weiter zu entwickeln, daß der mit ihr erzeugte Schub kräftiger sein kann und dennoch einer eindeutigen Ablenkung unterzogen wird, wobei die Ablenkung einen größeren Raumwinkelbereich umfassen soll, insbesondere auch Bremsschub ermöglichen, dabei aber gewährleistet sein soll, daß auch bei diesem Betriebszustand (bei dem, wenn er bei der bekannten Düse überhaupt möglich wäre, keine Kühlströmung infolge Stau zustande käme) die Lagerung kühl gehalten und vor einem Festfressen bewahrt ist.The object of the invention is to further develop the rotary nozzle of these engines with the aim that the thrust generated by it can be more powerful and still subject to a definite deflection is, wherein the deflection should encompass a larger solid angle range, in particular also Enable braking thrust, but it should be ensured that even in this operating state (with if it were at all possible with the known nozzle, there would be no cooling flow due to congestion the storage is kept cool and prevented from seizing up.
Zur Lösung dieser Aufgabe ist das erfindungsgemäße Triebwerk eingangs genannter Art gekennzeichnet durch die gemeinsame Anwendung folgender an sich bekannter Elemente:In order to achieve this object, the engine according to the invention of the type mentioned at the beginning is characterized through the joint application of the following known elements:
a) Die Luftleitung ist an ihrem stromaufwärtigen Ende mit dem Ausgang eines Verdichters der Verdichter-Baugruppe verbunden.a) The air line is at its upstream end with the outlet of a compressor Compressor assembly connected.
b) Die Turbinenabgasleitung und die Düse sind beide ellenbogenförmig gekrümmt, und die Drehachse der Düse erstreckt sich quer zur Triebwerksachse und in der Mitte des Düsenanschlußquerschnitts an die Abgasleitung, so daß die Richtung der aus der Düse austretenden Luft und des aus ihr austretenden Gases so zu ändern ist, daß Hubschub oder Vorwärtsschub oder Bremsschub erzeugt wird.b) The turbine exhaust pipe and the nozzle are both curved in an elbow shape, and the The axis of rotation of the nozzle extends transversely to the engine axis and in the middle of the nozzle connection cross-section to the exhaust pipe, so that the direction of the air exiting the nozzle and the gas exiting from it so too change is that lifting thrust or forward thrust or braking thrust is generated.
In einer bevorzugten Ausführungsform ist das Triebwerk dadurch gekennzeichnet, daß die Düse als ellenbogenförmig fluchtende Verlängerung der Außenwand der Luftleitung ausgebildet ist und die Ebene ihrer Austrittsmündung schräg in dem Sinne liegt, daß sie auf der Innenseite der Krümmung der Düse dem Düsenlager näher ist als auf der Außenseite der Krümmung der Düse.In a preferred embodiment, the engine is characterized in that the nozzle is designed as an elbow-shaped extension of the outer wall of the air duct and the The plane of its outlet mouth is inclined in the sense that it is on the inside of the curvature of the Nozzle is closer to the nozzle bearing than on the outside of the curve of the nozzle.
Weist das Triebwerk in an sich bekannter Weise eine Anzahl paralleler Stromleitelemente in der Düse Gasturbinen-TriebwerkIf the engine has a number of parallel flow conducting elements in the nozzle in a manner known per se Gas turbine engine
Anmelder:Applicant:
Bristol Siddeley Engines Limited,Bristol Siddeley Engines Limited,
Bristol (Großbritannien)Bristol (UK)
Vertreter:Representative:
Dipl.-Ing, F. Weickmann,Dipl.-Ing, F. Weickmann,
Dr.-Ing. A. Weickmann,Dr.-Ing. A. Weickmann,
Dipl.-Ing. H. WeickmannDipl.-Ing. H. Weickmann
•und Dipl.-Phys. Dr. K. Fincke, Patentanwälte,• and Dipl.-Phys. Dr. K. Fincke, patent attorneys,
München 27, Möhlstr. 22Munich 27, Möhlstr. 22nd
Als Erfinder benannt:
Francis Charles Ivor Marchant,
Bristol (Großbritannien)Named as inventor:
Francis Charles Ivor Marchant,
Bristol (UK)
Beanspruchte Priorität:Claimed priority:
Großbritannien vom 21. Oktober 1960 (36 261),
vom 6. Oktober 1961Great Britain of October 21, 1960 (36 261),
dated October 6, 1961
auf, so ist es bevorzugt dadurch gekennzeichnet, daß die Vorderkanten der beiden endständigen Elemente im wesentlichen tangential zur Innenwand der Luftleitung verlaufen, wenn die Düse zum Vorwärtsschub eingestellt ist. In diesem Fall hat die Düse bevorzugt eine Innenwand, die eine glatte fluchtende Verlängerung der Innenwand der Luftleitung bildet und sich bis nahe an die Vorderkanten der Elemente erstreckt.on, it is preferably characterized in that the front edges of the two terminal elements are substantially tangential to the inner wall of the air duct when the nozzle is about to thrust forward is set. In this case the nozzle preferably has an inner wall that is smoothly aligned Extension of the inner wall of the air duct forms and extends up close to the leading edges of the elements extends.
Ein erfindungsgemäß ausgebildetes Triebwerk hat unter anderem folgende vorteilhafte Eigenschaften; Es erzeugt einen kräftigen Strahl von Druckluft und Abgasen;An engine designed according to the invention has, inter alia, the following advantageous properties; It creates a powerful jet of compressed air and exhaust gases;
der Strahl ist über einen großen Winkelbereich verstellbar;the beam can be adjusted over a wide range of angles;
die Drehdüse braucht nur relativ kleine Abmessungen zu haben und gestattet es daher, den
Strahl leicht zu verstellen;
die Querschnittsfläche der Anordnung quer zur Luftstromrichtung ist in allen Stellungen der
Düse, trotzdem sie abgewinkelt ist, nicht übermäßig groß.the rotary nozzle need only have relatively small dimensions and therefore allows the jet to be adjusted easily;
the cross-sectional area of the arrangement transverse to the air flow direction is in all positions of the nozzle, although it is angled, not excessively large.
Die Figuren erläutern die Erfindung. Es stellt dar F i g. 1 einen Aufriß eines Gasturbinenstrahltriebwerks der Mantelstrombauart,The figures explain the invention. It represents F i g. 1 is an elevation view of a gas turbine jet engine the sheath current type,
609 503/111609 503/111
3 43 4
F i g. 2 eine Draufsicht auf den stromabwärtigen äußeren Leitelemente 17 wirken mit der KrümmungF i g. Figure 2 is a plan view of the downstream outer vanes 17 acting with the curvature
Teil des Strahltriebwerks der F i g. 1, ' der Außenwandung der Düse zusammen im SinnePart of the jet engine of FIG. 1, 'the outer wall of the nozzle together in the sense
Fig. 3 einen Schnitt in vergrößerter Darstellung einer Umlenkung des Luftstroms, so daß der aus derFig. 3 is a section in an enlarged view of a deflection of the air flow, so that the from the
durch das Lager der Strahldüse, Düse austretende Schubstrahl gebildet ist von einemthrough the bearing of the jet nozzle, the thrust jet exiting is formed by a nozzle
F i g. 4 eine Seitenansicht einer weiteren Ausfüh- 5 Kernstrahl heißer Gase und einem Randstrahl vonF i g. 4 is a side view of a further embodiment of the core jet of hot gases and an edge jet of FIG
rungsform, verhältnismäßig kühler Nebenschlußluft.rungsform, relatively cool bypass air.
Fig. 5 eine Ansieht in Richtung des Pfeiles W Die Außenwandung 16 des Ringkanals ist mitFig. 5 is a view in the direction of arrow W The outer wall 16 of the annular channel is with
der Fig. 4, .. mrem stromoberseitigen Ende am stromunterseitigenof Fig. 4, .. mrem upstream end at the downstream end
Fig. 6 das Strahlrohr und die Düse bei der Aus- Ende 'des Gehäuses 10 befestigt; das Strahlrohr ist6 shows the jet pipe and the nozzle attached to the outlet end of the housing 10; the nozzle is
führungsform der Fig. 4 und 5, in Richtung des io von der Außenwandung 16 des Ringkanals getragen,4 and 5, carried in the direction of the io by the outer wall 16 of the annular channel,
Pfeiles X der F i g. 5 betrachtet. * und zwar durch acht gleichmäßig beabstandeteArrow X of FIG. 5 considered. * by eight evenly spaced
Das Gasturbinenstrahlwerk der Fig. 1 ist ein Schaufeln 18, welche sich über annähernd die ge-The gas turbine jet unit of FIG. 1 is a blade 18 which extends over approximately the
Mantelstromstrahltriebwerk, in welchem die Luft samte Länge des Strahlrohres erstrecken. Die Innen-By-pass jet engine, in which the air extends over the entire length of the jet pipe. The interior
von dem Ansaugteil nach einem Niederdruckaxial- wandung 14 der Düse wird von deren Außenwandungfrom the suction part to a low-pressure axial wall 14 of the nozzle is from its outer wall
verdichter^ gelangt. An der Abgabeseite des Ver- 15 15 ebenfalls durch fünf Schaufehl 19 getragen; zweicompressor ^ arrives. On the delivery side of the delivery 15 15 also carried by five Schaufehl 19; two
dichters^l findet eine Unterteilung statt. Ein Teil dieser fünf Schaufeln liegen unterhalb des unterenA subdivision takes place densely. Part of these five blades are below the lower one
der verdichteten Luft durchströmt nacheinander Teiles der Innenwandung, zwei weitere liegen überthe compressed air flows through part of the inner wall one after the other, with two more lying above it
einen Hochdruckaxialverdichter B, einen Brenner C dem oberen Teil der Innenwandung in Flucht mit dena high pressure axial compressor B, a burner C the upper part of the inner wall in alignment with the
und eine zweistufige Turbinenbaugruppe D. Die erste beiden unteren Schaufehl, und eine letzte schließliehand a two-stage turbine assembly D. The first two lower blades, and a last closing one
Stufe der Turbinenbaugruppe ist mit dem Ver- 20 liegt seitlich an der Innenseite der Düsenkrümmung,The stage of the turbine assembly is with the 20 located on the side of the inside of the nozzle curvature,
dichterB gekuppelt und treibt diesen; die zweite Gemäß Fig. 3 ist die Düse 13 drehbar mittelscloser B coupled and drives this; the second according to FIG. 3, the nozzle 13 is rotatable by means of
Stufe treibt den Verdichter^. Die durch die erste eines Lagers sowohl an der Außenwandung desStage drives the compressor ^. The through the first of a bearing both on the outer wall of the
Turbine und den Verdichter B und die durch die Ringkanals als auch an einer zusätzlichen Trag-Turbine and the compressor B and the through the ring channel as well as on an additional support
zweite Turbine und den Verdichter A gebildeten konstruktion befestigt; diese zusätzliche Trag-second turbine and the compressor A formed structure attached; this additional carrying
Drehsysteme sind relativ zueinander frei drehbar. 25 konstruktion kann ein Teil einer Motorgondel oderRotary systems can be rotated freely relative to one another. 25 construction can be part of a motor nacelle or
Die restliche Luft aus dem Niederdruckverdichter A eines Flugzeugrumpfes sein.The remaining air from the low pressure compressor A of an aircraft fuselage.
strömt durch einen die Luftleitung bildenden ring- Das Lager wird von zwei Ringkörpern 21 und 24 förmigen Nebenschlußkanal 11, welcher die Ver- gebildet; der Ringkörper 21 bildet das stromunterdichterund die Turbinenbaugruppe umgibt, und seitige Ende der Ringkanalaußenwandung 16; der durch einen das Strahlrohr 12 der Abgase umgeben- 30 Ringkörper 24 stellt das stromoberseitige Ende der den Ringkanal 11. äußeren Düsenwandung 15 dar. Der Ringkörper 21flows through a ring that forms the air line. The bearing is formed by two ring bodies 21 and 24-shaped bypass channel 11, which forms the connection; the annular body 21 forms the downstream sealer and surrounds the turbine assembly, and the lateral end of the annular duct outer wall 16; the ring body 24 surrounded by the jet pipe 12 of the exhaust gases represents the upstream end of the nozzle wall 15 outside the ring channel 11. The ring body 21
In den Fig. 1 und 2 biegt das Strahlrohr 12 von ist bei 22 mit einem Flansch versehen, der an einem der Längsachse des Aggregats ab und führt nach Gegenflansch 23 an der Ringkanalaußenwandung 16 einer einzigen drehbaren Schubdüse 13, welche knie- verschraubt ist. Der Ringkörper 24 ist mit seinem förmig ist und gegenüber der Längsachse des Aggre- 35 stromunterseitigen Ende mittels eines Flansches 25 gats versetzt ist. Die Schubdüse 13 ist von inneren an einen Gegenflansch 26 des zugehörigen Teiles der und äußeren Wandungen 14 und 15 gebildet; die Düsenaußenwandung befestigt. Das stromoberseitige Austrittsebene der Düse ist gegen die Strömungs- Ende des Ringkörpers 24 verläuft also in axialer richtung der aus ihr austretenden Gase geneigt. Der- Richtung, ist aber gegenüber der Außenwandung 16 jenige Teil des Ringkanals 11, welcher das Strahl- 40 des Ringkanals in radialer Richtung versetzt. Am rohr umgibt, ist durch die Strahlrohrwand selbst und äußeren Umfang dieses versetzten Abschnittes des eine äußere Wandung 16 definiert und folgt der Ringkörpers 24 ist eine in ihrem Querschnitt V-för-Krümmung des Strahlrohres. Die äußere Wandung mige Nut vorgesehen, welche eine Innenlaufrinne 15 der Düse ist an der äußeren Wandung 16 des der Kugeln 32 eines Kugellagers bildet; diese Lauf-Ringkänals durch eine Lagerkonstruktion befestigt, .45 rinne ist beidseitig von je einem Abdichtungsring 33 die noch im einzelnen beschrieben werden wird; die flankiert. Die äußere Laufrinne des Kugellagers ist Anordnung des Lagers ist so getroffen, daß die aus zwei Teilen zusammengesetzt; der eine dieser äußere Wandung 15 der Düse eine Fortsetzung der beiden Teile ist ein L-förmiger Ring 27, der andere äußeren Wandung 16 des Ringkanals bildet, während ein' von dem Ringkörper 21 ausgehender Gegenring die innere Wandung der Düse eine Fortsetzung der 50 31; der Gegenring 31 ist bei 28 als Flansch ausgebil-Strahlrohrwandung bildet. Ein kleiner Arbeitsspalt det. Der Flansch 28 des Gegenringes 31 und der anist zwischen dein stromunterseitigen Ende des Strahl- liegende Flansch des L-förmigen Ringes sind gemeinrohres und dem stromoberseitigen Ende der inneren sam an einem Befestigungsring 29 mit T-förmigem Düsenwandung frei gelassen. „ Querschnitt befestigt, welcher seitlich an einer Trag-In Figs. 1 and 2, the nozzle 12 bends from is provided at 22 with a flange which is attached to a from the longitudinal axis of the unit and leads to the counter flange 23 on the annular channel outer wall 16 a single rotatable thrust nozzle 13, which is screwed to the knee. The ring body 24 is with his is shaped and opposite the longitudinal axis of the unit 35 downstream end by means of a flange 25 gats is offset. The nozzle 13 is from the inside to a mating flange 26 of the associated part of the and outer walls 14 and 15 are formed; the nozzle outer wall attached. The current top The exit plane of the nozzle is against the flow end of the annular body 24, that is, it runs in the axial direction inclined towards the gases emerging from it. The direction, however, is opposite to the outer wall 16 that part of the ring channel 11 which offsets the beam 40 of the ring channel in the radial direction. At the surrounds pipe is through the jet pipe wall itself and the outer periphery of this offset portion of the an outer wall 16 defines and follows the ring body 24 is a V-for-curvature in its cross-section of the jet pipe. The outer wall shaped groove is provided, which has an inner channel 15 of the nozzle is on the outer wall 16 of the balls 32 forming a ball bearing; this running ring channel attached by a bearing construction, .45 channel is on both sides of a sealing ring 33 which will be described in detail later; which flanked. The outer raceway of the ball bearing is The arrangement of the bearing is made so that it is composed of two parts; the one of these outer wall 15 of the nozzle a continuation of the two parts is an L-shaped ring 27, the other forms the outer wall 16 of the annular channel, while a counter-ring extending from the annular body 21 the inner wall of the nozzle is a continuation of 50 31; the counter ring 31 is designed at 28 as a flange-jet pipe wall forms. A small working gap det. The flange 28 of the counter ring 31 and the anist between the end of the downstream end of the jet lying flange of the L-shaped ring are common pipes and the upstream end of the inner sam on a fastening ring 29 with T-shaped Nozzle wall left free. "Cross-section attached, which is attached to the side of a
Das Strahlrohr und der ihn umgebende Ringkanal 55 konstruktion 20 angebracht ist. Das durch die Ku-The jet pipe and the ring channel surrounding it 55 construction 20 is attached. That through the Ku-
lenken die Gase um einen Winkel um, welcher klei- geln 32 in den V-förmigen Laufrinnen gebildete La-deflect the gases by an angle, which is usually 32 layers formed in the V-shaped troughs
ner ist als 90°; die Drehachse der Düse ist deshalb ger wirkt sowohl als Dreh- als auch Drucklager. Derner than 90 °; the axis of rotation of the nozzle is therefore ger acts both as a rotary and thrust bearing. Of the
leicht nach rückwärts und unten geneigt. radial versetzte Abschnitt des Ringkörpers 24 ist auftilted slightly backwards and downwards. radially offset portion of the ring body 24 is on
Wie aus F i g. 2 ersichtlich, ist die Düse 13 nächst seiner Innenseite durch einen parallelen Abschnitt ihrem Austrittsquerschnitt mit einer Gruppe von 60 30 des Ringkörpers 21 abgedeckt; es sind jedoch vertikalen Leitelementen 17 versehen; diese Leit- schmale Spalte vorgesehen, welche den Luftdurchelemente 17 sind so geformt, daß sie den Gasstrom tritt von dem Ringkanal 11 zulassen; die aus dem um einen Winkel von annähernd 95° umlenken, so Ringkanal 11 zuströmende Luft kühlt das Lager; daß dieser aus der Düse 13 nach rückwärts an- eine kleine Abschlußöffnung (nicht eingezeichnet) nähernd parallel zur Achse des Aggregats austritt 65 gewährt der Kühlluft Abfluß nach dem Durchgang und einen Schub in Vorwärtsrichtung erzeugt. Die durch das Lager. Die Düsenlagerung ist also von Innenwandung der Düse endet an den stromober- dem heißen Strahlrohr durch den ringförmigen Luftseitigen Kanten der Leitelemente 17. Die beiden kanal 11 isoliert, durch welchen die relativ kühleAs shown in FIG. 2, the nozzle 13 is next to its inside through a parallel section their outlet cross-section covered with a group of 60 30 of the annular body 21; there are, however vertical guide elements 17 provided; this guide narrow gap is provided, which the air through elements 17 are shaped so that they allow the gas flow to pass from the annular channel 11; those from the deflect by an angle of approximately 95 ° so that air flowing into the ring channel 11 cools the bearing; that this out of the nozzle 13 backwards to a small closing opening (not shown) Exiting approximately parallel to the axis of the unit 65 allows the cooling air to flow out after the passage and generates a thrust in the forward direction. The ones through the camp. So the nozzle bearing is from The inner wall of the nozzle ends at the upstream hot jet pipe through the ring-shaped air side Edges of the guide elements 17. The two channel 11 isolated through which the relatively cool
Nebenschlußluft hindurchströmt; ein Teil dieser Nebenschlußluft ist abgezapft und kühlt die Lagerteile innerlich. Durch die Nebenschlußluft werden ferner Strahlrohr und Düse gekühlt.Bypass air flows therethrough; some of this bypass air is drawn off and cools the bearing parts inside. The shunt air also cools the jet pipe and nozzle.
Das stromunterseitige Ende der Strahlrohrwandung 12 weist eine innere Lippe auf; diese Lippe überlappt das stromoberseitige Ende der Innenwandung 14 der Düse; es verbleibt nur ein kleiner Spalt zwischen der Lippe und dem stromoberseitigen Ende der Düseninnenwandung. Das stromoberseitige Ende der Düsenwandung 14 ist entsprechend der Abschrägung der Lippe ebenfalls abgeschrägt, so daß ein schräger Durchtritt 53 gebildet ist, dessen stromöberseitiger Ausgang in Verbindung mit dem Luftkanal steht und dessen stromunterseitiger Ausgang in Verbindung mit dem Gaskanal steht. Wenn der Druck der Luft hoch genug ist, verglichen mit dem Druck des Gases, so tritt Luft durch den schrägen Durchtritt hindurch, und zwar mit einer solchen Geschwindigkeitskomponente, daß sich auf der Innenseite der Düsenwandung 15 eine Kühlschicht ausbildet. Die Düse 13, durch welche sowohl der Gasais auch der Luftaustritt erfolgt, kann in beliebiger Weise verdreht werden, und zwar um annähernd 180° in die strichpunktiert eingezeichnete Stellung der F i g. 2; in dieser Stellung wirkt der gesamte Schub im Sinne einer Bremsung. Wenn die Düse nach unten gerichtet ist, liefert der Schub einen Auftrieb. Die Erfindung ist deshalb insbesondere für Senkrechtstart-Flugzeuge und Flugzeuge mit kurzer Startstrecke geeignet, bei denen durch ein und dasselbe Aggregat sowohl Auftrieb als auch Antrieb in Vorwärtsrichtung erzeugt werden soll.The downstream end of the jet pipe wall 12 has an inner lip; this lip overlaps the upstream end of the inner wall 14 of the nozzle; only a small one remains Gap between the lip and the end of the nozzle inner wall at the top of the stream. The current top The end of the nozzle wall 14 is also beveled in accordance with the bevel of the lip, so that an inclined passage 53 is formed, the upstream exit of which is in connection with the air duct and its downstream output is in connection with the gas duct. If the The air pressure is high enough compared to the pressure of the gas, so air passes through the slant Pass through, with such a velocity component that it is on the inside the nozzle wall 15 forms a cooling layer. The nozzle 13, through which both the Gasais even the air outlet can be rotated in any way, by approximately 180 ° in the position shown in dash-dotted lines in FIG. 2; in this position the whole works Thrust in the sense of braking. When the nozzle is pointing down, the thrust provides lift. The invention is therefore particularly suitable for vertical take-off aircraft and aircraft with short Suitable take-off routes where one and the same unit provides both lift and propulsion in Forward direction is to be generated.
Eine Fesselstange 35 (s. Fig. 1) verbindet die Düse 13 mit einer Tragkonstruktion und übernimmt einen Teil der Reaktionskräfte im Vorwärtsschubbetrieb. A shackle bar 35 (see FIG. 1) connects the nozzle 13 to a support structure and takes over some of the reaction forces in forward thrust operation.
In der Ausführungsform der F i g. 4 bis 6 sind diejenigen Teile, welche der Ausführungsform der Fig. 1 bis 3 entsprechen, mit den gleichen Bezugsziffern bezeichnet. Der prinzipielle Unterschied der beiden Konstruktionen liegt darin, daß im Fall der Ausführungsform gemäß F i g. 4 bis 6 die Düse keine Innenwand aufweist, welche die Strahlrohrwandung 12 fortsetzt; Gas und Luft strömen deshalb gemeinsam in die Düse ein und sind innerhalb der Düse voneinander nicht getrennt. Die Lagerung der Düse ist ähnlich wie die in F i g. 3 dargestellte.In the embodiment of FIG. 4 to 6 are those parts which correspond to the embodiment of FIG 1 to 3 correspond, denoted by the same reference numerals. The principal difference of the both constructions is that in the case of the embodiment according to FIG. 4 to 6 the nozzle none Has inner wall which continues the jet pipe wall 12; Gas and air therefore flow together into the nozzle and are not separated from one another within the nozzle. The storage of the nozzle is similar to that in FIG. 3 shown.
Bei der Ausführungsform der F i g. 4 bis 6 sind das Strahlrohr und der ringförmige Luftkanal 11 so ausgebildet und angeordnet, daß das Gas und die Luft eine seitliche Strömungskomponente nach unten erhalten. Insbesondere aus F i g. 6 ergibt sich, daß das Strahlrohr 12 und der Luftkanal 11 das Gas und die Luft unter einem Winkel von 45° ablenken; die Befestigung an dem Gasturbinenaggregat erfolgt in der in Fig. 5 dargestellten Weise, so daß Luft und Gas seitlich unter einem Winkel von 45° gegen die Horizontale austreten. Die Düse ihrerseits bewirkt eine Umlenkung des Gases und des Luftstroms um 40°, so daß, wenn die Düse die gezeichnete Stellung einnimmt, der Strom unter einem Winkel von 5° gegen die Aggregatachse austritt, wie aus F i g. 6 ersichtlich; durch diese Orientierung ist erreicht, daß der Gasstrom von den anliegenden Teilen der Motorgondel und des Flugzeugrumpfes Abstand hat; die Neigung gegen die Horizontale nach unten beträgt, wie aus Fig. 4 ersichtlich, 3°. Eine Verdrehung der Düse im Uhrzeigersinn um 100°, ausgehend von der in Fig. 5 gezeichneten Stellung, führt zu einer Starthilfestellung, in welcher die Ausschubrichtung parallel zu einer die Aggregatlängsachse enthaltenden Ebene nach unten gerichtet ist, und zwar mit einer Neigung von 27,5° gegen die Vertikale; durch eine weitere Verdrehung um 30° im Gegenzeigersinn gelangt die Düse in eine Senkrechtstartstellung; in dieser Stellung ist die Ausschubrichtung unter einemIn the embodiment of FIG. 4 to 6, the jet pipe and the annular air duct 11 are like this designed and arranged that the gas and air have a side flow component downward obtain. In particular from FIG. 6 shows that the jet pipe 12 and the air duct 11, the gas and deflect the air at an angle of 45 °; the attachment to the gas turbine unit takes place in the manner shown in Fig. 5, so that air and gas laterally at an angle of 45 ° against the Exit horizontal. The nozzle, in turn, deflects the gas and the air flow 40 °, so that when the nozzle assumes the position shown, the flow is at an angle of 5 ° emerges against the unit axis, as shown in FIG. 6 can be seen; this orientation achieves that the gas flow is at a distance from the adjacent parts of the engine nacelle and the aircraft fuselage; the As can be seen from FIG. 4, the downward inclination to the horizontal is 3 °. A twist of the Turn the nozzle clockwise by 100 °, starting from the position shown in Fig. 5, leads to a starting aid position, in which the extension direction is parallel to one containing the unit's longitudinal axis Level is directed downwards, with an inclination of 27.5 ° to the vertical; by a further rotation by 30 ° in the counter-clockwise direction brings the nozzle into a vertical start position; in this Position is the direction of extension under one
ίο Winkel von 15° gegen eine die Längsachse enthaltende Vertikalebene geneigt; die Neigung nach unten beträgt 15° gegen die Vertikale., Gegenüber der Ausführungsform der Fig. 1 bis 3 hat die hier beschriebene Ausführungsform den Vorteil, daß die Frontalfläche des Aggregats, d. h. die Projektion auf eine zur Aggregatlängsachse senkrechten Ebene verringert ist und daß die Energieverluste des Systems infolge der geringeren Umlenkungswinkel des Gas- und Luftstroms in dem Strahlrohr und in der Düseίο angle of 15 ° against one containing the longitudinal axis Vertical plane inclined; the downward slope is 15 ° to the vertical., Opposite the embodiment of FIGS. 1 to 3 has the one here embodiment described has the advantage that the frontal surface of the unit, d. H. the projection on a plane perpendicular to the unit's longitudinal axis is reduced and that the energy losses of the system due to the smaller deflection angle of the gas and air flow in the jet pipe and in the nozzle
ao ebenfalls verringert sind.ao are also reduced.
Wenn die hier beschriebenen Aggregate in einem Flugzeug eingebaut werden, so ordnet man sie vorzugsweise paarweise an, damit sie einen symmetrischen Schub geben. Wenn z. B. die Aggregate in Gehäusen untergebracht sind, welche von den Tragflügeln getragen werden, so kann man in jedem der Gehäuse zwei Aggregate nebeneinander unterbringen, deren Düsen nach zwei Seiten divergieren. Der Antrieb der Düsen muß dabei simultan und in entgegengesetzten Richtungen erfolgen.If the units described here are to be installed in an aircraft, they are preferably arranged in pairs so that they give a symmetrical boost. If z. B. the aggregates in Housings are housed, which are carried by the wings, so you can in each of the Housing two units next to each other with nozzles diverging on two sides. The drive the nozzles must be done simultaneously and in opposite directions.
Die Erfindung ist nicht nur bei Konstruktionen mit drehbaren, kmeförmigen Düsen anwendbar, sondern kann auch bei annähernd geradlinigen Düsen angewandt werden, welche um eine gegen die Längsachse des Aggregats geneigte Achse drehbar sind.The invention is applicable not only to constructions with rotatable, km-shaped nozzles, but can also be used with approximately straight nozzles, which are around a counter to the longitudinal axis of the unit inclined axis are rotatable.
Claims (4)
879 014, 2 873 576, 2 846 844;USA, Patent Nos. 2,936,973, 2,912188,
879 014, 2,873,576, 2,846,844;
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