DE1506569A1

DE1506569A1 - Duesenflugzeug mit nach unten richtbarem Schubstrahl

Info

Publication number: DE1506569A1
Application number: DE1967B0092617
Authority: DE
Inventors: Hertel Dr-Ing Heinrich; Denning Ralph Murch; Harmsen Dipl-Ing Siegfried
Original assignee: Bristol Siddeley Engines Ltd
Current assignee: Bristol Siddeley Engines Ltd
Priority date: 1966-05-21
Filing date: 1967-05-19
Publication date: 1969-09-04
Also published as: DE1506569B2; GB1182417A; US3447764A; DE1506569C3

Description

PATS) HTANWAlT

Dipl. ing. B. HOLZEB 80 AUGSBURG-

PHIUPPIMK-WBI.S EB-8TBABBB M

1506563

B. 310

Augsburg, den 19. Mai 1967

Bristol Siddeley Engines Limited, Mercury House, 195 Knightsbridge, London, -S.W.7, England

Düsenflugzeug mit nach unten richtbarem Schubstrahl

Die Erfindung betrifft Flugzeuge mit Strahltrieb

werk.

Das Anwendungsgebiet der Erfindung sind vorzugsweise, jedoch nicht ausschließlich Flugzeuge mit einem oder mehreren Strahltriebwerken, welche einen Senkrechtstart bzw. Kurzstart und eine Senkrechtlandung bzw. Kurzlandung

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des Flugzeuges ermöglichen und welche ein zusätzliches Brennersystem zur Erhöhung des Schubes aufweisen.

Bei dem Triebwerk solcher Flugzeuge kann es sich um ein Gasturbinentriebwerk handeln, welches in einem Nebenstrom-Luftkanal ein zusätzliches Brennersystem aufweist, das bei Bedarf zwecks Erzielung einer höheren Schubleistung beim Senkrechtstart eingeschaltet wird.

Bei Schubdüsen, welche in der Nähe des Lufteinlasses von Strahltriebwerken einen warmen oder heißen Schubstrahl nach unten ausstoßen, besteht die Gefahr, daß in der Anfangsphase des Senkrechtstartes ein Teil des von der Schubdüse ausgestoßenen Abgases in Sichtung des Lufteinlasses des Triebwerks abgelenkt und in das Triebwerk eingesaugt wird. Ein derartiger Abgaseintritt in den Lufteinlaß des Triebwerkes beeinflußt die Triebwerksleistung nachteilig und kann einen erheblichen ächubverlust zur Folge haben. Trifft ein heißer Gasstrahl hoher Gasgeschwindigkeit auf den Boden auf, so kann es vorkommen, daß dieser leicht hochwirbelbares Gut vom Boden aufwirbelt und dieses in den Lufteinlaß des Triebwerks gelangt, was . zu schweren Beschädigungen des Triebwerks führen kann.

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Durch die Erfindung soll die Aufgabe gelöst werden, bei Düsenflugzeugen, deren Schubstrahl zwecks Kurzstart oder Senkrechtstart bzw. zwecks Kurzlandung oder Senkrechtlandung nach unten richtbar ist, einen Eintritt des nach unten gerichteten bzw. vom Boden reflektierten Schubstrahlee in den Lufteinlaß des Triebwerkes zu verhindern und gleichzeitig zu verhindern, daß vom Schubstrahl oder vom Wind hochgewirbeltes Gut in den Lufteinlaß des Triebwerks gelangen kann.

Im Sinne der Lösung dieser Aufgabe beinhaltet die Erfindung ein Flugzeug, dessen Triebwerk mindestens eine Strahldüse aufweist, deren Schubstrahl nach unten richtbar ist und welches durch mindestens eine weitere Strahldüse gekennzeichnet ist, deren Düsenstrahl dazu dient, den von der erstgenannten Strahldüse ausgestoßenen Schubstrahl daran zu hindern, in einen Lufteinlaß des Triebwerks einzutreten.

Ein derartiges Flugzeug mit mindestens einer in der Nähe eines Lufteinlasses des Triebwerks angeordneten Strahldüse, deren Schubstrahl nach unten richtbar ist, kann gemäß der Erfindung außerdem dadurch gekennzeichnet

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sein, daß mindestens eine der genannten zusätzlichen Strahldüsen zwischen dieser Schubdüse und dem Lufteinlaß angeordnet und daß der von ihr ausgestoßene Düsenstrahl mittels hierfür vorgesehener Ventilmittel regelbar 1st*.

Schließlich kann ein derartiges Plugzeug mit einem Kanalsystem, über welches zumindestens einer der Strahldüsen vom Triebwerk her Druckluft zugeführt wird und in welchem ein zusätzliches Brennersystem angeordnet ist, gemäß Weiterbildung der Erfindung durch ein weiteres Kanalsystem gekennzeichnet sein, über welches zumindestens einer der genannten zusätzlichen Strahldüsen Druckluft von einer stromauf des genannten zusätzlichen Brennersysteme des erstgenannten Kanalsystems gelegenen Stelle her zugeführt wird und in welchem die genannten Ventilmittel angeordnet sind.

Als Triebwerk für derartige Flugzeuge kann ein Gasturbinentriebwerk mit mindestens einer Schubdüse unveränderlichen Querschnitts dienen, welche zweokmäßig an der Längsseite des Triebwerkverdichters angeordnet ist und von diesem mit Druckluft beliefert wird.

Durch die US-Patentschrift 2 915 262 ist bereits

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eine Anordnung bekanntgeworden, mit welcher angestrebt wird, durch aufwärts gerichtete Wirbelströmungen hochgerissenes Gut mittels Düsenstrahlen am Eintritt in den Lufteinlaß von Flugzeugtriebwerken zu hindern. In der britischen Patentschrift 898 417 ist eine Anordnung beschrieben, oei welcher Düsenstrahlen von mit Rückwärtsschub landenden Flugzeugen dazu benutzt werden, solches hochwirbelbares Gut vom Rollfeld wegzufegen.

In keiner dieser beiden Druckschriften ist jedoch die oben dargelegte, durch die Erfindung gelöste Aufgabe erwähnt, noch sind die in den genannten Druckschriften beschriebenen, sich nur auf horizontalfliegende Flugzeuge beziehenden Anordnungen, zur Lösung der genannten Aufgabe geeignet.

Die Erfindung wird nunmehr unter Bezug auf die anliegende Zeichnung anhand einer bevorzugten Ausführungsform in ihren Einzelheiten beispielsweise beschrieben. In der Zeichnung stellen dar:

Figur 1 eine sehematische Seitenansicht

einet mit < en Merkmalen der Erfindung ausgestatteten Düsen!lugzeugas,

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Figur ,2 eine Vorderansicht des in

Figur 1 gezeigten Düsenflugzeuges und

Figur 3 eine Aufsicht auf das in den

Figuren 1 und 2 dargestellte Düsenflugzeug, wobei die Triebwerksteile dieses'Flugzeuges in schematischer Schnittzeichnung angedeutet sind.

Der Rumpf 10 des in der Zeichnung dargestellten Senkrechtstarters bzw. -landers beherbergt ein Zweispindel-Gasturbinen-Strahltriebwerk, welches unmittelbar hinter der Flugzeugführerkanzel 11 angeordnet ist. Die beiden nach vorne mündenden Eintrittsöffnungen 13 eines gegabelten Lufteinlaßkanals 12 sind beiderseits der Flugzeugführerkanzel angeordnet und die durch diese Lufteintrittsöffnungen in den Lufteinlaßkanal eintretende Luft wird einem Mederdruckverdichter IA- zugeführt." Der sich an diesen Niederdruckverdichter 14 anschließende Druckluftkanal ist wiederum gegabelt, so daß ein Teil der darin geführten Druckluft einem Hochdruckverdichter zugeführt wird, der seinerseits in eine Hauptbrennerkammer

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liefert, deren Abgase einer Gasturbine 17 zuströmen, welche ihrerseits ihre Abgase über einen gegabelten Abgaskanal 18 in ein Schubdüsenpaar 19 ausstößt, dessen rohrkrümmerartig ausgebildete Schubdüsen um im wesentlichen quer zur Flugzeuglängsachse liegende ßchwenkachsen schwenkbar sind. Der verbleibende Teil der vom Niederdruckverdichter 14 gelieferten Druckluft tritt in eine den Hochdruckverdichter umgebende Kaltstrahl-Brennkammer ein. Von der Außenwandung dieser Kaltstrahl-Brennkammer zweigen seitlich zwei Gaskanäle 21 ab, die ihrerseits wiederum an um im wesentlichen quer zur Flugzeuglängsachse liegende Schwenkachsen schwenkbare, rohrkrümmerförmige Schubdüsen 22 angeschlossen sind. In den Kanälen 21 sind zusätzliche Brennersysteme 23 angeordnet, mittels welcher in der den Schubdüsen 22 zugeführten Niederdruckluft Brennstoff verbrannt werden kann, wenn eine zusätzliche Schubleistung benötigt wird. Das vordere Schubdüsenpaar 22 und das hintere Schubdüsenpaar 19 sind gemeinsam um ihre Schwenkachsen schwenkbar, wobei sich ihr Schwenkbereich zwischen einer beim Senkrechtstart bzw. bei der Senkrechtlandung eingenommenen, einen Ausstoß des Schubstrahles nach unten bewirkenden Stellung und einer im Horizontalflug eingenommenen,

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einen Ausstoß· des Schubstrahles nach hinten bewirkenden Stellung erstreckt. Vorderhalb der Hauptschubdüsen sind beiderseits Verkleidungsbleche 24 am Rumpf angeordnet, welche den Luftwiderstand dieser Düsen während des Fluges vermindern.

Sind die beiden Schubdüsenpaare im Senkrechtstart bzw. im Schwebezustand des Flugzeuges mit geringem Bodenabstand nach unten gerichtet, so treffen die von diesen Schubdüsen ausgestoßenen Schubstrahlen auf den Boden auf und haben infolgedessen das Bestreben, sich dort nach allen Richtungen hin gleichmäßig auszubreiten. Die Ausbreitungskompοnenten der Schubstrahlen benachbarter, nach unten gerichteter Strahldüsen stoßen naturgemäß in den Überschneidungsbereichen der beiderseitigen Ausbreitungskomponenten aufeinander und werden folglich in Form eines kräftigen Aufwindes nach oben abgelenkt. Im Falle des Schubdüsenpaares 22 bildet sich dieser Aufwind im wesentlichen längs der Längsachse an der Unterseite des Flugzeuges, da die beiden Schubdüsen 22 ihre Schubstrahlen -mit im wesentlichen gleicher Geschwindigkeit ausstoßen und äquidistant von der Längsachse des Flugzeugs angeordnet sind. Der Aufwind trifft

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also auf die Unterseite des Flugzeugrumpfes auf und strömt dann längs der Rumpfaußenwandungen an beiden !Plugzeugseiten nach oben. Ein großer Teil dieses Aufwindes strömt aber auch längs der Rumpfunterseite nach vorne und gelangt damit in den Bereich der Lufteinlaßöffnungen des Triebwerks, von welchen er folglich eingesaugt wird.

Dieser Einzug eines Teiles der von den Schubdüsen ausgestoßenen Gase hat eine nachteilige Wirkung auf die Leistung des Flugzeugtriebwerkes, da diese Gase auf Grund des Umstandes, daß sie vom Austrittsquerschnitt des Niederdruckverdichters' abgenommen werden, eine höhere Temperatur haben als die umgebende Atmosphäre. Aus diesem Grunde erhöht sich die. Temperatur der vom Triebwerk angesaugten Luft und dies hat wiederum zur Folge, daß die Temperatur der in die Gasturbine eintretenden Gase erhöht wird und folglich die Schubleistung des Triebwerkea sich vermindert. ' ■

Die Verhältnisse werden noch schlechter, wenn das zusätzliche Brennersystem 23 in Betrieb genommen wird, weil beispielsweise zum Zwecke eines Senkrechtstartes bzw. einer Senkrechtlandung oder eines Kurzstartes bzw· einer Kurzlandung mit großer Nutzlast ein besonders großer

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Auftriebssjchub der Schubdüsen benötigt wird. In diesem Falle führen nämlich die von dem Schubdüsenpaar 22 ausgestoßenen Schubstrahlen nicht nur warme Luft, sondern heiße Verbrennungsgase von wesentlich größerer Geschwindigkeit, Durch den Einzug solcher heißer Verbrennungsgase in den Lufteintritt des Triebwerks kann die Temperatur der in das Triebwerk eintretenden Luft so stark erhöht werden, daß der ganze, durch die Einschaltung des zusätzlichen Brennersysteins erzielte Schubgewinn wieder verloren geht.

Mit jedem.Eintritt vom Boden reflektierter Schubstrahlgase ist die Gefahr gegeben, daß außerdem hochgewirbeltes Gut in den Lufteinlaß des Triebwerkes gelangt und in dem Falle, daß das vordere Schubdüsenpaar des Triebwerks bei Einschaltung des zusätzlichen Brennersystems heiße Gase ausstößt, ist die Gefahr noch größer, daß vom Boden abgesprengte, harte Bruchstücke aufgewirbelt und in den Lufteinlaß des Triebwerks eingesaugt werden. Wird das zusätzliche Brennersystem 23 in Betrieb genommen, so erhöht sich die aus der Kaltstrahl-Brennkammer 20 ausgestoßene spezifische Gasmenge und diese je Zeiteinheit größere Gasmenge muß durch die vorderen Schubdüsen 22 ausgestoßen werden. Dies würde bedingen, daß, wenn keine

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Drosselung eintreten soll, der Austrittsquerschnitt dieser vorderen Schubdüsen größer sein müßte. Diese Schwierigkeit wird durch die Erfindung in nachstehender Weise vermieden.

Gemäß der Erfindung ist an der Unterseite des Flugzeugrumpfes an einer Stelle zwischen den Lufteinlaßöffnungen des Triebwerks und dem vorderen Schubdüsenpaar 22 eine zusätzliche Strahldüse 25 fest angeordnet, deren Düsenstrahl verhindert, daß die von dem vorderen Schubdüsenpaar ausgestoßenen Gase bzw. deren vom Boden kommende Reflexionskomponenten in die Lufteinlaßöffnungen des Triebwerks eintreten. Die zusätzliche Strahldüse 25 ist an der Rumpfunterseite auf der in der Ebene der Flugzeuglängsachse gelegenen Unterflächen-Mittellinie derart angeordnet, daß sie in einer Ebene liegt, welche mit Bezug auf die beiden Schubdüsen 22 eine Äquidistante darstellt. Der von dieser zusätzlichen Strahldüse 25 ausgestoßene Düsenstrahl ist infolgedessen dem Aufwind entgegengerichtet, welcher beim Senkrechtstart bzw. bei der Senkrechtlandung oder im Schwebezustand des Flugzeuges mit geringem Bodenabstand in einer durch die Rumpf-Unterflächenmittellinie gehenden Ebene nach oben strömt.

Die zusätzliche Strahldüse 25 ist über einen zusätzlichen 909836/00 9 6

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Strömungskanal 26 an den unteren Teil der Kaltstrahl-Brennkammer angeschlosseni wobei die Anschlußstelle an einer Stelle stromauf der beiden zusätzlichen Brenner-· systeme 23 gelegen ist. Der zusätzliche Kanal 26 ist mit einer Einrichtung versehen, welche gestattet, die aus der Kaltstrahl-Brennkammer durch diesen zusätzlichen Kanal strömende Gasströmung zu beeinflussen. Diese Einrichtung ist im Rahmen des hier zu beschreibenden Beispiels als Klappenventil" 27 ausgebildet. Der Querschnitt der zusätzlichen Strahldüse 25 ist so gewählt, daß er die bei Einschaltung der zusätzlichen Brennersysteme 23 an sich erforderliche Querschnittsvergrößerung des Schubdüsenpaares 22 ausmacht.

Bei normalem Betrieb des Triebwerks ist das Ventil geschlossen und infolgedessen stößt das hintere Schubdüsenpaar 19 Turbinenabgase und das vordere Schubdüsenpaar 22 Luftstrahlen aus. Soll das Flugzeug senkrecht starten oder mit geringem Bodenabstand schweben, wobei es gleichgültig ist, ob in di-esem Flugzustand zusätzlicher Auftriebsschub benötigt wird oder nicht, d.h. die zusätzlichen Brennersysteme 23 eingeschaltet sind oder nicht, so sind alle vier Schubdüsen so verschwenkt, daß ihre Schubstrahlen nach unten gerichtet sind. Wird das Klappen-

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ventil 27 geöffnet, so strömt ein Teil der in die Kaltstrahl-Brennkammer einströmenden Druckluft über den susätzliehen Stromungskanal 26 zur zusätzlichen Strahldüse und wird von dieser ausgestoßen.

Sind die Hilfsbrennersysteme 25 nicht in Betrieb, so verhindert die bei geöffnetem Klappenventil 27 über die zusätzliche Strahldüse 25 austretende Luft, daß die von den vorderen Schubdüsen ausgestoßene Druckluft bzw. deren Reflexionskomponenten bzw. von diesen vom Boden hochgewirbeltes Gut in den Lufteinlaß des Triebwerks gelangen. Wird das zusätzliche Brennersystem 23 eingeschaltet, so stellt die zusätzliche Strahldüse 25 mit Bezug auf die aus der Kaltstrahl-Brennkammer ausströmende Gasströmung einen zusätzlichen Austrittsquerschnitt dar, während gleichzeitig die an den zusätzlichen Brennersystemen 23 vorbeiströmende Luftmenge verringert wird. Dadurch wird einerseits die Temperatur der durch die Schubdüsen 22 strömenden Gase erhöht und andererseits möglich gemacht, daß trotzdem die Austrittsquerschnitte dieser Schubdüsen auf normale Betriebsbedingungen abgestimmt sein können, d.h. auf einen Triebwerksbetrieb ohne die zusätzlichen Brennersysteme 23. Damit ist es möglich, die Abmessungen

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der Schubdüsen 22 klein zu halten, so daß sie einen nur geringen Luftwiderstand bieten. Außerdem wird dadurch die Verwendung schwerer und teuerer Schubdüsen veränderlichen Austrittsquerschnitts vermieden.

Da der zusätzliche Strömungskanal 26 von Druckluft durchströmt wird, welche an einer stromauf der zusätzlichen Brennersysteme 23 gelegenen Stelle abgezapft wird, stößt die zusätzliche Austrittsdüse 25 einen verhältnismäßig kalten Luftstrahl aus, dessen Strömungsgeschwindigkeit im Vergleich zu der Strömungsgeschwindigkeit der Gase niedrig ist, welche von den Schubdüsen 22 ausgestoßen werden, wenn die zusätzlichen Brennersysteme 23 eingeschaltet sind. Dieser Kaltluftstrahl stellt einen Schutzvorhang zwischen den Lüfteintrittsöffnungen 13 des Triebwerks und den heißen Gasen dar, welche von dem Schubdüsenpaar 22 ausgestoßen werden. Dieser Schutzvorhang schützt also die Lufteintrittsöffnungen des Triebwerks vor dem Einzug heißer Gase und vom Boden hochgewirbelten Gutes. Ein weiterer Vorteil des von der zusätzlichen Strahldüse 25 ausgestoßenen Kaltluftstrahles besteht darin, daß derselbe das ausgefahrene Bugrad 30 des Flugzeuges kühlt und eine Überhitzung desselben durch die von den Schubdüsen 22 ausgestoßenen heißen Gase verhütet.

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Die zusätzliche Strahldüse 25 kann jede mögliche Gestalt haben, beispielsweise also diejenige eines länglichen Schlitzes, welcher quer zur Flugzeuglängsachse liegt. In Abwandlung dessen kann auch die einzige zusätzliche Strahldüse 25 durch eine Vielzahl solcher zusätzlicher Strahldüsen ersetzt sein, die beispielsweise aus einem gemeinsamen zusätzlichen Druckluftkanal gespeist werden. Auch können ein oder mehrere Prallbleche vorgesehen sein, mit deren Hilfe die von der zusätzlichen Strahldüse 25 ausgestoßene Druckluft daran gehindert wird, gleich wieder in die Lufteintrittsöffnungen des Triebwerks einzutreten. Bei einem bereits ausgeführten Flugzeug gemäß der Erfindung beträgt der Querschnitt der zusätzlichen Strahldüse 25 etwa 27 % des gesamten Vorderdüsenquerschnitts und trägt infolgedessen sehr wesentlich im Sinne der Lieferung eines zusätzlichen Auftriebsschubes bei.

Das Klappenventil 27 kann entweder vom übrigen Triebwerksbetrieb unabhängig betätigbar sein oder aber auch mit Betätigungseinrichtungen verbunden sein, mittels welcher der Betrieb der zusätzlichen Brennersysteme beeinflußt wird.

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Claims

Patentansprüche

Λ ν Flugzeug, dessen Triebwerk mindestens eine Strahldüse aufweist, deren Schubstrahl nach unten richtbar ist, gekennzeichnet durch mindestens eine weitere Strahldüse (25), deren Düsenstrahl dazu dient, den von der erstgenannten Strahldüse (z.B. 22) ausgestoßenen Schubstrahl daran zu hindern, in einen Lufteinlaß (13) des Triebwerks einzutreten.
2. Flugzeug nach Anspruch 1 mit mindestens einer

in der Nähe eines Lufteinlasses des Triebwerks angeordneten Strahldüse, deren Schubstrahl nach unten richtbar ist, dadurch gekennzeichnet, daß mindestens eine der genannten zusätzlichen Strahldüsen (25) zwischen dieser Schubdüse (z.B.22) und dem Lufteinlaß (13) angeordnet und daß der von ihr ausgestoßene Düsenstrahl mittels hierfür vorgesehener Ventilmittel (27) regelbar ist.
3. Flugzeug nach Anspruch 4 oder 2 mit einem Kanalsystem, über welches zumindestens einer der Strahldüsen vom Triebwerk her Druckluft zugeführt wird und in

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welchem ein zusätzliches Brennersystem angeordnet iat, gekennzeichnet durch ein weiteres Kanalsystem (26), über welches zumindestens einer der genannten zusätzlichen Strahldüsen (25) Druckluft von einer stromauf dea genannten zusätzlichen Brennersystems (23) des erstgenannten Kanal-3ystems (21, 22) gelegenen Stelle her zugeführt wird und in welchem die genannten Ventilmittel (27) angeordnet sind.
4·. Flugzeug nach Anspruch 2 oder 3» dadurch gekennzeichnet, daß die Ventilmittel (27) zur Regelung des von der oder den zusätzlichen Strahldüsen (25) ausgestoßenen Düsenstrahles unabhängig vom Triebwerkslauf verstellbar sind.
5. Plugzeug nach Anspruch 2 oder 3» dadurch gekennzeichnet, daß die Ventilmittel (27) zur Regelung des von der oder den zusätzlichen Strahldüsen (25) ausgestoßenen Düsenstrahles in Abhängigkeit vom Betrieb des zusätzlichen Brennersystems (23) verstellbar sind.
6. !Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 5 zwei Schubdüsen, gekennzeichnet durch eine einzige zusätzliche Strahldüse (25)» die in einer zwischen den

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beiden Schubdüsen (22) mit Bezug auf diese beiden Schubdüsen äquidistant gelegenen Ebene angeordnet ist.
7· Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß der von der oder den zusätzlichen Strahldüsen (25) ausgestoßene Düsenstrahl durch Umlenkmittel in eine von dem oder den Triebwerks-Lufteinlässen (13) wegführende Richtung geleitet wird.
8. Flugzeug nach einem der Ansprüche 2 bis 5» dadurch gekennzeichnet, daß der Querschnitt der zusätzlichen Strahldüse bzw. -düsen (25) so gewählt ist, daß die beim Betrieb dieser zusätzlichen Strahldüse bzw. -düsen durch diese hindurchströmende Strömung eine Aufnahme der beim Betrieb des zusätzlichen Brennersystems (23) sonst durch die Schubdüse bzw. -düsen (22) hindurchströmenden verstärkten Strömung gestattet.
9· Flugzeug nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Schubdüse bzw. die Schubdüsen (22) des Flugzeuges unveränderlichen Querschnitt haben.
10. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 9>

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gekennzeichnet durch vier Schubdüsen (19, 22), nämlich durch ein vorderes öchubdusenpaar (22) und durch ein hinteres Schubdusenpaar (19)·

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