DE1506569C3 - Kurz- oder senkrechtstartfähiges strahlgetriebenes Flugzeug - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein kurz- oder senkrechtstartfähiges strahlgetriebenes Flugzeug gemäß dem Oberbegriff des vorstehenden Patentanspruchs 1.

Ein solches Flugzeug ist aus der DT-AS 11 99 626 bekannt. Dieses bekannte Flugzeug weist ein im vorderen Teil des Rumpfes fest eingebautes vertikales Hubtriebwerk, welches eine vordere, nach unten gerichtete Strahldüse zur Erzeugung eines Auftriebsschubes bei Start und Landung speist, und ein weiter hinten angeordnetes Marschtriebwerk auf, welches eine hintere Schwenkdüse speist. In den Verkleidungen der an den Rumpfseiten angeordneten Triebwerkseinläufe des Marschtriebwerks ist jeweils eine den Triebwerkseinlauf umschließende Kammer gebildet, und die Verkleidungen sind an den Einlauflippen des Marschtriebwerks mit Luftaustrittsdüsen versehen, durch welche aus dem Verdichter abgezweigte und in die Kammern geleitete Luft zwecks Bildung eines Luftschleiers ausgeblasen wird, welcher verhindert, daß aus dem Hubtriebwerk rezirkulierende heiße Gase in den Marschtriebwerkseinlauf hineingelangen.

Als Antriebsaggregate für kurz- oder senkrechtstartfähige Flugzeuge sind außerdem Schwenkdüsentriebwerke allgemein bekannt, bei denen es sich um Gebläsestrahlturbinentriebwerke handelt, die mit einem vorderen und einem hinteren Schwenkdüsenpaar ausgestattet sind. Das vordere Schwenkdüsenpaar wird dabei mit dem größten Teil der vom Gebläse geförderten Luft beaufschlagt, während das hintere Schwenkdüsenpaar vom Turbinenabgasstrahl gespeist wird.

Bei derartigen Schwenkdüsentriebwerken ist es wünschenswert, zur Auftriebsschubsteigerung bei Start und Landung oder beim Schweben mit geringem Bodenabstand zusätzlich Brennstoff in dem zu den vorderen Schwenkdüsen strömenden Gasstrom zu verbrennen, was jedoch das Problem aufwirft, daß dann die vorderen Schwenkdüsen zur Anpassung an die unterschiedlichen Durchsatzverhältnisse bei wahlweisem Betrieb mit oder ohne Zusatzverbrennung als Verstelldüsen ausgebildet sein müßten, da beim Betrieb mit Zusatzverbrennung ein wesentlich größerer Düsenaustrittsquerschnitt als beim normalen Betrieb erforderlich ist, in welch letzterem verhältnismäßig kalte Luft ausgestoßen wird. Verstelldüsen sind jedoch, insbesondere, wenn es sich um Schwenkdüsen handelt, besonders aufwendig schwer und kostspielig.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ausgehend von einem Flugzeug der im Oberbegriff des vorstehenden Patentanspruchs 1 beschriebenen Art, die Anordnung so zu treffen, daß gleichzeitig eine Verhinderung des Wiedereintritts von rezirkulierenden Triebwerksabgasen in den Triebwerkseinlauf sichergestellt und außerdem eine Zusatzverbrennung in der vorderen Schubdüse zur Steigerung des Auftriebsschubes ohne Notwendigkeit einer Verstelldüse ermöglicht wird. Gemäß der Erfindung wird diese Aufgabe durch die im Kennzeichen des vorstehenden Patentanspruchs 1 angegebene Anordnung gelöst.

Die Erfindung bringt den technischen Fortschritt, daß als vordere Schubdüse trotz wahlweisem Betrieb mit oder ohne Zusatzverbrennung in dem zu dieser Schubdüse führenden Gaskanal keine Verstelldüse zur Anpassung des Düsenaustrittsquerschnittes an die unterschiedlichen Durchsatzverhältnisse beim Betrieb mit oder ohne Zusatzverbrennung erforderlich ist, sondern daß aufgrund der erfindungsgemäßen Anordnung und Ausbildung der Blasdüse und der zugehörigen Ventileinrichtung diese zur Verhinderung einer Rezirkulation von heißen Triebwerksabgasen und gleichzeitig als den Austrittsquerschnitt der vorderen Schubdüse praktisch vergrößernde Zusatzstrahldüse dient. Dadurch ist beim Betrieb der Zusatzbrenneinrichtung ein beträchtlich größerer Luftdurchsatz bei unveränderter Schubdüse möglich, denn ein Teil der zuströmenden Luft wird durch die als Zusatzstrahldüse dienende Blasdüse ausgestoßen und erzeugt zusätzlichen Auftriebsschub. Da die in die Zusatzstrahldüse geleitete Luft stromauf der Zusatzbrenneinrichtung aus dem Gaskanal abgezweigt wird, ist diese Luft kalt, und die Blasdüse erfüllt weiterhin ihre Funktion als Mittel zur Verhinderung der Rezirkulation heißer Triebwerksabgase in den Triebwerkseinlauf hinein. Außerdem bringt die Blasdüse bei der erfindungsgemäßen Anordnung den Vorteil, daß der aus ihr austretende kalte Luftstrahl bei Start und Landung das Bugfahrwerk des Flugzeugs kühlt und vor einer Beeinträchtigung durch heiße Triebwerksabgase schützt.

Bevorzugte Ausgestaltungen der Erfindung bilden Gegenstand der vorstehenden Unteransprüche.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachstehend mit Bezug auf die Zeichnungen im einzelnen beschrieben. Es zeigt

F i g. 1 eine schematische Seitenansicht eines kurz-

oder senkrechtstartfähigen strahlgetriebenen Flugzeugs,

Fig.2 eine Frontansicht des in Fig. 1 gezeigten Flugzeugs und

Fig.3 eine Draufsicht auf das in den Fig. 1 und 2 dargestellte Flugzeug, wobei das Triebwerk schematisch im Schnitt gezeigt ist.

Der Rumpf 10 des dargestellten Senkrechtstartflugzeugs beherbergt unmittelbar hinter der Flugzeugführerkanzel 11 ein Zweiwellen-Gasturbinen-Strahltriebwerk. Durch zwei nach vorne weisende, beiderseits des Rumpfes angeordnete Einlaufe 13 eines gegabelten Lufteinlaßkanals 12 gelangt Luft in ein Gebläse 14. Ein Teil der vom Gebläse geförderten Luft wird einem Hochdruckverdichter 15 zugeführt, dem eine Brennerkammer 16 und eine Turbine 17 nachgeschaltet sind. Die Turbinenabgase strömen durch einen gegabelten ! Abgaskanal 18 in ein hinteres Schwenkdüsenpaar 19. Der andere Teil der vom Gebläse 14 geförderten Luft tritt in eine den Hochdruckverdichter umgebende j Kaltstrahl-Brennkammer 20 ein. Von dieser Kaltstrahl-Brennkammer zweigen seitlich zwei Gaskanäle 21 ab, ! die in zwei vordere Schwenkdüsen 22 ausmünden. In ) den Gaskanälen 21 sind Zusatzbrenneinrichtungen 23 angeordnet, mittels welcher in dem den Düsen 22 zugeführten Luftstrom Brennstoff zwecks Schubsteigerung verbrannt werden kann. Vorderhalb der vorderen Düsen sind beiderseits Verkleidungsbleche 24 am Rumpf angeordnet, welche den Luftwiderstand dieser Düsen während des Fluges vermindern.

Sind die beiden Schubdüsenpaare beim Senkrechtstart bzw. im Schwebezustand des Flugzeuges mit geringem Bodenabstand nach unten gerichtet, so haben die von den Düsen ausgestoßenen, auf den Boden auftreffenden Schubstrahlen das Bestreben, sich dort nach allen Richtungen gleichmäßig auszubreiten. Die Ausbreitungskomponenten der Schubstrahlen benachbarter Strahldüsen treffen dabei in ihrem Überschneidungsbereich aufeinander und werden dadurch in Form eines kräftigen Aufwindes nach oben abgelenkt. Im Falle des Düsenpaars 22 bildet sich dieser Aufwind im wesentlichen entlang der Flugzeuglängsachse und trifft also auf die Unterseite des Flugzeugrumpfes auf und strömt dann längs der Rumpfaußenwandungen an beiden Flugzeugseiten nach oben. Ein großer Teil dieses Aufwindes hat das Bestreben, längs der Rumpfunterseite nach vorne in den Bereich der Lufteinläufe 13 des Triebwerks zu strömen, von welchen er dann angesaugt würde.

Das Ansaugen von rezirkulierenden, aus den Düsen 22 ausgestoßenen Gasen würde die Triebwerksleistung beeinträchtigen, da diese Gase eine höhere Temperatur haben als die Außenluft. Dies gilt insbesondere, wenn sich die Zusatzbrenneinrichtungen 23 in Betrieb befinden.

Bei Betrieb der Zusatzbrenneinrichtungen 23 erhöht sich außerdem die aus der Kaltstrahl-Brennkammer 20 ausgestoßene Gasmenge je Zeiteinheit, welche durch die vorderen Schubdüsen 22 ausgestoßen werden muß. Dies würde, wenn keine Drosselung eintreten soll, einen größeren Austrittsquerschnitt dieser vorderen Schubdüsen bedingen. Diese Schwierigkeit wird dadurch vermieden, daß an der Unterseite des Flugzeugrumpfes an einer zwischen den Lufteinläufen 13 und dem vorderen Düsenpaar 22 gelegenen Stelle eine weitere Düse 25 angeordnet ist, die einerseits mit ihrem Düsenstrahl verhindert, daß vom vorderen Düsenpaar ausgestoßene Gase rezirkulieren und in die Lufteinläufe eintreten, und die andererseits als zusätzliche Strahldüse zur Vergrößerung des Austrittsquerschnitts für den aus der Kaltstrahl-Brennkammer kommenden Gasstrom dient. Die zusätzliche Strahldüse 25 ist in der Flugzeuglängsmittelebene äquidistant von den beiden Schubdüsen 22 angeordnet. Der von dieser zusätzlichen Strahldüse 25 ausgestoßene Düsenstrahl ist infolgedessen dem Aufwind entgegengerichtet, welcher beim Senkrechtstart bzw. bei der Senkrechtlandung oder im Schwebezustand des Flugzeugs mit geringem Bodenabstand unter dem Flugzeugrumpf nach oben strömt.

Die zusätzliche Strahldüse 25 ist über einen Kanal 26 stromauf der beiden Zusatzbrenneinrichtungen 23 mit dem unteren Teil der Kaltstrahl-Brennkammer verbunden. Der Kanal 26 ist mit einer Ventileinrichtung, hier mit einem Klappenventil 27, versehen, die eine Steuerung der Gasströmung zur zusätzlichen Strahldüse 25 gestattet. Der Querschnitt der zusätzlichen Strahldü se 25 ist so gewählt, daß er die bei Einschaltung der Zusatzbrenneinrichtung 23 an sich erforderliche Querschnittsvergrößerung des Schubdüsenpaares 22 ausmacht. Damit ist es möglich, die Abmessungen der Schubdüsen 22 klein zu halten, so daß sie einen nur geringen Luftwiderstand bieten. Außerdem wird dadurch die Verwendung schwerer und teurer Verstelldüsen vermieden.

Da der Kanal 26 von Druckluft durchströmt wird, die stromauf der Zusatzbrenneinrichtung 23 abgezapft wird, stößt die zusätzliche Strahldüse 25 einen verhältnismäßig kalten Luftstrahl aus, dessen Strömungsgeschwindigkeit im Vergleich zur Strömungsgeschwindigkeit der Gase aus den Schubdüsen 22 bei eingeschalteten Zusatzbrenneinrichtungen niedrig ist. Dieser Kaltluftstrahl bildet einen Schutzvorhang, der die Lufteinläufe vor dem Ansaugen heißer Gase und vom Boden hochgewirbelten Gutes schützt. Außerdem kühlt dieser Kaltluftstrahl das ausgefahrene Bugrad 30 des Flugzeuges und verhütet eine Überhitzung desselben durch die von den Schubdüsen 22 ausgestoßenen heißen Gase.

Die zusätzliche Strahldüse 25 kann jede mögliche Gestalt, haben, beispielsweise als länglicher, quer zur Flugzeuglängsachse verlaufender Schlitz ausgebildet sein. Anstelle einer einzigen zusätzlichen Strahldüse 25 kann auch eine Anzahl solcher zusätzlicher Strahldüsen vorgesehen sein, die beispielsweise aus einem gemeinsamen Druckluftkanal gespeist werden. Auch können Prallbleche vorgesehen sein, mit deren Hilfe die von der zusätzlichen Strahldüse 25 ausgestoßene Druckluft daran gehindert wird, gleich wieder in die Lufteinläufe einzutreten. Bei einem bereits ausgeführten Flugzeug beträgt der Querschnitt der zusätzlichen Strahldüse 25 etwa 27 % des gesamten Vorderdüsenquerschnitts und trägt infolgedessen sehr wesentlich zur Erzeugung eines zusätzlichen Auftriebsschubes bei.

Das Klappenventil 27 kann entweder vom übrigen Triebwerksbetrieb unabhängig betätigbar sein oder mit Einrichtungen zur Steuerung der Zusatzbrenneinrichtungen 23 gekoppelt sein.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims (4)

Patentansprüche:

1. Kurz- oder senkrechtstartfähiges strahlgetriebenes Flugzeug mit mindestens einer vorderen und einer hinteren Strahldüse mit nach unten richtbarem Schubstrahl und mit mindestens einer Blasdüse, deren Düsenstrahl einen Luftvorhang zur Verhinderung einer Rezirkulation von aus den Schubdüsen austretenden heißen Triebwerksabgasen bei nach unten gerichtetem Schubstrahl in den oder die Triebwerkseinläufe bildet, dadurch gekennzeichnet, daß in dem zur vorderen Schubdüse (22) führenden Gaskanal (21) eine wahlweise betreibbare Zusatzbrenneinrichtung (23) zur Verbrennung von zusätzlichem Brennstoff zwecks Schubsteigerung angeordnet ist und daß die Blasdüse (25) nach unten gerichtet ist und bei Betrieb der Zusatzbrenneinrichtung außerdem im Sinne einer Vergrößerung des Schubdüsenaustrittsquerschnittes als Zusatzschubdüse dient, wobei eine den Luftstrom zur Blasdüse steuernde Ventileinrichtung (27) einen Teil des zur Zusatzbrenneinrichtung strömenden Gases in die Blasdüse hinein abzweigt.

2. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Ventileinrichtung (27) zur Steuerung des von der Zusatzschubdüse (25) ausgestoßenen Düsenstrahles unabhängig vom Triebwerkslauf verstellbar ist.

3. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Ventileinrichtung (27) zur Steuerung des von der Zusatzschubdüse (25) ausgestoßenen Düsenstrahles in Abhängigkeit vom Betrieb der Zusatzbrenneinrichtung(23) verstellbar ist.

4. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 3 mit jeweils an den Flugzeugseiten angeordneten vorderen und hinteren Strahldüsen, dadurch gekennzeichnet, daß eine einzige Zusatzstrahldüse (25) in der Flugzeuglängsmittelebene angeordnet ist.