DE1526812B2 - Zweikreis-gasturbinenstrahltriebwerk fuer flugzeuge - Google Patents
Zweikreis-gasturbinenstrahltriebwerk fuer flugzeugeInfo
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- DE1526812B2 DE1526812B2 DE1965G0044027 DEG0044027A DE1526812B2 DE 1526812 B2 DE1526812 B2 DE 1526812B2 DE 1965G0044027 DE1965G0044027 DE 1965G0044027 DE G0044027 A DEG0044027 A DE G0044027A DE 1526812 B2 DE1526812 B2 DE 1526812B2
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- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
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- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf ein Zweikreis-Gasturbinenstrahltriebwerk
für Flugzeuge mit einem Axialfrontgebläse, einer das Frontgebläse umschließenden
koaxialen Gebläseverkleidung, die an der Vorderseite einen Lufteinlaß aufweist, und mit. einer
teilweise in die Gebläseverkleidung eingeschobenen Triebwerkszelle, die ein Gasturbinenstrahltriebwerk
umschließt und am hinteren Ende in einer Abgasdüse für die Abgase des Gasturbinenstrahltriebwerks endet,
wobei der hintere Abschnitt der Gebläseverkleidung unmittelbar zusammen mit der Außenfläche der
Triebwerkszelle eine ringförmige Gebläsedüse für das
Frontgebläse bildet.
Bei einem aus der US-PS 3036431 bekannten Zweikreis-Gasturbinenstrahltriebwerk dieser Art
enthält der Gebläsekanal einen konvergierenden Abschnitt, der aber in erheblichem Abstand vor der Austrittsebene
der Gebläsedüse in einen Abschnitt mit gleichbleibendem Querschnitt übergeht. Die Triebwerkszelle
erreicht ihren maximalen Durchmesser in diesem Gebläsekanalabschnitt gleichbleibenden
Querschnitts, behält aber dann diesen maximalen Durchmesser über den größten Teil ihrer Länge bei
und beginnt erst im Bereich ihrer Abgasdüse, in erheblichem Abstand hinter der Austrittsebene der Gebläsedüse,
zu konvergieren. In diese konvergierende Abgasdüse ist ein Verschlußkörper eingesetzt, der im
Bereich der Austrittsebene der Abgasdüse eine Stelle maximalen Durchmessers hat und von dieser Stelle
aus stromabwärts konisch konvergiert.
Die bei Zweikreis-Gasturbinenstrahltriebwerken weit verbreitete Verwendung von Triebwerkszellen,
deren Durchmesser über einen großen Teil ihrer
'<· Länge stromabwärts von der Gebläsedüse konstant bleibt, ergibt an der Außenseite der Triebwerkszelle
hinter der Gebläsedüse ungünstige Druckverhältnisse, die den Luftwiderstand erhöhen, und einen schlechten
Wirkungsgrad des Axialfrontgebläses. Diese Wirkun- > gen treten um so stärker in Erscheinung, je niedriger
der Druck und je größer das Volumen der durch das Frontgebläse geförderten Luftströmung ist.
Etwa die gleiche Ausbildung der Gebläseverkleidung und der Triebwerkszelle bei einem Zweikreis-
^o Gasturbinenstrahltriebwerk mit Axialfrontgebläse
findet sich auch in der Zeitschrift »Aviation Week & Space Technology«, 11. Mai 1964, Seiten 70/71. In
der gleichen Zeitschrift sind auch Triebwerke dargestellt, bei denen das Gebläse nicht koaxial zur Gasturbine
angeordnet ist, sondern seitlich neben der Gasturbine, und von dieser über ein mechanisches
Getriebe oder über eine am Umfang des Gebläserotors angeordnete Spitzenturbine angetrieben wird. In
diesem Fall ist in die Gebläseverkleidung teilweise ein
3« Verschlußkörper eingeschoben, der das Lager für den
Gebläserotor enthält und von einer in der Austrittsebene der Gebläsedüse liegenden Stelle größten
Durchmessers in einem verhältnismäßig großen Winkel zur Gebläseachse stromabwärts konvergiert. SoI-
3"> ehe Verschlußkörper, die auch in den Abgasdüsen der
Strahltriebwerke üblich sind, haben eine im Verhältnis zu ihrem maximalen Durchmesser geringe Länge; ihre
Maßverhältnisse können nicht auf Triebwerkszellen übertragen werden, deren Länge durch den Aufbau
des Triebwerks vorgegeben ist.
Aufgabe der Erfindung ist die Schaffung eines Zweikreis-Gasturbinenstrahltriebwerks der eingangs
angegebenen Art, das ohne Vergrößerung des Durchmessers günstigere Druckverhältnisse und dadurch einen
besseren Wirkungsgrad aufweist.
Nach der Erfindung wird diese Aufgabe dadurch gelöst, daß der Gebläsekanal bis zu einer im Bereich
seiner Austrittsebene liegenden Stelle maximalen Durchmessers der Triebwerkszelle konvergiert, <und
daß die Triebwerkszelle von der Stelle ihres maximalen Durchmessers an zur Bildung einer Rekompressionsfläche
stromabwärts konvergiert.
Bei dem Zweikreis-Gasturbinenstrahltriebwerk nach der Erfindung spielt die Triebwerkszelle für die
Gebläsedüse eine ähnliche Rolle wie die Verschlußkörper für die Abgasdüsen von Strahltriebwerken.
Dies ist trotz der erforderlichen beträchtlichen Länge der Triebwerkszellen ohne Durchmesservergrößerung
möglich; es wurde festgestellt, daß die vorteil-
bo hafte Wirkung bereits mit verhältnismäßig kleinen
Konvergenzwinkeln erreicht wird, weil die Strömung des Gebläses mit niedrigem Druck und großem Volumen
erfolgt. Bei Messungen entlang der Gebläseverkleidung und der Triebwerkszelle werden wesentlich
günstigere Druckverhältnisse festgestellt als bei Triebwerken, bei denen die Triebwerkszellen stromabwärts
von der Gebläsedüse über einen beträchtlichen Teil ihrer Länge einen gleichbleibenden Durch-
messer haben. Dadurch wird der Luftwiderstand verringert und der Wirkungsgrad verbessert. Ferner
kann die Länge der Gebläseverkleidung verringert werden, da diese an der Stelle des maximalen Durchmessers
der Triebwerkszelle liegt; diese Stelle kann nahe beim Vorderende der Triebwerkszelle liegen.
Eine kürzere Gebläseverkleidung ergibt weitere Vorteile in aerodynamischer Hinsicht.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in der Zeichnung dargestellt. Darin zeigt
Fig. 1 eine zum Teil geschnittene Seitenansicht eines Zweikreis-Gasturbinenstrahltriebwerks nach der
Erfindung, und
Fig. 2 eine schematische Darstellung des Gasturbinenstrahltriebwerks
mit Angabe einiger Durchmesser und Winkel.
Das in Fig. 1 dargestellte Zweikreis-Gasturbinenstrahltriebwerk 1 enthält eine (in axialer Richtung)
verhältnismäßig kurze Gebläseverkleidung 2, eine Triebwerkszelle 3, die teilweise teleskopartig in die
Gebläseverkleidung eingeschoben ist, und einen konischen Verschlußkörper 4, der seinerseits teilweise
von der Triebwerkszelle umschlossen ist. Alle diese zuvor erwähnten Teile liegen im wesentlichen koaxial
zur Triebwerksachse. Das Triebwerk ist ein Axialströmungs-Gasturbinenstrahltriebwerk
mit einem Axialfrontgebläse 10, das Luft durch einen Lufteinlaß 12 aufnimmt. Das Frontgebläse wird so betrieben, daß
es eine Gasströmung mit verhältnismäßig großem Volumen und niedrigem Druck erzeugt. Die Gasströmung
des Gebläses wird durch den vorderen Abschnitt 24 der Triebwerkszelle 3 geteilt; der größere
Teil wird durch einen ringförmigen Gebläsekanal 14 ausgestoßen, der von einem in einer Hinterkante 20.
endenden hinteren Abschnitt 18 der Gebläseverklei-^
dung 2 und der Außenfläche 28 des in diesen Abschnitt 18 ragenden vorderen Abschnitts 24 der
Triebwerkszelle 3 gebildet wird und in einer ringförmigen Gebläsedüse 16 endet. Der übrige Teil der
Gasströmung des Gebläses wird durch einen Einlaß 22 in die Triebwerkszelle 3 geleitet. Im Innern der
Triebwerkszelle ist ein herkömmlicher Gaserzeuger 32 angeordnet, der aus einem Kompressor 34, einem
Verbrennungsraum 36 und einer den Kompressor 34 über eine Hohlwelle 39 antreibenden Turbine 38 besteht.
Am Austrittsende des Gaserzeugers 32 ist eine mehrstufige Turbine 40 angeordnet, die über eine koaxial
zur Hohlwelle 39 liegende Welle 42 das Axialfrontgebläse 10 antreibt. Nach dem Durchgang durch
die Turbine 40 verläßt der heiße Gasstrom das Gasturbinenstrahltriebwerk
1 durch eine ringförmige Abgasdüse 44. Die Abgasdüse 44 ist, ähnlich wie die Gebläsedüse 16, durch einen hinteren Abschnitt 46
der Triebwerkszelle 3, der in einer Hinterkante 48 endet, und die Außenfläche des in diesen Abschnitt
ragenden Verschlußkörpers 4 gebildet.
Die Außenfläche 28 der Triebwerkszelle 3 weist eine Stelle 50 maximalen Durchmessers auf, die in
der Austrittsebene der Gebläsedüse 16 liegt. Dadurch wird eine Einschnürung in der Austrittsebene des Gebläsekanals
für den normalerweise mit Unterschallgeschwindigkeit austretenden Gasstrom des Gebläses
mit verhältnismäßig niedrigem Druck und großem Volumen gebildet. Ferner weist der die Gebläsedüse
16 bildende Endabschnitt 18 der Gebläseverkleidung 2 eine optimale Form hinsichtlich eines geringen
Luftwiderstands auf; er bildet nämlich eine nach innen gekrümmte (oder konisch verlaufende) Fläche, die in
einem Winkel von etwa 5 ° zur Triebwerksachse geneigt ist. Dadurch wird zusammen mit der von der
Stelle 50 nach hinten konvergierenden Außenwand 28 der Triebwerkszelle 2 eine aerodynamische Austrittsdüse
für das Frontgebläse des Triebwerks gebildet.
Zur weiteren Erläuterung ist zu bemerken, daß die Strömung durch den Gebläsekanal 14 bis zu der Einschnürung
an der Stelle 50 mit Unterschallgeschwin-
[o digkeit erfolgt. Es läßt sich zeigen, daß die Querschnittsfläche,
auf welche diese Abgasströmung des Gebläses bis zum Erreichen des Strömungsdrucks in
der freien Umgebung ausgedehnt wird, in solchen Fällen beträchtlich kleiner als die maximale Quer-
i> schnittsfläche der Zelle oder Verkleidung ist, in die
das Triebwerk eingebaut ist. Dieser Überschuß an Querschnittsfläche muß von dem Konstrukteur des
Flugzeugs beziehungsweise des Triebwerks sorgfältig abgeschätzt werden, damit niedrige Drücke bzw. Un-
^o terdrücke über so große freiliegende Flächen so weit
wie möglich vermieden werden und dadurch der Luftwiderstand auf ein Minimum herabgesetzt wird. Dieses
Problem ist bei einer Gebläseströmung mit verhältnismäßig niedrigem Druck und großem Volumen
j noch schwerwiegender. Es hat sich herausgestellt, daß die Verwendung einer konvergierenden Gebläsedüse
für sich allein noch keine optimalen Ergebnisse liefert. Deshalb wird nicht nur der hintere Abschnitt 18 der
Gebläseverkleidung 2 in einem Winkel von etwa 4° bis 7 ° angeordnet, der in Fig. 2 als Winkel A bezeichnet
ist, sondern es konvergiert auch die Außenfläche 28 der Triebwerkszelle 3 in einem Winkel B (Fig. 2)
von etwa 7° bis 10° relativ zu der Triebwerksachse, wodurch eine Rekompressionsfläche gebildet wird. Es
gibt somit keine plötzlichen Änderungen des Strömungswinkels an der Außenseite oder an der Innenseite
(bei richtiger Bemessung des Unterschallabschnitts der Gebläseströmung stromaufwärts der
Einschnürung 50).
Der teilweise in die Abgasdüse 44 des Triebwerks eingeschobene Verschlußkörper 4 hat im Bereich der
Austrittsebene der Abgasdüse eine Stelle 66 maximalen Durchmessers. Der Verschlußkörper 4 ist im wesentlichen
konisch und konvergiert von der Stelle 66 nach hinten unter einem Winkel zur Triebwerksachse,
der im Bereich von 7° bis 10° liegt.
Fig. 2 zeigt die bevorzugten Winkel und Schlankheitsgrade (Durchmesserverhältnisse) für die Gebläseverkleidung
2, die Triebwerkszelle 3 und den Verschlußkörper 4.
In Fig. 2 sind:
D1: der größte Außendurchmesser der Gebläseverkleidung
2;
D2 : der Innendurchmesser der Gebläseverkleidung 2 in der Austrittsebene der Gebläsedüse;
D2 : der Innendurchmesser der Gebläseverkleidung 2 in der Austrittsebene der Gebläsedüse;
D3: der maximale Außendurchmesser der Triebwerkszelle
3 an der Stelle 50;
D4: der Innendurchmesser der Triebwerkszelle 3 in der Austrittsebene der Abgasdüse 44;
D4: der Innendurchmesser der Triebwerkszelle 3 in der Austrittsebene der Abgasdüse 44;
bo D5: der maximale Außendurchmesser des Verschlußkörpers
4 an der Stelle 66;
A: der Neigungswinkel des hinteren Endabschnitts 18 der Gebläseverkleidung 2 zur Triebwerksachse;
A: der Neigungswinkel des hinteren Endabschnitts 18 der Gebläseverkleidung 2 zur Triebwerksachse;
B: der Neigungswinkel der Außenfläche 28 der
Triebwerkszelle 3 zur Triebwerksachse;
C: der Neigungswinkel des hinteren Endabschnitts 46 der Triebwerkszellc 3 zur Triebwerksachse;
C: der Neigungswinkel des hinteren Endabschnitts 46 der Triebwerkszellc 3 zur Triebwerksachse;
D: der Neigungswinkel der Außenfläche 68 des
Verschlußkörpers 4 zur Triebwerksachse.
Von Bedeutung sind insbesondere das Durchmesserverhältnis D3ZD2, das vorzugsweise im Bereich von 0,65 bis 0,75 liegt, der Winkel A, der, wie erwähnt, zwischen 4° und 7° beträgt, und der Neigungswinkel B1 der Außenfläche 28 der Triebwerkszelle 3, der
Von Bedeutung sind insbesondere das Durchmesserverhältnis D3ZD2, das vorzugsweise im Bereich von 0,65 bis 0,75 liegt, der Winkel A, der, wie erwähnt, zwischen 4° und 7° beträgt, und der Neigungswinkel B1 der Außenfläche 28 der Triebwerkszelle 3, der
zwischen etwa 7° und 10° liegt. .
Das Durchmesserverhältnis D2ID1 liegt vorzugsweise
im Bereich von etwa 0,92 bis 0,97 und das Durchmesserverhältnis D5ZD4 im Bereich von etwa
0,55 bis 0,65. Der Winkel C liegt, wie der Winkel A, im Bereich von 4° bis 7°, und der Winkel D, wie
der Winkel B, im Bereich von 7° bis 10°.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
Claims (3)
1. Zweikreis-Gästurbinenstrahltriebwerk für
Flugzeuge mit einem Axialfrontgebläse, einer das Frontgebläse umschließenden koaxialen Gebläseverkleidung,
die an der Vorderseite einen Lufteinlaß aufweist, und mit einer teilweise in die Gebläseverkleidung
eingeschobenen Triebwerkszelle, die ein Gasturbinenstrahltriebwerk umschließt und am hinteren Ende in einer Abgasdüse für die
Abgase des Gasturbinenstrahltriebwerks endet, wobei der hintere Abschnitt der Gebläseverkleidung
unmittelbar zusammen mit der Außenfläche der Triebwerkszelle eine ringförmige Gebläsedüse
für das Frontgebläse bildet, dadurch gekennzeichnet,
daß der Gebläsekanal (14) bis zu einer im Bereich seiner Austrittsebene liegenden Stelle
(50) maximalen Durchmessers (D3) der Triebwerkszelle
(3) konvergiert, und daß die Triebwerkszelle von der Stelle ihres maximalen Durchmessers
an zur Bildung einer Rekompressionsfläche stromabwärts konvergiert.
2. Zweikreis-Gasturbinenstrahltriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der
hintere Endabschnitt (18) der Gebläseverkleidung (2) unter einem Winkel von 4° bis 7° und die Außenfläche
(28) der Triebwerkszelle (3) von der Stelle (50) deren maximalen Durchmessers (D3)
an stromabwärts unter einem Winkel von 7° bis 10° zur Triebwerksachse hin geneigt sind/
3. Zweikreis-Gasturbinenstrahltriebwerk' nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß
das Durchmesserverhältnis (D3ZD2) des maximalen
Durchmessers (D3) der Triebwerkszelle (3) zu
dem Durchmesser (D2) der Gebläseverkleidung (2) in der Austrittsebene der Gebläsedüse im Bereich
von 0,65 bis 0,75 liegt.
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Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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Families Citing this family (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4314681A (en) * | 1979-08-31 | 1982-02-09 | General Electric Company | Drag-reducing component |
GB2061389B (en) * | 1979-10-23 | 1983-05-18 | Rolls Royce | Rod installation for a gas turbine engine |
CA1185101A (en) * | 1980-03-03 | 1985-04-09 | Daniel J. Lahti | Drag-reducing nacelle |
US4410150A (en) * | 1980-03-03 | 1983-10-18 | General Electric Company | Drag-reducing nacelle |
US4799633A (en) * | 1982-10-29 | 1989-01-24 | General Electric Company | Laminar flow necelle |
AU555526B2 (en) * | 1982-10-29 | 1986-09-25 | General Electric Company | Aircraft engine nacelle |
FR2926536B1 (fr) * | 2008-01-23 | 2010-07-30 | Snecma | Accrochage d'un systeme propulsif a un element de structure d'un aeronef |
US9840917B2 (en) * | 2011-12-13 | 2017-12-12 | United Technologies Corporation | Stator vane shroud having an offset |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3095166A (en) * | 1963-06-25 | briggs | ||
US2416389A (en) * | 1942-06-17 | 1947-02-25 | Armstrong Siddeley Motors Ltd | Torque balancing of jet propulsion turbine plant |
US3036431A (en) * | 1959-09-08 | 1962-05-29 | Boeing Co | Thrust reverser for jet engines |
FR1271544A (fr) * | 1960-07-11 | 1961-09-15 | Nord Aviation | Combiné turboréacteur-statoréacteur |
FR1325056A (fr) * | 1962-03-15 | 1963-04-26 | Nord Aviation | Perfectionnements aux combinés turboréacteur-statoréacteur |
US3241313A (en) * | 1963-09-18 | 1966-03-22 | Gen Electric | Thrust deflector |
-
1965
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-
1967
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DE1526812A1 (de) | 1971-01-14 |
US3533237A (en) | 1970-10-13 |
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