DE1816064A1 - Flugzeug mit mindestens einem Haupttriebwerk und mit einer Hilfsgasturbine - Google Patents

Flugzeug mit mindestens einem Haupttriebwerk und mit einer Hilfsgasturbine

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DE1816064A1
DE1816064A1 DE19681816064 DE1816064A DE1816064A1 DE 1816064 A1 DE1816064 A1 DE 1816064A1 DE 19681816064 DE19681816064 DE 19681816064 DE 1816064 A DE1816064 A DE 1816064A DE 1816064 A1 DE1816064 A1 DE 1816064A1
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Wright Geoffrey Harry
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Description

PATS! ITTA KT"WA IiT
Dipl. ing. E. HOLZEB 89 AUGSBURG.
ητιηκ. IUTI
R. 725
Augsburg, den 18. Dezember I968
Rolls-Royce Limited, Moor Lane, Derby, England
Flügzeug mit mindestens einem Haupttriebwerk und mit einer
Hilfsgasturbine
Die Erfindung betrifft Plugzeuge mit mindestens einem Haupttriebwerk und mit einer Hilfsgasturbine.
Gemäß der Erfindung ist ein derartiges Plugzeug dadurch gekennzeichnet, daß die Hilfsgasturbine auf zweierlei Art betrieben werden kann, nämlich einmal zum Zwecke der Ausübung von Schubkraft auf das Plugzeug und zum anderen zur internen Energieversorgung des Plugzeuges unabhängig von dem bzw. den Haupttriebwerken, daß ferner eine Schubdüse vorgesehen ist,
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über welche bei der erstgenannten Betriebsweise die von der Hilfsgasturbine erzeugten Abgase im Sinne einer Erzeugung der genannten Schubkraft ausgestoßen werden, daß weiter eine Einrichtung zur internen Energieversorgung des Flugzeuges mit einer die Flugzeughilfseinrichtungen während wenigstens der zweitgenannten Betriebsweise der Hilfsturbine antreibenden Welle vorgesehen ist, daß fernerhin ein Lufteinlaß und eine Einrichtung zur wahlweisen Geräuschdämpfung dieses Lufteinlasses bei der zweitgenannten Betriebsweise der Hilfsturbine sowie endlich eine Einrichtung zur wahlweisen Geräuschdämpfung des von der Hilfsturbine bei deren zweitgenannter Betriebsweise erzeugten Abgasstromes vorgesehen ist.
Der Ausdruck "Flugzeughilfseinrichtungen" beinhaltet beispielsweise elektrische Generatoren, Verdichter und ähnliche Einrichtungen, welche zur inneren Energieversorgung des Flugzeuges dienen und mit deren Hilfe beispielsweise die Beheizung, die Beleuchtung, die Klimatisierung usw. des Flugzeuges erfolgen. Diese Flugzeughilfseinriehtungen werden beispielsweise gebraucht, wenn das Flugzeug sich am Boden befindet und das oder die Haupttriebwerke nicht laufen oder sie werden in Notfällen gebraucht, wenn beispielsweise während des Fluges eine Störung an dem oder den Haupttriebwerken des Flugzeuges auftritt.
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Die Hilfsgasturbine kann also gemäß der Erfindung auf zweierlei Weise betrieben werden, wobei dieser Betrieb entweder gemeinsam mit dem oder den Haupttriebwerken oder unabhängig von deren Betrieb erfolgen kann.
Das Flugzeug kann außerdem gemäß der Erfindung außer der oder den Hauptschubdüsen einen Hilfs-Abgasauslaß aufweisen, der bei Betrieb der Hilfsgasturbine gemäß der zweitgenannten Betriebsweise zur Abführung der Hilfsturbinen-Abgase dient. Zu diesem Zweck ist gemäß der Erfindung außerdem eine wahlweise betätigbare Einrichtung zur Ablenkung der Hilfsturbinen-Abgase durch diesen Abgas-HiIfsauslaß hindurch vorgesehen. Dieser Abgas-Hilfsauslaß leitet in Weiterbildung der Erfindung die Hilfsturbinenabgase zwecks Verminderung des am Boden wahrnehmbaren Lärmes nach oben.
Der Abgas-Hilfsauslaß kann beispielsweise oben am Flugzeugrumpf angeordnet sein und die Einrichtung zur Ablenkung der Hilfsturbinenabgase durch diesen Abgas-Hilfsauslaß hindurch kann beispielsweise die Form einer Klappe haben, welche die Hilfsturbinenabgase in diesen Abgas-Hilfsauslaß hineinleitet und dadurch sicherstellt, daß diese Abgase nach oben abziehen, so daß der von ihnen verursachte Lärm am Boden nicht in so hohem Maße vernehmbar ist.
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In bevorzugter Ausführung der Erfindung ist der Abgas-HiIfsauslaß mit schalldämpfendem Material ausgekleidet. In dem Abgas-Hilfsauslaß können gemäß der Erfindung aus schalldämpfendem Material gefertigte,- den Abgasstrom in Teilströme unterteilende Längslamellen angeordnet sein.
Diese Einrichtungen zur Geräuschdämpfung bestehen also einerseits aus Einrichtungen, welche den Geräuschpegel der Hilfsturbinenabgase dadurch herabsetzen, daß sie diese Abgase nach oben ablenken, und andererseits in Einrichtungen, welche
die Aufgabe haben, diesen Geräuschpegel unmittelbar zu verkleinern.
Die Hilfsgasturbine kann innerhalb des Flugzeugrumpfes angeordnet sein und einen Lufteinlaß aufweisen, dessen Einlaßmündung bzw. Einlaßmündungen die Form einer oder mehrerer Öffnungen an der Flugzeugrumpfoberfläche haben und welcher mit seinem anderen Ende in den Einlaß des Verdichters der Hilfsgastubine mündet.
Die Einrichtung zur Geräuschdämpfung dieses Lufteinlasses weist gemäß der Erfindung eine Anzahl von den diesen Lufteinlaß durchströmenden Luftstrom in mehrere Teilströme unterteilenden Längslamellen auf, die zwischen einer Betriebsstellung, in
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welcher sie sich im Luftstrom befinden, und einer unwirksamen Stellung, in welcher sie kein Hindernis für diesen Luftstrom bilden, hin- und herbewegbar sind. In Weiterbildung der Erfindung können diese Lufteinlaß-Längslamellen aus ihrer unwirksamen Stellung in eine weitere Stellung bewegbar sein, in welcher sie den Lufteinlaß abschließen und in welcher sie so bündig mit der Plugzeugrumpf-Außenfläche abschließen, daß sie den Luftwiderstand des Flugzeuges an der Stelle des Lufteinlasses sehr wesentlich vermindern. Diese Lufteinlaß-Längslamellen können gemäß der Erfindung mittels einer " Nürnberger-Scheren-Hebelanordnung zwischen ihrer Wirkungsstellung und ihrer unwirksamen Stellung hin- und herbewegbar sein, wobei als Antriebe vorzugsweise Druckmittelantriebe dienen.
Die Erfindung wird nunmehr unter Bezug auf die anliegenden Zeichnungen anhand zweier bevorzugter Ausführungsformen in ihren Einzelheiten beispielsweise beschrieben. In den Zeichnungen, stellen dar: · i
Fig. 1 eine schematische Aufsicht auf das
Heck eines mit einer erfindungsgemäßen Hilfsgasturbine ausgestatteten Flugzeuges,
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Fig. 2 eine schematische, teilweise ge
schnittene, perspektivische Ansicht des in Fig. 1 dargestellten Flugzeughecks,
Fig. 3 eine schematische perspektivische
Ansicht der Lufteinlaß-Längslamellenanordnung gemäß der Erfindung,
Fig. 4 einen schematischen Teil-Horizontal
schnitt durch den erfindungsgemäßen Lufteinlaß der Hilfsgasturbine, aus welchem die drei von den Längslamellen dieses Lufteinlasses einnehmbaren Stellungen ersichtlich sind, und
die Fig. 5A und 5B eine abgewandelte Ausführungsform eines
erfindungsgemäßen Lufteinlasses.
Befindet sich ein Flugzeug im Flug, so erfolgt die innere Energieversorgung des Flugzeuges, wie beispielsweise dessen Klimatisierung und dessen Elektrizitätsversorgung für Beleuchtungezwecke, von den Haupttriebwerken des Flugzeuges aus. Die Klimatisierung des Flugzeuges erfolgt beispielsweise
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dadurch, daß von dem Niederdruckverdichter eines der Haupttriebwerke des Flugzeuges eine Luft-Zweigleitung in das Plugzeuginnere geführt ist, Die Elektrizitätsversorgung des Plugzeuges erfolgt von Generatoren aus, welche an die Haupttriebwerke des Flugzeuges angebaut sind.
Befindet sich das Plugzeug jedoch am Boden, so ist es nicht zweckmäßig, die Haupttriebwerke laufen zu lassen, da diese viel Lärm erzeugen und außerdem unwirtschaftlich betrieben werden. Infolgedessen führen Flugzeuge im allgemeinen f eine Hilfsmaschinenanläge mit sich, welche die erforderliche innere Energieversorgung des Flugzeuges am Boden übernimmt. Diese Hilfsmaschinenanläge kann außerdem im Falle von Störungen an den Haupttriebwerken während des Fluges die von den Haupttriebwerken vorgenommene innere Energieversorgung des Flugzeuges übernehmen.
Fig. 1 der Zeichnungen zeigt das Heck eines Flugzeuges 1, welches zwei Hauptschubtriebwerke 2 und eine Hilfsgasturbine 3 g aufweist. Die beiden Hauptschubtriebwerke sind auf Holmen 4 an einander gegenüberliegenden Seiten des Flugzeugrumpfes 5 im Heckteil angeordnet und die Hilfsgasturbine 3 ist innerhalb des Flugzeugrumpfes 5 angeordnet und mit zwei Lufteinlaßkanäien 6 und einem Abgaskanal 7 verbunden.
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Der Abgaskanal 7 hat Verbindung mit zwei Abgasauslässen und 9. Der Auslaß 8 verläuft mit Bezug auf das Flugzeug nach hinten und ist mit einer Schubdüse 10 verbunden, welche demgemäß dem Flugzeug außer .den beiden Hauptschubdüsen zusätzlich Schubkraft erteilen kann. Der Auslaß 9 stellt einen Abgas-Hilfsauslaß dar, der nur dann verwendet wird, wenn die Schubdüse 10 nicht in Betrieb ist, beispielsweise also dann, wenn sich das Flugzeug im Stillstand am Boden befindet. Dieser Hilfs-Abgasauslaß ist zweckmäßigerweise oben im Flugzeugrumpf angeordnet.
Fig. 2 der Zeichnungen zeigt die Hilfsgasturbine 3 mehr in ihren Einzelheiten. Der Abgas-Hilfsauslaß weist eine Vielzahl von Längslamellen 11 auf, welche aus schalldämpfendem Material hergestellt sind. Die Hauptaufgabe dieser Längslamellen ist die Verminderung des Geräuschpegels der Abgase, doch dienen sie außerdem auch noch dazu, die Abgase durch den Auslaß so zu leiten, daß die in die Außenatmosphäre austretenden Hilfsturbinenabgase eine nach oben gerichtete Geschwindigkeitskomponente aufweisen, so daß der vom Boden aus insbesondere hinter dem Flugzeug wahrnehmbare Abgaslärm vermindert wird. Diese Längslamellen bestehen aus Glasfasermaterial und sind mit einer dünnen Metallschicht überzogen, welche eine Vielzahl kleiner Durchbrechungen aufweist.
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Innerhalb des Hilfsturbineη-Abgaskanals 7 ist unterhalb der.Abzweigstelle des Abgas-Hilfsauslasses 9 eine Ablenkklappe 12 angeordnet. Diese Ablenkklappe 12 ist an der Oberkante des Abgaskanals 7 gelagert und zwischen einer Stellung, in welcher sie den Abgas-Hilfsauslaß 9 versperrt und die Hilfsturbinen-Abgase durch die Schubdüse 10 leitet, und einer anderen Stellung, in welcher sie den Auslaß 8 verschließt und den Hilfsturbinen-Abgasen den Weg durch den Abgas-Hilfsauslaß 9 freigibt, hin- und herbewegbar. Diese Bewegung der Ablenkklappe 12 erfolgt mittels eines pneumatischen Servomotors 13· In Abwandlung dessen kann auch ein anderer Servomotor vorgesehen sein, beispielsweise ein hydraulisch oder elektrisch betätigter Servomotor.
Die Lufteinlaßkanäle 6 der Hilfsgastubine münden in entsprechende Verdichtereinlässe 14 dieser Turbine und haben an ihren anderen Enden Verbindung mit Lufteinlässen 15, welche außen am Plugzeugrumpf 5 münden. In den Lufteinlaßkanälen 6 sind Längslamellen 16 aus schalldämpfendem Material angeordnet. Sie bestehen vorzugsweise wiederum aus Glasfasermaterial, welches mit einer mit Durchbrechungen versehenen Metallhaut überzogen ist. Bei dem hier gezeigten und beschriebenem Ausführungsbeispiel der Erfindung sind die Lufteinlässe mit Klappen 17 versehen, welche oben in Fig. 2 in
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geöffnetem Zustand und unten in der Figur in geschlossenem Zustand gezeigt sind. Die Längslamellen 16 sind also unbeweglich, d.h. fest innerhalb der Lufteinlaßkanäle angeordnet.
Die Hauptwelle der Hilfsgasturbine, durch welche der Turbinenrotor und der Verdichterrotor treibend miteinander verbunden sind, ist nach vorne verlängert und über eine Wellenkupplung 20 an eine Welle 21 angeschlossen, welch, letztere den Antrieb für die Flugzeughilfseinrichtungen liefert. Die Welle ist über eine weitere Wellenkupplung 22 an eine schaltbare Kupplung 23 und an ein Getriebe 24 angeschlossen. Diese Teile bilden zusammen ein Antriebsverteilungssystem. Zwei Antriebe werden unmittelbar vom Getriebe abgegriffen, nämlich ein Antrieb für einen Generator 25» welcher über einen Drehzahl-Konstanthalter 26 angetrieben wird, und ein Antrieb für einen Hilfsluftverdichter 27, welcher über einen Kanal 28 die Klimatisierung des Flugzeuginneren übernimmt.
Die schaltbare Kupplung 23 gestattet eine An- bzw. Abschaltung des Hilfsverdichterantriebes, wenn die Hilfsturbine zur Erzeugung von Schubkraft benutzt wird und wenn außerdem die Stromversorgung aufrechterhalten werden soll, während die Hilfsturbine noch in Betrieb ist.
Die Zahl und die Stellen, an welchen die einzelnen Ein-
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heiten des Antriebsverteilungssysteras und der Hilfsantriebe angeordnet sind, kann sich selbstverständlich von Fall au Fall ändern und die Erfindung ist nicht auf die gezeigte Anordnung dieser Teile beschränkt. So können beispielsweise alle von der Hilfsturbine angetriebenen Flugzeughilfseinrichtungen abgekuppelt seins während die Hilfsturbine zur Erzeugung von Schubkraft benutzt wird. Gemäß einer weiteren Abwandlung der Anordnung kann an der Hilfsgasturbine eine Abzweigleitung angeschlossen sein, über welche die Klimatisierung des Flugzeuges erfolgt, ohne daß hierfür ein eigener Hilfsverdichter " erforderlich ist.
Bei der in Fig. 1 der Zeichnungen dargestellten Ausführungsform der Erfindung sind die in den Lufteinlässen angeordneten LängslameIlen zurückziehbar und können in Ausnehmungen eingeschwenkt werden, welche sich an den radial inneren Wänden der Lufteinlafökanäle 6 befinden. Fig. 3 seigt eine erfindungsgemäße Vorrichtung, mittels welcher diese Zurückziehung vorgenommen werden kann. Die einzelnen Längslamellen λ sind untereinander durch Nürnberger-Scheren-Hebel 30 verbunden und können mittels eines hydraulischen Servomotors 31 bewegt werden. Diese Anordnung gilt für die Längslamellen beider Einlaßkanäle 6. Außerdem sind jeweils zweite hydraulische Servomotoren 32 vorgesehen, mit deren Hilfe jeweils der ganze
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Längslameliensatζ 16 in zurückgezogener Stellung in eine Stellung verschwenkt werden kann, in welcher er den Lufteinlaß 15 abschließt, während die Hilfsgasturbine nicht in Betrieb ist.
Die Lage der LängslameIlen in ihren drei möglichen Stellungen ist schematisch in Fig. 4 angedeutet.
Pig. H zeigt den Einbau der Längslamellen 16 in einem Flugzeug. In der oberen Hälfte der Figur sind die Längslamellen in zwei Stellungen gezeigt, deren eine in voll ausgezogenen Linien und deren andere in strichpunktierten Linien angedeutet ist. Die Darstellung in voll ausgezogenen Linien zeigt diejenige Stellung, welche die LängslameIlen während der erstgenannten Betriebsweise der Hilfsgasturbine einnehmen, in welcher sie in eine Nische der Seitenwandung des Einlaßkanals 6 zurückgezogen sind und dadurch der dem Verdichtereinlaß zuströmenden Luftströmung einen ungehinderten Durchstrom gestatten. Die strichpunktierten Linien zeigen die Stellung, welche die Längslamellen einnehmen, wenn der Lufteinlaß während des Stillstandes der Hilfsgasturbine verschlossen ist.
In der unteren Hälfte der Zeichnung sind die Längslamellen in einer Stellung dargestellt, in welcher sie gegeneinander ausgespreizt sind und so den Querschnitt des Lufteinlaß-
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kanals 6 in einzelne Teilkanäle unterteilen. Auf diese Weise wird eine mehr laminare Strömung der den Einlaßkanal durchströmenden Luft erzielt, so daß die Längslamellen als Geräuschdämpfer wirken. In dieser Stellung befinden sich die Längslamellen jeweils während des Betriebes der Hilfsgasturbine in ihrer zweitgenannten Betriebsweise.
Da das zur Bewegung der Längslamellen dienende Hebelsystem in seinen Einzelheiten bereits in Fig. 3 dargestellt ist, wurde es aus Fig. 4 weggelassen. "
Der Betrieb der erfindungsgemäßen Hilfsgasturbine vollzieht sich in folgender Weise:
Wird die Hilfsgasturbine nur zur Erzeugung zusätzlicher Schubkraft benutzt, um die Schubkraft der Haupttriebwerke beispielsweise beim Start oder Steigflug zu unterstützen, so wird die Schubdüse 10 dadurch in Betrieb gesetzt, daß die Ablenkklappe 12 in die Stellung bewegt wird, in welcher sie i den Abgas-Hilfsauslaß verschließt.
Die Lufteinlaß-Längslamellen befinden sich in der in Fig. 4 gezeigten zurückgezogenen Stellung und die Welle 21 ist mittels der achaltbaren Kupplung 23 von den Flugzeug-
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fr
hilfseinrichtungen getrennt worden. Sodann wird die Hilfsgasturbine auf Volleistung betrieben und erzeugt infolgedessen Schub mit unbehinderter und ungedämpfter Gasströmung.
Sollen die Plugzeug-Hilfseinrichtungen betrieben werden, während sich das Plugzeug am Boden befindet, so wird die Hilfsgas turbine mit etwa 40 % bis 50 % ihrer Volleistung betrieben, um einigermaßen wirtschaftlich zu arbeiten. Die Ablenkklappe wird in die Stellung verschwenkt, in welcher sie den Abgas-HiIfsauslaß 9 öffnet und den Auslaßkanal 8 abschließt, die Lufteinlaß-Längslamellen 6 werden in die in Fig. 4 gezeigte, gegeneinander ausgespreitzte Stellung bewegt und die Welle wird mittels der schaltbaren Kupplung 23 an die Antriebe der Plugzeug-Hilfseinrichtungen angeschlossen. Bei dieser Betriebsweise läuft die Hilfsgasturbine verhältnismäßig ruhig, da sowohl die in sie eintretende Luftströmung als auch die sie verlassende Abgasströmung geräuschmäßig gedämpft werden.
Die Fig. 5A und 5B zeigen eine weiter abgewandelte Ausführungsform des erfindungsgemäßen Lufteinlasses, gemäß welcher der Flugzeugrumpf 40 mit vier Lufteinlaßklappen 41, 42, 43 und 44 ausgestattet ist. Die Klappen 41 und 42 haben unmittelbare Verbindung mit zwei Einlaßkanälen 45 und 46, durch welche Luft von der Außenatmosphäre zum Verdichtereinlaß 14 der
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INSPECTED
Hilfsgasturbine 3 gelangt. Der Weg9 längs welchem die Luft in diesem Falle strömt, ist im wesentlichen ohne Hindernisse und die Klappen 4l und 42 werden geöffnet, wenn die Hilfsgasturbine nach der erstgenannten Betriebsweise betrieben wird, d.h. wenn sie zur Schuberzeugung mit herangezogen wird. Bei dieser Betriebsweise bleiben die Klappen 43 und 44 in der in Fig. 5B gezeigten Weise geschlossen. Die Klappen 41 und 42 Öffnen sich mit Bezug auf den Flugzeugrumpf nach innen, so daß sie dem in Flug befindlichen Flugzeug einen möglichst geringen Luftwiderstand verleihen.
Die Klappen 43 und 44 haben über weitere zwei Kanäle 47, welche gerausehdämpfende LängslameIlen 47 aufweisen und selbst mit geräuschdämpfendem Material ausgekleidet sind, Verbindung mit Lüftexnlaßkanälen 45 und 46. Diese Klappen 43 und 44 werden nur geöffnet, wenn die Hilfsgasturbine nach ihrer zweitgenannten Betriebsweise betrieben wird, in welchem Falle die Klappen 41 und 42 in der in Fig. 5A gezeigten V/eise geschlossen bleiben.
Beim Betrieb bestimmter Flugzeugtypen kann es erforderlich sein, die Flugzeughilfseinrichtungen während des Starts, wenn die Hilfsgasturbine zur zusätzlichen Erzeugung von Vortriebsschub betrieben wird, unabhängig von den Haupttriebwerken
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zu betreiben. Dies kann dadurch erreicht werden, daß das vorbeschriebene Antriebs-Verteilungssyetein so ausgelöst wird, daß nur die nichtbenötigten Flugzeug-Hilfseinrichtungen abgetrennt werden, während die benötigten Hilfseinrichtungen weiterhin angetrieban werden.
In diesen Fällen wird die Schubdüse der Hilfogasturbine benutzt und folglich deren Lufteinlaß nicht geräuschmäßig gedämpft.
Sollen die Flugzeug-Hilfseinrichtungen wegen Störung eines der Haupttriebwerke in Betrieb genetzt werden, so wird wiederum die Hilfagaoturbino in Betrieb gesetzt, doch werden auch in' diesem Fallo dio zu ihrer tlertluochdftmpfune; dienenden Einrichtungen nicht benutzt.
Wird die H.ilfBgaoturbine nicht betrieben5 so v/erden deren Lufteinlässe 15 durch Veruchwenken von deren L&ngolamellen in die in Fig. Ί gezeigte Stellung völlig verschlossen. Auf dies* Weise wird der durch die EintrittBÖffnungen dieser Lui'teinläBSo hervorgerufene Luftwiderstand auf einen Mindestwert herabgesetzt.
Dir» Hilfsgasturbine kann mit einem Ringkanalverdichter t sein.
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COPY
BAD

Claims (1)

  1. ^ 181(5064
    Ar
    Patentansprüche
    1. Flugzeug rait mindestens einem Haupttriebwerk und mit einer Hilfsgasturbine, dadurch gekennzeichnet, daS diese Hilfsgasturbine O) auf zweierlei Art betrieben werden kann, nämlich einmal zum Zwecke der Ausübung von Schubkraft auf dao Flugzeug und zum anderen ?.ur internen Energieversorgung des Flugzeuges unabhängig von '"lern bzw. den Haupttriebwerken (2), daß ferner eine Schubdüse (10) vorgesehen ist, über welche bei der erstgenannten Betriebsweise die von der Hilt'agasturbine ei-zeugten Abgase in Ginne einer Erzeugung der genannten Schubkraft ausgestoßen werden., daß weiter eine Einrichtung {20 ... 28) zur internen Energieversorgung des Flugzeuges mit einer die Flugzeughilfseinrichtungen während wenigstens der zweitgenannten Betriebsweise der Hilfsturbino antreibenden Welle (21) vorgesehen ist, daß fernerhin ein Lufteinlaß (15) und eine Einrichtung (16) zur wahlweisen Geräuschdämpfung dieses Lufteinlassea bei der zweitgenannten Betriebsweise der Jlilfsturbine 3owie endlich eine Einrichtung (11, 12) zur wahlweisen Geräuschdämpfung den von der Hilfsturbine bei deren zweitgenannter Betriebsweise erzeugten Abgasotromes vorgesehen ist.
    2. 1·lugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
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    ,/g · 181606A
    daß die Einrichtung zur GerauEchdiircpfung der Hilfaturbinonabgase einen /'bgaB-HilfBauslaa {[)) und eine wahlweise betätigbare Einrichtung (9) zur Ablenkung der HilfsturbinenabRaae durch dieeen Abgas-Hilfsaualaft hindurch bei Betrieb der Hilfaturbine (3) nach dor zweitgenannten Betriebsweise aufweist .
    3- Flugzeug nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Abgas-Hilfaauslaß (0) die Hilfßturbinenabgaae zwecks Verminderung des am Boden wahrnehmbaren Lnrmca nach oben leitet.
    k. Flugzeug nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Abgaa-Hilfaauolaft (0) mit achalldaniprendom Material iat.
    5>. Flugzeug nach einem der Ansprüche 2 bia 1I1 dadurch gekennzeichnet, daß in dem Abßas-Uilfaaußlaß (8) aua achalldämpfendem Material gefertigte, con Abgaaatrom in Teilntrome unterteilende Lltngalamellen (9) angeordnet sind.
    6. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bin 1J, gekennzeichnet durch eine Einrichtung (23) z.ur Abtrennung der die Flugzeughilfaeinrichtungen antreibender» Welle (21) von einer oder mehreren diener Einrichtungen.
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    IO IbIbUb^
    7· Flugzeug nach einem «3er Ansprüche! 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung zur Geräuschdämpfung des Lufteinlasses (15) eine Anzahl von den diesen Lufteinlaß durchströmenden Luftstrom in mehrere Teilströme unterteilenden Liingslaraellen (16) aufweist, die zwischen einer Betriebsatellung, in welcher sie sich im Luftstrom befinden, und einer unwirksamen Stellung, in welcher sie kein Hindernis für diesen Luftstrom bilden, hin- und herbewegbar sind.
    8. Flugzeug nach Anspruch I1 dadurch gekennzeichnet, daß eier Lufteinlaß (15) im Flugzeugrumpf angeordnet ist und daß die Luftoinlaß-Längelamellen (16) aus ihrer unwirksamen Stellung in eine weitere Stellung bewegbar 3incl, in welcher nie den Lufteinlaß abschließen und in weicher sie so bündig mit der Flugzeugrumpfaußenfläche abschließen, daß sie den Luftwiderstand des Flugzeuges an der Stelle des Lufteinlasses sehr wesentlich vermindern.
    9. Flujjixeug nach Anspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, dj'.ß die Lufteinlnß-LUngnlnnmllen (16) mittels einer Nürnbergur-nchnren-Hebclnnurdnung (30) zwischen ihrer Wirkungsntcllung und ihrer unwirksamen Stellung hin- und herbewegbar π i rid.
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    L e e rre i t e
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US (1) US3489377A (de)
DE (1) DE1816064A1 (de)
FR (1) FR1602162A (de)
GB (1) GB1212875A (de)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0385294A1 (de) * 1989-03-03 1990-09-05 BMW ROLLS-ROYCE GmbH Turbostrahltriebwerk
FR2698911A1 (fr) * 1992-12-09 1994-06-10 Snecma Agencement de moteur d'avion.
US9409653B2 (en) 2014-09-17 2016-08-09 The Boeing Company Auxilliary power and thrust unit drive system

Families Citing this family (43)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH569861A5 (de) * 1974-04-09 1975-11-28 Bbc Sulzer Turbomaschinen
DE2736074A1 (de) * 1977-08-10 1979-02-15 Kraftwerk Union Ag Ansaugsystem fuer den verdichter einer gasturbine
US4418879A (en) * 1980-12-29 1983-12-06 The Boeing Company Scoop and inlet for auxiliary power units and method
DE3407137A1 (de) * 1984-02-28 1985-08-29 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Einrichtung zur verbesserung der stroemungsverhaeltnisse am lufteinlauf fuer in flugzeugen eingebaute gasturbinentriebwerke
FI96901C (fi) * 1992-04-16 1996-09-10 Halton Oy Menetelmä ja laite ilmavirtauksen säädössä ja äänenvaimennuksessa
US5529263A (en) * 1992-10-21 1996-06-25 The Boeing Company Supersonic airplane with subsonic boost engine means and method of operating the same
GB9415436D0 (en) * 1994-07-30 1994-09-21 Provost Michael J Auxiliary gas turbine engines
WO1998005553A1 (en) * 1996-08-02 1998-02-12 Alliedsignal Inc. Detachable integral aircraft tailcone and power assembly
US6039287A (en) 1996-08-02 2000-03-21 Alliedsignal Inc. Detachable integral aircraft tailcone and power assembly
US6247668B1 (en) * 1999-07-15 2001-06-19 The Boeing Company Auxiliary power and thrust unit
US6527224B2 (en) 2001-03-23 2003-03-04 The Boeing Company Separate boundary layer engine inlet
FR2826055B1 (fr) * 2001-06-14 2003-12-19 Snecma Moteurs Dispositif de propulsion a cycle variable par prelevement d'air comprime pour avion supersonique
US7014144B2 (en) 2003-07-22 2006-03-21 Honeywell International, Inc. Dual action inlet door and method for use thereof
US7216475B2 (en) * 2003-11-21 2007-05-15 General Electric Company Aft FLADE engine
US20060061107A1 (en) * 2004-03-24 2006-03-23 Paul Cadaret Energy scavenging methods and apparatus
US20060163425A1 (en) * 2005-01-27 2006-07-27 Honeywell International, Inc. Aircraft inlet assembly for reducing auxiliary power unit noise
US7698896B2 (en) * 2005-07-27 2010-04-20 Honeywell International Inc. Compact, light weight eductor oil cooler plenum and surge flow plenum design
US7540142B2 (en) * 2006-02-21 2009-06-02 Honeywell International Inc. Multiple auxiliary power unit system inlet ducts controlled by a single actuator
FR2905734B1 (fr) * 2006-09-07 2012-07-13 Airbus France Dispositif permettant d'ameliorer l'efficacite des traitements acoustiques dans un conduit d'une motorisation d'aeronef
US8109464B2 (en) 2007-03-08 2012-02-07 The Ashman Group, Llc Aircraft taxiing and secondary propulsion system
US20090072080A1 (en) * 2007-03-08 2009-03-19 Bhargava Brij B On board secondary propulsion system for an aircraft
RU2007134266A (ru) * 2007-09-14 2009-03-20 Геннадий Трофимович Крещишин (RU) Хвостовая часть самолета крещишина и способ модернизации с уменьшением полного сопротивления самолета крещишина
US7578369B2 (en) * 2007-09-25 2009-08-25 Hamilton Sundstrand Corporation Mixed-flow exhaust silencer assembly
FR2928137B1 (fr) 2008-02-29 2010-08-20 Airbus France Systeme de propulsion arriere d'avion fixe par poutres et avion comportant un tel systeme.
FR2928135B1 (fr) 2008-02-29 2010-09-03 Airbus France Systeme de propulsion arriere d'avion a entrees d'air laterales escamotables et avion comportant un tel systeme.
DE102008017962B4 (de) * 2008-04-08 2012-09-06 Eurocopter Deutschland Gmbh Vorrichtung zur Zuführung von Verbrennungsluft zu einem Triebwerk eines Luftfahrzeuges
US8141816B2 (en) * 2008-04-30 2012-03-27 Honeywell International Inc. AFT inlet duct mounted door actuator
US20120160958A1 (en) * 2010-12-24 2012-06-28 Stewart Gregory D Power and cooling arrangement
US8733694B2 (en) * 2011-01-06 2014-05-27 Jay M. Francisco Arrangement for maintaining flow to an air inlet of an auxiliary power unit assembly
EP2691624B1 (de) 2011-03-29 2018-10-10 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Fahrzeugsystem
US8556027B2 (en) 2011-06-28 2013-10-15 United Technologies Corporation Eductor exhaust silencer assembly with bypass gasflow
FR2997681B1 (fr) * 2012-11-08 2015-05-15 Snecma Avion propulse par un turboreacteur a soufflantes contrarotatives
EP2969759B1 (de) 2013-03-13 2016-11-30 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Generator für einen flugkörper
FR3010971B1 (fr) * 2013-09-25 2015-10-23 Airbus Operations Sas Dispositif de protection acoustique d'une entree/ sortie d'air d'une partie d'un fuselage d'avion
US9272773B2 (en) * 2013-09-25 2016-03-01 The Boeing Company Apparatus and methods to operate laminar flow control doors
WO2015054334A1 (en) * 2013-10-08 2015-04-16 United Technologies Corporation Acoustic controlled ice deflecting auxiliary power unit inlet system
CA2913771A1 (en) * 2014-12-15 2016-06-15 Rolls-Royce Corporation Aircraft boundary layer removal with auxilliary power unit suction
EP3168157B1 (de) * 2015-11-16 2019-01-02 Airbus Operations S.L. Lufteinlasssystem mit variabler geometrie für apu
US11131208B2 (en) 2016-09-01 2021-09-28 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Embedded electric generator in turbine engine
EP3523198B1 (de) * 2016-10-05 2022-01-12 Safran Power Units Übersetzbare schaufel für lufteinlass an hilfsantriebseinheiten
US20180257788A1 (en) * 2017-03-09 2018-09-13 United Technologies Corporation Air intake assembly with horizontal door for an aircraft auxiliary power unit
EP4155210B1 (de) * 2021-09-28 2024-05-29 Airbus Operations, S.L.U. Flugzeug mit einer brennkraftmaschine mit einem auspuff vor seinem lufteinlass
US20240026827A1 (en) * 2022-07-22 2024-01-25 Raytheon Technologies Corporation Aircraft system with gas turbine engine powered compressor

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2477637A (en) * 1941-11-14 1949-08-02 Mercier Pierre Ernest Aircraft
US2944623A (en) * 1955-09-02 1960-07-12 Jr Albert G Bodine Jet engine noise reducer
US3177972A (en) * 1960-12-14 1965-04-13 Garrett Corp Sound absorbing gas turbine exhaust duct
GB924078A (en) * 1961-12-22 1963-04-24 Rolls Royce Aircraft

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0385294A1 (de) * 1989-03-03 1990-09-05 BMW ROLLS-ROYCE GmbH Turbostrahltriebwerk
FR2698911A1 (fr) * 1992-12-09 1994-06-10 Snecma Agencement de moteur d'avion.
US5410870A (en) * 1992-12-09 1995-05-02 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Aircraft engine layout
US9409653B2 (en) 2014-09-17 2016-08-09 The Boeing Company Auxilliary power and thrust unit drive system

Also Published As

Publication number Publication date
FR1602162A (de) 1970-10-19
US3489377A (en) 1970-01-13
GB1212875A (en) 1970-11-18

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