DE19634296C2 - Bläsertriebwerk für Flugzeuge mit Einrichtungen zur Grenzschichtabsaugung - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Triebwerke mit ringförmigen Gehäusen für Propeller oder Bläser, welche von Gasturbinen oder Verbrennungsmotoren angetrieben werden und hauptsächlich bei Flugzeugen verwendet werden.

Bei diesen Propellern spricht man von ummantelten Propellern, von Ringpropellern, oder auch von FAN-Propellern, welche bei kleineren Flugzeugen oder auch bei Boden- Schwebegeräten angewendet werden.

Die oben genannten Bläser gehören zu Zweikreis-Strahltriebwerken mit großem Bypass-Verhältnis, welche bei Transport- und Verkehrsflugzeugen im mittleren bis hohen Unterschallbereich verwendet werden.

Diese ringförmigen Gehäuse werden im Folgenden als Bläser-Gehäuse bezeichnet. Die Erfindung befaßt sich mit Bläser-Gehäusen, welche erfindungsgemäße Einrichtun­ gen zur Absaugung von Grenzschicht-Luft besitzen, zum Zwecke der Grenzschichtkon­ trolle (Boundary-Layer-Control, BLC). Diese BLC wird eingesetzt zur Verringerung des Luftwiderstandes am Triebwerk selbst, oder an anderen Stellen des Flugzeuges. Es ist ersichtlich, daß eine solche BLC auch zur Steigerung des Auftriebes in entsprechenden Flugphasen, z. B. in großen Flughöhen benutzt werden kann. Hierbei müssen aber entsprechende Sicherheitsmaßnahmen bei Triebwerksausfall getroffen werden, was aber hier nicht näher beschrieben wird.

Die Bläser-Gehäuse müssen verschiedenen Betriebszuständen möglichst optimal angepaßt sein, deren Anforderungen aber sehr unterschiedlich sind.

Zu diesem Thema sei allgemein auf das Buch [1] "Flugtriebwerke" von KLAUS HÜ­ NECKE im Motorbuch Verlag Stuttgart verwiesen, 6. Auflage von 1993.

Stand und Start mit Volleistung bis zum sogenannten Rotieren und Abheben, auch mit Seitenwind. Hierbei tritt im Einlauf eine starke Senkenströmung auf, die an der Ein­ lauflippe einen starken Unterdruck erzeugt, der nach vorne-innen gerichtet ist. Dieser ist zur Schubverstärkung zwar erwünscht, bringt aber die Gefahr einer Strömungs­ ablösung im Einlauf, ganz oder teilweise mit sich. Dieses tritt besonders auf bei Seiten­ wind und beim Rotieren. Größere Nasenradien der Einlauflippen sind hier von Vorteil.

Steigflug mit Vollgas, die Senkenströmung ist noch vorhanden, allerdings etwas ver­ mindert durch die zunehmende Fluggeschwindigkeit, aber mit einem größeren Anstell­ winkel des Flugzeuges und somit auch des Triebwerkes. Es kann eine Strömungs­ ablösung an der Innenseite unten auftreten. Viele Gehäuse sind deshalb im Einlauf etwas nach unten geneigt.

Reiseflug, meistens mit Teillast. Die Anströmung kommt jetzt tangential von vorne. Wegen möglichst geringem Einlaufwiderstand ist jetzt ein kleinerer Nasenradius von Vorteil. Außerdem wird im Einlauf vor dem Bläser ein möglichst hoher Druckrückgewinn angestrebt, der z. B. über 99% liegen kann (statischer Druck kurz vor dem Bläser dividiert durch denjenigen in der ungestörten Strömung). Daher ist der Querschnitt kurz vor dem Bläser möglichst etwas größer, als derjenige im Einlauf an der engsten Stelle.

Um nun dieser Diskrepanz zwischen den Forderungen im Start und denen im Reiseflug zu begegnen, werden z. T. sogenannte Einlauftüren an der Außenseite der Gehäusena­ se angeordnet, die sich im Start/Steigen öffnen. Es sind auch verschiebbare ringförmi­ ge Vorflügel bekannt. Da diese Einrichtungen aber oft den Triebwerkslärm (Einlauflärm) vergrößern, wurden andere Lösungen gesucht.

Ein weiterer kritischer Zustand ist der Triebwerksausfall im Flug mit Stillstand des Bläsers. Hierbei entsteht im Einlauf eine von innen nach außen überquellende Strö­ mung, die ein Abreißen der Strömung an der Außenseite des Gehäuses bewirkt und somit einen unerwünscht hohen Widerstand des stehenden Triebwerkes erzeugt. Auch hierzu sind entsprechende Lösungen bekannt geworden.

So zeigt die Offenlegungsschrift DE 40 17 076 eine "Gondel mit hybrider laminarer Strömung", gekennzeichnet durch mehrere in Umfangsrichtung ringförmig an der Gehäusenase außen und innen angeordnete Luft-Absaugeschlitze, welche an ein "Saugabzapfsystem" angeschlossen sind, um bei verschiedenen Flugzuständen eine laminare ablösungsfreie Strömung am Einlauf zu erzeugen.

Diese OS und die Erfindung haben beide die Aufgabenstellung der Grenzschicht- Absaugung am Triebwerk selbst gemeinsam, aber erstere an der Gehäusenase und letztere am mittleren bis hinteren Teil des Gehäuses. Die technischen Lösungen hierzu sind auch völlig verschieden. Erstere benutzt dazu ein gesondertes "Saugabzapf­ system", welches offensichtlich für große Unterdrücke bei kleineren Absaugemengen geeignet sein muß, siehe Absaugeschlitz an der Innenseite der Gehäusenase zur Betätigung im Start/Steigen.

Die technische Lösung bei der Erfindung ist aber völlig anders. Sie besitzt im Gehäuse- Einlauf eine Luft-Auslaßöffnung, aus der die an anderen Stellen abgesaugte Luft herausströmt. Dieses ist eine völlig andere Lösung, die auch mehr für größere Luftmen­ gen bei weniger hohen Unterdrücken geeignet ist. Sie benötigt auch kein gesondertes Luft-Abzapfsystem.

Die Offenlegungsschrift DE 37 20 318 zeigt eine Triebwerksgondel mit einer für den Reiseflug optimal ausgelegten schlanken Nasenform, gekennzeichnet durch im Nasen­ bereich nach innen öffnende Einlaufklappen für den Start und nach außen öffnende Klappen, sogenannte Überlaufklappen für den Triebwerksstillstand. Da diese Klappen konstruktiv verschieden sind, können sie am Umfang nur abwechselnd oder selektiv angeordnet werden. Hierdurch wird aber ihre Wirksamkeit wieder verringert. Diese OS und die Erfindung haben optisch die radial nach innen öffnende Klappen im Einlauf gemeinsam. Dennoch haben beide Ausführungen ganz andere Funktionen. In der OS bildet die nach innen öffnende Einlaufklappe, zusammen mit einer außen angeordneten, aber nach innen öffnende Klappe, im Start eine sogenannte Einlauftür.

Gemäß der Erfindung hat die im Einlauf radial nach innen verstellbare Klappe eine andere Funktion. Sie öffnet nach innen und stellt dabei eine pneumatische Verbindung zu dem großvolumigen Hohlraum im vorderen bis mittleren Teil des Bläser-Gehäuses her. Sie ist außerdem ringförmig, segmentweise überdeckend angeordnet.

Die European Patent Specifikation 0 245 190 B1 zeigt ein "Gas turbine casing with reduced surface drag" gekennzeichnet durch eine Hinterkante des Gehäuses, welche im Umfang kreisförmig mit überlagerter Wellenform verläuft. Letztere geht stromauf­ wärts wieder in den kreisförmigen Strak über. Hierdurch soll die Strömungsablösung am hinteren Teil des Gehäuses vermieden werden. Dabei werden auch Anwendungen für Hinterkanten mit Sinus-Wellenform von ebenen Quertriebsflächen beschrieben. Diesem Vorschlag liegt eine neueartige Theorie über den Umschlag von laminarer in turbulente Strömung zugrunde. Es wird beschrieben, daß in diesen nach hinten ver­ laufenden Längswellen, sich gegenläufig rotierende Längswirbel bilden, die eine turbulente Strömungsablösung verhindern. Etwas Ähnliches ist in der Literatur unter "Görtler-Taylor-Wirbeln" bekannt.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein herkömmliches Gasturbinentriebwerk mit hohem Bypass-Verhältnis so auszubilden, daß es nicht nur Schub erzeugen, sondern auch gleichzeitig zur Absaugung der Grenzschicht an der Zelle des Flugzeuges, sowie am mittleren bis hinteren Teil des Bläser-Gehäuses, dienen kann.

Das erfindungsgemäße Bläser-Gehäuse besitzt zu diesem Zweck an der Innenseite im Einlauf eine in Strömungsrichtung geöffnete ringförmige Luft-Auslaßöffnung, welche vor dem Bläser angeordnet und durch radial verstellbare Klappen in ihrem Querschnitt verstellbar ist. Hierdurch wird in dieser Öffnung ein starker, aber jeweils gesteuerter Unterdruck erzeugt, der nun über die oben genannten pneumatischen Verbindungen die besagte BLC betreibt. Die in der ringförmigen Luft-Auslaßöffnung austretende BLC- Luft wird letztlich vom Bläser oder Propeller wieder nach hinten beschleunigt. Das Triebwerk erfüllt damit neben seiner Hauptaufgabe der Schuberzeugung die Nebenaufgabe einer Grenzschicht-Absaugung. Es muß nicht sein, daß sich diese Aufgaben gegenseitig behindern, sondern sich durch die oben genannten Einrichtun­ gen in der Gesamtbilanz Schub/Widerstand ergänzen.

Die abzusaugenden BLC-Luftmengen, besonders im Reiseflug, können von beträcht­ licher Größenordnung sein. Sie können einen großen Teil des gesamten Triebwerks- Luftdurchsatzes ausmachen, der aber auch in Schub umgesetzt wird. Hierbei ist hauptsächlich der Bläser aktiv.

Fig. 1 zeigt nun ein typisches Ausführungsbeispiel der Erfindung, im oberen Teil geschnitten mit Innenansicht und im unteren Teil in Außenansicht. Die angegebenen Bezugszeichen bedeuten:

1 zeigt das Bläser-Gehäuse, 2 ist der Bläser bzw. die Bläserebene und 3 das Kern­ triebwerk. 4 bezeichnet eine ringförmige Luft-Auslaßöffnung, welche durch radial verstellbare Klappen 5 in ihrem Querschnitt veränderbar ist. Diese ist mit einem groß­ volumigen Hohlraum 6 im vorderen bis mittleren Teil des Bläser-Gehäuses pneuma­ tisch verbunden. Dieser ist wiederum mit Luft-Absaugeöffnungen 7 am mittleren bis hinteren Bereich des Gehäuses über luftdurchlässige Spanten 8 und 9 und entspre­ chende lokale Zwischenleitungen verbunden. Hierdurch wird eine erfindungsgemäße Grenzschichtabsaugung (BLC) am Triebwerk selbst betrieben. Durch die Durchlaßöff­ nungen 11 und z. B. einen entsprechenden Pylon 10 können nun pneumatische Verbin­ dungen zu anderen Absaugestellen des Flugzeuges hergestellt werden, wodurch auch dort eine BLC betrieben werden kann.

Die bei 7 und 11 eingesaugte BLC-Luft gelangt nun über 6 in die ringförmige Luft- Auslaßöffnung 4, welche durch eine entsprechende Verstellung der Klappen 5 unter einem bestimmten Unterdruck steht. Dort strömt sie aus und wird zusammen mit der von vorne einströmenden Luft 20 vom Bläser und Kerntriebwerk nach hinten beschleu­ nigt.

Der sich in der ringförmigen Luft-Auslaßöffnung 4 einstellende Unterdruck, der ja für die Absaugung bestimmter BLC-Absaugemengen maßgebend ist, wäre nun im Flugfall Start/Steigen am größten. Im Reiseflug ist dieser Unterdruck normalerweise nicht mehr so groß, um die gewünschte BLC zu betreiben. Zur Verringerung des Luftwiderstandes im Reiseflug ist aber mit zunehmender Fluggeschwindigkeit auch eine große BLC- Absaugemenge erforderlich. Dieses wird nun erfindungsgemäß dadurch erreicht, daß die radial verstellbaren Klappen 5 nach innen verstellt werden, wodurch der Unterdruck in der ringförmigen Luft-Auslaßöffnung 4 vergrößert wird und dadurch eine größere BLC-Absaugemenge erreicht wird.

Der Anteil der BLC-Luftmenge am Gesamtdurchsatz des Triebwerkes wird dabei aber größer. Beide Luftmengen werden letztlich vom Bläser, bzw. Triebwerk nach hinten beschleunigt und in Schub umgesetzt.

Claims (4)

1. Ringförmiges Bläser-Gehäuse, mit vom Triebwerk angetriebenem Propeller oder Bläser, zur Verwendung bei Flugzeugen, wobei im Einlauf vor dem Propeller/Bläser an der Innenseite des Gehäuses in Strömungsrichtung geöffnet, eine ringförmige Luft- Auslaßöffnung angeordnet ist, welche durch radial verstellbare Klappen in ihrem Querschnitt veränderbar ist, dadurch gekennzeichnet, daß die Luft-Auslaßöffnung mit einem großvolumigen Hohlraum im vorderen bis mittleren Teil des Bläser-Gehäuses in pneumatischer Verbindung steht, und daß dieser großvo­ lumige Hohlraum mit Luft-Absaugeöffnungen an der Außenseite des Bläser-Gehäuses in pneumatischer Verbindung steht, die im mittleren bis hinteren Bereich angeordnet sind.

2. Ringförmiges Bläser-Gehäuse, nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der großvolumige Hohlraum im Bläser-Gehäuse auch mit anderen Absaugestellen eines Flugzeuges pneumatisch verbunden ist.

3. Ringförmiges Bläser-Gehäuse nach einem der vorhergehenden Ansprüche, da­ durch gekennzeichnet, daß die Luft-Auslaßöffnung eine feste, oder am Boden einstellbare Form besitzt.

4. Ringförmiges Bläser-Gehäuse nach einem der vorhergehenden Ansprüche, da­ durch gekennzeichnet, daß das Endstück desselben, hinter den Luft-Absaugeöffnungen an der Außenseite des Bläsergehäuses, durch Klappen in seinem Austrittsquerschnitt verstellbar ist.