DE2037049A1 - More waves turbine jet engine - Google Patents
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Description
MOTOREN - UND TURBINEN-UNION
MÜNCHEN GMBHENGINES AND TURBINE UNION
MUNICH GMBH
sr/schmsr / schm
München, den VJ. Juli 197oMunich, the VJ. July 197o
Mehr - Wellen - TurbinenstrahltriebwerkMore - shaft - turbine jet engine
Die Erfindung bezieht sich auf ein Mehr-Wellen-Turbinenstrahl tri ebwerk für Flugzeuge mit V/STOL Eigenschaften, welches ein Frontgebläse, einen von dem Gebläseluftstrom des Frontgebläses beaufschlagten Mantelstromkanal und mit diesem in Verbindung stehende Strahl ablenkvorrichtungen aufweist.The invention relates to a multi-shaft turbine jet tri ebwerk for aircraft with V / STOL properties, which has a front fan, one of the Blower air flow of the front blower acted upon by the sheath flow duct and beam deflecting devices connected to this having.
Neuzeitliche Mehr-Wellen-Turbinenstrahltriebwerke weisen ein hohes Nebenstromverhältnis auf. Die Werte dieses Nebenstromverhältnisses liegen bei 5*1 und darüber, und es wird etwa 8o% des verfügbaren Schubes vom Gebläse des Turbinenstrahltriebwerkes erzeugt.Modern multi-shaft turbine jet engines have a high bypass ratio. The values of this bypass ratio are 5 * 1 and above, and about 80 % of the available thrust is generated by the fan of the turbine jet engine.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Mehr-Wellen-Turbinenstrahltriebwerk so auszubilden, daß der von dem Frontgebläse geförderte, großvolumige Luftstrom - ohne dabei nennenswerte Strömungsverluste zu erfahren - z.B. aus einer horizontal nach hinten gerichteten Abströmrichtung { Marschflug ) in eine nach hinten unten geneigte Abström richtung ( strahl-gestützter Flug ) oder in eine senkrechte Abströmrichtung ( Senkrechtflug ) gelangen kann.The invention is based on the object of a multi-shaft turbine jet engine to train so that the promoted by the front fan, large-volume air flow - without to experience significant flow losses in the process - e.g. from a horizontal outflow direction towards the rear {Cruise flight) in an outflow direction inclined backwards and downwards (jet-supported flight) or in a vertical Can get outflow direction (vertical flight).
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Die beispielhaften genannten, verschiedenen Abströmrichtungen des Gebläseluftstromes schließen selbstverständlich die Maßnahme ein, einwandfreie Transitionen mit einem Plug zeug durchführen zu können, d.h. einen einwandfreien Übergang des Plugzeuges z.B. vom Senkrechtflug in den Horizontalflug zu gewährleisten.The various outflow directions of the blower air flow mentioned by way of example naturally include the Measure to be able to carry out flawless transitions with a plug tool, i.e. a flawless one To ensure the transition of the plug equipment, e.g. from vertical flight to level flight.
Weiter sollen die anzuwendenden Mittel zur Erzielung der verschiedenen, beschriebenen Abströmrichtungen bzw. zur Strahlrichtungsänderung des Gebläseluftstromes mit relativ geringen Verstellkräften betätigbar sein und ferner eine Drosselung des Gebläseluftstromes weitestgehend ausschalten.Furthermore, the means to be used to achieve the different, described outflow directions or to change the jet direction of the blower air flow with relative be actuated with low adjustment forces and furthermore largely switch off a throttling of the blower air flow.
Zur Lösung der Gesamtheit der gestellten Aufgabe schlägt die Erfindung bei einem eingangs genannten Mehr-Wellen-Triebwerk vor, daß der Mantelstromkanal sich in Form zweier, im wesentlichen in Richtung der Gebläseluftströmung direkt an diesen anschließender und seitlich des Gehäuses des Kerntriebwerkes eng anschmiegender Zuströmkanäle fortsetzt, im Bereich deren - bezogen auf die Längsmittelebene des Flugzeuges - schräg nach hinten und unten geneigter Austrittsöffnungen jeweils eine Strahlablenkvorrichtung angeordnet ist, von denen jede aus in der geneigten Ebene einer Austrittsöffnung gestaffelt übereinander angeordneten und um Quer achsen verschwenkbaren Ablenkschaufeln besteht, wobei jede dieser Ablenkschaufeln mehrere schwenkbare Schaufelabschnitte aufweist.In order to achieve the totality of the problem posed, the invention proposes a multi-shaft engine mentioned at the beginning suggest that the sheath flow channel is in the form of two, essentially directly in the direction of the fan air flow to this adjoining and to the side of the housing of the core engine continues the inflow ducts that hug closely, in the area of which - in relation to the longitudinal center plane of the aircraft - a beam deflecting device is arranged in each case one beam deflection device, which is inclined backwards and downwards at an angle is, each of which is staggered one above the other in the inclined plane of an outlet opening and axes around transverse pivotable deflector blades, each of these deflector blades having a plurality of pivotable blade sections having.
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Es ist bekannt, bei einem Zweistrom-Turbinenstrahltriebwerk für senkrecht startende oder landende Flugzeuge einen Teil des vom Niederdruckverdichter ,geförderten Luftstromes seitlich am Triebwerk schwenkbar angeordneten, knierohr förmig ausgebildeten Schwenkdüsen zuzuführen ( britische Patentschrift 912 925 ).It is known to have a twin-flow turbine jet engine for aircraft taking off or landing vertically Part of the air flow conveyed by the low pressure compressor on the side of the engine, pivotable, knee-shaped trained swivel nozzles (British Patent 912 925).
Bei diesem bekannten Zweistrom-Turbinen-Strahltriebwerk ist jedoch ein relativ geringes Nebenstromverhältnis zugrundezulegen, und der weitaus größte Anteil des verfügbaren Schubes wird nicht ausschließlich vom Zweitluftstrom bereitgestellt.In this known twin-flow turbine jet engine however, a relatively low bypass ratio is to be used, and by far the largest proportion of the available Thrust is not only provided by the secondary air flow.
Die bei diesem bekannten Triebwerk vorgesehenen, knierohrförmigen Schwenkdüsen haben zum einen den Nachteil, daß der Sekundärluftstrom - bezogen auf eine solche Schwenkdüse jeweils zweimal um ca, 9o° abgelenkt werden muß, bevor er aus einer solchen Schwenkdüse abströmen kann. Aufgrund der Anordnung und des Aufbaues dieser Schwenkdüsen-stellen sich somit nicht unerhebliche Strömungs- und damit Schubverluste ein. Solehe Schwenkdüsen eignen sich also infolge ihrer Anordnung am Triebwerk und infolge ihrer Formgebung und der damit verbundenen Strömungs- und Schubverluste nicht für die Abführung besonders großvolumiger Gebläseluftströme, wie sie bei neuzeitlichen Mehr-Wellen-Turbinenstrahltrieb-'werken mit einem hohen Nebenstromverhältnis anzutreffen sind. Würde man weiterhin diesen Triebwerken knierohrförmige Schwenkdüsen zuordnen wollen, dann hätte diese Maßnahme relativ große Schwenkdüsen mit relativ großen Durchströmquerschnitten und damit einen GewichtsZuwachs dieser Schwenkdüsen zur Folge, welcher sich wiederum nachteilig hinsichtlich The knee-tube-shaped ones provided in this known engine Swivel nozzles have the disadvantage, on the one hand, that the secondary air flow - based on such a swivel nozzle in each case has to be deflected twice by approx. 9o ° before it can flow out of such a swivel nozzle. Due to the The arrangement and structure of these swivel nozzles arise thus not inconsiderable flow and thus thrust losses. Solehe swivel nozzles are therefore suitable because of their Arrangement on the engine and due to its shape and the associated flow and thrust losses not for the removal of particularly large-volume blower air flows, as is the case with modern multi-shaft turbine jet engines are encountered with a high bypass ratio. One would continue these thrusters to elbow-tube Want to assign swivel nozzles, then this measure would have relatively large swivel nozzles with relatively large flow cross-sections and thus an increase in weight of these swivel nozzles, which in turn is disadvantageous in terms of
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einer leichten Yerstellbarkeit auswirken; Zu üngunsten einer leichten Verstellbarkeit relativ einfachen Konstruktion dieser großen Sg würden sich dabei auch die aus der besßhriebenen· Maßnahme resultierenden, relativ großen Lagerduicehmesser de*1 Schwenkdüsen auswirken.affect an easy production; In favor of easy adjustability, the relatively simple construction of this large Sg would also have an effect on the relatively large storage diameter de * 1 swiveling nozzles resulting from the measure described.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in- den Zeichnungen dargestellt; in den Zeichnungen ist Fig. 1 ein am Tragflügel eines Flugzeuges befestigtes Mehr-Wellen-Turbinenstrahltriebwerk von der Seite gesehen und teilweise aufgeschnitten, dargestellt,An embodiment of the invention is shown in the drawings shown; In the drawings, Fig. 1 is an on the wing of an aircraft fixed multi-shaft turbine jet engine seen from the side and partially cut open, shown,
Fig. 2 ein bezogen auf die untere Hälfte eines Mehr-We11en-Turblnenstrahltr1ebwerkes nach Fig.l dieses im Aufbau schematlseh erläuterndes SchnittbildFig. 2 based on the lower half of a multi-wave turbo-jet turbine according to Fig.l this schematlseh in structure explanatory sectional view
undand
Fig. 3 das an einem abgebrochen dargestellten Flugzeugtragflügel befestigte Triebwerk in der Ansicht von hinten.Fig. 3 is shown on a broken off Aircraft wing attached engine in rear view.
Wie aus Fig. 1 erkennbar, kann das Mehr-Wellen-Turbinenstrahltriebwerk 1 mittels einer Profilstrebe 2 an einer Tragfläche J5 eines Flugzeuges angeordnet sein.As can be seen from Fig. 1, the multi-shaft turbine jet engine 1 by means of a profile strut 2 on one Wing J5 of an aircraft can be arranged.
Das MehrrWellen-Turbinenstrahltriebwerk 1 ( Fig.1 und 2 )The multi-shaft turbine jet engine 1 (Fig. 1 and 2)
T-299 .T-299.
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setzt sich der Reihe nach - vorn, links beginnend - aus folgenden wesentlichen Antriebsbaugruppen zusammen: Frontgebläse 4, Mitteldruckverdichter 5, Hochdruckverdichter 6, Brennkammer Y, Hochdruckturbine 8, Mitteldruckturbine 9 und Niederdruckturbine lo.is made up of the following essential drive assemblies in sequence - beginning on the left - front fan 4, medium pressure compressor 5, high pressure compressor 6, combustion chamber Y, high pressure turbine 8, medium pressure turbine 9 and low pressure turbine lo.
Die Niederdruckturbine Io treibt über eine gemeinsame Welle 11 ( Fig.2 ) das Frontgebläse 4 an, die Mitteldruckturbine treibt über eine die Welle 11 umschließende Hohlwelle 12 den Mitteldruckverdichter 5 an, und die Hochdruckturbine 8 treibt über einen die Hohlwelle 12 umgebenden weiteren Wellenstrang 13 den Hochdruckverdichter 6 an.The low pressure turbine Io drives over a common shaft 11 (Fig.2) the front fan 4, the medium-pressure turbine drives the medium-pressure compressor 5 and the high-pressure turbine 8 via a hollow shaft 12 surrounding the shaft 11 drives the high-pressure compressor 6 via a further shaft train 13 surrounding the hollow shaft 12.
Der wesentliche Anteil des vom Frontgebläse 4 geförderten Luftstromes gelangt in einen Mantelstromkanal 14, welcher das Gehäuse 15 des Kerntriebwerkes 16 ( Fig.l ) mit Abstand umschließt. Der übrige Teil des vom Frontgebläse 4 vorverdichteten Luftstromes wird dem Kerntriebwerk 16 zugeführt.The major part of the promoted by the front fan 4 Air flow arrives in a sheath flow channel 14, which the housing 15 of the core engine 16 (Fig.l) at a distance encloses. The remaining part of the pre-compressed by the front fan 4 Air flow is fed to the core engine 16.
Zwischen der den Mantelstromkanal 14 begrenzenden äußeren Kanalwand 17 und dem Gehäuse 15 des Kerntriebwerkes 16 können dem Frontgebläse 4 gleichzeitig als Stützstreben wirkende Richtschaufeln 18 nachgeschaltet sein.Between the outer duct wall 17 delimiting the bypass duct 14 and the housing 15 of the core engine 16 can be connected downstream of the front fan 4 at the same time acting as support struts straightening blades 18.
Der Mantelstromkanal 14 setzt sich in zwei gleichen, an das Gehäuse 15 des Kerntriebwerkes 16 seitlich anschmiegenden Zuströmkanälen 18,19 (Fig.3) fort , welche somit vom Luftstrom des Frontgebläses 4 beaufschlagbar sind.The bypass duct 14 is set up in two identical, laterally clinging to the housing 15 of the core engine 16 Inflow channels 18,19 (Figure 3) continue, which thus from the air flow of the front fan 4 can be acted upon.
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Im Bereich der schräg nach hinten und unten geneigten angeordneten Austrittsöffnungen 2o,21 der Zuströmkanäle 18,19 ( Pig.5) sind jeweils von Ablenkschaufeln S gebildete Strahlablenkvorrichtungen 22,2^ angeordnet.In the area of the outlet openings 2o, 21 of the inflow channels that are inclined backwards and downwards 18, 19 (Pig. 5) are each formed by deflection blades S. Beam deflectors 22,2 ^ arranged.
Wie aus Pig. 1 erkennbar, soll jede dieser Ablenksehäufein S aus mehreren, um Querachsen 24,25 verschwenkbaren Schaufelabschnitten 26,27 zusammengesetzt sein. Ein erster Schaufelabschnitt 28 jeder Ablenkschaufel S kann stets als sogenanntes Anströmprofil fest in einer Richtung, also etwa parallel zur Triebwerklängsachse 29 angeordnet, in der Strömung verbleiben. Like from Pig. 1 recognizable, each of these diversion shells should be in S of several blade sections pivotable about transverse axes 24, 25 26,27 be composed. A first vane section 28 of each deflection vane S can always be called what is known as Inflow profile fixed in one direction, ie arranged approximately parallel to the engine longitudinal axis 29, remain in the flow.
Bei mit ausgezogenen Linien dargestelltem, gestrecktem Profil ( Fig.1 ) vermögen die Ablenksehäufein S den» Luftstrom des Frontgebläses 4 in Pfeilrichtung P abströmen zu . lassen, z.B. für den Marschflug des Flugzeuges. In der ·;,"". strich-punktiert dargestellten Endstellung der Ablenk schaufeln S kann der Gebläseluftstrom senkrecht nach unten abgelenkt werden, z.B. für den Senkrechtstart des Flug zeuges ( Pfeil V).In the case of a stretched profile (FIG. 1) shown with solid lines, the deflecting booms in S are capable of the »air flow of the front fan 4 in the direction of arrow P. leave, e.g. for the cruise flight of the aircraft. In the ·;,"". End position of the deflecting shovels shown in dash-dotted lines S the blower air flow can be deflected vertically downwards, e.g. for a vertical take-off of the aircraft (Arrow V).
Darüberhinaus sind diverse Zwischenstellungen der Ablenkschaufeln S denkbar, wozu hier beispielsweise an eine Abströmung des Gebläseluftstromes in Richtung des Pfeiles K für den Schrägstart gedacht sei.In addition, various intermediate positions of the deflection blades S are conceivable, for which purpose here, for example, on a The outflow of the blower air flow in the direction of arrow K is intended for the angled start.
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Weseiitliph ist es bei diesen beschriebenen Strahlablenkvorriehtungjen 22,23, daß der Gebläseluftstrom für die versehiedenst wählbaren Abströmrichtungen keine nennenswerte Drosselung erfährt, weil die erläuterte Aufteilung der Äblenkschaufeln S in um Querachsen verschwenkbare Einzel-Segmente 26,27 stets etwa gleichbleibende Durehström querschnitte zwischen zwei jeweils benachbarten Ablenkschaufeln S und damit für die gesamte Strahlablenkvorriehtung 2"2 bzw. 23 gewährleisten.It is essential with these beam deflection devices described 22,23 that the fan air flow for the The most varied of selectable outflow directions are not worth mentioning Throttling experiences because of the explained division of the Äblenkschaufeln S in individual segments pivotable about transverse axes 26,27 constant Durehström cross-sections between two respectively adjacent deflection blades S and thus for the entire beam deflection device 2 "2 or 23 guarantee.
Die Abgase des Kerntriebwerkes 1.6' können ebenfalls in die beispielhaft zuvor genannten Richtungen P, V oder K abgelenkt werden. Hierzu ist eine aus drei gegeneinander verdrehbaren Rohrabschnitten 29!,3o,31 gebildete Strahlablenkvorricntung vorgesehen, deren letzter drehbarer Rohrabschnitt 31 mit einer Verstellschubdüse 32 zur Veränderung der wirksamen Gasaustrittsfläche ausgerüstet sein kann. Die gegenläufige Rotationsbewegung der Rohrabsehnitte 291^ 3o,31 ist durch auf diese aufskizzierte Pfeile angedeutet.The exhaust gases from the core engine 1.6 ′ can likewise be deflected in the directions P, V or K mentioned above by way of example. For this purpose, one of three mutually rotatable pipe sections 29 ! , 3o, 31 formed Strahlablenkvorricntung provided, the last rotatable pipe section 31 can be equipped with an adjustable thrust nozzle 32 to change the effective gas outlet area. The counter-rotating movement of the pipe section 29 1 ^ 3o, 31 is indicated by arrows sketched on it.
Sofern eine solche oder ähnliche Strahlablenkvorriehtung für die Abgasablenkung des Kerntriebwerkes l6 vorgesehen werden soll, kann es zweckmäßig sein, eine gemeinsame Betätigung der Strahlablenkvorrichtung' 22,23 und der hier z.B. aus Ronrabschnitten 29*,3o,31 gebildeten Strahlablenkvorriehtung vorzusehen, damit jeweils gleiche Abströmrichtungen, z.B. P, V oder K des vom Prontgebläse geförderten Luftstromes und der vom Kerntriebwerk 16 geförderten Abgase erzielbar sind.If such a beam deflection device or a similar one provided for the exhaust gas deflection of the core engine l6 is to be, it may be useful to operate the beam deflection device '22,23 and the one here e.g. beam deflection device formed from circular sections 29 *, 3o, 31 provided so that the same outflow directions, e.g. P, V or K of the Pront fan promoted air flow and the exhaust gases promoted by the core engine 16 can be achieved.
17.7>7o 109886/0823 17th 7> 7o 109886/0823
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Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4713935A (en) * | 1986-04-08 | 1987-12-22 | Rolls-Royce Inc. | Vectorable nozzles for aircraft |
| DE4426195A1 (en) * | 1994-07-23 | 1996-01-25 | Daimler Benz Aerospace Ag | Thrust nozzle for turbo airstream |
| DE10033653A1 (en) * | 2000-06-16 | 2002-03-07 | Sandor Nagy | Drive system for e.g. aircraft, is formed multistage with drives units such that the drive system is combined with at least one negative pressure system |
| DE10126632A1 (en) * | 2000-08-08 | 2002-09-12 | Sandor Nagy | Combination propulsion system pref. for aircraft has thrust vector control, also useable as lifting device, located behind multistage vacuum system or ram jet engines |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8096753B2 (en) | 2004-12-01 | 2012-01-17 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine and operating method with reverse core airflow |
| US7976272B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-07-12 | United Technologies Corporation | Inflatable bleed valve for a turbine engine |
| EP1825126B1 (en) | 2004-12-01 | 2011-02-16 | United Technologies Corporation | Vectoring transition duct for turbine engine |
| US7937927B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-05-10 | United Technologies Corporation | Counter-rotating gearbox for tip turbine engine |
| DE602004028297D1 (en) | 2004-12-01 | 2010-09-02 | United Technologies Corp | COMPREHENSIVE COMBUSTION CHAMBER FOR TOP TURBINE ENGINE |
| WO2006060004A1 (en) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Combustor for turbine engine |
| US8561383B2 (en) | 2004-12-01 | 2013-10-22 | United Technologies Corporation | Turbine engine with differential gear driven fan and compressor |
| WO2006110124A2 (en) | 2004-12-01 | 2006-10-19 | United Technologies Corporation | Ejector cooling of outer case for tip turbine engine |
| WO2006059972A1 (en) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Compressor variable stage remote actuation for turbine engine |
| EP1831521B1 (en) | 2004-12-01 | 2008-08-20 | United Technologies Corporation | Variable fan inlet guide vane assembly, turbine engine with such an assembly and corresponding controlling method |
| US7845157B2 (en) | 2004-12-01 | 2010-12-07 | United Technologies Corporation | Axial compressor for tip turbine engine |
| EP1828547B1 (en) | 2004-12-01 | 2011-11-30 | United Technologies Corporation | Turbofan comprising a plurality of individually controlled inlet guide vanes and corresponding controlling method |
| US8967945B2 (en) | 2007-05-22 | 2015-03-03 | United Technologies Corporation | Individual inlet guide vane control for tip turbine engine |
| CN105134407B (en) * | 2015-08-20 | 2017-08-01 | 南京航空航天大学 | Venturi offset fluidic vectoring nozzle and control method with VTOL function |
-
1970
- 1970-07-25 DE DE19702037049 patent/DE2037049A1/en active Pending
- 1970-12-22 FR FR7046318A patent/FR2099597B3/fr not_active Expired
-
1971
- 1971-07-09 GB GB3247071A patent/GB1351000A/en not_active Expired
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4713935A (en) * | 1986-04-08 | 1987-12-22 | Rolls-Royce Inc. | Vectorable nozzles for aircraft |
| DE4426195A1 (en) * | 1994-07-23 | 1996-01-25 | Daimler Benz Aerospace Ag | Thrust nozzle for turbo airstream |
| DE4426195C2 (en) * | 1994-07-23 | 1998-02-05 | Daimler Benz Aerospace Ag | Rectangular thruster for jet engines |
| DE10033653A1 (en) * | 2000-06-16 | 2002-03-07 | Sandor Nagy | Drive system for e.g. aircraft, is formed multistage with drives units such that the drive system is combined with at least one negative pressure system |
| DE10126632A1 (en) * | 2000-08-08 | 2002-09-12 | Sandor Nagy | Combination propulsion system pref. for aircraft has thrust vector control, also useable as lifting device, located behind multistage vacuum system or ram jet engines |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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| FR2099597A7 (en) | 1972-03-17 |
| GB1351000A (en) | 1974-04-24 |
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