DE2401212C2

DE2401212C2 - Thrust nozzle for a subsonic aircraft gas turbine engine

Info

Publication number: DE2401212C2
Application number: DE2401212A
Authority: DE
Inventors: Vincent James Southington Conn. DiSabato; David Lawrence Gladstonbury Conn. Motycka; Martin Sheldon Manchester Conn. Slatkin
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1973-02-08
Filing date: 1974-01-11
Publication date: 1983-08-18
Also published as: IT1007077B; JPS49111014A; DE2401212A1; GB1447144A; CA986319A; FR2217559A1; FR2217559B1

Description

Die Erfindung betrifft eine Schubdüse der im Oberbegriff des Patentanspruchs angegebenen Art.The invention relates to a thrust nozzle of the type specified in the preamble of the claim.

Es ist be^; Unterschallflugzeugen bekannt, die Gasturbinenn i-jbwerke mit festen konvergenten Schubdüsen auszurüsten (Handbuch THE AIRCRAFT GAS TURBINE ENGINE AND ITS OPERATION. United Aircraft Corporation, 1974). Drei wichtige Parameter bei dem Entwurf von Gasturbinentriebwerken sind der Kreisprozeßwirkungsgrad, die Stabilität (Pumpgrenze) und die Schubabgabe. Jeder diese·. Parameter hängt von vielen Veränderlichen ab, wie z. B. der Geschwindigkeit und der Reichweite des Flugzeuges, für das die Triebwerke vorgesehen sind, und der Bauart des zu entwerfenden Triebwerks (z. B. Turbinenstrahltriebwerk oder Turbinenmantelstromtriebwerk). Die Form und die Bauart der S:hubdti en. die bei solchen Triebwerken verwendet wurden, haben einen Einfluß auf diese Parameter. Es müssen al τ immer Kompromisse geschlossen v/erden, denn obgleich eine Schubdüse besonderer Bauart und Form den stärksten Schub während allen Betriebsbedingungen, wie während des Starts, des Steigflugs und des Reiseflugs, erzeugen kann, ist es möglich, daß durch sie der Kreisprozeßwirkungsgrad oder die Stabilität des Triebwerks verringert wird. Schubdüsen für Unterschallflugzeug-Gasturbinentriebwerke waren bislang immer konvergente Düsen, da man davon überzeugt war. daß für den Unterschallflug nur konvergente Düsen in Frage kommen, damit der gewünschte Kompromiß erzielt werden kann.It is be ^; Subsonic aircraft are known to equip the gas turbines with fixed convergent thrust nozzles (manual THE AIRCRAFT GAS TURBINE ENGINE AND ITS OPERATION. United Aircraft Corporation, 1974). Three important parameters in the design of gas turbine engines are the cycle efficiency, the stability (surge limit) and the thrust output. Each of these ·. Parameter depends on many variables, such as B. the speed and range of the aircraft for which the engines are intended, and the type of engine to be designed (z. B. turbine jet engine or turbine turbofan engine). The shape and type of the S: hubdti en. which have been used in such engines have an influence on these parameters. There must always be compromises, because although a nozzle of a special design and shape can generate the strongest thrust during all operating conditions, such as during take-off, climb and cruise, it is possible that the cycle efficiency or the stability of the engine is reduced. Subsonic gas turbine engine thrusters have always been convergent nozzles because of their belief. that only convergent nozzles come into question for subsonic flight so that the desired compromise can be achieved.

Konvergente Schubdüsen sind aber insbesondere beim Start nachteilig, da während des Starts eine Strömung vorliegt, die schwächer als die ideale Strömung ist. Zur Vermeidung dieses Nachteils ist zwar bereits statt einer festen konvergenten Schubdüse eine verstellbare konvergente Schubdüse verwendet worden, um die Strömung beim Start zu verstärken, der Nachteil einer solchen verstellbaren konvergenten Düse ist jedoch ihr größeres Gewicht, durch das der erreichbare Vorteil wieder aufgehoben wird.Convergent thrust nozzles are particularly disadvantageous when starting, since a There is a current that is weaker than the ideal current. To avoid this disadvantage it is true an adjustable convergent nozzle has already been used instead of a fixed convergent nozzle, to increase the flow at takeoff, the disadvantage of such an adjustable convergent The nozzle, however, is its greater weight, which negates the benefit that can be achieved.

Aufgabe der Erfindung ist es. eine Schubdüse der im Oberbegriff des Patentanspruchs angegebenen Art so auszubilden, daß ohne zusätzliches Gewicht der Kreisprozeßwirkungsgrad, die Stabilität und die Schubabgabe optimal sind.It is the object of the invention. a thrust nozzle of the type specified in the preamble of claim so train that without additional weight of the cycle efficiency, the stability and the thrust output are optimal.

' Diese Aufgabe wird durch die im Kennzeichen des Patentanspruchs angegebenen Merkmale gelöst.'This task is carried out by the Claim specified features solved.

Feste konvergent-divergente Schubdüsen sind zwar für Überschallflugzeuge allgemein bekannt, diese bekannten Schubdüsen haben jedoch ein wesentlich größeres Querschnittsverhältnis als die Schubdüse nach der Erfindung.Fixed convergent-divergent thrusters are well known for supersonic aircraft, these known thrust nozzles, however, have a significantly larger cross-sectional ratio than the thrust nozzle according to the invention.

Die Erfindung beruht auf der überraschenden Erkenntnis, daß bei festen konvergent-divergenten Schubdüsen mit dem beanspruchten Querschnittsverhältnis eine stärkere Strömung in dem Düsenhals erzeugt wird, als es bei einer konvergenten Schubdüse mit dem gleichen Düsenhaisquerschnitt bei geringem Druckverhältnis der Fall ist. Mit anderen Worten, die effektive Querschnittsfläche einer festen konvergent-divergenten Schubdüse mit dem beanspruchten Quer-Schnittsverhältnis nimmt zu, wenn das Druckverhältnis abnimmt. Das bedeutet, daß die feste konvergent-divergente Schubdüse den gleichen Vorteil erbringt wie eine verstellbare konvergente Düse, jedoch ohne den Nachteil eines größeren Gewichts. Bei kleinen Druck-The invention is based on the surprising finding that with fixed convergent-divergent Thrust nozzles with the claimed aspect ratio create a stronger flow in the nozzle throat than it would with a convergent nozzle is the case with the same nozzle shark cross-section at a low pressure ratio. In other words, the effective cross-sectional area of a solid convergent-divergent nozzle with the claimed cross-section ratio increases as the pressure ratio decreases. That means that the fixed convergent-divergent Thrust nozzle gives the same benefit as an adjustable convergent nozzle, but without the Disadvantage of greater weight. For small pressure

i") Verhältnissen ist die Schubausbeute einer festen konvergent-divergenten Schubdüse manchmal zwar geringer als bei einer üblichen konvergent·*,-* Düse, es hat sich jedoch überraschend gezeigt, daß ein größerer Gesamtschub erzielt werden kann, wenn das Quer-i ") conditions is the thrust yield of a fixed convergent-divergent thrust nozzle, although sometimes less than a usual convergent · *, - * nozzle, it However, it has surprisingly been shown that a greater overall thrust can be achieved if the transverse

2Q Schnittsverhältnis der festen konvergent-divergenten Schubdüse zwischen 1.0 und 1,1 liegt 2Q section ratio of the fixed convergent-divergent nozzle is between 1.0 and 1.1

In der GB-PS 12 51312 ist zwar eine feste konvergent-divergente Schubdüse für das Triebwerk eines Unterschallflugzeugs schematisch dargestellt,In GB-PS 12 51312 there is a fixed one convergent-divergent thrust nozzle for the engine of a subsonic aircraft shown schematically,

2i aufgrund der Darlegungen in dieser britischen Patentschrift kann aber ein erfahrener Schubdüsenfachmann nicht auf den Gedanken kommen, für ein Flugzeug, das ausschließlich im Unterschallbereich fliegt, eine konvergent-divergente Schubdüse vorzusehen, da ihm bekannt ist, daß eine solche Düse für den Unterschallflug überhaupt nicht geeignet wäre, weshalb er auch die schematische Darstellung in dieser britischen Patentschrift, die in deren Beschreibung überhaupt nicht erläutert ist. einfach als ein unrealistisches Schema angesehen hätte.2i based on what is stated in this British patent specification but an experienced thruster specialist cannot come up with the idea for an aircraft that flies only in the subsonic range to provide a convergent-divergent thrust nozzle, as known to him is that such a nozzle would not be suitable for subsonic flight at all, which is why he also uses the schematic representation in this British patent specification which is not at all in the description thereof is explained. would have simply viewed it as an unrealistic scheme.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigtAn embodiment of the invention is described below with reference to the drawings described in more detail. It shows

Fig. 1 ein Diagramm, das den Strömungskoeffizien-Fig. 1 is a diagram showing the flow coefficient

ίο ten in Abhängigkeit von dem Druckverhältnis für verschiedene Schubdüsen zeigt,ίο ten depending on the pressure ratio for shows different thrusters

Fig. 2 ein Diagramm, das den Schubkoeffizienten in Abhängigkeit von dem Druckverhältnis für verschiedene Schubdüsen zeigt, undFig. 2 is a diagram showing the thrust coefficient as a function of the pressure ratio for various Thrust nozzles shows, and

·*' F i g. 3 in einer Seitenansicht, teilweise weggebrochen und teilweise im Schnitt, ein Mantelstromgasturbinentriebwerk mit der Schubdüse nach der Erfindung.· * 'F i g. 3 in a side view, partially broken away and partially in section, a bypass gas turbine engine incorporating the thrust nozzle of the invention.

F i g. 1 zeigt ein Diagramm, in dem der Strömungskoeffizient Cj auf der vertikalen Achse und dasF i g. 1 shows a diagram in which the flow coefficient Cj on the vertical axis and the

>o Druckverhältnis PH P\ des Gesamtdruckes der Düse zu dem statischen Umgebungsdruck auf der horizontalen Achse aufgetragen ist. Q ist direkt proportional zu dem Verhältnis zwischen dem effektiven Querschnitt der Düse und dem tatsächlichen Querschnitt der Düse am> o Pressure ratio PH P \ of the total pressure of the nozzle to the static ambient pressure is plotted on the horizontal axis. Q is directly proportional to the ratio between the effective area of the nozzle and the actual area of the nozzle at

^ Düsenhals, und außerdem ist Q direkt proportional zu dem Verhältnis zwischen der tatsächlichen Massenströmung durch die Düse und der idealen Massenströmung durch die Düse, wobei letztere durch die Geschwindigkeit der Strömung durch die Düse bei isentroper^ Nozzle throat, and also Q is directly proportional to the ratio between the actual mass flow through the nozzle and the ideal mass flow through the nozzle, the latter being determined by the speed of flow through the nozzle at isentropic

ft" Ausdehnung der Strömung auf den statischen Umge-, bungsdruck bedingt ist. Der Bereich der Druckverhält- ·- nisse auf der horizontalen Achse liegt zwischen 1,0 und 3,0, und in diesem Bereich arbeitet ein Unterschallflugzeug-Gasturbinentriebwerk. Im allgemeinen liegt beim Start das Druckverhältnis zwischen 1,0 und 2,0 und beim Reiseflug zwischen 2,0 und 3,0.ft "Expansion of the flow to the static environment, pressure is due to the practice. The range of pressure ratios on the horizontal axis is between 1.0 and 3.0, and this is where a subsonic aircraft gas turbine engine operates. In general, the pressure ratio at start is between 1.0 and 2.0 and at Cruise between 2.0 and 3.0.

In Fig. 2 ist der Strömungskoeffizient CV auf der vertikalen Achse in Abhängigkeit vom DruckverhältnisIn Fig. 2, the flow coefficient CV is on the vertical axis as a function of the pressure ratio

24 Ol24 Ol

PtIPa dargestellt, welches auf der horizontalen Achse aufgetragen ist. C ist direkt proportional zu dem Verhältnis zwischen dem tatsächlichen Schub je Kilogramm Massenströmung durch die Düse und dem idealen Schub je Kilogramm Massenströmung, welcher "> erreicht wird, wenn sich die Strömung auf den statischen Umgebungsdruck isentrop ausdehnt. Die Diagramme nach den Fig. 1 und 2 sind nur Beispiele, damit die Leistungsfähigkeit verschiedener Düsen miteinander verglichen werden kann, sie dienen nicht dazu, für ein ·" Triebwerk allf^mein die geeignete Schubdüse auszuwählen. PtIPa shown, which is plotted on the horizontal axis. C is directly proportional to the ratio between the actual thrust per kilogram of mass flow through the nozzle and the ideal thrust per kilogram of mass flow which is achieved when the flow expands isentropically to the static ambient pressure. The diagrams according to FIGS 2 are only examples, so that the performance of different nozzles can be compared with one another, they do not serve to select the most suitable thrust nozzle for an engine in general.

In F i g. 1 stellt die gestrichelte Linie eine konvergente Düse für die Mantelströmung eines Mantelstromgasturbinentriebwerkes dar. Es ist zu erkennen, daß bei <~> Druckverhältnissen über 22 der Strömungskoeffizient konstant ist und bei 0,98 liegt. Das ist eine gedrosselte Strömung, und der effektive Strömungsquerschnitt dieser Düse kann nicht größer werden. Wenn das Druckverhältnis von 22 bis auf \2 abfällt, so fällt auch -" der effektive Strömungsquerschnitt verhältnismäßig rasch ab. In F i g. 2 zeigt die gestrichelte Linie die gleiche Düse. Es ist zu erkennen, daß bei einem Druckverhältnis von 1,2 bis 3,0 diese Düse einen verhältnismäßig hohen Schubkoeffizienten hat. Unter dem Gesichtsnunkt des Schubkoeffizienten C₁ ist dies eine ausgezeichnete Düse. Jedoch ist es oft der Fall, daß für einen optimalen Kreisprozeßwirkungsgrad und für eine optimale Stabilität beim Starten ein größerer Strömungskoeffizient Cd erwünscht ist als derjenige, welcher mit einer konver- *" genten Düse bei Druckverhältnissen unter 2,0 erreicht werden kann.In Fig. 1, the dashed line represents a convergent nozzle for the bypass flow of a bypass gas turbine engine. It can be seen that at <~> pressure ratios above 22 the flow coefficient is constant and is 0.98. This is a restricted flow and the effective flow area of this nozzle cannot be increased. If the pressure ratio drops from 22 to \ 2 , the effective flow cross-section also drops relatively rapidly. In FIG. 2, the dashed line shows the same nozzle up to 3.0, this nozzle has a relatively high thrust coefficient, which _{is an excellent nozzle from the point of view of the thrust coefficient C 1.} However, it is often the case that a larger flow coefficient Cd is desired for optimum cycle efficiency and stability at start-up than that which can be achieved with a convergent nozzle at pressure ratios below 2.0.

Weiter zeigt Fig. 1 mit ausgezogenen Linien mehrere Kurven für feste konvergent-divergente Schubdüsen mit Querschnittsverhältnissen von 1.01 bis ^J> zu 1.1. Diese Düsen haben ebenfalls einen begrenzenden Strömungskoeffizienten für Druckverhältnisse über 2,0. Insofern ist zumindest hinsichtlich des Strömungskoeffizienten für den Reiseflug die konvergent-divergente Schubdüse mindestens so gut wie die konvergente ⁴" Schubdüse. Bei Druckverhältnissen von etwa 2.0 kann jedoch ein esentlich größerer Strömungskoeffizient als mit einer konvergenten Düse erreicht werden.Furthermore, FIG. 1 shows with solid lines several curves for fixed convergent-divergent thrust nozzles with cross-sectional ratios from 1.01 to ^J> 1.1. These nozzles also have a limiting flow coefficient for pressure ratios above 2.0. In this respect, at least with regard to the flow coefficient for cruise flight, the convergent-divergent nozzle is at least as good as the convergent ⁴ "nozzle. At pressure ratios of around 2.0, however, a significantly higher flow coefficient can be achieved than with a convergent nozzle.

In Fig. 2 gelten die mit ausgezogenen Linien dargestellten Kurven für konvergent-divergente Düsen. ^4> welche den Düsen entsprechen, die in F i g. 1 dargestellt sind. Ein Vergleich der verschiedenen Qüerschnittsverhältniskur.en zeigt, daß. wenn das Querschnittsverhältnis AfIAm des minimalen Strömungsquerschnittes zu dem Auslaßquerschnitt der Düse zunimmt, der Schub- '" koeffizient wesentlich abnimmt. Es ist festzustellen, daß sich das Druckverhälti^s PjIPa an dem Punkt des geringsten Schubkoeffizienten von Kurve zu Kurve ändert. Dtr tatsächliche Schub, der durch ein bestimmtes Triebwerk bei einem bestimmten Druckverhältnis '"· erzeugt wird, ist direkt proportional zu dem Produkt aus dem Strömutgskoeffizienten Cd und dem Schubkoeffizienten C, bei diesem bestimmten Druckverhältnis. Üblicherweise ist der Schub bei dem Druckverhältnis während des Startens am wichtigsten. fa"In FIG. 2, the curves shown with solid lines apply to convergent-divergent nozzles. ^4> which correspond to the nozzles shown in FIG. 1 are shown. A comparison of the various cross-sectional ratio curves shows that. when the aspect ratio AfIAm of the minimum flow cross-section increases towards the outlet section of the nozzle of the push '"coefficient decreases substantially. It is to be noted that the Druckverhälti ^ s PjIPa changes at the point of least thrust constant of curve to curve. Dtr actual thrust, which is generated by a certain engine at a certain pressure ratio is directly proportional to the product of the flow coefficient Cd and the thrust coefficient C, at this certain pressure ratio. Usually, the thrust in the pressure ratio is most important during takeoff. fa"

Zu Hrläuterungszwccken wird angenommen, daß dasFor purposes of explanation it is assumed that the

Druckverhältnis beim Starten 1.5 beträgt. Dies ist einStarting pressure ratio is 1.5. This is a

-", übliches Pruckvcrhältnis während des Startens; in ;-'Abhängigkeil vom Triebwerk kann jedoch das Druck- * verhältnis beim Starten irgendwo zwischen 1,2 und 2,0 ⁶" liegen. In dem Diagramm nach Fig. 1 ist zu erkennen, daß die konvergen.t-divergcnte Düse, welche bei einem Druckverhältnis von 1,5 einen maximalen Strömungsköeffizienten und den geringsten Verlust an Schubausbeute aufweist, die konvergent-divergente Düse mit dem Querschnittsverhältnis von 1,05 ist. Aus Fig.2 ist zu erkennen, daß diese konvergent-divergente Düse gleichzeitig in der Nähe eines Druckverhältnisses von 1,6 den geringsten Schubkoeffizienten aufweist. Tatsache ist, daß die Kurve des Sirömungskoeffizienten für die konvergente Düse tatsächlich besser ist als die Kurve des Schubkoeffizienten für die konvergent-divergente Düse für den größten Teil des in Betracht kommenden Bereiches der niedrigen Druckverhältnisse. Wenn jedoch der Schubkoeffizient und der Strömungskoeffizient einer jeden Düse bei einem Druckverhältnis von 1,5 miteinander multipliziert werden, so ist zu erkennen, daß die konvergent-divergente Düse beim Starten wesentlich mehr Schub erzeugt als die konvergente Düse. Es sei hier nochmals erwähnt, daß es für viele Triebwerke sehr wünschenswert ist, den effektiven Strömungsquerschnitt der Düse beim Starten zu vergrößern, um einen besseren Kreisprozeßwirkungsgrad und eine bessere Stabilität zu erhalten; aus obigen Darlegungen ist zu erkennen, daß eine feste konvergent-divergente Düse oft oiwe Schubverminderung eine solche Verbesserung gestattet und sogar einen größeren Schub während der kritischen Startphase des Triebwerkes erzeugen kann, ohne daß der Schub während des Reiseflugs vermindert wird.- ", usual pressure ratio during start-up; in; - 'depending on the engine, however, the pressure ratio during start-up can be anywhere between 1.2 and 2.0 ⁶ ". In the diagram of Fig. 1 it can be seen that the convergent-divergent nozzle, which has a maximum flow coefficient and the lowest loss of thrust at a pressure ratio of 1.5, the convergent-divergent nozzle with the cross-sectional ratio of 1, 05 is. From FIG. 2 it can be seen that this convergent-divergent nozzle at the same time has the lowest thrust coefficient in the vicinity of a pressure ratio of 1.6. In fact, the flow coefficient curve for the convergent nozzle is actually better than the thrust coefficient curve for the convergent-divergent nozzle for most of the low pressure ratio range of interest. However, if the thrust coefficient and the flow coefficient of each nozzle are multiplied together at a pressure ratio of 1.5, it can be seen that the convergent-divergent nozzle produces significantly more thrust than the convergent nozzle at startup. It should be mentioned here again that it is very desirable for many engines to enlarge the effective flow cross-section of the nozzle when starting in order to obtain better cycle efficiency and better stability; From the above it can be seen that a fixed convergent-divergent nozzle often allows such an improvement to be achieved or even more thrust reduction and can even generate a greater thrust during the critical start-up phase of the engine without the thrust being reduced during cruise flight.

In uen Diagrammen nach den Fig. 1 und 2 ist außerdem mit einer strichpunktierten Linie eine feste konvergent-divergente Düse mit einem Querschnittsverhältnis von 1,2 dargestellt. Eine solche Düse hat einen sehr starken Abfall des Schubkoeffizienten bei den Druckverhältnissen (z. B. 2,0 bis 3.0) des Reiseflugbereiches. Im wesentlichen sind konvergent-divergente Düsen mit diesen größeren Querschnittsverhältnissen für Überschallflugzeug-Triebwerke geeignet, bei denen die Druckverhältnisse beim Starten bei 2,0 oder darüber und die Druckverhältnisse während des Reiseflugs bei 20. 30, 40 oder darüber liegen. Bei einem Druckverhältnis von 2.0 (Start) tritt keine Zunahme der Strömung auf zum Ausgleichen des verringerten Schubkoeffizienten: bei hohen Reiseflugdruckverhältnissen liegt der Schubkoc^ffizient bei 0,98 oder darüber (nicht dargestellt) und ist somit annehmbar. Es ist zu erkennen, daß Düsen mit größeren Querschnittsverhältnissen als 1,3 ungeeignet sind, wenn die Druckverhältnisse im Reiseflug zwischen 2,0 und 3,0 liegen, wie dies bei Unteischallfldgzeug-Triebwerken der Fall ist.In uen diagrams according to FIGS. 1 and 2, a solid convergent-divergent nozzle with a cross-sectional ratio of 1.2 is also shown with a dash-dotted line. Such a nozzle has a very strong drop in the thrust coefficient at the pressure ratios (e.g. 2.0 to 3.0) of the cruising range. Essentially, convergent-divergent nozzles with these larger cross-sectional ratios are suitable for supersonic aircraft engines in which the pressure ratios at start-up are 2.0 or more and the pressure ratios during cruise are 20, 30, 40 or more. At a pressure ratio of 2.0 (start) no increase in flow occurs to compensate for the reduced thrust constant: at high cruise pressure conditions is the Schubkoc ^f fizient at 0.98 or more (not shown) and is therefore acceptable. It can be seen that nozzles with cross-sectional ratios greater than 1.3 are unsuitable if the pressure ratios in cruise flight are between 2.0 and 3.0, as is the case with low-noise aircraft engines.

In F i g. 3 ist ein Mantelstromgasturbinentriebwerk dargestellt, welches mit 10 bezeichnet ist. Das Triebwerk 10 dient zur Verwendung in einem Flugzeug, welches ausschließlich im Unterschallgeschwindigkeitsbereich fliegt. Das Triebwerk 10 umfaßt einen Verdichter 12 mit mehreren Verdichterstufen 14 und eine Brennkammer 16 mit mehreren Brennern 18 stromaDwärts des Verdichters. Das Triebwerk 10 umfaßt weiter eine Turbine 20 strormbwärts der Brennkammer 16 mit mehreren Turbinenstufen 22. Ein Triebwerkseinlauf 24,26 stromaufwärts des Verdichters 12 bildet einen im Querschnitt ringförmigen Strömungs weg 28 zum Eink ten von Luft in den Verdichter 12. Wände 30 und 32 begrenzen einen äußeren, im Querschnitt ringförmigen Ströjnungsweg 34 stromabwärts der ersten Stufe 36 'des Verdichters. Der Stiomungsweg 34 ist in dieser Ausführungsförm ein Umgchungskanal, da die Strömung durch diesen Kanal nicht durch den Kcjn des Triebwerkes, welcher den Verdichter 12, die Brennkammer 16 und die Turbine 20In Fig. 3, a bypass gas turbine engine is shown, which is designated by 10. That Engine 10 is used in an aircraft that operates exclusively in the subsonic speed range flies. The engine 10 comprises a compressor 12 with a plurality of compressor stages 14 and a combustion chamber 16 with several burners 18 downstream of the compressor. The engine 10 further comprises a turbine 20 upstream of the combustor 16 having a plurality of turbine stages 22. A The engine inlet 24, 26 upstream of the compressor 12 forms a flow that is annular in cross section way 28 for Eink th of air into the compressor 12. Walls 30 and 32 define an outer, im Cross-section of annular flow path 34 downstream the first stage 36 'of the compressor. The Stiomungsweg 34 is a in this embodiment Umgchungskanal, since the flow through this channel does not flow through the cylinder of the engine, which the Compressor 12, combustor 16, and turbine 20

umfaßt, hindurchgeht. Wände 38 und 40 begrenzen einen inneren, im Querschnitt ringförmigen Strömungsweg 42 stromabwärts des Verdichters 12, durch welchen die Luft aus dem Verdichter 12 strömt. Die Wände 30,32 und die Wände 38, 40 begrenzen Auslässe 44, 46 an ihren stromabwärtigen Enden. Während des Betriebes des Triebwerks liegen die Druckverhältnisse PjJPa an den Auslassen 44, 46 in einem Bereich zwischen 1,0 und 3.0. Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel sind beide Auslässe 44, 46 feste konvergent-divergente Düsen.includes, passes through. Walls 38 and 40 delimit an inner flow path 42, which is annular in cross section, downstream of the compressor 12, through which flow path the air from the compressor 12 flows. Walls 30,32 and walls 38,40 define outlets 44,46 at their downstream ends. During operation of the engine, the pressure ratios PjJPa at the outlets 44, 46 are in a range between 1.0 and 3.0. In the illustrated embodiment, both outlets 44, 46 are fixed convergent-divergent nozzles.

Bei einem ausgeführten Mantelstromgasturbinentriebwerk, dessen Aufbau dem Aufbau des Mantelstromgasturbinentriebwerkes 10 nach Fig.3 entspricht, beträgt das Querschnittsverhältnis Ab/Am des Mantelstromkanalauslasses, welcher dem Auslaß 44 in Fig.3 entspricht, 1,005 und das Querschnittsverhältnis (Ae/Am) des Kernstromkanalauslasses, welcher dem Auslaß 46 in Fig. 3 entspricht, 1,025. Es sei hier erwähnt, daß die Form der Auslässe 44, 46 in F i g. 3 übertrieben dargestellt ist, damit man erkennen kann, daß diese Auslässe konvergent-divergent sind. Aus den obigen Querschnittsverhältnissen ist ersichtlich, daß bei dem ausgeführten Triebwerk die konvergent-divergente Ausbildung der Auslässe kaum sichtbar ist, obschon die vorteilhafte Auswirkung auf die Triebwerksleistungsfähigkeit sehr wesentlich ist.In a running turbofan gas turbine engine, whose structure corresponds to the structure of the turbofan gas turbine engine 10 according to Figure 3, the cross section ratio Ab / At of Mantelstromkanalauslasses which the outlet 44 corresponds to Figure 3, 1.005 and the area ratio (Ae / At) of the Kernstromkanalauslasses which corresponds to outlet 46 in Figure 3, 1.025. It should be noted here that the shape of the outlets 44, 46 in FIG. 3 is exaggerated so that it can be seen that these outlets are convergent-divergent. From the above cross-sectional ratios it can be seen that the convergent-divergent design of the outlets is hardly visible in the engine that is embodied, although the advantageous effect on the engine performance is very important.

Die hier beschriebene Schubdüse kann auch beiThe thrust nozzle described here can also be used with

■> anderen als dem in Fig.3 dargestellten Mantelstromgasturbinentriebwerk verwendet werden, zum Beispiel bei einem Mantelstromgasturbinentriebwerk, bei dem der Mantelstrom und der Kernstrom des Triebwerkes in einen gemeinsamen Kanal gefördert werden, aus■> other than the bypass gas turbine engine shown in Fig.3 can be used, for example, in a turbofan gas turbine engine in which the bypass flow and the core flow of the engine are conveyed into a common channel

ίο welchem die Gase in die Umgebung austreten, oder bei einem üblichen Turbinenstrahltriebwerk ohne Mantelstrom. Die hier beschriebene Schubdüse ist nicht notwendigerweise für jedes Unterschallflugzeug-Triebwerk geeignet, was von vielen Veränderlichen undίο which the gases escape into the environment, or with a conventional turbine jet engine without bypass flow. The nozzle described here is not necessarily suitable for any subsonic aircraft engine, which of many variables and

Η Parameter des Triebwerkes abhängig ist, von welchen einige eingangs erläutert sind. Es ist z. B. möglich, bei einem Mantelstromgasturbinentriebwerk mit einer 'Kernströmung und einer Mantelströmung nur für eine der beiden Strömungen; die hier beschriebene Schubdüse vorzusehen und für die andere Strömung eine übliche konvergente Düse vorzusehen. Die Wahl der Schubdüse hängt von der Auslegung des Triebwerks und von dem Kompromiß zwischen dem Schubwirkungsgrad, dem Kreisprozeßwirkungsgrad und der Stabilität ab.Η The parameters of the engine depend on which some are explained at the beginning. It is Z. B. possible in a bypass gas turbine engine with a 'Core flow and a mantle flow only for one of the two flows; the nozzle described here to be provided and to provide a conventional convergent nozzle for the other flow. The choice of exhaust nozzle depends on the design of the engine and on the compromise between the thrust efficiency, the Cycle efficiency and stability.

Hierzu 2 Blatt ZeichnungenFor this purpose 2 sheets of drawings

Claims

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Claim:

An exhaust nozzle for a subsonic aircraft gas turbine engine designed such that the pressure ratio (Pi / Pa) of the total pressure of the nozzle to the static ambient pressure during take-off remains below about 2.0, characterized in that the nozzle (44, 46) has a is known per se solid convergent-divergent nozzle and that the aspect ratio (Ae / Am) of the minimum flow cross-section to the outlet cross-section of the nozzle is greater than 1.0, but less than or equal to 1.1.