DE2628808A1

DE2628808A1 - Flugzeugantriebssystem mit flugmanoevrierbarer schubduese

Info

Publication number: DE2628808A1
Application number: DE19762628808
Authority: DE
Inventors: Robert Gerald Beavers; Kermit Franklin Byrd
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1975-06-30
Filing date: 1976-06-26
Publication date: 1977-01-27
Also published as: GB1546109A; JPS6056255B2; FR2402077A1; IT1062477B; JPS527598A; CA1050773A; FR2402077B1; US3986687A; GB1546108A; DE2628808C2

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Gasturbinentriebwerk-Antriebssysteme und im einzelnen auf ein flugmanövrierbares Antriebssystem.

Die den Auslaß- bzw. Abgasen eines Gasturbinentriebwerks durch die Auslaßdüse erteilte hohe Geschwindigkeit erzeugt den Antriebsschub. Dieser Schub ist im wesentlichen der Störmungsrichtung der aus der Düse austretenden Abgase entgegengesetzt. Wenn dementsprechend die Richtung der Abgase geändert wird, ergibt sich eine entsprechende Richtungsänderung des Antriebsschubes. In typischer Weise sind Flugzeug-Gasturbinentriebwerke mit Düsen versehen, die in der axialen Richtung fixiert sind, und die Flugzeugmanövrierung wird allein durch Flugzeugsteuerungsoberflächen erreicht. Bei fortgeschrittenen Flugzeugkonfigurationen ist das wahlweise Umlenken (oder Schwenken) des Gasturbinentriebwerkschubes beabsichtigt und gegebenenfalls sogar erforderlich, um die Flugzeugleistungsfähigkeit zu verbessern und dem Flugzeug Betriebseigenschaften zu geben, die früher für unausführbar gehalten wurden. Wenn beispielsweise der Auslaß eines herkömmlich installierten Gasturbinentriebwerks statt nach hinten nach unten gerichtet

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wird, und zwar in einer im wesentlichen zur Triebwerkslängsachse rechtwinkligen Richtung, führt der sich ergebende Aufwärtsschub zu einem direkten Auftrieb für das Flugzeug und bei passender Steuerung bzw. Regelung zu einer vertikalen Abheb- und Landefähigkeit. In ähnlicher Weise kann eine Schubumlenkung während des Fluges zu einer erheblichen Vergrößerung der Flugzeugmanövrierbarkeit führen, da die Schubkraft die Manövrierungskräfte der Flugzeugsteuerungsoberflächen, wie der Höhenruder, der Querruder und der Seitenruder, verstärken kann. Zum Erzielen einer solchen Schubausrichtung ist eine Vorrichtung zum wirksamen und praktischen Verändern der Richtung der Gasturbinentriebwerk-Auslaßdüsengase erforderlich.

Eine Schubausrichtung bzw. -Schwenkung bzw. -verstellung kann im wesentlichen bei zwei Anwendungsarten benutzt werden. Die erste Anwendungsart besteht bei vertikal abhebenden und landenden Systemen (VTOL) bei niedriger Flugzeugbetriebsgeschwindigkeit, wobei eine kontinuierliche Schub- bzw. Winkelverstellung bis zu im wesentlichen ^!o für das Abheben des Flugzeuges erforderlich ist. Eine zweite Anwendungsart für die Schubverstellung besteht darin, bei relativ hohen Flugzeuggeschwindigkeiten eine Kampfmanövrierfähigkeit zu erreichen, wobei der Einstellungsbereich auf etwa 3o oder 4o beschränkt ist. Der grundsätzliche Unterschied zwischen diesen zwei Gestaltungen besteht darin, daß die VTOL-Ausführung durch einfaches Umlenken des Triebwerkstromes einen Systemauftrieb erzeugt, während bei der das Prinzip der überzirkulation (supercirculation) ausnutzenden Flugausrichtungsausführung (inflight vectoring application) eine Auftriebsverstärkung gebildet wird, die mehrere Male so groß wie die vertikale Schubkomponente der VTOL-Ausführung ist. In bekannter Weise bezieht sich die Überzirkulation auf das Erzeugen eines zusätzlichen Flügelauftriebes infolge eines derartigen Leitens eines Luftstroms aus einem oder über einen Flügel, daß dessen aerodynamische Form wirksam verändert wird. Hierdurch wird der erforderliche Angriffs- bzw. Anstellungswinkel bei hohen Unterschall-Manövrierzuständen verringert, so daß das Flugzeug hohe ¹G¹ Drehungen bzw. Kehrkurven mit geringerem Strömungswiderstand durchführen kann.

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Es ist absehbar, daß Strömungswiderstandsverminderungen von mehr als 4o % bei typischen Kampfbedingungen erreichbar sind, wenn ein Flugzeug ein flugmanövrierbares Antriebssystem für eine Auftriebsverstärkung aufweist, bei dem der Triebwerksauslaßstrom durch den Flügel in einer entsprechenden Weise ausgestoßen wird, um den zusätzlichen Auftrieb durch Überzirkulation zu bilden. Diese Strömungswiderstandsverminderung ermöglicht es, daß das Triebwerk bedeutend kleiner ausgebildet werden kann, als es sonst möglich ist.

Mit der Entwicklung eines solchen Systems waren jedoch bisher folgende Erfordernisse verbunden: Die Umlenkungsverluste des Auslaßsystems müssen vermindert werden; die meisten Kampfflugzeuge erforderu eine Nachverbrennung (oder Verstärkung), und der Brenner muß optimiert werden, um die erforderliche Verbrennungsleistungsfähigkeit unter Berücksichtigung einer begrenzten axialen Länge zu bilden; der Gasturbinentriebwerk-Auslaßstrom bzw. das hierzu gehörige System muß an die Flügelhinterkante angepaßt werden, um den Strömungswiderstand über der gesamten Flughülle zu vermindern; da der Nachbrenner in den Flügel eingebaut ist, muß zur Aufrechterhaltung einer baulichen Vollständigkeit eine Kühlung vorgesehen werden; Betätigungsorgane sollten einfach und bezüglich ihrer Anzahl minimal gehalten werden.

Das sich dem Gasturbinentriebwerk- und Flugzeugkonstrukteur stellende Problem besteht deshalb in der Schaffung eines flugmanövrierbaren Antriebssystems, das in wirkungsvoller und leistungsfähiger Weise die vorgenannten Vorteile aufweist und die obigen wesentlichen Erfordernisse erfüllt.

Eine Hauptaufgabe der vorliegenden Erfindung besteht deshalb in der Schaffung eines flugmanövrierbaren Antriebssystems mit verminderter Kompliziertheit, das für ein Anordnen innerhalb eines Flugzeugflügels aerodynamisch gestaltet ist. Es soll ferner ein Antriebssystem geschaffen werden, das mit einem Flügel zusammenarbeitet, um den Auftrieb durch überzirkulation zu vergrößern. Und schließlich soll eine Auslaßdüse geschaffen werden, die in höchst wirkungsvoller Weise eine Flug-Schubausrichtung bzw. -einstellung zur Verbesserung der Flugzeugmanövrierbarkeit ermöglicht.

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Bei einer Ausführungsform der Erfindung werden die obigen Ziele bei einem Doppeltriebwerk-Flugzeug erreicht, indem Gasturbinentriebwerke in beiden Seiten des Flugzeugrumpfes angebracht werden. In jedem Triebwerk leitet ein Übergangskanal das Abgas von dem Triebwerk nach außen in den Flügel, wo es in einem mit einem hohen Aspektverhältnis versehenen Kanalbrenneraufbau nachverbranntjwird, welcher an das Flügelprofil angepaßt ist. Optimale aerodynamische Verhältnisse des Abgases werden dadurch erreicht, daß dieses durch eine flugmanövrierbare Auslaßdüse ausgestoßen wird, welche sich über einen beträchtlichen Teil der Flügelspannweite an der Flügelhinterkante erstreckt.

Die Auslaßdüse enthält ein angelenktes Ablenkungsmittel, das teilweise den Auslaßstrom-Strömungspfad und die obere Flügeloberfläche bestimmt. Eine synchrone Bewegung zweier den Deflektor bildenden Klappen stellt eine richtige Innenflächensteuerune vor der

^öunrere

Vektorierung des Schubgases sicher. Der Düsenhals wird durch eine"?' Klappe verändert, die dem angelenkten Ablenkungsmittel allgemein gegenüberliegend angeordnet ist. Die untere Klappe begrenzt ferner den Auslaßstrom-Strömungspfad und weist einen Teil der unteren Flügeloberfläche auf. Es sind Betätigungsmittel vorgesehen, um die Düsenhalsfläche zu verändern und den geeigneten Schubausrichtungswinkel durch entsprechendes Positionieren der unteren Klappe und des angelenkten Ablenkungsmittels zu erzeugen.

Diese sowie weitere Ziele und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung zeichnerisch dargestellter Ausführungsformen, die jedoch nur als beispielhaft und nicht als beschränkend anzusehen sind. Es zeigen: Figur 1 - in einer schematischen Draufsicht einen repräsentativen Einbau des erfindungsgemäßen Antriebssystems in einem Flugzeug,
Figur 2 - die Wirkung bzw. den Einfluß der Überzirkulation auf die Wirkungsweise eines Flugzeugflügels,

Figur 3 - das erfindungsgemäße Antriebssystem in einer Seitenansicht längs der Linie 3-3 aus Figur 1,

Figur 4 - das erfindungsgemäße Antriebssystem in einer Schnittansicht längs der Linie 4-4 aus Figur 1,

Figur 5 - eine Figur 4 ähnelnde Schnittansicht längs der Linie 5-5 aus Figur 1,

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Figur 6 - in einer vergrößerten schematischen Darstellung den flugmanövrierbaren Auslaßdüsenteil des Antriebssystems aus Figur 1,

Figur 7 - in einer schematischen Draufsicht einen Teil des Antriebssystems aus Figur 1 mit einer alternativen Nachbrenneraus führungs form,

Figur 8 - den Nachbrenner aus Figur 7 in einer vergrößerten Endbzw. Stirnansicht/

Figur 9 - den Nachbrenner aus Figur 8 in einem Schnitt längs der Linie 9-9 und

Figur 1o - den Nachbrenner aus Figur 8 in einem Schnitt längs der Linie 1o-1o.

In den Zeichnungen, in denen ähnliche Hinweiszahlen einander entsprechende Elemente bezeichnen, wird zunächst die Aufmerksamkeit auf Figur 1 gerichtet. Dort ist ein allgemein mit 11 bezeichnetes und erfindungsgemäß aufgebautes Antriebssystem schematisch dargestellt. Das Antriebssystem soll, ohne hierauf beschränkt zu sein, repräsentativ für eine Doppel- bzw. Zwillingstriebwerksanlage sein, bei der zwei Gasturbinentriebwerke 12 symmetrisch in einem Flugzeugrumpf 14 angebracht sind. Wegen der Symmetrie des Systems ist nur ein Triebwerk dargestellt, nämlich das linksseitige Triebwerk bei einer Betrachtung des Flugzeugs von oben, wobei die Vorderseite des Triebwerks in Figur 1 an der linken Seite liegt. Es ist festzustellen, daß sich ein ähnliches Antriebssystem spiegelbildlich an der rechten Seite des Flugzeugs befindet.

Das Triebwerk 12 weist einen Axialstromkompressor 16 auf, der in einen Einlaß 18 eintretende Luft verdichtet, um die Verbrennung von Treibstoff im Brenner 2o zu unterstützen. Der durch den Brenner 2o erzeugte Heißgasstrom wird durch die Turbine 22 expandiert und treibt diese Turbine an, die ihrerseits antriebsmäßig über eine Welle 26 in der für ein Gasturbinentriebwerk üblichen Weise mit dem Rotorabschnitt 24 des Kompressors 16 verbunden ist. Nachdem die Gase durch die Turbine 22 expandiert sind, gelangen sie in ein allgemein mit 28 bezeichnetes Auslaßsystem. Dieses weist eine Ummantelung 29 auf, welche in strömungsmäßiger Reihen-

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Schaltung einen Diffusor 3o, einen Überführungs- bzw. Übergangskanal 32, einen Nachbrenner 34 und eine flugmanövrierbare Austrittsvorrichtung 36 begrenzt bzw. umgibt. Der nachfolgend benutzte Ausdruck 'Austritts- bzw. Auslaßvorrichtung¹ ist so zu verstehen, daß er eine Kerntriebwerk-Austrittsdüse oder irgendeine andere Gasturbinentriebwerk-Austrittsdüse beinhaltet, und zwar unabhängig davon, ob ein Brenner strömungsmäßig vorgeschaltet ist oder nicht.

In Figur 2 ist das Prinzip der Überzirkulation dargestellt. Figur 2A zeigt einen herkömmlichen Flugzeugflügel 38, der in einem durch Stromlinien 4o wiedergegebenen Strömungsfeld unter einem Anstell winkel (to) von 16° angeordnet ist. Figur 2B zeigt einen Flugzeugflügel 42 mit derselben Auftriebszahl wie der Flügel 38 und mit einem Aufbau entsprechend dem Strahlklappen- bzw.-flügelprinzip, wobei ein Hochgeschwindigkeitsgasstrom 44 aus der Rückkante des Flügels ausgestoßen wird, und zwar im vorliegenden Beispiel unter einem Winkel <f von 3o gegenüber der freien Strömung. Infolge des Überzirkulationseffekts, der durch eine wirksame Änderung in der aerodynamischen Form des Flügels an dessen Rückkante eine zusätzliche Zirkulation und einen entsprechenden Auftrieb induziert, kann dieselbe Auftriebszahl bei einem sehr viel kleineren Angriffs- bzw. Anstellungswinkel (#-= 9 ) erzielt werden. Für einen beispielhaft ausgewählten Flügelabschnitt führte die Verminderung des Angriffswinkels zu einer Strömungswiderstandsreduzierung von 41 %. So ist es bei Kampfflugzeuganwendungen mittels des Überzirkulationsprinzips möglich, daß der Konstrukteur den erforderlichen Angriffs- bzw. Anstellungswinkel bei hohen Unterschall-Manövrierbedingungen absenkt, so daß das Flugzeug mit weniger Luft- bzw. Strömungswiderstand einen sehr leistungsfähigen Wendeflug durchführen kann. Der nachfolgend zu beschreibende Strahlflügelaufbau beinhaltet das Prinzip der Überzirkulation und führt während des Fluges zu einer höchst wirkungsvollen Flug-Schwenkschubfähigkeit zum Verbessern der Flugzeugmanövrierbarkeit.

Gemäß den Figuren 1 und 3 bis 5, in denen die vorliegende Erfindung detaillierter dargestellt ist, begrenzt die Ummantelung 29 einen Austrittsstrom-Strömungspfad 42, der sich vom Triebwerk 12 zur Rückkante 45 eines Flügels 46 erstreckt. Das vordere Ende der Ummantelung 29 und das einen Mittenkörper 48 aufweisende hin-

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tere Ende des Triebwerks 12 sind im Querschnitt rund und verlaufen konzentrisch um die Längsachse 5o des Triebwerks 12. (Der nachfolgend benutzte Ausdruck 'rund¹ ist so zu verstehen, daß er verwandte Formen, wie elliptische und ovale, beinhaltet.) So ist der Austrittskanal 42 am vorderen Ende des Austrittssystems im wesentlichen ringförmig und konzentrisch zur Achse 5o, wie es klar aus Figur 4 ersichtlich ist, die einen Querschnitt längs der Linie 4-4 aus Figur 1 zeigt.

Es wurde festgestellt, daß es zum Vermindern großer Windungs- bzw. Ablenkungsverluste (turning losses) beim Hinausleiten des Austrittsstromes in einen Flugzeugflügel zweckmäßig ist, den Strom vor dem Verwinden bzw. Drehen einer Diffusion bzw. Streuung auf eine relativ niedrige Mach-Zahl zu unterwerfen. Dies ermöglicht auch eine wirkungsvollere Nachverbrennung in den ausnutzbaren kurzen Verbrennungslängen. Dementsprechend begrenzt das vordere Ende der Ummantelung 29 einen Diffusionsabschnitt oder Diffusor 3o. Gemäß der Darstellung tritt eine Diffusion bzw. Streuung als Ergebnis eines Zusammenwirkens des bezüglich seiner Querschnittsfläche progressiv abnehmenden Mittenkörpers 48 mit dem mäßig zunehmenden äußeren Durchmes'ser der Ummantelung auf. Es ist festzustellen, daß. es bei bestimmten Anwendungen möglich ist, eine Diffusion bzw. Streuung allein durch eine Vergrößerung des Ummantelungsdurchmessers oder eine Verkleinerung des Mittenkörperdurchmessers zu bilden, und die dargestellte Konfiguration ist lediglich beispielhaft für einen solchen Aufbau.

Der Übergangskanal 32 befindet sich stromabwärts vom Diffusor 3o und sorgt für ein Aufrechterhalten einer weitgehend konstanten Strömungsfläche während des Übergangs vom runden Querschnitt des Diffusors zu einem im wesentlichen rechtwinkligen oder trapezförmigen Querschnitt. Gleichzeitig leitet der Übergangskanal 32 den Strom von der Triebwerkslängsachse 5o über eine S-förmige Drehung zum Nachbrenner 34 mit einer axialen Mittenlinie 51, die gegenüber der Kerntriebwerksachse seitlich verlagert ist. Um den Strömungsdrehungsvorgang zu unterstützen, der in einigen Fällen wegen der kurzen zur Verfügung stehenden Kanallänge hart, bzw. problematisch sein kann, ist eine Vielzahl von UmIenkungsflügeln 52 vorgesehen, die sich im wesentlichen senkrecht zur Umlen-

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lenkungsrichtung über den Kanal 29 erstrecken. Hierdurch werden eine Strömungsabtrennung von der Kanalaußenwandung 54 und eine Strömungsfehlverteilung innerhalb des Strömungspfades 42 verhindert. Somit kann der Strom mit einer minimalen Strömungsprofilstörung die stark winkligen Windungen bewältigen und in den Nachbrennerabschnitt eintreten. Während sich die Umlenkungsflügel 52 gemäß der Darstellung nur teilweise durch den Diffusor erstrecken, kann es erforderlich sein, mehrere Umlenkflügel mit voller Länge anzuwenden, die sich im wesentlichen über die gesamte Länge des Übergangskanalabschnitts erstrecken, um eine ungestörte Strömung für den Nachbrennerabschnitt zu bilden. Das Zufügen der Umlenkungsflügel ist mit keinem Gewichtsnachteil verbunden, da diese Flügel im Aufbau wirksam als Spann- bzw. Versteifungsglieder benutzt werden. Sie erzeugen nur einen extrem kleinen Haut- bzw. WandungsreibungsStrömungswiderstand, der durch die Vergrößerung der Systemleistungsfähigkeit mehr als ausgeglichen wird.

Im allgemeinen wird die Integration des Auslaßsystems in einem Flugzeugrumpf/Flügelaufbau besser, wenn das Spannweiten-Höhen-Verhältnis (s/h) zunimmt (Figur 5), da ein langer, flacher Kanal den zum Unterbringen des Auslaßsystems im Flügel erforderlichen Raumbedarf bzw. Umfang vermindert. (Das vorliegend benutzte Verhältnis s/h wird als ' StreckungsverMltnxi^Sefrn^i^f Jedoch neigen das Gewicht, die inneren Strömungsverluste und die Kühlungsprobleme des Auslaßsystems zu einem Ansteigen mit dem Strekkungsverhältnis. Diese widerstreitenden bzw. konträren Tendenzen zeigen, daß ein optimales Streckungsverhältnis existiert, welches nur unter Berücksichtigung von Konstruktionsbetrachtungen des gesamten Flugzeugsystems bestimmt werden kann. Bei einigen Anwendungen sind Streckungsverhältnisse von 3o nicht unrealistisch, während das Streckungsverhältnis aus Figur 5 mehr in der Größenordnung 5 liegt.

Das Ausrüsten des Auslaßsystems mit einer Nachverbrennung führt zu einer größeren Flugzeugleistungsfähigkeit. Bei typischen bekannten Strahlflügelsystemen ist jedoch nur eine minimale Verbrennungslänge ausnutzbar, so daß ein kurzer Nachbrenner 34 erforderlich ist. Kürzere Längen erfordern jedoch im allgemeinen zum Erhalten der gesamten Verbrennungsleistungsfähigkeit mehr Flammen-

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halterquellen, und dies kann zu einer Vergrößerung des Druckverlustes (ein Maß für die Leistungsfähigkeit) über den Flammenhaltern führen. Ein praktisches und nachfolgend detailliertes zu erörterndes Verstärkungssystem ist in den Figuren 1 und 5 dargestellt. Der Übergangskanal 32 sorgt für einen Strömungsübergang von dem runden Diffusor zu einer gelappten (lobenförmig) trapezförmigen Form des Nachbrenners 34. Am hinteren Ende des Übergangskanals befinden sich zwei Umlenkungsflügel 55, die ähnlich wie die Flügel aufgebaut sind und die in ähnlicher Weise dazu dienen, Druckbelastungen im gelappten Abschnitt des Kanals entgegenzuwirken und den Auslaßstrom wieder in die axiale Richtung zu drehen. Es ist darauf hinzuweisen, daß der trapezförmige Kanalabschnitt mit drei parabolischen Verkleidungen 56 (Figur 5) gelappt bzw. lobenförmig gemacht ist, um eine Verbiegung auszuschalten und vollständige Membranbzw. Hautbelastungen in diesen Verkleidungen zu entwickeln.

Gemäß den Figuren 1 und 5 weist der Nachbrenner eine Einlage 57 auf, die eine Vielzahl von in Segmente unterteilten Brennern 58 bildet, wobei im vorliegenden Fall drei Brenner dargestellt sind. Alle diese Brenner erfordern unabhängige Zündvorrichtungen oder alternativ Kreuz- bzw. Querzündvorrichtungen, die jedoch nicht in Figur 1 dargestellt sxnd. Einem jeden Brenner sind ein Pilotbzw. Sparbrenner 60 und ein oder mehrere sich hiervon erstreckende V-förmige Flammenhalter 62 zugeordnet. Treibstoffeinspritzdüsen sind eng an die Flammenhalterreihe angekoppelt, um eine Selbstentzündung des Treibstoffs zu vermeiden, die auftreten könnte, wenn ein zu großer Abstand zugelassen wird. Die Treibstoffinjektoren können solche von einer typischen Nachbrennerart sein, wobei einfache in die Injektionsrohre gebohrte Einspritzöffnungen verwendet werden. Die endgültige Umlenkung des Auslaßsstroms ist nicht vor Erreichen des Endes des Flammenhalters beendet, und die Unterteilungen 66 zwischen angrenzenden Segmenten vollenden den Ablenkungsvorgang, so daß die zur Verfügung stehende Länge maximal bzw. optimal ausgenutzt für eine Drehung mit kleinem Druckverlust bei minimalem Risiko gesorgt wird.

Die Figuren 7 bis 1o zeigen eine Alternative zu dem unterteilten Nachbrenner aus Figur 1. Gemäß Figur 7 erfolgt das Ablenken des Auslaßstroms weitgehend innerhalb des Übergangskanalab-

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Schnitts 32 vor dem Eintreten in den modifizierten Nachbrenneraufbau 2o2, der nicht in Segmente unterteilt ist und sich über die volle Spannweite erstreckt.

Es wird nunmehr auf die Figuren 8 bis 1o verwiesen, in denen der Nachbrenneraufbau 2o2 detaillierter dargestellt ist. Es wird davon ausgegangen, daß das Gebilde der Kontur des Flügels 46 angepaßt werden kann, wodurch es einen allgemein trapezförmigen Querschnitt hat. Ein sich über die volle Spannweite bzw. Breite erstreckender Sparbrenner 2o4 mit V-förmigem Querschnitt und mit sich seitlich erstreckenden Schlitzen 2o6 ist in der Vorderkante angeordnet. Die Schlitze können eine brennbare Mischung aus Auslaßgas und Treibstoff aufnehmen, die in dem V-förmigen Sparbrenner verbrannt wird, um eine Zündung des übrigen Teils des Systems zu begründen. Eine Vielzahl von vertikalen, V-förmigen und sich vom Sparbrenner 2o4 erstreckenden Flammenhaltern 2o8 dient zum Verbrennen der Mischung des Treibstoffs von Sprühstangen (spraybars) 21ο und der Auslaßgase in der normalen Betriebsart eines Nachbrenners. Die Flammenhalter 2o8 sind in der axialen Richtung geneigt, da in der Betriebsart ohne Nachverbrennung der an ihnen auftretende Druckverlust bzw. -abfall (ein Maß für die Leistungsfähigkeit) eine Funktion ihrer Blockierungswirkung ist. So kann durch Neigen der Flammenhalter die Blockierung über eine größere axiale Länge verteilt werden, wodurch der Druckabfall verringert wird. Gemäß Figur 9 können einige der Flammenhalter in Abhängigkeit von den Strömungsbedingungen unter verschiedenen Winkeln geneigt werden, wodurch sich verschiedene axiale Vorsprünge ergeben.

Querzünd-V-Rinnen 212 sichern eine gleichförmige Flammenausbreitung auf die vertikalen Flammenhalter 2o8 und sorgen für eine kontinuierliche Flammenausbreitung in der Nähe der Kanalwandung. Eine einzige Querzünd-Rinne kann alle Flammenhalter überspannen, oder es können mehrere dieser Rinnen gemäß den Figuren 8 und 9 angewendet werden. Unter bestimmten Umständen ist es möglich, diese Rinnen wie bei den Flammenhaltern 214 vollständig entfallen zu lassen.

Ein solcher alternativer Nachbrenneraufbau ist einfach und zuverlässig, da eine gleichförmige Flammenausbreitung sichergestellt wird, ohne daß man sich auf mehrfache Zündsysteme oder komplizierte Überkreuzungsnetzwerke verlassen muß.

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Das Kühlen des Nachbrenners erfolgt mittels einer Kühleinlage 57, die im Kanal 29 angeordnet und von diesem getrennt ist, lim dazwischen einen Kühlmittelkanal 7o (Figur 6) zu bilden. Kühlfluid vom Kompressor 16 oder der Turbine 22 des Triebwerks 12 wird durch eine Einlage bzw. ein Führungsrohr in dem Übergangskanal (beispielsweise) zum Durchgang bzw. Kanal 7o geleitet. Dieses Kühlfluid kühlt die Einlage durch die herkömmlichen Mittel einer Konvektions- und Filmkühlung. Das Anordnen des Nachbrenners in einer dichten axialen Nähe zur Auslaßdüse 36 führt zu einer Verringerung der Kühlungserfordernisse, da die stromabwärts vom Nachbrenner befindlichen und zu kühlenden baulichen Teile vermindert sind.

Figur 6 zeigt in einem schematischen Querschnitt eine Ausführungsform einer flugmanövrierbaren Auslaßdüse 36, die dafür geeignet ist, den Effekt der Überzirkulation in Verbindung mit dem oben beschriebenen hohen Streckungsverhältnis des Auslaßkanals auszunutzen. Dementsprechend ist die Düse hauptsächlich zweidimensional, was bedeutet, daß ihr Querschnittsprofil über die Spannweite mit hohem Streckungsverhältnis im wesentlichen konstant ist. Eine erste Wandung 72 mit einer inneren Oberfläche 74, die einen Teil des Kanals 29 ausmacht, begrenzt teilweise den Strömungspfad 42 des Auslaßstroms und ferner einen Teil der oberen Oberfläche 76 des Flügels. Die innere Oberfläche 74 konvergiert in der axial rückwärtigen Richtung, um eine fest positionierte innere Rampe bzw. schiefe Ebene 78 zu bilden. Diese Rampe trägt als einstückiges Teil des festen Ummantelungsgebildes bei allen Düsenflächen- bzw. -bereichseinstellungen zu einer hohen inneren Düsenleistungsfähigkeit bei.

Es ist festzustellen, daß die innere Oberfläche 74 der Wandung 72 weiter hinten von einem angelenkten Ablenkungsmittel 8o bestimmt wird, das erste und zweite zusammenarbeitende Klappen 82, 84 aufweist. Die Klappe 82 ist posiLionsmäßig variabel und bei 86 schwenkbar mit dem feststehenden Kanal 29 verbunden sowie dort ohne noch zu beschreibende betriebsmäßige Verbindungsmittel frei schwenkbar.

Die Klappe 84 ist eine relativ große Strahlablenkungsklappe, die ebenfalls positionsmäßig variabel ist und einen Teil der Flügelhinterkante 45 bildet. Sie weist in der Tat einen Flügel-

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querschnitt auf,der teilweise den Strömungspfad 42 und die Flügeloberfläche 76 bestimmt. Ferner hat sie ein Paar von sich nach unten erstreckenden Seitenplatten 9o, die schwenkbar mit den festen Seitenwandungen des trapezförmigen oder rechtwinkligen Kanals 29 bei 92 verbunden sind. Somit hat die Klappe 84 ein im wesentlichen umgekehrtes U-Profil, und sie kann sich um ihre Schwenkverbindung 92 drehen bzw. verschwenken.

Die zum Betätigen der Klappen 84 erforderliche Kraft wird mittels eines Betätigungsorgans (oder einer Vielzahl von Betätigungsorganen) 94 erzielt, das innerhalb der Wandung 72 angeordnet und betriebsmäßig mit der Klappe 84 wie bei 96 verbunden ist. Es kann sich hierbei um irgendwelche bekannte Betätigungsorgane handeln, die die ümgebungsbedxngungen des Auslaßsystems aushalten können und die erforderlichen Betätigungskräfte bilden. Das Betätigungsorgan 94 schwenkt die Klappe 84 um ihre Anlenkung 92, wobei die Klappe an ihrer äußeren Oberfläche durch eine Rolle 98 und eine Auflagerbahn 1oo abgestützt ist. Eine Verkleidung 1o1 bildet eine stromlinienförmige Ummantelung für diesen Mechanismus.

In den Seitenplatten 9o ist ein länglicher Schlitz 1o2 ausgebildet, der zum Aufnehmen einer Nockenverlängerung 1o4 der Klappe 82 geeignet ist. Dieses betriebsmäßige Verbindungsmittel zwischen den Klappen 82 und 84 führt dazu, daß sich die Klappe 82 in einer der Klappe 84 in einer vorbestimmten Relation folgenden Weise dreht bzw. schwenkt, wenn die Klappe 84 zu einer in Figur 6 gestrichelt dargestellten betätigten Position geschwenkt wird. Es ist festzustellen, daß während der Betätigung die Drehbzw. Schwenkrichtungen der Klappen 82 und 84 um ihre entsprechenden Schwenkpunkte entgegengesetzt sind. In der unbetätigten Betriebsart bildet die Klappe 82 eine Verlängerung der feststehenden Rampe 78 bis zu einem Punkt minimaler Strömungspfadfläche (Hals) 1o6. Dahinter erweitert sich der Strömungspfad längs der inneren Oberfläche der Klappe 84, die eine Abgasexpansionssteuerung bildet.

In der in Figur 6 gestrichelt dargestellten betätigten Position vergrößert die Klappe 82 die innere Strömungspfadfläche vor der Umlenkungsklappe 84, wodurch die Mach-Zahl für minimale Windungsverluste vermindert wird.

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Eine zweite Wandung 1o8 hat eine innere Oberfläche 11o, die den Auslaßstrom-Strömungspfad weiter begrenzt, und eine äußere Oberfläche 112, die zum Teil die untere Oberfläche des Flügels bestimmt. Ihr stromabwärts gelegenes Ende weist eine dritte Klappe 114 auf, die eine Düsenhalsflächensteuerung bildet. Die Klappe 114 ist bei 116 am Kanal angelenkt und dort unter der Krafteinwirkung eines Betätigungsorgans 118 frei schwenkbar, welches betriebsmässig mit einem Bügel bzw. Gabelkopf der Klappe 114 bei 122 verbunden ist. Es sind örtliche Verkleidungen 124 vorgesehen, um die Klappenbetätigungsorgane unterzubringen, wenn deren Größe ein vollständiges Einkapseln innerhalb des normalen Flügelprofils verhindert.

In der Betriebsart mit nicht abgelenktem Abgas wird der Düsenhals 1o6 zwischen der Klappe 114 und den angelenkten Ablenkungsmitteln 8o gebildet, wie es zuvor beschrieben wurde. In den Ablenkungsbetriebsarten wird die Klappe 114 entsprechend einer Verschwenkung im Gegenuhrzeigersinn gesteuert, um mit der Klappe 84 zusammenzuarbeiten und hierdurch den dazwischen befindlichen Hals 1o6' zu bilden. Es ist leicht ersichtlich, daß sich der Hals als Ort der maximalen Auslaßgeschwindigkeit im Ablenkungsbetrieb stromabwärts von der Windung befindet, wodurch die Windungsverluste infolge einer hohen Mach-Zahl vermindert werden.

Während zwar die Auslaßdüse aus Figur 6 gemäß der Darstellung in das Auslaßsystem aus Figur 1 eingebaut ist, ist darauf hinzuweisen, daß die Prinzipien dieser Düse auch bei anderen Anwendungen mit oder ohne eine Nachverbrennung benutzt werden können. Ferner kann die Auslaßdüse in eine mit einem kleinen Strekkungsverhältnis ausgebildete Ausführungsform (in eine Schale oder einen Rumpf eines Flugzeugs) eingebaut werden, wobei die Klappen 84 und 114 einen Rumpfaufbau haben.

Im Rahmen der vorliegenden Erfindung können verschiedene Abwandlungen vorgenommen werden. Beispielsweise kann bei dem Antriebssystem das Gasturbinentriebwerk vollständig in den Flügel eingebaut sein, wodurch die Notwendigkeit einer Strömungsablenkung eliminiert wird, wenn von derjenigen abgesehen wird, die für einen Übergang auf einen Querschnitt mit einem höheren Streckungsverhältnis erforderlich ist. Anstelle von einem können ferner auch mehre-

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re Triebwerke mit einer einzelnen Auslaßdüse in Strömungsverbindung stehen. Umgekehrt könnte ein einzelnes Triebwerk Abgase für mehrere Ausiaßdüsen bilden. Diese und weitere Abwandlungen fallen in den Rahmen der vorliegenden Erfindung.

- Ansprüche -

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Claims

- 15 Ansprüche

ίϋ Flugmanövrierbare Schubvorrichtung für ein Gasturbinentriebwerk, gekennzeichnet durch eine einen Auslaßstrom-Strömungspfad (42) teilweise begrenzende erste Wandung (72) , durch einen Teil der ersten Wandung (72) bildende angelenkte Auslaßstrom-Ablenkungsmittel (8o), die erste positionsvariable Klappenmittel (82) aufweisen, die mit einem stromaufwärts gelegenen feststehenden Kanalabschnitt schwenkbar verbunden sind und eine Flächenvariation des inneren Strömungspfades (42) ermöglichen, ferner zweite positionsvariable Klappenmittel (84) zum Ablenken und Schwenken des Auslaßstroms in zumindest einer Betriebsart und schließlich Mittel (1o2, 1o4), die die ersten und zweiten Klappenmittel (82, 84) zum Bilden einer vorbestimmten synchronen Bewegung zwischen diesen Klappen betriebsmäßig verbinden, ferner durch eine der ersten Wandung (72) im wesentlichen gegenüberliegende zweite Wandung (1o8), die den Auslaßstrom-Strömungspfad (42) weiter begrenzt und dritte positionsvariable Klappenmittel (114) enthält, die betriebsmäßig mit dem festsqehenden Kanalabschnitt verbunden sind und mit den Ablenkungsmitteln (82, 84) zusammenarbeiten, um dazwischen einen positionsvariablen Hals zu bilden, und durch Betätigungsmittel (94, 118), die betriebsmäßig mit den zweiten und dritten Klappenmitteln (84, 114) zum Bewegen derselben verbunden sind.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die betriebsmäßig verbindenden Mittel auf den ersten Klappenmitteln (82) angeordnete Nockenmittel (1o4) und einen hiermit zusammenarbeitenden sowie in den zweiten Klappenmitteln (84) ausgebildeten Schlitz (1o2) enthalten, der die Nockenmittel (1o4) aufnimmt.

3. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet/ daß die zweiten Klappenmittel (84) eine Flugzeugflügelklappe aufweisen, deren eine Seite teilweise den Auslaßstrom-Strömungspfad (42)

■ begrenzt und deren andere Seite teilweise eine obere Flügeloberfläche (76) bestimmt.

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4. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die dritten Klappenmittel (114) eine andere Flugzeugflügelklappe aufweisen, deren eine Seite den Auslaßstrom-Strömungspfad (42) teilweise weiter begrenzt und deren andere Seite teilweise eine untere Flügeloberfläche bestimmt.

5. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die dritten Klappenmittel (114) schwenkbar mit dem feststehenden Kanalabschnitt stromaufwärts von den ersten Klappenmitteln

(82) verbunden sind.

6. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die betriebsmäßig verbindenden Mittel (1oo, 1o2) und die Betätigungsmittel (94) zusammenarbeiten, um die ersten und. zweiten Klappenmittel in entgegengesetzten Richtungen zu verschwenken.

7. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß bei einer Betätigung bzw. Verschwenkung der zweiten Klappenmittel

(84) in eine Abgasablenkungsposition die betriebsmäßig verbindenden Mittel (1oo, 1o2) die ersten Klappenmittel (82) entsprechend positionieren/ um eine örtliche Strömungspfaddivergenz stromaufwärts von den zweiten Klappenmitteln (84) zu erzeugen.

8. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die zweiten Klappenmittel (84) ein umgekehrt U-förmiges Profil haben, welches eine Flugzeugflügelklappe und zwei mit dem feststehenden Kanalabschnitt schwenkbar verbundene Arme (9o) aufweist.

9. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Hals im Ablenkungsbetrieb der zweiten Klappenmittel (84) stromabwärts von der Abgaswindung angeordnet ist.

1o. Gasturbinenantriebssystem für ein Flugzeug, gekennzeichnet durch ein Gasturbinentriebwerk (12) zum Erzeugen eines Antriebsschubes, durch einen teilweise einen Auslaßstrom-Strö-

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mungspfad (42) begrenzenden Auslaßkanal, der in strömungsmäßiger Reihenschaltung einen im wesentlichen zylindrischen Diffusorabschnitt (3o), einen Übergangsabschnitt (32) und einen mit einem relativ hohen Streckungsverhältnis versehenen Abschnitt

(34) aufweist, der in einem Flugzeugflügel angeordnet und diesem angepaßt ist, ferner durch in diesem mit einem hohen Strekkungsverhältnis versehenen Abschnitt (34) angeordnete Brennermittel zum Nacherhitzen des Auslaßstroms in zumindest einer Betriebsart und durch eine flugmanövrierbare Auslaßvorrichtung (36), die in relativ dichter axialer Nähe zu den Brennermitteln angeordnet ist.

11. Antriebssystem nach Anspruch 1o, dadurch gekennzeichnet, daß die axiale Mittellinie (51) des mit hohem Streckungsverhältnis versehenen Abschnitts (34) gegenüber der Achse (5o) des Kerntriebwerks (12) seitlich verlagert ist.

12. Antriebssystem nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß der Auslaßkanal im wesentlichen S-förmig ist.

13. Antriebssystem nach Anspruch 1o, gekennzeichnet durch in dem Auslaßkanal angeordnete Strömungsumlenkungsmittel (52, 55).

14. Antriebssystem nach Anspruch 1o, dadurch gekennzeichnet, daß das Gasturbinentriebwerk (12) weitgehend in einem Flugzeugrumpf angeordnet ist.

15. Antriebssystem nach Anspruch 1o, dadurch gekennzeichnet, daß das Gasturbinentriebwerk (12) weitgehend in dem Flugzeugflügel angeordnet ist.

16. Antriebssystem nach Anspruch 1o, dadurch gekennzeichnet, daß die Brennermittel zur Kanalbrennerart gehören und Unterteilungsmittel (57) enthalten, um den Kanalbrenner in eine Vielzahl von seitlich angrenzenden Kammern bzw. Abteilungen (58) zu unterteilen, die jeweils einen Einlaß zum Aufnehmen eines Teils der Auslaßstromgase, Mittel (64) zum Einspritzen von

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Treibstoff, Pilot- bzw. Sparbrennermittel (60) zum Zünden der Mischung aus Treibstoff sowie Auslaßgasen, ferner mit den Sparbrennermitteln (60) verbundende Flammenhalter (62) und Verbrennungskühlungseinlagemittel aufweisen.

17. Antriebssystem nach Anspruch 1o, dadurch gekennzeichnet, daß die flugmanövrierbare Auslaßvorrichtung (36) eine den Auslaßstrom-Strömungspfad (42) teilweise begrenzende erste Wandung (72) enthält, wobei ein einen Teil der ersten Wandung (72) bildendes angelenktes Auslaßstrom-Ablenkungsmittel (80) erste positionsvariable Klappenmittel (82) aufweist, die schwenkbar mit dem Auslaßkanal verbunden sind und eine Flächenvariation des inneren Strömungspfades bilden können, ferner zweite positionsvariable Klappenmittel (84) zum Ablenken des Auslaßstroms in zumindest einer Betriebsart, ferner die ersten und zweiten Klappenmittel (82, 84) betriebsmäßig verbindende Mittel (I00, 1o2) zum Bilden einer vorbestimmten synchronen Bewegung zwischen diesen Teilen, außerdem eine der ersten Wandung (72) im wesentlichen gegenüberliegende zweite Wandung (I08), die den Auslaßstrom-Strömungspfad (42) weiter begrenzt und dritte positionsvariable Klappenmittel (114) enthält, welche betriebsmäßig mit dem Auslaßkanal verbunden sind sowie mit den zweiten Klappenmitteln (84) zusammenarbeiten, um dazwischen einen positionsvariabler.. Hals zu bilden, und schließlich mit den zweiten und dritten Klappenmitteln (84, 114) betriebsmässig verbundene Betätigungsmittel (94, 118) zum Bilden einer Bewegungskraft.

18. Antriebssystem nach Anspruch 1o, dadurch gekennzeichnet, daß die flugmanövrierbare Auslaßvorrichtung (36) einen im wesentlichen trapezförmigen Querschnitt hat.

19. Antriebssystem nach Anspruch 1o, dadurch gekennzeichnet, daß die Brennermittel Pilot- bzw. Sparbrennermittel (2o4) aufweisen, die sich seitlich bzw. quer im wesentlichen über den mit einem hohen Streckungsverhältnis versehenen Abschnitt erstrekken, ferner eine Vielzahl von aufrechtstehenden und mit den

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Sparbrennermxtteln (2o4) betriebsmäßig verbundenen Flammenhaltermitteln (2o8) und schließlich Flammenausbreitungs- bzw. -spreizmittel (212), die im wesentlichen parallel zu den
Sparbrennermitteln (2o4) verlaufen und vorbestimmte Flammenhaltermittel (2o8) betriebsmäßig verbinden.

2o. Antriebssystem nach Anspruch 19₇ dadurch gekennzeichnet, daß vorbestimmte Flammenhalter (2o8) axial geneigt sind.

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