DE2645349B2

DE2645349B2 - Gasturbinen-Triebwerksanlage für Flugzeuge

Info

Publication number: DE2645349B2
Application number: DE2645349A
Authority: DE
Inventors: Thomas Eric Ilkeston Derby Smith (Grossbritannien)
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 1975-10-11
Filing date: 1976-10-07
Publication date: 1978-05-18
Also published as: FR2327411A1; DE2645349C3; FR2327411B1; US4047381A; JPS5247115A; GB1506588A; IT1068895B; DE2645349A1

Description

Die Erfindung betrifft eine Gasturbinentriebwerksanlage für Flugzeuge mit einer Schubumkehrvorrichtung, die eine Umkehrströmung längs einer äußeren Oberfläche der Verkleidung des Triebswerks richtet. Eine solche Anlage ist beispielsweise aus der DT-OS 04 021 bekannt.

Der Wirkungsgrad derartiger Schubumkehrvorrichtungen ist um so größer, je größer der Ablenkwinkel ist, und es wird daher angestrebt, die Umkehrströmung möglichst um 180° abgelenkt entgegen der Flugrichtung zu richten. Dies hat zur Folge, daß die Bremsströmung entlang der Triebwerksverkleidung nach dem Lufteinlaß verläuft, und es besteht dann die Gefahr, daß die Umkehrströmung wieder in den Lufteinlaß eingesaugt wird, was einen Verlust im Hinblick auf die Schubumkehr bedeutet und eine Überhitzung der Gebläseschaufeln zur Folge haben kann. Diese Gefahr des Wiedereinsaugens der Umkehrsl.römung wird um so größer, je kleiner die Relativgeschwindigkeit nach Einsetzen des Bremsschuhes wird. Wenn ein mit einer solchen Gasturbinentriebwerksanlage ausgerüstetes Flugzeug landet und die Schubumkehrvorrichtung eingeschaltet wird, dann erzeugt dies augenblicklich eine Zwischenfläche zwischen der nach vorn strömenden Gebläseluft und der relativ hierzu nach hinten abströmenden freien Umgebungsluft, durch die das Flugzeug bewegt wird. Benachbart zur Verkleidung steht diese Zwischenfläche normal auf der Verkleidunesoberfläche. lener Punkt der äußeren Verkleidungsoberfläche, wo diese Zwischenfläche begrenzt wird, ist eine Fläche hohen statischen Druckes, verurascht durch die Kollision zwischen den beiden Strömungen. Dies trennt die beiden Strömungen an jedem Punkt der Verkleidung, der als »Stagnationspunkt« bezeichnet wird. Bei abnehmender Vorwärtsgeschwindigkeit und hierdurch bewirkter Verminderung der Relativgeschwindigkeit des freien Umgebungsstromes wird die Zwischenfläche immer weiter nach der Lippe des Lufteinlasses des Gebläses verlagert, wodurch die Gefahr des Einsaugens der Umkehrgebläseströmung erfolgt.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, das Vordringen der Luftströmungszwischenfläche nach dem Einlaß des Gebläses zu verhindern.

Gemäß der Erfindung wird die gestellte Aufgabe gelöst durch die im Kennzeichnungsteil des Anspruchs 1 angegebenen Merkmale. Durch das Ausblasen des Druckgases wird verhindert, daß trotz absinkender Relativgeschwindigkeit die Zwischenfläche bis zum Lufteinlaß wandert, so daß der Bremsschub voll wirksam bleibt.

Durch die Ausnutzung des Coanda-Effektes wird der mechanische Aufbau der Vorrichtung zur Ablenkung der Gebläseluft vereinfacht, wodurch eine Steuerung der Lage der Zwischenf'.äche erleichtert wird.

Weitere Ausgestaltungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.

Nachstehend wird ein Ausführungsbeispiel der

Erfindung an Hand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigt

F i g. 1 eine schematische Ansicht eines Flugzeuges,

F i g. 2 eine schematische Ansicht eines Zwei-Kreis-Gasturbinentriebwerks, welches das Flugzeug gemäß Fig. 1 antreibt,

Fig.3 eine schematische Teilansichi eines Zwei-Kreis-Gasturbinentriebwerks,

Fig.4 eine schematische Ansicht einer anderen Ausführungsform eines Zwei-Kreis-Gasturbinenstrahlantriebswerkes.

Das in F i g. 1 dargestellte Flugzeug 10 wird durch zwei Zwei-Kreis-Gasturbinenstrahltriebwerke 12,14 in bekannter Weise angetrieben.

Das Flugzeug besitzt eine Hochachse, die durch den Punkt Pverläuft.

F i g. 2 zeigt eine Darstellung, die für beide Triebwerke 12 und 14 gilt, und dieses Triebwerk weist eine Schubumkehrvorrichtung 16 auf, die einen verschiebbaren Verkleidungsabschnitt 18 und den Gebläsekanal absperrende Klappen 20 sowie eine »Coandadüse« 22 aufweist.

Alle diese Teile arbeiten in bekannter Weise zusammen, um die vom Gebläse 24 des Gebläsekanals 26 verdichtete Luft radial vom Gebläsekanal über eine öffnung 28 nach außen strömen zu lassen, und diese Luft strömt von der Gebläseverkleidung 30 in bezug auf die Bewegungsrichtung des Fluzeugs nach vorn in Richtung der Pfeile 32, und zwar unter dem Einfluß eines Phänomens, das als »Coandaw-Effekt bezeichnet wird.

Beim Auftreffen des Urnkehrgeblaseiuftsuomes auf den Umgebungsluftstrom, der sich stromab relativ zu der Gasströmung durch das Triebwerk bewegt und an der äußeren Oberfläche der Gebläseverkleidung anhaftet, kollidieren Umkehrgebläseluft und Umgebungsluft mit der Folge eines Geschwindigkeitsverlustes und der Erzeugung eines hohen statischen Druckes am Punkt P' der Gebläseverkleidung und benachbart hierzu. Beide Ströme haben sich von der äußeren Gebläseoberfläche in Richtung der Pfeile 34 ab.

Wie erwähnt, werden die Schubumkehrvorrichtungen in Betrieb gesetzt, wenn das Flugzeug landet, und wenn sich die Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeuges vermindert, dann herrscht die Umkehrgebläseluftströmung über den Umgebungsluftstrom vor mit der Folge, daß der Hochdruckraum zwischen den beiden Strömen sich längs der Verkleidung 30 nach vorn bewegt. Wenn jedoch der Hochdruckraum eine vorbestimmte Stellung am Umfang der Verkleidung erreicht, wirkt er auf einen Druckänderungsfühler 36, der aus mehreren Ventilen besteht, die durch nicht dargestellte Federn in eine Stellung vorgespannt werden, in der sie verhindern, daß komprimierte Luft aus dem Kompressor 38 des Kerngasgenerators 40 in Richtung radial nach außen über einen Kanal und eine Einrichtung zum Stabilisieren der Schubumkehrströmung 42 austritt. Der Druckanstieg, der von den Ventilen festgestellt wird, überwindet die Wirkung dieser Federn und drückt sie von ihren nicht dargestellten Sitzen, was zur Folge hat, cJaß ein in Umfangsrichtung verlaufender Vorhang komprimierter Luft radial aus der Verkleidung austritt und die Wirkung der sich verzögernden Umgebungsluftströmung längs der Verkleidung vermindert, indem gewährleistet wird, daß sich der Gebläseumkehrluftstrom von der Verkleidung 16 in einer Ebene oder benachbart zu dieser abhebt, die den Punkt P' an der vorerwähnten vorgewählten Stelle enthält. Auf diese Weise wird ein Wiederansai'jen des Umkehrluftstromes vermieden.

Fig.3 zeigt maximal eine abgewandelte Ausführungsform zur Steuerung des maximalen Vorschubpunktes der Umkehrgebläseströmi'ng und demgemäß des Hochdruckbereiches längs der Verkleidung 16, und hier sind zwei einander entgegengerichtete Pitot-Rohre vorgesehen, von denen das eine 44 nach vorn weist und die Umgebungsluftströmung aufnimmt, während das andere 46 nach hinten gerichtet ist und die Umkehrluftströmung aufnimmt. Die Luft aus dem Pitot-Rohr 44

ι« strömt über eine Leitung 48 nach der einen Seite eines Fluidikelementes 50, so daß, wenn die Umgebungsluftströmung gegenüber der Umkehrluftströmung vorherrscht, das Fluidikelement komprimierte Luft vom Kompressor 38 nach dem oberen Ende eines doppelt wirkenden Kolbens 52 gelangen läßt und auf diesen Kolben einwirkt, um ein Ventil 54 einzustellen, mit dem der Kolben verbunden ist, wobei in dieser Betriebsstellung eine Leitung 56 geöffnet wird. Hierdurch kann mehr komprimierte Luft zur Herstellung der Coandaströmung nach der Düse 22a abströmen, so daß eine volle Schubumkehr gewährleistet wird. Bei der Verminderung der Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeugs und demgemäß bei vorherrschender Rückströmung läßt das Pitot-Rohr 46 Umkehrluftströmung über den Kanal 58

2^r> nach der gegenüberliegenden Seite des Fluidikelementes 50 gelangen, worauf die komprimierte Luft auf die untere Seite des Kolbens 52 wirkt und eine Drehung des Ventils 54 im Sinne einer Verminderung der komprimierten Luftströmung in der Leitung 56 bewirkt,

«ι wodurch der Coanda Strömungseffekt durch Verminderung der aus der Düse 22a abströmenden Luft geschwächt wird.

Gemäß Fig.4 ist eine andere Anordnung mit einem weiteren Fluidikelement 60,62 vorgesehen, welches mit

J3 dem Fluidikelement gemäß Fig.3 und zwei Zwei-Kreis-Gasturbinentriebwerken 12a, 14a verbunden ist. Die Fluidikelemente 50a wirken wie die Fluidikelemente 50. Jedoch ist die Umkehrluftleitung 58a der Verkleidung 166 mit einer Seite des weiteren Fiuidikelementes 60 verbunden und mit der gegenüberliegenden Seite des weiteren Fluidikelementes 62. In gleicher Weise ist die Umkehrluftleitung der Verkleidung 16c mit der verbliebenden Seite des Fluidikelementes 60 und der anderen Seite des Fluidikelementes 62 verbunden. Das Fluidikelement 60 ist mit je einer Seite eines Kolbenventils 61 des von der Verkleidung 16c umgebenden Triebwerks angeordnet. In gleicher Weise ist das Fluidikelement 62 mit beiden Seiten eines Kolbenventils 63 in dem von der Verkleidung 166

■in umgebenen Triebwerk verbunden. Die Drücke, die von den Umkehrluftpitotrohren der jeweiligen Triebwerke abgenommen werden, sind im wesentlichen identisch. Die auf jede Seite der Kolben durch die Fluidikelemente 60, 62 ausgeübten Kräfte sind ebenfalls gleich und

« gleichen sich daher aus. Wenn jedoch der Schubumkehrmechanismus, der auf die Schubumkehrvorrichtung des von der Verkleidung 166 umschlossenen Triebwerks wirkt, ausfallen sollte, dann würde die Luft, die vom Pitotrohr 46a des innerhalb der Verkleidung 16c

«ι liegenden Triebwerkes, das an das Fluidikelement 60 über die voll ausgezogen dargestellte Leitung 66 angeschlossen ist, die komprimierte Luft, die durch das Fluidikelement 60 strömt, nach der Leitung hin vorspannen, die mit dem oberen Ende des Kolbens im

■ · Ventil 61 über die strichlierte Linie 68 verbunden ist, wodurch das Ventil geschlossen und die Druckluftzuführung nach der Coandadüse 22c abgesperrt wird. Demgemäß sind beide Schubumkehrvorrichtuneen

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nunmehr außer Betrieb und es wird ein asymmetrischer Druckluftzuführung nach der Coandadüse 22b abge-

Umkehrschub vermieden. In gleicher Weise wird bei sperrt wird.

Ausfall der Schubumkehrvorrichtung des von der Die im Ausführungsbeispiel beschriebenen Fluidikele-

Verkleidung 16c umschlossenen Triebwerks die vom mente können durch elektrische, mechanische oder

Pitotrohr 46b abgezapfte Luft über eine Leitung nach ^r> elektronische Einrichtungen oder durch Kombinationen

dem Fluidikelement 62 geführt, um die durch dieses hiervon ersetzt werden, um die Drucksignale der

fließende Druckluft nach der oberen Seite des Kolbens Pitotrohre in Steuereingänge umzuwandeln, die die

des Ventils 63 über die Leitung 72 zu schalten, so daß die Men je der Coandaluftströmung ändern.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Gasturbinentriebwerksanlage für Flugzeuge mit einer Schubumkehrvorrichtung, die eine Umkehr- ^r> strömung längs einer äußeren Oberfläche der Verkleidung des Triebwerks richtet, dadurch gekennzeichnet, daß an einer Stelle der Triebwerksverkleidung (30) in Flugrichtung vor dem Schubumkehrgasauslaß ein Fühler (36) vorgesehen ι ο ist, der bei im Betrieb befindlicher Schubumkehrvorrichtung auf den Hochdruck anspricht, der außerhalb der Verkleidungsoberfläche im Bereich zwischen Umkehrluftströmung und Außenluftströmung erzeugt wird, und eine Einrichtung (42) zum Stabilisie- ι ϊ ren der Schuburnkehrströmung an der Triebwerksverkleidung durch Ausblasen von Druckluft betätigt.

2. Gasturbinentriebwerksanlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Fühler (36) und die Stabilisierungseinrichtung wenigstens ein Ventil innerhalb der Triebwerksverkleidung (30) an der Stabilisierungsstelle aufweisen und daß das geöffnete Ventil eine Druckgasströmung radial bezüglich der Verkleidung (30) nach außen in die Schubumkehrströmung gelangen läßt. 2S

3. Gasturbinentriebwcrksanlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß Fühler und Stabilisierungseinrichtung wenigstens ein Paar Pitotrohre (44, 46) aufweist, die an der Triebwerksverkleidung (30) angeordnet sind und die Druckbelastungen von der «1 Umgebungsluftströmung bzw. der Unikehrluftströmung aufnehmen, daß ein Fluidikelement (50) vorgesehen ist, welches einen doppelt wirkenden Kolben (52) und ein Ventil (54) steuert, wobei die Anordnung derart getroffen ist, daß die Druckbelastung von einem der Pitotrohre (44, 46) das Fluidikelement (50) veranlaßt, eine Strömung nach einer Seite des doppelt wirkenden Kolbens zu leiten, der seinerseits das Ventil (54) betätigt, um den Druckgasdurchsatz durch eine am vorderen Ende des Schubumkehrgasauslasses angeordnete Coanda-Düse (22) zu steuern.

4. Gasturbinentriebwerksanlage nach Anspruch 3, mit zwei Gasturbinentriebwerken, die auf beiden Seiten eines Flugzeugs derart angeordnet sind, daß im Normalbetrieb ein gleicher Vorwärtsschub erzeugt wird, dadurch gekennzeichnet, daß jedes Triebwerk ein weiteres Fluidikelement (60, 62), einen weiteren Kolben und ein weiteres Ventil (61, 63) aufweist, daß die Fluidikelemente (60, 62) im Betrieb die Schubumkehrströmung auf einer Seite von der Schubumkehrströmung des einen Triebwerks (12a bzw. 14a) und auf der anderen Seite von der Schubumkehrströmung des anderen Triebwerks (14a bzw. 12a) beaufschlagt sind derart, daß im Betrieb des Schubumkehrsystems bei Ausfall der Schubumkehrvorrichtung eines Triebwerks die Schubumkehrströmungsbelastung, die durch das Schubumkehrsystem des verbleibenden Triebwerks ausgeübt wird, über beide Fluidikelemente ein Schließen beider Ventile bewirkt, wodurch die Schubumkehrvorrichtung des verbleibenden Triebwerks abgeschaltet wird und ein unsymmetrischer Umkehrschub vermieden wird.