DE2915920C1 - Gasturbinentriebwerk fuer kurz- oder vertikalstartfaehige Flugzeuge - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Gasturbinentriebwerk nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1 für kurz- oder vertikal­ startfähige Flugzeuge.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine gegen­ über dem Stand der Technik verbesserte Möglichkeit zur Gleichhaltung bzw. Regulierung des Schubverhältnisses zwischen den beiden Strahldüsen zu schaffen, um damit eine bessere und leichtere Steuerbarkeit der Flugzeuglage zu erreichen.

Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung durch die im kennzeichnenden Teil des Anspruchs 1 angegebene Anordnung gelöst.

In einer typischen Betriebsart des Triebwerks arbeiten beide Brenneinrichtungen und das Strömungsregulierventil ist derart geöffnet, daß ein Teil des vom Verdichter zur Zusatz­ brenneinrichtung strömenden Luftstroms zur hinteren Strahl­ düse gelangt. Wird die Zusatzbrenneinrichtung aus irgend­ einem Grunde abgeschaltet, wird das Strömungsregulierventil geschlossen, um den Massendurchsatz durch die vordere Strahl­ düse zu steigern und den Massendurchsatz durch die hintere Strahldüse zu verringern, um dadurch das Schubverhältnis zwischen den beiden Strahldüsen und damit die Flugzeuglage konstant zu halten.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachstehend mit Bezug auf die anliegenden Zeichnungen mehr im einzelnen beschrieben. Es zeigt

Fig. 1 eine Seitenansicht eines Triebwerks,

Fig. 2 einen Querschnitt in der Schnitt­ ebene II-II in Fig. 1,

Fig. 3 eine Stirnansicht des Triebwerks von hinten gemäß dem Pfeil III in Fig. 1, und

Fig. 4 eine Seitenansicht eines mit dem Triebwerk ausgestatteten Flugzeugs.

Gemäß den Fig. 1 bis 3 weist das mit 9 bezeichnete Trieb­ werk einen Axial-Niederdruckverdichter 10 auf, der verdichtete Luft einerseits in eine unmittelbar stromab des Niederdruck­ verdichters gelegene, etwa ringförmige Kammer 11 und anderer­ seits zu einem Axial-Hochdruckverdichter 12 fördert, der radial innerhalb einer radial inneren Wand 11A der Kammer 11 angeordnet ist.

Aus der Kammer 11 führen zwei radial verlaufende Kanal­ stutzen 13 in die bogenförmigen Düsenkanäle 14 zweier vorderen Strahldüsen 15. Die Kammer 11 bildet einen Strömungsweg zwischen dem Niederdruckverdichter 10 und den vorderen Strahldüsen 15. Die Düsenkanäle 14 sind relativ zur Kammer 11 zwischen einer Position A, in welcher die Strahlaustritts­ richtung parallel zur Triebwerkshauptachse 16 verläuft, und einer Position B schwenkbar, in welcher die Strahlaustritts­ richtung quer zur Triebwerkshauptachse 16 verläuft. Jeder der beiden Kanalstutzen 13 mit dem jeweils angrenzenden Bereich der Kammer 11 enthält eine Zusatzbrenneinrichtung 17, die einen Flammenhalter 18 aufweist, an welchen eine Brennstoff­ zuleitung 19 angeschlossen ist. Die Brennstoffzufuhr durch diese Brennstoffzuleitung wird mittels eines Brennstoff­ reglers 20 geregelt, der einen handbedienbaren Steuerhebel 20A aufweist.

Der Hochdruckverdichter 12 fördert zu einer Hauptbrenn­ einrichtung 21, deren Abgasstrom zwei Turbinen 22 und 23 beaufschlagen, die den Hochdruckverdichter 12 bzw. den Niederdruckverdichter 10 antreiben. Der aus der Turbine 23 austretende Abgasstrom gelangt in eine Kammer 24, von welcher zwei radial verlaufende Kanalstutzen 25 zu den bogenförmigen Düsenkanälen 26 zweier hinterer Strahldüsen 27 führen. Die Kammer 24 bildet demgemäß einen Strömungsweg zwischen der Hauptbrenneinrichtung 21 und den hinteren Strahl­ düsen 27. Ebenso wie die Düsenkanäle 14 sind die Düsen­ kanäle 26 relativ zur Kammer 24 zwischen zwei Positionen A und B schwenkbar, die den Positionen A und B der vorderen Düsenkanäle 14 entsprechen. Die Hauptbrenneinrichtung 21 wird über eine Brennstoffzuleitung 28 versorgt. Die Brennstoff­ zufuhr durch diese Brennstoffzuleitung wird mittels eines Brennstoffreglers 29 geregelt, der einen handbedienbaren Steuerhebel 29A aufweist.

Die beiden Brenneinrichtungen 17 und 21 sind strömungs­ technisch zueinander parallel dem Niederdruckverdichter 10 nachgeschaltet, dessen Förderstrom durch die Wand 11A in zwei Teilströme unterteilt wird.

Im Betrieb des in ein Flugzeug eingebauten Triebwerks (siehe Fig. 4) befindet sich mindestens die Hauptbrennein­ richtung 21 in Betrieb, und der das Flugzeug antreibende Schub wird durch Schubstrahlen J erzeugt, die aus den Strahl­ düsen 15 und 27 austreten. Der Schub wirkt auf das Flugzeug in Vorwärtsrichtung oder in Aufwärtsrichtung, je nachdem, ob die Strahldüsen in der Stellung A oder der Stellung B stehen. Befinden sich die Düsen in einer Zwischenstellung, weist die resultierende Schubrichtung eine Vorwärtskomponente und eine Aufwärtskomponente auf. Die Strahldüsen 15 und 27 befinden sich vorderhalb bzw. hinterhalb des Flugzeugschwer­ punkts 34.

Befinden sich die Strahldüsen in der Stellung B und ist das Flugzeug vom Boden abgehoben, d. h. im Schwebezustand, so wird die Neigungslage des Flugzeugs mit Bezug auf seine Querachse hauptsächlich durch die relativen Schubkomponenten der vorderen Strahldüsen 15 und der hinteren Strahldüsen 27 bestimmt. Diese Flugzeuglage wird demzufolge wesentlich davon beeinflußt, ob die Hilfsbrenneinrichtung in Betrieb ist oder nicht. Außerdem wird die Flugzeuglage durch eine verhältnis­ mäßig kleine Steuerdüse 36 bestimmt, die sich am hinteren Ende des Flugzeugs befindet und deren Düsenstrahl durch den Piloten im Sinne einer Regulierung der Flugzeuglage steuerbar ist. Diese Steuerdüse 36 wird mit Luft aus dem Hochdruckver­ dichter 12 gespeist.

Das Nickmoment um die Flugzeugquerachse, das bei einem Übergang vom Betrieb zum Stillstand, oder umgekehrt, der Hilfsbrenneinrichtung 17 entsteht, kann zwar mittels der Steuerdüse 36 kompensiert werden, jedoch sind dazu beträcht­ liche Luftmengen erforderlich, was eine entsprechende Minderung der Triebwerksleistung bedingt. Dieses Problem wird durch die erfindungsgemäße Anordnung mindestens in erheblichem Maße über­ wunden, gemäß welcher ein Verbindungskanal 30 zwischen der Kammer 11 und der Kammer 24 und ein darin angeordnetes, mittels eines handbedienbaren Steuerhebels 32 betätigbares Strömungs­ regulierventil 31 vorgesehen ist.

Es sei nun angenommen, daß das Strömungsregulierventil 31 geschlossen und die Zusatzbrenneinrichtung 17 abgeschaltet ist.

Wird nun das Strömungsregulierventil geöffnet, verringert sich der Druck in der Kammer 11, während der Druck in der Kammer 24 ansteigt. Dadurch vermindert sich das Druckge­ fälle über der Turbine 23 und unter der Voraussetzung, daß die Turbine 22 gedrosselt ist, wird der Niederdruckver­ dichter 10 relativ zum Hochdruckverdichter 12 verlangsamt. Mit anderen Worten, die Öffnung des Strömungsregulierventils 31 ist einer Reduzierung des Querschnitts der hinteren Strahl­ düse äquivalent und führt zu einer Schubverschiebung von den vorderen zu den hinteren Strahldüsen und verringert natürlich das Schubpotential der Zusatzbrenneinrichtung 17. Wenn die Verbrennung in der Zusatzbrenneinrichtung 17 bei geöffnetem Ventil 31 eingeschaltet wird, ist daher die aufgrund des Betriebs der Zusatzbrenneinrichtung eintretende Schubsteigerung der vorderen Strahldüsen geringer als es bei geschlossenem Ventil 31 der Fall wäre, und der Schub der hinteren Strahldüsen wird ebenfalls gesteigert. Mit anderen Worten, es findet eine Erhöhung des Gesamtschubes statt, während trotzdem das Gleichgewicht des Flugzeugs bezüglich seiner Querachse im wesentlichen unbeeinflußt bleibt. Wird die Zusatzbrenneinrichtung abgeschaltet oder fällt diese aus, wird das Ventil 31 wieder geschlossen, um eine uner­ wünschte Änderung der Flugzeuglage zu vermeiden. Die Steuer­ düse 36 kann trotzdem noch zur Korrektur der Flugzeuglage Anwendung finden, jedoch ist ihre Bedeutung und ihr Luftverbrauch infolge der erfindungsgemäßen Anordnung wesentlich herabgesetzt.

Alternativ dazu kann das Ventil 31 anstelle der Steuer­ düse 36 zum Trimmen der Flugzeuglage benützt werden.

Die Strömung aus dem Verbindungskanal 31 in die Kammer 24 kann durch eine Strömungsleitvorrichtung 33 in Form eines Luftfilms über die Wandung der Kammer 24 gelenkt werden. Dies erfolgt hauptsächlich aus aerodynamischen Gründen und teilweise auch zur Kühlung der Kammerwand. Im Hinblick auf den letzteren Zweck ist hervorzuheben, daß die Öffnung des Ventils 31 und die daraus folgende Druckerhöhung in der Kammer 24 zu einem Temperaturanstieg in dieser Kammer führen kann, so daß aus diesem Grunde eine Kühlung der Kammerwand bei geöffnetem Ventil 31 wünschenswert ist.

Claims (3)

1. Gasturbinentriebwerk für kurz- oder vertikalstart­ fähige Flugzeuge, mit mindestens jeweils einer vorderen und hinteren, zwecks Veränderung der Strahlaustrittsrichtung beweglichen Strahldüse, weiter mit einem Verdichter und einer Hauptbrenneinrichtung, deren Abgasstrom durch eine Turbine zur hinteren Strahldüse gelangt, und durch eine strömungstechnisch zur Hauptbrenneinrichtung parallel an­ geordnete Zusatzbrenneinrichtung, deren Abgasstrom zur vorderen Strahldüse gelangt, gekennzeichnet durch einen den Strömungsweg (11) zwischen dem Verdichter (10) und der vorderen Strahldüse (15) mit dem Strömungsweg (24) zwischen der Hauptbrenneinrichtung (21) und der hinteren Strahl­ düse (27) miteinander verbindenden Verbindungskanal (30) und durch ein in diesem Verbindungskanal angeordnetes Strömungsregulierventil (31).

2. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Verbindungskanal (30) eine Strömungsleitvorrichtung (33) enthält, der die durch diesen Verbindungskanal hindurchtretende Strömung in Form eines Kühlfilmes auf die Innenwandung des Strömungs­ weges (24) zwischen der Hauptbrenneinrichtung (21) und der hinteren Strahldüse (27) leitet.

3. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß dasselbe derart in ein Flugzeug eingebaut ist, daß die beiden Strahldüsen (15, 27) vorderhalb bzw. hinterhalb des Flugzeugschwerpunkts (34) liegen.