DE2917303A1

DE2917303A1 - Jet engine for aircraft - has inlet fan blades pivoted to give clear air flow for high speed flight

Info

Publication number: DE2917303A1
Application number: DE19792917303
Authority: DE
Inventors: Donald Prof Dr Ritchie; Dieter Dipl Ing Welte
Original assignee: Dornier GmbH
Current assignee: Dornier GmbH
Priority date: 1979-04-28
Filing date: 1979-04-28
Publication date: 1980-10-30

Abstract

A high pressure turbine (19) drives a high pressure compressor (16) and a low pressure turbine (20) drives an inlet fan (36). There is a bypass (48) round the low pressure turbine. Flaps (52) open this for high speed flight. At the same time the fan blades (36) are pivoted back out of the way of the inflowing air and flaps (45) round the turbine are opened to allow free flow over the fan hub and turbine casing. For hovering the flaps (5) close the bypass and the fan blades are brought into operation. The rear flaps (45) are pivotted to discharge the fan stream perpendicularly to the engine.

Description

Antriebsanlage für LuftfahrzeugePropulsion system for aircraft

Die Erfindung betrifft Antriebsanlagen für Luftfahrzeuge, enthaltend Zweikreis-Turboluftstrahltrlebwerke, die zur Erzeugung von Vorwärtsschub einen heißen Prim~rkreis und einen kalten Sekundärkreis aufweisen, wobei der Sekundärkreis in der Art eines Bläsers bzw. Propellers durch den Primärkreis antreibbar ist.The invention relates to propulsion systems for aircraft containing Two-circuit turbo-jet thrusters, which are called one to generate forward thrust Primary circuit and a cold secondary circuit, the secondary circuit in the type of fan or propeller can be driven by the primary circuit.

Luftfahrzeuge, die mit Antriebsanlagen der genannten Art ausgerüstet sind, sollen einen großen Fluggeschwindigkeitsbereich einschließen, der mit Einstromtriebwerken, welche bei Unterschallgeschwindigkeiten keinen guten Vortriebswirkungsgrad aufweisen und Turboproptriebwerken, die nur bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten wirtschaftlich arbeiten können, nicht erreichbar ist.Aircraft equipped with propulsion systems of the type mentioned should include a large airspeed range that can be achieved with single-flow engines, which do not have a good propulsion efficiency at subsonic speeds and turboprop engines, which are only economical at low airspeeds can work is not available.

Allerdings stehen dem Einsatz der genannten Zweikreis-Triebwerke für höhere Fluggeschwindigkeiten, z.B. Überschallgeschwindigkeiten, erhebliche konstruktive Schwierigkeiten entgegen.However, the use of the mentioned two-circuit engines are available for higher flight speeds, e.g. supersonic speeds, substantial counteracting constructive difficulties.

Beispielsweise wäre die Erzielung höherer Fluggeschwindigkeiten mittels Zweikreis-Triebwerken für Luftfahrzeuge von besonderem Interesse, bei denen der Primärkreis überwiegend zur Vortriebserzeugung und der Sekundärkreis in Verbindung mit einer Strahlablenkung zur Erzeugung von Vertikalschub für den Schwebeflug eingesetzt wird.For example, the achievement of higher airspeeds would be by means of Dual-circuit engines for aircraft of particular interest in which the Primary circuit mainly for the generation of propulsion and the secondary circuit in connection used with a beam deflection to generate vertical thrust for the hover flight will.

Bei bekannten Antriebsanlagen der genannten Art behindert der Bläser bzw. Propeller gemeinsam mit dem Antriebsteil des Primärkreises den zur Erzielung hoher Fluggeschwindigkeiten erforderlichen freien Durchtritt der Treibgas strahlen des Primärkreises zur Strahldüse bzw. erzeugen die Schaufeln des Bläsers bzw. die Propellerblätter einen hohen Luftwiderstand.In known drive systems of the type mentioned, the fan is a hindrance or propeller together with the drive part of the primary circuit to achieve the High airspeeds required free passage of the propellant gas of the primary circuit to the jet nozzle or generate the blades of the blower or the Propeller blades have a high air resistance.

Aufgabe der Erfindung ist es, Triebwerke der genannten Art so weiterzubilden, daß Fluggeschwindigkeiten sowohl im Unter- als auch im Überschallbereich bei günstigem Wirkungsgrad bzw. Schub-Gewichtsverhältnis erzielbar sind. Es ist insbesondere Aufgabe der Erfindung, Triebwerke der genannten Art weiterzubilden, die n Verbindung mit Strahlablenkmitteln den Kaltluft strom wahlweise zur Erzeugung von Vertikal schub für den strahlgestützten Flug benutzen.The object of the invention is to develop engines of the type mentioned so that that flight speeds both in the subsonic and in the supersonic range at favorable Efficiency or thrust-weight ratio can be achieved. It's particular job the invention to develop engines of the type mentioned, the n connection with Jet deflection means the cold air flow optionally to generate vertical thrust use for jet-assisted flight.

Die gestellte Aufgabe ist erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß zur Stillsetzung des Bläsers für den Gas strahl des Primärkreises ein den Antrieb des Bläsers wahlweise umgehender By-pass mit verstellbaren Umsteuerklappen vorgesehen ist und die Bläserschaufeln in Verbindung mit einer Verstelleinrichtung wahlweise in eine widerstandsarme Stellung verstellbar angeordnet sind. Eine so ausgebildete Antriebsanlage gestattet einerseits für die Marschfluggeschwindigkeiten im Unterschallbereich den wirtschaftlichen Einsatz des Bläsers bei gedrosseltem Primärkreis und andererseits für die Marschfluggeschwindigkeiten im Überschallbereich eine weitgehend widerstandsarme Strömung im Bereich des Bläsers und des Bläserantriebes. Durch die Umgehung des Bläserantriebes wird eine Mitnahme der Bläserturbine des Haupttriebwerkes und der sich daraus ergebende Durchströmwiderstand vollständig vermieden. Der Primärgasstrahl gelangt völlig ungehindert zur Schubdüse des Primärkreises.The object is achieved according to the invention in that for Shutdown of the fan for the gas jet of the primary circuit a drive of the Fan can be provided with an optional bypass with adjustable reversing flaps is and the fan blades in connection with an adjustment device is optional are arranged adjustable in a low-resistance position. Such a trained one Propulsion system allows on the one hand for cruise flight speeds in the subsonic range the economical use of the fan with the primary circuit throttled and on the other hand for the cruise flight speeds in the supersonic range a largely low-drag Flow in the area of the fan and the fan drive. By bypassing the Fan drive will entrain the fan turbine of the main engine and the the resulting flow resistance is completely avoided. The primary gas jet reaches the thrust nozzle of the primary circuit completely unhindered.

Die angegebenen Vorteile sind sowohl bei ummantelten Bldserrädern als auch bei nicht ummantelten Propellern erzielbar.The stated advantages apply to both jacketed bladder wheels as well as with uncovered propellers.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist für wahlweise mit hohen Marschgeschwindigkesten fliegende und durch StrahlstUtzung schwebefähige Luftfahrzeuge vorgesehen, daß in an sich bekannter Weise dem Kaltkreis der Antriebsanlage (Sekundärkreis) den Sekundärluftstrahl wahlweise zur Erzeugung von Vertikaischub ablenkende Ablenkklappen nachgeordnet sind. Durch diese Ausbildung ist für derartige Luftfahrzeuge erreicht, daß mit den bekannten Zweikreis-Triebwerken in Verbindung mit Mitteln zur Erzeugung von Vertikaischub, im Marschflug bei stillgesetztem Bläser auch Überschullfluggeschwindigkeiten erzielbar sind.In a further embodiment of the invention is for optionally with high Cruising speeds flying aircraft and aircraft that can hover thanks to jet support provided that in a known manner the cold circuit of the drive system (secondary circuit) the secondary air jet optionally for the generation of vertical shift deflecting deflector flaps are arranged downstream. This training is for such Aircraft achieved that in conjunction with the well-known dual-circuit engines with means for generating vertical thrust, in cruising flight with the wind player stopped oversull flight speeds can also be achieved.

Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung sind für die Strahlumsteuerung des Gasstrahles des Haupttriebwerkes zum By-pass-Kanal um Achsen schwenkbsre,segmentförmige Abschnitte eines Ke-Kegelmantels darstellende Umsteuerklappen mit abwechselnd entgegengesetzt gerichteter Segmentspitze und gegenseitiger, seitlicher Überlappung voraesehen. Mittels der Anordnung und Ausbildung der Umsteuerklappen ist eine strömungsgünstige Umsteuerung des Treibgasstrahles ermöglicht, wobei die Umsteuereinrichtung nur unwesentlichen Raum beansprucht.According to a further feature of the invention are for beam deflection of the gas jet of the main engine to the by-pass channel swiveling around axes, segment-shaped Reversing flaps showing sections of a Ke cone shell with alternately opposing directed segment tip and mutual, lateral overlap. The arrangement and design of the reversing flaps is favorable in terms of flow Reversal of the propellant gas jet allows, the reversing device only insignificant Takes up space.

Es ist ferner eine weitere vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung dadurch gegeben d-aß die Schaufeln wahlweise aus ihrer Arbeitsstellung um Schwenkachsen quer zu ihren Längsachsen klappbor sind, wobei die zu einem gemeinsamen Grundkreis tangentialen Achsen gegenüber der Bldser-bzw. Propellerdrehebene in Abhängigkeit von der Größe des Dralls der Schaufeln geneigt angeordnet sind, so, daß die Schaufeln in Einklappstellung gemeinsam als Teile eines gedachten Zylinder- oder Kegelmantels mit schraubenförmigem Verlauf zur Mantellängsachse nebeneinander liegen. Durch die besondere Anordnung der Schaufeln, Propellerblätter oder dergleichen bzw. deren Schwenkachsen in Abhängigkeit von der Größe des Schaufeldralls, bilden die Schaufeln in Einklappstellung gemeinsam eine äußerst strömungsgünstige Mantelfläche, die je nach dem, ob es sich um Schaufeln mit über die Schaufellängserstreckung gleichbleibender oder abnehmender Schaufeltiefe handelt, eine Zylinder- oder Kegelmantelflöche sein kann. Es ist dabei vermieden, daß die Schaufeln in Einklappstellung aufgrund ihres Dralls störend in die Strömung hineinragen.It is also a further advantageous embodiment of the invention thus given d-aß the blades either out of their working position about pivot axes are hinged transversely to their longitudinal axes, which form a common base circle tangential axes opposite the Bldser or. Propeller rotation plane as a function of the size of the swirl of the blades are arranged inclined, so that the blades in the folded position together as Parts of an imaginary cylinder or conical jacket with a helical course to the jacket longitudinal axis next to one another lie. Due to the special arrangement of the blades, propeller blades or the like or their pivot axes depending on the size of the blade swirl the blades in the folded position together have an extremely aerodynamic outer surface, depending on whether it is blades with constant over the blade length or decreasing blade depth, be a cylindrical or conical surface can. It is avoided that the blades in the folded position due to their Swirls protrude into the flow in a disruptive manner.

Unabhängig von der Größe des Dralls der Schaufeln kann dabei der vorgegebene Einstellwinkel für die Arbeitsstellung der Schaufeln durch entsprechende Neigung der zu einem gemeinsamen Grundkreis tangentialen Schwenkachsen gegen die Rotationsebene eingehalten werden.Regardless of the size of the swirl of the blades, the specified Adjustment angle for the working position of the blades by corresponding inclination the swivel axes tangential to a common base circle against the plane of rotation be respected.

Es ist ferner nach einem weiteren Merkmal der Erfindung vorgesehen, daß vor der Austrittsdüse des Haupttriebwerkes Steuerklappen zur Ablenkung des Primärgasstrahles mit Austritt vertikal nach unten angeordnet sind. Damit wird das Haupttriebwerk zur Erzeugung von Vertikalschub für den Schwebeflug herangezogen, wobei der umgelenkte Gasstrahl außer zur Huberzeugung auch für die Trimmung und Nicksteuerung eingesetzt wird.It is also provided according to a further feature of the invention, that in front of the outlet nozzle of the main engine control flaps to deflect the primary gas jet are arranged with the outlet vertically downwards. This becomes the main engine used to generate vertical thrust for the hover flight, the deflected In addition to generating lift, the gas jet is also used for trimming and pitch control will.

Die Zeichnung stellt ein Ausführungsbeispiel gemäß der Erfindung dar, welches nachfolgend im einzelnen näher beschrieben ist.The drawing shows an embodiment according to the invention, which is described in more detail below.

Fig. 1 zeigt ein Fluggerät mit je einer Antriebsanlage zu beiden Seiten der senkrechten Flugzeuglängsmittelebene in prespektivischer Darstellung, Fig. 2 zeigt die Antriebsanlage der einen Flugzeugseite in einem in Längsrichtung geführten Schnitt, wobei die Strahlablenkeinrichtung in ihrer Stellung für den Marschflug steht, Fig. 3 zeigt einen gleichen Längsschnitt durch die Antriebsanlage der einen Flugzeugseite, wie Fig. 2, wobei jedoch die Strahlablenkeinrichtung in ihrer Ablenkstellung mit Strahlablenkung um 900 fUr den Schwebeflug steht, Fig. 3a zeigt Einzelheiten der Strahlablenkklappen in einem Ausschnitt aus Fig. 3, die Fig. 4 bis 6 zeigen in einem Ausschnitt aus Fig. 2 bzw. 3 mit vergrößertem Maßstab Einzelheiten des Haupttriebwerkes,die Fig. 7 bis 9 zeigen in schematischer Darstellung das Klapp-Prinzip für die Bläserschaufeln und die Fig. 10 bis 15 den konstruktiven Aufbau des Schaufel-Klappmechanismus nach den Querschnitten X-X; XII-XII; XIII-XIII; XIV-XIV der Fig. 11, wobei die Fig. 11 eine teilweise Draufsicht auf das Bläserrad darstellt.Fig. 1 shows an aircraft with a drive system on both sides the vertical longitudinal center plane of the aircraft in a perspective view, FIG. 2 shows the propulsion system on one side of the aircraft in a longitudinal direction Section, with the beam deflector in its position for cruise flight Fig. 3 shows the same longitudinal section through the drive system of the one Airplane side, as in FIG. 2, but with the beam deflection device in its deflection position with beam deflection by 900 stands for hovering flight, Fig. 3a shows details of the beam deflection flaps in a detail from FIG. 3, which FIGS. 4 to 6 show in a section of Fig. 2 or 3 on an enlarged scale details of the Main engine, FIGS. 7 to 9 show the folding principle in a schematic representation for the fan blades and FIGS. 10 to 15 the structural design of the blade folding mechanism after the cross-sections X-X; XII-XII; XIII-XIII; XIV-XIV of Fig. 11, FIG. 11 being a partial plan view of the fan wheel.

Bei der dargestellten Antriebsanlage ist davon ausgegangen, daß das Flugzeug im Uberschallflug von zwei Nachbrenner-Triebwerken angetrieben wird. Es wird dabei angenommen, daß für den Schwebe-und Übergangsflug die Hälfte der Leistung des Haupttriebwerkes für den Antrieb des Bläsers abgezweigt wird. Der Bläser soll dabei etwa den dreifachen Durchmesser der Austrittsdüse des Haupttriebwerkes erhalten. Die Roll- und Giersteuerung wird bei der gezeigten Anordnung durch Modulation des Bläserschubes bzw. der Strahlablenkung bewirkt. Es ist eine hier nicht dargestellte einzige Querverbindung zwischen den beiden Antriebsanlagen seitlich der senkrechten Längsmittelebene, d. h. zwischen den Bläserrädern beider Seiten für den Triebwerksausfall vorgesehen.In the case of the drive system shown, it is assumed that the Aircraft in supersonic flight is powered by two afterburner engines. It it is assumed that half of the power is required for hovering and transient flight of the main engine for driving the fan is branched off. The wind player should about three times the diameter of the outlet nozzle of the main engine. The roll and yaw control is achieved in the arrangement shown by modulating the Blower thrust or the beam deflection causes. It is not shown here only cross connection between the two drive systems on the side of the vertical one Longitudinal median plane, d. H. between the fan wheels on both sides for the engine failure intended.

Wie die Zeichnung Fig. 1 erkennen läßt, sind mit 1 der Flugzeugrumpf, mit 2 die Tragflügel, mit 3 die Antriebsanlagen und mit 7 deren Lufteinlauföffnungen bezeichnet. Die hierbei verwendeten Antriebsanlagen 3 sind sogenannte Mantelstrom- bzw. Bläsertriebwerke, deren äußere Ummantelung mit 10 bezeichnet ist. Diese äußeren Ummantelungen 10 sind als auftriebsliefernde Ringflügel ausgeführt. Es sind ferner noch die Strahlrohre 24, der innerhalb der Ummantelung 10 angeordneten Haupttriebwerke, sowie die zugehörigen verstellbaren Austrittsdüsen 25, und die den Ringflügeln 10 nachgeordneten Strahlablenkeinrichtungen 9 zu erkennen.As the drawing Fig. 1 shows, 1 is the aircraft fuselage, with 2 the wings, with 3 the propulsion systems and with 7 their air inlet openings designated. The drive systems 3 used here are so-called sheath current or fan engines, the outer casing of which is denoted by 10. This outer Casings 10 are designed as buoyancy-providing ring wings. There are also nor the jet pipes 24, the inside the casing 10 arranged Main engines, as well as the associated adjustable outlet nozzles 25, and the to recognize the ring blades 10 downstream beam deflection devices 9.

Nachfolgend ist der Vereinfachung halber nur eine der beiden Antriebsanlagen, wie in Fig. 2 und 3 dargestellt, beschrieben.For the sake of simplicity, only one of the two drive systems is shown below, as shown in Figs. 2 and 3, described.

Hierbei ist der Bläser mit 11 und das Haupttriebwerk mit 12 bezeichnet.Here, the fan is denoted by 11 and the main engine by 12.

Das den Primär-Treibgasstrahl liefernde Haupttriebwerk 12 besteht aus dem Lufteinlauf 15, der hier als Überschall-Lufteinlauf ausgelegt ist, dem Niederdruckverdichter 16, dem Hochdruckverdichter 17, den Brennkammern 18 und der Gasturbine 19. Das Haupttriebwerk weist ferner eine Niederdruckturbine 20 für den Antrieb des Bläsers und den der Niederdruckturbine 20 nachgeordneten Strahlaustritt auf, der zum Strahlrohr 24 und zum Nachbrenner mit der verstellbaren Strahlaustrittsdüse 25 führt. In das Strahlrohr 24 sind um eine Achse 31 schwenkbare Steuerklappen 29, 30 eingesetzt, mit deren Hilfe der Primär-Gasstrahl über eine Steueröffnung 28 zur Huberzeugung für den Schwebeflug und zur Steuerung des Fluggerätes um die Längsachse umsteuerbar ist.The main engine 12 which supplies the primary propellant gas jet is made from the air inlet 15, which is designed here as a supersonic air inlet, the low-pressure compressor 16, the high pressure compressor 17, the combustion chambers 18 and the gas turbine 19. The main engine also has a low pressure turbine 20 for driving the fan and the Low-pressure turbine 20 downstream jet outlet, which leads to the jet pipe 24 and leads to the afterburner with the adjustable jet outlet nozzle 25. In the nozzle 24 pivotable control flaps 29, 30 are used about an axis 31, with their Help the primary gas jet through a control opening 28 to generate lift for hovering and is reversible to control the aircraft about the longitudinal axis.

In Fig. 2 sind die Steuerklappen 29 bzw. 30 in einer Stellung dargestellt, in der der Primär-Gasstrahl unabgelenkt für die Erzeugung von Vorwärtsschub über die Strahldüse 25 nach hinten austreten kann. Demgegenüber zeigt die Fig. 3 die beiden Steuerklappen 29 bzw. 30 in ihrer die Strahldüse 25 absperrenden und den Gasstrahl nach unten über die Öffnung 28 ablenkenden Stellung.In Fig. 2 the control flaps 29 and 30 are shown in a position in which the primary gas jet is undeflected for the Generation of forward thrust can exit to the rear via the jet nozzle 25. In contrast, FIG. 3 shows the two control flaps 29 and 30 in their blocking the jet nozzle 25 and position deflecting the gas jet downwards over the opening 28.

Der Bläser 11 wird vom Haupttriebwerk 12 über eine zentrale Antriebswelle 35 angetrieben, wobei die Antriebswelle 35 an die Niederdruckturbine 20 des Haupttriebwerkes 12 ständig angeschlossen ist.The fan 11 is driven by the main engine 12 via a central drive shaft 35 driven, the drive shaft 35 to the low-pressure turbine 20 of the main engine 12 is always connected.

Das Bläserrad 32 mit seinen Schaufeln 36 ist in einem Abstand vor dem Lufteinlauf 15 des Haupttriebwerkes 12 innerhalb der Ummantelung 10 angeordnet, wobei die Antriebswelle 35 innerhalb einer Zentralverkleidung 57 zur Bildung des Ringkanals 13 fUr den Sekundär-Luftstrom liegt. Der Bläsermantel weist einen vorderen Abschnitt 40 auf, der gegenüber dem feststehenden Ringflügel bzw. Mantelabschnitt 10 axial zur Bildung eines Ringspaltes 41 (Fig. 3), wie später noch näher erläutert, verstellt werden kann. Die von oben nach unten etwa um 45° nach vorn geneigt verlaufende hintere Abschlußkante 14' der Austrittsöffnung 14 für den Sekundär-Strahl des Bläsers 11 trägt die Strahlablenkeinrichtung 9. Diese Strahlablenkeinrichtung besteht hierbei aus kaskadenfärmig angeordneten Ablenkschaufeln 45, wobei der hintere Abschnitt des Bläsermantels 10 vom kreisförmigen Querschnitt in einen rechteckigen Querschnitt für den Anschluß der Strahlablenkschaufeln 45 übergeht. In Fig. 2 sind die Strahlablenkschaufeln 45 in gestreckter Stellung für den Marsch flug und in Fig. 3 in ihrer Ablenkstellung für die Erzeugung von Vertikalschub für den Schwebeflug gezeigt. Die Strahlablenkschaufeln 45 sind elastisch federnd ausgebildet und mit ihrem vorderen Ende fest am Ringflügel 10 eingespannt. Am freien, hinteren Ende der Schaufeln 45 greifen gelenkig Stellmotore 46 an, mit deren Hilfe die Schaufeln im Sinne der Strahlführung des Sekundärstrahles des Bläsers 11 verstellbar sind (Fig. 3a).The fan wheel 32 with its blades 36 is at a distance in front the air inlet 15 of the main engine 12 arranged within the casing 10, wherein the drive shaft 35 within a central casing 57 to form the Ring channel 13 for the secondary air flow is located. The fan jacket has a front Section 40 on the opposite of the fixed ring wing or jacket section 10 axially to form an annular gap 41 (Fig. 3), as will be explained in more detail later, can be adjusted. The one that is inclined forwards by about 45 ° from top to bottom rear end edge 14 'of the outlet opening 14 for the secondary jet of the fan 11 carries the beam deflection device 9. This beam deflection device consists here of cascaded deflector vanes 45, the rear portion of the fan jacket 10 from the circular cross-section in a rectangular one Cross-section for the connection of the jet deflector blades 45 merges. In Fig. 2 are the jet deflection vanes 45 in the extended position for the march flight and in 3 in its deflection position for the generation of vertical thrust for the hover flight shown. The jet deflection vanes 45 are designed to be elastically resilient and with its front end firmly clamped on the ring wing 10. At the free, rear end of the blades 45 articulately attack servomotors 46, with the help of which the blades are adjustable in the sense of the beam guidance of the secondary beam of the fan 11 (Fig. 3a).

Gemäß Fig. 2 und 3 weist das Haupttriebwerk 12 eine äußere Triebwerksummantelung 49 und eine innere, zur äußeren konzentrische Ummantelung 50 auf. Mit Hilfe dieser Ummantelungen sind zwei konzentrische Kanäle geschaffen, die beide der Hochdruckturbine 19 des Haupttriebwerkes 12 nachgeordnet sind. Dem inneren Kanal 48' ist die Niederdruckturbine 20 für den Antrieb des Bläsers 11 nachgeordnet, während der andere Ringkanal 48 einen die Niederdruckturbine 20 umgehenden By-pass-Kanal bildet. Der By-pass-Kanal 48 mündet hinter der Niederdruckturbine 20 in das Strahlrohr 24. Zur wahlweisen Steuerung des Gasstrahles der Gasturbine 19 zum By-pass-Kanal 48 bzw. zur Niederdruckturbine 20 über den Kanal 48' sind Umsteuerklappen 52 vorgesehen, die um Schwenkachsen 53 schwenkbar sind, wie dies aus den Fig. 4, 5 und 6 im ein zelnen näher hervorgeht. In Fig. 4 sind in ausgezogenen Strichen die Umsteuerklappen 52 in einer Stellung, in der der Gasstrahl der Gasturbine 19 zum By-pass-Kanal 48 unter Umgehung der Niederdruckturbine 20 geleitet wird. Durch diese Steuerstellung wird die Niederdruckturbine 20 und damit der Bläser 11 für den Überschallflug stillgesetzt, was später noch näher erläutert ist. Die Umsteuerklappen 52 stellen segmentförmige eines Ausschnitte Y KIrgelmantels dar. Es sind auf den Umfang verteilt eine Reihe derartiger Klappen angeordnet und zwar so, daß die einander benachbarten Klappen jeweils mit ihrer Segmentspitze in die entgegengesetzte Richtung weisen und sich seitlich Uberlappen (Fig. 6). Aus Fig. 4 ist die Stellung der Umsteuerklappen 52 bei Umsteuerung des Gasstrahles der Gasturbine 19 zum By-pass-Kanal 48 und in Fig. 5 die Stellung zur Führung des Gasstrahles über den Turbinenkanal 48' zur Niederdruckturbine 20 zu ersehen. Zur Verstellung der Umsteuerklappen 52 sind Stellmotore 58 am Haupttriebwerk 12 angeordnet, die mit ihren Stellkolben 59 am stromabwärts liegenden Ende der Umsteuerklappen 52 angreifen. Die Klappen 52 besitzen Führungsnuten 60, in die Führungsbolzen 61 am Turbinengehäuse eingreifen. Bei Betätigung der Stellmotore 58 werden die Klappen 52 axial verstellt und gleichzeitig an ihren freien Enden je nach Verstellrichtung angehoben oder abgesenkt. Dementsprechend wird entweder der By-pass-Kanal 48 oder der Turbinenkanal 48' für den Treibgasstrahl des Haupttriebwerkes 12 freigegeben.According to FIGS. 2 and 3, the main engine 12 has an outer engine casing 49 and an inner casing 50 which is concentric to the outer casing. With the help of this Casings are two concentric channels created, both of the high pressure turbine 19 of the main engine 12 are arranged downstream. The inner channel 48 'is the low pressure turbine 20 for driving the fan 11, while the other annular channel 48 forms a bypass channel bypassing the low pressure turbine 20. The by-pass channel 48 opens into the jet pipe 24 behind the low-pressure turbine 20 Control of the gas jet of the gas turbine 19 to the by-pass channel 48 or to the low-pressure turbine 20 over the channel 48 'reversing flaps 52 are provided, which about pivot axes 53 are pivotable, as shown in FIGS. 4, 5 and 6 in a individual can be seen in more detail. The reversing flaps 52 are shown in solid lines in FIG. 4 in a position in which the gas jet of the gas turbine 19 to the by-pass channel 48 below Bypassing the low pressure turbine 20 is passed. This control position will the low-pressure turbine 20 and thus the fan 11 shut down for supersonic flight, which is explained in more detail later. The reversing flaps 52 are segment-shaped of a cutout Y KIrgelmantels. There are a row distributed over the circumference such flaps arranged in such a way that the adjacent flaps each point with their segment tip in the opposite direction and themselves laterally overlap (Fig. 6). The position of the reversing flaps 52 is shown in FIG. 4 when reversing the gas jet of the gas turbine 19 to the by-pass channel 48 and in Fig. 5 the position for guiding the gas jet via the turbine duct 48 'to the low-pressure turbine 20 to be seen. To adjust the reversing flaps 52, servomotors 58 are on the main engine 12 arranged with their actuating piston 59 at the downstream end of the reversing flaps 52 attack. The flaps 52 have guide grooves 60 in which guide pins 61 engage the turbine housing. When actuating the servomotors 58, the flaps 52 adjusted axially and at the same time at their free ends depending on the adjustment direction raised or lowered. Accordingly, will either the by-pass channel 48 or the turbine duct 48 'for the propellant gas jet of the main engine 12 is released.

Gemäß Fig. 2 und 3 bzw. Fig. 7 bis 15 ist eine Ausführungsform für den Bläser 11 mit in eine widerstandsarme Stellung einklappbaren Bläserschaufeln 36 gezeigt.According to FIGS. 2 and 3 or FIGS. 7 to 15, an embodiment for the fan 11 with fan blades which can be folded into a low-resistance position 36 shown.

Nachdem gemäß Fig. 7 bis 9 gezeigten Prinzip werden die Bläserschaufeln 36 entsprechend ihrem Drall zwischen der Profilsehne SPF am Schaufelfuß und SpS an der Schaufelspitze mit entsprechendem, geforderten Einstellwinkel der Schaufel gegenüber der Anströmung, um Schwenkachsen 78 zu einem gedachten Zylinder- oder Kegelmantel nebeneinanderliegend gefaltet. Die Schaufeln liegen in Einfahrstellung, bezogen auf ihre Längserstreckung, schraubenförmig geneigt gegen die Mantellängserstreckung. Die Zentralverkleidung 57 kann als Auflage für die Schaufeln 36 in ihrer Einfahrstellung dienen. Der Schaufeldrall ist hierbei mit a , der Pitchwinkel des Schaufelfusses mit e n und der Pitchwinkel der Schaufelspitze mit e t bezeichnet. Ferner bedeutet t die Schaufeltiefe und der Pfeil P zeigt die Anströmrichtung der Schaufeln.According to the principle shown in FIGS. 7 to 9, the fan blades 36 according to their twist between the profile chord SPF at the blade root and SpS at the tip of the bucket with the corresponding required setting angle of the bucket compared to the flow, about pivot axes 78 to an imaginary cylinder or Cone jacket folded side by side. The blades are in the retracted position, based on its longitudinal extension, helically inclined against the longitudinal extension of the shell. The central cladding 57 can serve as a support for the blades 36 in their retracted position to serve. The blade twist is here with a, the pitch angle of the blade root with e n and the pitch angle of the blade tip with e t. Furthermore means t the blade depth and the arrow P shows the direction of flow towards the blades.

Mit LA ist noch die Längsachse der Bläserschaufeln 36 bezeichnet und E-E gibt die Drehebene des Bläserrades 32 an (Fig. 8).The longitudinal axis of the fan blades 36 is also designated by LA and E-E indicates the plane of rotation of the fan wheel 32 (Fig. 8).

Gemäß den Fig. 10 bis 15 sind die konstruktiven Einzelheiten der Ausführung mit klappbaren Bläserschaufeln 36 gezeigt. In Fig. 10 ist im Zusammenhang mit Fig. 11 und 12 zu erkennen, daß das Bläserrad 32 eine ringförmige Ausnehmung 62 für die Aufnahme eines Stellringes 65 besitzt, wobei der Ring 65 gegenüber dem Bläserrad 32 relativ verdrehbar ist. Zur Führung des Stellringes 65 ist am Bläserrad 32 ein ringförmiger Vorsprung 67 für den Eingriff in eine entsprechende Ringnut 68 am Stellring 65 vorgesehen. Für die Montage des Stellringes 65 ist der Vorsprung 67 an das Bläserrad 32 anschraubbar, was der Vereinfachung halber hier nicht dargestellt ist. In den Außenumfang des Stellringes 65 sind in Umfangsrichtung schraubenförmig verlaufende Schaltnuten 80 eingearbeitet, in die Schaltnocken 79 der um die Schwenkachsen 78 am Bläserrad 32 schwenkbaren Bläserschaufeln 36 eingreifen. Der Verlauf der Schaltnuten 80 am Außenumfang des Stellringes 65 ist in Fig. 15 dargestellt.10 to 15 are the structural details of the execution shown with hinged fan blades 36. In Fig. 10 in connection with Fig. 11 and 12 to see that the fan wheel 32 has an annular recess 62 for the Receiving an adjusting ring 65, the ring 65 opposite the fan wheel 32 is relatively rotatable. To guide the adjusting ring 65 is a 32 on the fan wheel annular projection 67 for engagement in a corresponding annular groove 68 on the adjusting ring 65 provided. For the assembly of the adjusting ring 65, the projection 67 is on the fan wheel 32 can be screwed on, which is not shown here for the sake of simplicity. In the The outer circumference of the adjusting ring 65 are helical in the circumferential direction Switching grooves 80 incorporated into the switching cams 79 around the pivot axes 78 Engage fan blades 36 pivotable on fan wheel 32. The course of the switching grooves 80 on the outer circumference of the adjusting ring 65 is shown in FIG.

Zur Relativdrehung des Stellringes 65 gegenüber dem Bläserrad 32 sind hydraulisch arbeitende Stellmotore 72 vorgesehen, wobei sich der Stellzylinder 73 über eine Schwenkachse 74 am Bläserrad 32 abstützt und der Arbeitskolben 75 über eine Schwenkachse 76 gelenkig am Stellring 65 angreift. Die zugehärige Druckmittelsteuereinrichtung ist in üblicher Weise ausgebildet und daher hier nicht näher beschrieben. Für die Ausfahrstellung der Bläserschaufeln 36 sind jeder der Schaufeln Anschläge 81 zugeordnet, die sich in Längsrichtung der Schaltnuten 80 am Bläserrad 32 abstützen.For the relative rotation of the adjusting ring 65 with respect to the fan wheel 32 are Hydraulically operating servo motors 72 are provided, the actuating cylinder 73 is supported on the fan wheel 32 via a pivot axis 74 and the working piston 75 via a pivot axis 76 engages the adjusting ring 65 in an articulated manner. The associated pressure medium control device is designed in the usual way and is therefore not described in more detail here. For the Extended position of the fan blades 36 are each of the blades Associated stops 81, which extend in the longitudinal direction of the switching grooves 80 on the fan wheel 32 support.

Die Wirkungsweise der beschriebenen Ausführung ist wie folgt: Für den Marschflug (Überschallflug) wird der Gasstrahl (Primär-Gasstrahl) des Haupttriebwerkes 12 durch entsprechende Stellung der Umsteuerklappen 52 Uber den By-pass-Kanal 48 unter Umgehung der Niederdruckturbine 20 dem Strahlrohr 24, vorbei an den in gestreckter Stellung stehenden Steuerklappen 29 und 30, der verstellbaren Schubdüse 25 zur Vortriebserzeugung zugeführt. Gleichzeitig ist durch die Umgehung der Niederdruckturbine 20 über den By-pass-Kanal 48 der Bläser 11 stillgesetzt, wobei der Ringkanal 13 des Bläsers bei in gestreckter Stellung befindlichen Ablenkschaufeln 45 vom Sekundär-Strahl frei durchsträmt wird. Um die freie Durchsträmung in geringstmöglichem Umfang zu stören, sind in dieser Schnellflugphase die Bläserschaufeln 36 in ihrer in Fig. 2 mit ausgezogenen Strichen dargestellten Einklappstellung rund um den Zentralkörper 57. Für das Einklappen der Schaufeln 36 werden die Stellmotore 72 betätigt und eine Relativbewegung zwischen dem Bläserrad 32 und dem Stellring 65 bewirkt. Bei dieser ReLativdrehung fUhren sich die Schaltnocken 79 der Bläserschaufeln 36 schraubenfärmig in den Schaltnuten 80, so daß die Bläserschaufeln 36 aus der in Fig. 10 gezeigten Ausfahrstellung über Zwischenstellungen gemäß Fig. 14 in die Endeinfahrstellung gemäß Fig. 13 bewegt werden. In dieser Stellung bilden sämtliche Bläserschaufeln infolge der geneigten Anordnung ihrer Schwenkachsen 78 gegenüber der Rotationsebene E-E des Bläserrades in Abhängigkeit vom Schaufeldrallwinkel ae einen Zylindermantel. Durch diese Einfahrlage wird der Ringkanal 13 des Bläsers 11 völlig freigegeben und eine Behinderung des Sekundär-Strahles durch die Bläserschaufeln 36 weitestgehend vermieden.The mode of operation of the embodiment described is as follows: For the cruise flight (supersonic flight) is the gas jet (primary gas jet) of the main engine 12 by corresponding position of the reversing flaps 52 via the by-pass channel 48 bypassing the low-pressure turbine 20 the jet pipe 24, past the in stretched Position control flaps 29 and 30, the adjustable thrust nozzle 25 to generate propulsion fed. At the same time, by bypassing the low-pressure turbine 20 via the By-pass channel 48 of the fan 11 shut down, the ring channel 13 of the fan with the deflector blades 45 in the extended position from the secondary jet is freely flowed through. In order to allow the free flow through as little as possible disturb, in this high-speed flight phase the fan blades 36 are in their in Fig. 2 folded position around the central body shown with solid lines 57. For folding in the blades 36, the servomotors 72 are actuated and one Relative movement between the fan wheel 32 and the adjusting ring 65 causes. At this Relative rotation, the switching cams 79 of the fan blades 36 move helically in the switching grooves 80, so that the Fan blades 36 from the in Fig. 10 shown extended position via intermediate positions according to FIG. 14 into the final retracted position 13 are moved according to FIG. In this position, all of the fan blades form due to the inclined arrangement of their pivot axes 78 with respect to the plane of rotation E-E of the fan wheel as a function of the blade twist angle ae a cylinder jacket. Through this retracted position, the annular channel 13 of the fan 11 is completely released and an obstruction of the secondary jet by the fan blades 36 as far as possible avoided.

Dadurch ist auch ein einwandfreier Lufteintritt in die Einlauföffnung 15 des Haupttriebwerkes gesichert. Der als Überschalleinlauf ausgebildete Haupttriebwerkseinlauf befindet sich an einer Stelle der Ummantelung 10 des Bläsers 11, an der die Strömung gleichgerichtet und nur geringfügig abhängig vom Anstell- und Schiebewinkel des Fluggerätes bzw. des als RingflUgel dienenden Mantels 10 des Bläsers 11 ist. Der Ringmantel 10 des Bläsers 11 dient in dieser Schnellflugphase zur Erzeugung von Auftrieb. Zur Verminderung des Widerstandes im Uberschallflug ist der Mantel spitznasig ausgeführt und seine Profildicke soll maximal 5 % aufweisen. In Fig. 3 ist gegenüber Fig. 2 das Fluggerät im Schwebeflug. Dazu stehen die Umsteuerklappen 52 des Haupttriebwerkes 12 in der gemäß Fig. 6 gezeigten Stellung, wobei der Gasstrahl der Turbine 19 Uber die Niederdruckturbine 20 für den Antrieb des Bläsers 11 geleitet und gleichzeitig der die Niederdruckturbine 20 umgehende By-pass-Kanal 48 geschlossen ist. Die Bläserschaufeln 36 befinden sich dabei in ihrer Ausklappstellung.This also ensures that air can enter the inlet opening without any problems 15 of the main engine secured. The main engine intake designed as a supersonic intake is located at a point of the casing 10 of the fan 11, at which the flow rectified and only slightly dependent on the angle of attack and sliding of the Aircraft or the jacket 10 of the fan 11 serving as a ring wing. Of the Ring jacket 10 of the fan 11 is used in this high-speed flight phase to generate Boost. To reduce the drag in supersonic flight, the coat has a pointed nose executed and its profile thickness should have a maximum of 5%. In Fig. 3 is opposite 2 shows the aircraft hovering. The reversing flaps 52 of the main engine are available for this purpose 12 in the position shown in FIG. 6, the gas jet of the turbine 19 over the low pressure turbine 20 for driving the Brass 11 directed and at the same time the bypass channel 48 bypassing the low-pressure turbine 20 is closed is. The fan blades 36 are in their unfolded position.

Dazu ist mittels der Stellmotore 72 der Stellring 65 gegenüber dem Bläserrad 32 relativ in eine Stellung gedreht, wie sie aus den Fig. 10, 11 und 12 entnommen werden kann. Bei der Relativverdrehung des Stellringes 65 gegenüber dem Bläserrad 32 werden über den Nocken 79 die Bläserschaufeln 36 aus der in Fig. 13 gezeigten Stellung um die Achsen 78 mittels der schraubenförmig verlaufenden Schaltnuten 80 geschwenkt und in die aus Fig. 10 hervorgehende Ausfahrstellung bewegt. Der Bläser 11 liefert dabei den wesentlichen Teil des Vertikalschubes.For this purpose, by means of the servomotors 72, the adjusting ring 65 is opposite the Fan wheel 32 rotated relatively to a position as shown in FIGS. 10, 11 and 12 can be taken. With the relative rotation of the adjusting ring 65 with respect to the The fan wheel 32 is converted into the fan blades 36 via the cam 79 from the circuit shown in FIG. 13 position shown around the axes 78 by means of the helical indexing grooves 80 pivoted and moved into the extended position shown in FIG. The wind player 11 provides the essential part of the vertical thrust.

Der Gasstrahl der Turbine 19 des Haupttriebwerkes 12 wird dabei über den Kanal 48' und die Niederdruckturbine 20 dem Strahlrohr 24 zugeleitet und durch die in Umlenkstellung stehenden Klappen 29 und 30 der nach unten gerichteten Öffnung 28 im Strahlrohr 24 zur Huberzeugung für den Vertikalflug zugeleitet.The gas jet of the turbine 19 of the main engine 12 is thereby over the duct 48 'and the low-pressure turbine 20 are fed to the jet pipe 24 and through the flaps 29 and 30 of the downwardly directed opening which are in the deflection position 28 fed in the jet pipe 24 to generate lift for vertical flight.

Für den strahlgestützten Flug sind die Ablenkschaufeln 45 über eine hier nicht dargestellte Steuereinrichtung mittels der Stellmotore 46 in ihre Ablenkstellung verstellt, wobei der Sekundär-Strahl des Bläsers 11 um 900 aus der normalen Austrittsrichtung gegen den Boden abgelenkt wird.For the jet-assisted flight, the deflector blades 45 are via a Control device (not shown here) into its deflection position by means of servomotors 46 adjusted, the secondary jet of the fan 11 by 900 from the normal exit direction is deflected towards the ground.

Zur Vergrößerung der Einlauffläche wird innerhalb des Schwebefluges das vordere Teil 40 des Bläsermantels 10 gegen die Anströmung um einen bestimmten Betrag zur Bildung eines Ringspaltes 41 verstellt.To enlarge the inlet area, the hover is used the front part 40 of the fan jacket 10 against the flow by a certain Amount to form an annular gap 41 adjusted.

Der umgelenkte Restschub dient außer zur Huberzeugung zur Trimmung und Nicksteuerung. Die Roll- und Giersteuerung erfolgt durch Modulation des Bläserschubes auf der Backbord- bzw. Steuerbordseite des Fluggerätes. Durch eine einzige hier nicht dargestellte Querverbindung zwischen den Bläserrädern wird der Triebwerksausfall abgedeckt.The deflected residual thrust serves not only to generate lift but also for trimming and pitch control. The roll and yaw control is done by modulating the fan thrust on the port or starboard side of the aircraft. By a single one here The engine failure is the result of the cross-connection between the fan wheels (not shown) covered.

Claims

Claims: 1. Propulsion system for aircraft, containing Dual-circuit turbo-jet engines, which are called one to generate forward thrust Have a primary circuit and a cold secondary circuit, the secondary circuit in the type of a blower or propeller can be driven through the primary circuit, thereby characterized, that to shutdown the fan (11) for the gas jet of the primary circuit a drive of the blower (11) optionally urrgendaer by-pass (4 &) with adjustable Reversing flaps (52) is provided and the fan blades (36) in connection with an adjusting device (65, 72, 80) optionally in a low-resistance position are arranged adjustable.

2. Drive system, for example according to claim 1, for optional Flying at high marching speeds and floating thanks to beam support Aircraft, characterized in that that in itself known Assign the secondary air jet optionally to the cold circuit of the drive system (secondary circuit) deflecting flaps (45) are arranged downstream for generating vertical thrust.

3. Drive system according to claim 1 or 2, with a jacketed fan as a secondary circuit, characterized in that the bladder (11) is coaxial with the main engine (12) arranged and drivable by a turbine (20) of the main engine (12) is.

4. Drive system according to claim 1 to 3, characterized in that for the jet reversal of the gas jet of the main engine (12) to the by-pass channel (48) pivotable about axes (53), representing segment-shaped sections of a cone shell Reversing flaps (52) with alternately oppositely directed segment tips and mutual, lateral overlap are provided.

5. Drive system according to claim 1 to 4, characterized in that the fan blades (36) either from their working position or from the fan channel (39) about pivot axes (78) transversely to the blade longitudinal axes (LA) in a low-resistance Retracted position are arranged foldable.

6. drive system according to claim 1 to 5, characterized in that the blades (36) either transversely from their working position about pivot axes (33) are foldable to their longitudinal axes (LA), with the to a common base circle tangential axes (33) with respect to the fan or propeller plane of rotation (E-E) in Depending on the size of the swirl (e) e of the blades (36) arranged inclined are so that the blades (36) in the folded position together as parts of an imaginary Cylindrical or conical casing with a helical course to the longitudinal axis of the casing side by side lie.

7. Drive system according to claim 1 to 6, characterized in that for fan blades (36) tapering from the blade base to the blade tip Shovel depth (t) the shovels (36) in the folded position have an imaginary conical surface where the size of the taper of the blades (36) is a function of the Represents the cone angle of the cone jacket.

8. Drive system according to claim 1 to 7, characterized in that the fan jacket (10) is designed in a manner known per se as R nåflügel and from a circular to a rectangular cross-section in the structural area with sloping forward from top to bottom behind the end edge (ldi) transforms.

9. Drive system according to claim 1 to 8, characterized in that to the rear end edge (14 ') of the ring wing or fan jacket (10) in a cascade shape arranged deflection blades (45) for guiding the fan jet (secondary jet) connect, which is between a stretched position for the free exit of the Secondary beam backwards up to and including a position with beam deflection can be adjusted downwards by at least 900.

10. Drive system according to claim 1 to 9, characterized in that that for the deflection profiled, in their curvature and thickness changeable blades (45) are provided.

11. Drive system according to claim 1 to 10, characterized in that that in front of the outlet nozzle (25) of the jet pipe (24) of the main engine (12) control flaps (29, 30) arranged to deflect the primary gas jet with exit vertically downwards are.

12. Drive system according to claim 1 to 11, characterized in that that the air inlet (15) for the main engine (12) within the fan jacket (10) arranged at a distance behind the Blöserrad (32) and as an overflow inlet is trained.

13. Drive system according to claim 1 to 7, and 10 and 11, characterized characterized in that the secondary circuit can be optionally driven by one of the primary circuit Propeller is formed, which is free for the beam deflection to generate vertical thrust blown flaps are assigned.