DE2951962C2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- DE2951962C2 DE2951962C2 DE2951962A DE2951962A DE2951962C2 DE 2951962 C2 DE2951962 C2 DE 2951962C2 DE 2951962 A DE2951962 A DE 2951962A DE 2951962 A DE2951962 A DE 2951962A DE 2951962 C2 DE2951962 C2 DE 2951962C2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- engine
- blocking
- blades
- core
- vanes
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Supercharger (AREA)
Description
Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zum Betreiben
eines Bypass-Turbofan-Triebwerks gemäß dem Oberbegriff des
Patentanspruchs. Ein derartiges Verfahren ist aus der US-A-
30 60 680 bekannt.
Das Starten von Gasturbinentriebwerken für Flugzeuge am Bo
den kann durch viele verschiedenartige Kraftquellen leicht
bewerkstelligt werden. Zum Starten während des Fluges, was nach
Flammenlöschungen in der Brennkammer des Triebwerkes erforderlich wird, machen jedoch
Raum- und Gewichtsüberlegungen es praktisch unmöglich, der
artige Kraftquellen an Bord des Flugzeuges mitzuführen.
Wenn eine Flammenlöschung in einem Turbojet-Triebwerk er
folgt, steht ein großes Luftvolumen zur Verfügung, das
durch den Kompressor strömt, und die dabei entstehende
"Windmühl"-Drehzahl des Kerntriebwerkes reicht aus, um das
Starten während des Fluges zu unterstützen. Bei einem Tur
bofan-Triebwerk dagegen, wo ein guter Teil der in das
Triebwerk eintretenden Luft um den Triebwerkskern herum
strömt, erhält der Kompressorrotor einen kleineren Anteil
der verfügbaren Stau- oder Aufprallenergie und erreicht
deshalb keine so hohe Windmühl-Drehzahl wie in dem Turbo
jet-Triebwerk. Dies gilt insbesondere für ein Mischströ
mungs-Triebwerk, wo eine gemeinsame Düse nur den Kanal
druckabfall zwischen dem Kerneinlaß und dem Kernauslaß ge
stattet. Wenn die Windmühl-Drehzahl des Kernes nicht aus
reicht, dann kann ein Luftstart nicht ohne eine irgendwie
geartete Starthilfe erreicht werden. Da sich das Luftstart
vermögen eines Triebwerkes mit der Flughöhe und der Vor
wärtsgeschwindigkeit des Flugzeuges ändert, ist eine Start
hilfe nicht über dem gesamten Flugbereich eines Flugzeuges
erforderlich, sondern nur auf einem Teil davon, wie bei
spielsweise während eines Fluges mit niedriger Geschwindig
keit. Es werden verschiedene Verfahren zur Starthilfe ange
wendet, wie beispielsweise eine Hilfskrafteinheit, ein Pa
tronenstarter oder ein Verbrennungsluftstarter. Die Verwen
dung irgendeiner dieser Starthilfen ist jedoch weniger er
strebenswert, als das Triebwerk selbst-startend zu machen.
Andere Charakteristiken von Turbofan-Triebwerken beziehen
sich auf deren Betrieb im Leerlauf auf der Erde. Auf Grund
der großen Masseströmung durch den Bypasskanal ist der
Leerlaufschub auf der Erde normalerweise größer, als für
die normalen Rollzwecke erforderlich ist. Weiterhin haben
bei diesen gesenkten Kerndrehzahlen die daraus resultieren
den verkleinerten Druckverhältnisse in dem Kompressor die
Neigung, gewisse unerwünschte Leistungscharakteristiken mit
sich zu bringen. Beispielsweise kann es bei diesen niedri
gen Druckverhältnissen vorkommen, daß die Druckentwicklung
im Ölsumpf nicht ausreicht, um die Kohlenstoffdichtungen
entsprechend zu belasten, so daß eine Öllackage entsteht.
Ein weiterer Gesichtspunkt besteht darin, daß die Ablaß
drucke für die Verbraucher bei diesen kleinen Druckverhält
nissen vermindert sind und somit einen Begrenzungsfaktor
bei der Festlegung der minimalen Leerlaufdrehzahl darstel
len. Weiterhin muß bei diesen kleineren Drehzahlen berück
sichtigt werden, daß der Kompressorauslaßdruck und die Tem
peraturen vermindert sind, so daß dadurch die Kohlenstoff
monoxidemissionen steigen.
Es ist Aufgabe der Erfindung, ein verbessertes Verfahren
zur Unterstützung von Luftstarts in einem Turbofan-Trieb
werk zu schaffen.
Die Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die Maßnahmen des
Patentanspruchs gelöst.
Die mit der Erfindung erzielbaren Vorteile bestehen insbe
sondere darin, daß die Bypassströmung selektiv gesperrt
wird, so daß die Strömung zum Kompressoreinlaß ausreicht,
um einen Luftstart des Triebwerkes ohne jede andere Hilfe
zu ermöglichen.
Ferner können während des Leerlaufes am Boden die Blockier
schaufeln wenigstens teilweise geschlossen werden, um so
die Bypass-Strömung und den Schub auf einen gewünschten
kleinen Wert zu senken. Diese Senkung der Bypass-Strömung
hat eine vergrößerte Strömung im Kompressor zur Folge, um
dadurch das Druckverhältnis des Triebwerkes zu vergrößern,
was für höhere Abzweigdrucke und kleinere Brenneremissionen
wünschenswert ist.
Fig. 1 ist eine schematische Darstellung eines Gasturbi
nentriebwerkes mit Blockierschaufeln im Bypass-Kanal.
Fig. 2 ist ein teilweise geschnittene Längsansicht der
Blockierschaufeln und einem Teil der Betätigungseinrich
tung.
Fig. 3 ist eine Draufsicht auf die Anordnung gemäß Fig. 2.
Fig. 4 ist eine schematische Darstellung der Logikschaltung der
Betätigungseinrichtung.
Fig. 5a und 5b sind grafische Darstellungen des Leerlaufschubes
bzw. der Fan-Abrißlinie als eine Funktion der Blockier
schaufelstellungen.
Fig. 6a und 6b sind grafische Darstellungen der Kerndrehzahl
bzw. des Druckverhältnisses mit geöffneten und geschlos
senen Blockierschaufeln im Windmühl-Zustand.
Fig. 7 ist eine grafische Darstellung des Blockierschaufel
winkels als eine Funktion eines Kernstatorwinkels.
Fig. 8 ist eine schematische Darstellung von einer mechanischen
Gestängeanordnung.
Fig. 9 ist eine vergrößerte Schnittansicht der Blockierschaufel
und deren Betätigungseinrichtung.
Fig. 10 ist eine Teildraufsicht des Nocken- und Gestängeteils
aus der Sicht der Linie 10-10 in Fig. 9.
Fig. 1 zeigt eine Blockiereinrichtung 10
in einem Turbofan-Triebwerk 11 mit einem Fanrotor 12 und
einem Kerntriebwerksrotor 13. Der Fanrotor 12 weist viele
Schaufeln 14 auf einer Scheibe 16 und eine Niederdruck- oder Fan
turbine 17 auf, die die Fanscheibe 16 in bekannter Weise antreibt.
Der Kerntriebwerksrotor 13 umfaßt einen Kompressor 18 und eine
Hochdruckturbine 19, die den Kompressor 18 antreibt. Das Kern
triebwerk weist ferner ein Verbrennungssystem 21 auf, das Brenn
stoff mit der Luftströmung mischt und die Mischung zündet, um
thermische Energie in das System einzuführen.
Im Betrieb tritt die Luft in das Gasturbinentriebwerk 11 durch
einen Lufteinlaß 22 ein, der durch eine geeignete Gondel oder
Verkleidung 23 gebildet ist, die die Fanschaufeln 14 umgibt.
Die am Einlaß 22 eintretende Luft wird durch die Rotation der
Fanschaufeln 14 komprimiert und anschließend zwischen einem ring
förmigen Strömungskanal 24, der durch die Verkleidung 23 und
ein Kerngehäuse 26 gebildet ist, und dem Kerntriebwerkskanal 27
aufgeteilt, dessen äußere Begrenzung durch das Kerngehäuse 26
gebildet ist. Die komprimierte Luft, die durch den Kerntriebwerks
kanal 27 eintritt, wird durch den Kompressor 18 weiter verdichtet
und anschließend zusammen mit hochenergetischen Brennstoff aus
dem Verbrennungssystem 21 gezündet. Diese hochenergetische Gas
strömung strömt dann durch die Hochdruckturbine 19, um den Kom
pressor 18 anzutreiben, und anschließend durch die Fanturbine 17,
um die Fanrotorscheibe 16 anzutreiben. Das Gas strömt dann durch
die Hauptdüse 28 aus, um dem Triebwerk in bekannter Weise die
Antriebskräfte zu geben. Die Hauptantriebskraft wird jedoch durch
den Ausstoß der komprimierten Luft aus dem ringförmigen Strömungs
kanal 24 erhalten.
Das Turbofan-Triebwerk 11 ist zwar mit einer kurzen Gondel oder
Verkleidung 23 gezeigt, es kann aber auch eine Gondel oder Ver
kleidung in Form eines langen Kanals aufweisen, der sich nach hinten
bis zur Hauptdüse erstreckt, wie es in Fig. 8 gezeigt ist, oder
es kann eine Mischströmung aufweisen, wobei ein Mischer vorge
sehen ist, um die Gasströmung aus dem ringförmigen Fankanal 24
und diejenige aus dem Kerntriebwerk zu vereinigen, damit diese
Strömungen aus einer einzigen Düse ausgestoßen werden.
Es sei nun angenommen, daß in dem Turbofan-Triebwerk während des
Flugbetriebes eine Flammenlösung auftritt, wie es bei einer
Fehlfunktion des Brennstoffsystems oder einem Kompressor-Strö
mungsabriß geschehen kann, wobei die dem Brenner zugeführte Luft
abrupt unterbrochen wird. Da die Strömung der Verbrennungsgase
zu den Turbinen 19 und 17 unterbrochen wird, wird die Antriebs
leistung für den Kompressor 18 und den Fanrotor 12 weggenommen
und demzufolge sinkt deren Drehzahl. Da jedoch die Vorwärtsge
schwindigkeit des Flugzeuges bewirkt, daß weiterhin Luft durch
die Strömungskanäle 24 und 27 strömt, rotieren sowohl der Fan
rotor 12 als auch der Kerntriebwerksrotor 13 weiterhin auf Grund
des bekannten "Windmühlen"-Effektes. Die Drehzahl des Kerntrieb
werksrotors hängt von dem Druckverhältnis über dem Kernrotor ab.
Bei Windmühl-Bedingungen ist das Druckverhältnis klein und der
Fanauslaßdruck ist kleiner als der Turbineneinlaßdruck. Bei ge
wissen Betriebsbedingungen, beispielsweise bei hohen Fluggeschwindig
keiten, reicht das Druckverhältnis über dem Kerntriebwerk aus,
um den Rotor durch den Windmühlen-Effekt auf eine Drehzahl zu
bringen, die die erneute Zündung des Triebwerkes gestattet,
aber es gibt andere Betriebsperioden, in denen diese Drehzahl
durch Windmühlen-Effekt nicht ausreicht, um die Verbrennung für
eine erneute Zündung zu unterstützen.
In dem Ringkanal 24 sind mehrere in Umfangsrichtung beabstandete
Blockierschaufeln 29 angeordnet, die sich zwischen dem Außenge
häuse oder der Verkleidung 23 und dem Triebwerksgehäuse 26 in
radialer Richtung erstrecken. Die Schaufeln 29 sind auf ihren
radialen Achsen selektiv schwenkbar, so daß sie von einer voll
ständig geöffneten Stellung, in der die Bypassluft mit sehr ge
ringer Einschränkung hindurchströmen kann, in eine vollständig
geschlossene Position bewegt werden können, in der praktisch
keine Strömung durch den Ringkanal 24 hindurchtritt. Es können
selektive Zwischenstellungen verwendet werden, um gewisse er
wünschte Triebwerkscharakteristiken herbeizuführen.
In den Fig. 1, 2 und 3 sind die Blockierschaufeln 29 und ihr
zugehöriges Betätigungssystem genauer gezeigt. Jede Schaufel 29
weist einen Hebelarm 31 auf, der mit einem Betätigungsring 32
verbunden ist, der seinerseits durch ein Betätigungsglied 33
selektiv gedreht wird. Die Betätigungsglieder 33, die beispiels
weise hydraulisch arbeiten können, sind durch Ansätze 34 mit dem
Betätigungsring 32 derart verbunden, daß, wenn die Betätigungs
stäbe 36 verschoben werden, der Betätigungsring 32 innerhalb der
Verkleidung 23 gedreht wird. Diese Drehung bewirkt, daß sich die
Hebelarme 31 von den in Fig. 3 in ausgezogenen Linien ge
zeigten Stellungen, die die vollständig geöffneten Stellungen
der Schaufeln 29 sind, in die in gestrichelten Linien gezeigten
Stellungen bewegen, welches die Schließstellungen der Blockier
schaufeln sind und wobei benachbarte Schaufeln gegenseitig in
Eingriff stehen. Die Schaufeln 29 sind an ihren äußeren Enden
an den entsprechenden Hebelarmen durch eine Welle 37, die durch
ein Loch 38 in der Haut der Verkleidung 23 hindurchführt, und
eine Mutter 39 befestigt. Die Verbindung der Welle 37 mit dem
Hebelarm 31 muß selbstverständlich so geschehen, daß keine re
lative Drehbewegung auftreten kann, wie beispielsweise durch die
Verwendung eines Keiles oder dergleichen. Die Innenenden der
Blockierschaufeln 29 weisen eine kurze Spindel 41 auf, die
in eine Buchse 42 ragt, die ihrerseits in ein Loch 43 in dem
Triebwerksgehäuse 26 paßt. Am Ende der Spindel 41 ist ein Be
festigungsglied 44 angebracht.
Eine der Hauptverwendungen der Blockierschaufeln besteht in Luft
starts, wenn die Betriebsbedingungen so gelagert sind, daß keine
ausreichende Windmühlen-Drehzahl des Kompressors besteht, um einen Wieder
start in der Luft ohne Hilfen zu gestatten. Es sei angenommen, daß eine
Flammenlöschung in dem Triebwerk aufgetreten ist und ein Steuer
system, das von dem Piloten manuell betätigt werden oder auto
matisch ins Spiel kommen kann durch die Existenz gewisser Be
triebsbedingungen, die Betätigungsglieder so bewegen will, daß
die Blockierschaufeln vollständig geschlossen sind, wie es in
Fig. 3 gezeigt ist. Diese im wesentlichen vollständige Blockierung
der Bypass-Strömung vergrößert den Fanauslaßdruck, um
dadurch das Druckverhältnis über dem Kerntriebwerk zu erhöhen
und dadurch Turbojet-Windmühlen-Startbedingungen zu erzeugen.
Mit fortschreitendem Startvorgang können die Schaufeln geöffnet
werden und wenn das Triebwerk vollständig gestartet und eine
vorbestimmte Drehzahl erreicht hat, dann werden die Schaufeln
in die vollständig geöffnete Stellung gebracht, wie es durch die
ausgezogenen Linien in Fig. 3 gezeigt ist. Bei kleineren Be
triebsdrehzahlen, wie beispielsweise beim Leerlauf auf dem Boden,
werden die Blockierschaufeln in eine Zwischenstellung gebracht,
um so nur einen Teil der Bypass-Strömung zu sperren. Beispiels
weise können bei einem Bodenleerlauf die Schaufeln in eine
Stellung bewegt werden, in der sie den größten Teil der Bypass-
Strömung sperren würden. Diese Blockierung könnte zu einer üb
lichen Schubsenkung in der Größenordnung von 65% führen, wäh
rend wenigstens 10% Fanabriß-Grenze bestehen bleiben, wobei be
kanntlich eine vollständige Blockierung im Leerlauf einen Fanab
riß bewirken würde. Es ist allerdings bekannt, daß bei niedrigen
Drehzahlen ein Triebwerk kontinuierlich in einem vollen Fanabriß
zustand betrieben werden kann.
Weitere Vorteile auf Grund der Teilblockierung bei Leerlaufdreh
zahlen am Boden sind u. a. die Druckerhöhung der Verbraucher-
Ablaßluft, erhöhte Drucke an den Triebwerkssümpfen, um so die
Belastung zu verbessern und die Kohlenstoffdichtungen wirksamer
zu machen, und eine Erhöhung im Druck und der Temperatur der
Kompressorauslaßluft, um dadurch die Kohlenstoffmonoxid-Emissionen
aus dem Brenner zu verkleinern. Weiterhin könnten die Schaufeln
bei Abbremsungen teilweise geschlossen werden, um das negative
Schubverhalten zu verbessern, wie es bei der Landung erforder
lich sein könnte.
Die Steuerung der Betätigungsglieder 33 kann durch verschiedene
hydraulische, pneumatische oder elektronische Systeme erfolgen.
Ein derartiges System ist in Fig. 4 gezeigt, bei dem als eine
Funktion der Kerndrehzahl NC ein Plan oder Steuerprogramm 47
erzeugt wird, um einer Summierstelle 48 über die Leitung 49 ein
Signal zuzuführen, das die gewünschte oder Sollstellung B des
Betätigungsgliedes darstellt. Gleichzeitig wird von der Summier
stelle 48 von der Leitung 51 ein Signal von einem linearen va
riablen Verschiebungswandler 52 empfangen, das die tatsächliche
oder Iststellung des Betätigungskolbens 50 darstellt. Die zwei
Signale werden dann in der Summierstelle 48 summiert,
und das resultierende Signal fließt entlang der Leitung 53 zu
einer Summierstelle 54. Die Summierstelle kann dann das Signal
entlang der Leitung 56 einem Drehmomentmotor 57 zuführen, der
hydraulisch arbeitet, um den Betätigungskolben 50 in die ge
wünschte oder Sollstellung zu bewegen, die durch das Signal
auf der Leitung 49 angegeben wird.
Wie vorstehend bereits ausgeführt wurde, hat die Schließung der
Blockierschaufeln die Tendenz, die Fanabrißgrenze zu senken und
einen Rückdruck auf das Fan bis zu einem Grad auszuüben, das
am Fan oder am Gebläse ein Strömungsabriß auftritt. Demzufolge
ist es wünschenswert eine Vorsichtsmaßnahme in der Steuerschal
tung zu haben, so daß das Signal auf der Leitung 53 soweit begrenzt
ist, daß es nicht gestattet, daß der Drehmomentmotor das Betäti
gungsglied bis zu einem Punkt bewegt, wo ein Strömungsabriß am
Fan bzw. am Gebläse bewirkt werden würde. Deshalb ist ein Fühler
vorgesehen, um das Druckverhältnis
am Fanauslaß abzutasten,
und das resultierende Signal wird auf der Leitung 58 einer Sum
mierstelle 59 zugeführt. Gleichzeitig wird ein Bezugssignal, das
die gewünschte Fanabrißgrenze darstellt, auf der Leitung 61 der
Summierstelle 59 zugeführt, und die Ergebnisse der algebraischen
Summierung wird auf der Leitung 62 der Summierstelle 54 zugeführt,
um die erforderliche Begrenzungswirkung auszuüben, wie es vor
stehend beschrieben wurde.
Aus den Fig. 5a und 5b ist entnehmbar, daß der Leerlauf- oder
Standschub wesentlich gesenkt werden kann, wenn die Blockier
schaufeln von ihrer Öffnungs- in ihre vollständig geschlossene
Stellung gebracht werden. Es ist jedoch auch ersichtlich, daß,
wenn die Schaufeln vollständig oder nahezu geschlossen werden,
die Fanabrißgrenze auf null sinkt und ein Fanabriß auftritt.
Demzufolge wird unter Zugrundelegung des Kurvenbildes gemäß
Fig. 5b ein Signal abgeleitet, das auf der Basis der gewünsch
ten Fanabrißgrenze die Größe bzw. das Ausmaß der Fanblockierung
gemäß dem bestehenden Bypass-Verhältnis an dem Fanauslaßpunkt
begrenzt.
Unter Berücksichtigung der Wirkung, die die Blockierschaufeln
auf das Leistungsvermögen des Kerntriebwerkes unter Windmühl
bedingungen haben, zeigen Fig. 6a und 6b die Kerndrehzahl bzw.
das Kerndruckverhältnis, wenn die Schaufeln zwischen den Schließ-
und Öffnungsstellungen verstellt werden. Es wird deutlich, daß
die Differenz, die durch ein Schließen der Blockierschaufeln
entsteht, desto größer wird, je höher das Staudruckverhältnis
oder die Fluggeschwindigkeit wird. Aber selbst bei einem sehr
kleinen Staudruckverhältnis von 1,08 kann durch die Verwendung
der Blockierschaufeln die Kerndrehzahl um 2-3% und das Kern
druckverhältnis von 1,05 auf 1,08 erhöht werden. Diese Differenz
reicht aus, um einen Luftstart ohne Hilfe zu gestatten, der
anderenfalls nicht möglich sein könnte.
Wie bereits ausgeführt wurde, sollen bei einem Wiederstart in der Luft
die Blockierschaufeln vollständig geschlossen und wäh
rend des Leerlaufes am Boden teilweise geschlossen
zu haben. Es sei auch daran erinnert, daß eine Steuerung der
Schaufeln in die Triebwerkssteuerung integriert sein kann, um
ein verbessertes Schubverhalten zu erreichen. Demzufolge wird
es vorgezogen, daß das Steuerprogramm der Blockier
schaufeln so ist, daß die Schaufeln mit steigender Triebwerks
drehzahl graduell geöffnet werden. Da dies auch für
das Steuerprogramm der verstellbaren Leitschaufeln gilt,
ist es wünschenswert, daß das Steuerprogramm der
Blockierschaufeln auf das Steuerprogramm der Leit
schaufeln anspricht. Eine derartige Relation ist in dem
Kurvenbild gemäß Fig. 7 gezeigt, wo die Leitschau
feln über einem Bereich von 52° von der "geschlossenen" Stellung (relative Schließstellung) in die
"offene" Stellung (0°-Stellung) gesteuert werden, während die Blockierschau
feln über einen Bereich von 90° von der voll geschlossenen in
eine voll geöffnete Stellung gebracht werden, wenn die Kerndreh
zahl von 40 auf 75% der korrigierten Kerndrehzahl erhöht wird.
Eine derartige Wechselbeziehung zwischen den Steuerprogrammen
kann dadurch erhalten werden, daß eine mechanische Gestängean
ordnung zwischen dem Betätigungssystem der Leit
schaufeln und dem Betätigungssystem der Blockier
schaufeln vorgesehen wird. Ein Ausführungsbeispiel eines der
artigen mechanischen Gestänges ist in den Fig. 8, 9 und 10
gezeigt.
In Fig. 8 ist das mechanische Gestänge insgesamt bei 63 gezeigt,
das in einem Turbofan-Triebwerk mit einer sogenannten langen Ver
kleidung 66 eingebaut ist, die sich von dem Einlaß 67 vor dem Fan 68
bis zu einem Punkt an der Schubdüse 69 stromabwärts von der Kern
düse 71 erstreckt. Die Verkleidung 66 umgibt den Bypasskanal 72,
der seinerseits den strömungsmäßig in Reihe liegenden Kompressor
73, den Brenner 74, die Hochdruckturbine 76 und die Niederdruck
turbine 77 umgibt. Der Kompressor 73 weist Leitschaufeln 78
mit variabler Steigung und einen zugehörigen Drehmechanismus 79
auf, der an dem inneren Kerngehäuse 81 angeordnet ist. Der Dreh
mechanismus 79 kann einen von verschiedenen Bautypen besitzen,
wie beispielsweise ein in der US-PS 34 87 992 beschriebener
Mechanismus, zum selektiven Drehen der Schaufeln 78 gemäß einem
vorbestimmten Steuerprogramm.
Die mechanische Eingangsgröße in den Dreh
mechanismus 79 wird durch mehrere Wellen 82 gebildet, die sich von dem
Drehmechanismus 79 radial nach außen durch den Bypasskanal 72
hindurch und in die Verkleidung 66 hinein erstrecken, wo jede
Welle mit einem geraden Betätigungsglied 83 verbunden ist, das
gemäß einem vorbestimmten Steuerprogramm arbeitet.
Für eine genauere Beschreibung wird nun auf Fig. 9 eingegangen,
wo die Welle 82 in der Weise gezeigt ist, daß sie durch den
Bypasskanal 72 hindurchführt, wobei ihr Innenende durch die
innere Kanalwandung 86 des Innengehäuses 81 hindurchführt und
an dem Drehmechanismus 79 befestigt ist, der an dem Kerngehäuse
81 angebracht ist. Zwischen dem Innenende 84 der Welle und der
Wandung 86 ist eine Buchse 87 vorgesehen, um die Lage des Innen
endes 84 zu fixieren, während eine selektive Drehung der Welle 82
gestattet ist. An ihrem äußeren Ende 88 führt die Welle 82 durch
die äußere Kanalwandung 89 hindurch und ist darin durch eine
Kugelbuchse 91 drehbar befestigt. Ein Gabelkopf 92 verbindet das
Außenende 88 der Welle mit der Kolbenstange 93 des linearen
Betätigungsgliedes 83, um die Welle 82 in Abhängigkeit von der
linearen Bewegung der Kolbenstange 93 zu drehen.
An einer den Kompressor 73 umgebenden axialen Stelle sind zwi
schen der Gehäusewandung 86 und der Außenwand 89 des Kanals
mehrere in Umfangsrichtung beabstandete Blockierschaufeln 94
angeordnet, die jeweils an ihrem äußeren Ende durch einen Zap
fen 86, der durch die Kanalaußenwand 89 hindurchführt und durch
ein Befestigungsglied 97 befestigt ist, und an ihrem Innenende
durch einen Zapfen 98 gehalten ist, der in der Gehäusewand 86
durch geeignete Mittel befestigt ist, wie beispielsweise eine
Buchse oder ähnliches. Die Blockierschaufeln 94 sind mit einem
Betätigungsring 99 durch mehrere Hebelarme 101 in ähnlicher
Weise verbunden, wie es in Fig. 3 gezeigt ist. Statt jedoch
direkt durch das Betätigungsglied bewegt zu werden, wie es in
dem Ausführungsbeispiel gemäß Fig. 3 gezeigt ist, wird der Be
tätigungsring 99 bei einer Drehung der Welle 82 durch die Ge
stängeeinrichtung bewegt, die insgesamt bei 102 dargestellt ist.
Die Gestängeeinrichtung 102 umfaßt eine zweidimensionale Nocke 103,
die durch die Welle 82 sicher gehalten und um ihren Mittelpunkt
gedreht wird. Ein Nockenfolger 104, der an der Nocke 103 be
festigt ist, um sich innerhalb einer Rille 106 zu bewegen, wenn
sich die Nocke 103 dreht, ist an einem Winkelhebel 107 befestigt,
der an einem feststehenden Schwenkzapfen 108 drehbar befestigt
ist, welcher auf dem Kerngehäuse 81 angebracht ist. Das andere
Ende des Winkelhebels 107 ist an dem Betätigungsring 99 durch
ein Schleppglied 109 befestigt, das die Drehwegung des Winkel
hebels 107 auf dem Betätigungsring 99 überträgt, während es
die Axialbewegung des Winkelhebels 107 in bezug auf das Betäti
gungsglied 99 gestattet. Das Schleppglied 109 ist an seinem
einen Ende durch eine Kugelverbindung 111 mit dem Winkelhebel 107
und an seinem anderen Ende durch eine Kugelverbindung 110 mit
dem Betätigungsring 99 verbunden. Die Kugelverbindungen nehmen
axiale Bewegung auf, die notwendigerweise in dem Gestänge auf
tritt, wenn die Nocke 103 gedreht wird.
Für die Beschreibung der Arbeitsweise der Nocke 103 und des
Gestänges 102 wird auf die Fig. 7 und 10 verwiesen. Bei
Triebwerksdrehzahlen unterhalb 40% der korrigierten Kerndreh
zahl bewegen sich das Betätigungsglied 83 und die Welle 82 nicht,
und sowohl die Leitschaufeln 78 als auch die Blockier
schaufeln 94 bleiben in den Schließstellungen. Während dieser
Periode ist der Nockenfolger 104 im wesentlichen am Punkt S auf
der Nocke 103 angeordnet. Diese Position führt zu einer maximalen
Verstärkung des Triebwerkstartvermögens. Während des Betriebes
zwischen 40 und 75% der korrigierten Kerndrehzahl wird die Welle
82 durch das Betätigungsglied 83 gedreht und die variablen Sta
torschaufeln 78 werden gemäß dem in Fig. 7 gezeigten Steuerpro
gramm gedreht. Während das Triebwerk in diesem Bereich arbeitet,
folgt der Nockenfolge 104 der Nockenfolge N und bleibt zwischen
dem Punkt S und der Position, wie sie in der Rille 106 gezeigt
ist, so daß die Stellung der Blockierschaufeln 94 dem Steuerpro
gramm gemäß Fig. 7 folgt. Bei Betriebsdrehzahlen oberhalb 75%
der korrigierten Kerndrehzahl dreht sich die Welle 82 weiter,
so daß die Stellung der variablen Statorschaufeln 78 dem in
Fig. 7 gezeigten Steuerprogramm folgt, und die Nocke 103 dreht
sich derart, daß der Nockenfolger 104 der sogenannten "Maximal
leistungsfläche" folgt, die in Fig. 10 mit dem Buchstaben P be
zeichnet ist, so daß die Blockierschaufeln 94 in der vollstän
dig geöffneten Position bleiben, wie es in Fig. 7 angegeben ist.
Wenn das Triebwerk abgeschaltet ist, sind sowohl die Leit-
als auch die Blockierschaufeln in der Schließposition. Wenn das
Triebwerk startet, strömt mehr Luft durch das Kerntriebwerk, so
daß mehr Brennstoff eingespritzt werden kann, und dadurch wird
eine größere Beschleunigung bewirkt. Wenn die Kerndrehzahl
40% erreicht, beginnen die Blockierschaufeln zu öffnen und die Fan
auslaßluft beginnt in den Bypasskanal zu strömen. Wenn das Trieb
werk den Leerlauf- bzw. Standdrehzahlbereich erreicht, sind die
Blockierschaufeln etwa halb geöffnet, so daß die By
pass-Strömung und der daraus resultierende Schub auf einen ver
minderten Wert gehalten werden. Zusätzlich zur Verminderung des
Schubes bewirkt diese Verminderung der Bypass-Strömung einen
erhöhten Druck am Kompressor, um dadurch das Druckverhältnis des
Triebwerkes zu erhöhen. Dieses führt zu erwünschten Vergrößerungen
der Abzweigdrucke und Verkleinerungen der Brenneremissionen.
Wenn die Drehzahl dann erhöht wird, werden die Blockierschaufeln
weiter geöffnet, bis sie bei etwa 75% der korrigierten Kern
drehzahl ganz geöffnet sind und die volle Bypass-Strömung und
der volle Schub für den gesamten Betrieb oberhalb dieser Dreh
zahl erhalten wird. Wenn dann eine Flammenlöschung im Trieb
werk auftritt, fällt die Kerndrehzahl ab und die Blockierschau
feln schließen sich vollständig, um im wesentlichen die gesamte
Bypass-Strömung zu blockieren. Die daraus resultierende Druck
erhöhung am Kompressoreinlaß bewirkt, daß der Kompressor durch
den Windmühlen-Effekt auf eine ausreichende Drehzahl gebracht
wird, um einen Luftstart zu gestatten, und das Triebwerk be
schleunigt dann wieder, wobei sich die Blockierschaufeln gemäß
dem in Fig. 7 gezeigten Steuerprogramm öffnen.
Claims (1)
- Verfahren zum Betreiben eines Bypass-Turbofan- Triebwerks mit einem Kerntriebwerk, das einen Verdichter mit verstellbaren Leitschaufeln aufweist, und Blockierschaufeln in dem Bypass-Kanal zum Ableiten von Fan- Luft aus dem Bypass-Kanal zu dem Verdichter, dadurch gekennzeichnet, daß
- - die Blockierschaufeln über einen Bereich von 90° von ihrer Schließstellung in ihre Öffnungsstellung und die Leitschaufeln von ihrer Öffnungsstellung über einen Bereich von 52° in ihre relative Schließstellung bewegt werden können,
- - während des Anlaufens am Boden das Triebwerk zunächst auf 40% der korrigierten Kerntriebwerks- Wellendrehzahl beschleunigt wird, wobei die Blockierschaufeln geschlossen und die Leitschaufeln in ihrer relativen Schließstellung angeordnet werden,
- - bei weiterer Beschleunigung zwischen 40 und 75% der Kerntriebwerks-Wellendrehzahl die Blockierschaufeln graduell bis in ihre Öffnungsstellung bewegt und die Leitschaufeln teilweise geöffnet werden und schließlich bei 100% Kerntriebwerks-Wellendrehzahl ihre Öffnungsstellung erreichen;
- - wobei für einen Wiederstart des Kerntriebwerks im Fluge die Blockierschaufeln vollständig geschlossen und die Leitschaufeln in ihre relative Schließstellung bewegt werden.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US05/973,766 US4292802A (en) | 1978-12-27 | 1978-12-27 | Method and apparatus for increasing compressor inlet pressure |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2951962A1 DE2951962A1 (de) | 1980-07-17 |
DE2951962C2 true DE2951962C2 (de) | 1992-07-09 |
Family
ID=25521204
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19792951962 Granted DE2951962A1 (de) | 1978-12-27 | 1979-12-22 | Verfahren und vorrichtung zur vergroesserung des kompressoreinlassdruckes |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4292802A (de) |
JP (1) | JPS55104532A (de) |
DE (1) | DE2951962A1 (de) |
FR (1) | FR2445439B1 (de) |
GB (1) | GB2038947B (de) |
IT (1) | IT1126668B (de) |
Families Citing this family (55)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4569199A (en) * | 1982-09-29 | 1986-02-11 | The Boeing Company | Turboprop engine and method of operating the same |
US4461145A (en) * | 1982-10-08 | 1984-07-24 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Stall elimination and restart enhancement device |
US5417055A (en) * | 1988-06-28 | 1995-05-23 | Rolls-Royce Plc | Valve for diverting fluid flows in turbomachines |
US5305599A (en) * | 1991-04-10 | 1994-04-26 | General Electric Company | Pressure-ratio control of gas turbine engine |
US5259187A (en) * | 1993-02-05 | 1993-11-09 | General Electric Company | Method of operating an aircraft bypass turbofan engine having variable fan outlet guide vanes |
US6272838B1 (en) * | 1999-02-25 | 2001-08-14 | Alliedsignal, Inc. | Method and apparatus for controlling the inlet duct leading to an auxiliary power unit |
US6174130B1 (en) * | 1999-06-30 | 2001-01-16 | General Electric Company | Movable shaft assembly |
JP4599652B2 (ja) * | 2000-04-17 | 2010-12-15 | 株式会社Ihi | ジェットエンジンの制御方法及び制御装置 |
US6471469B2 (en) | 2000-11-30 | 2002-10-29 | General Electric Company | Methods and apparatus for sealing gas turbine engine variable nozzles |
US7733818B2 (en) | 2000-12-22 | 2010-06-08 | Terahop Networks, Inc. | Intelligent node communication using network formation messages in a mobile Ad hoc network |
US6471471B1 (en) | 2001-04-04 | 2002-10-29 | General Electric Company | Methods and apparatus for adjusting gas turbine engine variable vanes |
US6786036B2 (en) * | 2001-04-27 | 2004-09-07 | Matthew Scott Kight | Bimodal fan, heat exchanger and bypass air supercharging for piston or rotary driven turbine |
US6682299B2 (en) | 2001-11-15 | 2004-01-27 | General Electric Company | Variable stator vane support arrangement |
US6658854B2 (en) | 2002-02-01 | 2003-12-09 | General Electric Co. | Methods and apparatus for retaining gas turbine engine nozzle basesheets |
US6745570B2 (en) | 2002-02-01 | 2004-06-08 | General Electric Co. | Methods and apparatus for sealing gas turbine engine nozzles using a flap system |
US6742324B2 (en) * | 2002-09-13 | 2004-06-01 | General Electric Company | Methods and apparatus for supporting variable bypass valve systems |
US7188481B2 (en) * | 2002-10-30 | 2007-03-13 | Honeywell International Inc. | Adjustable damper actuator |
GB0314123D0 (en) * | 2003-06-18 | 2003-07-23 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine |
EP1505263A1 (de) * | 2003-08-08 | 2005-02-09 | Siemens Aktiengesellschaft | Abströmleiteinrichtung im Diffusor einer Strömungsmaschine und Verfahren zur Strömungsablenkung |
US7302793B2 (en) * | 2003-10-29 | 2007-12-04 | General Electric Company | Methods and apparatus to reduce turbine engine nozzle basesheet stresses |
US7097421B2 (en) * | 2004-10-08 | 2006-08-29 | United Technologies Corporation | Vernier duct blocker |
US7861533B2 (en) | 2006-04-21 | 2011-01-04 | Pratt & Whitney Canada Corp | Relighting a turbofan engine |
WO2008045068A1 (en) | 2006-10-12 | 2008-04-17 | United Technologies Corporation | Turbofan engine with variable area fan nozzle and low spool generator for emergency power generation and method for providing emergency power. |
US9328666B2 (en) * | 2006-10-12 | 2016-05-03 | United Technologies Corporation | Variable area nozzle assisted gas turbine engine restarting |
US8313280B2 (en) * | 2006-10-12 | 2012-11-20 | United Technologies Corporation | Method and device to avoid turbo instability in a gas turbine engine |
US8347633B2 (en) * | 2007-07-27 | 2013-01-08 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with variable geometry fan exit guide vane system |
US8459035B2 (en) | 2007-07-27 | 2013-06-11 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with low fan pressure ratio |
US8511058B2 (en) * | 2007-11-29 | 2013-08-20 | United Technologies Corporation | Convertible gas turbine propulsion system |
FR2936556B1 (fr) * | 2008-09-30 | 2015-07-24 | Snecma | Systeme de commande d'equipements a geometrie variable d'une turbomachine, notamment par guignols. |
FR2936559B1 (fr) * | 2008-09-30 | 2013-11-22 | Snecma | Systeme de commande d'equipements a geometrie variable d'une turbomachine faisant partie de corps differents. |
FR2936561B1 (fr) * | 2008-09-30 | 2018-10-26 | Safran Aircraft Engines | Systeme de commande d'au moins deux equipements a geometrie variable d'un moteur a turbine a gaz, notamment par mecanisme a came |
FR2936558B1 (fr) * | 2008-09-30 | 2016-11-11 | Snecma | Systeme de commande d'equipements a geometrie variable d'un moteur a turbine a gaz comportant notamment une liaison a barillet. |
FR2936560B1 (fr) * | 2008-09-30 | 2014-06-27 | Snecma | Systeme de commande d'au moins deux equipements a geometrie variable d'un moteur a turbine a gaz, notamment par cremaillere |
FR2936565B1 (fr) | 2008-09-30 | 2015-07-24 | Snecma | Systeme de commande d'equipements a geometrie variable d'une turbomachine notamment, par guignols articules. |
FR2936557B1 (fr) * | 2008-09-30 | 2017-04-21 | Snecma | Systeme de commande d'equipements a geometrie variable d'un moteur a turbine a gaz comportant notamment une liaison par pistes de guidage. |
US8084982B2 (en) | 2008-11-18 | 2011-12-27 | Honeywell International Inc. | HVAC actuator with output torque compensation |
US8961114B2 (en) * | 2010-11-22 | 2015-02-24 | General Electric Company | Integrated variable geometry flow restrictor and heat exchanger |
US20130174534A1 (en) * | 2012-01-05 | 2013-07-11 | General Electric Company | System and device for controlling fluid flow through a gas turbine exhaust |
US20130192195A1 (en) * | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Eric J. Wehmeier | Gas turbine engine with compressor inlet guide vane positioned for starting |
US9062603B2 (en) * | 2012-06-20 | 2015-06-23 | United Technologies Corporation | Four bar drive mechanism for bleed system |
FR2994452B1 (fr) * | 2012-08-09 | 2016-12-23 | Snecma | Turbomachine comportant une pluralite d'aubes radiales fixes montees en amont de la soufflante |
US20140137538A1 (en) * | 2012-11-16 | 2014-05-22 | United Technologies Corporation | Fast Response Bypass Engine |
ZA201309530B (en) * | 2012-12-21 | 2014-07-30 | Elta Group Africa (Pty) Ltd | Axial flow fan construction |
US10060316B2 (en) | 2015-06-29 | 2018-08-28 | General Electric Company | Power generation system exhaust cooling |
US10215070B2 (en) * | 2015-06-29 | 2019-02-26 | General Electric Company | Power generation system exhaust cooling |
US10030558B2 (en) | 2015-06-29 | 2018-07-24 | General Electric Company | Power generation system exhaust cooling |
US20160376909A1 (en) * | 2015-06-29 | 2016-12-29 | General Electric Company | Power generation system exhaust cooling |
US20170058831A1 (en) * | 2015-08-27 | 2017-03-02 | William Barry Bryan | Gas turbine engine having radially-split inlet guide vanes |
US11391298B2 (en) * | 2015-10-07 | 2022-07-19 | General Electric Company | Engine having variable pitch outlet guide vanes |
US10316759B2 (en) | 2016-05-31 | 2019-06-11 | General Electric Company | Power generation system exhaust cooling |
US20180149114A1 (en) * | 2016-11-30 | 2018-05-31 | Sikorsky Aircraft Corporation | Low infrared signature exhaust through active film cooling active mixing and acitve vane rotation |
US10619649B2 (en) * | 2017-04-04 | 2020-04-14 | United Technologies Corporation | Bellcrank assembly for gas turbine engine and method |
US10174763B1 (en) * | 2018-08-02 | 2019-01-08 | Florida Turbine Technologies, Inc | Variable pitch fan for gas turbine engine |
US11286865B2 (en) * | 2018-09-14 | 2022-03-29 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Gas turbine engine with variable pitch fan and variable pitch compressor geometry |
CN110685817A (zh) * | 2019-10-11 | 2020-01-14 | 上海朝临动力科技有限公司 | 涡扇发动机及航空器 |
Family Cites Families (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB757981A (en) * | 1952-02-06 | 1956-09-26 | Rolls Royce | Improvements in or relating to gas turbine engines |
US3060680A (en) * | 1957-12-30 | 1962-10-30 | Rolls Royce | By-pass gas-turbine engine and control therefor |
FR1218064A (fr) * | 1957-12-30 | 1960-05-09 | Rolls Royce | Perfectionnements aux moteurs à turbine à gaz |
US2934895A (en) * | 1958-09-15 | 1960-05-03 | Curtiss Wright Corp | Dual cycle engine distributor construction |
US3514952A (en) * | 1964-07-01 | 1970-06-02 | Us Air Force | Variable bypass turbofan engine |
FR1535872A (fr) * | 1966-12-22 | 1968-08-09 | Gen Electric | Système de commande pour compresseurs à écoulement axial en particulier pour les moteurs à turbines à gaz |
US3472027A (en) * | 1966-12-22 | 1969-10-14 | Gen Electric | Control systems for axial flow compressors particularly adapted for use in gas turbine engines |
FR2094662A5 (de) * | 1970-06-29 | 1972-02-04 | Szydlowski Joseph | |
US3779665A (en) * | 1972-09-22 | 1973-12-18 | Gen Electric | Combined variable angle stator and windmill control system |
CA1020365A (en) * | 1974-02-25 | 1977-11-08 | James E. Johnson | Modulating bypass variable cycle turbofan engine |
JPS5226563B2 (de) * | 1974-03-30 | 1977-07-14 | ||
US3932058A (en) * | 1974-06-07 | 1976-01-13 | United Technologies Corporation | Control system for variable pitch fan propulsor |
US4043121A (en) * | 1975-01-02 | 1977-08-23 | General Electric Company | Two-spool variable cycle engine |
US4069661A (en) * | 1975-06-02 | 1978-01-24 | The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration | Variable mixer propulsion cycle |
US4062185A (en) * | 1976-05-13 | 1977-12-13 | General Electric Company | Method and apparatus for windmill starts in gas turbine engines |
US4060981A (en) * | 1976-06-01 | 1977-12-06 | General Electric Company | Diverter valve for coannular flows |
US4175384A (en) * | 1977-08-02 | 1979-11-27 | General Electric Company | Individual bypass injector valves for a double bypass variable cycle turbofan engine |
DE2745131A1 (de) * | 1977-10-07 | 1979-04-12 | Motoren Turbinen Union | Kombinationsgasturbinentriebwerk fuer fluggeraete mit v/stol eigenschaften |
-
1978
- 1978-12-27 US US05/973,766 patent/US4292802A/en not_active Expired - Lifetime
-
1979
- 1979-09-27 GB GB7933575A patent/GB2038947B/en not_active Expired
- 1979-12-21 IT IT28331/79A patent/IT1126668B/it active
- 1979-12-22 DE DE19792951962 patent/DE2951962A1/de active Granted
- 1979-12-26 FR FR7931676A patent/FR2445439B1/fr not_active Expired
- 1979-12-27 JP JP16949879A patent/JPS55104532A/ja active Pending
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JPS55104532A (en) | 1980-08-11 |
GB2038947A (en) | 1980-07-30 |
DE2951962A1 (de) | 1980-07-17 |
FR2445439A1 (fr) | 1980-07-25 |
FR2445439B1 (fr) | 1986-03-21 |
US4292802A (en) | 1981-10-06 |
IT1126668B (it) | 1986-05-21 |
IT7928331A0 (it) | 1979-12-21 |
GB2038947B (en) | 1983-02-09 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2951962C2 (de) | ||
DE2951963C2 (de) | ||
DE2626405C2 (de) | ||
DE2626406C2 (de) | Gasturbinentriebwerk mit variablem Zyklus | |
DE2813667C2 (de) | ||
DE2831802C2 (de) | ||
EP3098426B1 (de) | Adaptives flugzeugtriebwerk | |
DE3909050C1 (de) | ||
DE60312817T2 (de) | Turbofandüse und Geräuschminderungsverfahren in einer solchen Düse | |
DE2721165A1 (de) | Verfahren und vorrichtung fuer den luftstart eines turbofan-triebwerks | |
DE2721167A1 (de) | Verfahren und vorrichtung fuer den luftstart eines turbofan-triebwerks | |
DE3223201A1 (de) | Verbundtriebwerk | |
EP3306066A1 (de) | Turbofan-triebwerk für ein ziviles überschallflugzeug | |
EP0337272A1 (de) | Propfan-Turbotriebwerk | |
DE2448901A1 (de) | Schaufelanstellungs- bzw. -neigungsvariables geblaese fuer gasturbinentriebwerke | |
DE2454054A1 (de) | Innentriebwerk bzw. gasgenerator fuer gasturbinentriebwerke | |
DE3720578C2 (de) | Gasturbinen-Mantelstrom-Triebwerk mit veränderbarem Nebenstromverhältnis | |
DE102018222162A1 (de) | Belüftungs- und Löschvorrichtung für ein Gasturbinentriebwerk | |
DE2121069A1 (de) | Gasturbinentriebwerk mit Kuhlsystem | |
DE3611804A1 (de) | Luftsteuereinrichtung | |
DE1526821A1 (de) | Konvergente-divergente Strahltriebwerksaustrittsduese | |
DE102021202106A1 (de) | Düsenabgassystem mit variabler fläche mit integriertem schubumkehrer | |
DE2122762A1 (de) | Gasturbinentriebwerk | |
DE60013050T2 (de) | Mantelgebläse-Gasturbinentriebwerk | |
DE2557735A1 (de) | Doppelwellentriebwerk mit variablem arbeitszyklus |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
8120 | Willingness to grant licences paragraph 23 | ||
D2 | Grant after examination | ||
8328 | Change in the person/name/address of the agent |
Free format text: VOIGT, R., DIPL.-ING., PAT.-ANW., 6232 BAD SODEN |
|
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |