DE3107496A1 - Blaesertriebwerk, insbesondere den stroemungswiderstand vermindernde triebwerksgondel - Google Patents

Blaesertriebwerk, insbesondere den stroemungswiderstand vermindernde triebwerksgondel

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Description

BESCHREIBUNG
Die Erfindung betrifft einen Triebwerksgondel- und Nebenstromkanalaufbau für flügelbefestigte Gas-Bypass-Flugzeugtriebwerke.
Es ist an sich bekannt, daß Aufi^cAebskräfte mittels eines Flugzeugflügels während des Fluges au||frund von Diruckunterschieden erzeugt werden, die über die Flügeiplattform bzw. die Flügelflächen wirken. Wenn der Flügel dtjrch ein Luftvolumen hindurchgeht, wird ein relativ hoher Luftäfiick unter dem Flügel und ein relativ niedriger Luftdruck übe* dem. Flügel erzeugt. Im allgemeinen ist der mittels des Flügels erzeugte Auftrieb umso größer, je größer der Druckunterschied zwischen der oberen Oberfläche und der unteren OberflScfee des Flügels ist. Es ist auch an sich bekannt, daß dann* weni^ das Flugzeug steiler gewinkelt ist, der Anstellwinkel de3flügeis erhöht wird, und die Druckunterschiede sowie der Auftrieb werden entsprechend erhöht. Ungünstigerweise hat eine Erhöhung des Anstellwinkels auch eine entsprechende Wirkung auf den vom Flügel erzeugten aerodynamischen Strömungswiderstand. Da der Anstellwinkel des Flügels zum Erzeugen eines größeren,Auftriebs erhöht wird, bildet die Projektion des Flügels eine größere Frontalfläche, die eine Erhöhung des Strömungswiderstands verursacht.
Wenn ein Flugzeug mit UnterschailgesJEhwiftdigkeiten fliegt, bewirkt ein unterhalb des Flügels des Flugzeugs angeordnetes Triebwerk, daß die lokalen Drücke an der Flügelunterseite niedriger sind, als sie unter dem gleichen Flügel ohne das Trieb-
werk sein würden. Die lokale Verminderung des Drucks auf der Unterseite hat einen verninderten Druckunterschied zur Folge und vermindert den Flügelauftrieb bei einem gegebenen Anstellwinkel. Da ein gegebenes Flugzeug einen festen Betrag an Auftrieb erfordert, damit die Höhe bei einer gegebenen Reisegeschwindigkeit aufrechterhalten wird, muß der Anstellwinkel des Flügels erhöht werden, damit derjenige Betrag an Auftrieb wiedergewonnen wird, der aufgrund des Vorhandenseins der Triebwerksgondel verloren geht* Wie erwartet, verursacht dieae Erhöhung des Anstellwinkels, die erforderlich ist, um den Auftriebsverlust auszugleichen, welcher durch das Triebwerk verursacht worden ist, eine weitere Erhöhung des aerodynamischen Strömungswiderstands. In der Fachsprache wird dieser Strömungswiderstand, der durch das Vorhandensein der Triebwerksgondel unter dem Flügel erzeugt wird, als "Interferenz -Strömungswiderstand" (interference drag) bezeichnet.
Eine Analyse des Interferenzströmungswiderstands hat gezeigt, daß unterschiedliche Triebwerksgondelformen einen gleichartigen oder identischen isolierten Strömungswiderstand durch diese Triebwerksgondelformen selbst in einem Luftstrom haben können, daß sie aber sehr unterschiedliche Wirkungen auf eine Druckverteilung am Flügel haben und infolgedessen sich in weitem Umfang unterscheidende Beträge an Interferenz-Strömungswiderstand erzeugen. Eine weitere Analyse wurde hinsichtlich des Verstehens dieser Unterschiede und der Ursachen dieses Interferenz-Strömungswiderstands durchgeführt. Die Ergebnisse dieser Analyse zeigen, daß Bemühungen auf die Minimalisierung der Wirkung der Triebwerksgebläseauslaßsysteme auf die Druckverteilung am Flügel zu dem Zweck unternommen werden sollten, um den Interferenz-Strömungswiderstand zu vermindern.
Kurz zusammengefaßt wird in einer Ausführungs form der vorliegenden Erfindung der Aufbau der Triebwerksgondel und des Nebenstromkanals zum Zwecke des Umleitens bzw. des erneuten Führens der Nebenstromauslaßluft abgewandelt, so daß deren Einfluß auf die Drücke auf der Unterseite des Flügels minimalisiert wird.
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Erstens wird das innere Profil des Nebenstromkanals an dessen hinterem Ende radial nach einwärts gekrümmt, und zwar zum Zwekke des physischen Wendens der Nebenströmung radial nach einwärts und von der Unterseite des Flügels weg. Zweitens wird eine Düseneinschnürung innerhalb des Nebengtromkanals in einer stromaufwärtigeren Position bezüglich der vorherigen Praxis ausgebildet. Die Einschnürung wird stromaufwärts an einer speziellen Stelle angeordnet derart, daß ein Druck am Ausgang des Nebenstromkanals erzielt wird, der dem außenseitigen Luftdruck eng angepaßt 1st, so daß der ausgestoßene Luftstrom nicht expandiert und in der Richtung des Flügels strömt. Drittens wird der äußere Durchmesser eines Teils der Triebwerksgondel, welcher unmittelbar stromabwärts vom Ausgang des Nebenstromkanals angeordnet ist, im Durchmesser vermindert und radial nach einwärts gekrümmt, so daß ein Strömungsbereich für den Auslaßstrom an einer Stelle erzielt wird, die von dem Flügel des Flugzeugs weiter entfernt ist.
Die Erfindung sei nachstehend unter Bezugnahme auf die Figuren 1 bis 5 der Zeichnung anhand einer besonders bevorzugten Ausführungsform näher erläutert? ee zeigen:
Figur 1 eine Aufrißansicht eines flügelbefestigten Bypass-Triebwerks nach dem Stande der Technik und dessen zugehörigen Strömungsverlauf der Auslaßströmung;
Figur 2 eine Kurvendarstellung des lokalen statischen Luftdrucks P in Abhängigkeit von der Querschnittsfläche A in einer Düse oder einem kanalisierten Strömungsweg;
Figur 3 eine Ansicht eines Gas-Bypass-Trlebwerks nach dem Stande der Technik, teilweise im Querschnitt dargestellt, wobei Teile weggebrochen sindf und den Strömungsverlauf der Gebläseluft-Nebenströmung des Triebwerks;
Figur 4 eine Ansicht eines Turbofan-Gastriebwerks, welches gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist, und zwar
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teilweise im Querschnitt, wobei Teile weggebrochen sind, sowie den Strömungsverlauf der Gebläseluft-Nebenströmung des Triebwerks; und
Figur 5 eine Querschnittsansicht des in Figur 3 gezeigten Gas-Bypass-Triebwerks, überlagert mit einem gestrichelt gezeichneten Umriß des Gas-Bypass-Triebwerks der Figur 4, das gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist.
Es sei zunächst auf Figur 1 Bezug genommen, in der ein konventionelles, am Flügel befestigtes Turbofan-Gastriebwerk 10 gezeigt ist, das mittels eines Pylons 12 an einem Flugzeugflügel 14 aufgehängt ist. Ein Flugzeug mit der in Figur 1 gezeigten Triebwerks- und Flügelanordnung ist für Unterschallbetrieb ausgelegt. Das Triebwerk 10 ist ein typis ches Turbofan-Flugzeugtriebwerk mit hohem Bypass-Verhältnis,das eine äußere Abdeckung oder Triebwerksgondel 15 hat, die eine Bläserverkleidung 16 von relativ großem Radius in ihrem stromaufwärtigen oder vorderen Teil und eine Kernverkleidung 18 mit relativ kleinerem Radius in ihrem stromabwärtigen oder hinteren Bereich umfaßt. Die Gebläseverkleidung 16 bedeckt einen Gebläseabschnitt des Triebwerks, in dem sich drehende Gebläseflügel ein großes Volumen von Luft in Richtung nach hinten beschleunigen. Etwas von dieser Luft, die mittels des Bläsers beschleunigt worden ist, wird im Nebenschluß zu einem Turbinenabschnitt des Triebwerks geführt und von einem hinteren Abschnitt der Gebläseabdeckung 16 aus in den Bereich ausgestoßen, welcher die Kernabdeckung 18 radial umgibt. Der übrige Teil der Gebläseluft wird am Einlaß 17 in den Turbinenabschnitt des Triebwerks gezogen, wo er für den Verbrennungsprozeß zum Erzeugen von Turbinen leistung verwendet wird. Nach dem Hindurchströmen durch die Turbine werden Gase, die durch den Verbrennungeprozeß entstehen, weiter stromabwärts am hinteren Ende 19 der Kernabdeckung ΐ8 ausgestoßen.
Eine Analyse hat gezeigt, daß es wenigstens drei Hauptfaktoren gibt, welche die gegenseitige Wechselwirkung zwischen äußerer UnterschalluftströHiung in der Nähe der unteren Oberfläche des
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Flügels 14 und der überächalluftströmung, die aus dem hinteren Ende der Gebläseabdeckung 16 ausgestoßen wird, beeinflussen. Ein erster Faktor ist, wie unter erneuter Bezugnahme auf Figur 1 dargelegt sei, der minimale physische Abstand zwischen der unteren Oberfläche des Flügels und der Linie, die als teilende Stromlinie 22 bezeichnet wird; dieser Abstand ist allgemein mit einem Pfeil 20 bezeichnet. Die teilende Stromlinie ist eine Grenze zwischen der Gebläseluftströmung, welche aus der Gebläseverkleidung 16 ausgestoßen wird, und der darum herum befindlichen ümgebungs luftströmung, die um |lie Außenseite der Gebläseabdeckung 16 herum verläuft. Diese teilende Stromlinie wird in •-ν der Fachsprache auch als eine "Sch lupf linie" bezeichnet und ist durch die wellige Linie 22 in ihrer normalen Position während der Reiseflugbedingungen dargestellt.
Ein zweiter Faktor ist das Gesamtdruckverhältnis der Gebläseluftströmung, welche aus der Gebläseverkleidung austritt bezüglich des Ümgebungsluftdrucks (Pm/g-ui« /po^* ^er Aus^ruck PT/Gebl" repräsentiert den Staudrück des ausgestoßenen Cofa läseluftstroms, und P repräsentiert den umgebenden statischen Luftdruck.
Ein dritter Faktor ist die Mach-Zahl der Ümgebungsluftströmung, die außen um die Gebläseverkleidung 16 herum verläuft.
Die Strömung von Umgebungsluft zwischen der unteren Oberfläche des Flügels 14 und der teilenden Stromlinie 22 ist in gewisser Hinsicht der Strömung von Luft durch einen Kanal von variierendem Querschnittsbereich gleichartig. Dieser sich ändernde Querschnittsbereich erzeugt einen "Kanalisierungs"-Effekt auf die Ümgebungsluft, welche zwischen dem Triebwerk und dem Flügel strömt, der dem durch eine Düse bewirkten Effekt gleichartig ist. Es sei nun auf Figur 2 Bezug genommen, in der eine Änderung des lokalen statischen Drucks (P_/P,v) in einem Kanal oder einer
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Düse in Abhängigkeit von der Strömungsquerschnittfläche dargestellt ist, welche den Querschnittsbereich zwischen der unteren Oberfläche des Flügels und der teilenden Stromlinie 22
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in Figur 1 approximiert. Zur Erläuterung der Figur 2 sei darauf
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hingewiesen, daß A der lokale Querschnittsbereich ist, A ist eine Bezugseinschnürung oder der minimale Bereich bzw. die minimale Fläche dieses ^Kanals" zwischen dem Flügel und dem Triebwerk, P ist der lokale statische Druck, und P. ist der Staudruck für eine gegebene Strömung. Sowohl A als auch P sind Konstanten für eine gegebene Strömungsrate durch den Kanal. Die Kurve zeigt, daß dann, wenn die Strömung stromabwärts von der Einschnürung (A ) eine Unterschallströmung ist (M <1,0), eine Abnahme des Kanalbe,reichs bzw. der Kanalfläche eine Abnahme des lokalen statischen Drucks (P ) bewirkt, und daß dann, wenn die stromaufwärtige Strömung eine Uberschallströmung ist (M > 1,0), eine Zunahme des Kanalbereichs bzw. der Kanalfläche eine weitere Abnahme des statischen Drucks bewirkt. Dieses Verhalten ist typisch für eine Luftströmung durch eine Düse und ist an sich im Flujgwesen und in der Mechanik bekannt. Das wichtige Merkmal diesejr physikalischen Erscheinung besteht darin, daß ein kanalisierter Bereich bzw. eine kanalisierte Fläche oder eine Düse eine schnelle Abnahme des lokalen statischen Drucks (P ) erzeugt, wenn die Luftströmung vom Unterschallbereich (M < 1,0) zum Überschallbereich (M>1,0) übergeht. Das tritt zwischen einem Flugzeugflügel und einem Flugzeugtriebwerk auf. Wenn der statische Druck wegen diesen Düseneffekts im Bereich unterhalb eines Flugzeugflügels abfällt, dann wird eine nachteilige Wirkung auf den Flügelauftrieb hervorgerufen.
Es sei unter erneuter Bezugnahme auf Figur 1 darauf hingewiesen, daß sich die Strömung zwischen der unteren Oberfläche des Flügels 14 und der teilenden Stromlinie 22 in einer Weise verhält, die sehr ähnlich der Strömung durch einen Kanal variierender Fläche ist, wie oben beschrieben. Es läßt sich leicht erkennen, daß der Abstand zwischen der unteren Oberfläche des Flügels und der teilenden Stromlinie 22, wenn man an der Vorderkante des Flügels 14 beginnt, bis zu einem Minimalwert an einer gewissen axialen Stelle hinter der Flügelvorderkante abnimmt, wie allgemein bei dem Pfeil 20 in Figur 1 gezeigt ist. Das Vorhandensein der Triebwerksgondel 15 und die hintere , teilende Stromli-
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nie in der Nähe der Unterseite des Flügels 14 erzeugen diesen "Kanal" oder diese "Düse" mit einer Einschnürung an der Stelle des Pfeils 20. Die Größe der Druckverminderung und die Größe des Auftriebsverlusts für das Flugzeug ist eine Funktion der Position der Triebwerksgondel und der Position der teilenden Stromlinie 22 des Gebläsestrahls relativ zu dem Flügel 14. Je mehr die Stromlinie 22 "ausschwillt* und sich der unteren Flüge loberf lache nähert, umso größer ijpt die Verminderung der Fläche zwischen dem Flügel 14 und dfer teilenden Stromlinie 22, und infolgedessen ist der Luft&ffUpk unter dem Flügel 14 umso niedriger. Wenn die Position de?. Triebwerks gondel festgelegt ^ ist, muß die Position der Gebläsestrahl-Teilungsstromlinie 22 verändert werden, um den Auftriebsviürlust zu vermindern, so daß das Flugzeug einen geringeren Anstellwinkel halten kann und der entsprechende hervorgerufene aerodynamische Strömungswiderstand vermindert wird.
Es gibt wenigstens drei Faktoren, die von Triebwerksbauern verändert werden können und eine Wirkung auf die Form der Gebläsestrahl-Teilungsstromlinie 22 haben. Das sind der Druck der ausgestoßenen Gebläseluft, die Form der Hinterkante der Gebläseabdeckung 16 und die Form der äußeren Oberfläche der Kernabdekkung 18.
Γ*- Es sei nun auf Figur 3 Bezug genommen, in der ein Teil der Hinterkante der Gebläse abdeckung 16 und ein Teil· der Kernabdeckung 18 zum Zwecke der Erläuterung des Einflusses dieser drei Faktoren auf die Gebläsestrahl-Teilungsstromlinie 22 gezeigt sind. Der Zwischenraum zwischen dem hinteren Teil der Gebläseabdeckung 16 und einem vorderen Teil der Kernabdeckung 18 wird als Nebenstromkanal bezeichnet. Der Nebenstromkanal umschließt den Weg, der von der Gebläseluft durchlaufen wird, welche im Nebenstrom zum Turbinenabschnitt des Triebwerks strömt. Die Linien, die vom Nebenstromkanal an der hinteren Spitze der Gebläseabdeckung 16 projiziert werden, sind zu dem Zweck vorgesehen, um die Einflüsse des anfänglichen Ausstoßwinkels, der in Figur 3 bei 26 dargestellt ist, und das stati-
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sehe Druckverhältnis am Austritt auf die Form der TeilungsStromlinie 22 zu zeigen. Es läßt sich aus der Zeichnung leicht ersehen, daß, je größer der anfängliche Ausstoßwinkel 26 ist, umso größer der maximale Durchmesser der Teilungsstromlinie ist. In entsprechender Weise gilt, je höher das statische Druckverhältnis P„/PÄ (statischer Druck am Ausgang/statischer Druck
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außerhalb der Gebläseabdeckung) am Ausgang ist, umso größer ist der maximale Durchmesser der Teilungsstromlinie. Der Druck (P ) am Ausgang beeinflußt die Teilungsstromlinie, weil Gas, das mit einem höheren Druck austritt, eine größere Tendenz hat, radial nach auswärts in die umgebende Luftströmung zu expandieren.
Schließlich gilt, je größer der Radius der Kernabdeckung 18 relativ zu der Triebwerksmittellinie ist, umso mehr drückt die Kernabdeckung physisch bzw. physikalisch die Nebenströmung radial nach auswärts, wodurch der maximale Durchmesser der Teilungsstromlinie erhöht wird. Da eine Erhöhung des maximalen Durchmessers der Teilungsstromlinie 22 die Strömungsfläche zwischen der unteren Oberfläche des Flügels und der Stromlinie 22 vermindert, wird der Druck unterhalb der Flügeloberfläche vermindert, und es ergibt sich ein hervorgerufener nachteiliger Strömungwiderstand, wie weiter oben erläutert. Jede Veränderung des Aufbaus der Gebläseabdeckung 16, des Nebenstromkanals 24 und der Kernabdeckung 18, durch die der maximale Durchmesser der Teilungsstromlinie 22 vermindert wird, hat eine entsprechende vorteilhafte Wirkung auf den Flügelauftrieb, wodurch der hervorgerufene Strömungswiderstand vermindert wird. Das ist das Ziel der vorliegenden Erfindung.
Es sei nun auf Figur 4 Bezug genommen, in der eine Querschnittsansicht eines Turbofan-Triebwerks 10 gezeigt ist, die eine Ausführungsform der vorliegenden Erfindung beinhaltet. Gemäß der Erfindung werden drei gesonderte bauliche Merkmale angewandt, welche das Nebenstrom-Luftausstoßsystem des Triebwerks verbessern, so daß der maximale Radius der Teilungsstromlinie 22 und infolgedessen der Strömungswiderstand vermindert werden. Als
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erstes wird die Hinterkante der inneren Oberfläche der Gebläseabdeckung 16, welche die äußere Oberfläche des hinteren Endes des Nebenstronikanals 24 bildet, umgeformt, so daß der stromabwärtige Teil 2 8 der Gebläseabdeckung radial nach einwärts gekrümmt ist, und zwar zu dem Zweck, die Bläserschubströmung radial nach einwärts mit Bezug auf die Mittellinie des Triebwerks zu richten. In der in Figur 4 gezeigten Ausführungsform ist der stromabwärtige Teil 28 von einer Position aus, die gegenüber dem maximalen Raidus der Kernabdeckung 18 liegt, bis zum Ende des Nebenstromkanals 24 radial nach innen gekrümmt.
Das zweite Merkmal der vorliegenden Erfindung ist ein Umbau der Strömungsflachenverteilung am hinteren Ende des Nebenstromkanals 24. Dieser wird dadurch erzielt, daß die minimale Querschnittsfläche oder die Düsenverengung 32 stromaufwärts oder nach vorne vor den Nebenstromkanalausgang verschoben wird, so daß die Einschnürung der Düse nicht an der Stelle angeordnet ist, an welcher die Nebenströmung in die darum herum befindliche Umgebungsluft ausgestoßen wird. Indem die Düseneinschnürung nach vorwärts bewegt bzw. verschoben wird, wird die Strömungsflächenverteilung am stromabwärtigen Ende des Nebenstromkanals erhöht, so daß auf diese Weise eine konvergierende-divergierende Düse ausgebildet wird. Da die Nebenströmung an der Einschnürung der Düse gedrosselt wird, expandiert die Nebenströmung in dem divergierenden Abschnitt der Düse und verliert Druck in der stromabwärtigen Richtung. Die Länge des divergierenden Abschnitts wird sorgfältig vorherbestimmt derart, daß der Druck am Düsenausgang ungefähr gleich dem Umgebungsluftstromdruck am Ausgang der Gebläseabdeckung 16 während des Flugzeugreisebetriebs ist. Dadurch ergibt sich am Ausgang ein statisches Druckverhältnis (P /P) von ungefähr 1,0. Ein statisches Druckverhältnis von 1,0 am Ausgang bewirkt, daß der Düsenausstoßwinkel
der Nebenströmung im wesentlichen gleich
dem Winkel der inneren Wand der Gebläseabdeckung bei 2 8 ist. Wenn dieses Druckverhältnis größer als 1,0 wäre, dann würde
der Ausstoßwinkel größer als der Wandwinkel sein,
wodurch bewirkt, würde, daß die Strahlsäule relativ zum Nebonstrom wandwinke 1 ausschwellen würde.
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Das dritte Merkmal der vorliegenden Erfindung, durch welches der maximale Durchmesser der Teilungsstromlinie vermindert wird, ist eine Umgestaltung der Form der konischen Kernverkleidung 18. Im wesentlichen ist die konische Kernverkleidung 18 mit einem stetig abnehmenden äußeren Radius von der Düsenverengung zum hinteren Ende der Kernabdeckung versehen. Für eine gegebene Menge bzw. GrÖöe an Nebenströmung, die über irgendeine Kernabdeckung bei einem gegebenen Druckverhältnis hinweggeht, erzeugt die Abdeckung mit einem geringeren maximalen äußeren Radius allgemein einen geringeren maximalen Durchmesser der Teilungsstromlinie. Eine Verminderung des Kernabdeckungsradius ergibt eine StJSÖmungsfläche für die Bläserschubströmung, die näher aa der Mittellinie des Triebwerks und weiter weg von dem Flügel, des Flugzeugs liegt. Diese neu angeordnete Strömungsfläche trägt zu der Wirkung der neuen Anordnung der Teilungsstromlinie 22 Weiter weg vom Flügel 14 des Flugzeugs bei.
Es sei nun auf Figur 5 Bezug genommen, in welcher ein Triebwerk und eine Triebwerksgondel, die gemäß der vorliegenden Erfindung aufgebaut sind, aus Figur 4 in gestrichelter Umrißlinie 29 einem Triebwerk und einer Triebwerksgondel gemäß dem Stande der Technik nach Figur 3 überlagert dargestellt sind. Die Unterschiede im Aufbau der Gebläseverkleidung 16, der Kernverkleidung 18 und dem stromabwärtigen Teil der Gebläseverkleidung 2 8 sind leicht zu erkennen. Ein Bereich, welcher die Teilungsstromlinien der beiden Triebwerke trennt, ist zusätzlich als querschraffierter "Abschnitt 30 dargestellt. Der äußere Umfang 32 dieses querschräffierten Abschnitts ist der Ort der Teilungsstroailinie ein^s Triebwerks nach dem Stande der Technik, wogegen der innerfc- Durchmesser 34 der Ort der Teilungsstromlinie eines gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildeten Triebwerks ist. Der Unterschied bezüglich der Nähe zum Flügel des Flugzeugs ist leicht ersichtlich.
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Claims (4)

Ansprüche
1. Bläser-Gasturbinentriebwerk für eine Montage am Flugzeugflügel, wobei das Triebwerk eine den Bläser radial umgebende Bläserverkleidung aufweist und ein Bläserstromkanal um das Kerntriebwerk herum gebildet ist, dadurch gekennzeichnet , daß die Bläserverkleidung (16) ein inneres Oberflächenprofil am stromabwärtigen Ende des Bläserstromkanals (24) aufweist, das radial nach innen gekrümmt ist (bei 28) , der BläjierStromkanal mit einer Düseneinschnürung (32) versehen let, die stromaufwärts vom Ausgang des Bläserstromkanals angeordnet ist, wobei der Bläserstromkanal Bläserluft in einer allgemein nach hinten verlaufenden Richtung und radial nach einwärts bezüglich der
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mittigen TriebwerKsachse während des Flugzeugreisebetriebes ausstößt^und der aiäserstromkanal (24) mit einem divergierenden Abschnitt stromabwärts von der Düseneinschnürung mit einer zunehmenden Strömungsflächenverteilung versehen ist.
2. Triebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Länge des divergierenden Abschnitts eine vorbestimmte Länge zum Zwecke des allgemeinen Anpassens des Nebenstromluftdrucks (P„) an den außenseitigen Luftdruck (Pfl) während des Flugzeugreisebetriebs ist.
3. Triebwerk nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet , daß der Nebenstromkanal (24) Nebenstromluft in einen Bereich ausstößt, welcher eine konische Kerntriebwerksverkleidung (18) umgibt, und daß die konische Kerntriebwerksverkleidung (18) mit einem stetig abnehmenden äußeren Radius von einer Position vor dem Ausgang des Nebenstromkanals (24) zu einem hinteren Ende der Kernverkleidung (18) versehen ist.
4. Triebwerk insbesondere nach Anspruch 1, 2 oder 3 für ein flügelbefestigtes Bläser-Gasturbinentriebwerk, das unter dem Flügel angebracht ist, wobei das Triebwerk eine Gebläseabdeckung hat, welche ein Gebläse radial umgibt, sowie einen Gebläseluft-Nebenstromkanal, der um eine mittige Triebwerksachse herum angebracht ist, wobei der Nebenstromkanal Gebläsenebenstromluft in einer allgemein nach hinten verlaufenden Richtung ausstößt, gekennzeichnet durch einen Auslaßsystemaufbau, der Mittel (28, 29) hat, wodurch die Gebläsenebenstromluft von dem Flügel (14) zum Zwecke des Verminderns der nachteiligen Wirkung auf den Flügelauftrieb während des Flugzeugbetriebes weggerichtet ist.
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