DE3107496C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Bläser-Gasturbinenflugtrieb­ werk gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruches 1. Ein derar­ tiges Flugtriebwerk ist aus der GB-PS 15 22 558 bekannt.

Es ist an sich bekannt, daß Auftriebskräfte an einem Flugzeug­ flügel während des Fluges aufgrund von Druckunterschieden er­ zeugt werden, die auf die Flügelflächen wirken. Wenn der Flü­ gel durch ein Luftvolumen hindurchgeht, wird ein relativ hoher Luftdruck unter dem Flügel und ein relativ niedriger Luftdruck über dem Flügel erzeugt Im allgemeinen ist der mittels des Flügels erzeugte Auftrieb umso größer, je größer der Druckunter­ schied zwischen der oberen Oberfläche und der unteren Ober­ fläche und der unteren Oberfläche des Flügels ist. Es ist auch an sich bekannt, daß dann, wenn das Flugzeug steiler gewinkelt ist, der Anstellwinkel des Flügels erhöht wird, und die Druck­ unterschiede sowie der Auftrieb entsprechend erhöht. Ungünstiger­ weise hat eine Erhöhung des Anstellwinkels auch eine entsprechen­ de Wirkung auf den vom Flügel erzeugten aerodynamischen Strö­ mungswiderstand. Da der Anstellwinkel des Flügels zum Erzeugen eines größeren Auftriebs erhöht wird, bildet die Projektion des Flügels eine größere Frontalfläche, die eine Erhöhung des Strö­ mungswiderstandes verursacht.

Wenn ein Flugzeug mit Unterschallgeschwindigkeit fliegt, be­ wirkt ein unterhalb des Flügels des Flugzeugs angeordnetes Triebwerk, daß die lokalen Drücke an der Flügelunterseite nie­ driger sind, als sie unter dem gleichen Flügel ohne das Trieb­ werk sein würden. Die lokale Verminderung des Druckes auf der Unterseite hat einen verminderten Druckunterschied zur Folge und vermindert den Flügelauftrieb bei einem gegebenen Anstellwinkel. Da ein gegebenes Flugzeug einen bestimmten Auftrieb erfordert, damit die Höhe bei einer gegebenen Reisegeschwindigkeit auf­ rechterhalten wird, muß der Anstellwinkel des Flügels erhöht werden, damit derjenige Auftrieb wiedergewonnen wird, der auf­ grund des Vorhandenseins der Triebwerksgondel verloren geht. Wie erwartet, verursacht diese Erhöhung des Anstellwinkels, die er­ forderlich ist, um den Auftriebsverlust auszugleichen, welcher durch das Triebwerk verursacht worden ist, eine weitere Erhöhung des aerodynamischen Strömungswiderstandes. Dieser Strömungswi­ derstand, der durch das Vorhandensein der Triebwerksgondel unter dem Flügel erzeugt ist, wird als "Interferenz-Strömungswider­ stand" bezeichnet.

Eine Analyse des Interferenzströmungswiderstandes 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 Druckver­ teilung am Flügel haben und infolgedessen stark unterschied­ liche Interferenz-Strömungswiderstände erzeugen. Eine weitere Analyse wurde hinsichtlich des Verstehens dieser Unterschiede und der Ursachen dieses Interferenz-Strömungswiderstands durchge­ führt. Die Ergebnisse dieser Analyse zeigen, daß Bemühungen auf die Minimalisierung der Wirkung der Triebwerksgebläseauslaßsy­ steme auf die Druckverteilung am Flügel zu dem Zweck unternommen werden sollten, um den Interferenz-Strömungswiderstand zu ver­ mindern.

Es ist Aufgabe der Erfindung, ein Flugtriebwerk der eingangs genannten Art so auszugestalten, daß ein minimaler Interferenz- Strömungswiderstand erhalten wird.

Die Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die Maßnahmen gemäß dem Patentanspruch gelöst.

Die mit der Erfindung erzielbaren Vorteile bestehen insbesondere darin, daß der Aufbau der Triebwerksgondel und des Bypasskanals so verbessert wird, daß deren Einfluß auf die Drücke an der Un­ terseite des Flügels minimiert wird.

Zu diesem Zweck wird das innere Profil des Bypasskanals an dessen hinterem Ende radial nach innen gekrümmt, damit die By­ pass-Strömung radial nach innen und von der Unterseite des Flü­ gels weg gerichtet wird. Weiterhin wird der Düsenhals inner­ halb des Bypasskanals in stromaufwärtiger Richtung verschoben und so angeordnet, daß ein Druck am Ausgang des Bypassneben­ kanals erzielt wird, der dem außenseitigen Umgebungsluftdruck eng angepaßt ist, so da der ausgestoßene Luftstrom nicht ex­ pandiert und in der Richtung des Flügels strömt. Schließlich wird der äußere Durchmesser eines Teils der Triebswerksgondel welcher unmittelbar stromabwärts vom Ausgang des Bypasskanals angeordnet ist, im Durchmesser vermindert und radial nach ein­ wärts gekrümmt, so daß ein Strömungsbereich für den Auslaßstrom an einer Stelle erzielt wird, die von dem Flügel des Flugzeugs weiter entfernt ist.

Die Erfindung wird nun anhand der Beschreibung und Zeichnung von Ausführungsbeispielen näher erläutert; es zeigt

Fig. 1 eine Aufrißansicht eines bekannten am Flügel befestigten Bläsertriebwerks und dessen zugehörigen Strömungsver­ lauf der Auslaßströmung;

Fig. 2 eine Kurvendarstellung des lokalen statischen Luft­ drucks P _s in Abhängigkeit von der Querschnittsfläche A in einer Düse oder einem kanalisierten Strömungsweg;

Fig. 3 eine Ansicht eines bekannten Bypass-Gasturbinentrieb­ werks und zeigt den Strömungsverlauf der Bläser-Bypass­ strömung des Triebwerks;

Fig. 4 eine Ansicht eines Bypass-Gasturbinentriebswerks gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung und zwar teilweise im Querschnitt, wobei Teile weggebrochen sind, sowie den Strömungsverlauf der Gebläseluft-Nebenströmung des Triebwerks; und

Fig. 5 eine Querschnittsansicht des in Fig. 3 gezeigten Gas-Bypass-Triebwerks, überlagert mit einem gestrichelt gezeichneten Umriß des Gas-Bypass-Triebwerks der Fig. 4, das gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist.

Es sei zunächst auf Fig. 1 Bezug genommen, in der ein konven­ tionelles, am Flügel befestigtes Turbofan-Gastriebwerk 10 ge­ zeigt ist, das mittels eines Pylons 12 an einem Flugzeugflügel 14 aufgehängt ist. Ein Flugzeug mit der in Fig. 1 gezeigten Triebswerks- und Flügelanordnung ist für Unterschallbetrieb aus­ gelegt. Das Triebwerk 10 ist ein typisches Turbofan-Flugzeugtriebwerk mit hohem Bypass-Verhältnis, das eine äußere Abdeckung oder Trieb­ werksgondel 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 Gebläsever­ kleidung 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 Ne­ benschluß 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 Triebswerks gezogen, wo er für den Verbrennungsprozeß zum Erzeugen von Turbinenleistung verwendet wird. Nach dem Hindurchströmen durch die Turbine werden Gase, die durch den Verbrennungsprozeß entstehen, weiter stromabwärts am hinteren Ende 19 der Kernabdeckung 18 ausgestoßen.

Eine Analyse hat gezeigt, daß es wenigstens drei Hauptfaktoren gibt, welche die gegenseitige Wechselwirkung zwischen äußerer Unterschalluftströmung in der Nähe der unteren Oberfläche des Flügels 14 und der Überschalluftströmung, die aus dem hinteren Ende der Gebläseabdeckung 16 ausgestoßen wird, beeinflussen. Ein erster Faktor ist, wie unter erneuter Bezugnahme auf Fig. 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 Gebläse­ verkleidung 16 ausgestoßen wird, und der darum herum befindli­ chen Umgebungsluftströmung, die um die Außenseite der Gebläse­ abdeckung 16 herum verläuft. Diese teilende Stromlinie wird in der Fachsprache auch als eine "Schlupflinie" bezeichnet und ist durch die wellige Linie 22 in ihrer normalen Position während der Reiseflugbedingungen dargestellt.

Ein zweiter Faktor ist das Gesamtdruckverhältnis der Gebläse­ luftströmung, welche aus der Gebläseverkleidung austritt be­ züglich des Umgebungsluftdrucks P _T/Gebläse /P ₀. Der Ausdruck P _T/Gebläse repräsentiert den Staudruck des ausgestoßenen Ge­ bläseluftstroms, und P ₀ repräsentiert den umgebenden statischen Luftdruck.

Ein dritter Faktor ist die Mach-Zahl der Umgebungsluftströmung, 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 variieren­ dem Querschnittsbereich gleichartig. Dieser sich ändernde Quer­ schnittsbereich erzeugt einen "Kanalisierungs"-Effekt auf die Umgebungsluft, welche zwischen dem Triebwerk und dem Flügel strömt, der dem durch eine Düse bewirkten Effekt gleichartig ist. Es sei nun auf Fig. 2 Bezug genommen, in der eine Änderung des lokalen statischen Drucks P _s /P _t in einem Kanal oder einer Düse in Abhängigkeit von der Strömungsquerschnittsfläche dar­ gestellt ist, welche den Querschnittsbereich zwischen der un­ teren Oberfläche des Flügels und der teilenden Stromlinie 22 in Fig. 1 approximiert. Zur Erläuterung der Fig. 2 sei darauf hingewiesen, daß A der lokale Querschnittsbereich ist, A* ist eine Bezugseinschnürung oder der minimale Bereich bzw. die mi­ nimale Fläche dieses "Kanals" zwischen dem Flügel und dem Triebwerk, P _s ist der lokale statische Druck, und P _t ist der Staudruck für eine gegebene Strömung. Sowohl A* als auch P _t sind Konstanten für eine gegebene Strömungsrate durch den Ka­ nal. Die Kurve zeigt, daß dann, wenn die Strömung stromabwärts von der Einschnürung A* eine Unterschallströmung mit (M < 1,0), eine Abnahme des Kanalbereichs bzw. der Kanalfläche eine Ab­ nahme des lokalen statischen Drucks P _s bewirkt, und daß dann, wenn die stromaufwärtige Strömung eine Überschallströmung 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 Flugwesen und in der Mechanik bekannt. Das wichtige Merkmal dieser physikalischen Erscheinung besteht darin, daß ein kanalisierter Bereich dzw. eine kanalisierte Fläche oder eine Düse eine schnelle Abnahme des lokalen stati­ schen Drucks P _s erzeugt, wenn die Luftströmung vom Unter­ schallbereich (M < 1,0) zum Überschallbereich (M < 1,0) übergeht. Das tritt zwischen einem Flugzeugflügel und einem Flugzeugtrieb­ werk 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 Fig. 1 darauf hingewiesen, daß sich die Strömung der unteren Oberfläche des Flü­ gels 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 allge­ mein bei dem Pfeil 20 in Fig. 1 gezeigt ist. Das Vorhandensein der Triebswerksgondel 15 und die hintere, teilende Stromli­ 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 Flü­ geloberfläche nähert, umso größer ist die Verminderung der Fläche zwischen dem Flügel 14 und der teilenden Stromlinie 22, und infolgedessen ist der Luftdruck unter dem Flügel 14 umso niedriger. Wenn die Position der Triebwerksgondel festgelegt ist, muß die Position der Gebläsestrahl-Teilungsstromlinie 22 verändert werden, um den Auftriebsverlust zu vermindern, so daß das Flugzeug einen geringeren Anstellwinkel halten kann und der entsprechende hervorgerufene aerodynamische Strömungswider­ stand vermindert wird.

Es gibt wenigstens drei Faktoren, die von Triebwerksbauern ver­ ändert werden können und eine Wirkung auf die Form der Gebläse­ strahl-Teilungsstromlinie 22 haben. Das sind der Druck der aus­ gestoßenen Gebläseluft, die Form der äußeren Oberfläche der Kernabdec­ kung 18.

Es sei nun auf Fig. 3 Bezug genommen, in der ein Teil der Hinterkante der Gebläseabdeckung 16 und ein Teil der Kernab­ deckung 18 zum Zwecke der Erläuterung des Einflusses dieser drei Faktoren auf die Gebläsestrahl-Teilungsstromlinie 22 ge­ zeigt 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 Ausstoß­ winkels, der in Fig. 3 bei 26 dargestellt ist, und das stati­ sche Druckverhältnis am Austritt auf die Form der Teilungsstrom­ linie 22 zu zeigen. Es läßt sich aus der Zeichnung leicht er­ sehen, daß, je größer der anfängliche Ausstoßwinkel 26 ist, um­ so größer der maximale Durchmesser der Teilungsstromlinie ist. In entsprechender Weise gilt, je höher das statische Druckver­ hältnis P _E/P₀ (statischer Druck am Ausgang/statischer Druck außerhalb der Gebläseabdeckung) am Ausgang ist, umso größer ist der maximale Durchmesser der Teilungsstromlinie. Der Druck P _E 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 ex­ pandieren.

Schließlich gilt, je größer der Radius der Kernabdeckung 18 re­ lativ zu der Triebwerksmittellinie ist, umso mehr drückt die Kernabdeckung physisch bzw. physikalisch die Nebenströmung ra­ dial nach auswärts, wodurch der maximale Durchmesser der Tei­ lungsstromlinie 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 nachteili­ ger Strömungswiderstand, wie weiter oben erläutert. Jede Verän­ derung des Aufbaus der Gebläseabdeckung 16, des Nebenstromka­ nals 24 und der Kernabdeckung 18, durch die der maximale Durch­ messer der Teilungsstromlinie 22 vermindert wird, hat eine entsprechende vorteilhafte Wirkung auf den Flügelauftrieb, wo­ durch der hervorgerufene Strömungswiderstand vermindert wird. Das ist das Ziel der vorliegenden Erfindung.

Es sei nun auf Fig. 4 Bezug genommen, in der eine Querschnitts­ ansicht eines Turbofan-Triebwerks 10 gezeigt ist, die eine Aus­ führungsform der vorliegenden Erfindung beinhaltet. Gemäß der Erfindung werden drei gesonderte bauliche Merkmale angewandt, welche das Nebenstrom-Luftausstoßsystem des Triebwerks verbes­ sern, so daß der maximale Radius der Teilungsstromlinie 22 und infolgedessen der Strömungswiderstand vermindert werden. Als erstes wird die Hinterkante der inneren Oberfläche der Geblä­ seabdeckung 16, welche die äußere Oberfläche des hinteren Endes des Nebenstromkanals 24 bildet, umgeformt, so daß der stromab­ wärtige Teil 28 der Gebläseabdeckung radial nach einwärts ge­ krümmt ist, und zwar zu dem Zweck, die Bläserschubströmung radial nach einwärts mit Bezug auf die Mittellinie des Trieb­ werks zu richten. In der in Fig. 4 gezeigten Ausführungsform ist der stromabwärtige Teil 28 von einer Position aus, die ge­ genüber dem maxialen Radius der Kernabdeckung 18 liegt, bis zum Ende des Nebenstromkanals 24 radial nach innen gekrümmt.

Das zweite Merkmal der vorliegenden Erfindung ist ein Umbau der Strömungsflächenverteilung am hinteren Ende des Nebenstromka­ nals 24. Dieser wird dadurch erzielt, daß die minimale Quer­ schnittsfläche 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 befindli­ che Umgebungsluft ausgestoßen wird. Indem die Düseneinschnürung nach vorwärts bewegt bzw. verschoben wird, wird die Strömungs­ flächenverteilung am stromabwärtigen Ende des Nebenstromkanals erhöht, so daß auf diese Weise eine konvergierende-divergieren­ de Düse ausgebildet wird. Da die Nebenströmung an der Einschnü­ rung der Düse gedrosselt wird, expandiert die Nebenströmung in der stromabwärtigen Richtung. Die Länge des divergierenden Ab­ schnitts wird sorgfältig vorherbestimmt derart, daß der Druck am Düsenausgang ungefähr gleich dem Umgebungsluftstromdruck am Ausgang der Gebläseabdeckung 16 während des Flugzeugreisebe­ triebs ist. Dadurch ergibt sich am Ausgang ein statisches Druck­ verhältnis P _E /P ₀ von ungefähr 1,0. Ein statisches Druckver­ hältnis von 1,0 am Ausgang bewirkt, daß der Düsenausstoßwinkel der Nebenströmung im wesentlichen gleich dem Winkel der inneren Wand der Gebläseabdeckung bei 28 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 Neben­ stromwandwinkel ausschwellen würde.

Das dritte Merkmal der vorliegenden Erfindung, durch welches der maximale Durchmesser der Teilungsstromlinie vermindert wird, ist eine Umgestaltung der Form der konischen Kernverklei­ dung 18. Im wesentlichen ist die konische Kernverkleidung 18 mit einem stetig abnehmenden äußeren Radius von der Düsenver­ engung zum hinteren Ende der Kernabdeckung versehen. Für eine gegebene Menge bzw. Größe an Nebenströmung, die über irgend­ einer Kernabdeckung bei einem gegebenen Druckverhältnis hinweg­ geht, erzeugt die Abdeckung mit einem geringeren maximalen äu­ ßeren Radius allgemein einen geringeren maximalen Durchmesser der Teilungsstromlinie. Eine Verminderung des Kernabdeckungs­ radius ergibt eine Strömungsfläche für die Bläserschub­ strömung, die näher an der Mittellinie des Triebwerks und wei­ ter weg von dem Flügel des Flugzeugs liegt. Diese neu angeord­ nete Strömungsfläche trägt zu der Wirkung der neuen Anordnung der Teilungsstromlinie 22 weiter weg vom Flügel 14 des Flug­ zeugs bei.

Es sei nun auf Fig. 5 Bezug genommen, in welcher ein Trieb­ werk und eine Triebwerksgondel, die gemäß der vorliegenden Er­ findung aufgebaut sind, aus Fig. 4 in gestrichelter Umrißlinie 29 einem Triebwerk und einer Triebswerksgondel gemäß dem Stande der Technik nach Fig. 3 überlagert dargestellt sind. Die Un­ terschiede im Aufbau der Gebläseverkleidung 16, der Kernver­ kleidung 18 und dem stromabwärtigen Teil der Gebläseverklei­ dung 28 sind leicht zu erkennen. Ein Bereich, welcher die Tei­ lungsstromlinien der beiden Triebwerke trennt, ist zusätzlich als querschraffierter Abschnitt 30 dargestellt. Der äußere Um­ fang 32 dieses querschraffierte Abschnitts ist der Ort der Teilungsstromlinie eines Triebwerks nach dem Stande der Tech­ nik, wogegen der innere Durchmesser 34 der Ort der Teilungs­ stromlinie eines gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebilde­ ten Triebwerks ist. Der Unterschied bezüglich der Nähe zum Flügel des Flugzeugs ist leicht ersichtlich.

Claims (1)

1. Bläser-Gasturbinenflugtriebwerk mit einem Bläser- und einem Kerntriebwerksabschnitt, der von einer Kernverkleidung um­ geben ist, deren Außenradius vom vorderen Abschnitt zu einem Zwischenabschnitt mit einem maximalen Radius zunimmt und dann bis zum hinteren Ende der Kernverkleidung abnimmt, dadurch gekennzeichnet,

   • - die Bläserverkleidung (16) mit ihrem hinteren Abschnitt die Vorder-, Zwischen- und einen Teil des hinteren Ab­ schnittes der Kernverkleidung (18) mit radialem Abstand umgibt und dazwischen eine konvergente-divergente Düse des Bypass-Strömungskanals (24) bildet, der an seinem stromabwärtigen Ende Bläserbypassluft über einen verblei­ benden Teil des hinteren Abschnitts der Kernverkleidung (18) im wesentlichen nach hinten abgibt, wobei die Bläser­ bypassluft eine stromabwärts gerichtete, Strömungstrenn­ linie (22) mit der während des Flugzeugreiseflugs über die Außenfläche der Bläserverkleidung (16) strömenden Luft bildet,
   • - der Halsabschnitt des Bypass-Strömungskanals (24) stromauf­ wärts von dessen Strömungs-Ausgang angeordnet ist und die Innenfläche des hinteren Teils der Bläserverkleidung (16) einen stromabwärtigen Abschnitt aufweist, der von einer Stelle gegenüber dem Zwischenabschnitt der Kernverkleidung (18) radial nach innen verläuft derart, daß die Bläser­ bypassluft in bezug auf die Triebwerksmittelachse radial nach innen gerichtet ist,
   • - der divergente Abschnitt des Bypass-Strömungskanals (24) eine solche Länge hat, daß der Druck der Bläserbypassluft aus dem Bypass-Strömungs-Ausgangskanals (24) an den Druck der Luftströmung im wesentlichen angepaßt ist, und
   • - die konvergente-divergente Düse, der stromabwärtige Innen­ flächenabschnitt der Bläserverkleidung (16) und der ko­ nische hintere Abschnitt der Kernverkleidung (18) die Strömungstrennlinie (22) von dem hintersten Ende der Blä­ serverkleidung (16) radial nach innen richten.