DE3614311A1 - Antriebsanlage fuer luftfahrzeuge - Google Patents
Antriebsanlage fuer luftfahrzeugeInfo
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine Antriebsanlage für
Luftfahrzeuge, bestehend aus Gasturbinenstrahltrieb
werken, die zur Schuberzeugung je drei Strömungskreise
mit einem vorgeschalteten Tangentialgebläse und einer
nachgeschalteten Gebläseturbine enthalten.
Mehrstromtriebwerke zum Antrieb von Luftfahrzeugen wer
den bevorzugt für einen wirtschaftlichen Betrieb hin
sichtlich der Flugbedingungen und der Fluggeschwindig
keiten eingesetzt. Sie haben den Vorteil, daß sie so
wohl den hohen Geschwindigkeitsbereich der Einstromtrieb
werke als auch den Flugbereich von Luftfahrzeugen mit
Propeller- oder Drehflügelantrieb umfassen.
Bei einem aus der DE-OS 29 17 303 bekannten Triebwerk
dieser Bauart ist der Primärstromkreis von einem als
Bläserkanal ausgebildeten Sekundärstromkreis koaxial um
geben, der eintrittsseitig ein Bläserlaufrad aufweist
und dessen Wandungen austrittsseitig eine Strahlablenk
einrichtung besitzen, bestehend aus kaskadenförmig ange
ordneten Ablenkschaufeln, die in gestreckter Stellung
für den Horizontalflug und in ihrer Ablenkstellung zur
Erzeugung von Vertikalschub verwendet werden. In der
Überschall-Flugphase ist dabei der Bläser stillgesetzt
und die Bläserschaufeln sind eingeklappt.
Derartige Ausführungen haben den Vorteil, daß bereits
bekannte und bewährte Strahltriebwerks-Konstruktionen
weitgehend verwendet werden können. Sie haben allerdings
den Nachteil, daß sich bei Überschall-Fluggeschwindig
keiten vor und im Bläserkanal Stoßwellen ausbilden, die
zu Strömungsverzögerungen führen, so daß auch bei einge
klappten Bläserschaufeln Verluste auftreten, die eine
widerstands- und somit verlustlose Durchströmung des
Sekundärkreises verhindern.
Desweiteren ist es nachteilig, daß für die Erzeugung
bzw. Abschaltung des Vertikalschubs die Verstellung der
Umlenk- und Bläserschaufeln sowie der Umsteuerklappen
mit relativ großem Zeit- und Geräteaufwand geschieht.
Dies kann sich beispielsweise bei einem notwendig wer
denden Durchstartmanöver nach einem bereits eingeleiteten
Landeanflug für das Luftfahrzeug betriebsgefährdend aus
wirken.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, für den Ein
satz in Luftfahrzeugen eine aus Gasturbinenstrahltrieb
werken bestehende Antriebsanlage zu schaffen, die unter
Vermeidung fluggeschwindigkeitsabhängiger Ver
luste vor bzw. innerhalb der Lufteintrittsteile sowohl
den Unter- und Überschallflugbereich als auch die Schwe
beflugphase beherrscht.
Weiterhin liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, bei
jeder flugmechanisch erforderlichen Leistungsstufe der
Antriebsanlage die Vielzahl der Umschaltabläufe
vom Hochgeschwindigkeits- bzw. Marschflug zur strahlge
stützten Flugphase und umgekehrt auf lediglich einen
Schaltvorgang zu vermindern.
Diese Aufgabenstellung wird erfindungsgemäß dadurch
gelöst, daß bei einem Gasturbinenstrahltriebwerk dieser
Antriebsanlage sowohl der Hauptstromkreis als auch der
Mantelstromkreis je eine Brenneinrichtung besitzen und
daß beide Kreise die Gebläseturbine beaufschlagen, auf
derem Wellenstumpf die Steuerwelle eines mit ihr fest
verbundenen Tangentialgebläses axial verschiebbar vorge
sehen ist und daß dessen Laufwalzen die Arbeitsluft für
das Gasturbinenstrahltriebwerk aus dem Sammelraum des
Lufteintrittsgehäuses ansaugen und durch Verschiebung
der Steuerwelle mit Hilfe von Leitspiralen wahlweise in
den Hauptstromkreis, den Mantelstromkreis oder in den
Radialstromkreis einspeisen und daß weiterhin das Luft
eintrittsgehäuse ein Lufteintrittsteil aufweist, dessen
Saugmund heckwärts gerichtet ist und daß das Luftein
trittsgehäuse frontseitig das schwenkbare Strömungsge
häuse des Radialstromkreises trägt, dessen Schwenkachse
mit der Triebwerkslängsachse zusammenfällt.
Durch eine derart ausgebildete Antriebsanlage ist er
reicht, daß die Lufteintrittsteile die erforderliche Ar
beitsluft aus dem Einzugsbereich der für den Schubstrahl
benötigten Mischluft ansaugen, wodurch bei steilen Start-
und Landewinkeln eine Schräganströmung des Saugmunds ver
mieden und gleichzeitig die Unempfindlichkeit gegen Scher
winde gesteigert wird, da die Schubstrahlgeschwindigkeit
gegenüber auftretenden Seiten- oder Rückwinden groß
ist.
Die in Betracht gezogene herkömmliche Antriebsanlage be
sitzt dagegen in Flugrichtung weisende Lufteintrittsteile,
die bei steilen An- und Abflugwinkeln schräg angeströmt
werden, da hierbei Achsrichtung und Anströmrichtung der
Lufteintrittsteile differieren, wodurch sich eine als Im
pulswiderstand wirkende Kraft einstellt, die die Beschleu
nigungsfähigkeit der Anlage herabsetzt.
Die getroffene Anordnung bietet weiterhin den Vorteil, daß
der Ansaugvorgang im Strömungsschatten
des Luftfahrzeugs erfolgt und somit unbeeinträchtigt von
der jeweiligen Flugsituation bzw. den wechselnden Flug
lagen abläuft, so daß die Strömungsverhältnisse im Sammel
raum des Lufteintrittsgehäuses in allen Flugphasen unver
ändert bleiben, daß also die angesaugte Luftmasse hinsicht
lich ihrer physikalischen Eigenschaften dem Aggregatzustand
der Umgebungsluft entspricht und somit die Luftverhält
nisse vor dem Tangentialgebläse jederzeit dem Standbe
trieb gleichzusetzen sind, wodurch fluggeschwindigkeits
bedingte Druckverluste im Lufteintrittsgehäuse vermieden
werden.
Bei der bekannten Antriebsanlage ändert sich jedoch die
im Standbetrieb erreichte Schubkraft sobald das Luftfahr
zeug fliegt; denn mit steigender Fluggeschwindigkeit be
kommt der anwachsende Staudruck zwar Bedeutung für den
Schubverlauf, weil die dadurch bewirkte zusätzliche Luft
masse die Schubkraft vermehrt. Je höher hingegen die
Flugmachzahl ansteigt, desto größer wird auch der Gesamt
druckverlust im Lufteintrittsteil der Antriebsanlage.
Gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung
wird der Radialstromkreis durch axiale Verschiebung der
Laufwalze des Tangentialgebläses mit Strömungsenergie ver
sorgt. Dieser Schaltvorgang kann ohne kinematische
Probleme in jeder Leistungsstufe durchgeführt werden,
auch bei maximaler Turbinendrehzahl, da die Bewegungs
richtung der Schaltoperation in der Triebwerksdrehachse
verläuft und von Luftkräften erzeugte axiale Momente nicht
auftreten.
In steilen Landeanflügen, bei denen der Hauptstromkreis
zum Zwecke der Fluggeschwindigkeitsverzögerung durch Ver
schiebung der Laufwalze abgeschaltet wird, steht damit
für den Radialstromkreis zur Auftriebsunterstützung und
Rolldämpfung unmittelbar die gesamte Kaltluft
energie des Mantelstromkreises zur Verfügung, wobei dessen
Schubkomponente in vollem Umfange erhalten bleibt, da durch
den Schaltvorgang der Laufwalzenabschnitt des abgeschalte
ten Hauptstromkreises zwangsläufig die Kaltluftversorgung
des Mantelstromkreises übernimmt.
Die erfindungsgemäße Anordnung erlaubt zudem unbegrenzte
Luftdurchsatzsteigerungen durch eine lediglich axiale
Verlängerung der Laufwalzen des Tangentialgebläses, ohne
Erhöhungen der Walzenumfangsgeschwindigkeit in Kauf neh
men zu müssen.
Bei herkömmlichen Ausführungen dagegen bedingt eine Ver
größerung des Luftdurchsatzes gleichzeitig eine Durch
messerzunahme - gleiche Axialgeschwindigkeiten voraus
gesetzt - , die dem Luftdurchsatz und damit einer ange
strebten Leistungssteigerung und Weiterentwicklung von
bestehenden Antriebsanlagen hinsichtlich der Einbaumaße,
Festigkeit und Strömungsmechanik Grenzen setzt.
Ein weiterer Vorteil der erfindungsgemäßen Ausführung
besteht darin, daß die Lufteintrittsteile der Antriebs
anlage mit ihrem Saugmund heckwärts gerichtet sind,
so daß frontseitig keine Lärmabstrahlung stattfinden kann.
Bei herkömmlichen Zwei- oder Mehrstromtriebwerken wird
dagegen eine frontseitige Lärmemission durch Vermischung
des von dem Gebläserotor, dem Fan-Laufrad, erzeugten
Druckfeldes mit dem des Stators hervorgerufen. Eine
solche Anordnung ist aus der DE-OS 29 17 587 bekannt,
bei der das Fan-Laufrad sich in dem in Flugrichtung wei
senden Lufteintrittsteil des Zweistromtriebwerks befindet,
so daß die Lärmabstrahlung in Flugrichtung unvermeidbar
ist.
Vorteilhaft ist außerdem, daß die Gasturbinenstrahltrieb
werke der erfindungsgemäßen Antriebsanlage in kleinstmög
lichem Abstand zur Triebwerkslängsachse, also quasi zen
trisch zu dieser angeordnet sind, so daß bei Ausfall eines
Triebwerks die statische und damit auch die dynamische
Stabilität des Flugzeugs sowie demgemäß das Kräftegleich
gewicht nicht betriebsgefährdend gestört werden. Insge
samt unterbleiben infolgedessen schädliche Auswirkungen
auf die Momentendynamik des Antriebssystems.
Bei Ausfall der Funktionstüchtigkeit des Heckleitwerks
ist ein Luftfahrzeug mit herkömmlichen Gasturbinenstrahl
triebwerken nicht mehr lenkbar, obschon die Leistung der
Triebwerke voll zur Verfügung steht (Luft- und Raumfahrt,
3-85, Seite 65 letzter Absatz und Seite 66, Absatz 5).
Die erfindungsgemäße Antriebsanlage erlaubt dagegen in
einer derartigen Gefahrensituation eine unmittelbar ver
fügbare Kraftsteuerung des Luftfahrzeugs mittels der
durch die schwenkbaren Strömungsgehäuse erzeugten Radial
schubvektoren, die einen Verschwenkkreis von insgesamt
360° überstreichen, wodurch die Steuerfunktionen sowohl
des Vertikal- als auch des Horizontalruders in vollem
Umfang durchführbar sind und somit eine direkte Schub
vektorsteuerung des Luftfahrzeugs um die Nick-, Gier- und
Rollachse gewährleisten, wobei der Vorwärts
schub der Mantelstromkreise erhalten bleibt.
Interferenzeffekte von Schubstrahlen, die senkrecht zur
Bewegungsrichtung eines Luftfahrzeugs stehen, können als
Folge ihrer durch die Fluggeschwindigkeit bedingten Quer
anströmung die aerodynamischen Kräfte und Momente an die
sem Luftfahrzeug nachteilig beeinflussen.
Die Anordnung der erfindungsgemäßen Antriebsanlage am
äußeren Heckteil eines Luftfahrzeugs verhindert
diese Nachteile, so daß sowohl die Flugleistungen als auch
das Stabilitäts- und Steuerverhalten bei eingeschaltetem
Radialschub in vollem Umfange erhalten bleiben.
Ein Ausführungs- und Anwendungsbeispiel der Erfindung
wird nachstehend mit Bezug auf die Zeichnungen im einzel
nen näher beschrieben. Es zeigt
Fig. 1 ein Gasturbinenstrahltriebwerk der erfindungsge
mäßen Antriebsanlage im Axiallängsschnitt, wobei
die Laufwalzen des Tangentialgebläses auf die
Luftversorgung des Haupt- und Mantelstromkreises
geschaltet sind,
Fig. 2 das Gasturbinenstrahltriebwerk nach Fig. 1, teilweise
aufgebrochen, um die Laufwalzen in axial verscho
bener Position darzustellen,
Fig. 3 den Querschnitt A-A durch das Strömungsgehäuse und
den Sammelraum des Gasturbinenstrahltriebwerks
nach Fig. 1,
Fig. 4 das Einbauprinzip einer erfindungsgemäßen Antriebsan
lage in ein Luftfahrzeug mit drei Gasturbinenstrahl
triebwerken nach Fig. 1,
Fig. 5 die Seitenansicht der Antriebsanlage in Blickrichtung
B gemäß der Anordnung nach Fig. 4,
Fig. 6 die Heckansicht des Luftfahrzeugs nach Fig. 4 zur Er
läuterung der Nicksteuermanöver,
Fig. 7 die Antriebsanlage gemäß Fig. 6 zur Erläuterung der
Giersteuerung sowie der Durchführung der Trimmung
eines Luftfahrzeugs nach Fig. 4,
Fig. 8 die Antriebsanlage gemäß Fig. 6 zur Erläuterung der
Kompensation von Rollmomenten, und
Fig. 9 eine schematische Darstellung des Schubstrahls
und des damit verbundenen Ansaugvorgangs der Ar
beitsluft für ein Gasturbinenstrahltriebwerk
nach Fig. 1.
Bei der in Fig. 1 vereinfacht gezeichneten Längsschnitt
darstellung eines Gasturbinenstrahltriebwerks 2 bleibt
der mit dem Sammelraum 7 des Lufteintrittsgehäuses 4 ver
schwenkbar verbundene Radialstromkreis 10 energielos,
denn die von der Gebläseturbine 14 angetriebenen Lauf
walzen 13 und 18, die ihre Arbeitsluft ebenfalls dem
Sammelraum entnehmen, versorgen in dieser Schaltstellung
ausschließlich den Hauptstromkreis 8 mit Strömungsenergie
sowie den Mantelstromkreis 9. Dabei besteht der Haupt
stromkreis aus dem Verdichter 25, der Brenneinrichtung
11 und der Turbine 26. Der Mantelstromkreis umfaßt da
gegen lediglich die Brenneinrichtung 12, die sich in ei
nem Ringraum befindet, der von dem Außenmantel des Haupt
stromkreises und dem Außenmantel des Mantelstromkreises
gebildet wird.
Der Druckaufbau vor der Brenneinrichtung 12 geschieht
dabei durch Geschwindigkeitsverzögerung des von dem Tan
gentialgebläse 17 gelieferten Strömungspotentials, das
nach Kraftstoffzuführung und Aufheizung in der Brennein
richtung den äußeren, bis zu den Blattspitzen reichenden
Kanalquerschnitt der Gebläseturbine 14 durchströmt, deren
Strömungskanal mittels des Teilungsdurchmessers D T in
zwei koaxial zueinander angeordnete Querschnittssegmente
unterteilt ist, wobei das innere, bis zu den Schaufel
füßen sich erstreckende Segment von den Abgasen des Haupt
stromkreises beaufschlagt wird.
In Fig. 2 sind die Laufwalzen 13 und 18 durch die Hub
vorrichtung 29 gegenüber Fig. 1 axial verschoben worden,
so daß die Laufwalze 18 sich innerhalb des Strömungsge
häuses 19 des Radialstromkreises 10 befindet und diesen
mit Strömungsenergie beliefert. Die Laufwalze 13 ist bei
diesem Schaltvorgang in den Mantelstromkreis 9 einge
rückt, dessen Energiebelieferung damit konstant erhal
ten bleibt. Durch diese Maßnahme kann sich im Hauptstrom
kreis 8 eine Ventilationsströmung ausbilden, die durch
die Ejektorwirkung des Mantelstromkreises zustande kommt
und die latente Wärme aus Brenneinrichtung 11 und Turbine
26 des abgestellten Hauptstromkreises 8 mit sich führt.
Diese Anordnung hat den Vorteil, daß der Hauptstromkreis
in kleinstmöglichen Zeitintervallen zu- oder abschaltbar
ist, ohne daß Materialschädigungen durch Wärmespannungen
in Kauf genommen werden müssen.
Fig. 3 gibt einen stirnseitigen Einblick in das Luftein
trittsteil 6 eines Gasturbinenstrahltriebwerks nach Fig. 1
sowie in den Sammelraum 7, zwischen dessen Leitwandungen
32 der Zustrom der Arbeitsluft für das Tangentialgebläse
17 erfolgt, das seine Strömungsenergie mit Hilfe der Leit
spirale 21 dem Mantelstromkreis 9 zuführt, während der
Hauptstromkreis 8 an die Leitspirale 20 angeschlossen ist,
wobei das Strömungsgehäuse 19 des Radialstromkreises 10
durch die Leitvorrichtung 22 verschwenkbar mit dem Tan
gentialgebläse 17 in Verbindung steht.
Das in Fig. 4 dargestellte Luftfahrzeug 3 ist mit einer
aus drei Gasturbinenstrahltriebwerken 2 bestehenden An
triebsanlage 1 ausgerüstet, deren Massenpunkt mit M A be
zeichnet ist. Die Wirkungslinie des zentral angeordneten
Triebwerks ist identisch mit der Triebwerkslängsachse,
die den Gesamtmassenpunkt M G durchdringt, dessen Auslenk
bereich, entstanden durch ungleichmäßig verteilte Massen,
von den Wirkungslinien der übrigen Triebwerke tangiert
wird.
Für Nurflügelluftfahrzeuge bietet diese Ausführung außer
dem die nicht zeichnerisch dargestellte Möglichkeit, den
Massenpunkt M A der Antriebsanlage mit dem Gesamtmassen
punkt M G zur Deckung zu bringen.
Aus Fig. 5 ist die Befestigung der Antriebsanlage 1 mit
tels der Halterung 31 am Heck 24 des Luftfahrzeugs 3 er
kennbar. Es ist zeichnerisch angedeutet, daß alle Hilfs
geräte 27 für die Antriebsanlage 1 integrierte Elemente
des Luftfahrzeugs 3 sind und daß gemäß Fig. 1 die Schwenk
einrichtung 28 für das Strömungsgehäuse 19 sowie die Hub
vorrichtung 29 der Laufwalzen 13 und 18 vom Innenraum 30
des Luftfahrzeugs betätigt werden. Diese Maßnahmen ver
einfachen die Wartung und das Auswechseln der einzelnen
Gasturbinenstrahltriebwerke.
Gemäß Fig. 6 erfolgen die Steuerungsmanöver um die Nick
achse mit Hilfe der Radialstromkreise 10. Gemäß Fig. 2
sind dabei die Laufwalzen 13 und 18 zu den Frontseiten
der an dem Steuerungsmanöver beteiligten Gasturbinen
strahltriebwerke verschoben, so daß die Horizontalschub
anteile S H der Hauptstromkreise 8 ausgeschaltet sind, die
Schubkomponenten S M der Mantelstromkreise dagegen zuge
schaltet bleiben und demzufolge die Radialstromkreise 10
den Radialschub S R erzeugen, der entsprechend seiner
Strahlrichtung ein Abkippen oder Aufrichten des Cockpits
verursacht.
Gemäß der Fig. 7 werden Giersteuermomente dadurch er
zeugt, daß durch Schwenken der Strömungsgehäuse 19 der
Radialschubvektor S R in die erforderliche Position aus
gelenkt wird, wobei die unabhängig voneinander einstell
baren Verschwenkwinkel γ auf jeder Seite des Luftfahr
zeugs eine exakte Steuerungsmöglichkeit gewährleisten.
Die Trimmung erfolgt dabei durch Verstellung des Radial
schubvektors S R um die Winkel a, ohne daß dabei Kopp
lungen mit anderen Schubkräften in Kauf genommen werden
müssen, denn gemäß der Fig. 1 und 2 können die Haupt-
und Radialstromkreise ohne Rückwirkungen auf die Mantel
stromkreise zu- und abgeschaltet werden, desgleichen
bewirkt die Schubvektormodulation der Radialstromkreise
keine Schubkraftschwankungen der Gesamtanlage. Für be
liebige Steuer- bzw. Schubphasen steht somit in jeder
Fluglage, einschließlich der Start- und Landeoperationen,
ein gesonderter Stromkreis zur Verfügung. Dadurch ist er
reicht, daß die flugmechanisch bedeutsamen Schuberzeu
gungselemente nicht in gegenseitiger Abhängigkeit und
Beeinflußbarkeit stehen.
Beim Stand der Technik gemäß der DE-OS 29 17 303 wird
hingegen bei umgelenktem Restschub die Strahldüse des
Triebwerks mittels der Steuerklappen abgesperrt, so daß
keine Horizontalschubkomponente des betreffenden Trieb
werks mehr zur Verfügung steht. Wenn dann außerdem ein
Rollsteuermanöver durch Modulation des Bläserschubs
durchgeführt wird, also durch Absenken des Vertikal
schubs auf einer Flugzeugseite, dann reduziert sich
durch diese Maßnahme auch der Restschub und damit werden
ebenfalls die zur Huberzeugung, zur Trimmung und Nick
steuerung verbleibenden Kräfte entsprechend der Bläser
schubabsenkung geringer.
Rollsteuermomente werden entsprechend der Fig. 8 durch
ein Kräftepaar erzeugt, das mit Hilfe der Schubkompo
nenten S R der Radialstromkreise 10 gebildet wird, wo
bei durch Verschwenken der entsprechenden Strömungs
gehäuse 19 in die dargestellte Pfeilrichtung die Größe
der Stellmomente den Fluglagenerfordernissen anzupas
sen ist.
Aus Fig. 9 ist erkennbar, daß die Belieferung eines er
findungsgemäßen Gasturbinenstrahltriebwerks mit Arbeits
luft im Gegensatz zu herkömmlichen Antrieben heckseitig,
also von der Schubdüsenseite her, erfolgt. Dabei wurde die
Tatsache zugrunde gelegt, daß das die Schubdüse 33 ver
lassende Gas-Luft-Gemisch zunächst einen Strahlkern aus
bildet, der von den Seiten her Luftmassen der Umgebungs
strömung mitreißt, wodurch zwischen dem Strahlkern und
der Strahlgrenze eine turbulente Mischzone entsteht, aus
deren Zulauf- oder Mischströmung die Arbeitsluft zum Be
trieb des Gasturbinenstrahltriebwerks abgezweigt wird,
wobei gemäß Fig. 3 die Leitwandungen 32 des Sammelraums
7 für jedes einzelne Triebwerk in der Weise positioniert
werden können, daß der Luftzutritt zum Lufteintrittsteil
6 bezüglich der Nachbartriebwerke in die strömungsmäßig
günstigste Lage gebracht wird, so daß keine gegenseitige
Zuströmungsbehinderung stattfinden kann.
Zudem ist das Ansaugen großer Fremdkörper, wie Vögel und
dergleichen, ausgeschlossen.
Weiterhin entfällt die Gefahrenzone, die üb
licherweise vor den Lufteintrittsöffnungen bei laufenden
Triebwerken besteht und einen Aufenthalt im Bereich der
Tragflächen und des seitlichen Luftfahrzeugrumpfes nicht
erlaubt.
An den Turbinenflansch 23 (hierzu auch Fig. 2) können
Schubdüsenanordnungen beliebiger Bauart und Funktion
angeschlossen werden, wobei die Abgasströme S H und
S M nach Verlassen der Turbine entweder einzeln ge
führt oder vereint verwendbar sind.
Claims (5)
1. Antriebsanlage für Luftfahrzeuge, bestehend aus Gas
turbinenstrahltriebwerken, die zur Schuberzeugung je
drei Strömungskreise mit einem vorgeschalteten Tangen
tialgebläse und einer nachgeschalteten Gebläseturbine
enthalten, dadurch gekennzeichnet,
daß bei einem Gasturbinenstrahltriebwerk (2) dieser
Antriebsanlage (1) sowohl der Hauptstromkreis (8) als
auch der Mantelstromkreis (9) je eine Brenneinrichtung
(11, 12) besitzen und daß beide Kreise die Gebläsetur
bine (14) beaufschlagen, auf derem Wellenstumpf (15)
die Steuerwelle (16) eines mit ihr fest verbundenen
Tangentialgebläses (17) axial verschiebbar vorgesehen
ist und daß dessen Laufwalzen (13, 18) die Arbeitsluft
für das Gasturbinenstrahltriebwerk (2) aus dem Sam
melraum (7) des Lufteintrittsgehäuses (4) ansaugen und
durch Verschiebung der Steuerwelle (16) mit Hilfe der
Leitspiralen (20, 21) und der Leitvorrichtung (22) wahl
weise in den Hauptstromkreis (8), den Mantelstromkreis
(9) oder in den Radialstromkreis (10) einspeisen und
daß weiterhin das Lufteintrittsgehäuse (4) ein Luft
eintrittsteil (6) aufweist, dessen Saugmund (5) heck
wärts gerichtet ist und daß das Lufteintrittsgehäuse
frontseitig das schwenkbare Strömungsgehäuse (19) des
Radialstromkreises (10) trägt, dessen Schwenkachse
mit der Triebwerkslängsachse zusammenfällt.
2. Antriebsanlage nach Anspruch 1, dadurch ge
kennzeichnet, daß das Strömungsgehäuse
(19) des Radialstromkreises (10) einen Verschwenk
winkel von 360° um die Triebwerkslängsachse gewähr
leistet.
3. Antriebsanlage nach Anspruch 1, dadurch ge
kennzeichnet, daß lediglich durch die
axiale Verschiebung der Laufwalze (18), also durch
eine Schaltoperation, der Radial- bzw. Vertikal
schub unmittelbar unter Vermeidung zeitaufwendiger
Verstellabläufe zu- oder abschaltbar ist.
4. Antriebsanlage nach Anspruch 1, dadurch ge
kennzeichnet, daß die Antriebsanlage (1)
im Strömungsschatten von Luftfahr
zeugen (24) anzuordnen ist, da sie keine in Flug
richtung weisenden Lufteintrittsöffnungen umfaßt.
5. Antriebsanlage nach Anspruch 1, dadurch ge
kennzeichnet, daß der Saugmund (5) eines
jeden Gasturbinenstrahltriebwerks (2) der Antriebs
anlage (1) heckwärts gerichtet ist und die
Arbeitsluft für das Tangentialgebläse (17) der
Mischströmung des Schubstrahls entnimmt.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19863614311 DE3614311A1 (de) | 1986-04-28 | 1986-04-28 | Antriebsanlage fuer luftfahrzeuge |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19863614311 DE3614311A1 (de) | 1986-04-28 | 1986-04-28 | Antriebsanlage fuer luftfahrzeuge |
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DE3614311A1 true DE3614311A1 (de) | 1987-10-29 |
DE3614311C2 DE3614311C2 (de) | 1989-11-02 |
Family
ID=6299686
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Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19863614311 Granted DE3614311A1 (de) | 1986-04-28 | 1986-04-28 | Antriebsanlage fuer luftfahrzeuge |
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-
1986
- 1986-04-28 DE DE19863614311 patent/DE3614311A1/de active Granted
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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Non-Patent Citations (1)
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DE-Z.: Luft- und Raumfahrt 3/85, S. 65 u. 66 * |
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Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE3614311C2 (de) | 1989-11-02 |
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