DE4012103C1 - Hypersonic aircraft reaction drive - has flow tube with frontal air entry slot and trough at trailing end - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Turbotriebwerk für Hyperschallfluggeräte, umfassend einen Gaserzeuger mit Axialverdichter, Brenneinrichtung sowie zugeordneter Antriebsturbine, ferner einer Leistungsturbine mit gekuppeltem Tangentialgebläse, weiterumfassend Lufteintritts- und Gasaustrittsteile, die front- und heckseitig an einem umhüllenden, mit Nachbrennereinrichtung versehenen zylindrischen Strömungsrohr befestigt sind, in dem ein Basistriebwerk mit seinem Gaserzeuger beabstandet untergebracht ist, wobei dieses Basistriebwerk einen zentral angeordneten front- und heckseitig offenen Schubkanal umfaßt, dem ein zweites Lufteintrittsteil vorgeschaltet ist, weiterhin ist dem Gaserzeuger ein an einem umhüllenden Mantelrohr befestigtes Lufteintrittsringteil vorgeschaltet und ferner fördern die Axialverdichter das Arbeitsmedium in eine Verbundringbrennkammer, der die Verdichterantriebsturbine sowie die Leistungsturbine nachgeschaltet sind, sodann ist an dem heckseitigen Lagerschild des Tangentialgebläses eine Nachbrennerglocke befestigt, die in eine Mischkammer einmündet.

Es sind bereits Konzepte bekannt, bei denen übliche Turbotriebwerke in eine als Flugzeug ausgebildete Trägerstufe eingebaut werden, die eine darüber angeordnete, ebenfalls mit Tragflächen versehene Orbitalstufe trägt, mit der sie horizontal startet.

Diese raketengetriebene Orbitalstufe wird in einer gewissen Flughöhe von der Trägerstufe bei Hyperschallfluggeschwindigkeit getrennt und mit einem zugeordneten Aufstiegsbahnwinkel in eine kreisförmige Umlaufbahn um die Erde gesteuert, während die wiederverwendbare Trägerstufe zu ihrem Bestimmungsflugplatz zurückkehrt.

Zum Antrieb der Trägerstufe werden bevorzugt Bläsertriebwerke vorgesehen, die in einem sie umschließenden Gehäuse untergebracht sind, an das sowohl der Lufteintritt als auch das Schubteil angeschlossen sind. Bei hohen Flugmachzahlen wird das Triebwerk abgeschaltet und die Arbeitsluft durchströmt dann ausschließlich den Bläserkanal, wobei die Beschaufelung auf Segelstellung geschaltet ist, um den Flugwiderstand zu verkleinern. Der Antrieb arbeitet dann ausschließlich im Staustrahlbetrieb, wobei auch Konzepte mit gesondertem Staustrahlrohr bekannt sind.

Als Bläser werden sowohl axiale als auch tangentiale Bauarten konzipiert.

Die Triebwerke mit tangentialen Gebläseausführungen haben dabei die Fähigkeit, Schubkräfte orthogonal zu ihrer Längsachse durch Verschwenken eines radial gerichteten, um 360° verdrehbaren Gehäuseteils zu erzeugen, wodurch ein Teil der Gebläseluftmasse eine Schubvektorsteuerung um die drei Hauptflugachsen ermöglicht.

Bei bekannten Ausführungen bilden diese Antriebe eine zusammenhängende Einheit mit der Trägerstufe.

Eine derartige Triebwerksanordnung für Hyperschall-Fluggeräte mit Bodenstarteigenschaften ist aus der Patentschrift DE 38 11 614 bekannt, bei der die benötigte Arbeitsluftmasse vom Trägerkörper eine Vorkompression erfährt, mit der das eigentliche, mit einer variablen Verstellgeometrie versehene und zu einem mit dem Trägerrumpf fest verbundenen Gehäuse gehörende Überschallufteintrittsteil beaufschlagt wird. In diesem Gehäuse befindet sich ein Triebwerk üblicher Konstruktion für den Start und die unteren Flugmachzahlbereiche, dem eine ebenfalls zum Gehäuse gehörende Brennkammer mit angeschlossener Schubdüse nachgeschaltet ist. Diese stellt ein integriertes Teil des Trägerhecks dar, dessen untere Kontur zu einem Nachexpansionsteil mit Überschallabströmung ausgestaltet ist.

Parallel dazu ist oberhalb dieses Triebwerks besonders für den Hyperschallflugbereich ein Staustrahltriebwerk angeordnet, mit dem auch die Grenzschicht des Trägerrumpfes abgeleitet wird.

Neben dieser Parallelschaltung sind auch koaxiale Ausführungen bekannt, die aus einem Nebenstromtriebwerk bestehen, das bei einer bestimmten Flugmachzahl abschaltet, wobei das Nebenstromgebläse gleichzeitig auf Windmühlenbetrieb gesteuert wird, sodaß die Arbeitsluft ungehindert am Kerntriebwerk vorbei in die Brennkammer eintreten kann, um das Düsen- und Expansionssystem für die Hyperschallflugphase nach Energiezuführung zu verlassen.

Die DE-OS 35 07 035 beschreibt ein solches zum Einbau in eine Trägerstufe verwendbares Nebenstromtriebwerk, umfassend einen Gasgenerator, eine gegenläufige Leistungsturbine zum Antrieb von frontseitig angebrachten gegendrehenden Gebläseschaufelreihen, die der Energieerhöhung einer außen am Triebwerk vorbeigeführten Nebenstromluftmasse dienen. Zur Herstellung eines Gegenschubs sind die Schaufelblätter verdrehbar eingerichtet, allerdings ohne Drehrichtungsänderung, sodaß keine optimale Bremskraft erreichbar ist. Weiterhin vermindert sich bei dieser Ausführung der in Flugrichtung wirksame Bremsschubvektor um den entgegengesetzt gerichteten Heißgasvektor des Kerntriebwerks.

Ferner ist in der DE 36 14 311 ein Tangentialgebläse mit mehreren axial hintereinandergeschalteten Laufwalzen dargestellt, das zum einen dem Axialverdichter und zum anderen dem aufheizbaren Nebenstromkreis vorgeschaltet ist. Die Luftmassen beider Strömungskreise beaufschlagen die gemeinsame Leistungsturbine. Durch axiales Verschieben der Gebläselaufwalzen ist ein Teil der Gebläsekaltluftmasse mittels schwenkbarer Gehäuseteile zur Erzeugung von Vertikalschub- und Seitenkraftvektoren verwendbar. Eine Vergrößerung der Nebenstromluftmasse würde bei diesem Triebwerk zwar eine günstige Lauftwalzenvergrößerung in axialer Richtung bedingen, jedoch führt diese Maßnahme sehr bald zu einem Grenzwert, der vom Schaufelraddurchmesser der Leistungsturbine bestimmt wird, die damit eine eventuell erforderlich werdende Steigerung der Arbeitsluftmasse ausschließen kann.

Des weiteren ist aus der DE 27 35 886 C3 ein von einer Turbine über Zahnräder angetriebenes Vorschaltaggregat bekannt, das aus mehreren ummantelten Tangentialgebläsen besteht, die aus der Umgebungsluft ansaugen und das Arbeitsmedium in ein zentral angeordnetes Ansauggehäuse eines Radialverdichters fördern. Zur Luftmassenregulierung befinden sich innerhalb der Laufwalzen verschiebbare Verdrängerkolben.

Der Luftmassendurchsatz ist dabei nicht beliebig zu vergrößern, sondern ist vom Schluckvermögen des Radialverdichters abhängig.

Der Vorteil dieser Ausführungen besteht darin, daß vom Start bis zu den mittleren Überschallfluggeschwindigkeiten bewährte und bereits erprobte Triebwerke zum Einbau in die Trägerstufe Verwendung finden können.

Diese Triebwerke haben jedoch den gemeinsamen Nachteil eines eingeschränkten Luftmassendurchsatzes, der bezüglich der Gestaltung, der Durchmesser und Drehzahlen der Gebläseschaufeln hinsichtlich der örtlichen Strömungsmachzahl und der Lärmemission begrenzt ist.

Des weiteren setzt nun das Erreichen des erforderlichen Bahnwinkels der raketengetriebenen Orbitalstufe zur Erfüllung der Steigflugbedingungen zum Zeitpunkt der Stufentrennung eine ausreichende Schubkraft des luftatmenden Antriebs der Trägerstufe voraus. Bei der vorerwähnten PS DE 38 11 614 ist der Lufteintritt nach den Erfordernissen des Turbotriebwerks bemessen, sodaß bei gleichzeitigem Betrieb von Turbo- und Staustrahlantrieb beide im Teillastbereich arbeiten, wobei ein Gesamtschubabfall gerade in dieser kritischen Flugphase unvermeidbar ist.

Bei der DE-OS 35 07 035 werden hingegen im Hyperschall-Flugbereich sowohl die Bläser- als auch die Gaserzeugerbeschaufelung von den dann vorherrschenden hohen Total-Stautemperaturen des Arbeitsmediums beaufschlagt, denen nur mit keramischen Werkstoffen begegnet werden kann, deren Anwendung für axial durchströmte Laufschaufelgitter jedoch nicht problemlos ist.

Aufgabe der Erfindung ist es daher, ein Turbotriebwerk für Hyperschallfluggeräte zu schaffen, das einen gesteigerten Luftmassendurchsatz erlaubt sowie längs seiner Referenzflugbahn einen verbesserten Schubverlauf aufweist, bei besserer Beherrschung des Temperaturniveaus im hohen Flugmachzahlbereich.

Diese Aufgabe wird durch die im Patentanspruch 1 dargelegten Merkmale gelöst.

Die Verwertung der Abgasenergie zur Beschleunigung der Laufwalzenaustrittsmasse zur Schuberzeugung, ist ein Wärmeaustauschvorgang und gewährleistet somit eine optimale Ausnutzung der Kraftstoffenergie sowie eine Steigerung des thermischen Wirkungsgrades und des Vortriebswirkungsgrades, da die Schubstrahlgeschwindigkeit durch die zweite Nachbrenneinrichtung zur zeitlichen Fluggeschwindigkeit konform regelbar ist, wodurch gleichzeitig die Wärmebilanz der schuberzeugenden Bauelemente verbessert wird.

Die Erzeugung der Hauptschubmasse durch Beschleunigung der Mantelströmung in den Laufwalzen des Tangentialgebläses bewirkt eine Verbesserung des Schubverhaltens, denn die scheitellose Kennlinie dieser Gebläseart erlaubt ein hohes Druckverhältnis im Nachbrenner und damit einen fließenden Übergang in den Staustrahlbetrieb.

Bekanntlich lassen sich bei Tangentialgebläsen erhebliche Drucksteigerungen erzielen, wobei der Reaktionsgrad um Null herum pendelt, so daß sie hinreichend genau als Gleichdruckgebläse zu bezeichnen sind, die als reine Geschwindigkeitserzeuger arbeiten.

Der allgemein als triebwerksdimensionierend bezeichnete transsonische Flugbereich ist hinsichtlich des erforderlichen Nettoschubs, besonders im Einlaufbereich, sehr empfindlich gegen sogenannte Installationsverluste, die als Zusatzwiderstände in Erscheinung treten.

Die am Basistriebwerk vorbeigeführte Mantelströmung sowie die den Schubkanal passierende Kernströmung schließen sowohl einen Überlaufwiderstand als auch die üblichen Bypass- und Abblasewiderstände aus, denn der auf die Triebwerksfrontfläche bezogene Luftmassendurchsatz wird vollständig vom Lufteintrittsteil aufgenommen, wobei die Körpergrenzschicht der Trägerstufe und diejenige der Lufteintrittsrampen zusammen mit der Innenwandgrenzschicht des Strömungskanals an der Peripherie der Mantelströmung durch die verstellbare Grenzschichtschleuse in den Nachbrenner eingeleitet und der Kernströmung zugemischt werden.

Eine Durchsatzdrosselung mit ihren nachteiligen Folgen im Strömungsverhalten des Lufteintrittsteils kann sich nicht ausbilden, da ein eventueller Druckanstieg vor den Axialverdichtern zwangsläufig über die Mantel- und Kernströmung abgebaut wird.

Durch den zum Lufteintrittsteil hin offenen Schubkanal wird ferner das Luftmassen- und damit Sauerstoffangebot, vom Gebläse unabhängig, im Nachbrenner gesteigert sowie das für die Schubdüse zur Verfügung stehende Enthalpiegefälle durch die Stautemperatur der Kernströmung vergrößert. Im Staustrahlbetrieb wird hingegen zusätzlich die gesamte Mantelstrommasse über die Grenzschichtschleuse bei gleichzeitiger Kühlung der Außenhaut der Nachbrennerglocke in die Mischkammer mit einem Nachverbrennungseffekt eingeleitet und bewirkt dort eine Kühlung der die Nachbrennerglocke verlassenden, weitgehend dissoziierten Heißgasmasse, wodurch deren Temperatur bereits vor der Überschalldüse soweit abfällt, daß eine zumindest teilweise Rückgängigmachung der Dissoziation unter Energiefreisetzung erfolgt, wobei weiter stromabwärts, entlang der Düsenachse eine weitere Senkung der statischen Gastemperatur bei steigender Strömungsgeschwindigkeit stattfindet. Dieser Vorgang leitet eine noch weitergehende Rekombination ein, wodurch ein quasi gleitendes Strömungsgleichgewicht hergestellt wird. Die Gebläsebeschaufelung liegt dabei thermisch vorteilhaft außerhalb der Staustrahlströmung.

Der zum Lufteintritt hin offene Schubkanal erlaubt ferner einen exakt mit der Triebwerkslängsachse übereinstimmenden Bremsschub, indem durch Verschieben des Strömungslenkapparats in die heckseitige Position, die relativ kleine, aus heißen Abgasen der Gaserzeuger bestehende Impulsstrahlmasse der frontseitigen Impulsdüse, die demgegenüber große Luftmenge der Gebläseschubmasse in Flugrichtung beschleunigt, wodurch diese aufgrund des Mischungsverhältnisses eine nur unwesentliche Temperaturerhöhung erfährt, die eine merkliche Wärmebeeinträchtigung der Axialverdichterleistung durch Rezirkulation während des Bremsschubmanövers ausschließt, auch dann, wenn die Abgasmassen zum Zwecke einer zeitlich begrenzt erhöhten Schubmassenbeschleunigung zuvor im Gassammelraum aufgeheizt werden sollte, denn die Frischluft sowohl für die Gaserzeuger als auch für das Tangentialgebläse wird bei diesem Manöver radial durch die zur Deckung gebrachten Lufteintrittsschlitze des Strömungskanals und diejenigen des Verstellkörpers angesaugt. Dieser Saugvorgang wird durch den Strahlpumpeneffekt des Bremsschubstrahls verstärkt und verbessert damit die Luftversorgung von Gebläse und Verdichtern.

Bei bekannten Entwicklungsformen erfolgt die Schuberzeugung durch eine Nebenstrommasse unmittelbar mittels der Gebläseschaufelblätter, wobei der Schubstrahl kreisringförmig ausgebildet ist und eine schaufel- sowie drehzahlabhängige Richtung und Geschwindigkeit besitzt.

Bei dem erfindungsgemäßen Triebwerk erfolgt im Gegensatz dazu die Schuberzeugung mittelbar, indem der die Gebläselaufwalzen zentripetal verlassende Massenstrom durch den regelbaren Impulsstrahl heck- oder frontseitig beschleunigt wird und beim Eintritt in die Nachbrennerglocke einen mischungsgünstigeren Kreisquerschnitt besitzt, der in Zusammenschaltung mit dem zentralen Schubkanal und der dadurch möglichen zusätzlichen Ausnutzung der durch die Fluggeschwindigkeit gewonnenen Strömungsenergie eine optimale Temperaturverteilung gewährleistet.

Beim Vergleich eines durchmesserentsprechenden Propfantriebwerks mit dem erfindungsgemäßen Basistriebwerk, hat letzteres, neben einem durch die Bauweise des Tangentialgebläses bedingten extrem niedrigen Leerlaufkraftbedarf, den Vorteil eines auch bei Vergrößerung des Luftmassendurchsatzes geringen Lärmpegels, denn der durch ein Ringleitprofil in der Zuströmung begünstigte Lufteintritt der Laufwalzen liegt auf einem Zylindermantel und kann somit für eine Durchsatzvergrößerung vorteilhaft axial erweitert werden, somit also niemals in den Schallgrenzbereich und damit in die Zone verstärkter Lärmabstrahlung gelangen. Dies aber ist beim axial ansaugenden Propfan der Fall, dessen Schaufelspitzengeschwindigkeit sich dabei im Bereich störender Schallfrequenzen bewegen würde. Der Vergleich ergibt somit einen aus dem Gebläseaußendurchmesser und der axialen Erstreckung seiner Laufwalzen resultierenden, missionsbedingt zu steigernden Luftdurchsatz, der bei bestehenden Projekten durch die Parallelschaltung mehrerer Einzeltriebwerke erreicht wird, mit den Nachteilen eines größeren Bauaufwands und einer komplizierteren Regelung sowie der Interferenzmöglichkeit der Expansionsstrahlen, wobei die Breite der Trägerstufe der zur Verfügung stehenden Schubkraft Grenzen setzt - Jahrbuch 1989 I, Deutsche Gesellschaft für Luft- und Raumfahrt DGLR, Auslegung eines Hyperschall-Antriebs für Sänger . . ., MTU München, insbesondere Seite 270 Bild 4.6 -.

Die erfindungsgemäßen Maßnahmen ermöglichen es, mit den Entwicklungserfordernissen der luftatmenden Triebwerke hinsichtlich ihrer Schubkräfte Schritt zu halten, die eine Trägerstufe aus Gründen der Geräuschverminderung für steile Startmanöver und zum Transport sowie zum Beschleunigen der zu erwartenden steigenden Nutzlastenforderung der Orbitalstufe benötigen wird, wobei die funktionellen Eigenschaften auch steile Landeanflugpfade erlauben, wodurch ebenfalls bei dieser Flugphase die Geräuschbelastung des Flugplatzumfeldes vermindert wird.

Die Erfindung verhindert wirkungsvoll bei Staustrahlbetrieb eine direkte Temperaturbeaufschlagung der Axialverdichter durch das Arbeitsmedium, da bei abgeschalteten Gaserzeugern das Lufteintrittsringteil von dem axial verschiebbaren Einlaufkurventeil vollständig abgedeckt wird, ebenso wie bei geöffneter Grenzschichtschleuse eine Durchströmung der Laufwalzen des Tangentialgebläses nicht stattfindet.

Aufgrund des auf den Durchmesser bezogenen, gegenüber üblichen Triebwerken großen Luftdurchsatzes ist das beschriebene Turbotriebwerk allgemein für Großraumflugzeuge nützlich, wobei maximal lediglich zwei Triebwerke erforderlich werden.

Die Erfindung wird nachstehend anhand des in den Zeichnungen dargestellten Ausführungsbeispiels noch näher erläutert.

Dabei zeigt in schematischer Darstellung:

Fig. 1 die heckseitige Anordnung von zwei Turbotriebwerken in einer Trägerstufe, in Flugrichtung gesehen.

Fig. 2 eine Ansicht in Richtung A auf das Turbotriebwerk gemäß Fig. 1 bei aufgeschnittenem Strömungsrohr.

Fig. 3 einen Längsschnitt des Turbotriebwerks gemäß Fig. 2 zwischen den Ebenen I und II.

Fig. 4 das Turbotriebwerk gemäß Fig. 3 im Staustrahlbetrieb, teilweise aufgebrochen.

Fig. 5 das Turbotriebwerk gemäß Fig. 3 im Bremsschubbetrieb, teilweise aufgebrochen.

Fig. 6 eine Anordnung des Basistriebwerks als selbständige Antriebseinheit.

Fig. 7 einen Querschnitt des Turbotriebwerks mit den Teilschnitten R-R und T-T gemäß Fig. 3 und dem Teilschnitt D-D gemäß Fig. 6.

Fig. 1 zeigt die Einbauräume E bei einer Rumpf-Flügel-Befestigung von zwei Turbotriebwerken 1, die in der Heckpartie einer Trägerstufe 51 beabstandet angeordnet sind. Diese Maßnahme erlaubt eine Schubvektorsteuerung um die Gierachse z-z mit Hilfe von Schubstrahlgeschwindigkeitsdifferenzen der beiden Triebwerke, die damit bezüglich des flugzeugfesten Achsenkreuzes ein zur Steuerung verwertbares Drehmoment m_d erzeugen, hervorgerufen durch kurzzeitig einstellbare Querschnittsänderungen der Grenzschichtschleuse 41 (Fig. 3), wodurch das Verhältnis der Mantel- zur Kernstrommasse Q_M/Q_K (siehe Fig. 2); also der nichtaufgeheizten zur aufgeheizten Luftmasse sowohl für das linke als auch für das rechte Turbotriebwerk 1 separat veränderbar werden. Die durch dieses Schubmanöver erzielten, beispielsweise entgegen Uhrzeigersinn drehenden Momente bewirken eine Flugrichtungsänderung der Trägerstufe 51 durch Drehung um die Gierachse z-z und damit unterschiedliche Anströmgeschwindigkeiten der linken und rechten Tragfläche, an denen entgegengesetzte Auftriebskomponenten m_e und m_h erzeugt werden, die als Kräftepaar in Erscheinung treten und ein Steuermoment um die Rollachse x′-x′ der Trägerstufe 51 betriebsgerecht zur Verfügung stellen (durch Pfeile angedeutet).

Diese Steuerungsvorgänge erfolgen bei konstantem Gesamtluftdurchsatz und dienen im Hyperschallflugbereich der Unterstützung der aerodynamischen Steuerflächen F, die in großen Flughöhen ein träges Betriebsverhalten zeigen.

Fig. 2 zeigt bei aufgeschnittenem Strömungsrohr 40 einen in Richtung A gemäß Fig. 1 gesehenen axialen Längsschnitt des Turbotriebwerks 1 im Zusammenbau mit einem ersten Lufteintrittsteil 27, einer Ringmulde 46, einem Basistriebwerk 25 mit Abstandshaltern 47 und einer ersten Schubdüse 37 mit angeschlossenem Nachexpansionsteil 32. Das zweite Lufteintrittsteil 50 des zentralen, front- und heckseitig offenen Schubkanals 2, das so ausgebildet ist, daß es die Funktion einer Schubdüse in der Bremsschubphase übernimmt, befindet sich in einem auslegungsbedingten Abstand a vom ersten Lufteintrittsteil 27 entfernt, nach dessen Durchströmung die Gesamtluftmasse Q in vier Massenströme unterteilt wird; und zwar in die hauptsächlich aus der Körpergrenzschicht der Trägerstufe 51 und aus den Grenzschichten der Rampen 38 resultierenden Grenzschichtmasse Q_G, die Mantelstrommasse Q_M, die Arbeitsluftmasse Q_A und die Luftmasse der Kernströmung Q_K. Diese Einzelluftmassen vereinigen sich, nach Durchströmung der entsprechenden Triebwerksbauteile sowie erforderlicher Kraftstoffzuführung und Aufheizung, in der Mischkammer 28 und verlassen als Gesamtheit die erste Schubdüse 37 bzw. das Nachexpansionsteil 32 als Schubgasmasse Q_S.

Bekannterweise ist es vorteilhaft, wenn das erste Lufteintrittsteil 27 und die erste Schubdüse 37 rechteckig, mit verstellbaren Rampen 38 ausgeführt werden. Dabei ist jedoch zwischen den Ebenen I und II das mit der Trägerstufe 51 örtlich verbundene Strömungsrohr 40 zylindrisch und nimmt anschließend zum ersten Lufteintrittsteil 27 bzw. zur ersten Schubdüse 37 hin rechteckige Querschnitte an.

Fig. 3 zeigt einen Längsschnitt des Turbotriebwerks 1 gemäß Fig. 2 zwischen den Ebenen I und II in der Betriebsphase des Vorwärtsschub S_V, daran erkenntlich, daß der Strömungslenkapparat 13 durch die zweiten Stelleinrichtungen 14 auf die Seite der zweiten Impulsdüse 11 gesteuert wurde, wodurch die Impulsmasse Q_I, verstärkt durch die Teilmasse Q_T der den Luftdurchtritt 20 passierenden Kernstrommasse Q_K, die erste Impulsdüse 10 verläßt und als Leitstrahl L_V unter Mitnahme der Laufwalzenaustrittsmasse Q_W in die Nachbrennerglocke 34 mit der temporär zuschaltbaren ersten Nachbrenneinrichtung 53 gelenkt wird.

Die durch die zweite Impulsdüse 11 eingeströmte Teilmasse Q_T dient bei aufgeheizter Impulsmasse Q_I gleichzeitig zur Kühlung des Strömungsleitapparats 13.

Des weiteren strömt die Arbeitsluftmasse Q_A durch das am Mantelrohr 22 befestigte Lufteintrittsringteil 29 zunächst in die Axialverdichter 9 und anschließend, nach Energieaufnahme, in die Verbundringbrennkammer 3, beaufschlagt dann, nach Kraftstoffzuführung und Zündung die Verdichterantriebsturbinen 4 und danach die Leistungsturbinen 5, die über die Antriebswellen 6 kraftschlüssig mit den Laufwalzen 36 des Tangentialgebläses 7 verbunden sind, dessen Lagerungen sich im front- 48 bzw. heckseitigen Lagerschild 49 befinden.

Die in den Leistungsturbinen 5 weiter entspannte Arbeitsluftmasse Q_A tritt dann in den Gassammelraum 8 ein und durchströmt als Impulsmasse Q_I nach Umlenkung in den Strömungsleitrippen 21 die Gasableitungskanäle 33 mit den temporär zuschaltbaren zweiten Nachbrenneinrichtungen 54. Die Kernstrommasse Q_K tritt durch das zweite Lufteintrittsteil 50 in den Schubkanal 2 ein, dabei stehen die ersten Lufteintrittsschlitze 16 des Strömungsrohrs 40 zu den zweiten Lufteintrittsschlitzen 17 des Verstellkörpers 18 auf Lücke, sodaß kein Luftzutritt von außen erfolgen kann.

Das Einlaufkurventeil 19 des ersten Lufteintrittsteils 27 befindet sich dazu im eingerückten, mit der Kurvenkontur bündigen Zustand.

Die Mantelstrommasse Q_M und die dazu periphere Grenzschichtmasse Q_G strömen in dem vom Strömungsrohr 40 und dem Mantelrohr 22 gebildeten Ringkanal, der stromabwärts in die Grenzschichtschleuse 41 übergeht, deren Verdränger 35 mittels der dritten Stelleinrichtung 39 den von der Ringmulde 46 und der Nachbrennerglocke 34 gebildeten Schleusenkanal 30 so weit verengt hat, daß lediglich die Grenzschichtmasse Q_G passieren kann, während die Mantelstrommasse Q_M in die Laufwalzen 36 des Tangentialgebläses 7 eintritt.

Diese Anordnung erlaubt die Ableitung der Grenzschichtmasse Q_G in Verbindung mit einem Verlustrückgewinn, indem Q_G einmal zur Kühlung der Nachbrennerglocke 34 Verwendung findet und ferner in der Mischkammer 28 der Schubgasmasse Q_S zugemischt wird (hierzu Fig. 2). Zu Steuerungszwecken und während des Staustrahlbetriebs kann der Schleusenkanal 30 durch Verschieben des Verdrängers 35 in Strömungsrichtung so weit geöffnet werden, daß die Grenzschichtmasse Q_G und die Masse der Mantelströmung Q_M ihn gemeinsam durchströmen können (siehe auch Fig. 4).

Fig. 4 zeigt das Turbotriebwerk 1 gemäß der Darstellung in Fig. 3, jedoch in der Flugphase des Staustrahlbetriebs.

Die Gaserzeuger 24 sind jetzt abgeschaltet. Das Einlaufkurventeil 19 ist aus seinem ursprünglichen Sitz im ersten Lufteintrittsteil 27 (hierzu Fig. 3) herausgelöst und mit Hilfe der ersen Stelleinrichtung 23 durch den Teleskopkolben 56 bis zum zweiten Lufteintrittsteil 50 des Schubkanals 2 bzw. bis zum Lufteintrittsringteil 29 des Mantelrohrs 22 vorgeschoben.

Es verhindert damit den Luftzutritt zu den Gaserzeugern 24, denn bei gesteigerter Fluggeschwindigkeit würden diese sonst mit einer Arbeitsluftmasse Q_A (hierzu Fig. 3) beaufschlagt, deren Temperaturhöhe sich derjenigen der Verbundbrennkammer 3 nähern würde. Wegen des dann fehlenden Energiegefälles sind daher die Gaserzeuger 24 außer Betrieb gesetzt.

Die das erste Lufteintrittsteil 27 in Strömungsrichtung verlassende Gesamtluftmasse Q teilt sich zum einen in die Mantelstrommasse Q_M und die dazu periphere Grenzschichtmasse Q_G, die beide unter Umgehung der Gaserzeuger 24 mit dem nachgeschalteten Tangentialgebläse 7 den von dem Strömungsrohr 40 und dem Mantelrohr 22 gebildeten Ringkanal durchströmen sowie zum anderen in die Kernstrommasse Q_K, die durch das zweite Lufteintrittsteil 50 in den Schubkanal 2 eintritt, sodann als Teilmasse Q_T die zweite und erste Impulsdüse 11 und 10 sowie den Luftdurchtritt 20 des in Flugrichtung verschobenen Strömungslenkapparats 13 und damit auch die innere Impulskammer 12 durchfließt und des weiteren die äußere Impulskammer 12 sowie die profilierten Gasableitungskanäle 33 umströmt, um dann in die Nachbrennerglocke 34 einzumünden.

Die zweiten Lufteintrittsschlitze 17 des Verstellkörpers 18 sind in dieser Schubphase verschlossen, da sie bezüglich der ersten Lufteintrittsschlitze 16 des Strömungsrohres 40 auf Lücke stehen (hierzu Fig. 3).

Der Verdränger 35 der Grenzschichtschleuse 41 ist dabei in Strömungsrichtung verschoben, sodaß der Schleusenkanal 30 seine maximale Öffnung besitzt (hierzu auch Fig. 3) und der aus der Mantelstrommasse Q_M und der Grenzschichtmasse Q_G gebildete Massenstrom ihn ungehindert passieren kann.

Fig. 5 zeigt das Turbotriebwerk 1 zwischen den Ebenen I und II gemäß der Darstellung in Fig. 3, jedoch in der Betriebsphase eines Bremsschubmanövers, daran erkenntlich, daß der Strömungslenkapparat 13 die Impulsmasse Q_I nach dem Durchströmen der Gasableitungskanäle 33 frontwärts durch die zweite Impulsdüse 11 leitet, aus der Q_I als Leitstrahl L_B in Flugrichtung unter Einbeziehung der Teilmasse Q_T, der Laufwalzenaustrittsmasse Q_W austritt, deren Strömungsrichtung in Flugrichtung durch diese Maßnahme eingeleitet und durch den Leitstrahl L_B verstärkt wird, um dann aufgrund des im Schubkanal 2 entstehenden Strahlpumpeneffekts als Bremsschubmasse Q_B zunächst durch das zweite Lufteintrittsteil 50 und weiter unter Beimischung der Frischluftmasse Q_F durch das erste Lufteintrittsteil 27 das Turbotriebwerk 1 als Bremsschub S_B zu verlassen. In diesem Betriebszustand sind die zweiten Lufteintriffsschlitze 17 des Verstellkörpers 18 mit seiner inneren Umfangsverzahnung 42 mit Hilfe eines Ritzels 43 des Stellmotors 44 durch Verdrehen mit den ersten Lufteintrittsschlitzen 16 des Strömungsrohrs 40 zur Deckung gebracht worden, sodaß durch die Leitstrahlwirkung der Frischluftmasse Q_F sowohl die Mantelstrommasse Q_M zur Speisung der Laufwalzen 36 als auch die Arbeitsluftmasse Q_A zum Betrieb der Gaserzeuger 24, unter Umgehung des wegen der Bremsschubmasse Q_B jetzt nicht mehr verfügbaren ersten Lufteintrittsteils 27, radial durch die Lufteintrittsschlitze 16 und 17 in das Turbotriebwerk 1 eintreten können (durch Pfeile gekennzeichnet).

Durch Verschieben des Verdrängers 35 wird dabei der Schleusenkanal 30 der Grenzschichtschleuse 41 mit abnehmender Fluggeschwindigkeit zunehmend geschlossen (hierzu auch Fig. 3).

Fig. 6 zeigt eine Anordnung des Basistriebwerks 25 als selbständige Antriebseinheit eines Flugzeugs, die mit dem Pylon 26 an der Tragfläche 52 befestigt ist.

Die vor dem Triebwerk befindliche Gesamtluftmasse Q teilt sich in die das Lufteintrittsringteil 29 anströmende Arbeitsluftmasse Q_A und die in das zweite Lufteintrittsteil 50 des Schubkanals 2 eintretende Kernstrommasse Q_K sowie in die Mantelstrommasse Q_M, die nach Umströmung des mit Profilstegen 58 beabstandeten Ringleitprofils 57 in die Laufwalzen 36 des Tangentialgebläses 7 eintritt und sich daraufhin, analog zu Fig. 3, mit den Luftmassen Q_K und Q_A in der Nachbrennerglocke 34 zur Schubgasmasse Q_S vereinigt, die jedoch auch in der ersten Nachbrenneinrichtung 53 aufgeheizt werden kann, um dann das Basistriebwerk 25 durch die zweite Schubdüse 31 zu verlassen.

Die Laufwalzen 36 sind zwischen dem frontseitigen 48 und dem heckseitigen Lagerschild 49 angeordnet, wobei 49 die Betätigungsteile 45 für die Verdrehung der in den Laufwalzen 36 befindlichen Strömungsleiteinrichtungen 15 trägt, die den Vertikalschub S_S bzw. den Seitenkraftschub S_K lenken (hierzu auch Fig. 7).

Fig. 7 zeigt zunächst in den beiden oberen Quadranten sowie im Zentrum einen Teilquerschnitt durch das Turbotriebwerk 1 in der Ebene R-R gemäß Fig. 3.

Im äußeren Strömungsrohr 40 ist dabei mit Hilfe der Abstandshalter 47 das Mantelrohr 22 befestigt, in dem bei diesem bevorzugten Ausführungsbeispiel zwölf Gaserzeuger 24 am Umfang gleichmäßig verteilt angeordnet sind, deren Abgase nach Verlassen der Leistungsturbinen 5 in den Gassammelraum 8 eintreten, an dem 3 Gasableitungskanäle 33 angeschlossen sind, die das Arbeitsmedium, also die Impulsmasse Q_I mittels des in der Impulskammer 12 befindlichen Strömungslenkapparats 13, je nach dessen Position in die erste 10 bzw. zweite Impulsdüse 11 lenken. Bei einer bestimmten Zwischenposition ist unter Berücksichtigung der Fig. 5 auch Schubgleichgewicht zu Testzwecken erreichbar, ohne daß ein Triebwerksausbau erforderlich wird.

Außerhalb der Impulskammer 12 sind die hydraulisch betätigten zweiten Stelleinrichtungen 14 angebracht, mit denen der Strömungslenkapparat 13 steuerbar verbunden ist, dessen Bewegungsrichtung senkrecht zur Zeichenebene steht.

In den beiden unteren Quadranten sind die Querschnitte der offenen Laufwalzen 36 des Tangentialgebläses 7 dargestellt sowie die Käfigstege 55, die den frontseitigen 48 mit dem heckseitigen Lagerschild 49 dreh- und biegefest verbinden (hierzu auch die Fig. 3 und 6). Die offenen Laufwalzen 36 haben dabei kein besonderes Eintritts- oder Austrittsgehäuse, sondern die Strahlrichtung wird ausschließlich durch die in jeder Laufwalze 36 befindlichen Strömungsleiteinrichtungen 15 gesteuert.

Dabei besteht einmal die Möglichkeit, die Strömungsleiteinrichtungen 15 fest einzustellen, wie es in Teilschnitt T-T gemäß Fig. 3 im Quadranten unten rechts gezeigt ist, sodaß die Mantelstrommasse Q_M nach Umströmung des Ringleitprofils 57 von außen zutritt, um dann die Laufwalzen 36 als Laufwalzenaustrittsmasse Q_W wieder zu verlassen und in den Schubkanal 2 einzutreten.

Die zweite Möglichkeit besteht gemäß Teilschnitt D-D nach Fig. 6, dargestellt im Quadranten unten links, in einer beliebigen Verstellung der Strömungsleiteinrichtungen 15, sodaß beispielsweise ein Teil der Laufwalzen 36 der beiden unteren Quadranten auch aus dem Schubkanal 2 die Laufwalzenaustrittsmassen Q_W der in den beiden oberen Quadranten befindlichen Laufwalzen 36 sowie die Kernstrommasse Q_K, zusammen mit der Impulsmasse Q_I ganz oder teilweise ansaugen können. Damit wird die dann austretende Luftmasse durch die Strömungsleiteinrichtungen 15 senkrecht zur Triebwerkslängsachse x-x, entweder als Vertikalschub S_S oder als Seitenkraftschub S_K oder aber auch kombiniert nach außen abgeströmt, um Auftriebsunterstützungen insbesondere beim Landeanflug in Bodennähe sowie Roll- und Kippmomente der Trägerstufe 51 auszuregeln (hierzu auch die Fig. 1 und 6).

Claims (5)

1. Turbotriebwerk für Hyperschallfluggeräte, umfassend einen Gaserzeuger mit Axialverdichter, Brenneinrichtung sowie zugeordneter Antriebsturbine, ferner einer Leistungsturbine mit gekuppeltem Tangentialgebläse, weiterumfassend Lufteintritts- und Gasaustrittsteile, die front- und heckseitig an einem umhüllenden, mit Nachbrennereinrichtung versehenen zylindrischen Strömungsrohr befestigt sind, in dem ein Basistriebwerk mit seinem Gaserzeuger beabstandet untergebracht ist, wobei dieses Basistriebwerk einen zentral angeordneten front- und heckseitig offenen Schubkanal umfaßt, dem ein zweites Lufteintrittsteil vorgeschaltet ist, weiterhin ist dem Gaserzeuger ein an einem umhüllenden Mantelrohr befestigtes Lufteintrittsringteil vorgeschaltet und ferner fördern die Axialverdichter das Arbeitsmedium in eine Verbundringbrennkammer, der die Verdichterantriebsturbine sowie die Leistungsturbine nachgeschaltet sind, sodann ist an dem heckseitigen Lagerschild des Tangentialgebläses eine Nachbrennerglocke befestigt, die in eine Mischkammer einmündet, dadurch gekennzeichnet, daß das zylindrische Strömungsrohr (40) frontseitig mit ersten Lufteintrittsschlitzen (16) versehen ist und heckseitig eine Ringmulde (46) trägt, daß koaxial zum frontseitigen zylindrischen Außendurchmesser des Strömungsrohres (40) ein um die Triebwerkslängsachse (x-x) verdrehbarer, mit zweiten Lufteintrittsschlitzen (17) ausgestatteter Verstellkörper (18) mit integrierter innerer Umfangsverzahnung (42) angeordnet ist, in die ein Ritzel (43) eines Stellmotors (44) eingreift, daß ferner ein Einlaufkurventeil (19) axial verschiebbar mit einer ersten Stelleinrichtung (23) verbunden ist, daß des weiteren der front- und heckseitig offene Schubkanal (2) von mehreren, gleichmäßig auf seinem äußeren Umfang verteilten Gaserzeugern (24) umgeben ist und daß die Leistungsturbinen (5) stromabwärts über Antriebswellen (6) mit den in front- und heckseitigen Lagerschilden (48 bzw. 49) drehbar angeordneten Laufwalzen (36) des Tangentialgebläses (7) gekuppelt sind, daß weiterhin den Leistungsturbinen (5) ein ringförmiger, mit dem Mantelrohr (22) und dem Schubkanal (2) fest verbundener Gassammelraum (8) nachgeschaltet ist, dem mehrere gleichmäßig verteilte und zentripetal gerichtete profilierte Gasableitungskanäle (33) mit vorgeschalteten Strömungsleitrippen (21) sowie zweiten Nachbrenneinrichtungen (54) zugeordnet sind, die in eine mit erster und zweiter Impulsdüse (10 bzw. 11) ausgestattete Impulskammer (12) einmünden, in der sich ein mit zentralen Luftdurchtritt (20) versehener Strömungslenkapparat (13) befindet, der durch die am äußeren Durchmesser der Impulskammer (12) angebrachten zweiten Stelleinrichtungen (14) axial verschiebbar ist.

2. Turbotriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten (16) und zweiten Lufteintrittsschlitze (17) durch den Stellmotor (44) über das Ritzel (43) entweder zur Deckung gebracht werden können oder um eine Schlitzbreite zueinander versetzt einstellbar sind.

3. Turbotriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Tangentialgebläse (7) aus mehreren, ringförmig in gleichmäßigen Abständen angeordneten offenen Laufwalzen (36) besteht, die mit inneren, entweder fest einstellbaren oder aber durch Betätigungsteile (45) stufenlos um 360° verdrehbaren Strömungsleiteinrichtungen (15) ausgestattet sind.

4. Turbotriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Ringmulde (46) mit der Nachbrennerglocke (34) eine Grenzschichtschleuse (41) bildet, deren Schleusenkanal (30) durch Axialverschiebung eines Verdrängers (35) mittels dritter Stelleinrichtungen (39) im Durchtrittsquerschnitt steuerbar ist.

5. Turbotriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Basistriebwerk (25) ohne Strömungsrohr (40) als selbständige Antriebseinheit für geringere Flugmachzahlen durch Anordnung der zweiten Schubdüse (31) an die Nachbrennerglocke (34) und Hinzufügung eines zusätzlichen, mit Profilstegen (58) beabstandeten Ringleitprofils (57) verwendbar ist.