DE4111396A1 - Turbotriebwerk fuer hyperschallfluggeraete - Google Patents
Turbotriebwerk fuer hyperschallfluggeraeteInfo
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Description
Die Erfindung betrifft ein Turbotriebwerk für Hyperschallfluggeräte
gemäß der Hauptanmeldung DE P 40 12 103.8-13.
Es ist bekannt, daß rechteckige Einlauf- und Austrittsteile,
insbesondere im Geschwindigkeitsbereich M<1 grundsätzlich
bessere Gestaltungsmöglichkeiten aufweisen und
aerodynamisch besser beherrschbar sind.
Der Antrieb von Hyperschallfluggeräten wird allgemein
von M = 0 bis ca. M = 3 mit Triebwerken herkömmlicher
Bauart konzipiert, die aufgrund ihrer Bauelemente einen
ausschließlich zylindrischen Querschnitt besitzen (z. B.
die OS DE 37 38 703 zeigt ein solches Triebwerk).
Nun ist der Übergang von einem rechteckigen Lufteintrittsteil
auf ein zylindrisches Triebwerksgehäuse und danach
wieder die Anpassung an eine Rechteckschubdüse mit Mängeln
behaftet.
Es wird z. B. eine größere Baulänge benötigt und die Gehäusekomponenten
werden fertigungsmäßig aufwendiger. Sodann
treten bei der Anpassung an die Flugzeugzelle Verluste
durch nicht genutzten Bauraum auf, wodurch die Stirnfläche
vergrößert und somit der Flugwiderstand erhöht wird.
Diese Nachteile sind bei bekannten Triebwerken aufgrund
der üblichen Bauelemente und deren Anordnung jedoch nicht
zu beheben.
Ziel der Erfindung ist es, ein Turbotriebwerk der in der
Hauptanmeldung beschriebenen Art in rechteckiger Form
auszuführen, wobei diese Weiterbildung die genannten
Nachteile beseitigt.
Dieses Ziel wird durch die im Patentanspruch 1 dargelegten
Merkmale erreicht.
Die getroffenen Maßnahmen erlauben einen übergangslosen
Anschluß sowohl eines rechteckigen Lufteintritts als auch
einer Rechteckschubdüse an das Gehäuse des Turbotriebwerks,
wodurch eine minimale Baulänge und eine optimale
Anpassung an die Flugzeugzelle gewährleistet ist.
Vorteilhaft ist weiterhin, daß durch bloße Schließung des
Gassammelraums bei Abschaltung der Gaserzeuger, der Schubkanal
automatisch zum zentralgelegenen integrierten Staustrahltriebwerk
wird, ohne daß die Strömung vorher durch
Klappen ab- oder umgelenkt werden muß und auch nicht von
der Körpergrenzschicht der Flugzeugzelle gestört wird.
Im Gegensatz dazu sei auf die in der Patentschrift
DE 38 11 614 C1 beschriebene aufwendige Klappenanordnung
zur Steuerung des Lufteintritts für Turbo- und Staustrahltriebwerk
hingewiesen, wobei letzteres gezwungen ist, die
störende Körpergrenzschicht mit zu verarbeiten, wodurch zusätzliche
Einrichtungen erforderlich werden (Grenzschichtzäune etc.).
Gegenüber der sonst üblichen kreisförmigen Ausbildung
von Turbotreibwerken, besteht bei den vorgeschlagenen
orthogonal zum Flugzeugrumpf befindlichen Antriebsreihen
der Vorteil einer ausschließlich seitlichen Anordnung der
Strömungskanäle zur Belieferung der Gaserzeuger und des
Tangentialgebläses mit Arbeitsluft, wodurch bei jedem
benötigten Luftdurchsatz die erforderliche Bodenfreiheit
gewährleistet ist, da sich bei Schubkrafterhöhung nur die
verhältnismäßig kleine Luftmasse der Gaserzeuger auf deren
radiale Vergrößerung auswirkt. Die demgegenüber große
Gebläseluftmasse verbreitert jedoch das Turbotriebwerk.
Die Leitstrahlbündel steuern die das Tangentialgebläse
verlassende Kaltluftmasse wahlweise sowohl als Bremsschub
bei freigegebenen, in den Strömungskanälen untergebrachten
Luftzuführungsöffnungen einmal in die Flugrichtung als
auch entgegengesetzt dazu als Horizontal- oder Vorwärtsschub
im Normalzustand des Triebwerks.
Weiterhin können zur Herstellung eines Schubgleichgewichts
die einen Leitschaufeln einen Bremsschub erzeugen und die
andere Leitschaufelreihe gleichzeitig in die Vorwärtsschubposition
geschwenkt sein. Dieser Betriebszustand
kann erforderlich werden, wenn die Triebwerke in eingebautem
Zustand überprüft werden müssen oder um aus einer
Bereitschaftsposition (stand-by) heraus einen schnellen
Start zu gewährleisten.
In Bodennähe und besonders im Landeanflug bei sinkenden
aerodynamischen Auftriebskräften formieren die Strömungsleiteinrichtungen
der Walzen des Tangentialgebläses beider
Antriebsreihen und bei freigegebener Vertikalschuböffnung
die Kaltluftmassen zu einem quasi vertikal austretenden
Schubstrahl. Bei eventuell einwirkenden Scherwinden
oder labilen Rollsteuermomenten können darüber
hinaus Seitenkräfte erzeugt werden, indem z. B. die rechte
untere Walze des Tangentialgebläses unter einem erforderlichen
Winkel einen scharfen Leitstrahl nach links ausstößt,
an den sich die übrige Strömungsmasse anlegt und
nahezu widerstandslos in eine seitliche Richtung umgelenkt
wird, um das Turbotriebwerk dann durch eine dafür
vorgesehene Vertikalschuböffnung zu verlassen.
Durch die vorgeschlagene Anordnung wird erreicht, daß der
Schubkanal bei Verwendung als ramjet oder scramjet keine
durch Einbauten bedingte Strömungswiderstände aufweist,
wodurch eine Verbesserung des Wirkungsgrades der durchströmenden
Schubmasse erzielt wird.
Die Beschaufelung des Tangentialgebläses liegt dabei
außerhalb der Strömung mit den bei hohen Flugmachzahlen
auftretenden erheblichen Lufttemperaturen, im Gegensatz
zu bekannten Projekten, wie z. B. der OS DE 37 38 703,
bei der die Beschaufelung des Axialgebläses unmittelbar
von der eintretenden Luftmasse beaufschlagt wird, wodurch
zum einen eine aufwendige Mechanik zur Schaufelverstellung
erforderlich wird und zum anderen aufwendige Vorkehrungen
zur Temperaturverträglichkeit der Schaufelblätter
getroffen werden müssen.
Diese Nachteile vermeidet die vorgeschlagene Konstruktion.
Die Erfindung wird nachfolgend anhand des in den Zeichnungen
dargestellten Ausführungsbeispiels noch näher erläutert.
Dabei zeigt in schematischer Darstellung:
Fig. 1 die Gesamtansicht des Turbotriebwerks, die im
Teilbereich F aufgebrochen ist,
Fig. 2 gemäß Fig. 1 den vergrößerten Teilbereich F,
Fig. 3 den Schnitt A,B-C durch den Teilbereich F
gemäß Fig. 2,
Fig. 4 die Anordnung von zwei Turbotriebwerken
gemäß Fig. 1 und 3 an einem Flugzeugrumpf.
Fig. 1 zeigt die Gesamtansicht des Turbotriebwerks 1
mit Blick auf den Grenzschichtkanal 14, mit dem es am
Flugzeugrumpf 13 befestigt ist (siehe Fig. 4).
Diese Darstellung verdeutlicht die konturgerechte Anpassung
des Basistriebwerks 2 an das rechteckige Lufteintrittsteil
21 und an die Rechteckschubdüse 25, deren
schwenkbare, ebenflächige Strömungsrampen 26 und 27 entweder
in den positionierten Lagen oder aber um 90° gedreht
(strichpunktiert eingezeichnet) ausgeführt sein
können.
Um die wesentlichen Bauteile des Basistriebwerks 2 erkennbar
zu machen, wurde das Turbotriebwerk 1 in dem
relevanten Teilbereich F aufgebrochen.
Fig. 2 zeigt im Bereich der Laufwalzen des Tangentialgebläses
4 die verschließbare Vertikalschuböffnung 17,
deren Verwendung in Fig. 3 noch näher beschrieben wird.
Der Schubkanal 5 trägt an seiner dem Lufteintrittsteil 21
(siehe Fig. 1) zugewandten Frontseite je eine erste und
zweite schwenkbare profilierte Verschlußklappe 6 und 7,
die bei Fluggeschwindigkeiten von M<3 beide aufgeschwenkt
werden, um die Strömung LS an den stillgesetzten
Gaserzeugern 3 und dem Tangentialgebläse 4 vorbeizuleiten,
oder aber bei geringeren Machzahlen M<3 zum Teillastbetrieb
herangezogen zu werden, indem z. B. nur die
erste Verschlußklappe 6 den Lufteintritt 28 der Gaserzeuger
3 der abgeschalteten Antriebsreihe 15 (hierzu Fig. 3)
verschließt und somit ausschließlich die Antriebsreihe 16
mit dem offenen Lufteintritt 28 zur Schuberzeugung Verwendung
findet.
Die links und rechts befindlichen Gassammelräume 8 besitzen
in ihrer zur Triebwerksmitte gerichteten Öffnung eine
erste und zweite verdrehbare Leitschaufelreihe 9 und 10,
die unabhängig voneinander durch Verstellorgane (zeichnerisch
nicht dargestellt) stufenlos einstellbar sind,
wobei die einzelnen Leitschaufeln bis zu 360° verdrehbar
sind. Diese formieren die Abgasmasse ma jeweils zum Horizontalschub
SH oder einem Bremsschub SB bewirkenden Leitstrahlbündel
LL, das dazu auch in jede erforderliche
Zwischenrichtung lenkbar ist. Im Falle des Bremsschubs SB
blockiert dieser zwangsläufig das Lufteintrittsteil 21,
so daß es erforderlich wird, die ersten und zweiten Luftzuführungsöffnungen
18 und 19 der ersten und zweiten Strömungskanäle
11 und 12 durch die Schließorgane 23 und 24
freizugeben. Dadurch werden die Gaserzeuger 3 sowie das
Tangentialgebläse 4 wieder mit Arbeitsluft LA versorgt.
Die Gassammelräume 8 sind funktionsbedingt gegenüber dem
Schubkanal 5 mit Hilfe der Leitschaufelreihen 9 und 10
vollkommen verschließbar, so daß der Schubkanal 5 bei abgeschalteten
Gaserzeugern 3 nahezu widerstandslos durchströmt
wird und als Staustrahltriebwerk zur Verfügung
steht, das aerodynamisch unmittelbar mit dem Lufteintrittsteil
21 verbunden ist. Es ist somit nicht erforderlich,
daß die Arbeitsluft zuvor üblicherweise ein Gebläseschaufelgitter
verlustbehaftet durchströmen muß, wie dies auch
in der eingangs erwähnten OS DE 37 38 703 der Fall ist.
Der Teilbereich F stellt als gezeichneten Betriebszustand
das Schubgleichgewicht SG dar.
Dabei ist das linke Leitstrahlbündel LL der ersten Leitschaufelreihe
9 auf den Bremsschub SB geschaltet, also
die Kaltluftmasse mk wird in die Flugrichtung gelenkt,
während das rechte Leitstrahlbündel LL der Leitschaufelreihe
10 die Kaltluftmasse mk des Tangentialgebläses 4
gleichzeitig in die Richtung des Horizontalschubes SH
mitreißt.
Fig. 3 zeigt den Schnitt A,B-C gemäß Fig. 2 des
Turbotriebwerks 1, das in rechteckiger Form ausgeführt
ist, wobei sich die orthogonal zum Flugzeugrumpf 13 befindliche
erste und zweite Antriebsreihe 15 und 16, die
den Schubkanal 5 zwischen sich aufnehmen, beabstandet
gegenüberstehen und von U-förmigen ersten und zweiten
Strömungskanälen 11 und 12 seitlich überdeckt werden.
Die dem Flugzeugrumpf 13 zugekehrte, in der Darstellung
obere Seite ist dabei als Grenzschichtkanal 14 ausgebildet.
Diese Konstruktion gewährleistet die Fernhaltung der
verhältnismäßig dicken Körpergrenzschicht des Flugzeugrumpfes
13 von den schuberzeugenden Bauelementen des
Triebwerks 1, im besonderen von den Gaserzeugern 3 sowie
von den Walzen des Tangentialgebläses 4.
Durch Verdrehen der Strömungsleiteinrichtungen 22 in den
Walzen des Tangentialgebläses 4 (siehe hierzu auch die
DE-PS 8 07 978) kann die von diesen geförderte Kaltluftmasse
mk entweder zu einem gemeinsamen Vertikalschub SV
formiert werden oder aber nach links bzw. rechts zu einem
Seitenkraftschub SK abgelenkt werden, indem eine oder
mehrere Strömungsleiteinrichtungen 22 in die erforderliche
Kraftrichtung einen scharfen Leitstrahl LW ausstoßen, an
den sich die übrige Kaltluftmasse mk nahezu widerstandslos
anlegt, so daß ein wirkungsvoller Seitenkraftschub
SK gebildet wird, der bevorzugt im Landeanflug und bei
Schwerwindkräften von Bedeutung ist, also immer dann, wenn
die Rollsteuerung eine verminderte Wirkung zeigt.
Die untere Fläche des Turbotriebwerks 1 besitzt gemäß
Fig. 2 im Bereich der Walzen des Tangentialgebläses 4
zum Wirksamwerden dieser Schubkräfte eine Vertikalschuböffnung
17, die von dem Schließorgan 20 betriebsgemäß abgesperrt
oder freigegeben werden kann. Im Falle des Vertikalschubs SV
werden die Strömungsleiteinrichtungen 22
in der Weise verdreht, daß die Kaltluftmasse mk beider
Antriebsreihen 15 und 16 symmetrisch schräg nach unten
gerichtet ist, so daß sich in der Symmetrieachse der Leitstrahl
LW′ ausbilden kann, der mit der gesamten Kaltluftmasse
mk den Vertikalschub SV initiiert.
Fig. 4 zeigt die Unterrumpfanordnung von zwei beabstandet
angebrachten Turbotriebwerken 1. Diese Darstellung
schließt jedoch die Befestigung an einer anderen
als zweckmäßig erkannten Stelle des Flugzeugrumpfes 13
nicht aus.
Diese Anordnung bietet zudem eine günstige Bodenfreiheit
D, die auch bei eventuell benötigten höheren Luftdurchsätzen
erhalten bleibt, da bei den dann leistungsfähigeren
Turbotriebwerken hauptsächlich eine Verbreiterung der die
Arbeitsluft führenden ersten und zweiten Strömungskanäle
11 und 12 sowie des Schubkanals 5 und weiterhin in Hinblick
auf Fig. 2 eine bloße Verlängerung der Walzen des
Tangentialgebläses 4 erfolgen würde.
Aus dieser in Flugrichtung gesehenen Darstellung ist
ferner die flugzeugseitige Befestigung des Grenzschichtkanals
14 erkennbar, der mit dem Basistriebwerk 2 fest
verbunden ist.
Zur Veranschaulichung der Wirkungslinien der Schubkräfte
ist bei dem linken Turbotriebwerk 1 gemäß Fig. 3 der
Vektor eines nach links wirkenden Seitenkraftschubes SK
dargestellt und das rechte Triebwerk zeigt den ausgebildeten
Vektor des Vertikalschubes SV.
Claims (5)
1. Turbotriebwerk für Hyperschallfluggeräte, umfassend
ein Basistriebwerk, das aus einer Anzahl Gaserzeuger
mit Axialverdichtern, Brenneinrichtung sowie zugeordneten
Verdichterantriebs- und Leistungsturbinen besteht,
die um einen zylindrischen, front- und heckseitig
offenen Schubkanal mit vorgeschaltetem Lufteintrittsteil
angeordnet sind. Die Leistungsturbinen
sind mit den Laufwalzen eines Tangentialgebläses drehfest
verbunden. Weiterumfassend Lufteintritts- und
Gasaustrittsteile, die an einem zylindrischen Strömungsrohr
befestigt sind, in dem das Basistriebwerk
beabstandet untergebracht ist. Ferner ist den Gaserzeugern
ein Lufteintrittsringteil vorgeschaltet, das
mit einem Einlaufkurventeil verschließbar ist. Das
zylindrische Strömungsrohr ist weiterhin mit ersten
Lufteintrittsschlitzen versehen, die von zweiten Lufteintrittsschlitzen
verschlossen oder freigegeben
werden können. An die Leistungsturbinen ist zudem
ein Gassammelraum angeschlossen, dem mehrere gleichmäßig
verteilte profilierte und zentripetal gerichtete
Gasableitungskanäle zugeordnet sind, die in eine
mit erster und zweiter Impulsdüse ausgestattete Impulskammer
einmünden, in der sich ein axial verschiebbarer
Strömungsleitapparat befindet, nach Patenthauptanmeldung
DE-P 40 12 103.8-13,
dadurch gekennzeichnet, daß
das Basistriebwerk (2) in rechteckiger Form ausgeführt
ist, indem die Gaserzeuger (3), der Gassammelraum (8)
und die Walzen des Tangentialgebläses (4) zwischen
sich den rechteckigen Schubkanal (5) aufnehmen, wobei
sie sich als erste (15) und zweite senkrechte Antriebsreihe
(16) beabstandet gegenüberstehen und von U-förmigen
ersten (11) und zweiten Strömungskanälen (12)
seitlich überdeckt werden und daß diese im Bereich des
Lufteintritts der Gaserzeuger (3) und der Walzen des
Tangentialgebläses (4) mit verschließbaren ersten (18)
und zweiten Luftzuführungsöffnungen (19) versehen sind,
daß weiterhin die dem Flugzeugrumpf (13) zugekehrte
Seite des Basistriebwerks (2) als Grenzschichtkanal
(14) ausgebildet ist und ferner die der Piste zugekehrte
Fläche im Bereich des Tangentialgebläses (4)
eine verschließbare Vertikalschuböffnung (17) besitzt,
daß zudem der Schubkanal (5) an seiner dem Lufteintrittsteil
(21) zugewandten Frontseite je eine erste
(6) und eine zweite schwenkbare profilierte Verschlußklappe
(7) trägt, daß ferner die links und rechts
befindlichen Gassammelräume (8) in ihrer zur Triebwerksmitte
gerichteten Öffnung eine erste (9) und eine
zweite Leitschaufelreihe (10) besitzen, die unabhängig
voneinander durch Verstellorgane (zeichnerisch nicht
dargestellt) stufenlos einstellbar sind, wobei die
einzelnen Leitschaufeln bis zu 360° verdrehbar sind.
2. Turbotriebwerk nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß
durch die ersten und zweiten Leitschaufelreihen
(9 und 10) die Abgasmasse (ma) jeweils zu einem front-
oder heckseitig gerichteten Leitstrahlbündel (LL)
geformt wird, das dazu in jede erforderliche Zwischenrichtung
lenkbar ist, daß ferner die Gassammelräume
(8) gegenüber dem Schubkanal (5) mit Hilfe der Leitschaufelreihen
(9 und 10) vollkommen verschließbar
sind (strichpunktiert angedeutet).
3. Turbotriebwerk nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß
der Schubkanal (5) bei abgeschalteten Gaserzeugern (3)
und geschlossenen Gassammelräumen (8) sowohl als
Staustrahltriebwerk (ramjet) wie auch als Überschallverbrennungs-
Staustrahltriebwerk (scramjet) wirksam
werden kann.
4. Turbotriebwwerk nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß
die Verschlußklappen (6 und 7) bei Fluggeschwindigkeiten
M<3 beide aufgeschwenkt werden, um die Strömung
an den stillgesetzten Gaserzeugern (3) vorbeizuleiten,
oder aber bei geringeren Machzahlen M<3 zum
Teillastbetrieb herangezogen werden, indem entweder
nur die erste (6) oder zweite Verschlußklappe (7)
den Lufteintritt der Gaserzeuger (3) einer
jeweils abgeschalteten Antriebsreihe (15 oder 16)
verschließt.
5. Turbotriebwerk nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß
die seitliche Anordnung der Strömungskanäle (11 und 12)
der ersten und zweiten Antriebsreihe (15 und 16) eine
größtmögliche Bodenfreiheit (D) des Turbotriebwerks (1)
gewährleistet.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19914111396 DE4111396A1 (de) | 1990-04-14 | 1991-04-09 | Turbotriebwerk fuer hyperschallfluggeraete |
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19904012103 DE4012103C1 (en) | 1990-04-14 | 1990-04-14 | Hypersonic aircraft reaction drive - has flow tube with frontal air entry slot and trough at trailing end |
DE19914111396 DE4111396A1 (de) | 1990-04-14 | 1991-04-09 | Turbotriebwerk fuer hyperschallfluggeraete |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE4111396A1 true DE4111396A1 (de) | 1991-10-02 |
Family
ID=25892242
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19914111396 Granted DE4111396A1 (de) | 1990-04-14 | 1991-04-09 | Turbotriebwerk fuer hyperschallfluggeraete |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE4111396A1 (de) |
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1991
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