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Verbesserungen
für Gondelheckteile
mit gemeinsamer Schubdüse
von Flugzeug-Strahltriebwerken. Die Erfindung betrifft allgemein
einen Gondelheckteil für
ein Flugzeug-Strahltriebwerk mit einer gemeinsamen Schubdüse für den Austritt
der vom Gebläsekanal
bzw. von der Verbrennungskammer des Strahltriebwerks kommenden gemischten
heißen
und kalten Gase, wobei die Schubdüse eine Längsachse aufweist, die im Wesentlichen
mit der Achse des Strahltriebwerks zusammenfällt.
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Die
Erfindung betrifft also das, was gewöhnlich langes Gondelheckteil
mit Mischstrom genannt wird (abgekürzt LDMF nach der englischen
Bezeichnung Long Duct Mixed Flow).
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Bei
den bekannten Heckteilen dieses Typs ist die gemeinsame Schubdüse (abgekürzt CNA nach
der englischen Bezeichnung Common Nozzle Assembly) entweder über radiale
Arme an einer Primärdüse befestigt,
die ihrerseits mit dem Turbinengehäuse fest verbunden ist, oder
ist am Heckende der Verkleidung der Schubumkehrvorrichtung befestigt, die
die Einheit Kompressoren/Verbrennungskammer/Turbine umgibt. In beiden
Fällen
besteht die CNA aus nur einem Teil, während im Allgemeinen die Verkleidung,
in die diese Einheit eingeschlossen ist, aus zwei Verkleidungshälften besteht,
die einerseits einzeln an einer Tragstruktur angelenkt sind und andererseits
auf der diesem Gelenk entgegengesetzten Seite aneinander verriegelbar
sind.
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Diese
Tragstruktur ist entweder die Triebwerksstrebe, wenn das Triebwerk
in einer Gondel unter dem Tragwerk installiert ist, oder eine Stützenstruktur,
die ihrerseits am Heckrumpf des Flugzeugs montiert ist, wenn das
Triebwerk in einer seitlichen Gondel installiert ist.
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Die
Aufhängung
der CNA stellt zahlreiche Probleme, und zwar insbesondere hinsichtlich
der immer strenger werdenden Normen hinsichtlich Bruch und Ablösung von
Schaufeln des Gebläses oder
Fan. Wenn ein solcher Zwischenfall auftritt (bekannt unter der englischen
Bezeichnung "fan
blade-off") trifft
das sich ablösende
Schaufelfragment einerseits die umgebenden Teile, was das Vorsehen von
Verstärkungen
verlangt, durch die vermieden wird, dass vitale Zonen des Flugzeugs
durchschlagen werden können,
und bringt andererseits ein Ungleichgewicht mit einem Unwuchteffekt
mit sich, der starke Schwingungen verursacht. In diesem Fall ist es
erforderlich, das entsprechende Triebwerk abzuschalten, was zur
Folge hat, dass die Turbine sich im Fahrtwind mitdreht (was unter
der englischen Bezeichnung "windmilling" bekannt ist), was
die schädlichen
Schwingungen reduziert, aber nicht vollständig beseitigt.
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Das
Problem der Aufhängung
der CNA wird noch problematischer, wenn in diese CNA eine Schubumkehrvorrichtung
eingebaut werden soll, und zwar aufgrund des durch die Schubumkehrvorrichtung
hinzugefügten
Gewichts und der besonderen Kräfte,
die zu übertragen
sind.
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Gemäß einem
ersten Aspekt der Erfindung ist zur Reduzierung der Wirkung der
auskragenden Montage der gemeinsamen Schubdüse (CNA) vorgesehen, diese
Schubdüse
in Form von zwei Düsenhälften auszuführen, die
im Wesentlichen bezüglich einer
diese Längsachse
enthaltenden Ebene zueinander symmetrisch sind und die einerseits
einzeln an einem ihrer Längsränder an
der Tragstruktur angelenkt sind und andererseits längs ihrer
entgegengesetzten Längsränder aneinander
verriegelbar sind.
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Die
CNA ist außerdem
an dem stromab gelegenen Ende der Verkleidung durch Zusammenwirken zwischen
einem eine Dichtung bildenden Teil mit einem V-förmigen Teil, das in dem stromab
gelegenen Ende dieser Verkleidung vorgesehen ist, und einer ergänzenden
V-Nut aufgehängt,
die in dem gegenüberliegenden
Ende der CNA vorgesehen ist (diese Einheit ist dem Fachmann unter
dem Namen "V-blade/v-groove"-Struktur bekannt).
Eine solche Struktur, die beispielsweise in 4 von US-A-4
998 409 dargestellt ist, ist ausgelegt, um axiale Kräfte zu übertragen
und ihnen standzuhalten. Nun bewirken jedoch die Schwingungen im
Fall des Bruchs und des Ablösens
einer Gebläseschaufel
Kräfte
in unkontrollierten Richtungen, die von der V-blade/V-groove-Struktur schlecht
ausgehalten werden können.
Man hat zwar weiterentwickelte V-blade/V-groove-Strukturen geschaffen
(bei denen beispielsweise 90°-Schwalbenschwanzprofile
verwendet werden, um jede Drehbewegung zu vermeiden), die Einhängung des
stromab gelegenen Endes der Verkleidung bleibt jedoch ein Problem.
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Zur
Beseitigung dieser Nachteile wird gemäß einem zweiten Aspekt der
Erfindung ein Heckteil der oben genannten Art geschaffen, bei dem
jede Verkleidungshälfte
und jede Düsenhälfte, die
aufeinander folgen, einstückig
ausgeführt
sind.
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Auf
diese Weise ist die CNA nicht mehr ein getrenntes Teil, das eine
Anbringung an einem getrennten Heckteil erfordert, und auf diese
Weise werden die mit dieser Anbringung zusammenhängenden Probleme ausgeschaltet.
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Die
Vereinigung der Verkleidung und der CNA in einer aus zwei aneinander
angelenkten Teilen bestehenden Einheit besitzt abgesehen davon,
dass sie das oben diskutierte Problem löst, zahlreiche Vorteile, und
zwar:
- – durch
Wegfall der Mittel zur Anbringung an einem getrennten Heckteil spart
man nicht nur Material und Arbeitskosten, sondern vor allem an Gondelgewicht;
nun hat in der Aeronautik jede Gewichteinsparung eine beträchtliche
wirtschaftliche Auswirkung auf den Betrieb;
- – indem
die einstückige
CNA durch Einbau der CNA in die aus zwei Hälften bestehende Struktur der
Verkleidung ersetzt wird, verlängert
man zwar die betreffende Struktur, verringert aber ihre Abmessung
im Querschnitt, was ihren Transport und ihre Handhabung erleichtert,
wobei die Querschnittsabmessung häufig schwieriger zu lösen ist als
die Längenabmessung;
- – indem
man aber nun über
einen Einheitsheckteil verfügt,
verfügt
man vor allem über
eine viel größere Breite
hinsichtlich der Wahl der eventuellen Einbauzone einer Schubumkehrvorrichtung:
man kann beispielsweise die Schubumkehrvorrichtung nur auf den kalten
Strom einwirken lassen, wenn man die Klappen im Heckteil stromauf
des stromab gelegenen Rands der Turbine anordnet, oder sie auf die
Mischung des kalten und heißen Stroms
einwirken lassen, wenn man sie stromabwärts einbaut (wie aus dem Vorstehenden
hervorgeht, ist eine solche stromab gelegene Montage im Fall einer
getrennten CNA wegen des zusätzlichen
versetzten Gewichts, welches die Klappen und andere Zusatzelemente
der Schubumkehrvorrichtung mit sich bringen, schwer durchführbar).
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Diese
Möglichkeit
der Montage der Schubumkehrvorrichtung so, dass sie auf das Stromgemisch
einwirkt, indem gleichzeitig ein stromab gelegener CNA-Strukturteil
beibehalten wird, hat ihrerseits einen beträchtlichen Vorteil.
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Wenn
die Schubumkehrvorrichtung nur auf den kalten Strom einwirkt, bleibt
zum Zeitpunkt der Umkehr ein Direktstrahlschub, der von dem heißen Strom
gewährleistet
wird, während
die Bremsung mit Hilfe der Umkehr des kalten Stroms stattfindet.
Die Bremsung ergibt sich also aus der Differenz zwischen dem Schub
des heißen
Stroms und der Schubumkehr des kalten Stroms und muss, um ausreichend
zu sein, im hohen Drehzahlbereich stattfinden, ist also sehr laut.
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Wenn
die Schubumkehrvorrichtung gleichzeitig auf den kalten Strom und
auf den heißen
Strom einwirkt, ist die Bremskapazität besser. Man kann auf diese
weise bei gleicher Drehzahl entweder eine stärkere Bremsung erhalten oder,
bei gleicher Bremsstärke,
das Triebwerk mit einer niedrigeren Drehzahl, das heißt unter
einer beträchtlichen
Lärmreduzierung,
laufen lassen.
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Nun
wird diese Frage des Lärms
für Fluggesellschaften
immer belastender, da bereits einige Flugplätze die Verwendung der Schubumcehrvorrichtung
am Abend ab einer bestimmten Zeit verbieten. Infolgedessen ist es
im Fall eines verzögerten Abhebens
manchmal nicht mehr möglich,
die Schubumkehr einzusetzen, was ein Risikoelement darstellt. Eine
Schubumkehr mit niedrigem Geräuschpegel,
die also akzeptabel wäre,
würde die
Verwendung der Schubumkehr zu jeder Landezeit gestatten und würde die
Fluggesellschaften von dieser Sorge und diesem Risiko befreien.
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Gegenstand
der Erfindung ist deshalb ein Langgondelheckteil mit gemischten
Strömen
für ein Flugzeug-Strahltriebwerk
mit einer in Strömungsrichtung
der Gase stromauf gelegenen Zone und einer stromab gelegenen Zone,
der aus zwei Teilen besteht, die im Wesentlichen bezüglich einer
die Längsachse
des Strahltriebwerks enthaltenden Ebene symmetrisch sind und die
einerseits an einem ihrer Längsränder einzeln
an dieser Tragstruktur angelenkt sind und andererseits längs ihrer
entgegengesetzten Längsränder aneinander
verriegelbar sind, wobei jeder dieser Teile von außen nach
innen in der stromauf gelegenen Zone drei aerodynamische Flächen, und
zwar eine Gondelaußenfläche, eine
Außenfläche des
Kanals für
den kalten Strom und eine Innenfläche des Kanals für den kalten
Strom, und in der stromab gelegenen Zone zwei aerodynamische Flächen, und
zwar eine Gondelaußenfläche und
eine Fläche
des gemischten kalten und heißen
Stroms aufweist.
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Zum
besseren Verständnis
der Erfindung folgt eine Beschreibung unter Bezugnahme auf die beiliegende
Zeichnung. In dieser zeigen:
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1 eine
auseinander gezogene perspektivische Ansicht des Antriebssystems
des Triebswerks Rolls Royce Trent 700 des Airbus A330 (Gondel unter
Tragfläche),
das den Stand der Technik illustriert;
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2 eine 1 ähnliche
Darstellung, modifiziert durch Einbau einer ersten Ausführungsform der
Erfindung (Gondel unter Tragfläche);
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3a und 3b perspektivische
Ansichten einer zweiten Ausführungsform
der Erfindung, die in eine Gondel unter Tragfläche eingebaut ist, mit einer
Schubumkehrvorrichtung mit zwei auf den kalten Strom einwirkenden
Klappen, ausgeklappt bzw. eingeschwenkt;
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4a und 4b perspektivische
Ansichten einer dritten Ausführungsform
der Erfindung, die in eine Gondel unter Tragfläche eingebaut ist, mit einer
Schubumkehrvorrichtung mit zwei auf das Kalt- und Heißstromgemisch
einwirkenden Klappen, ausgeklappt bzw. eingeschwenkt;
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5 einen
Längsschnitt
durch eine Seitengondel gemäß einer
vierten Ausführungsform
und
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6 und 7 Schnitte
nach den Linien VI-VI bzw. VII-VII von 5.
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In
der folgenden Beschreibung werden von einer Figur zur anderen dieselben
Bezugszahlen verwendet, um identische oder ähnliche Teile zu bezeichnen.
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1 zeigt
ein Antriebssystem des Stands der Technik, von dem man den Lufteintritt 1,
das Gebläse
oder Fan 2, das Gebläsegehäuse 3,
die Kompressoren 38, die Verbrennungskammer 4,
das Turbinengehäuse 5 und
die Schubdüse
sieht, die aus einer Primärdüse 8 (heiße Gase)
und einer Sekundärdüse 6 (gemischte
heiße
und kalte Gase) besteht. Auf diese Sekundärdüse bezieht man sich im Rahmen
der vorliegenden Beschreibung und der Ansprüche unter dem Ausdruck "gemeinsame Schubdüse" oder CNA. Die gemeinsame
Schubdüse 6 ist
durch radiale Arme 7 an der Primärdüse 8 montiert, wobei die
Einheit auf dem Turbinengehäuse 5 befestigt
ist.
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Es
ist zu bemerken, dass diese Arme auf diese Weise an den heißen Teilen
des Triebwerks befestigt sind und unerwünschten thermischen Belastungen
ausgesetzt sind. Außerdem
verursachen sie Antriebsleistungsverluste.
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Das
System besitzt außerdem
eine aus zwei Teilen 9a, 9b bestehende Triebwerksverkleidung
und eine Schubumkehrvorrichtungsverkleidung aus zwei Teilen 10a, 10b,
die dafür
ausgelegt sind, die von den Kompressoren 38, der Verbrennungskammer 4 und den
Turbinengehäusen 5 gebildete
Einheit zu umgeben, wobei die Teilung der Triebwerksverkleidung und
der Schubumkehrvorrichtungsverkleidung in einer im Wesentlichen
vertikalen Schnittebene vorgenommen ist. Jede Verkleidungshälfte 10a, 10b der Schubumkehrvorrichtung
besitzt drei aerodynamische Flächen
oder Häute,
und zwar eine Außenfläche 11 des
Gebläsekanals,
eine Außenfläche des Geblä sekanals 12 und
eine Innenfläche 13 des
Gebläsekanals.
Die Flächen 12 und 13 begrenzen
eine Gebläsekanalhälfte (kalter
Strom) 14a bzw. 14b. Die CNA 6 besitzt
ihrerseits zwei aerodynamische Flächen, und zwar die Gondelaußenfläche 15 und
die Innenfläche 16 des
Kanals für
den gemischten heißen und
kalten Strom. Schubumkehrklappen 17 sind in der Verkleidung 10a;b angeordnet,
um auf den kalten Strom einzuwirken.
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In
diesem System des Stands der Technik sind die Triebwerksverkleidung
und die Verkleidung der Schubumkehrvorrichtung jeweils aus zwei
Hälften 9a, 9b bzw. 10a, 10b gebildet,
die gemeinsame Schubdüse
oder CNA 6 ist jedoch einstöckig. Die Verkleidungshälften 9a, 9b und
die Verkleidungshälften 10a, 10b sind
an dem Triebwerksträger
(nicht dargestellt) mit Hilfe von Scharnieren 18 bzw. 19 angelenkt.
Auf der den Scharnieren entgegengesetzten Seite weisen die Verkleidungshälften 9a, 9b und
die Verkleidungshälften 10a, 10b Riegel 20 auf,
die ihre Verriegelung in geschlossener Stellung gestatten. Diese
Montage in zwei aneinander angelenkten Teilen hat natürlich den
Zweck, einen leichteren Zugang zu den heißen Teilen des Triebwerks zu
gestatten.
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Die
Verkleidung 10a,b der Schubumkehrvorrichtung ist mit dem
Triebwerk mit Hilfe von "V-blade/V-groove"-Strukturen fest
verbunden, deren Lage am stromauf gelegenen Ende der Verkleidungshälfte 10b bei 21 (für die Verbindung
an dem äußeren Gebläsegehäuse 3)
und fakultativ bei 22 (für die Verbindung an einem inneren
Triebwerksgehäuse)
angegeben ist. Ergänzende
Strukturen sind gegenüber
an diesen Gehäusen
angeordnet.
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Gemäß dem Stand
der Technik ist die CNA 6 also an dem Turbinengehäuse 5 auskragend
montiert.
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Eine
erste erfindungsgemäße Änderung
dieser bekannten Struktur besteht darin, dass die CNA wie die Triebwerksverkleidung 9a,b und
die Verkleidung 10a,b der Schubumkehrvorrichtung ausgeführt wird,
das heißt
in zwei Teilen 6a und 6b, wie 2 zeigt,
in der die Primärdüse 8 weggelassen
wurde, um die Zeichnung nicht zu überlasten. Diese CNA-Hälften sind beispielsweise mit
Hilfe von drei Scharnieren 23 angelenkt, die auf dem Triebwerksträger in 12-Uhr-Stellung
angeordnet sind, und sind mit ebenso viel Riegeln 24 versehen,
die in 6-Uhr-Stellung angeordnet sind und die Schließung der
CNA gestatten. Auf diese Weise ist die CNA 6 nicht nur
an ihrem stromauf gelegenen Ende, sondern auch längs zweier ihrer Erzeugenden
gehalten.
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Da
die CNA nun nicht mehr auskragend montiert ist, ist es möglich, den
Standort des Einbaus der Schubumkehrvorrichtung zu modifizieren,
das heißt
die Verkleidung 10a,b inert zu lassen und die Schubumkehrvorrichtung
in der CNA unterzubringen.
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Die
CNA-Hälften 6a, 6b sind
durch ein V-blade/V-groove-System
mit der Außenhaut 12 der
Gebläsekanalhälften 14a,b verbunden,
um die Abdichtung und die Übertragung
der axialen Kräfte
zu gewährleisten.
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Bei
einer bevorzugten Ausführungsform
der Erfindung ist diese Modifizierung jedoch nicht darauf beschränkt, die
CNA in zwei aneinander angelenkte Hälften zu teilen, sondern jede
Verkleidungshälfte 10a oder 10b und
die auf diese folgende CNA-Hälfte 6a oder 6b sind
zu einem einzigen Teil zusammengefasst .
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In
den 3a und 3b sieht
man eine Verkleidung oder einen Einheitsheckteil 25, dessen stromauf
gelegener Teil eine Verkleidung der Einheit Kompressoren/Verbrennungskammer/Turbine
bildet, und dessen stromab gelegener Teil eine CNA bildet. Der hintere
Teil 25 der Einheit wird von zwei Hälften 25a, 25b gebildet,
die im Wesentlichen bezüglich
einer vertikalen Schnittebene symmetrisch sind und die mit Hilfe
von Scharnieren an der Triebswerksstrebe 26 angelenkt sind
und mit Hilfe von Riegeln, die auf der den Scharnieren entgegengesetzten
Seite montiert sind, in geschlossener Stellung verriegelbar sind.
Je nach den Abmessungen und anderen Merkmalen des Triebwerks sind
vier bis sechs Gelenkstellen in 12-Uhr-Stellung und vier bis acht
Riegel in 6-Uhr-Stellung vorgesehen.
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Der
hintere Teil der Einheit ist mit dem Gebläsegehäuse 3 mit Hilfe von "V-blade/V-groove"-Strukturen fest
verbunden, deren Lage auf dem stromauf gelegenen Ende der Verkleidungshälfte 10b mit 21' (für die Verbindung
an dem äußeren Gebläsegehäuse) und
fakultativ mit 22' (für die Verbindung
an dem inneren Triebwerksgehäuse)
angegeben ist. Ergänzende
Strukturen sind gegenüber
an diesen Gehäusen
angeordnet.
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Wie
man sieht, begrenzt der Einheitsheckteil 25 zwischen seinen
Häuten 12' und 13' den Gebläsekanal
oder Kaltstromkanal 14'.
Man versteht, dass der Gebläsekanal 14' tatsächlich aus
zwei Gebläsekanalhälften besteht.
Im stromauf gelegenen Teil des Einheitsheckteils 25 sind
zwei verschwenkbare Schubumkehrklappen 30 montiert, die
unter der Einwirkung eines Stellzylinders 31 von einer
eingeschwenkten Stellung, in der sie die Wand der Verkleidung vervollständigen (3b),
in eine ausgeklappte Stellung übergehen
können,
in der sie fast den gesamten Kaltstromkanal blockieren (3a)
und diesen Kaltstrom in Richtung des Pfeils F1 stromauf umlenken,
wobei der heiße
Strom weiterhin gemäß dem Pfeil
F2 ausgestoßen
wird.
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Anstelle
einer Schubumkehrvorrichtung mit zwei Klappen, wie sie dargestellt
ist, beispielsweise einer Schubumkehrvorrichtung PAPILLON (Marke der
Einreichenden), wie sie in dem französischen Patent Nr. 95 06561
der Einreichenden beschrieben und beansprucht ist, kann man gemäß einer
Abwandlung auch eine Schubumkehrvorrichtung mit vier Klappen (vom
Typ "Blütenblätter") einbauen, wie sie
in der französischen
Patentanmeldung 81 10693 der Einreichenden beschrieben
und beansprucht und in 1 dargestellt ist.
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Die
Ausführungsform
der 4a und 4b unterscheidet
sich von der der 3a und 3b nur
durch den Einbau der Umkehrklappen. Abgesehen von den bereits unter
Bezugnahme auf die vorhergehenden Figuren beschriebenen Bauteile sieht
man hier das stromab gelegene Ende 32 der Haut 12' und den Kanal 33 für die gemischten
heißen und
kalten Ströme
stromab dieses stromab gelegenen Endes. Diesmal ist die Zone des
Einbaus der Umkehrklappen 30' so
gewählt,
dass sie in ausgeklappter Stellung den Mischstromkanal 33 blockieren,
so dass mit Ausnahme des Leckstroms (der übrigens absichtlich bereitgestellt
werden kann) der gesamte Schub gemäß Pfeil F3 umgekehrt wird.
Die Klappen 30' können beispielsweise
entweder, wie in der Figur dargestellt ist, zu einer Schub umkehrvorrichtung
mit zwei "stromauf
gelegenen" Klappen
gehören,
wie in dem französischen
Patent Nr. 86 09838 der Einreichenden beschrieben und dargestellt
ist, oder zu einer Schubumkehrvorrichtung PERT (Marke der Einreichenden),
wie sie in dem französischen
Patent Nr. 97 06780, ebenfalls im Namen der Einreichenden beschrieben
und beansprucht ist.
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Die 5, 6 und 7 zeigen
eine vierte Ausführungsform,
die auf den Fall eines Triebwerks, das in einer seitlichen Gondel
angeordnet ist, angewandt wird.
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In
diesem Fall ist die Trennebene des aus zwei im Wesentlichen symmetrischen
Teilen bestehenden Einheitsheckkörpers
eine im Wesentlichen horizontale Ebene.
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In
dem Schnitt von 5 sieht man dieselben Elemente
wie in der perspektivischen Ansicht der 4a und 4b,
wobei die Schubumkehrvorrichtung wieder so eingebaut ist, dass sie
auf das Stromgemisch einwirkt. Die Klappen 30' sind mit durchgehenden
Linien in eingeschwenkter Stellung und mit unterbrochenen. Linien
in ausgeklappter Stellung dargestellt. Man sieht bei 39 die
Schwenkachsen der beiden Klappen 30'. Die Schubumkehrvorrichtung kann
wie im Vorhergehenden vom Typ mit zwei "stromauf gelegenen" Klappen oder eine Schubumkehrvorrichtung
PERT sein.
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Die 5 bis 7 zeigen
deutlicher den Einbau der Scharniere und die Tatsache, dass die Anzahl
der Häute
im Einheitsheckkörper
von vorne nach hinten von Drei auf Zwei übergeht.
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Wie
man in den 5 bis 7 sieht,
ist die Gondel an einer Stütze 34 montiert,
die mit dem Heckrumpf des Flugzeugs fest verbunden ist. An dieser
Stütze
sind zwei Gelenkachsen 35a, 35b definiert, auf
denen zwei Reihen von Scharnieren 36a, 36b in
einer Reihe liegen (bei der dargestellten Ausführungsform fünf Paare).
Diese Scharniere sind zu beiden Seiten einer im Wesentlichen horizontalen Ebene
H gelegen, die die Achse R des Triebwerks enthält . Auf der den Scharnieren
entgegengesetzten Seite weisen die beiden Einheitsheckkörperhälften 25a,
b Riegel 37a, 37b auf, um diesen Heckkörper zu schließen. In
den 6 und 7 ist die obere Hälfte 25a des
Heckkörpers
bei 25a' in
dünnen
Linien offen dargestellt. Die Umkehrklappen 30' sind im Schnitt
von 7 angegeben.
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Wie
man sieht, weist der Einheitsheckkörper 25 auf Höhe des Schnitts
nach der Linie VI-VI von 5 (6) von außen nach
innen die Gondeloberfläche 37,
die Außenfläche 12' des Gebläsekanals
und die Innenfläche 13' des Gebläsekanals
auf, während
es auf Höhe
des Schnitts nach der Linie VII-VII
von 5 (7) nur mehr die Flächen 37 und 12' gibt.
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Der
Einheitsheckkörper 25a,b geht
also von dem, was man eine "D-ducts"-Konfiguration mit
zwei Kanalhälften
nennt, in eine "C-ducts"-Konfiguration mit
zwei Kanalhälften über. Er
ist also vom Typ "D/C-ducts".
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Wie
im Fall des Heckteils einer Gondel unter Tragfläche, die in den 3a und 3b dargestellt ist,
kann die Schubumkehrvorrichtung natürlich in dem Einheitsheckkörper der Seitengondel
in einer solchen Höhe
eingebaut sein, dass sie nur auf den kalten Strom einwirkt.
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Obwohl
der Einheitsheckkörper
bei den oben beschriebenen und dargestellten Ausführungsformen
immer eine Schubumkehrvorrichtung besitzt, umfasst die Erfindung
auch den Fall, indem in den Heckkörper keine Schubumkehrvorrichtung
eingebaut ist; es ist nämlich
insbesondere möglich,
ein Flugzeug mit vier Gondeln unter Tragfläche auszurüsten, und zwar zwei auf jeder
Seite des Rumpfs, von denen nur die dem Rumpf nahen Gondeln mit Umkehrvorrichtungen
ausgerüstet
sind.