DE60223439T3

DE60223439T3 - Doppelter Einlass eines Strahltriebwerks

Info

Publication number: DE60223439T3
Application number: DE60223439T
Authority: DE
Inventors: Gerhard E. Seidel
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2001-03-23
Filing date: 2002-02-22
Publication date: 2013-12-12
Anticipated expiration: 2022-02-23
Also published as: ES2292685T5; ES2292685T3; US6527224B2; EP1243782A2; ATE378508T1; DE60223439T2; EP1243782A3; EP1243782B1; DE60223439D1; EP1243782B2; US20020134886A1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft im Allgemeinen ein Triebwerkeinlasssystem für einen Turbobläserantrieb und insbesondere ein Triebwerkeinlasssystem, welches in der Lage ist, Grenzschichtluft und frei in einen Turbobläserantrieb strömende Luft getrennt umzuleiten.
Bei einem herkömmlichen Flugzeugentwurf sorgen die Tragflächen des Flugzeugs für einen aerodynamischen Auftrieb und tragen darüber hinaus das Gewicht des Rumpfes. Triebwerke sind dann mit den Tragflächen und/oder dem Rumpf gekoppelt, um einen Schub zum Antrieb des Flugzeugs bereitzustellen.
In letzter Zeit gab es jedoch wesentliche Entwicklungen bei dem Entwurf eines ”Nurflügel”-Flugzeugs. Bei einem Nurflügel-Flugzeug sind der Rumpf und die Tragflächen verbunden, um eine glatte Kurve entlang dem Äußeren des Flugzeugs ohne eine diskrete Schnittstelle zwischen dem Rumpf und der Tragfläche auszubilden. Um die aerodynamische Effizienz und die Auftriebeigenschaften eines Nurflügel-Flugzeugs beizubehalten, ist festgestellt worden, dass eine am Heck montierte Triebwerkkonfiguration für die geringste Störung eines Luftstroms über der Tragflächenkörperoberfläche sorgt, wodurch die aerodynamische Effizienz und die Vorteile des Nurflügel-Entwurfs beibehalten werden.
Ein aerodynamischer Auftrieb ist das Ergebnis der Bewegung eines Fluids (z. B. Luft) über der Oberfläche der Tragfläche. Gemäß den Strömungsgesetzen erzeugt eine solche Bewegung eines Fluids eine Grenzschicht zwischen einem Bereich eines geringen statischen Drucks und einem Bereich eines hohen statischen Drucks. Gemäß der aktuellen Tragflächenentwurftechnologie wird es bevorzugt, diese Grenzschicht entlang einer Tragflächenoberfläche zu halten, um eine Grenzschichtablösung zu verzögern oder diese insgesamt zu verhindern. Eine solche Verzögerung oder Verhinderung der Grenzschichtablösung verbessert die aerodynamischen Eigenschaften der Tragflächenoberfläche, wodurch eine Tragfläche bereitgestellt wird, welche einen geringeren Luftwiderstand relativ zu einer Tragfläche erzeugt, welche eine Grenzschichtablösung bzw. ein sich auftrennendes Strömungsfeld aufweist.
Während eines Fluges weist die Grenzschichtluft, welche sich typischerweise entlang der Tragflächenoberflächen und des Rumpfes ausbildet, eine geringe Geschwindigkeit und einen geringen statischen Druck auf. Da eine Luft einer geringen Energie ein schlechtes Triebwerksleistungsverhalten bewirkt, haben einige Flugzeuge eine Art eines Grenzschichtumleitungssystems eingesetzt, um zu verhindern, dass die Grenzschichtluft in den Triebwerkseinlass eindringt.
Momentane Grenzschichtumleitungen erfordern verschiedene Hilfssysteme oder benötigen Umlenkungen, damit sie geeignet arbeiten. Solche Systeme und/oder Umlenkungen können das Gewicht, die Produktionskosten, eine mechanische Komplexität und die Kosten der Wartung des Flugzeugs erhöhen. Die Triebwerke müssten auch höher montiert werden, was kopflastige Momente und einen vergrößerten Nassbereich verursacht.
Auf der anderen Seite bewirkt in dem Fall eines Nurflügel-Flugzeugs, wenn die Triebwerke im Allgemeinen bündig mit einer Hinterkante der effektiven Tragfläche angebracht sind, das Gemisch aus Grenzschichtluft und freiem Luftstrom eine Verformung bei einem kombinierten Einlass. Das heißt, ein einfaches Montieren der Triebwerke an einem Nurflügel-Flugzeug im Heckbereich kann eine schlechte aerodynamische Effizienz der effektiven Tragflächenoberfläche erzeugen und kann eine schlechte Triebwerkeffizienz aufgrund des Ansaugens einer Grenzschichtluft einer geringen Energie bewirken.
Die US-A-3,237,891 offenbart eine Triebwerkeinlassanordnung für ein Düsentriebwerk eines Flugzeugs, wobei die Triebwerkeinlassanordnung einen ersten Lufteinlass, welcher im Allgemeinen innerhalb einer Grenzschicht angeordnet ist, welche um eine äußere Oberfläche des Flugzeugs herum strömt; einen ersten Durchgang, welcher strömungstechnisch mit dem ersten Lufteinlass und dem Düsentriebwerk verbunden ist; einen zweiten Lufteinlass, welcher im Allgemeinen außerhalb der Grenzschicht angeordnet ist; und einen zweiten Durchgang, welcher strömungstechnisch mit dem zweiten Lufteinlass und dem Düsentriebwerk verbunden ist, umfasst.
Demnach existiert nach dem Stand der Technik ein Bedürfnis, um ein Triebwerkeinlasssystem für einen Turbobläserantrieb bereitzustellen, welcher in der Lage ist, eine Grenzschichtluft und einen freien Luftstrom getrennt zu einem Düsentriebwerk umzuleiten. Darüber hinaus existiert nach dem Stand der Technik ein Bedürfnis, ein Triebwerkeinlasssystem bereitzustellen, welches in der Lage ist, die aerodynamische Effizienz der Tragflächenoberfläche zu maximieren und gleichzeitig die Triebwerkeffizienz des Düsentriebwerkes zu maximieren. Des Weiteren existiert nach dem Stand der Technik ein Bedürfnis, ein Triebwerkeinlasssystem bereitzustellen, welches die Nachteile nach dem Stand der Technik überwindet.
ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
Die vorliegende Erfindung stellt eine Triebwerkeinlassanordnung nach den Ansprüchen 1 bis 9 und ein Flugzeug nach Anspruch 10 bereit.
Ein doppelter Grenzschichttriebwerkeinlass für ein Düsentriebwerk eines Flugzeugs mit einer vorteilhaften Konstruktion wird bereitgestellt. Der Triebwerkeinlass umfasst einen ersten Lufteinlass, welcher im Allgemeinen in der Grenzschicht angeordnet ist, welche um die äußere Oberfläche des Flugzeugs herum strömt. Ein erster Durchgang verbindet strömungstechnisch den ersten Lufteinlass und das Düsentriebwerk, um Luft von der Grenzschicht dem Überströmungskanal bereitzustellen, um einen aerodynamischen Luftwiderstand zu verringern. Ein zweiter Lufteinlass ist im Allgemeinen außerhalb der Grenzschicht angeordnet. Der zweite Durchgang verbindet strömungstechnisch den zweiten Lufteinlass und das Düsentriebwerk, um einen freien Luftstrom außerhalb der Grenzschicht dem Innern und dem Kompressor des Düsentriebwerkes bereitzustellen, um eine Triebwerkseffizienz beizubehalten.
Weitere Bereiche einer Anwendbarkeit der vorliegenden Erfindung werden aus der detaillierten Beschreibung, welche ihm Folgenden bereitgestellt wird, ersichtlich. Es sollte klar sein, dass die detaillierte Beschreibung und die speziellen Beispiele nur zum Zwecke einer Darstellung dienen und nicht den Umfang der Erfindung einschränken sollen, während sie die bevorzugte erfindungsgemäße Ausführungsform erläutern.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
Die vorliegende Erfindung kann durch die detaillierte Beschreibung und die beigefügten Zeichnungen besser verstanden werden.
1 ist eine Perspektivdarstellung, welche ein Nurflügel-Flugzeug darstellt, welches ein doppeltes Grenzschichttriebwerkeinlasssystem entsprechend den Prinzipien der vorliegenden Erfindung einsetzt;
2 ist eine vergrößerte Seitenansicht mit Abschnitten im Querschnitt, wobei das doppelte Grenzschichttriebwerkeinlasssystem dargestellt wird; und
3 ist eine vergrößerte Perspektivdarstellung der Einlässe des doppelten Grenzschichttriebwerkeinlasssystems.
DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORM
Die folgende Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform ist nur beispielhafter Natur und soll die Erfindung, ihre Anwendung oder ihren Nutzen in keiner Weise beschränken. Die folgende Offenbarung betrifft einfach nur die bevorzugte Ausführungsform, wie sie in den Zeichnungen dargestellt ist, eine solche Beschreibung sollte jedoch nicht als eine Beschränkung des Umfangs der vorliegenden Anwendung interpretiert werden.
Mit Bezug auf 1 ist ein Nurflügel-Flugzeug 10 mit einem Rumpf 12 und einem Paar Tragflächen 14 dargestellt. Das Nurflügel-Flugzeug 10 der bevorzugten Ausführungsform ist durch seine glatte flache Kurve gekennzeichnet, welche durch die äußere strukturelle Verkleidung zwischen dem Rumpf 12 und den Tragflächen 14 ausgebildet wird. Im Gegensatz zu herkömmlichen Flugzeugentwürfen weist das Nurflügel-Flugzeug 10 keine diskrete Schnittstelle zwischen dem Rumpf 12 und den Tragflächen 14 auf. Die äußere Haut des Rumpfes 12 und der Tragflächen 14 sind zusammen derart verbunden, dass sie einen Übergangsbereich 16 ausbilden. Der Rumpf 12, die Tragflächen 14 und der Übergangsbereich 16 wirken derart zusammen, dass sie ein im Wesentlichen nicht unterbrochenes Tragflächenteil definieren, welches in der Lage ist, für einen aerodynamischen Auftrieb des Nurflügel-Flugzeugs 10 gemäß bekannten aerodynamischen Prinzipien zu sorgen.
Das Nurflügel-Flugzeug 10 weist darüber hinaus mehrere Turbobläserantriebe 18 auf. Wie in den Figuren dargestellt ist, weist die momentan bevorzugte Ausführungsform drei Turbobläserantriebe 18 auf, welche im Allgemeinen an einem Heckbereich 20 des Nurflügel-Flugzeugs 10 angebracht sind. Es sollte jedoch klar sein, dass die Prinzipien der vorliegenden Erfindung auch bei einem Flugzeug eingesetzt werden können, welches irgendeine Anzahl von Triebwerken aufweist.
Wie am besten in 2 dargestellt ist, ist der Turbobläserantrieb 18, welcher bei der momentan bevorzugten Ausführungsform verwendet wird, ein Düsentriebwerk eines Turbobläser-Typs. Zum Beispiel wurde eine Anordnung mit einem ”hinteren Gebläse” auf dem GENERAL ELECTRIC CF 700-1 ausgestaltet. Insbesondere umfasst der Turbobläserantrieb 18 einen am Heck angebrachten Überströmungsgebläseabschnitt 22 und einen Turbinenabschnitt 24. Der Turbinenabschnitt 24 ist konzentrisch in dem Überströmungsgebläseabschnitt 22 angeordnet. Der Turbinenabschnitt 24 umfasst im Allgemeinen ein Kompressorgehäuse 28 und eine Auslassdüse 30. Ein Turbinenrotor 31 ist funktionsmäßig in dem Kompressorgehäuse 28 angebracht und mechanisch mit einem Kompressor 32 verbunden. Der Kompressor 32 ist in einem Kompressorgehäuse 28 angeordnet. Schließlich ist ein rückseitiger Konus 34 in der Austrittsdüse 30 derart angebracht, dass er für einen geeigneten Schubstrom von dem Turbobläserantrieb 18 sorgt.
Der Überströmungsgebläseabschnitt 22 umfasst mehrere Gebläseflügel 21 in einem Gebläsegehäuse 38, um so für einen ”kalten” Strömungsschub von einem Auslass 40 des Überströmungsgebläseabschnitts 22 zu sorgen.
Im Betrieb wird zugeführte Luft über ein doppeltes Grenzschichttriebwerkeinlasssystem 42 zu dem Turbobläserantrieb 18 geführt. Das Triebwerkeinlasssystem 42 umfasst einen Kompressorlufteinlasskanal 44 und einen Überströmungsluftkanal 46.
Der Überströmungsluftkanal 46 umfasst ein Einlassende 48 und ein Auslassende 50. Bei der momentan bevorzugten Ausführungsform der 1 und 3 ist das Einlassende 48 des Überströmungsluftkanals 46 in einer im Allgemeinen rechtwinkligen Form dargestellt, so dass es derart angeordnet ist, dass es der Krümmung einer oberen Oberfläche 52 des Nurflügel-Flugzeugs 10 folgt. Es sollte klar sein, dass die obere Oberfläche 52 des Nurflügel-Flugzeugs und folglich das Einlassende 48 des Überströmungsluftkanals 46 irgendein Einlassendprofil aufweisen kann, welches der Krümmungsform des Flugzeugs oder anderen aerodynamischen Anforderungen förderlich ist. Das Auslassende 50 des Überströmungsluftkanals 46 ist im Allgemeinen kreisförmig im Querschnitt, um so für eine geeignete Passung mit einem Einlassende 54 des Überströmungsgebläseabschnitts 22 des Turbobläserantriebs 18 zu sorgen. Daher weist der Überströmungsluftkanal 46 einen im Allgemeinen komplexen dreidimensionalen Übergang von dem im Allgemeinen rechtwinkligen Einlassende 48 zu dem im Allgemeinen kreisförmigen Auslassende 50 auf.
Der Kompressorlufteinlasskanal 44 des Triebwerkeinlasssystems 42 ist im Allgemeinen S-förmig mit einem Einlassende 56 und einem Auslassende 58. Das Einlassende 56 des Kompressorlufteinlasskanals 44 weist im Allgemeinen eine halbkreisförmige Form (3) auf und ist auf einer Oberseite des Überströmungsluftkanals 46 angeordnet oder befindet sich in einer Huckepack-Position in Bezug zu diesem. Das heißt, eine im Allgemeinen flache Oberfläche 60 des Einlassendes 56 des Kompressorlufteinlasskanals 44 ist auf einer entsprechenden oberen Oberfläche 62 des Überströmungsluftkanals 46 angeordnet. Das Auslassende 58 des Lufteinlasskanals 44 weist im Allgemeinen eine kreisförmige Form und eine ausreichende Größe auf, um mit einem Einlassende 64 des Kompressorgehäuses 28 gekoppelt zu sein. Ein Gitter 61 dient als ein Abscheider für Feuchtigkeit und Fremdkörper bevor die Grenzschichtluft in den Kompressorlufteinlasskanal eindringt.
Entsprechend den Prinzipien der vorliegenden Erfindung ist der Lufteinlasskanal 44 in einem freien Luftstrom mit mehr hoher Energie angeordnet. Dementsprechend strömt während eines Fluges die Grenzschichtluft, welche im Allgemeinen mit 66 (2) gekennzeichnet ist, über eine obere Oberfläche 52 des Nurflügel-Flugzeugs 10. Das Einlassende 48 des Überströmungsluftkanals 46 ist im Allgemeinen innerhalb dieser Grenzschichtluft 66 angeordnet, um so für eine Strömungsverbindung der Grenzschichtluft 66 mit dem Überströmungsgebläseabschnitt 22 des Turbobläserantriebs 18 zu sorgen.
Ein Vorteil dieser Anordnung ist, dass der Betrieb eines Überströmungsgebläses 21 in dem Überströmungsgebläseabschnitt 22 einen verringerten Druck an einem Einlassende 54 des Überströmungsgebläseabschnitts 22 erzeugt. Dieser verringerte Druckzustand existiert darüber hinaus innerhalb des Überströmungsluftkanals 46 und dient dazu, den Strom der Grenzschichtluft 66 über der oberen Oberfläche 52 des Nurflügel-Flugzeugs 10 zu verbessern („scavenge”). Das heißt, der verringerte Druckzustand innerhalb des Überströmungsluftkanals 46 hilft, den Strom der Grenzschichtluft 66 über einem größeren Längsabschnitt der oberen Oberfläche 52 relativ zu einem Flugzeug mit einem herkömmlichen Entwurf, welcher diesen verringerten Druckzustand nicht einsetzt, zu erhöhen oder zu fördern.
Um dem Turbinenabschnitt 24 des Turbobläserantriebs 18 einen freien Luftstrom mit einer höheren Energie zuzuführen, ist ein Einlassende 56 des Turbinenluftkanals 44 im Wesentlichen oberhalb der Grenzschichtluft 66 (2) angeordnet und somit offen zu dem freien Luftstrom, welcher im Allgemeinen mit 68 gekennzeichnet ist. Ein solcher freier Luftstrom 68 wird einem Einlassende 56 des Kompressoreinlasses 58 zugeführt. Wie es nach dem Stand der Technik gut bekannt ist, dient der freie Luftstrom dazu, die Triebwerkeffizienz von bekannten Düsentriebwerken zu verbessern.
Es sollte aus der vorab stehenden Diskussion klar sein, dass das doppelte Grenzschichttriebwerkeinlasssystem gemäß den Prinzipien der vorliegenden Erfindung eine Anzahl von aerodynamischen und kommerziellen Vorteilen bereitstellt. Zum Beispiel stellt das doppelte Grenzschichttriebwerkeinlasssystem der vorliegenden Erfindung ein Verfahren zum Zuführen eines freien Luftstroms mit einer hohen Energie zu dem Kompressoreinlass eines Triebwerks bereit, während gleichzeitig die Grenzschichtluft einem Überströmungsgebläseeinlass zugeführt wird. Das Überströmungsgebläse erzeugt einen verringerten Druck, welcher die zugeordnete Verbindung der Grenzschichtluft zu den Auftriebsoberflächen des Flugzeugs verbessert und fördert. Darüber hinaus ermöglicht das doppelte Grenzschichttriebwerkeinlasssystem der vorliegenden Erfindung das Anbringen der Düsentriebwerke am Heck, um so eine einfache und geeignete Reparatur und/oder Wartung in einem kommerziellen Umfeld zu ermöglichen. Eine einfache und geeignete Reparatur und Wartung der Düsentriebwerke ist eine Voraussetzung für eine kommerzielle Brauchbarkeit in den Bereichen des Personentransports und Militärtransports.
Die Beschreibung der Erfindung ist nur beispielhafter Natur, und daher ist beabsichtigt, dass Änderungen, welche nicht von dem Wesentlichen der Erfindung abweichen, dazu bestimmt sind, innerhalb des Umfangs der Erfindung zu liegen. Solche Änderungen werden nicht als eine Abweichung von dem Umfang der Erfindung angesehen.

Claims

Triebwerkeinlassanordnung für ein Düsentriebwerk (18) eines Nurflügel-Flugzeugs (10), wobei die Triebwerkeinlassanordnung an einem im Wesentlichen ungestörten Flügelteil, welches in der Lage ist, für einen aerodynamischen Auftrieb zu sorgen, anbringbar ist, umfassend: einen ersten Lufteinlass (48), welcher im Allgemeinen in einer Grenzschicht angeordnet ist, welche um das Flügelteil des Flugzeugs herum strömt; einen ersten Durchgang (46), welcher strömungstechnisch mit dem ersten Lufteinlass und einem Überströmungsabschnitt (22) des Düsentriebwerks verbunden ist; einen zweiten Lufteinlass (56), welcher im Allgemeinen außerhalb der Grenzschicht angeordnet ist; und einen zweiten Durchgang (44), welcher strömungstechnisch mit dem zweiten Lufteinlass und einem Turbinenabschnitt (24) des Düsentriebwerks verbunden ist, wobei der erste Lufteinlass im Allgemeinen rechtwinklig ist, wobei der erste Lufteinlass im Allgemeinen bündig auf der äußeren Oberfläche des Flugzeugs positionierbar ist; und wobei der zweite Lufteinlass im Allgemeinen halbkreisförmig ist, wobei der zweite Lufteinlass im Allgemeinen in einer Huckepack-Beziehung mit dem ersten Lufteinlass angeordnet ist.
Triebwerkeinlassanordnung nach Anspruch 1, wobei der erste Lufteinlass derart mit dem Düsentriebwerk zusammenwirkt, dass ein verringerter Druck im Allgemeinen neben dem Flügelteil erzeugt wird, wobei der verringerte Druck im Allgemeinen ein Anhaften der Grenzschicht an dem Flügelteil fördert, um einen Luftwiderstand des Flugzeugs zu verringern.
Triebwerkeinlassanordnung nach Anspruch 1 oder 2, wobei der zweite Lufteinlass im Allgemeinen für einen ungestörten Luftstrom zu dem Düsentriebwerk sorgt.
Triebwerkeinlassanordnung nach Anspruch 1, 2 oder 3, wobei der zweite Durchgang im Allgemeinen S-förmig ist.
Triebwerkeinlassanordnung nach einem der Ansprüche 1–4, wobei der erste Durchgang ein Auslassende umfasst, welches sich in einer Strömungsverbindung mit dem Düsentriebwerk befindet; und wobei der zweite Durchgang ein Auslassende umfasst, welches sich in einer Strömungsverbindung mit dem Düsentriebwerk befindet, wobei das Auslassende des zweiten Durchgangs im Allgemeinen in einer konzentrischen Beziehung mit dem Auslassende des ersten Durchgangs angeordnet ist.
Triebwerkeinlassanordnung nach einem der Ansprüche 1–5, weiter umfassend: ein Gitterteil (61), welches an dem ersten Lufteinlass angebracht ist, um einen Eintritt von Feuchtigkeit und Fremdkörpern in den ersten Durchgang zu minimieren.
Triebwerkeinlassanordnung nach einem der Ansprüche 1–6, wobei: das Düsentriebwerk ein Düsentriebwerk eines Turbobläsertyps mit einem Inneren und einem Kompressor und einem Gebläse ist; wobei der erste Lufteinlassdurchgang in einer Strömungsverbindung zwischen dem Abschnitt der Grenzschicht und dem Gebläse gekoppelt ist; und wobei der zweite Lufteinlassdurchgang in einer Strömungsverbindung zwischen dem Luftstrom außerhalb der Grenzschicht und dem Inneren und dem Kompressor gekoppelt ist, um für einen freien Luftstrom zu dem Inneren und dem Kompressor zu sorgen.
Triebwerkeinlassanordnung nach Anspruch 7, wobei das Gebläse einen verringerten Druck innerhalb des ersten Lufteinlassdurchgangs erzeugt, um im Allgemeinen einen anhaftenden Strom der Grenzschicht außerhalb des Düsentriebwerks vom Turbobläsertyp zu fördern, um einen Luftwiderstand zu verringern.
Triebwerkeinlassanordnung nach einem der Ansprüche 1–8, wobei das Triebwerk am Heck angebracht ist.
Flugzeug umfassend: – einen Nurflügel-Körper; – mindestens eine Triebwerkeinlassanordnung nach einem der Ansprüche 1–9.