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DIESE ERFINDUNG bezieht sich auf Flugzeuge mit
Düsenantrieb.
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Diese Erfindung bezweckt, den Vortriebwirkungsgrad
eines Flugzeugs mit Düsenantrieb im Flug hinsichtlich
seines Düsentriebwerkschubs zu verbessern.
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Aus der DE-B-1131467 ist ein kombiniertes
Staustrahlund Turboluftstrahltriebwerk bekannt, in dem das TL-
Triebwerk innerhalb eines Außengehäuses konzentrisch
angeordnet ist und der Luftstromdurchgang und die
Brennkammer des Staustrahltriebwerks durch den zwischen dem
TL-Triebwerk und dem Gehäuse bestimmten Raum vorgesehen
ist. Eine nach vorne spitz zulaufende Zelle erstreckt sich
von dem TL-Triebwerk vorwärts, das Außengehäuse konvergiert
zu seinem Vorderende, und ein zu seinem Vorderende
konvergierender Ringschieber ist an dem TL-Triebwerk
innerhalb des Außengehäuses zur Vorwärts- und Rückwärts-
Schiebebewegung zwischen einer Vorwärtsposition montiert,
in der der Lufteinlauf zum TL-Triebwerk offen ist, und der
Lufteinlauf zum TL-Triebwerk geöffnet ist und mittels eines
Eingriffs des Äußeren des Schiebers mit dem Inneren des
Vorderendes des Außengehäuses geschlossen wird, und einer
Rückwärtsposition, in der das schmälere Vorderende des
Schiebers in die Oberfläche der Zelle eingreift, um den
Lufteinlauf zum TL-Triebwerk zu schließen und den
Lufteinlauf zum Staustrahltriebwerk zu öffnen.
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Aus der US-A-3161018 ist ein kombiniertes
Staustrahlund Turboluftstrahltriebwerk bekannt, in dem ein TL-
Triebwerk koaxial innerhalb einer Außenhaube angeordnet
ist, wodurch eine Staustrahltriebwerkkammer zwischen
genannter Haube und dem Düsentriebwerk gebildet wird. Ein
Durchgang ist zwischen der Unterseite eines
Niederdruckverdichters des TL-Triebwerks und dem
Staustrahltriebwerkraum vorgesehen und verstellbare Klappen
oder Schieber gestatten, die Größe des Bypass-Durchgangs zu
verändern.
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Aus der FR-A-1586188 ist eine ähnliche Anordnung
bekannt, bei der jedoch die Größe eines Durchgangs von dem
unteren Ende eines Niederdruckverdichters zu einem
konzentrischen, das TL-Triebwerk umgebenden Durchgang
festgelegt ist, während ein Ringschieber gestattet, den
Haupteinlauf zu dem konzentrischen Durchgang zu öffnen oder
zu schließen, während Einwegklappenventile zwischen der
unteren Seite der TL-Turbinen und einer in dem
konzentrischen Durchgang gebildeten Brennkammer vorgesehen
sind.
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Diese vorausgehenden Anordnungen bieten jedoch keine
fortschrittliche Steuerung des Vortriebwirkungsgrads.
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Genauer gesagt bezweckt diese Erfindung, ein Flugzeug
mit Düsenantrieb, einschließlich Einstellmittel vorzusehen,
wodurch eine wirksamere Einstellung von Betriebsdaten
vorgenommen werden kann, um den Vortriebwirkungsgrad unter
unterschiedlichen Bedingungen, beispielsweise
unterschiedliche Fluggeschwindigkeiten gegen Luft oder
Fluglagen zu maximieren.
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Gemäß der vorliegenden Erfindung wird ein Flugzeug mit
einer Flugwerkstruktur mit mindestens einem Düsentriebwerk
mit einer Längsachse vorgesehen, wobei genanntes
Düsentriebwerk ein umgebendes Triebwerkgehäuse aufweist,
das an gegenüberliegenden Enden von genanntem Gehäuse eine
auf genannter Triebwerkachse zentrierte Eintrittsöffnung
und eine Austrittsöffnung bestimmt, sowie ein weiteres
hohles Gehäuse, welches genanntes Triebwerkgehäuse koaxial
mit dem Triebwerk umschließt und vom Triebwerkgehäuse mit
Zwischenraum angeordnet ist, um damit einen Kanal von
ringförmigem Querschnitt zu bestimmen, wobei genanntes
weiteres Gehäuse eine auf genannter Achse zentrierte und
oberhalb von genannter Eintrittsöffnung des
Triebwerkgehäuses angeordnete Eintrittsöffnung sowie eine
auf genannter Achse zentrierte und unterhalb von genannter
Austrittsöffnung von genanntem Triebwerkgehäuse angeordnete
Austrittsöffnung aufweist, wobei das genannte weitere hohle
Gehäuse einen ersten Innendurchmesser an einer ersten
Position oberhalb von genanntem Triebwerkgehäuse, einen
zweiten Innendurchmesser an einer Position unterhalb der
Eintrittsöffnung von genanntem Triebwerkgehäuse und einen
Bereich zwischen genannten ersten und zweiten Positionen
hat, über denen der Innendurchmesser von genannter erster
Position zu der zweiten Position zunimmt, eine ringförmige
Eintrittsöffnung zu genanntem Kanal von ringförmigem
Querschnitt, wobei genannte ringförmige Eintrittsöffnung
durch das vordere Ende von genanntem Triebwerkgehäuse und
genannten Bereich des äußeren Gehäuses zwischen genannten
ersten und zweiten Positionen bestimmt ist, gekennzeichnet
durch die Abwesenheit irgendeines Kanals oder einer anderen
Öffnung zum Strömen von Luft- oder Verbrennungsgas durch
genanntes Triebwerkgehäuse zwischen dem Inneren von
genanntem Düsentriebwerk und genanntem Kanal von
ringförmigem Querschnitt, in dem Bereich zwischen genannter
Eintrittsöffnung und genannter Austrittsöffnung des
Triebwerks und darüber hinaus gekennzeichnet durch
mindestens ein Triebwerktragglied, das zum Tragen des
Triebwerks von genanntem Triebwerk zu genannter
Flugwerkstruktur verläuft, Mittel zum Lagern von genanntem
weiteren Gehäuse zur Längsbewegung relativ zu genanntem
Düsentriebwerk und genanntem Triebwerkgehäuse und genanntem
Triebwerktragglied und erstes Stellmittel zur Bewirkung
genannter Längsbewegung, wodurch genannte ringförmige
Eintrittsöffnung zu genanntem Kanal von ringförmigem
Querschnitt in ihrer Größe veränderbar ist, wodurch im
Betrieb die Luftmenge, die am Düsentriebwerk durch
genannten Kanal mit ringförmigem Querschnitt herumgeführt
wird, veränderbar ist.
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Es hat sich herausgestellt, daß eine Analog-Anordnung
auch Vorteile in Zusammenhang mit aquatischen oder Schiffs-
Antriebssystemen bietet, mit denen Schiffe tatsächlich
dadurch getrieben werden, daß Geschwindigkeit auf das das
Schiff umgebende und von ihm angesaugte Wasser übertragen
wird, anstatt auf die das Schiff umgebende und von ihm
angesaugte Luft.
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Einige Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im
folgenden anhand eines Beispiels unter Bezugnahme auf die
beiliegenden Zeichnungen näher erläutert. In den
Zeichnungen zeigen:
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Fig.1 einen schematischen Längsschnitt durch das
erste Ausführungsbeispiel eines Systems gemäß der
vorliegenden Erfindung;
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Fig. 2 einen schematischen Längsschnitt durch das
zweite Ausführungsbeispiel;
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Fig. 3 einen schematischen Längsschnitt durch das
dritte Ausführungsbeispiel und
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Fig. 4 einen schematischen Längsschnitt durch das
vierte Ausführungsbeispiel.
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In jedem der Ausführungsbeispiele werden die
beschriebenen ähnlichen Teile mit den gleichen Bezugszahlen
in jeder der Figuren bezeichnet.
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Das in Fig. 1 dargestellte Vortriebssystem umfaßt ein
Düsentriebwerk 10, das ein Gasturbinenluftstrahltriebwerk
mit oder ohne Bypass-System sein kann. Das Triebwerk 10
wird von der Flugzeugstruktur durch ein Tragglied 11
gestützt. Das Triebwerk ist innerhalb eines Kanals 12
gelegen, der das Triebwerk umgibt und auf einer
Lagerschiene 13 montiert ist, um Axialbewegung relativ zum
Triebwerk 10 zu gestatten. Der Kanal 12 wird durch ein oder
mehrere Stellmittel 14 bewegt.
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Innerhalb des Kanals 12 ist vor dem Triebwerk 10 ein
Ringraum 15 vorgesehen, der innerhalb des Kanals 12 axial
bewegt werden kann. Ein Mittel 16 ist zum Abtasten des
Gesamtluftdrucks am Eintritt zum Triebwerk 10 vorgesehen.
Ein zweites Mittel 17 ist am Eintritt zu dem Teil des
Kanals 12 vorgesehen, der das Triebwerk umgibt, um den
Gesamtluftdruck des Luftmassenstroms zu messen, der in
diesen Teil des Kanals 12 einströmt. Ein drittes Mittel 18
ist in dem Kanal 12 ganz in der Nähe zur Endschubdüse des
Triebwerks gelegen, um die Luftgeschwindigkeit zu messen,
und ein viertes Mittel 19 befindet sich unterhalb der
Schubdüse des Triebwerks 10, um die
Düsenstrahlgeschwindigkeit zu messen. Der Ringraum 15 leitet den
Luftstrom zum Triebwerk 10 und weist einen
Innendurchmesser/Fläche von circa 80% derjenigen am
Eintritt zum Triebwerk 10 auf. Bei hohen
Vortriebsgeschwindigkeiten des Flugzeugs verursacht die Luftmasse,
die in das durch Kanal 12 gebildete Sekundärbewegungssystem
induziert wurde, keinen Mangel an der von dem Triebwerk 10
benötigten Luftmasse. Der Ringraum 15 kann relativ zum
Kanal 12 durch einen Staudruck oder Staudrücke 12 bewegt
werden.
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Das Triebwerk 10 ist mit einer Abschirmung 21
versehen, um das Triebwerk 10 vor der in dem Kanal 12
erzeugten Hitze zu schützen und um den Luftstrom um das
Äußere des Triebwerks 10 zu glätten.
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Während des Flugzeugstarts wird der Kanal 12 relativ
zum Triebwerk 10 vorwärtsbewegt, während der Luftstrom
zunimmt und die durch den Kanal 12 strömende Luft sich
ausdehnt, um über den Kanal 12 auf das Flugzeug zu wirken.
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Wie aus Fig. 2 zu ersehen ist, weist der Kanal 12
einen veränderbaren Innenring 22 auf, der zwischen dem
Eintritt zum Triebwerk 10 und dem Eintritt zu dem durch den
Kanal 12 gebildeten Sekundärsystem gelegen ist. Ein
veränderbarer Innenring 23 befindet sich zwischen dem
Austritt aus dem Triebwerk 10 und dem durch Kanal 12
gebildeten äußeren Hauptringraum. Dieser Innenring 23
kann an das Triebwerk 10 oder an den Kanal 12 montiert
werden. Diese veränderbaren Ringe 22 und 23 werden dazu
benutzt, die Luftströmung beim Eintritt in das und Austritt
aus dem Sekundarsystem zu glätten. Der Ring 23 wird auch
dazu benutzt, Mittel zum Mischen und Ausgleichen der
Geschwindigkeiten der Austrittsluftströme vorzusehen. In
dem Ausführungsbeispiel der Fig. 3 ist ein
Verbrennungssystem 24 in dem Kanal 12 vorgesehen. Das
Verbrennungssystem 24 wird parallel zu dem des Triebwerks 10 betrieben.
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Das Ausführungsbeispiel der Fig. 4 ist ähnlich dem der
Fig. 3, aber in dieser Ausführungsform ist die
Einlauffläche des durch das Triebwerk 10 gebildeten
Außenringes größer als die des Triebwerkeintritts.
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Es wird in Aussicht genommen, daß das Verhältnis der
Einlauffläche des Sekundärsystems zu dem des
Düsentriebwerks 10 beliebig über 1:1 sein kann. In dem
Fall, daß das Einlaufverhältnis des Sekundärsystems zu dem
des Eintritts zum Düsentriebwerk 10 größer als 1:1 ist, muß
dieser Ringraum einen Innenring mit einem
Eintrittsdurchmesser aufweisen, der mindestens gleichgroß ist mit
der Eintrittsfläche des Düsentriebwerks 10 und muß auch
frei sein, sich relativ zum Außenring des Kanals 10 axial
bewegen zu können.
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Es ist beabsichtigt, daß diese Fläche-zu-Fläche
Verhältnisse für Überschall- und
Hyperschallgeschwindigkeiten höher gesetzt werden. Für hohe
Reisegeschwindigkeits- und Langstreckenleistung würde sich
wahrscheinlich ein Verhältnis, das so hoch ist wie die
bestehenden Mantelstromtriebwerk-Verhältnisse als
wünschenswert erweisen.
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Ein Innenring liegt an dem Eintritt zum Sekundärsystem
und weist einen Innendurchmesser auf, der mit dem des
Eintritts zum Düsentriebwerk/Kerntriebwerk gleichwertig
ist.
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Es ist für jeden Anwendungszweck beabsichtigt, daß die
Schubdüse des äußeren Sekundärsystems ungefähr ein Drittel
der Gesamtlänge des Düsentriebwerks 10 über den Austritt
aus der Endschubdüse des Düsentriebwerks 10 hinaus
ausmacht. Diese Entfernung muß ausreichend sein, um das
Mischen zwischen den entsprechenden Luftströmen aus dem
Kanal von rohrförmigem Querschnitt und dem Düsentriebwerk
vor dem Austritt aus der Endschubdüse, d.h. vor dem
Austritt aus dem unteren Ende der Außendüse 12 der
kombinierten, voll integrierten Bewegungssysteme zu
optimieren.
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Die Druckabtastmittel 16 und 17, die sich am Eintritt
zu dem Düsentriebwerk 10 und dem Sekundärsystem dieser
Erfindung befinden, müssen eine Drucknachstellneigung
zugunsten des Eintritts zum Düsentriebwerk 10 aufweisen. Es
ist beabsichtigt, daß das Steuersystem dahingehend
funktioniert, einen positiven Gesamtdruckausgleich
zugunsten des Düsentriebwerks 10 für alle
Flugzeuggeschwindigkeiten aufrechtzuerhalten, um zu
vermeiden, daß eine Mangelsituation an diesem Eintritt
entsteht. Es ist jedoch beabsichtigt, diese Neigung gering
zu halten.
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Desgleichen ist das Steuersystem so angeordnet, daß es
ein vorbestimmtes Verhältnis zwischen der
Austrittsgeschwindigkeit des Sekundärluftstroms und der des
Düsentriebwerks 10 aufrechterhält oder dieses Verhältnis
zumindest innerhalb eines vorbestimmten Bereichs beibehält.
Möglicherweise muß dieses Verhältnis bei unterschiedlichen
Bedingungen veränderbar sein und aus diesem Grunde wäre es
erforderlich, daß der Ring 23 veränderbar ist.
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Dies ist notwendig, um den Grad des zwischen den
entsprechenden Luftströmen stattfindenden Volumenmischens
steuern zu können, um eine optimale
Austrittsgeschwindigkeit für beide Luftströme vor dem
Austritt aus der Endschubdüse des kombinierten Systems
zu erhalten. Der Winkel, den der Ringraum im Axialschnitt
zur Systemachse bildet, ist veränderbar, beispielsweise
durch die Konstruktion des Ringes als eine Reihe
peripherisch nebeneinanderliegender, drehbar montierter
Klappen.
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Es ist auch beabsichtigt, daß im kalten
Betriebszustand des Kanals 12 die Energie des
Austrittsluftstroms aus dem Düsentriebwerk 10 durch
bedächtiges Mischen der Luftströme aus Kanal 12 und
Triebwerk 10 durch Benutzung des veränderbaren inneren
Ringes 23 verwertet wird, der zwischen den
Austrittsöffnungen aus diesen entsprechenden Systemen
angeordnet ist, wodurch gewährleistet wird, daß die
Austrittsgeschwindigkeit des Sekundärluftstroms stets
größer ist als sowohl seine Eintrittsgeschwindigkeit als
auch die Geschwindigkeit des Flugzeugs zu jedem Zeitpunkt
des Fluges.
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Im warmen Betriebszustand ist beabsichtigt, daß sowohl
die Geschwindigkeit als auch der Druck der entsprechenden
Luftströme vor dem Austritt aus der Endschubdüse des
kombinierten Bewegungssystems ausgeglichen werden kann. Im
warmen Betriebszustand ist es wünschenswert, den äußeren
Luftstrom unter höherem Relativdruck zu halten als den
inneren Luftstrom vom Triebwerk 10. Auf diese Weise kann
die größere Geschwindigkeitsenergie des inneren Luftstroms
dazu benutzt werden, den äußeren Luftstrom zu
beschleunigen, wodurch seine positive Druckeinstellung in
Angleichgeschwindigkeit des inneren Luftstroms umgewandelt
wird. Auch hier bleibt die Wahl dem Konstrukteur
überlassen, es gibt viele und vielfältige Möglichkeiten.
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Im kalten Betriebszustand wird das Flugzeug nach dem
Start einen Drosselzustand am Eintritt zum Düsentriebwerk
erreichen; sobald der Gesamtluftdruck ansteigt, wird dieses
Ereignis durch die Luftdruckabtastmittel wahrgenommen,
die an den entsprechenden Eintritten zu den
Bewegungssystemen gelegen sind. Sobald der Gesamtdruck das
für diesen Flugzustand gewünschte Druckverhältnis
übersteigt, wird dem elektronischen Steuersystem ein
elektrisches Signal zugeführt, das dem Stausteuersystem den
Befehl erteilt, den Außenring 12 relativ zum Triebwerk 10
vorwärtszubewegen, wodurch dem Eintritts-Hauptluftstrom
gestattet wird, sich in das Sekundärsystem auszudehnen,
wodurch die Umkehrung der Anstiegstendenz des
Eintrittsdrucks verursacht wird. Die Öffnung zwischen dem
Eintritt zum Sekundärsystem und dem Eintritt zum
Düsentriebwerk 10 wird aufrechterhalten, damit der
vorprogrammierte Gesamtluftdruck, der für diesen Zustand
annehmbar ist, beibehalten wird. Parallel zu diesem Vorgang
werden die inneren Ringe 22 bzw. 23 dazu veranlaßt, für die
Glättung des Luftstroms durch das Sekundärsystem zu sorgen,
sodaß die Austrittssinkgeschwindigkeit zu allen Zeiten
größer als die Eintrittsgeschwindigkeit zum Kanalsystem und
höher als die relative Flugzeuggeschwindigkeit ist. In
diesem Fall wird die höhere Sinkgeschwindigkeit des das
Düsentriebwerk 10 verlassenden Heißluftstroms benutzt, um
die erforderliche Steigerung der Austrittsgeschwindigkeit
des Sekundärsystems vor dem erforderlichen Mischen mit dem
Strahlstrom des Triebwerks zu induzieren, wodurch der
benötigte positive Geschwindigkeitsausgleich im ganzen
Sekundärsystem aufrechterhalten wird. Der Innenring 23 ist
so angeordnet, daß der Austritt aus dem Sekundärsystem den
erforderlichen Luftstrommischungsgrad verursacht, um den
benötigten Geschwindigkeitsausgleich im ganzen
Sekundärsystem zu induzieren. Dieser
Geschwindigkeitsausgleich im ganzen Sekundärsystem wird zu allen Zeiten
größer sein als die Flugzeuggeschwindigkeit in jedem
gegebenen Augenblick. Das System ist besonders vorteilhaft
in der Sinkflugphase.
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Der im ganzen sekundären Antriebskanalsystem
erforderliche positive Geschwindigkeitsausgleich wird
aufrechterhalten, ungeachtet ob das Flugzeug beschleunigt
oder verlangsamt. Die einzige zum Antreiben des sekundären
Antriebskanalsystems erforderliche Bedingung ist die
Eintrittsdruckverhältnisgrenze, die am Eintritt zum
Düsentriebwerk 10 für alle
Eintrittsluftgeschwindigkeitsanforderungen gemäß der Bestimmung der entsprechenden
Triebwerk- und Flugzeugkonstrukteure für jedes einzelne
Flugzeug eingestellt ist.
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Der Betrieb im heißen Zustand (Figuren 3 und 4) ist
der gleiche wie im kalten Zustand, außer daß die Einführung
von Wärme in das Sekundärsystem eine Umprogrammierung der
Geschwindigkeits- und Druckparameter benötigt, die für das
ganze Sekundärsystem zuständig sind. Im wesentlichen
bedeutet das nur eine Neubelegung der
Relativwinkeländerungen des Innenringes 23, der am Austritt aus dem
Sekundärsystem gelegen ist, um den
Geschwindigkeitsausgleich zwischen beiden Luftströmen vor Erreichen der
veränderbarer Endschubdüse zu optimieren. Die Einführung
von Wärmeenergie in das sekundärsystem kann nützlicherweise
herbeigeführt werden, sobald der Drosselregelzustand am
Eintritt zum Triebwerk überschritten ist.
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Es ist beabsichtigt, daß die Anfangsbeschleunigung auf
Startbeschleunigung auf normale Weise erfolgt, indem Kraft
aus dem Düsentriebwerk 10 benutzt wird, aber das
Sekundärverbrenungssystem 24 kann nützlicherweise zu jeder
beliebigen Zeit oder Bedingung aktiviert werden.
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Das Sekundärverbrennungssystem 24 ist bei
Überschallund Hyperschallgeschwindigkeiten besonders nützlich.
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Um für den Leistungsverlust während des Starts bei
hohen INA Anforderungen und/oder in Höhen über 330 m
auszugleichen, wird es aufgrund der Vorspannung an den
Eintrittsöffnungen zu den entsprechenden Systemen
erforderlich sein, den Eintrittsspalt zwischen ihnen
beträchtlich zu vergrößern, um die Umwandlung der höheren
Luftstromtemperatur in Geschwindigkeitsenergie zu
optimieren.
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Das Sekundärsystem ist nicht mechanisch und wird
deshalb weniger von INA Außentemperaturen beeinflußt und
unterliegt daher in der Tat keiner so großen
Vortriebskrafteinbuße. Folglich kann die Nutzlastbuße, die
wegen hoher, zur Startzeit vorherrschender INA
Temperaturbedingungen zugezogen wurde, reduziert werden.
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Bei hohen, über der Überschallgeschwindigkeit
liegenden Geschwindigkeiten wäre es nützlicher, die
Primärrollen beider Systeme auszuschalten, wobei das
Sekundärsystem dazu benutzt wird, den Primärkraftstrom zu
erzeugen und das Triebwerk die Rolle des Sekundär-
Sicherungs- oder komplementären Antriebsystems übernimmt.
Auf diese Weise werden die dem thermischen Wirkungsgrad des
Flugzeugs als Bewegungsfahrzeug auferlegten Beschränkungen
durch die physikalischen Begrenzungen der Systeme,
einschließlich ihrer/s Düsentriebwerke/s im Primärverfahren
erheblich reduziert.
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Bei Geschwindigkeiten über Mach 2 ermöglicht die
Beschleunigungsansprechfähigkeit des Flugzeugs, welches das
Sekundärsystem als Primärkraftquelle benutzt, eine enorme
Verbesserung seiner Beschleunigungsfähigkeit.
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Der Beginn der Abnahme des Gesamtschubs mit Höhe läßt
sich merklich verzögern, da er durch Steigerung des
Luftstroms durch den Kanal 12 ausgeglichen werden kann.
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Der Warmlaufbetrieb des Sekundärsystems kann
nützlicherweise jederzeit eingeleitet werden. Die
Geschwindigkeitsregelung im warmen Zustand wird in genau
dergleichen Weise durchgeführt wie die im kalten Zustand,
außer daß die Endaustrittstemperatur des das Sekundärsystem
verlassenden Luftstroms die Temperatur des Düsentriebwerks,
wenn es als Primärschubquelle in Betrieb ist, nicht
übersteigen sollte, weil dies ernsthafte Luftstromstörung
und daher Schub/Geschwindigkeitsverlust am kombinierten
System und somit am Flugzeug verursachen würde. Auch hier
kann ein vorprogrammiertes Austrittstemperaturverhältnis
zwischen beiden Austrittsluftströmen von den Konstrukteuren
für den gesamten Flugmantel für jeden bestimmten
Flugzeugeinsatz gewählt werden.
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Es ist beabsichtigt, daß die Endschubdüse des
kombinierten Systems auch veränderbar ist, wodurch ein
letzter Einfluß auf die relativen
Luftstromgeschwindigkeiten vor Verlassen des Schubsystems des
Flugzeugs ermöglicht wird.
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Es ist ferner beabsichtigt, daß der Gesamtbetrieb, ob
im kalten Betriebsstand, mit oder ohne Verbrennungsoption,
leicht gesteuert werden kann, indem ein einfaches,
rechnergestütztes Analog-Digital-Steuermittel benutzt wird.
Obwohl das Sekundärverbrennungssystem bei Geschwindigkeiten
von weniger als Mach 2 einen verhältnismäßig niedrigen
Druck aufweist, wird dennoch wirksame Verbrennung wegen der
längeren Übertragungszeit-Raum, in der die Umwandlung von
Brennstoff in Wärme stattfindet, erreicht.
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Vorgang und Steuerung bei dieser Betriebsart sind
genau die gleichen wie für den warmen und kalten Zustand
der Figuren 1, einschließlich der Figuren 2 bzw. 3. Der
einzige Unterschied besteht darin, daß eine zusätzliche
Steuereinrichtung erforderlich ist, um den Kanal 15 relativ
zum Außenring zu bewegen. Wie beschrieben, muß Kanal 15 so
funktionieren, wie es der Eintritt zum Äußenring in der
Anwendung getan hat, in der die Eintrittsflächen zu beiden
Systemen die gleichen sind, wie in Fig. 1. In diesem Fall
erfolgt eine Form der Staudruckanordnung, innerhalb der
Zelle gelegen und den Eintritt zu dem äußeren, mit Kanal 15
verbundenen Ringraum/Zelle bildend und dem inneren, am
Eintritt zum Düsentriebwerk gelegenen Ringraum auf solche
Weise, daß er veranlaßt wird, sich axial zu dem äußeren
Ringraum/Zelle selbst und dem Eintritt zum Düsentriebwerk
zu bewegen.
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Aus wirtschaftlichen Betriebsgründen wäre es
wünschenswert, die Gesamtgeschwindigkeitsdifferenzen
zwischen dem kombinierten System relativ zu der
resultierenden Fluggeschwindigkeit so niedrig wie möglich
zu halten. Dieser Zustand würde es seinerseits ermöglichen,
daß sehr hohe Flugzeugvortrieb/Bewegungsleistungen des
Systems erreicht werden. Bei einem Einsatz dieser Art wird
in Aussicht genommen, daß ein Bypass-Verhältnis in der
gleichen Höhe wie das in bestehenden Mantelstromtriebwerken
vorteilhaft eingesetzt werden kann.
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Für Kampfflugzeuge oder jeglichen militärischen
Einsatz, bei denen eine hohe Beschleunigung mit hoher
Fluggeschwindigkeitsleistung gegen Luft ausschlaggebend
ist, dürfte das Bypass-Verhältnis etwas niedriger liegen,
wahrscheinlich zwischen 2 und 4 zu 1, die niedrigere Zahl
für Kampfflugzeuge und letztere für Bomben- oder
Langstrecken-Vermessungsflugzeuge.