DE69102983T2

DE69102983T2 - Dichtung zwischen Flugzeugrumpf und Segmenten von einem Strahltriebinerschubdüse.

Info

Publication number: DE69102983T2
Application number: DE69102983T
Authority: DE
Inventors: Pierre Antoine Glowacki
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 1990-12-05
Filing date: 1991-12-04
Publication date: 1994-12-15
Anticipated expiration: 2011-12-05
Also published as: FR2670177B1; EP0489653B1; US5222692A; DE69102983D1; FR2670177A1; EP0489653A1

Description

ANWENDUNGSGEBIET DER ERFINDUNG

Die Erfindung betrifft Flugzeuge mit Strahlantrieb, insbesondere einen bestimmten Typ von Militärflugzeugen, bei denen der Motor direkt in den Flugzeugrumpf eingebaut ist. Bei diesem Flugzeugtyp befindet sich die hintere Düse des Motors, d.h. des Turbostrahltriebwerks, in direkter Verlängerung des Flugzeugrumpfes.

STAND DER TECHNIK

Bei diesem Flugzeugtyp muß Dichtigkeit gegenüber dem hinteren Ende des Rumpfes gewährleistet sein.
Das Dokument US-A-4 114 248 beschreibt eine Dichtung zwischen der Düse eines Turbostrahltriebwerks und den Klappen.
Fig. 1 zeigt ein in dem hinteren Teil eines Jagdflugzeugs 2 angeordnetes Turbostrahltriebwerk 5, das den Antrieb des Flugzeugs durch Rückstoß ermöglicht. Das Triebwerk befindet sich in einer Aufnahme 4. Die Mittel zur Befestigung des Turbostrahltriebwerks 5 in der Aufnahme 4 bestehen in der Hauptsache aus einem vorderen Gelenkpunkt 3, in dem das Turbostrahltriebwerk um eine horiziontale Achse schwenkbar gelagert ist. Bei Militärflugzeugen können die Wände des Turbostrahltriebwerks 5 und die Wände der an seiner Peripherie befestigten Ausrüstungsteile im Betrieb Temperaturen zwischen 250ºC und 350ºC erreichen. Deshalb muß die im vorderen Teil des Flugzeugs angeordnete Flugzeugzelle gegen diese Temperaturerhöhungen geschützt werden. Zu diesem Zweck wird in Höhe des Einlaufstutzens des Flugzeugs Luft entnommen und zu dem Eingang der Aufnahme 4 geleitet, um auf diese Weise die beim Betrieb des Turbostrahltriebwerks 5 frei werdende Wärme abzuführen. Die so erzeugte Luftströmung verläuft im Innern der Aufnahme 4 in einem zwischen der Aufnahme 4 und dem Turbostrahltriebwerk 5 ausgebildeten rohrförmigen Kanal 7 und tritt in Höhe der das hintere Ende des Flugzeugs bildenden Düse aus dem Flugzeug aus.
Die Kühlung des Triebwerkraums erfolgt mit einem Durchsatz, der 2% des Durchsatzes des Triebwerks selbst entspricht. Obwohl dieser Kühlungsdurchsatz klein ist, kann er die Funktion der Ausgangsdüse und das aerodynamische Verhalten des Flugzeugs durch seinen hinteren Teil erheblich beeinträchtigen, wenn er nicht korrekt abgeführt wird. Deshalb wird die Kühlluft im Bereich der Düse zwischen den inneren Klappen 8 und den äußeren Klappen 9 ausgeworfen. Die inneren Klappen 8 sind in Verlängerung des hinteren Teils des Körpers des Turbostrahltriebwerks 5, d.h. des Nachverbrennungskanals 6, angeordnet. Die äußeren Klappen 9 sind in Verlängerung der Aufnahme 4 angeordnet, in der sich das Turbostrahltriebwerk 5 befindet, d.h. in Verlängerung des Flugzeugrumpfs. Die inneren Klappen 8 stehen also den auf hohe Temperatur gebrachten Antriebsgase in Kontakt und werden deshalb als "heiße Klappen" bezeichnet. Die äußeren Klappen 9 befinden sich auf der Außenseite des von dem Zwischenraum 7 ausgehenden Kühlluftstroms und werden deshalb als "kalte Klappen" bezeichnet. Die Kühlluft tritt also aus dem Zwischenraum 7 zwischen die inneren Klappen 8 und die äußeren Klappen 9 und trägt gleichzeitig zu einem thermischen Schutz der hinteren Verkleidung des Flugzeugs bei.
Außerdem muß Dichtigkeit zwischen dem hinteren Ende des Rumpfes und den äußeren Klappen 9 gewährleistet sein, die relativ zu dem Turbostrahltriebwerk 5 um feste Achsen schwenkbar montiert sind. Diese Abdichtung ist u.a. notwendig, um die Flugzeugzelle gegen ein eventuelles Aufsteigen von Verbrennungsgasen auf der stromaufwärtigen Seite der Düse zu schützen. Andererseits müssen die hierzu verwendeten Dichtungen nachgiebig sein, weil das Turbostrahltriebwerk 5 relativ zu dem Flugzeugrumpf radiale und axiale Bewegungen ausführt. Es können in der Tat in diesem Bereich axiale Verschiebungen in der Größenordnung von 20 mm auftreten, die auf die Temperaturdifferenz und die verwendeten Materialien zurückzuführen sind. Die radialen Bewegungen können in der Größenordnung von 10 mm liegen und treten insbesondere bei Manövern wie engen Kurvenflügen oder Landungen auf Deck auf. Die äußeren Klappen 9 können außerdem eine Auslenkung von 10º haben.
In Fig. 1 ist zwischen dem Rumpf und den äußeren Klappen in eng schraffierten Linien eine Dichtung dargestellt, die sowohl die beim Stand der Technik verwendeten Dichtungen als auch die den Gegenstand der vorliegenden Erfindung bildende Dichtung symbolisieren soll. Der einzige Zweck dieser symbolischen Darstellung besteht darin, die Stelle zu lokalisieren, an der diese Dichtung in einem Militärflugzeug angeordnet ist.
In Fig. 2 ist eine Dichtung nach Stand der Technik dargestellt, die aus folgenden Hauptteilen besteht:
Der vordere Teil der Dichtung ist nachgiebiges Metallteil, das aus einem Trägerring 11 besteht, dessen vordere Enden 12 eine nachgiebige gewölbte Trennwand bilden, die mit einem an dem Flugzeugrumpf 2 befestigten Gleitstück 13 in Kontakt steht. Dieser vordere Teil besteht vorzugsweise aus elastisch nachgiebigen Titanlamellen, die auf Trägerlappen 19 genietet sind, die ihrerseits jeweils an der Peripherie des Nachverbrennungskanals 6 des Turbostrahltriebwerks 5 befestigt sind. Das Ende 12 dieses ersten Teils besteht vorzugsweise aus Teflon, um ein axiales Gleiten der Dichtung zu begünstigen.
Ein zweiter mittlerer Teil 21 der Dichtung besteht aus Metall und ist auf der stromabwärtigen Seite der Trägerlappen 19 angeordnet. Dieser mittlere Teil 21 trägt Gleitstücke 16, die vorzugsweise aus Teflon bestehen und den Kontakt mit dem hinteren Ende 15 des Flugzeugrumpfes 12 gewährleisten und so das axiale Gleiten des Turbostrahltriebwerks 5 insgesamt relativ zu der inneren Flugzeugrumpfes 2 ermöglichen.
Der hintere Teil der Dichtung besteht aus einem durch Längsschlitze unterteilten metallischen Teil 17. Jeder geschlitzte Teil steht mit der Basis einer der äußeren Klappen 9 in Kontakt.
Die Tatsache, daß diese Dichtung aus mehreren geschlitzten Teilen besteht und diese selbst aus verschiedenen flexiblen Teilen zusammengesetzt sind, erlaubt es, die radialen Bewegungen durch Verformung dieser verschiedenen Teile der Dichtung abzufangen.
Eine solche Dichtung besteht aus nahezu 250 einzelnen Teilen und umfaßt Ringe, Lamellen, Schrauben, Nieten, wobei eine große Zahl dieser Teile aus Titan besteht, sowie Gleitstücke aus Teflon. Die Montage einer solchen Dichtung ist deshalb kompliziert, und ihr Herstellungspreis ist zu hoch. Außerdem hat die Dichtung wegen der großen Anzahl von Teilen eine nicht vernachlässigbare Masse.
Es ist das Ziel der Erfindung, diese Nachteile zu beseitigen.

ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG

Hauptgegenstand der Erfindung ist eine zwischen dem hinteren Ende des Rumpfes eines Flugzeugs und den äußeren Klappen der Düse eines Turboluftstrahltriebwerks des Flugzeugs angeordnete Dichtung, die an dem Turbostrahltriebwerk mit Hilfe von Trägerlappen befestigt ist, die ihrerseits an der Außenfläche der Nachverbrennungskammer des Turboluftstrahltriebwerks befestigt sind, wobei die Dichtung zwei Kontaktstellen, davon eine an ihrem vorderen Ende mit der Innenfläche des hinteren Teils des Flugzeugrumpfes sowie an ihrem hinteren Ende eine dritte Kontaktstelle mit den äußeren Klappen aufweist.
Die Dichtung besteht erfindungsgemäß aus
- einem Trägerring, an dem die Trägerlappen befestigt sind,
- einer an dem vorderen Ende angeordneten vorderen hohlen Dichtung, die vorn den ersten Kontakt mit der Innenfläche des Rumpfes herstellt, und
- einer an dem hinteren Ende angeordneten hinteren hohlen Dichtung, die hinten den dritten Kontakt mit den äußeren Klappen herstellt.
Der zweite Kontakt mit dem Rumpf wird durch einfache Reibung des Trägerrings auf der Innenfläche des Rumpfes gewährleistet.
Um eine solche Dichtung mit ausreichender Elastizität auszustatten, besteht die Dichtung gemäß der Erfindung vorzugsweise aus einem Verbundwerkstoff und ist annähernd zylindrisch.
Der Trägerring ist besonders wirksam, weil der verwendete Verbundwerkstoff ein Epoxyd- Kohlenstoff oder ein Material vom Typ Kohlenstoff-bis-Maleinid ist.
Gemäß einem besonderen Aspekt der Erfindung besteht die vordere Dichtung aus Silikon und ist aufblasbar und einziehbar.
Die hintere Dichtung ist vorzugsweise eine Lippendichtung oder eine extraflache aufblasbare Dichtung.
Die hintere Dichtung ist vorzugsweise durch Schnitte in eine der Zahl N der äußeren Klappen entsprechende Zahl N von Segmenten unterteilt, damit sie sich an die einzelnen äußeren Klappen anpassen kann. Dabei steht jedes dieser Segmente mit jeweils einer der äußeren Klappen in Kontakt.
Im folgenden werde ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel näher beschrieben.

AUFLISTUNG DER ZEICHNUNGSFIGUREN

Der oben erwähnte Stand der Technik wurde anhand von zwei Zeichnungsfiguren erläutert.
Dabei zeigen
Fig. 1 schematisch die räumliche Anordnung der Dichtung in einem Militärflugzeug und
Fig. 2 eine detaillierte Darstellung einer Ausführungsform einer Dichtung nach dem Stand der Technik.
Die Beschreibung des bevorzugten Ausführungsbeispiels erfolgt anhand von Fig. 3, in der eine Dichtung gemäß der Erfindung dargestellt ist.

AUSFÜHRLICHE BESCHREIBUNG EINES AUSFÜHRUNGSBEISPIELS DER DICHTUNG GEMÄSS DER ERFINDUNG

Fig. 3 zeigt eine Dichtung gemäß der Erfindung, die in der gleichen Position angeordnet und an die gleichen Elemente angepaßt ist wie die in Fig. 2 dargestellte Dichtung nach dem Stand der Technik. Diese Dichtung soll also ebenfalls Dichtigkeit zwischen dem hinteren Ende 13 des von Verbindungslamellen verlängerten Flugzeugrumpfs und den an dem Turbostrahltriebwerk des Flugzeugs befestigt äußeren Klappen 9 gewährleisten.
Die Dichtung gemäß der Erfindung besteht in der Hauptsache aus einem Trägerring 20, einer vorderen Dichtung 22 und einer hinteren Dichtung 30.
Der Trägerring 20 ist in seinem Zentrum an Trägerlappen 19 befestigt, wie sie auch als Träger für die oben beschriebene Dichtung nach dem Stand der Technik vorgesehen sind. Um der Dichtung ausreichende Flexibilität zu verleihen, besteht der Trägerring 20 vorzugsweise aus einem Verbundwerkstoff. Zur Herstellung des Trägerrings 20 können je nach Umgebungstemperatur Epoxyd-Kohlenstoff oder ein Material vom Typ Kohlenstoff-bis-Maleinid verwendet werden. Um der Dichtung insgesamt Steifigkeit zu verleihen, hat der Trägerring eine annähernd zylindrische Form, wobei die Drehachse des Trägerrings mit der Achse des Turbostrahltriebwerks zusammenfällt.
Die vordere Dichtung 22 ist an dem vorderen Ende 21 des Trägerrings 20 plaziert und dort beispielsweise durch Kleben befestigt. Sie ist hohl, und ihre Form entspricht vorzugsweise derjenigen eines Musiknotenzeichens, wobei der Stiel dieses Notenzeichens mit dem vorderen Ende 21 des Trägerrings 20 verklebt ist. Die Dichtung kann aus mit einem Metallgewebe verstärktem Silikon hergestellt sein. Der Durchmesser der vorderen Dichtung 22 ist so gewählt, daß sie innerhalb der Grenzen der radialen Bewegungen, die das Turbostrahltriebwerk relativ zu dem Flugzeugrumpf 2 ausführen soll, gegen die Innenfläche des Rumpfes gequetscht wird. Sie kann auf dem Gleitstück 13 im Innern des Flugzeugrumpfes 2, das vorzugsweise aus einem Teflonkranz 25 besteht, auch in axialer Richtung gleiten.
Die in strichpunktierten Linien ausgeführte Darstellung der Dichtung 22 stellt eine Ausführungsvariante dar, bei der diese als aufblasbare und damit einziehbare Dichtung ausgebildet ist. Eine solche Dichtung ist im Handel unter der Bezeichnung "Aufblasbare Dichtung mit großer Abwicklung" erhältlich. Es handelt sich um ein Produkt der Firma DUNLOP. Sie besitzt wenigstens eine Lufteintrittsöffnung 26, an der eine flexible Rohrleitung 27 befestigt ist, die mit einer Kammer verbunden ist, in der ein Druck herrscht, der größer ist als der Druck in dem Zwischenraum 7 zwischen dem Flugzeugrumpf 2 und dem Nachverbrennungskanal 6. Und zwar kann die Luftentnahme zwischen dem Wärmeschutzmantel und dem Nachverbrennungskanal des Turbostrahltriebwerks erfolgen.
Wenn das Turbostrahltriebwerk ausgeschaltet wird, herrscht in dem Zwischenraum 7 zwischen dem Flugzeugrumpf 2 und dem Turbostrahltriebwerk atmosphärischer Druck, so daß die vordere Dichtung 22 wieder ihre ursprüngliche Form annimmt, die die in Fig. 3 in strichpunktierten Linien dargestellte Form sein kann. Die vordere Dichtung 22 hat dann mit dem Teflonkranz 25 des Gleitstücks 13 keinen Kontakt mehr, wodurch das Demontieren des Dichtungssatzes gemäß der Erfindung erleichtert wird.
Die Dichtung gemäß der Erfindung umfaßt weiterhin eine zweite hohle Dichtung 30, die sich im hinteren Bereich des Dichtungssatzes befindet. Sie gewährleistet Dichtigkeit zwischen dem Dichtungsträgerring 20 und den äußeren Klappen 9. Diese hintere Dichtung 30 kann entweder an dem Trägerring 20 oder, wie in Fig. 3 dargestellt, an den äußeren Klappen 9 befestigt sein. In diesem Fall kann sie geklebt werden, nachdem sie auf den äußeren Klappen 9 positioniert wurde. Die hintere Dichtung 30 ist ebenso wie die vordere Dichtung 22 eine ringförmige Dichtung. Sie ist allerdings im Gegensatz zu dieser durch Schnitte in einer der Zahl N der äußeren Klappen 9 entsprechende Zahl N von Segmenten unterteilt. Jedes dieser Segmente steht mit jeweils einer der äußeren Klappen 9 in Kontakt. Die hintere Dichtung 30 kann insgesamt ein einfache Lippendichtung sein, sie kann jedoch auch aus einer aufblasbaren Dichtung, vorzugsweise einer extraflachen Dichtung, bestehen. Das hintere Ende 29 des Trägerrings 20 steht über seine Außenfläche 28 mit der hintere Dichtung 30 in Kontakt.
Dieselbe Außenfläche 28 gewährleistet auch den zweiten Kontakt mit der Innenfläche des Flugzeugrumpfs 2 zwischen der vorderen Dichtung 22 und der hinteren Dichtung 30, vorzugsweise zwischen der hinteren Dichtung 30 und dem durch die Befestigungsachse 32 symbolisch angedeuteten Befestigungspunkt der Trägerlappen 19. Der Trägerring 20 besitzt an dieser Stelle einen ringförmigen Vorsprung 27, so daß seine Außenfläche 28 den Endbereich 24 der Verbindungslamellen 23 berührt. Die bevorzugte Ausbildung des Trägerrings 20 aus einem Verbundwerkstoff ermöglicht es, auf die Teflon-Gleitstücke 16 zu verzichten, wie die beim Stand der Technik nach Fig. 2 verwendet werden. Solche Gleitstücke können allerdings auch im Zusammenhang mit der Dichtung gemäß der Erfindung verwendet werden, ohne daß das Konzept dieser Dichtung, die mit einer vorderen hohlen Dichtung 22 und einer hinteren hohlen Dichtung 30 ausgestattet ist, hierdurch grundsätzlich verändert wird.
Die Gleitbewegungen im Bereich des zweiten Kontaktpunkts verlaufen hauptsächlich in axialer Richtung.
Die vorangehend beschriebene Ausführungsform stellt lediglich ein Beispiel für die Realisierung des Dichtungskonzepts gemäß der Erfindung dar, dessen kennzeichnendes Merkmal in einer vorderen und einer hinteren hohlen Dichtung besteht, die sich gegebenenfalls durch gesteuertes Aufblasen einziehen oder ausfahren lassen.

VORTEILE DER ERFINDUNG

- Die Anzahl der Teile der Dichtung gemäß der Erfindung ist gleich 2 + N, d.h. sie besteht aus einer vorderen Dichtung, einem Trägerring und N (etwa 10) hinteren Dichtungen;
- die Masse der Dichtung gemäß der Erfindung ist etwa zwei mal kleiner als diejenige der metallischen Dichtung von Fig. 2, was im Hinblick auf die Verwendung in einem Flugzeug einen erheblichen Vorteil darstellt;
- die Verbunddichtung gemäß der Erfindung ist wegen der Anzahl ihrer Teile und aufgrund ihrer Konzeption vier mal billiger als die metallische Dichtung von Fig. 2;
- die Dichtung gemäß der Erfindung ermöglicht außerdem eine bessere Nachführung und eine bessere Beherrschung der Bewegungen der wenigen Teile, aus denen sie besteht, wodurch die angestrebte Dichtigkeit verbessert wird.

Claims

1. Zwischen dem Ende des Rumpfes (2) eines Flugzeugs und den äußeren Klappen (9) der Düse eines Turboluftstrahltriebwerks (5) des Flugzeugs angeordnete Dichtung, die an dem Turboluftstrahltriebwerk (5) mit Hilfe von Trägerlappen (19) befestigt ist, die ihrerseits an der Außenfläche der Nachverbrennungskammer (6) des Turboluftstrahltriebwerks (5) befestigt sind, wobei die Dichtung zwei Kontaktstellen, davon eine an ihrem vorderen Ende (21), mit der Innenfläche des hinteren Teils des Flugzeugrumpfes (2) aufweist sowie an ihrem hinteren Ende (29) eine dritte Kontaktstelle mit den äußeren Klappen (9),

gekennzeichnet durch

einen Trägerring (20), an dem die Trägerlappen (19) befestigt sind,

eine an dem vorderen Ende (21) angeordnete vordere hohle Dichtung (22), die vorn den ersten Kontakt mit der Innenfläche des Rumpfes (2) herstellt,

eine an dem hinteren Ende (29) angeordnete hintere hohle Dichtung (30), die hinten den dritten Kontakt mit den äußeren Klappen (9) herstellt, wobei der zweite Kontakt mit dem Rumpf (2) durch eine Reibung des Trägerrings (20) auf der Innenfläche des Rumpfes (2) gewährleistet ist.

2. Dichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Trägerring (20) aus einem Verbundmaterial besteht und im wesentlichen zylindrisch ist.

3. Dichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die vordere Dichtung aus Silikon besteht.

4. Dichtung nach Anspruch 3. dadurch gekennzeichnet, daß die vordere Dichtung (22) aufblasbar und einziehbar ist.

5. Dichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die hintere Dichtung (30) eine Lippendichtung ist.

6. Dichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die hintere Dichtung (30) ein extraflache aufblasbare Dichtung ist.

7. Dichtung nach einem der Ansprüche 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, daß die hintere Dichtung (30) durch Schnitte in eine Zahl N von Teilen unterteilt ist, die gleich der Zahl N der äußeren Klappen (9) ist, wobei jeder geschnittene Teil mit einer der äußeren Klappen (9) in Kontakt steht.

8. Dichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Trägerring (20) aus Epoxyd-Kohlenstoff besteht.

9. Dichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Trägerring (20) aus einem Material vom Typ Kohlenstoff-bis-Maleinid besteht.