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GEBIET DER ERFINDUNG
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Die vorliegende Erfindung betrifft
allgemein ein Überschallflugzeug
und insbesondere ein Überschallflugzeug,
das ausgebildet ist, um mit Überschallgeschwindigkeit
zu fliegen und einen ausreichenden Schub für den Überschallflug zu entwickeln, und
ebenso in der Lage ist, einen ausreichenden Start- und Steigschub
zu entwickeln, um das Flugzeug starten und steigen zu lassen und
während
des Startens und Steigens mit einem Geräuschpegel nicht größer als
einem vorgegebenen Geräuschpegel
laufen zu lassen, wobei das Flugzeug aufweist: eine Flugzeugkonstruktion,
die bei einem Überschallflug
funktionieren kann; eine Überschall-Antriebsvorrichtung,
die an der Flugzeugkonstruktion befestigt ist und den Schub für den Überschallflug
erzeugen kann, um so den Überschallflug
aufrechtzuerhalten. Ein solches Flugzeug ist aus der FR-A-2,661,715
bekannt.
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STAND DER TECHNIK
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Ein sehr kritischer Faktor bei der
Entwicklung eines umweltverträglichen Überschall-Verkehrsflugzeuges
ist das Problem des Düsenlärms während des
Startens, Steigens und Landens. Unterschall-Mantelstromtriebwerke
mit einem hohen Bypass-Verhältnis
und niedrigen Strahlgeschwindigkeiten sind in der Lage, leise zu
arbeiten. Überschallflugzeuge,
die im allgemeinen durch reine Düsentriebwerke
angetrieben werden, arbeiten mit viel höheren Düsenausstoßgeschwindigkeiten. Hochgeschwindigkeitsdüsen entwickeln
hohe Pegel von niederfrequentem Düsenmischlärm, der außerhalb und in Strömungsrichtung
nach der Triebwerkszelle erzeugt wird und der deshalb nicht mit
internen Maßnahmen
gedämpft
werden kann. Selbst wenn das Überschalltriebwerk
als Mantelstromtriebwerk ausgebildet ist, sind die Bypass-Verhältnisse
im allgemeinen relativ niedrig (d. h. 0,5 bis 1,0) mit unwesentlich
niedrigeren Strahlgeschwindigkeiten als ein direktes Triebwerk,
und der Effekt auf die Minderung des Düsenlärms ist nicht ausreichend,
um die in Zukunft geforderten Lärmgrenzen
zu erfüllen.
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Während
der letzten Jahrzehnte gab es verschiedene Ansätze, den Düsenlärm in Überschallflugzeugen zu vermindern.
Zum Beispiel gibt es verschiedene Vorrichtungen zum Mischen von
Umgebungsluft mit den Düsenabgasen
während
Betriebsmodi, in denen eine Lärmverminderung
erforderlich ist. Akustikplatten werden verwendet, um den in dieser
allgemein als Ejektor bezeichneten Vorrichtung erzeugten Mischlärm zu dämpfen.
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Die zum Mischen mit den Düsenabgasen verwendete
Umgebungsluft kann durch Einströmklappen
im hinteren Teil der Triebwerkszelle oder mittels eines übergroßen Haupteinlasses
eingeleitet werden. Die Akustikplatten im Ejektor können entweder
fest oder so ausgebildet sein, dass sie bei Reisegeschwindigkeit
wegklappen.
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Ein Beispiel dieses herkömmlichen
Ansatzes ist in der FR-A-2,661,715 gezeigt, welche ein Abgassysteme
für ein Überschalldüsentriebwerk
mit einer Abgasleitung mit einer ersten Querschnittsfläche offenbart.
Dieses Abgassystem enthält
weiter schwenkbare Leitungshilfskonstruktionen, die von einer festen
Position außerhalb
der Auslassleitung in eine entfaltete Stellung innerhalb dieser
Leitung bewegt werden können,
in welcher die Querschnittsfläche
der Leitung begrenzt ist. In jener festen Stellung sind die Hilfsleitungen
in einem Raum aufgenommen, der durch Schwenkklappen geschlossen
ist, welche sich öffnen,
wenn die Hilfsleitungen in ihre entfaltetet Stellung geschwenkt
werden, wodurch Außenluft
in die Abgasleitung eingeleitet werden kann.
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Jedoch zeigen derartige Vorschläge verschiedene
Probleme. Zum Beispiel gibt es das Problem der Druckverluste bei
niedriger Geschwindigkeit und Reisegeschwindigkeit. Ferner müssen die für die Mischlärm-Unterdrückung benutzten
beweglichen Teile mit flachen Seiten so konstruiert sein, dass sie
Umgebungen mit hohen Temperaturen und hohen Lärmpegeln Stand halten. Auch
gibt es das Problem der Integration von Schubumkehrern, die zuverlässig in
einer Hochtemperaturumgebung arbeiten.
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Während
diese Probleme durch eine geeignete Konstruktion und Materialauswahl überwunden werden
können,
gibt es ein verbleibendes Problem, das mittels Konstruktionen und
Konzepten, die derzeit im Stand der Technik bekannt sind oder überlegt werden, äußerst schwierig
zu lösen
ist (falls es nicht sogar unüberwindbar
ist). Dieses Problem besteht darin, beim Dämpfen des durch Direktdüsenantriebe oder
Antriebe mit niedrigem Bypass-Verhältnis mittels Ejektoren erzeugten
Düsenlärms die
heutigen Lärmvorschriften
(Stufe 3) der Federal Aviation Agency (FAA) oder zukünftige strengere
Regeln (Stufe 4) zu erfüllen.
Die aus dem Ejektor resultierenden Nachteile (Gewicht, Zellenwiderstand
und höherer
spezifischer Kraftstoffverbrauch) verschlechtern die Leistungsfähigkeit
des Flugzeugs auf einen Punkt, bei dem es wirtschaftlich unattraktiv
wird.
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Ein weiterer derzeitiger Ansatz besteht
darin, ein Asynchrontriebwerk vorzusehen, das bei Reisegeschwindigkeit
als direkte Düse
arbeitet. Bei niedriger Geschwindigkeit schaltet ein zwischen der
ersten und der zweiten Kompressorstufe positioniertes Umlenkventil
die erste Kompressorstufe aus dem Haupttriebwerkszyklus und in einen
parallelen Einstufenlüfter.
Die variable Geometrie zum Erzielen dieser Umwandlung erfordert
ein Umlenkventil, einen Verstauungseinlass und eine zurückschiebbare
Lüfterausströmdüse. Dies
bringt einige sehr bedeutende Konstruktionsanforderungen mit sich.
Selbst wenn diese überwunden
werden und auch wenn dieses Mantelstromtriebwerk ein Lärmproblem
von etwas kleinerem Ausmaß aufweist,
besteht nach wie vor Bedarf an einer zusätzlichen Düsenlärmreduzierung.
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ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
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Der Erfindung liegt die Aufgabe zu
Grunde, ein verbessertes Überschallflugzeug
vorzusehen.
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Das Flugzeug der vorliegenden Erfindung
ist ein Überschallflugzeug,
das ausgebildet ist, um mit Überschallgeschwindigkeit
fliegen und einen ausreichenden Schub für den Überschallflug entwickeln zu können. Das
Flugzeug ist auch in der Lage, einen ausreichenden Schub zum Starten
und Steigen in einer Art und Weise zu entwickeln, dass der Lärmpegel nicht
größer als
ein vorgegebener Lärmpegel
ist, der in der bevorzugten Ausführungsform
nicht größer als die
Lärmpegel
ist, welche derzeit vorgeschrieben sind und die in Zukunft als Vorschrift
durch die US-Regierung und möglicherweise
andere Regierungsstellen erwartet werden.
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Gemäß der vorliegenden Erfindung
werden die obigen Aufgaben in einem Überschallflugzeug mit den Merkmalen
des Oberbegriffs von Anspruch 1 gelöst, bei dem das Flugzeug ferner
eine Unterschall-Antriebsvorrichtung mit einem ersten Nichtbetriebs-Modus und einem zweiten
Betriebs-Modus aufweist;
die Überschall-Antriebsvorrichtung
beim Entwickeln des Start- und Steigschubes bei einem Geräuschpegel
größer als
der vorgegebene Geräuschpegel
arbeitet und die Überschall-Antriebsvorrichtung
bei einer verhältnismäßig niedrigeren
Leistungseinstellung bei einem Geräuschpegel nicht größer als
der vorgegebene Geräuschpegel
arbeiten kann, wobei die Überschall-Antriebsvorrichtung
bei der niedrigeren Leistungseinstellung einen geringeren Schub
entwickelt, der unter dem Start- und Steigschub liegt;
die
Unterschall-Antriebsvorrichtung während des Startens und Steigens
einen Zusatzschub bereitstellen kann, der zumindest gleich der Differenz
zwischen dem Start- und Steigschub und dem durch die Überschall-Antriebsvorrichtung
beim Betrieb bei einem Geräuschpegel
nicht größer als
der vorgegebene Geräuschpegel
entwickelten geringeren Schub ist;
wobei während des Startens und Steigens
mit der bei der niedrigeren Leistungseinstellung arbeitenden Überschall-Antriebsvorrichtung
und der Unterschall-Antriebsvorrichtung im zweiten Betriebs-Modus
der durch die Überschall-Antriebsvorrichtung und
die Unterschall-Antriebsvorrichtung entwickelte Gesamtgeräuschpegel
nicht größer als
der vorgegebene Geräuschpegel
ist.
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So ist das Flugzeug in der Lage,
während des
Startens und Steigens zu arbeiten und nach wie vor durch den Betrieb
der Überschall-Antriebsvorrichtung
bei dem geringeren Schub in dem vorgegebenen Geräuschpegel zu bleiben, und auch
die Unterschall-Antriebsvorrichtung zum Entwickeln des Zusatzschubes
zu betätigen.
Ferner ist das Flugzeug zum Überschallbetrieb
in der Lage, indem sich die Unterschall-Antriebsvorrichtung im Nichtbetriebs-Modus
befindet und die Überschall-Antriebsvorrichtung
zum Entwickeln des ausreichenden Schubes für den Überschallflug arbeitet.
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Die Unterschall-Antriebsvorrichtung
weist wenigstens ein Unterschall-Triebwerk auf.
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In einer Ausführungsform ist die Unterschall-Antriebsvorrichtung
derart angebracht, dass sie während
des Nichtbetriebs-Modus in der Flugzeugkonstruktion verstaut wird
und während
des zweiten Betriebs-Modus aus der Flugzeugkonstruktion herausgefaltet
wird. Bei dieser Konstruktion weist die Unterschall-Antriebsvorrichtung
vorzugsweise ein oder zwei Unterschall-Triebwerke auf. Ferner sind
bei der bevorzugten Konstruktion, bei der das Flugzeug einen Flügel und
einen Rumpf aufweist und zwei Unterschall-Triebwerke besitzt, die
Triebwerke in der herausgefalteten Stellung an abgewandten Seiten
des Rumpfes angebracht. Ebenso weisen die Überschall-Triebwerke vorzugsweise
eine Schubumkehrvorrichtung auf, die einen ausreichenden Umkehrschub
zum Abbremsen des Flugzeugs erzeugen kann.
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In einer weiteren Ausführungsform
ist eine Unterschall-Antriebsvorrichtung während sowohl des ersten als
auch des zweiten Modus in der Flugzeugkonstruktion angeordnet. Während des
zweiten Betriebs-Modus ist eine Einlassvorrichtung für die Unterschall-Antriebsvorrichtung
an einer Luftansaugposition angeordnet, und eine Abgasdusenvorrichtung der
Unterschall-Antriebsvorrichtung ist zum Abgeben der Triebwerksabgase
außerhalb
Flugzeugkonstruktion angeordnet, um Schub zu entwickeln.
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Die Überschall-Antriebsvorrichtung
ist derart ausgebildet und angeordnet, dass sie Triebwerksabgase
erzeugt und zumindest während
des Startens und Steigens mit einer Umgebungsluft-Ansaugvorrichtung
arbeitet, um in der Überschall-Antriebsvorrichtung
eine Zweitluft vorzusehen, um sie mit den Triebwerksabgasen zu mischen,
um Mischabgase aus Triebwerksabgasen und Zweitluft vorzusehen. Die
Zweitluft während
des Start- und Steigmodus weist in der bevorzugten Ausführungsform
einen Mengendurchfluss relativ zu dem Mengendurchfluss der Triebwerksabgase
auf, wobei das Verhältnis
des Mengendurchflusses der Zweitluft zu dem der Triebwerksabgase
wenigstens 4 : 5 und vorzugsweise 1 : 1 und bevorzugt nicht größer als
6 : 5 beträgt.
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In der bevorzugten Ausführungsform
weist die Überschall-Antriebsvorrichtung
eine Bypass-Antriebsvorrichtung, die eine Nebenluft vorsieht, um
sie mit den Triebwerksabgasen zu mischen, und auch eine Ansaugvorrichtung
für mitgerissene
Luft, um mitgerissene Luft vorzusehen, um sie mit den Triebwerksabgasen
zu mischen, auf. Vorzugsweise beträgt das Bypass-Verhältnis wenigstens
1 : 6 und vorzugsweise 1 : 2. Auch ist das Bypass-Verhältnis vorzugsweise
nicht größer als
5 : 4.
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In der bevorzugten Ausführungsform
ist die Ansaugvorrichtung für
mitgerissene Luft so ausgebildet und angeordnet, dass sie ein Mengendurchfluss-Verhältnis der
mitgerissenen Luft zu den Triebwerksabgasen von wenigstens 1 : 5
für Triebwerke mit
höherem
Bypass-Verhältnis
aufweist. Vorzugsweise beträgt
dieses Verhältnis
wenigstens 4 : 5 für Triebwerke
mit niedrigerem Bypass-Verhältnis. Ebenso
ist in der bevorzugten Ausführungsform
dieses Verhältnis
nicht größer als
etwa 1 : 1.
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Weitere Merkmale der vorliegenden
Erfindung werden aus der folgenden detaillierten Beschreibung offensichtlich.
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BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
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1 ist
eine Draufsicht eines ersten Ausführungsbeispiels der vorliegenden
Erfindung und zeigt ein Überschallflugzeug
mit Überschall-Haupttriebwerken
und einem Untersclall-Hilfstriebwerk in einer herausgefalteten Stellung,
wobei die Flugzeugkonstruktion eine vordere Canard-Tragfläche und
einen hinteren Kreuzschwanz (3 Flächen-Flugzeug) zeigt;
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2 ist
eine Seitenansicht des Flugzeugs des ersten Ausführungsbeispiel von 1;
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3, 4 und 5 sind eine Draufsicht, eine Seitenansicht
bzw. eine Schnittansicht des Einbaus des Unterschall-Hilfstriebwerks
in mehr Einzelheiten;
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6 ist
eine schematische Draufsicht des ersten Ausführungsbeispiels der vorliegenden
Erfindung und zeigt ein einzelnes Unterschall-Zusatztriebwerk und
eine Flugzeugkonstruktion mit einer vorderen Canard-Tragfläche;
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7 ist
eine Seitenansicht des Flugzeugs von 6;
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8 ist
eine Draufsicht eines zweiten Ausführungsbeispiels der vorliegenden
Erfindung und zeigt nur den hinteren Teil des Rumpfes, wobei es zwei
verstaubare Unterschall-Hilfstriebwerke gibt, wobei dieses Ausführungsbeispiel ähnlich dem
in den 6 und 7 dargestellten Canard-Flugzeug
ist;
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9 ist
eine Seitenansicht des Flugzeugs des zweiten Ausführungsbeispiels
von 8;
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10 und 11 sind Querschnittsansichten entlang
der Linien 10-10 bzw. 11-11 von 9 und zeigen
das vordere und das hintere Unterschall-Hilfstriebwerk in gestrichelten
Linien, die sich zwischen einer herausgefalteten und einer verstauten
Stellung bewegen;
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12 ist
eine Draufsicht des dritten Ausführungsbeispiels
der vorliegenden Erfindung und zeigt nur den hinteren Teil des Rumpfes,
wobei es ein einzelnes Unterschall-Triebwerk gibt, das in dem hinteren
Rumpf eingearbeitet ist, wobei dieses Ausführungsbeispiel ähnlich dem
in 6 und 7 gezeigten Canard-Flugzeug ist;
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13 ist
eine Seitenansicht des in 12 dargestellten
dritten Ausführungsbeispiels
der vorliegenden Erfindung;
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14 ist
die Draufsicht eines vierten Ausführungsbeispiels der vorliegenden
Erfindung und zeigt ein Überschallflugzeug
mit nur zwei Überschall-Haupttriebwerken
und zwei verstaubaren Unterschall-Hilfstriebwerken in einer herausgefalteten Stellung,
wobei das Flugzeug ein Einflächen-Flugzeug
ist;
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15 ist
eine Vorderansicht des Flugzeugs von 14;
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16 ist
eine Seitenansicht des Flugzeug der 14 und 15;
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17 ist
eine Querschnittsdarstellung einer typischen Überschall-Triebwerksinstall1ation,
die in der vorliegenden Erfindung verwendet wird und einen zweidimensionalen
Ejektor aufweist;
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18 ist
eine Querschnittsdarstellung einer typischen Überschall-Triebwerksinstallation,
die in der vorliegenden Erfindung verwendet wird und einen achsensymmetrischen
Ejektor aufweist;
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19 ist
ein Diagramm des Triebwerkschubes über der Machzahl für Direktdüsen und Überschall-Triebwerke
mit niedrigem Bypass-Verhältnis;
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20 ist
ein Diagramm eines Düsenmischlärms über der
Strahlgeschwindigkeit;
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21 ist
ein Diagramm der Strahlgeschwindigkeit über dem Startschub in Prozent
für Direktdüsen und Überschall-Triebwerke
mit niedrigem Bypass-Verhältnis;
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22 ist
ein Diagramm des Flugzeugstartbruttogewichts über dem Lärm für einen Bereich von Bypass-Verhältnissen
und zwei Ejektor-Konzepten, welches auch den Effekt des Zuschaltens
eines Unterschall-Zusatztriebwerks zeigt;
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23 ist
eine Diagramm des spezifischen Brennstoffverbrauchs des Triebwerks über der
Triebwerksleistung bei Unterschall-Reisegeschwindigkeit mit vier Überschall-Triebwerken;
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24 ist
ein Diagramm des spezifischen Brennstoffverbrauchs des Triebwerks über der
Triebwerksleistung bei Unterschall-Reisegeschwindigkeit mit zwei Überschall-Triebwerken.
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BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN
AUSFÜHRUNGSBEISPIELE
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(a) Erstes Ausführungsbeispiel: "Flugzeug vier plus eins"
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In den 1 bis 5 ist ein erstes Ausführungsbeispiel
des Flugzeugs der vorliegenden Erfindung gezeigt. Dieses Flugzeug 10 weist
einen Rumpf 12, einen Deltaflügel 14 und eine Seitenflosse 16 auf. Dieses
Flugzeug 10 ist so ausgebildet, dass es mit Überschallgeschwindigkeiten
fliegt, und die Grundkonstruktion des Rumpfes und des Flügels dieses Flugzeuges
kann mehr oder weniger einer herkömmlichen Konstruktion entsprechen.
Insbesondere ist der Deltaflügel 14 stark
pfeilförmig
und mit geeigneten Vorder- und Hinterkantenklappen versehen, die bei 18 bzw. 20 angedeutet
sind. Auch gibt es eine vordere und eine Haupt-Fahrwerkkomponente,
die bei 22 bzw. 24 angedeutet sind. Wie im Stand
der Technik üblich,
weist der vordere Endabschnitt 26 des Rumpfes 12 den
Cockpitbereich auf, und der Mittelabschnitt 28 des Rumpfes
sieht den Nutzlastbereich vor, in dem die Passagiere befördert werden. Wie
hier dargestellt, besitzt dieses Ausführungsbeispiel einen Canard 17.
Die Seitenflosse 16 ist mit geeigneten Seitenrudern 21 versehen
und sieht eine Stütze
für das
hintere waagrechte Heck 19 vor.
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Wie zuvor erwähnt, liegt eine besondere Bedeutung
der vorliegenden Erfindung im Antriebssystem und insbesondere in
einer geeigneten Kombination der Überschall- und Unterschall-Triebwerke.
In dem hier dargestellten besonderen Ausführungsbeispiel sind vier Überschall-Triebwerke 30 vorgesehen, die
insbesondere ausgebildet sind, um in der Kombination der vorliegenden
Erfindung zu funktionieren. Jedes Triebwerk weist in dem bevorzugten
Ausführungsbeispiel
einen Überschall-Einlass 31 auf,
der Luft mit Überschall-Geschwindigkeiten
aufnehmen und diese Luft auf Unterschall-Geschwindigkeit reduzieren
kann, wobei diese Luft durch einen Kompressorabschnitt, einen Verbrennungsabschnitt
und einen Turbinenabschnitt geleitet wird, um aus einer verstellbaren
Abgasdüse 32 ausgegeben
zu werden.
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Der Einlass 31 ist zu einem
richtigen Betrieb von Startgeschwindigkeiten bis zu Reiseflug-Machzahlen
im Überschallbereich,
und in den hier beschriebenen bevorzugten Ausführungsbeispielen bis zu Machzahlen
größer als
2,0 in der Lage. Wie hier dargestellt, sind diese vier Triebwerke 30 an
abgewandten Seiten des Rumpfes 12 angeordnet, und sie sind
unter dem hinteren Teil des Deltaflügels 14 angeordnet,
wobei das Triebwerkspaar auf beiden Seiten in Spannweitenrichtung
voneinander beabstandet ist, wobei das hintere Ende der Abgasdüse 32 hinter
der Hinterkante 34 des Flügels 14 positioniert ist.
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Außerdem gibt es auch ein Unterschall-Hilfstriebwerk 38,
das in einem hinteren Teil 40 des Rumpfes 12 positioniert
ist. Bei diesem ersten Ausführungsbeispiel
ist das Triebwerk 38, wie in den 3, 4 und 5 dargestellt, ein verstaubares
Triebwerk und durch eine Verstrebung 42 an einer Gelenkstelle 44 an
einem Oberteil des hinteren Rumpfabschnitts 40 befestigt.
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Wie man in 5 sehen kann, weist das Unterschall-Hilfstriebwerk 38 eine
Verstauposition auf, in der es vollständig in dem hinteren Rumpfabschnitt 40 angeordnet
ist, und eine schwenkbar angebrachte Klappe 46 ist vorgesehen,
um das Triebwerk 38 zu verschließen und eine im wesentlichen
ungestörte aerodynamische
Außenfläche 48 des
hinteren Rumpfes zu bilden. Die Klappe 46 ist an einer
unteren Stelle 50 schwenkbar angebracht, so dass die Klappe 46 nach
unten in eine sich seitlich erstreckende Position geschwungen werden
kann. Geeignete Stellglieder sind vorgesehen, um die Triebwerke 38 zu
drehen, und da derartige Stellglieder herkömmlich ausgebildet sein können, sind
sie hier nicht dargestellt.
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Wie in 4 dargestellt,
besteht das Triebwerk 38 aus einem Unterschall-Turbofan-Triebwerk mit hohem
Bypass-Verhältnis,
das in einer Außenzelle 54 aufgenommen
ist, welche die aerodynamische Fläche des Triebwerks und auch
den inneren Durchgang 56 für die Nebenluftströmung bildet.
Am vorderen Ende des Triebwerks 52 und aerodynamisch stromlinienförmig in
die Zelle 54 befestigt ist ein Triebwerkseinlass 58,
der von einer herkömmlichen Unterschall/Transonik-Konstruktion
mit fester Geometrie ist. Am hinteren Ende des Triebwerks 52 und aerodynamisch
stromlinienförmig
in die Zelle 54 eingebaut ist eine Triebwerk-Abgasdüse 60.
Diese Abgasdüse 60 ist
als Mischstromdüse
mit einem langen Rohr dargestellt, möglicherweise mit einer internen Mischvorrichtung,
um eine Mischung der Gebläse- und
der primären
Strömungen
zu verbessern. Jedoch können
die Abgassysteme auch solche mit separaten Gebläse- und Primärdüsen sein.
An der Abgasdüse
kann ein Schubumkehrer 62 angebracht sein, der selbst herkömmlich ist
(oder sein kann).
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Das Triebwerk 52 und die
Zelle 54 sind an der Befestigungsstrebe 42 befestigt,
die verwendet wird, um das Unterschall-Triebwerk 38 herauszufalten
oder zu verstauen. Das Triebwerk 38 ist vorzugsweise so
ausgebildet, dass es eine Axiallänge
so kurz wie möglich
besitzt, so dass es in den hinteren Rumpf eingepasst werden kann.
Dies verlangt auch nach einer kurzen Abgasdüse 60. Jedoch müssen der
Einlass 58 und die Düse 60 lang
genug sein, um den Einbau von geeigneten Schallaufbereitungsvorrichtungen
gegen Gebläse-
und Turbinenrnaschinenlärm
zu ermöglichen.
Triebwerkskandidaten für
den Unterschall-Zusatzmodus müssen
nicht nur kurz sein, um ein kompaktes Triebwerk zu bilden, sondern sie
müssen
auch leise sein, da sie während
des Startens und Steigens mit voller Leistung arbeiten und sich
beim Landen in einer ziemlich hohen Leistungseinstellung befinden.
Das Unterschall-Zusatztriebwerk kann ein Zwei- oder Dreispulentriebwerlc
mit einem hohen Bypass-Verhältnis
mit Bypass-Verhältnissen
von 4,5 bis 6 sein, wie beispielsweise ein Triebwerk der CFM 56 – Triebwerksfamilie
oder der Familie der etwas kleineren, aber moderneren Triebwerke der
BR 700 – Reihe.
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Wie hier später vollständiger offenbart, sind die Überschall-Haupttriebwerke 30 für den Reiseflug optimiert,
und das Schubdefizit aus dem Zurückdrosseln
der Haupttriebwerke aus Lärmschutzgründen wird
durch ein oder mehr Unterschall-Zusatztriebwerk mit einem hohen
Bypass-Verhältnis
ausgeglichen. Bei diesem ersten Ausführungsbeispiel wird ein Unterschall-Triebwerk 38 verwendet,
während
im zweiten Ausführungsbeispiel
zwei Unterschall-Triebwerke verwendet werden.
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Im ersten Ausführungsbeispiel gibt es zwei bevorzugte
Flugzeugkonstruktionen oder -versionen. Die in den 1, 2, 3, 4 und 5 gezeigte
erste ist ein Drei-Flächen-Flugzeug
mit einer vorderen horizontalen Fläche oder einem Canard 17,
einem Deltaflügel 14 in
einer hinteren horizontalen Fläche 19,
der etwa auf halber Höhe
des senkrechten Schwanzes 16 befestigt ist. Die zweite
Flugzeugkonstruktion ist in den 6 und 7 dargestellt und ist ein
reines Canard-Flugzeug mit einer etwas größeren vorderen horizontalen
Fläche
oder einem Canard 17, einem Deltaflügel 14 und keiner
hinteren horizontalen Fläche
mit einem einfachen senkrechten Schwanzflügel 16. Diese gleiche
einfache Canard-Flugzeugkonstruktion wird auch für das zweite und dritte Ausführungsbeispiel
diese Erfindung, die in den 8 bis 13 dargestellt sind, verwendet.
Der Einfachheit halber wurden die gleichen Bezugsziffern für beide
Versionen vergeben.
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(b) Zweites Ausführungsbeispiel: "Flugzeuge vier plus
zwei"
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In den 8, 9, 10 und 11 ist
ein zweites Ausführungsbeispiel
des Flugzeugs der vorliegenden Erfindung gezeigt. Dieses Flugzeug
ist in seinem vorderen Teil mit der zweiten Version des Flugzeugs
des ersten Ausführungsbeispiels
(6 und 7) identisch. Die Unterschiede liegen
im hinteren Rumpf, hinter der Kabinendruck-Trennwand. Anstelle eines
Unterschall-Zusatztriebwerks besitzt das Flugzeug des zweiten Ausführungsbeispiels
zwei Unterschall-Hilfstriebwerke 136 und 138,
die an der hinteren Position 140 des Rumpfes 112 positioniert
sind.
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Bei diesem zweiten Ausführungsbeispiel
ist, wie in den 8, 9, 10 und 11 dargestellt,
jede Triebwerksanlage 136–138 ein verstaubares
Triebwerk und jede ist durch eine Verstrebung 142 an einer
Gelenkstelle 144 an einem oberen Seitenteil des hinteren
Rumpfabschnitts 140 befestigt. Da die Triebwerksanlagen 136 und 138 im
wesentlichen identisch zueinander sind, außer der Tatsache, dass eine
in einer Betriebsstellung von dem Rumpf nach rechts und die andere
in einer Betriebsstellung vom Rumpf nach links herausgefaltet ist,
werden die verschiedenen Bauteile jeder Anlage und auch die direkt
zugehörigen
Komponenten davon nur für
eine der Triebwerksanlagen 136 und 138 beschrieben.
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Wie man in den 10 und 11 sehen
kann, besitzt jede Unterschall-Hilfstriebwerksanlage 136 und 138 eine
verstaute Stellung, in der sie vollständig im hinteren Rumpfabschnitt 140 angeordnet
ist, und eine schwenkbar befestigte Klappe 146 ist vorgesehen,
um die Triebwerksanlagen 136 und 138 für eine im
wesentlichen ungestörte
aerodynamische Außenfläche 148 des
hinteren Rumpfes 140 zu umschließen. Die Klappe 146 ist
schwenkbar an einer unteren Stelle 150 befestigt, so dass
die Klappe 146 in eine sich zur Seite erstreckende Stellung
nach unten geschwungen werden kann. Geeignete Stellglieder sind vorgesehen,
um die Triebwerksanlagen 136 und 138 zu drehen,
und da solche Stellglieder von herkömmlicher Konstruktion sein
können,
sind sie hier nicht gezeigt.
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Jedes dieser Triebwerke 136 und 138 ist
im Gesamtaufbau im wesentlichen gleich oder ähnlich wie die Triebwerksanlage 38,
die in 4 dargestellt ist.
Demgemäß sind die
Komponenten der Triebwerksanlagen 136 und 138,
welche die gleichen oder ähnlichen
Komponenten der Triebwerksanlage 38 sind, mit den gleichen
Bezugsziffern in den Zeichnungen versehen, aber weisen die vorangestellte
Ziffer „1" auf. Somit ist das
Unterschall-Turbofan-Triebwerk mit 152 bezeichnet, die
Außenzelle
ist mit 154 bezeichnet, usw.. Die Beschreibung bezüglich der Triebwerksanlage 38 trifft
auch auf die Triebwerksanlagen 136 und 138 zu,
so dass diese Beschreibung bezüglich
der Triebwerksanlagen 136 und 138 nicht wiederholt
wird.
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(c) Drittes Ausführungsbeispiel:
Flugzeug vier plus eins (eingebettet)"
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In den 12 und 13 ist ein drittes Ausführungsbeispiel
des Flugzeugs der vorliegenden Erfindung dargestellt. Dieses Flugzeug 210 ist
in seinem vorderen Teil identisch zu der zweiten Version des Flugzeugs
des ersten Ausführungsbeispiels
(6 und 7). Die Unterschiede liegen im hinteren
Rumpf 240 hinter der Kabinendruck-Trennwand.
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Zusätzlich zu den vier Überschall-Haupttriebwerken 230 am
Flügel
(nicht dargestellt) weist dieses Flugzeug 210 ein einzelnes
großes
Unterschall-Zusatztriebwerk 236 auf, das im hinteren Teil 240 des
Rumpfes 212 eingebaut ist. Das Unterschall-Zusatztriebwerk 236 ist
innerhalb des nicht unter Druck gesetzten hinteren Rumpfes 240 an
einer internen Überkopfbefestigungsstrebe 242 befestigt, die
in die Zellenstruktur des senkrechten Heckflügels 216 und mit einer
Zugangsklappe 246 unterhalb des Antriebs zum Montieren
und Warten des Triebwerks integriert ist.
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Die Luftzufuhr zu dem Triebwerk 236 kommt durch
zwei Lufteinlassstutzen 244, einer an jeder Seite des Rumpfes.
Die Lufteinlassstutzen 244 sind an ihrem stromabwärtigen Ende
an dem hinteren Rumpf 240 angelegt und werden von der Innenseite
durch eine Stellvorrichtung 249 betätigt. Die Lufteinlassstutzen 244 weisen
eine abgerundete Außenlippe 247 und
eine scharfe Teilvorrichtung an der Bordinnenseite auf, welche als
Grenzschichtenfalle 248 dient. Dies ist ein S-förmiger Lufteinlassstutzen.
Die Lufteinlassstutzen 244 sind nur offen, wenn das Zusatztriebwerk 236 in
Betrieb ist, d. h. bei Unterschall-Fluggeschwindigkeit. Beim Überschallflug
sind die Lufteinlassstutzen 244 geschlossen und bilden mit
dem hinteren Rumpf 240 eine glatte Oberfläche. An
dem Triebwerk 236 angebracht sind eine Bypassrohr-Innenwand 250,
eine Abgas-Mischvorrichtung 252 und ein Abgasstopfen 254.
Die Bypassrohr-Außenwand 256 ist
Teil der Rumpfinnenwand und der Zugangsklappe. Das Triebwerks-Abgassystem 258 weist
zwei Abgashosen 260 auf, die S-förmige Abgasrohre sein können; eine
an jeder Seite des hinteren Rumpfes 240. Die Abgashosen 260 sind
an ihren vorderen und äußeren Enden
an der Rumpflconstruktion angelenkt und werden von der Innenbordseite
durch einen Stellvorrichtung 262 betätigt. Die Abgashosen 260 sind
nur geöffnet,
wenn das Zusatztriebwerk in Betrieb ist, d. h. bei Unterschallgeschwindigkeit.
Im Überschallflug
sind die Abgashosen 260 geschlossen und bilden mit dem
hinteren Rumpf 240 eine glatte Oberfläche. Bei dieser Anlage ist
kein Schubumkehrer gezeigt. Er kann zwischen dem hinteren Triebwerksende
d. h. der Mischvorrichtung 252 und dem Stopfen 254 und
den Abgashosen 264 angeordnet sein oder er kann ein im vorderen
Bypass-Außenrohr 256 angeordneter mehrstufiger
Gebläseschubumkehrer
sein.
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Kürzere
Einlass- und Abgassysteme für
das eingebettete Unterschall-Zusatztriebwerk können machbar sein, aber sie
können
die Leistungsfähigkeit des
Triebwerks etwas gefährden.
Ein Kandidat für
einen kürzeren
Einlass kann ein Einlass mit Kühlschlitzen
mit einer Vielzahl von vertikalen oder longitudinalen Schlitzen
in der Seite der vertikalen Seitenwände des Rumpfes direkt vor
dem Antrieb sein. Diese Kühlschlitze
können
im Flug geschlossen sein und für
den Niedergeschwindigkeitsbetrieb des Zusatzantriebs geöffnet sein.
Ein Kandidat für
ein kürzeres
Abgassystem kann ein entfaltetes kürzeres Paar von hosenförmigen Rohren
mit inneren Umlenkblechen sein.
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(d) Viertes Ausführungsbeispiel: "Flugzeug zwei plus zwei"
-
In den 14, 15 und 16 ist ein viertes Ausführungsbeispiel
des Flugzeugs der vorliegenden Erfindung gezeugt. Dieses Flugzeug 310 kann
von der gleichen Größe wie die
Flugzeuge des ersten, zweiten und dritten Ausführungsbeispiels sein. Der Hauptunterschied
besteht jedoch darin, dass es nur zwei Überschall-Haupttriebwerke aufweist.
Dies macht die Haupttriebwerke etwas groß und daraus kann gefolgert
werden, dass dieses Doppeltriebwerk-Konzept von sich aus besser
zu kleineren Überschall-Transporten
führt,
um die Größe der Triebwerke
in praktikablen Grenzen zu halten.
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Dieses Flugzeug 310 weist
einen Rumpf 312, einen Deltaflügel 314 und eine vertikale
Stabilisierungsfläche 316 auf.
Dieses Flugzeug 310 ist ausgebildet, um mit Überschallgeschwindigkeit
zu fliegen, und die Basiskonstruktion des Rumpfes und der Flügel dieses
Flugzeugs ist von mehr oder weniger herkömmlicher Konstruktion oder
kann dies sein. Insbesondere ist der Deltaflügel 314 stark pfeilförmig und
er ist mit geeigneten Vorderund Hinter kantenklappen
versehen, die mit 318 bzw. mit 320 angegeben sind.
Die Hinterkantenklappen 320 sind alle aktive Steuerflächen, im
allgemeinen als Elevons bezeichnet. Das Nur-Flügel-Flugzeug dieses vierten Ausführungsbeispiels
weist keinen Canard oder hinteren horizontalen Heckflügel Für die Neigungsteuerung
auf. Deshalb muss die gesamte Neigungsteuerung von den Flügelhinterkantenvorrichtungen
kommen. Auch gibt es ein vorderes und ein hinteres Fahrwerk, das
mit 322 bzw. 324 bezeichnet ist. Wie im Stand
der Technik üblich,
weist der vordere Endabschnitt 326 des Rumpfes 212 den
Cockpitbereich auf, und der mittlere Hauptabschnitt 328 des
Rumpfes sieht den Nutzlastbereich vor, in dem Passagiere befördert werden.
Wie hier dargestellt, weist dieses vierte Ausführungsbeispiel 310 keinen
Canard auf, aber es kann ein Canard hinzugefügt werden (wie es im ersten
und zweiten Ausführungsbeispiel
der Fall ist). Die senkrechte Stabilisierungsfläche 316 kann selbst
auch von herkömmlicher
Konstruktion sein und ist mit geeigneten Steuerflächen versehen.
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Wie zuvor erwähnt, liegt die spezielle Bedeutung
der vorliegenden Erfindung im Antriebssystem und insbesondere in
einer geeigneten Kombination von Überschall- und Unterschall-Triebwerken.
In dein hier dargestellten besonderen Ausführungsbeispiel sind zwei Überschall-Triebwerke 330 vorgesehen. Jedes
Triebwerk 330 hat in dem bevorzugten Ausführungsbeispiel
einen Überschall-Einlass 331,
der Luft mit Überschall- Geschwindigkeiten
aufnehmen und diese Luft auf Unterschall-Geschwindigkeit reduzieren
kann, wobei diese Luft durch einen Kompressorabschnitt, einen Verbrennungsabschnitt
und einen Turbinenabschnitt geleitet wird, um aus einer verstellbaren
Abgasdüse 332 ausgegeben
zu werden.
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Wie hier dargestellt, sind diese
zwei Triebwerke 330 auf abgewandten Seiten des Rumpfes 312 angeordnet
und unterhalb des hinteren Abschnittes des Deltaflügels 314 positioniert,
wobei das Triebwerkspaar auf beiden Seiten in Spannweitenrichtung voneinander
beabstandet ist, wobei das hintere Ende der Abgasdüse 332 hinter
der Hinterkante 334 des Flügels 314 positioniert
ist.
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Außerdem gibt es eine vordere
und eine hintere Unterschall-Hilfstriebwerksanlage 336 und 338, die
in einem hinteren Teil 340 des Rumpfes 312 angeordnet
sind. Der Einbau der Unterschall-Hilfstriebwerke ist ähnlich wie
der Einbau des zweiten Ausführungsbeispiels
in den 8, 9, 10 und 11.
Die Triebwerke 336 und 338 sind entlang der Seiten
des hinteren Rumpfes 340 in diesem Niedergeschwindigkeits-Betriebsmodus
angeordnet und werden für hohe
Geschwindigkeiten und den Überschallflug
wieder im hinteren Rumpf 340 angeordnet. Die im vierten
Ausführungsbeispiel
dargestellten Unterschall-Hilfstriebwerke 336 und 338 repräsentieren das
Erscheinungsbild von Bypass-Getriebetriebwerken mit hohem Bypass-Verhältnis einer
neuen Generation.
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(e) Kombination von Merkmalen
der vier Ausführungsbeispiele
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Die bevorzugten Ausführungsbeispiele
dieser vorliegenden Erfindung haben zwei oder vier Haupttriebwerke,
wobei derzeit vier Haupttriebwerke als vorteilhafter angesehen werden.
Jedoch kann das Prinzip dieser Erfindung auch auf Flugzeuge mit zum
Beispiel drei Haupttriebwerken angewendet werden. Analog beträgt die Anzahl
der Unterschall-Zusatztriebwerk
in den bevorzugten Ausführungsbeispielen
1 oder 2, aber sie kann auch 3 oder 4 sein, sofern sie zum Verstauen
im Rumpf ausgebildet sind.
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Die Anzahl der Unterschall-Zusatztriebwerke beeinflusst
das Gesamtmaß des
erhältlichen
Zusatzschubs und deshalb das Ausmaß, um welches die Überschall-Haupttriebwerke
zurückgedrosselt
werden können,
und damit die mögliche
Lärmreduzierung.
Das einzelne, in den hinteren Rumpf faltbare Zusatztriebwerk des
ersten Ausführungsbeispiels, das
an einem Standard-Einzelgangrumpf verwendet wird, begrenzt den Zusatzschub
des Triebwerks auf etwa 111 kN (25.000 lbs) S. L. S.. Dies liegt
nur an den räumlichen
Zwängen
und den konstruktiven Überlegungen.
Mit den zwei Zusatztriebwerken des zweiten Ausführungsbeispiels muss die Triebwerksgröße für den hinteren
Triebwerkseinbau etwas verringert werden, so dass der zur Verfügung stehende Gesamt- Zusatzschub in der
Größenordnung
von 2 × 80
= 160 kN (2 × 18.000
= 36.000 lbs) S. L. S. liegt. Mit einem einzelnen Triebwerk des
dritten Ausführungsbeispiels,
das im hinteren Rumpf eingebettet ist, ist die Triebwerksgröße auf den
Bereich zwischen 133 und 156 kN (30.000 bis 35.000 lbs) S. L. S.-Schub
begrenzt. Dies setzt keine Verlängerung des
hinteren Rumpfes voraus. Wenn der hintere Rumpf verlängert oder örtlich im
Durchmesser vergrößert wird,
werden Zusatztriebwerke größerer Größe und mit
mehr Schub machbar. Die mit dieser Rumpfveränderung in Verbindung stehenden
Luftwiderstandsund Gewichtsnachteile können immer noch eine wirtschaftliche
Flugzeugkonstruktion vorsehen, wenn die Überschall-Haupttriebwerke näher am Optimum
für den Überschallflug
gewählt
werden können und
weniger Kompromisse für
eine Lärmreduzierung bei
niedrigen Geschwindigkeiten gemacht werden. Es ist offensichtlich,
dass ein einzelnes Zusatztriebwerk wegen Komplexitäts- und
Kostenüberlegungen gegenüber zwei
bevorzugt wird. Der herausgefaltete Triebwerkseinbau hat ein gutes
Einlassvermögen, eine
gute Düsenleistung
und eine gute Haltbarkeit. Aber es erfordert, dass die Triebwerkswartungen durch
die Schwenkverstrebung geleitet werden. Auch kann sein Einlass zu
nahe an dem Strahl des inneren Überschall-Triebwerks
sein.
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Das eingebettete Zusatztriebwerk
hat einen einfacheren, festen Einbau und sollte keine Probleme mit
der Aufnahme des Strahls von den Überschall-Triebwerken haben.
Aber es hat weitere Nachteile, wie beispielsweise komplexere Einlässe und Auslässe, eine
schlechte Einlassgewinnung und Düsenleistung,
und ist schwieriger zu warten. Ein weiteres Kriterium, das für die Wahl
der Zusatz-Triebwerksanlage ausschlaggebend sein kann, ist, bis
zu welchen Geschwindigkeiten das Zusatztriebwerk zu verwenden ist.
Falls das Zusatztriebwerk nur bei niedriger Geschwindigkeit, beispielsweise
bis zu Mach 0,6, verwendet wird, sieht die eingebettete Einlage
eine ausreichende Einlassgewinnung vor. Falls jedoch das Zusatztriebwerk
auch während
des Überschallfluges
bei Mach 0,9 verwendet wird, wie bei einer Situation mit ausgeschaltetem
Triebwerk, würde die
bessere Leitungsfähigkeit
des freien Strömungseinlasses
das Konzept der herausgefalteten Zusatz-Triebwerksanlage favorisieren.
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Das hintere Ende des Rumpfes ist
wahrscheinlich der beste Platz zur Montage der Unterschall-Hilfstriebwerke.
Dies schreibt vor, dass das Flugzeug keinen großen hinteren horizontalen Heckflügel haben
kann, da er nicht genug Raum für
die Montage der Zusatztriebwerke lassen würde. Deshalb ist das Konzept
der Neigungssteuerung auf die folgenden drei Konstruktionen begrenzt:
- (a) Flugzeug ohne Heckflügel (siehe 14 und 16)
mit der gesamten Neigungssteueriing in der Flügelhinterkante;
- (b) Canard-Flugzeug mit vorderen horizontalen Schwanzflügeln (siehe 6 und 7);
- (c) Drei-Flächen-Flugzeug
mit einem vorderen Canard, einem Hauptflügel und einem kleinen hinteren
horizontalen Heckflügel,
der an dem senkrechten Heckflügel
abstehend befestigt ist (siehe 1 und 2).
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Es ist selbstverständlich,
dass andere Kombinationen als die gezeigten gemacht werden können, sofern
eine Wahl der Anzahl der Flugtriebwerke oder der Zusatztriebwerke
und das Konzept der Neigungssteuerung betroffen sind.
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(f) Beschreibung der Montage
der Überschall-Haupttriebwerke
-
Der Grundaufbau der Überschall-Triebwerke,
die in der vorliegenden Erfindung verwendet werden, ist herkömmlich oder
kann dies sein. Jedoch müssen
diese Triebwerke so ausgebildet sein, dass sie zumindest während des
Startens und Steigens die richtige Menge Sekundärluft gemischt mit den Primärabgasen
besitzen, um die Kombination der vorliegenden Erfindung zu erzielen.
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17 zeigt
schematisch die Querschnittsansicht einer typischen Überschall-Haupttriebwerksanlage
in Verbindung mit einer zweidimensionalen Ejektordüse. Das
bei dieser Anlage am wahrscheinlichsten eingesetzte Triebwerk ist
ein Mischstrom-Bypass-Tui-bofan-Triebwerk
mit niedrigem Bypass-Verhältnis
(vielleicht mit einem BPR von 0,35). Das Triebwerk 30 wird
in einer Zelle 70 eingebaut. Der gezeigte Triebwerkseinlass
ist achsensymmetrisch und besteht aus einer äußeren Einlasstrommel 31 und
einer Einlassspitze 72, die sich für eine Flächensteuerung vor und zurückbewegt
(Mischkompressionseinlass). Das Abgassystem geht von dem hinteren
kreisförmigen
Abschnitt des Triebwerks in eine rechteckige Ejektordüse 32 über. Die
Ejektordüse
besteht aus einer Vielzahl von Einlassklappen 74 an der
Oberseite und der Unterseite der Zelle, einer Vielzahl von senkrechten
Verteilerwänden 75 und
einer Verteilerwand 79, welche den Ejektor und die Düse in eine obere
und eine untere Hälfte
teilt.
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Die Abgasdüse besteht aus einer oberen
und einer unteren Düsenklappe 76,
die an ihren vorderen Enden angelenkt (und dort betätigt) werden,
zwei festen Seitenwänden 78 und
einem zweidimensionalen Stopfen 77, der betätigt werden
kann, um sich auszudehnen und zusammenzuziehen. In dem Überschall-Flugmodus
und irgendeinem anderen Hochgeschwindigkeits-Modus ohne Lärmunterdrückung sind
die Ejektor-Einlassklappen 74 geschlossen (wie dargestellt)
und die Düsenklappen 76 in
Verbindung mit den zweidimensionalen Stopfen 77 werden
so betätigt,
dass sie den optimalsten Düsenhals
und die optimalsten Endausgabebereiche vorsehen. Im Lärmunterdrückungsmodus
sind die Ejektor-Einlassklappen 74 geöffnet und Umgebungsluft wird
in den Auslaß durch
zwischen den senkrechten Verteilern 75 gebildete Kanäle gesogen.
Die Kanäle
mit Umgebungsluft sind mit Kanälen,
die Triebwerksabgase befördern,
durchsetzt. Die Umgebungsluft und die Triebwerksabgase vermischen
sich stromabwärts. Eine
Fallbearbeitungsvorrichtung an den Düsenwänden dämpft etwas des Mischlärms. Die
Düsenklappen 76 und
der Stopfen 77 öffnen
sich bis zu der Düsenfläche, die
den Durchgang der zusätzlichen, durch
den Ejektor eingesaugten Luft erlaubt. Der Ejektor und der Stopfen
krümmen
sich wie Schubumkehrer. Ein zweidimensionaler Ejektor, wie in 17 dargestellt, kann Ansaugverhältnisse,
d. h. die Menge Umgebungsluft gegenüber dem Triebwerksabgasstrom,
von bis zu etwa 120% verarbeiten. Die in 17 gezeigte Vorrichtung wurde für ein Ansaugverhältnis von
85% entwickelt.
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18 zeigt
schematisch die Querschnittsdarstellung einer Überschall-Haupttriebwerksanlage in
Verbindung mit einer achsensymmetrischen Ejektordüse. Das
bei dieser Anlage am wahrscheinlichsten eingesetzte Triebwerk ist
ein Mischstrom-Bypass-Tiirbofan-Triebwerk
mit mittlerem Bypass-Verhältnis
(vielleicht einem BPR von 0,070). Das Triebwerk 30 ist
in einer achsensymmetrischen Zelle 80 eingebaut. Der gezeigte
Triebwerkseinlass ist achsensymmetrisch und besteht aus einer äußeren Einlasstrommel 31 und
einer Einlassspitze 82, die sich zur Flächensteuerung vor und zurück bewegt (Misch-Kompressionseinlass).
Das Abgassystem ist ebenfalls achsensymmetrisch und besteht aus
einem Schubumkehrer 83, einer festen Düsentrommel 88, einer
Vielzahl von Ejektor-Einlassklappen am Umfang, einer Vielzahl von
Düsenklappen 86,
die an ihren vorderen Enden angelenkt sind und davon betätigt werden.
In der Mitte des Abgassystems ist ein Stopfen 87, der an
einem Rohr 89, das sich von dem Triebwerksauslass nach
hinten erstreckt, nach vorne und nach hinten betätigt werden kann.
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Im Überschall-Reiseflugmodus und
irgendeinem anderen Hochgeschwindigkeitsmodus ohne Lärmunterdrückung sind
die Ejektor-Einlassklappen 84 geschlossen und die Düsenklappen 86 in
Verbindung mit dem übertragenden
Stopfen 87 werden so betätigt, dass sie den optimalen
Düsenhals
und optimale Endausgabebereiche vorsehen. Im Schallmodus sind die
Ejektor-Einlassklappen 84 geöffnet, Umgebungsluft wird in
den Auslass in einem Ringraum eingesogen und mit den Triebwerksabgasen
gemischt. Eine Schallbearbeitungsvorrichtung ist an den Düsenwänden und
dem Stopfen vorgesehen, um den Mischlärm zu dämpfen. Die Düsenklappen 86 öffnen sich,
um den Durchgang der durch den Ejektor eingesaugten zusätzlichen
Luft zu erlauben. Der Stopfen wird für eine Halsflächensteuerung
im Ejektor verwendet. Für
eine Schubumkehr werden die Kaskaden 63 durch Bewegen von
Innen- und Außenhülsen nach
hinten abgedeckt und das hintere Rohr wird durch Bewegen des Stopfens
gegen die innere Schubumkehrerhülse
blockiert. Eine achsensyrrimetrischer Ejektor, wie er in 18 dargestellt ist, kann
Ansaugverhältnisse
von höchsten
20 bis 30% bewältigen.
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Eine weitere Alternative für das Überschall-Triebwerk
von 18 ist die Verwendung
der Stopfendüse 87 und
ferner der Integration von Umlenkblechen und/oder Wirbelerzeugern,
um Lärm
zu mindern. Die Ejektorklappen 84 können weggelassen werden, und
das Bypass-Verhältnis
des Triebwerks kann höher
gemacht werden, um eine passende Sekundärluft vorzusehen. In diesem
Fall beträgt das
Bypass-Verhältnis
wenigstens 1 : 1 und vorzugsweise nicht mehr als 4 : 3.
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Die Logik, einen zweidimensionalen
Ejektor mit einem höheren
Ansaugverhältnis
auf ein Triebwerk mit einem niedrigeren Bypass-Verhältnis (BPR 0,35)
zu setzen, besteht darin, dass es hohe Strahlgeschwindigkeiten aufweist
und daher ein höheres Ansaugverhältnis benötigt, um
den Düsenlärm auf das
Zielniveau zu verringern. Ein zweidimensionaler Ejektor mit einem
Ansaugverhältnis
von 85% kann Lärmverringerungen
von 12 bis 15 dB bei einem Schubverlust im Schallmodus von 6 bis
8% vorsehen. Eine Steigerung zu höheren Ansaugverhältnissen
von beispielsweise 120% hat sich als ziemlich uneffektiv erwiesen.
Die Lärmverrninderung
von 20 bis 22 dB, die einmal für
das Direktdüsentriebwerk angestrebt
wurde, kann nicht erreicht werden. Noch kann aber der Schubverlust
eines zweidimensionalen Ejektors mit einem Ansaugverhältnis von
120% 12% erreichen, wodurch übergroße Triebwerke
erforderlich werden. Das Triebwerk mit höherem Bypass-Verhältnis (BPR
0,70) hat etwas niedrigere Strahlgeschwindigkeiten und benötigt daher
nur einen Ejektor mit niedrigerem Ansaugverhältnis, um den Düsenlärm auf das
Zielniveau zu verringern. Der achsensymmetrische Ejektor mit einem
Ansaugverhältnis
von 25% kann Düsenlärm-Verringerungen von
6 bis 8 dB bei einem Schubverlust im Schallmodus von nur 2% vorsehen.
-
Es gibt noch einen weiteren Aspekt,
der zu berücksichtigen
ist, wenn das richtige Bypass-Verhältnis des
Triebwerks und die richtige Ejektor-Kombination ausgewählt werden.
Die oben angegebenen Schubverluste beziehen sich auf eine Steiggeschwindigkeit
von etwa Mach 0,30. Es ist sehr wahrscheinlich, dass die Triebwerke
im Schallmodus für Höhen unterhalb
beispielsweise 6.100 in (20.000 ft) und Geschwindigkeiten von bis
zu beispielsweise Mach 0,06 bleiben müssen, um den von der EPA geforderten
Fernfeldlärm
zu minimieren. Es wurde erkannt, dass die Schubverluste, die durch
einen Ejektor verursacht werden, bei höheren Ansaugverhältnissen
stärker
mit der Geschwindigkeit ansteigen. Dies lässt vermuten, dass es nicht
ratsam ist, zu versuchen, dem Problem des Düsenlärms durch Erhöhen des
Ansaugverhältnisses
zu begegnen, da die Druckverluste kein tiefes Drosseln der Triebwerksleistung
erlauben und daher mehr Lärm
als bei höheren
Leistungseinstellungen erzeugen. Diese Überlegung ist ein starkes Argument
für das
Unterschall-Zusatztriebwerks-Konzept der vorliegenden Erfindung.
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(g) Triebwerks-Dimensionierunug
und Zykluseigenschaften
-
Es wird angenommen, dass man ein
besseres Verständnis
der vorliegenden Erfindung erhält,
indem zuerst gewisse Eigenschaften von Überschall-Düsentriebwerken und deren Bezug
zu Konstruktionseigenschaften des Triebwerks (insbesondere das Bypass-Verhältnis und
der Anteil mitgerissener Luft mittels eines Ejektors), und auch
die Betriebsmodi des Flugzeugs (insbesondere Starten und Steigen
sowie auch Reiseflugmodus) besprochen werden. Diese werden unter
Bezug auf die 19, 20 und 21 diskutiert.
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Die verschiedenen Werte und Beziehungen, die
in den 19 bis 24 dieser Anmeldung dargestellt
sind, stammen teilweise von Daten und Informationen von verschiedenen
Quellen, und teilweise auch von Informationen und Daten, die von
der Anmelderin entwickelt wurden. Es ist jedoch selbstverständlich,
dass der in diesen 19 bis 24 dargestellte Gegenstand
und die Präsentation
desselben in dieser Beschreibung durch die Anmelderin als Teil ihrer
Analyse bei der Entwicklung der der vorliegenden Erfindung zugrundeliegenden
Konzepte entwickeln wurden.
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Bei der Entwicklung von Triebwerken
für den Überschallverkehr
mit einer Reisefluggeschwindigkeit von Mach 2,0 oder höher ist
der übliche
Startpunkt die Dimensionierung der Triebwerke entsprechend der Schubanforderung
am Ende des Steigens, d. h. bei der Machzahl des Reiseflugs, anfänglichen Reiseflughöhen und
einer minimalen Steigrate von vielleicht 2,5 m/s (500 ft/min). Der
Triebwerksgradient (d. h. der Schubabfall mit Vorwärtsgeschwindigkeit und
Höhe) ist
abhängig
von dem speziellen Schub oder dem Bypass-Verhältnis des Triebwerks. Je höher das
Bypass-Verhältnis
ist, um so steiler ist der Gradient.
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Beginnend mit 19 zeigt diese eine Grafik des Triebwerksschubs über der
Machzahl für
drei mögliche
Triebwerke, nämlich
eine Direktdüse
(BPR Null) und Triebwerken mit BPR 0,5 und 1,0. Unter der Annahme
von Flugzeugen mit gleichem Gewicht und gleicher Größe, wurden
die drei Triebwerkstypen so konstruiert, dass sie am Ende des Steigens
(z. B. Mach 2,4, 17.400 m (57.000 ft) Höhe) den gleichen Schub aufweisen.
Dies ist in der unteren rechten Ecke von 19 gezeigt. Folgt man diesen gleichen drei
Triebwerken auf Meereshöhe
und niedrige Machzahlen, wie dies in der oberen linken Ecke gezeigt
ist, zeigt 19, dass
Triebwerke mit höherem Bypass-Verhältnis einen
höheren
Niedergeschwindigkeitsschub besitzen. Bei der Steiggeschwindigkeit von
Mach 0,30 besitzt der Triebwerk mit BPR 0,5 etwa 15% mehr Maximalschub
als das Direktdüsentriebwerk,
und das Triebwerk mit BPR 1,5 besitzt 30% mehr. Wir richten unsere
Aufmerksamkeit zuerst auf das Direktdüsentriebwerk bezüglich des
bei Reiseflug entwickelten und auch des beim Starten entwickelten
Schubs. 19 zeigt eine
Startschub-Anforderung, welche das Direktdüsenantrieb, das auf das Ende
des Steigens dimensioniert ist, genau erfüllt. Die Schubanforderung ist
jedoch eine Netto-Schubanforderung. Wie später anhand von 21 erläutert werden wird, muss die
Direktdüse,
wenn ein Ejektor mit einem Ansaugverhältnis von 120% der Direktdüse zugeschaltet
wird (in der Hoffnung, die Anforderungen der Lärmbegrenzung zu erfüllen), bei
einem Schubverlust von beispielsweise 12% bei Steiggeschwindigkeit
als Ergebnis eines solchen Ansaugverhältnisses von 120% um 12% für den Start überdimensioniert
werden und ist nicht länger
für eine
optimale Leistung am Ende des Steigens dimensioniert. Die Bypass-Triebwerke
mit BPR 0,5 und 1,0 sind ausreichend überdimensioniert, um ihre jeweiligen Ejektor-Verluste
von 7% und 2% aufzufangen und müssen
nicht für
das Starten neu dimensioniert werden. Es wird darauf hingewiesen,
dass hier die absoluten Zahlen für
den Triebwerksschub in 21 für ein besseres
Verständnis
des Konzepts dargestellt sind. Sie basieren auf einer Start-Bruttomasse
des Flugzeugs von etwa 3.200 kN (720.000 lbs) und einem gewissen
Techniklevel in Aerodynamik, Konstruktion, Antrieb und Systemen.
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20 zeigt
eine allgemeine Grafik von Düsenlärm-Niveaus
von vier Düsentriebwerken
bei jeweils einem Mengenfluss von 295 kg/s (650 lbs/sec) bei Mach
0,30 als Funktion der Strahlgeschwindigkeit. Die Kurve ähnelt einer
Parabel. Die Lärmänderung
ist ziemlich flach bei hohen Strahlgeschwindigkeiten und wird für niedrigere
Strahlgeschwindigkeiten steiler. 20 zeigt
auch zwei horizontale Linien, eine bei 102,5 dB, welche die Lärmgrenze
der Stufe 3 für
ein Flugzeug im Bruttomassenbereich von 3.340 kN (750.000 lbs) darstellt,
und eine weitere horizontale Linie bei 98,5 dB, welche eine mögliche zukünftige Lärmgrenze
(Stufe 4) repräsentiert,
welche das Niveau der Stufe 3 minus 4 dB ist.
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Die drei möglichen Triebwerke von 19 sind auf der Lärmkurve
angegeben. Die Direktdüse besitzt
eine Strahlgeschwindigkeit von etwas über 3.000 ft/sec mit einem
Düsenlärm von etwa
122 dB oder etwa 20 dB über
der Grenze von Stufe 3. Die Triebwerke mit BPR 0,5 haben eine Strahlgeschwindigkeit
von etwa 760 m/s (2.500 ft/lsec) und einen Lärmpegel von 120 dB, während die
Triebwerk mit BPR 1,0 etwa bei einer Geschwindigkeit von 610 m/s (2.000
ft/sec) und einem Lärmpegel
von etwa 115 dB sind.
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Wie oben in 20 angegeben, sind diese Dezibelwerte
auf der Basis von Seitenlärm
berechnet, wenn das Flugzeug beim Starten mit Mach 0,3 fliegt, wobei
jedes Triebwerk für
einen Luftstrom von 295 kg/s (650 lbs/sec) dimensioniert ist. Da
der entwickelte Schub einen direkten Bezug zur Geschwindigkeit hat,
ist es selbst verständlich,
dass der durch die Direktdüse
mit diesem Luftstrom entwickelte Schub größer als der durch das Triebwerk
mit dem Bypass-Verhältnis
von 0,5 bei der gleichen Luftströmungsgeschwindigkeit
entwickelte und noch größer als
bei dem Triebwerk mit dem Bypass-Verhältnis von
1,0 ist. Daher ist ein echter Vergleich des erzeugten Lärms, wenn
wir die drei möglichen
Düsentriebwerke
von gleichem Schub betrachten, flacher als der in 19 gezeigte. Daher scheint die Lärmreduzierung
aufgrund des Bypass-Verhältnisses
klein und beinahe nicht lohnenswert zu sein. Aber dies täuscht. Eine
weitere Überlegung
unter Bezug auf 20 besteht
darin, dass der hier aufgetragene Düsenlärm nur einer von sechs Lärmquellen
ist, welche zu dem Gesamtlärm
beitragen: Düsenlärm, Gebläse-Vorwärtslärn, Gebläse-Rücklärm, Turbinenlärm, Kernlärm und Flugwerkslärm. Die
Erfahrung lehrt, dass ein Düsenlärm eines Überschallflugzeugs
wenigstens 1 dB unter dem angestrebten Gesarntseitenlärm und bis
zu 3 dB unter dem Lärm
zum Starten mit Einschränkung
liegen muss. Das 1 dB bzw. die 3 dB sind die Beiträge von den
anderen fünf
Lärmquellen.
-
Um unsere Analyse fortzusetzen, sehen
wir nun auf 21, die
eine qualitative Grafik der erwarteten Strahlgeschwindigkeitsreduzierungen
bei den drei möglichen
Triebwerken (d. h. Direktdüse,
BPR 0,5 und BPR 1,0) als Ergebnis von Änderungen im Bypass-Verhältnis, von
Zurüclcdrosseln
der Antriebe und Hinzufügen
von Ejektoren ist. Die senkrechte Achse ist die Strahlgeschwindigkeit
und die horizontale ist der Startschub in Prozent des Nennschubs.
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Die Direktdüse ist mit einer erforderlichen Überdimensionierung
von 12% gezeigt, wie zuvor erwähnt.
Der Ejektor mit einem Ansaugverhältnis
von 120% reduziert die Strahlgeschwindigkeit von etwa 910 m/s (3.000
ft/sec) auf etwa 520 m/s (1.700 ft/sec) und der 12%-Zusatzschub
geht im Ejektor verloren. Um dies näher zu erläutern, wird daran erinnert
(unter Bezugnahme auf 19),
dass, falls ein Überschall-Direktdüsentriebwerk,
das mit Mach 2,4 betrieben werden soll, richtig dimensioniert und
so ausgebildet ist, dass es ausreichend Schub für den Flug bei einer gewissen
Leistungseinstellung entwickelt, dieses gleiche Triebwerk zufällig auch
den passenden Schub beim Starten bereitstellt. Jedoch würde dies unter
Bezugnahme auf die Darstellung von 20 bedeuten,
dass die Direktdüse
eine Ausstoßgeschwindigkeit
von 910 m/s (3.000 ft/sec) aufweist, was klar zuviel Lärm erzeugen
würde.
Um zu versuchen, die Strahlgeschwindigkeit herunter auf ein angemessen
niedriges Niveau zu bringen, um die Lärmanforderungen zu erfüllen, ist
demgemäß in 21 ein Wert von 120% mitgerissener
Luft, die durch die Ejektoren im hinteren Ende des Triebwerks eingesogen
wird, gezeigt. Um den Antrieb so auszubilden, dass er diese Menge
mitgerissener Luft ansaugt, ist es notwendig, den Antrieb um etwa
12% überzudimensionieren.
Wie später
unter Bezugnahme auf 22 offenbart,
erhöht
dies das Gewicht des Triebwerks (und folglich das Gewicht des Flugzeugs)
in einem solchen Ausmaß,
dass es wahrscheinlich für
ein kommerziell machbares Überschall-Düsenflugzeug unerschwinglich
wird.
-
Das Triebwerk mit einem Bypass-Verhältnis von
0,5 beginnt mit einer Strahlgeschwindigkeit von 750 m/s (2.500 ft/sec)
und einem Zusatzschub von 15%. Es kann um etwa 8% zurückgedrosselt
werden, wodurch die Strahlgeschwindigkeit um geschätzte 16 m/s
(150 ft/sec) reduziert wird. Der Ejektor mit einem Ansaugverhältnis von
85% verliert die verbleibenden 7% Zusatzschub und verringert die
Strahlgeschwindigkeit auf geschätzte
460 m/s (1.500 ft/sec).
-
Das Triebwerk mit einem Bypass-Verhältnis von
1,0 beginnt mit einer Strahlgeschwindigkeit von etwa 610 m/s (2.000
ft/sec) und 30% Zusatzschub. Es kann um etwa 28% zurückgedrosselt
werden, wodurch die Strahlgeschwindigkeit um geschätzte 140 m/s
(450 ft/sec) reduziert wird. Der Ejektor mit einem Ansaugverhältnis von
25% erniedrigt die verbleibenden 2% Zusatzschub und verringert die
Strahlgeschwindigkeit auf geschätzte
430 m/s (1.400 ft/sec).
-
Wie zuvor angegeben, betrifft die
in dem Diagramm von 21 enthaltene
Information die Auswirkung des Bypass-Verhältnisses des Triebwerks, der
mitgerissenen Luft und der Zurückdrosselung
in Bezug auf die Wirkungen auf die Verringerung der Strahlgeschwindigkeit
und damit ihre Auswirkung auf den Lärm. Es wird nun notwendig,
diese Informationen mit dem Effekt in Bezug zu setzen, den sie auf die
Konstruktion der Überschall-Düsentriebwerke
in einem tatsächlichen
Flugzeug haben. Dies bringt uns zu dein nächsten Abschnitt, der unmittelbar
folgt.
-
(h) Flugzeugdimensionierung
und Wirkung auf Unterschall-Zusatztriebwerke
-
22 ist
eine Darstellung der Bruttomasse beim Flugzeugstart gegenüber dem
Gesamtlärmpegel
(Start und Nebenlärm)
mit dem die Lärmpegel
der Stufe 3 repräsentierenden
Datenpunkt 0. Die Berechnungen wurden für ein Flugzeug mit einer Nutzlast von
300 Passagieren zzgl. Gepäck,
einer Reichweite von 9.000 km (5.000 NMi) und einer Reisegeschwindigkeit
von 2,4 Mach durchgeführt.
Die auf der vertikalen Achse von 22 dargestellte
Start-Bruttomasse ist eine Messung für die wirtschaftliche Realisierbarkeit
eines Flugzeugs (einer von mehreren möglichen Gütefaktoren), wobei das Flugzeug
mit der niedrigsten Bruttomasse als das wirtschaftlichste angenommen
wird. Zum besseren Verständnis
der Auswirkung der Integration eines Unterschall-Zusatztriebwerks auf das Gewicht und
den Lärm
eines Flugzeugs ist in 22 eine
absolute Skala gezeigt. Das absolute Gewichtsniveau kann sich drastisch
verschieben, wenn Technologiepegel in der Aerodynamik, der Konstruktion,
dem Antrieb und den Systemen geändert
werden.
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Es gibt zwei Basiskurven, welche
die vollen Symbole verbinden. Die erste mit Quadraten steht für Triebwerke
mit einem niedrigen Bypass-Verhältnis unter
Verwendung eines Ejektors mit einem hohen Ansaugverhältnis mit
85% mitgerissener Luft. Die einzigen vollen Punkte stehen für ein BPR
von 0,35 und 0,62. Die Form der Kurve basiert auf grundlegenden
Schätzungen,
wie dies auch den Punkt für
einen überdimensionierten
Turbodüse
am linken Ende der Kurve trifft.
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Die zweite Kurve verwendet Kreissymbole und
steht für
Triebwerke mit einem mittleren Bypass-Verhältnis unter Verwendung eines
Ejektors mit einem niedrigen Ansaugverhältnis mit 20% mitgerissener
Luft. Die einzigen vollen Punkte sind jene für ein BPR von 0,62 und 1,05
und die Form der Kurve ist geschätzt.
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Zunächst zur Prüfung der Kurve, welche die schwarzen
Quadrate verbindet. Die Triebwerke dieser Kurve sollen alle 85%
mitgerissene Luft aufweisen, wobei das Bypass-Verhältnis
von 0,62 (am äußersten
rechten Ende) und Null, das am äußersten linken
Ende der Kurve ist und mit „überdimensionierte
Turbodüse" bezeichnet ist und
ein Verhältnis
mitgerissener Luft von 120% aufweist, variiert. Man kann sehen,
dass mit einem Bypass-Verhältnis von 0,62
der beim Starten erzeugte Lärm
tatsächlich
etwas unter die Verringerung von minus 4,0 dB liegt, welche für die neu
erwarteten Lärmstandards
erforderlich ist. Jedoch würde
die Bruttomasse des Flugzeugs beim Starten über 900.000 lbs liegen.
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Wenn das Bypass-Verhältnis der
Triebwerke auf 0,4 mit 85% mitgerissener Luft fällt, fällt die Brittomasse des Flugzeugs
im wesentlichen auf etwa 3.400 kN (750.000 lbs), aber sie liegt
nur etwas über 1,0
dB unter der derzeitigen Stufe 3 (in 22 bei Null
angedeutet). Wenn das Bypass-Verhältnis weiter auf 0,35 gesenkt
wird, steigt die Bruttomasse tatsächlich wieder und der Lärmpegel
steigt. Wenn man zu dem Direktdüsenantrieb
geht (in 22 mit „überdimensionierte
Turbodüse" bezeichnet), liegt
der Lärmpegel
etwa 2 dB über
der Stufe 3 und das Gewicht ist auf beinahe 3.560 kN (800.000 lbs)
gestiegen.
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Wir richten nun unsere Aufmerksamkeit
auf die Kurve, welche die schwarzen Kreise verbindet, wobei diese
die Start-Bruttomasse und den Lärmpegel
des Flugzeugs mit einem Pegel von 20% mitgerissener Luft und mit
unterschiedlichen Bypass-Verhältnissen
repräsentiert.
Man kann sehen, dass mit einem Bypass-Verhältnis von 1,05 (mit 20% mitgerissener
Luft) der Lärmpegel
etwas mehr als 3 dB unter dem Niveau der derzeitigen Stufe 3 liegt,
aber die Bruttomasse liegt etwas über 3.560 kN (800.000 lbs). Wenn
das Bypass-Verhältnis
auf 0,75 gesenkt wird, liegt der Lärmpegel nur 1 dB unter der
derzeitigen Stufe 3, aber die Bruttomasse ist auf etwa 3.200 kN (720.000
lbs) gefallen. Wenn dann das Bypass-Verhältnis weiter auf 4,62 verringert
wird, liegt die Bruttomasse etwas über 3.100 kN (700.000 lbs),
aber der Lärmpegel
ist etwas größer als
die Standards der derzeitigen Stufe 3. Beide Kurven lassen vermuten, dass
die Lärmgrenzen
der Stufe 3 oder sogar der Stufe 3 minus 1 dB mit einem der zwei
Konzepte bei einer vernünftigen
Start-Bruttomasse erreicht werden könnten. Die Triebwerke mit höherem Bypass-Verhältnis mit
Ejektoren von weniger mitgerissener Luft scheinen einen leichten
Vorteil gegenüber
den Triebwerken mit niedrigerem Bypass-Verhältnis mit Ejektoren mit mehr
mitgerissener Luft zu haben. Bei Lärmpegeln jenseits der Stufe
3 minus 2 dB steigen jedoch beide Kurven steil an. Bei einem Lärmpegel der
Stufe 3 minus 4 dB erreicht die Bruttomasse 3.780 kN (850.000 lbs),
was wahrscheinlich zu hoch für
ein wirtschaftlich realisierbares Flugzeug ist.
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Es wird darauf hingewiesen, dass
diese Lärmzahlen
unter Verwendung von optimistischen Hochrechnungen für die Ejektorleistung
berechnet wurden, nur 50% anstelle von 85% Sicherheitsgrad verwenden
und annehmen, dass das Flugzeug beim Starten übertourig arbeitet, um den
Start/Drossel-Lärm
zu verringern, und während
der Start-Drehzahl einen programmierten Gradienten (PLR) zu verwenden,
um die Nebengeräusche
zu reduzieren. Unter Verwendung von weniger günstigen Annahmen für die Lärmberechnungen
und Vorsehen eines 85%igen Sicherheitsgrades für die Lärmeinhaltung kann die Lärmskala
der Darstellung von 22 um
2 bis 3 dB nach rechts verschoben werden. Es scheint daher einen
wirklichen Bedarf für
eine weitere Lärmreduzierung
ohne den steilen Anstieg in der Start-Bruttomasse zu geben. Das
Konzept des Uniterschall-Zusatztriebwerks der vorliegenden Erfindung
sieht gerade das vor, und dies ist nachfolgend vollständiger beschrieben.
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Es wurden Berechnungen für ein Flugzeug ähnlich dem
Flugzeug des in den 1 bis 5 dargestellten ersten Ausführungsbeispiels
durchgeführt, das
ein einzelnes Unterschall-Zusatztriebwerk
BR 715 in einer zurückziehbaren
Zelle verwendet. Der statische Schub auf Meereshöhe des Triebwerks BR 715 wird
zu 98 kN (22.000 lbs) angenommen. Das Einbaugewicht des Triebwerks,
einschließlich
Veränderungen
des hinteren Rumpfes, beträgt
etwa 35 kN (7.800 lbs), das sich im Flugzeug mit einem Faktor von
4,2 wiederholt, resultiert in einem Anstieg der Start-Bruttomasse
von etwa 140 kN (31.500 lbs).
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Der zusätzliche Luftwiderstand des
verstauten Zusatztriebwerks bei Unterschall-Reiseflug wurde als Null angenommen.
Die Anwendung dieses Zusatztriebwerks bei einem Flugzeug mit Triebwerken mit
einem Bypass-Verhältnis
von 0,62 mit Ejektoren mit 20% mitgerissener Luft vermeidet nicht
den Stoßzellenlärm in den Überschall-Haupttriebwerken
und sieht eine Lärmreduzierung
von etwa 3,0 dB vor. Das resultierende Flugzeuggewicht beträgt etwa
3.270 kN (735.000 lbs) beim Starten und trifft nominell die Stufe
3 minus 2,8 dB. Dies ist in dem Diagramm von 22 dargestellt, wobei eine hellere gerade
Linie von dem schwarzen Kreis am Punkt des Bypass-Verhältnisses
von 0,62 für
das Düsentriebwerk
mit 20% mitgerissener Luft gezeichnet ist und diese Linie zu einem
unausgefüllten
Kreis führt.
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Eine Anwendung des gleichen Triebwerks bei
einem Flugzeug mit Triebwerken mit einem Bypass-Verhältnisses
von 0,75 mit Ejektoren mit 20% mitgerissener Luft vermeidet den
Stoßzellenlärm in den Überschall-Haupttriebwerken
und sieht eine Lärmreduzierung
von etwa 3,5 dB vor. Das resultierende Flugzeuggewicht beträgt beim
Starten etwa 3.270 kN (735.000 lbs) und trifft nominell die Stufe
3 minus 4,4 dB. Dies ist in 22 durch
Verlängern
einer Linie von dem schwarzen Punkt am Punkt des Bypass-Verhältnisses
von 0,75 auf der die 20% mitgerissene Luft zeigenden Kurve zu einem
Punkt eines unausgefüllten
Punktes für
ein Bypass-Verhältnis
von 0,75 und einem zweiten unausgefüllten Kreis mit einem Pluszeichen
darin, das eine weitere Lärmreduzierung
wegen der Minderung des Stoßzellenlärms zeigt,
dargestellt.
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Eine Anwendung des gleichen Zusatztriebwerks
bei einem Flugzeug mit Triebwerken mit einem Bypass-Verhältnis von
0,40 und Ejektoren mit 85% mitgerissener Luft besitzt eine schlechtere
Startposition mit einer höheren
Bruttomasse (um etwa 130 kN (30.000 lbs)), aber sieht die gleiche
Lärmreduzierung von
minus 3,5 dB für
einen Start-Bruttomassennachteil von 140 kN (31.500 lbs) vor.
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Zusammenfassend ist die Verwendung
der Unterschall-Hilfszusatztriebwerke ein wirtschaftlicherer Weg
um den Triebwerkslärm über einen
gewissen Punkt zu reduzieren als es der Anstieg im Bypass-Verhältnis des
Triebwerks oder im Ansaugverhältnis
des Ejektors ist.
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(i) Gründe für Unterschall-Hilfszusatztriebwerke
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Es bleibt eine Frage, warum die Unterschall-Zusatztriebwerke
eine Lärmverringerung
mit einem geringeren Nachteil als ein Anstieg im Bypass-Verhältnis oder
im Ansaugverhältnis
des Ejektors vorsehen. Man muss realisieren, dass die Verwendung
von Zusatztriebwerken zuerst ohne Einsetzen von Ejektoren einen
zu dem flachen Teil der Lärm-Strahlgeschwindigkeits-Kurve
führen
würde (20) und die Vorteile der
Unterschall-Zusatztriebwerke sehr klein wären. Dies deshalb, weil wir den
Zusatztriebwerken den letzten Teil der Strahlgeschwindigkeitsreduzierung
zuschreiben, wobei die Kurve die steilste mit einem derart hohen
Ablauf ist. Diese Überlegung
reduziert jedoch nicht den Vorteil der Unterschall-Zusatztriebwerke.
Das Zusatztriebwerk sieht derart positive Ergebnisse vor, weil sowohl das
Bypass-Verhältnis
als auch das Ansaugverhältnis
die Grenzen ihrer Nützlichkeit
treffen. Wenn einem Direktdüsenantrieb
eine Bypass-Konstruktion hinzugefügt wird, beginnen das Gewicht
und die Zellengröße größer zu werden,
aber die Zellenform verbessert sich und der spezifische Brennstoffverbrauch (SFC)
des Triebwerks verbessern sich selbst beim Überschallflug. Mit höheren Bypass-Verhältnissen flacht
die Verbesserung ab, die Zellenform zeigt keine weiter Verbesserung,
aber das Triebwerksgewicht und der Luftwiderstand der Zelle steigen.
Ein ähnlicher
Trend zeigt sich für
ein größer werdendes
Ansaugverhältnis.
Der Ejektor mit einem niedrigen Ansaugverhältnis mit 25% mitgerissener
Luft kann eine Lärmreduzierung
bis zu 7 dB mit einem Schubverlust von 2% oder von 3,5 dB je Prozent
Schubverlust erzielen.
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Der Ejektor mit höherem Ansaugverhältnis mit
85% mitgerissener Luft kann eine Lärmreduzierung von bis zu 14
dB mit einem Schubverlust von 7% oder nur 2,0 dB je Prozent Schubverlust
erreichen. Außerdem
bewirkt der Ejektor mit niedrigem Ansaugverhältnis virtuell keinen nachteiligen
Luftwiderstand und nur einen kleinen Gewichtsnachteil. Der Ejektor
mit hohem Ansaugverhältnis
dagegen zahlt einen ziemlich großen Luftwiderstands- und Gewichtsnachteil.
Das Unterschall-Zusatztriebwerk zahlt dagegen nur eine Strafe für sein Gewicht,
da es während
des Fluges eingebettet ist und zahlt keinen Luftwiderstandsnachteil
während
des Fluges.
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Weiter Bezug nehmend auf 22 können zusätzliche Berechnungen für Triebwerke
mit weiteren Prozentzahlen mitgerissener Luft in Kombination mit
verschiedenen Bypass-Verhältnissen
durchgeführt
werden. Dies kann eine noch bessere Konstruktion vorsehen. Ferner
stehen die in 23 angegebenen
Relativwerte für
den Zusatz eines Zusatztriebwerks, der einen Schub von 98 kN (22.000
lbs) für das
Flugzeug mit 300 Passagieren mit einer Fluggeschwindigkeit von Mach
2,4 und einer Reichweite von 9.000 km (5.000 nautischen Meilen)
vorsieht. Eine weitere Analyse kann anzeigen, dass durch Erhöhen des
durch das Zusatztriebwerk vorgesehenen Schubes die das Flugzeuggewicht
und die Lärmpegel
zeigenden Punkte noch weiter nach rechts (zu einem niedrigeren Lärmpegel)
bei gleichzeitig relativ kleinen Austiegen in der Start-Bruttomasse des Flugzeugs bewegt
werden können.
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(j) Verwendung der Unterschall-Hilfszusatztriebwerke
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Das Unterschall-Hilfszusatztriebwerk
ist nicht nur in seiner Funktion zur Reduzierung des Startnebenlärms und
des Startdrossellärms
von Vorteil. Es kann zusätzliche
Vorteile bei der Reduzierung des Fernfeldlärms zeigen, da es über den
Geschwindigkeitsgrenzen der Ejektoren betrieben werden kann.
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Ein weiterer Vorteil eines Hilfszusatztriebwerks
kann sein, dass es als Boden- und Flug-Hilfstriebwerk (APU) verwendet werden
kann. Dies würde etwa
9 kN (2.000 lbs) von der 35 kN (7.800 lbs)-Strafe oder 37 kN (8.400
lbs) von der 140 kN (31.500 lbs)-Start-Bruttomassen-Strafe ablassen.
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Es gibt noch weitere mögliche Vorteile
des Hilfszusatztriebwerks. Während
des Startens und Steigens spart die Verwendung des Unterschall-Hilfszusatztriebwerks
mit zurückgedrosselten Überschall-Triebwerken
mehrere 100 Pfund verbrannten Brennstoffes.
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Die andere Frage ist, ob die Zusatztriebwerke
die Brennstoffverbrennung während
eines Unterschall-Überlandflugs
oder während
eines Umleitungs- oder Haltezustands verringern kann.
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Dies wird unter Bezugnahme auf 23 diskutiert, welche die
Situation eines Unterschall-Flugs mit Mach 0,9 und 11.300 m (37.000
ft) für
eine vierstrahlige Überschallbeförderung
erläutert.
Der für
einen Flug mit Mach 0,90 erforderliche Triebwerksschub beträgt etwa
57% des maximalen Steigschubes und dieser Leistungspunkt ist am
linken Schenkel der Wanne des spezifischen Brennstoffverbrauchs.
Wenn die Leistung für
das Überschall-Flugtriebwerk
wegen der Verwendung eines Unterschall-Zusatztriebwerks reduziert
wird, steigt somit der spezifische Brennstoffverbrauch der Flugtriebwerke
und macht die Vorteile des niedrigen spezifischen Brennstoffverbrauchs
des Unterschall-Zusatztriebwerks
zunichte. Die Situation ist anders für einen Unterschallflug nach
dem Verlust eines Überschalltriebwerks.
Der Leistungspunkt ist im wesentlichen der flache Teil der Wanne
des spezifischen Brennstoffverbrauchs, und die Verwendung eines
Unterschall-Zusatztriebwerks mit seinem niedrigeren spezifischen
Brennstoffverbrauch kann die Reichweite des Flugzeugs mit einem
ausgefallenen Triebwerk erhöhen.
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24 ist
eine Grafik ähnlich 23, aber betrifft die Situationen
eines Unterschauflugs einer zweistrahligen Überschall-Beförderung.
Wieder hat das Unterschall-Zusatztriebwerk beim Unterschall-Flug
mit beiden in Betrieb befindlichen Überschall-Triebwerken keine
Vorzüge.
Wenn jedoch eines der Überschall-Triebwerke
ausfällt,
zeigt das Flugzeug für
den Flug mit Mach 0,9 bei 11.300 m (37.000 ft) etwas wenig Schub,
und eine Verringerung der Leistung von der maximalen Steigleistung auf
die Überschall-Triebwerke verringert
den spezifischen Brennstoffverbrauch. Somit kann die Verwendung
eines Unterschall-Zusatztriebwerks einen sehr vorteilhaften Effekt
auf die Erhöhung
der Unterschall-Reichweite mit einem ausgefallenen Triebwerk haben.