DE69629844T2 - Überschallflugzeug mit subsonischem zusatztriebwerk - Google Patents

Überschallflugzeug mit subsonischem zusatztriebwerk Download PDF

Info

Publication number
DE69629844T2
DE69629844T2 DE69629844T DE69629844T DE69629844T2 DE 69629844 T2 DE69629844 T2 DE 69629844T2 DE 69629844 T DE69629844 T DE 69629844T DE 69629844 T DE69629844 T DE 69629844T DE 69629844 T2 DE69629844 T2 DE 69629844T2
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
drive device
supersonic
subsonic
plane
engine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
DE69629844T
Other languages
English (en)
Other versions
DE69629844D1 (de
Inventor
K. Peter RUDOLPH
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of DE69629844D1 publication Critical patent/DE69629844D1/de
Application granted granted Critical
Publication of DE69629844T2 publication Critical patent/DE69629844T2/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C30/00Supersonic type aircraft
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64DEQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/023Aircraft characterised by the type or position of power plants of rocket type, e.g. for assisting taking-off or braking

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Description

  • GEBIET DER ERFINDUNG
  • 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.
  • STAND DER TECHNIK
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
  • Der Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, ein verbessertes Überschallflugzeug vorzusehen.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • Die Unterschall-Antriebsvorrichtung weist wenigstens ein Unterschall-Triebwerk auf.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • Weitere Merkmale der vorliegenden Erfindung werden aus der folgenden detaillierten Beschreibung offensichtlich.
  • BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
  • 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;
  • 2 ist eine Seitenansicht des Flugzeugs des ersten Ausführungsbeispiel von 1;
  • 3, 4 und 5 sind eine Draufsicht, eine Seitenansicht bzw. eine Schnittansicht des Einbaus des Unterschall-Hilfstriebwerks in mehr Einzelheiten;
  • 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;
  • 7 ist eine Seitenansicht des Flugzeugs von 6;
  • 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;
  • 9 ist eine Seitenansicht des Flugzeugs des zweiten Ausführungsbeispiels von 8;
  • 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;
  • 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;
  • 13 ist eine Seitenansicht des in 12 dargestellten dritten Ausführungsbeispiels der vorliegenden Erfindung;
  • 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;
  • 15 ist eine Vorderansicht des Flugzeugs von 14;
  • 16 ist eine Seitenansicht des Flugzeug der 14 und 15;
  • 17 ist eine Querschnittsdarstellung einer typischen Überschall-Triebwerksinstall1ation, die in der vorliegenden Erfindung verwendet wird und einen zweidimensionalen Ejektor aufweist;
  • 18 ist eine Querschnittsdarstellung einer typischen Überschall-Triebwerksinstallation, die in der vorliegenden Erfindung verwendet wird und einen achsensymmetrischen Ejektor aufweist;
  • 19 ist ein Diagramm des Triebwerkschubes über der Machzahl für Direktdüsen und Überschall-Triebwerke mit niedrigem Bypass-Verhältnis;
  • 20 ist ein Diagramm eines Düsenmischlärms über der Strahlgeschwindigkeit;
  • 21 ist ein Diagramm der Strahlgeschwindigkeit über dem Startschub in Prozent für Direktdüsen und Überschall-Triebwerke mit niedrigem Bypass-Verhältnis;
  • 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;
  • 23 ist eine Diagramm des spezifischen Brennstoffverbrauchs des Triebwerks über der Triebwerksleistung bei Unterschall-Reisegeschwindigkeit mit vier Überschall-Triebwerken;
  • 24 ist ein Diagramm des spezifischen Brennstoffverbrauchs des Triebwerks über der Triebwerksleistung bei Unterschall-Reisegeschwindigkeit mit zwei Überschall-Triebwerken.
  • BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSBEISPIELE
  • (a) Erstes Ausführungsbeispiel: "Flugzeug vier plus eins"
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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).
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • (b) Zweites Ausführungsbeispiel: "Flugzeuge vier plus zwei"
  • 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.
  • Bei diesem zweiten Ausführungsbeispiel ist, wie in den 8, 9, 10 und 11 dargestellt, jede Triebwerksanlage 136138 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.
  • 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.
  • 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.
  • (c) Drittes Ausführungsbeispiel: Flugzeug vier plus eins (eingebettet)"
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • (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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • (e) Kombination von Merkmalen der vier Ausführungsbeispiele
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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).
  • 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.
  • (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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • (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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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).
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • (i) Gründe für Unterschall-Hilfszusatztriebwerke
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • (j) Verwendung der Unterschall-Hilfszusatztriebwerke
  • 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.
  • 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.
  • 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.
  • Die andere Frage ist, ob die Zusatztriebwerke die Brennstoffverbrennung während eines Unterschall-Überlandflugs oder während eines Umleitungs- oder Haltezustands verringern kann.
  • 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.
  • 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.

Claims (30)

  1. Überschallflugzeug (10; 110; 210; 310), ausgebildet zum Fliegen mit Überschallgeschwindigkeit und zum Entwickeln eines ausreichenden Schubes für den Überschallflug, und auch zum Entwickeln eines ausreichenden Start- und Steigschubes, um das Flugzeug (10; 110; 210; 310) in die Lage zu versetzen, zu starten und zu steigen und während des Startens und Steigens bei einem Geräuschpegel nicht größer als ein vorgegebener Geräuschpegel zu laufen, wobei das Flugzeug (10; 110; 210; 310) aufweist: eine Flugzeugkonstruktion (1216; 112116; 212216; 312316), die bei einem Überschallflug funktionieren kann; eine Überschall-Antriebsvorrichtung (30; 130; 230; 330), die an der Flugzeugkonstruktion (1216; 112116; 212216; 312316) befestigt ist und den Schub für den Überschallflug erzeugen kann, um so den Überschallflug aufrechtzuerhalten, dadurch gekennzeichnet, dass das Flugzeug (10; 110; 210; 310) weiter eine Unterschall-Antriebsvorrichtung (38; 136, 138; 236; 336, 338) mit einem ersten Nichtbetriebs-Modus und einem zweiten Betriebs-Modus aufweist; dass die Überschall-Antriebsvorrichtung (30; 130; 230; 330) beim Entwickeln des Start- und Steigschubes bei einem Geräuschpegel größer als der vorgegebene Geräuschpegel arbeitet und dass die Überschall-Antriebsvorrichtung (30; 130; 230; 330) bei einer verhältnismäßig niedrigeren Leistungseinstellung bei einem Geräuschpegel nicht größer als der vorgegebene Geräuschpegel arbeiten kann, wobei die Überschall-Antriebsvorrichtung (30; 130; 230; 330) bei der niedrigeren Leistungseinstellung einen geringeren Schub entwickelt, der unter dem Start- und Steigschub liegt; dass die Unterschall-Antriebsvorrichtung (38; 136, 138; 236; 336, 338) 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 (30; 130; 230; 330) 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 (30; 130; 230; 330) und der Unterschall-Antriebsvorrichtung (38; 136, 138; 236; 336, 338) im zweiten Betriebs-Modus der durch die Überschall-Antriebsvorrichtung und die Unterschall-Antriebsvorrichtung entwickelte Gesamtgeräuschpegel nicht größer als der vorgegebene Geräuschpegel ist.
  2. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach Anspruch 1, wobei die Überschall-Antriebsvorrichtung derart ausgebildet und angeordnet ist, dass sie Triebwerksabgase erzeugt und zumindest während des Startens und Steigens mit einer Umgebungsluft-Ansaugvorrichtung (74; 84) arbeitet, um in der Überschall-Antriebsvorrichtung (30; 130; 230; 330) eine Zweitluft vorzusehen, um sie mit den Triebwerksabgasen zu mischen, um Mischabgase aus Triebwerksabgasen und Zweitluft vorzusehen.
  3. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach Anspruch 2, wobei die Zweitluft während des Start- und Steigmodus einen Mengendurchfluss relativ zu dem Mengendurchfluss der Triebwerksabgase aufweist, wobei das Verhältnis des Mengendurchflusses der Zweitluft zu dem der Triebwerksabgase wenigstens 4 : 5 beträgt.
  4. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach Anspruch 3, wobei das Verhältnis wenigstens 1 : 1 beträgt.
  5. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach Anspruch 3, wobei das Verhältnis des Mengendurchflusses der Zweitluft zu dem der Triebwerksabgase nicht größer als 6 : 5 ist.
  6. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach einem der Ansprüche 2 bis 5, wobei die Überschall-Antriebsvorrichtung (30; 130; 230; 330) eine Bypass-Antriebsvorrichtung aufweist, die eine Nebenluft vorsieht, um sie mit den Triebwerksabgasen zu mischen, und auch eine Ansaugvorrichtung für mitgerissene Luft (74; 84) aufweist, um mitgerissene Luft vorzusehen, um sie mit den Triebwerksabgasen zu mischen.
  7. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach Anspruch 6, wobei das Bypass-Verhältnis (BPR) wenigstens 1 : 6 beträgt.
  8. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach Anspruch 7, wobei das Bypass-Verhältnis (BPR) wenigstens 1 : 2 beträgt.
  9. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach Anspruch 6 oder 7, wobei das Bypass-Verhältnis (BPR) nicht größer als 5 : 4 ist.
  10. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach einem der Ansprüche 6 bis 9, wobei die Ansaugvorrichtung für mitgerissene Luft (74; 84) derart ausgebildet und angeordnet ist, dass sie ein Mengendurchflussverhältnis der mitgerissenen Luft zu den Triebwerksabgasen von wenigstens 1 : 2,5 aufweist.
  11. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach einem der Ansprüche 6 bis 10, wobei die Ansaugvorrichtung für mitgerissene Luft (74; 84) derart ausgebildet und angeordnet ist, dass sie ein Mengendurchflussverhältnis der mitgerissenen Luft zu den Triebwerksabgasen von nicht größer als etwa 1 : 1 aufweist.
  12. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach Anspruch 11, wobei das Mengendurchflussverhältnis der mitgerissenen Luft zu den Triebwerksabgasen nicht größer als etwa 1 : 4 ist.
  13. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach einem der Ansprüche 6 bis 12, wobei a) das Bypass-Verhältnis (BPR) nicht größer als etwa 3 : 4 ist; b) die Ansaugvorrichtung für mitgerissene Luft (74; 84) derart ausgebildet und angeordnet ist, dass sie ein Verhältnis der mitgerissenen Luft zu den Triebwerksabgasen von wenigstens 1 : 5 aufweist.
  14. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Überschall-Antriebsvorrichtung (30; 130; 230; 330) und die Unterschall-Antriebsvorrichtung (38; 136, 138; 236; 336, 338) derart ausgebildet und angeordnet sind, dass bei der bei der niedrigeren Leistungseinstellung arbeitenden Überschall-Antriebsvorrichtung (30; 130; 230; 330) und der Unterschall-Antriebsvorrichtung (38; 136, 138; 236; 336, 338) im zweiten Betriebs-Modus ein Verhältnis des Zusatzschubes der gesamten Unterschall-Antriebsvorrichtung (38; 136, 138; 236; 336, 338) während des Startens und Steigens zu dem geringeren Schub der gesamten Überschall-Antriebsvorrichtung (30; 130; 230; 330) während des Startens und Steigens wenigstens 1 : 20 beträgt.
  15. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach Anspruch 14, wobei das Verhältnis des Zusatzschubes zu dem geringeren Schub der gesamten Überschall-Antriebsvorrichtung (30; 130; 230; 330) wenigstens 1 : 10 beträgt.
  16. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach Anspruch 14 oder 15, wobei das Verhältnis des Zusatzschubes zu dem geringeren Schub der gesamten Überschall-Antriebsvorrichtung (30; 130; 230; 330) nicht größer als etwa 1 : 3 ist.
  17. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Unterschall-Antriebsvorrichtung (38; 136, 138; 236; 336, 338) wenigstens ein Unterschalltriebwerk aufweist.
  18. Flugzeug (10; 110; 310) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Unterschall-Antriebsvorrichtung (38; 136, 138; 336, 338) derart angebracht ist, dass sie währen des Nichtbetriebs-Modus in der Flugzeugkonstruktion (1216; 112116; 312316) verstaut wird und während des zweiten Betriebs-Modus aus der Flugzeugkonstruktion (1216; 112116; 312316) herausgefaltet wird.
  19. Flugzeug (110; 310) nach Anspruch 18, wobei die Unterschall-Antriebsvorrichtung wenigstens zwei Unterschalltriebwerke (136, 138; 336, 338) aufweist, die in der zweiten Betriebsstellung an abgewandten Seiten der Flugzeugkonstruktion (112116; 312316) herausgefaltet werden.
  20. Flugzeug (110; 310) nach Anspruch 19, wobei das Flugzeug (110; 310) einen Flügel (114; 314) und einen Rumpf (112; 312) aufweist, und wobei die Unterschall-Antriebsvorrichtungen (136, 138; 336, 338) im Nichtbetriebs-Modus im Rumpf (112; 312) angebracht und während des Betriebs-Modus an abgewandten Seiten des Rumpfes (112; 312) herausgefaltet sind.
  21. Flugzeug (10; 110) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Unterschall-Anstriebsvorrichtung (38; 136, 138) eine Schubumkehrvorrichtung (62; 162) aufweist, die einen Umkehrschub zum Abbremsen des Flugzeugs (10; 110) erzeugen kann.
  22. Flugzeug (210) nach einem der Ansprüche 1 bis 17, wobei die Unterschall-Antriebsvorrichtung (236) während sowohl des ersten als auch des zweiten Modus in der Flugzeugkonstruktion (212216) angeordnet ist, und wobei während des zweiten Betriebs-Modus eine Einlassvorrichtung (244) für die Unterschall-Antriebsvorrichtung (236) an einer Luftansaugposition angeordnet ist und eine Abgasdüsenvorrichtung (260) der Unterschall-Antriebsvorrichtung (236) zum Abgeben der Triebwerksabgase aus der Flugzeugkonstruktion (212216) heraus angeordnet ist, um Schub zu entwickeln.
  23. Flugzeug (210) nach Anspruch 22, wobei die Einlassvorrichtung (244) für die Unterschall-Antriebsvorrichtung (236) aus zwei S-förmigen Einlassstutzen (244) besteht und die Triebwerksabgasdüsenvorrichtung (260) für die Unterschall-Antriebsvorrichtung (236) aus zwei S-förmigen Abgasrohren (260) besteht, die aus der Flugzeugkonstruktion (212216) herausgeklappt sind.
  24. Flugzeug (210) nach Anspruch 22, wobei der Triebwerkseinlass für die Unterschall-Antriebsvorrichtung (236) aus einer Reihe von Einlassklappen in der Seite der Rumpfkonstruktion (212) besteht, die Luft in einen Einlasssammelraum vor dem Triebwerk eindringen lassen, und wobei die Abgasvorrichtung aus zwei leicht gebogenen S-Rohren mit inneren Umlenkblechen besteht, wobei die S-Rohre aus der Rumpfkonstruktion (212) herausgeklappt sind.
  25. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach einem der Ansprüche 2 bis 4, wobei die Überschall-Antriebsvorrichtung (30; 130; 230; 330) eine Bypass-Antriebsvorrichtung aufweist, bei der das Bypass-Verhältnis wenigstens 1 : 1 beträgt und nicht größer als 3 : 2 ist, bei der keine Umgebungsluft in die Abgase mitgerissen wird, und bei der die Überschall-Antriebsvorrichtung (30; 130; 230; 330) eine Ringhalsdüse (87) aufweist.
  26. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach Anspruch 25, wobei eine Düsenlärm-Dämpfvorrichtung eingesetzt ist, die Umlenkbleche und/oder Wirbelerzeuger aufweist.
  27. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Überschall-Antriebsvorrichtung (30; 130; 230; 330) wenigstens zwei Überschalltriebwerke aufweist, und eines der Überschalltriebwerke und die Unterschall-Antriebsvorrichtung (38; 136, 138; 236; 336, 338) einen ausreichenden Schub für den Überschallflug entwickeln können.
  28. Flugzeug (10; 110; 210) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei das Flugzeug (10; 110; 210) einen Flügel (14; 114; 214) und einen Rumpf (12; 112; 212) aufweist, und wobei die Überschall-Antriebsvorrichtung vier Triebwerke (30; 130; 230) aufweist, von denen zwei an einer Seite des Rumpfes (12; 112; 212) und zwei an einer anderen Seite des Rumpfes (12; 112; 212) befestigt sind.
  29. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Unterschall-Antriebsvorrichtung (38; 136, 138; 236; 336, 338) ein Bypass-Verhältnis von wenigstens 4 : 1 besitzt.
  30. Flugzeug (10; 110; 210; 310) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Unterschall-Antriebsvorrichtung (38; 136, 138; 236; 336, 338) derart ausgebildet und angeordnet ist, dass sie als Hilfstriebwerk für den Bodenbetrieb und/oder den Flugbetrieb funktioniert.
DE69629844T 1996-06-21 1996-06-21 Überschallflugzeug mit subsonischem zusatztriebwerk Expired - Lifetime DE69629844T2 (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/US1996/010697 WO1997048600A1 (en) 1996-06-21 1996-06-21 Supersonic airplane with subsonic boost engine means and method of operating the same

Publications (2)

Publication Number Publication Date
DE69629844D1 DE69629844D1 (de) 2003-10-09
DE69629844T2 true DE69629844T2 (de) 2004-05-06

Family

ID=22255369

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE69629844T Expired - Lifetime DE69629844T2 (de) 1996-06-21 1996-06-21 Überschallflugzeug mit subsonischem zusatztriebwerk

Country Status (4)

Country Link
EP (1) EP0906219B1 (de)
AU (1) AU6337496A (de)
DE (1) DE69629844T2 (de)
WO (1) WO1997048600A1 (de)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2784960B1 (fr) 1998-10-26 2000-12-01 Gerard Fernand Fournier Avion supersonique a faible consommation de carburant et procedes, pour le faire fonctionner a la dite faible consommation ainsi qu'a faible bruit au decollage
FR2788564B1 (fr) * 1999-01-14 2001-02-16 Snecma Tuyere d'ejection de turboreacteur a reverse integree
FR2803822B1 (fr) * 2000-01-19 2002-03-01 Gerard Fernand Fournier Avion supersonique a turbosoufflantes escamotables par translation horizontale et procedes de mise en oeuvre
DE60311933T3 (de) * 2002-10-10 2011-02-10 The Boeing Co., Chicago Integriertes Hochgeschwindigkeitsflugzeug und Verfahren zu dessen Herstellung
US8146860B2 (en) 2006-04-10 2012-04-03 Airbus Operations Gmbh Aircraft fuselage with circular-arc-shaped exterior contour
FR2915732B1 (fr) * 2007-05-04 2009-11-20 Gfic Methode pour faire decoller et atterir, a faible niveau de bruit, un avion de transport supersonique et avion permettant la mise en oeuvre de cette methode
GB201811401D0 (en) 2018-07-12 2018-08-29 Rolls Royce Plc Supersonic aircraft propulsion installation

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5154052A (en) * 1990-05-07 1992-10-13 General Electric Company Exhaust assembly for a high speed civil transport aircraft engine
AU2382295A (en) * 1994-04-11 1995-10-30 Richard J. Bacon 3x multi-engine jet configuration and method of operation
US5529253A (en) * 1995-04-05 1996-06-25 March-Southwestern Corp. Spring canister for pulverizer

Also Published As

Publication number Publication date
DE69629844D1 (de) 2003-10-09
EP0906219B1 (de) 2003-09-03
WO1997048600A1 (en) 1997-12-24
EP0906219A1 (de) 1999-04-07
AU6337496A (en) 1998-01-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE60223439T3 (de) Doppelter Einlass eines Strahltriebwerks
DE69002187T2 (de) Strahltriebwerk mit entgegengesetzter Drehrichtung und mit Front- und Heckgebläse.
DE69832945T2 (de) Gehäuse für eine Gasturbine
DE60312817T2 (de) Turbofandüse und Geräuschminderungsverfahren in einer solchen Düse
EP2285672B1 (de) Frischlufteinlass für ein flugzeug
DE3940472C2 (de) Schubumlenkungseinrichtung
DE602004010620T2 (de) Entlüftete konfluente abgasdüse
DE3407137C2 (de)
DE2549771A1 (de) Gasturbinentriebwerk mit konvertiblen zubehoerteilen
WO2019121022A1 (de) Schubdüse für ein turbofan-triebwerk eines überschallflugzeugs
DE2042026A1 (de) Antriebsduese mit Schalldaempfungseinrichtung
DE2839303A1 (de) Schubumkehrvorrichtung fuer eine asymmetrische flugzeug-schubduese
DE1272734B (de) Stroemungsumkehreinrichtung fuer ein Zweikreisstrahltriebwerk
DE2112967A1 (de) Triebwerksanlage mit einem Gasturbinenstrahltriebwerk
DE1506086A1 (de) Flugzeug
DE60105713T2 (de) Verbesserung zum Heckejektorteil einer Gondel mit gemeinsamer Schubdüse für ein Flugzeugtriebswerk
DE69910521T2 (de) Verfahren zur Verminderung des Wellenwiderstandes eines Flugzeuges
DE102021202106A1 (de) Düsenabgassystem mit variabler fläche mit integriertem schubumkehrer
DE69629844T2 (de) Überschallflugzeug mit subsonischem zusatztriebwerk
DE1285894B (de) Flugzeugtragfluegel mit Hinterkantenklappen
DE1924459A1 (de) Flugzeug mit rueckseitig angeordneten Strahltriebwerken
DE3730412A1 (de) Schubduese fuer gasturbinentriebwerke
DE102017104036A1 (de) Konvergent-divergente Schubdüse für ein Turbofan-Triebwerk eines Überschallflugzeugs und Verfahren zur Einstellung der Düsenhalsfläche in einer Schubdüse eines Turbofan-Triebwerks
DE2132494A1 (de) Antriebssystem fuer Senkrechtstart
DE3107496C2 (de)

Legal Events

Date Code Title Description
8364 No opposition during term of opposition