DE102014112960A1

DE102014112960A1 - Housing device of a jet engine

Info

Publication number: DE102014112960A1
Application number: DE102014112960.1A
Authority: DE
Inventors: Martin Henkel; Igor SOLA-PARDO; Matthias MANIG
Original assignee: Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Current assignee: Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Priority date: 2014-09-09
Filing date: 2014-09-09
Publication date: 2016-03-10

Abstract

Es wird eine Gehäusevorrichtung (15) eines Strahltriebwerks mit zwei in radialer Richtung (R) der Gehäusevorrichtung (15) zueinander beabstandeten, jeweils ringförmig ausgeführten und radial zueinander beabstandeten Gehäuseteilen (35, 37) vorgeschlagen, die zumindest bereichsweise einen Nebenstromkanal des Strahltriebwerks begrenzen und zwischen welchen sich in einem Querschnittsbereich der Gehäusevorrichtung (15) im Wesentlichen in radialer Richtung (R) der Gehäusevorrichtung (15) mehrere in Umfangsrichtung (U) der Gehäusevorrichtung (15) verteilt angeordnete aerodynamische Schaufeln (41) und mehrere Strukturschaufeln (39) erstrecken. Die Schaufeln (39, 41) weisen in axialer Richtung (A) der Gehäusevorrichtung (15) eine voneinander abweichende Länge auf. Die Strukturschaufeln (39) sind mit beiden Gehäuseteilen (35, 37) fest verbunden. Die aerodynamischen Schaufeln (41) sind mit beiden Gehäuseteilen (35, 37) fest verbunden. It is a housing device (15) of a jet engine with two in the radial direction (R) of the housing device (15) spaced from each other, each ring-shaped and radially spaced housing parts (35, 37) proposed that at least partially limit a bypass duct of the jet engine and between which in a cross-sectional area of the housing device (15) substantially in the radial direction (R) of the housing device (15) a plurality of circumferentially (U) of the housing device (15) distributed aerodynamic blades (41) and a plurality of structural blades (39) extend. The blades (39, 41) have a different length in the axial direction (A) of the housing device (15). The structural blades (39) are firmly connected to both housing parts (35, 37). The aerodynamic blades (41) are fixedly connected to both housing parts (35, 37).

Description

Die Erfindung betrifft eine Gehäusevorrichtung eines Strahltriebwerks mit zwei ringförmig ausgeführten Gehäuseteilen gemäß der im Oberbegriff des Patentanspruches 1 näher definierten Art. The invention relates to a housing device of a jet engine with two ring-shaped housing parts according to the closer defined in the preamble of claim 1. Art.

Strahltriebwerke, die im Bereich einer Gehäusevorrichtung an einem Flugzeug montierbar sind und üblicherweise als „case mounted“-Triebwerke bezeichnet werden, sind aus der Praxis hinlänglich bekannt. Um die im Betrieb eines solchen Strahltriebwerks im Kernbereich auftretenden Lasten über die Gehäusevorrichtung, insbesondere im Bereich eines sogenannten Zwischengehäuses, nach außen abführen zu können, muss die Gehäusevorrichtung ausreichend stabil ausgeführt sein. Hierzu sind im Bereich des Zwischengehäuses Strukturschaufeln, sogenannte Struts, vorgesehen, die insbesondere ausgehend von einem radial inneren Bereich einen Kernstromkanal, eine sogenannte Torsionsbox und einen Nebenstromkanal durchgängig durchlaufen, um die Kräfte aus dem Triebwerksinneren radial nach außen abzuleiten. Jet engines, which are mounted in the region of a housing device on an aircraft and are commonly referred to as "case-mounted" engines, are well known in practice. In order to be able to dissipate the loads occurring in the core region during operation of such a jet engine via the housing device, in particular in the region of a so-called intermediate housing, the housing device has to be made sufficiently stable. For this purpose, structural blades, so-called struts, are provided in the region of the intermediate housing, which pass through a core flow channel, a so-called torsion box and a bypass channel in particular, starting from a radially inner region in order to discharge the forces radially outward from the engine interior.

Bei diesen Strahltriebwerken sind stromab eines Bläsers und stromauf der Struts im Bereich eines Nebenstromkanals aerodynamische Schaufeln, sogenannte Fan Outlet Guide Vanes, vorgesehen, um ungünstige Strömungsverhältnisse zu eliminieren und stromab der aerodynamischen Schaufeln vorzugsweise eine laminare Strömung zu erzeugen. In these jet engines aerodynamic blades, so-called fan outlet guide vanes, are provided downstream of a fan and upstream of the struts in the region of a bypass channel, in order to eliminate unfavorable flow conditions and preferably to produce a laminar flow downstream of the aerodynamic blades.

Ein Strahltriebwerk mit einem Zwischengehäuse, welches im Bereich eines Nebenstromkanals lediglich in einem Querschnittsbereich Schaufeln aufweist, ist aus der US 5,740,674 bekannt. Hierbei sind in dem Querschnittsbereich sowohl aerodynamische Schaufeln als auch Strukturschaufeln angeordnet, wobei die Strukturschaufeln widerstandsfähiger und stabiler als die aerodynamischen Schaufeln ausgeführt sind. Die aerodynamischen Schaufeln können dagegen leichter als die Strukturschaufeln ausgeführt werden, müssen aber in ausreichender Anzahl vorhanden sein, um eine gewünschte aerodynamische Wirkung zu erzielen. Das Strahltriebwerk ist allerdings mit der offenbarten Ausführung und Anordnung der Schaufeln gegebenenfalls nicht zur Übertragung von gewünscht großen Lasten geeignet. A jet engine with an intermediate housing which has blades in the region of a bypass duct only in a cross-sectional area is known from US Pat US 5,740,674 known. Hereby, both aerodynamic vanes and structural vanes are arranged in the cross-sectional area, the structural vanes being made more resistant and more stable than the aerodynamic vanes. The aerodynamic vanes, on the other hand, can be made lighter than the structural vanes, but must be present in sufficient numbers to achieve a desired aerodynamic effect. However, with the disclosed embodiment and arrangement of the blades, the jet engine may not be suitable for transmitting desired large loads.

Da die aerodynamischen Schaufeln aufgrund der nur einseitigen Anbindung an das Zwischengehäuse nicht zur Lastübertragung geeignet sind, müsste bei einem derartigen Strahltriebwerk zur Übertragung von größeren Lasten die Strukturschaufeln massiver ausgeführt und/oder eine Anzahl der Strukturschaufeln erhöht werden. Hierdurch würden allerdings die aerodynamischen Verhältnisse negativ beeinflusst werden. Since the aerodynamic blades are not suitable for load transmission due to the only one-sided connection to the intermediate housing, in such a jet engine for the transmission of larger loads, the structural blades would have to be made more massive and / or a number of structural blades would be increased. However, this would negatively affect the aerodynamic conditions.

Es ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Gehäusevorrichtung eines Strahltriebwerks zu schaffen, die gegenüber bekannten Gehäusevorrichtungen größere Lasten übertragen kann und gleichzeitig gute aerodynamische Eigenschaften aufweist. It is an object of the present invention to provide a housing apparatus of a jet engine, which can transmit larger loads compared to known housing devices and at the same time has good aerodynamic properties.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe mit einer Gehäusevorrichtung mit den Merkmalen des Patentanspruches 1 gelöst. According to the invention this object is achieved with a housing device having the features of claim 1.

Es wird eine Gehäusevorrichtung eines Strahltriebwerks mit zwei in radialer Richtung der Gehäusevorrichtung zueinander beabstandeten, jeweils ringförmig ausgeführten und radial zueinander beabstandeten Gehäuseteilen vorgeschlagen, die zumindest bereichsweise einen Nebenstromkanal des Strahltriebwerks begrenzen und zwischen welchen sich in einem Querschnittsbereich der Gehäusevorrichtung im Wesentlichen in radialer Richtung der Gehäusevorrichtung mehrere in Umfangsrichtung der Gehäusevorrichtung verteilt angeordnete aerodynamische Schaufeln und mehrere Strukturschaufeln erstrecken, die in axialer Richtung der Gehäusevorrichtung eine voneinander abweichende Länge aufweisen, wobei die Strukturschaufeln mit beiden Gehäuseteilen fest verbunden sind. It is a housing device of a jet engine with two radially spaced apart in the radial direction of the housing device, each annularly designed and radially spaced housing parts proposed that at least partially define a bypass duct of the jet engine and between which in a cross-sectional area of the housing device substantially in the radial direction of the housing device a plurality of distributed in the circumferential direction of the housing device arranged aerodynamic blades and a plurality of structural blades, which have a different length in the axial direction of the housing device, wherein the structural blades are fixedly connected to two housing parts.

Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass die aerodynamischen Schaufeln mit beiden Gehäuseteilen fest verbunden sind. According to the invention it is provided that the aerodynamic blades are firmly connected to both housing parts.

Durch die in radialer Richtung beidseitige Anbindung der aerodynamischen Schaufeln an beide Gehäuseteile können vorteilhafterweise auch die aerodynamischen Schaufeln im Wesentlichen, ohne einen negativen Einfluss auf die aerodynamischen Eigenschaften des Strahltriebwerks zu haben, Kräfte aus einem Kernbereich des Strahltriebwerks nach außen übertragen. Somit kann die Anzahl und/oder das Gewicht der aerodynamischen Schaufeln und/oder Strukturschaufeln beispielsweise gegenüber der aus der US 5,740,674 bekannten Lösung bei gleichbleibenden oder verbesserten Leistungseigenschaften in gewünschtem Umfang gewählt, beispielsweise reduziert, werden, wodurch vorzugsweise ein Gesamtgewicht der Gehäusevorrichtung bei gleicher oder verbesserter Stabilität reduzierbar ist. By virtue of the bilateral connection of the aerodynamic vanes to both housing parts in the radial direction, the aerodynamic vanes can advantageously also, without having a negative influence on the aerodynamic properties of the jet engine, transmit forces from a core region of the jet engine to the outside. Thus, the number and / or the weight of the aerodynamic blades and / or structural blades, for example, compared to that from US 5,740,674 chosen solution with the same or improved performance characteristics in the desired extent selected, for example, reduced, whereby preferably a total weight of the housing device with the same or improved stability can be reduced.

Bei der erfindungsgemäßen Lösung sind sowohl die aerodynamischen Schaufeln als auch die Strukturschaufeln jeweils aerodynamisch geformt und weisen eine gewünschte Festigkeit auf und erfüllen somit jeweils aerodynamische und strukturelle Aufgaben. Hierdurch kann auf einfache Weise bei sogenannten „case mounted“-Strahltriebwerken, bei denen während eines Betriebs auftretende Lasten über die Gehäusevorrichtung bis zu einem mit dem äußeren Gehäuseteil in Wirkverbindung bringbaren Tragholm des Strahltriebwerks und von dort auf eine Struktur eines Flugzeugs übertragen werden, auf stromauf der aerodynamischen Schaufeln bzw. Strukturschaufeln angeordnete Schaufeln, beispielsweise als Fan Outlet Guide Vanes bezeichnete Schaufeln, verzichtet werden. In the solution according to the invention, both the aerodynamic blades and the structural blades are each aerodynamically shaped and have a desired strength and thus fulfill aerodynamic and structural tasks, respectively. In this way, in the case of so-called "case-mounted" jet engines, in which loads occurring during operation can be transmitted via the housing device as far as a carrier beam of the jet engine which can be brought into operative connection with the outer housing part and from there onto a structure of an aircraft are omitted, arranged on the upstream of the aerodynamic blades or structural blades blades, for example, as Fan Outlet Guide Vanes designated blades.

Ein mit einer erfindungsgemäßen Gehäusevorrichtung ausgeführtes Strahltriebwerk ist unter aerodynamischen Gesichtspunkten besonders vorteilhaft, wenn alle aerodynamischen Schaufeln baugleich ausgeführt sind. Gleiches gilt, wenn alle Strukturschaufeln baugleich ausgeführt sind. A designed with a housing device according to the invention jet engine is particularly advantageous under aerodynamic aspects, if all aerodynamic blades are designed identical. The same applies if all structural blades have the same design.

Die Strukturschaufeln sind bei einer vorteilhaften Gehäusevorrichtung, die für die Aufnahme auch großer Kräfte ausgeführt ist, in axialer Richtung der Gehäusevorrichtung länger als die aerodynamischen Schaufeln ausgeführt. The structural blades are designed in an advantageous housing device, which is designed for receiving even large forces in the axial direction of the housing device longer than the aerodynamic blades.

Um ein möglichst geringes Gesamtgewicht der Gehäusevorrichtung bei erwünscht hohen Festigkeitswerten zu erzielen, ist es vorteilhaft, wenn eine Länge der Strukturschaufeln in axialer Richtung der Gehäusevorrichtung wenigstens 1,5-mal so lang ist wie die Länge der aerodynamischen Schaufeln in axialer Richtung der Gehäusevorrichtung. In order to achieve the lowest possible total weight of the housing device with desirable high strength values, it is advantageous if a length of the structural blades in the axial direction of the housing device is at least 1.5 times as long as the length of the aerodynamic blades in the axial direction of the housing device.

Es hat sich als besonders vorteilhaft erwiesen, wenn ein Verhältnis der Länge der Strukturschaufeln zu der Länge der aerodynamischen Schaufeln in axialer Richtung der Gehäusevorrichtung besonders groß ist. Die Strukturschaufeln können hierbei in axialer Richtung der Gehäusevorrichtung vorzugsweise doppelt so lang wie die aerodynamischen Schaufeln ausgeführt sein, aber beispielsweise auch dreimal oder viermal so lang. Das tatsächlich gewählte Längenverhältnis kann für den jeweiligen Anwendungsfall in Abwägung von Festigkeitsanforderungen mit einem in axialer Richtung der Gehäusevorrichtung zur Verfügung stehenden Bauraum gewählt werden. It has proven to be particularly advantageous if a ratio of the length of the structural blades to the length of the aerodynamic blades in the axial direction of the housing device is particularly large. The structural blades may in this case be designed in the axial direction of the housing device preferably twice as long as the aerodynamic blades, but for example also three times or four times as long. The actual selected length ratio can be selected for the particular application in consideration of strength requirements with an available in the axial direction of the housing device space.

Es kann beispielsweise vorgesehen sein, dass zwölf Strukturschaufeln mit einer axialen Länge von etwa 200 mm und 40 aerodynamische Schaufeln mit einer axialen Länge von etwa 100 mm vorgesehen sind. Eine Gesamtzahl an Schaufeln, d. h. an aerodynamischen Schaufeln und Strukturschaufeln, kann reduziert werden, wenn die Strukturschaufeln in axialer Richtung länger ausgeführt werden und jede einzelne Strukturschaufel daher größere Kräfte übertragen kann. Zudem kann eine Anzahl von aerodynamischen Schaufeln bei einer ansteigenden Länge von Strukturschaufeln reduziert werden. It may, for example, be provided that twelve structural blades with an axial length of about 200 mm and 40 aerodynamic blades with an axial length of about 100 mm are provided. A total number of blades, d. H. on aerodynamic vanes and structural vanes, can be reduced if the structural vanes are made longer in the axial direction and therefore each individual structural vane can transmit greater forces. In addition, a number of aerodynamic vanes can be reduced with increasing length of structural blades.

Bei einer besonders vorteilhaften Ausführung der erfindungsgemäßen Gehäusevorrichtung liegen in Einbaulage der Gehäusevorrichtung sowohl stromauf liegende Enden der aerodynamischen Schaufeln als auch stromauf liegende Enden der Strukturschaufeln in einer senkrecht zu einer Mittelachse der Gehäusevorrichtung verlaufenden Querschnittsebene. Ein mit einer derartigen Gehäusevorrichtung ausgeführtes Strahltriebwerk ist gegenüber einem bekannten Strahltriebwerk mit aerodynamischen Schaufeln und Strukturschaufeln in einer Querschnittsebene aerodynamisch optimiert. Dadurch, dass die stromaufseitigen Enden sowohl der aerodynamischen Schaufeln als auch der Strukturschaufeln eine Querschnittsebene berühren, aber nicht durchdringen, ist ein Abstand sämtlicher Schaufeln von den Bläserschaufeln in axialer Richtung der Gehäusevorrichtung jeweils gleich, so dass eine Anregung des Bläsers durch die Schaufeln während eines Betriebs des Strahltriebwerks vorteilhafterweise vermieden ist. In a particularly advantageous embodiment of the housing device according to the invention lie in installation position of the housing device both upstream ends of the aerodynamic blades and upstream ends of the structural blades in a direction perpendicular to a central axis of the housing device cross-sectional plane. A jet engine designed with such a housing device is aerodynamically optimized in a cross-sectional plane in comparison to a known jet engine with aerodynamic blades and structural blades. Due to the fact that the upstream ends of both the aerodynamic vanes and the structural vanes contact but do not penetrate a cross-sectional plane, a spacing of all vanes from the fan blades in the axial direction of the housing device is the same, so that an excitation of the fan by the vanes during operation the jet engine is advantageously avoided.

Um die beschriebenen Vorteile zu erzielen, sind stromauf gewandte Vorderkanten der aerodynamischen Schaufeln und der Strukturschaufeln identisch ausgeführt, wobei die Vorderkanten sowohl der aerodynamischen Schaufeln als auch der Strukturschaufeln geradlinig ausgeführt sein können und die Querschnittsebene vorzugsweise über ihre gesamte radiale Erstreckung berühren. Alternativ hierzu können die Vorderkanten der aerodynamischen Schaufeln und der Strukturschaufeln auch vorzugsweise identisch konturiert ausgeführt sein und in radialer Richtung variierende axiale Erstreckungen aufweisen, wobei sämtliche stromaufseitigen Enden der jeweiligen Vorderkante der Schaufeln, d. h. die sich am weitesten in axialer Richtung stromauf gewandten Enden der jeweiligen Schaufeln, die Querschnittsebene berühren. To achieve the advantages described, upstream leading edges of the aerodynamic vanes and the structural vanes are made identical, with the leading edges of both the aerodynamic vanes and the structural vanes being rectilinear, and preferably contacting the cross-sectional plane over their entire radial extent. Alternatively, the leading edges of the aerodynamic vanes and the structural vanes may also be preferably contoured and have radially extending varying axial extents, with all upstream ends of the respective leading edge of the vanes, i. H. the most axially upstream ends of the respective blades contact the cross-sectional plane.

Auch wenn stromauf angeordnete Endbereiche der Strukturschaufeln baugleich zu einem stromauf angeordneten Endbereich der aerodynamischen Schaufel ausgeführt sind, die in axialer Richtung am kürzesten ausgebildet ist, wobei sich die Endbereiche der Strukturschaufeln wenigstens über ein erstes Drittel der gesamten axialen Länge der kürzesten aerodynamischen Schaufel erstrecken, wird durch die Längenverhältnisse zwischen den aerodynamischen Schaufeln und den Strukturschaufeln eine aerodynamische Optimierung erzielt, da hierdurch ebenfalls eine Anregung des Bläsers, die bei voneinander abweichender Gestaltung der stromaufseitigen Endbereiche der aerodynamischen Schaufeln und der Strukturschaufeln auftreten kann, sicher vermieden ist. Although upstream end portions of the structural vanes are constructed to be identical to an upstream end portion of the aerodynamic blade which is shortest in the axial direction, the end portions of the structural vanes extend at least over a first third of the entire axial length of the shortest aerodynamic blade achieved by the length ratios between the aerodynamic blades and the structural blades aerodynamic optimization, as this is also an excitation of the fan, which may occur in divergent design of the upstream end portions of the aerodynamic blades and the structural blades, is avoided.

Die baugleich ausgeführten und stromauf angeordneten Endbereiche der Strukturschaufeln erstrecken sich bei einer vorteilhaften Ausführung der erfindungsgemäßen Gehäusevorrichtung über die gesamte axiale Länge der am kürzesten ausgebildeten aerodynamischen Schaufel. Es kann grundsätzlich auch vorgesehen sein, dass der baugleiche Endbereich der Strukturschaufeln und der aerodynamischen Schaufeln einen Zwischenwert zwischen einem Drittel und der vollständigen Länge der aerodynamischen Schaufel, beispielsweise ein Halb, zwei Drittel oder drei Viertel, aufweist. The identically designed and upstream end portions of the structural blades extend in an advantageous embodiment of the housing device according to the invention over the entire axial length of the shortest formed aerodynamic blade. In principle, it can also be provided that the structurally identical end region of the structural blades and of the aerodynamic vanes has an intermediate value between one third and the complete length of the aerodynamic blade, for example, a half, two thirds or three quarters.

Eine erfindungsgemäß ausgeführte Gehäusevorrichtung weist vorteilhafterweise aus Vollmaterial ausgeführte Strukturschaufeln und/oder aerodynamische Schaufeln auf, wobei die jeweiligen Schaufeln insbesondere mit einer im Wesentlichen konstanten Materialstärke ausgeführt sind. Die Schaufeln können beispielsweise eine Materialstärke in der Größenordnung von 3 mm haben. A housing device designed according to the invention advantageously has structural blades and / or aerodynamic blades made of solid material, wherein the respective blades are designed in particular with a substantially constant material thickness. The blades may, for example, have a material thickness of the order of 3 mm.

Alternativ oder zusätzlich hierzu kann es auch vorgesehen sein, dass die Strukturschaufeln und/oder die aerodynamischen Schaufeln in radialer Richtung der Gehäusevorrichtung zumindest bereichsweise hohl ausgeführt sind. Durch die hohl ausgeführten Schaufeln können gegebenenfalls Medien von radial innen nach außen durch die Schaufeln geführt werden. Die hohle Ausführung der jeweiligen Schaufel oder die Ausführung der jeweiligen Schaufel aus Vollmaterial kann in Abhängigkeit der gewünschten aerodynamischen Eigenschaften und einem zu erzielenden Gewicht der Gehäusevorrichtung gewählt werden. Alternatively or additionally, it can also be provided that the structural blades and / or the aerodynamic blades in the radial direction of the housing device are at least partially hollow. If necessary, media can be guided through the blades from radially inward through the hollow blades. The hollow design of the respective blade or the design of the respective blade made of solid material can be selected depending on the desired aerodynamic properties and a weight of the housing device to be achieved.

Um auf besonders einfache Weise Medien im Bereich der Gehäusevorrichtung von radial innen nach außen oder umgekehrt führen zu können, kann die Gehäusevorrichtung wenigstens eine weitere, sich vom Aufbau von den aerodynamischen Schaufeln und den Strukturschaufeln unterscheidende Schaufel aufweisen, die in radialer Richtung der Gehäusevorrichtung zur Durchführung von Medien hohl ausgeführt ist. Eine derartige beispielsweise als „King-Strut“ bezeichnete Schaufel kann in Umfangsrichtung der Gehäusevorrichtung verglichen mit den aerodynamischen Schaufeln und den Strukturschaufeln eine größere Dicke aufweisen, um ausreichend Raum zur Durchführung von Medien zur Verfügung zu stellen. Ein stromauf gewandter Endbereich der weiteren Schaufel entspricht vorzugsweise dem stromauf gewandten Bereich der aerodynamischen Schaufeln und der Strukturschaufeln. In order to be able to guide media in the region of the housing device from radially inward to outward or vice versa in a particularly simple manner, the housing apparatus can have at least one further blade, which differs from the construction of the aerodynamic blades and the structural blades and which is in the radial direction of the housing apparatus is made hollow by media. Such a blade, for example, referred to as a "King Strut" may have a greater thickness in the circumferential direction of the housing device compared to the aerodynamic blades and the structural blades to provide sufficient space for the passage of media. An upstream end portion of the further vane preferably corresponds to the upstream portion of the aerodynamic vanes and the structural vanes.

Bei einer vorteilhaften Ausführung der erfindungsgemäßen Gehäusevorrichtung bilden der innere Gehäuseteil, der äußere Gehäuseteil, die Strukturschaufeln und die aerodynamischen Schaufeln eine radial äußere Gehäuseeinrichtung, die als einstückiges Gussbauteil ausgebildet ist. Eine eine derartige äußere Gehäuseeinrichtung aufweisende Gehäusevorrichtung ist vorteilhafterweise einfach herstellbar und montierbar. In an advantageous embodiment of the housing device according to the invention, the inner housing part, the outer housing part, the structural blades and the aerodynamic blades form a radially outer housing device, which is formed as a one-piece cast component. A such an outer housing device having housing device is advantageously easy to manufacture and assemble.

Vorzugsweise ist auch eine radial innere, d. h. innerhalb der äußeren Gehäuseeinrichtung angeordnete Gehäuseeinrichtung mit einem radial inneren ringförmigen Gehäuseteil und einem radial äußeren ringförmigen Gehäuseteil vorgesehen, die in Einbaulage der Gehäusevorrichtung zumindest bereichsweise einen Kernstromkanal des Strahltriebwerks begrenzen. Die innere Gehäuseeinrichtung weist mehrere sich in radialer Richtung der Gehäusevorrichtung zwischen dem inneren Gehäuseteil und dem äußeren Gehäuseteil erstreckende Strukturschaufeln auf und ist ebenfalls als einstückiges Gussbauteil ausführbar. Preferably, a radially inner, d. H. Housing device arranged within the outer housing device is provided with a radially inner annular housing part and a radially outer annular housing part which, in the installation position of the housing device, at least partially delimit a core flow channel of the jet engine. The inner housing device has a plurality of structural blades extending in the radial direction of the housing device between the inner housing part and the outer housing part and can likewise be embodied as a one-piece cast component.

Eine mit einer inneren und einer äußeren Gehäuseeinrichtung ausgeführte Gehäusevorrichtung ist gegenüber bekannten einteilig gegossenen Gehäusevorrichtungen vorteilhafterweise einfacher und gewichtsoptimiert herstellbar. Dies resultiert insbesondere aus der besseren Zugänglichkeit der zweiteiligen Ausführung in einem Verbindungsbereich der beiden Gehäuseeinrichtungen, so dass gegenüber einer einteiligen Ausführung der Gehäusevorrichtung einfachere Kerne für den Gießvorgang eingesetzt und fixiert werden können. Insgesamt ist auch durch die reduzierte Größe das Risiko von unerwünschten Fehlgüssen gegenüber der einteiligen Gussherstellung reduziert. Durch die gegenüber bekannten einteiligen Ausführungen gute Zugänglichkeit eines Verbindungsbereichs der Gehäuseeinrichtungen kann die im Verbindungsbereich gebildete, als Torsionsbox bezeichnete, Struktur hinsichtlich ihrer Formgebung optimiert werden. Darüber hinaus ist es beispielsweise nicht erforderlich, dass Strukturaufgaben übernehmende Schaufeln zur Erzielung einer ausreichenden Festigkeit im Bereich der Torsionsbox durch einen Kernstromkanal, die Torsionsbox und einen Nebenstromkanal durchgängig hindurchgeführt werden. Weiterhin sind die einzelnen Gehäuseeinrichtungen der erfindungsgemäßen Gehäusevorrichtung einfacher nachzubearbeiten als eine einteilig ausgeführte Gehäusevorrichtung. An executed with an inner and an outer housing device housing device is advantageously compared to known one-piece cast housing devices easier and weight-optimized to produce. This results, in particular, from the better accessibility of the two-part design in a connection region of the two housing devices, so that simpler cores for the casting process can be used and fixed in relation to a one-part design of the housing device. All in all, the reduced size also reduces the risk of undesired spills compared to one-piece casting production. Due to the good accessibility of a connecting region of the housing devices compared with known one-piece embodiments, the structure formed in the connection region, referred to as a torsion box, can be optimized with regard to its shape. In addition, it is not necessary, for example, for structural components to be passed through in order to achieve sufficient strength in the region of the torsion box through a core flow channel, the torsion box and a bypass channel. Furthermore, the individual housing devices of the housing device according to the invention are easier to rework than a one-piece housing device.

Die zweiteilige Gehäusevorrichtung hat zudem den Vorteil, dass gegenüber einer einteiligen Ausführung verschiedene Materialien für die innere Gehäuseeinrichtung und die äußere Gehäuseeinrichtung verwendet werden können und somit die für die jeweils zu erfüllenden Aufgaben, die sich für die innere und die äußere Gehäuseeinrichtung voneinander unterscheiden, optimale Materialkombination gewählt werden können. Auch eine Montage eines mit der erfindungsgemäßen Gehäusevorrichtung ausgeführten Strahltriebwerks kann vereinfacht durchgeführt werden, da die innere Gehäuseeinrichtung als Basis für die Montage weiterer Komponenten vorgesehen werden kann und die äußere Gehäuseeinrichtung erst nach der Montage weiterer Elemente zu einem späteren Zeitpunkt mit der inneren Gehäuseeinrichtung verbunden werden kann. Hierdurch wird eine gute Zugänglichkeit der inneren Gehäuseeinrichtung für die Anbindung der weiteren Elemente des Strahltriebwerks an die innere Gehäuseeinrichtung sichergestellt und die Montage dieser Elemente wird durch die äußere Gehäuseeinrichtung nicht behindert. Zudem ist durch die erfindungsgemäß geteilte Ausführung der Gehäusevorrichtung ein gegebenenfalls nach einem Betrieb des Strahltriebwerks erforderlicher Austausch der äußeren Gehäuseeinrichtung ebenfalls entsprechend einfach durchführbar, da nicht die gesamte Gehäusevorrichtung entfernt werden muss. The two-part housing device also has the advantage that, compared to a one-piece design, different materials can be used for the inner housing device and the outer housing device, and thus for the respective tasks to be performed, which differ from each other for the inner and the outer housing means, optimal material combination can be chosen. Also, a mounting of a running with the housing device according to the invention jet engine can be simplified, since the inner housing means can be provided as a basis for mounting other components and the outer housing means can be connected to the inner housing means only after the assembly of further elements at a later date , This ensures good accessibility of the inner housing means for the connection of the other elements of the jet engine to the inner housing means and the assembly of these elements is not hindered by the outer housing means. In addition, by the invention divided execution of the housing device an optionally required after operation of the jet engine replacement of the outer housing device also correspondingly easy to carry out, since not the entire housing device must be removed.

Die innere Gehäuseeinrichtung ist vorzugsweise mit einem Leichtmetallwerkstoff, insbesondere einem Magnesiumwerkstoff, einem Titanwerkstoff oder einem Aluminiumwerkstoff, ausgeführt. Wenn ein Magnesiumwerkstoff verwendet wird, kann die innere Gehäuseeinrichtung besonders kostengünstig hergestellt werden und ist besonders leicht ausführbar. Eine mit einem Titanwerkstoff ausgeführte innere Gehäuseeinrichtung ist dagegen teurer in der Herstellung, zieht aber geringere Folgekosten nach sich. Unabhängig von der Wahl des Werkstoffs weist die innere Gehäuseeinrichtung vorzugsweise Befestigungseinrichtungen zur Anbindung einer inneren Getriebeeinrichtung, auch als Internal Gear Box bezeichnet, und für Hauptlager des Triebwerks auf. Die äußere Gehäuseeinrichtung kann mit einem Leichtmetallwerkstoff, insbesondere einem Magnesiumwerkstoff, einem Aluminiumwerkstoff oder einem Titanwerkstoff, oder mit einem Verbundwerkstoff, beispielsweise faserverstärkter Kunststoff, ausgeführt sein, da im Bereich der äußeren Gehäuseeinrichtung im Vergleich zu der inneren Gehäuseeinrichtung geringere Betriebstemperaturen vorliegen. The inner housing device is preferably made with a light metal material, in particular a magnesium material, a titanium material or an aluminum material. If a magnesium material is used, the inner housing device can be produced particularly inexpensively and is particularly easy to carry out. On the other hand, an inner housing device designed with a titanium material is more expensive to manufacture, but entails lower consequential costs. Regardless of the choice of material, the inner housing means preferably has attachment means for connecting an inner gear means, also referred to as Internal Gear Box, and for main bearings of the engine. The outer housing device can be designed with a light metal material, in particular a magnesium material, an aluminum material or a titanium material, or with a composite material, for example fiber-reinforced plastic, since lower operating temperatures are present in the region of the outer housing device compared to the inner housing device.

Wenn die innere Gehäuseeinrichtung und die äußere Gehäuseeinrichtung mit dem gleichen oder einem ähnlichen Werkstoff ausgebildet sind, weisen diese auch gleiche oder ähnliche Ausdehnungskoeffizienten auf. Dann ist ein Zusammenwirken der inneren und äußeren Gehäuseeinrichtung in einem Verbindungsbereich der Gehäuseeinrichtungen über den gesamten Betriebstemperaturbereich unproblematisch. Bestehen die Gehäuseeinrichtungen aus verschiedenen Werkstoffen, besteht die Möglichkeit, die für die jeweilige Gehäuseeinrichtung die größten Vorteile bietende Werkstoffvariante unter Berücksichtigung der Ausdehnungskoeffizienten auszuwählen. If the inner housing device and the outer housing device are formed with the same or a similar material, they also have the same or similar coefficients of expansion. Then, an interaction of the inner and outer housing device in a connection region of the housing devices over the entire operating temperature range is unproblematic. If the housing devices consist of different materials, it is possible to select the material variants offering the greatest advantages for the respective housing device, taking into account the coefficients of expansion.

Die erfindungsgemäße Gehäusevorrichtung eignet sich insbesondere für einen Einsatz bei Triebwerken mit einem Schub in der Größenordnung von bis zu 45.000 Pfund. The housing device according to the invention is particularly suitable for use in engines with a thrust in the order of up to 45,000 pounds.

Um eine einfache Festlegung der Gehäuseeinrichtungen aneinander und einen einfachen Austausch der äußeren Gehäuseeinrichtung zu ermöglichen, ist es bei einer vorteilhaften Ausführung der erfindungsgemäßen Gehäusevorrichtung vorgesehen, dass die innere Gehäuseeinrichtung und die äußere Gehäuseeinrichtung über eine lösbare Verbindung, insbesondere eine Schraubverbindung oder dergleichen, miteinander verbunden sind. Hierzu können beispielsweise im Bereich der Flanscheinrichtungen umfangsseitig verteilt angeordnete Befestigungspunkte für Schrauben vorgesehen sein. In order to enable a simple fixing of the housing devices to each other and a simple replacement of the outer housing device, it is provided in an advantageous embodiment of the housing device according to the invention that the inner housing means and the outer housing means via a releasable connection, in particular a screw or the like, are interconnected , For this purpose, for example, in the area of the flange devices circumferentially distributed attachment points can be provided for screws.

Alternativ oder zusätzlich hierzu können die innere Gehäuseeinrichtung und die äußere Gehäuseeinrichtung auch über wenigstens eine Schweißverbindung miteinander verbunden sein, wobei eine Schweißverbindung besonders einfach herzustellen ist, wenn die innere Gehäuseeinrichtung und die äußere Gehäuseeinrichtung aus identischen oder ähnlichen Werkstoffen bestehen. Alternatively or additionally, the inner housing device and the outer housing device can also be connected to one another via at least one welded connection, wherein a welded connection is particularly easy to produce if the inner housing device and the outer housing device consist of identical or similar materials.

Bei einer vorteilhaften Ausführung der erfindungsgemäßen Gehäusevorrichtung weist die äußere Gehäuseeinrichtung wenigstens eine Anbindungsvorrichtung zum Koppeln des Strahltriebwerks an ein Flugzeug auf. Die Gehäusevorrichtung ist insbesondere Teil eines sogenannten case mounted-Triebwerks, d. h. einem Strahltriebwerk, das über die ein Zwischengehäuse darstellende Gehäusevorrichtung an einem Flugzeug angebunden ist. Bei derartigen Triebwerken wird ein Großteil der im Kernbereich des Strahltriebwerks auftretenden Kräfte durch das Zwischengehäuse über einen mit dem äußeren Gehäuseteil der äußeren Gehäuseeinrichtung in Wirkverbindung bringbaren Tragholm nach außen beispielsweise an eine Struktur eines Flugzeugs abgeleitet. Zusätzlich hierzu kann die äußere Gehäuseeinrichtung auch Anbindungspunkte zur Anbindung einer Hilfsgerätegetriebeeinrichtung aufweisen. In an advantageous embodiment of the housing device according to the invention, the outer housing device has at least one attachment device for coupling the jet engine to an aircraft. The housing device is in particular part of a so-called case-mounted engine, d. H. a jet engine, which is connected via the an intermediate housing performing housing device on an aircraft. In engines of this type, a large part of the forces occurring in the core region of the jet engine are discharged through the intermediate housing, for example, to a structure of an aircraft, via a carrier strut which can be brought into operative connection with the outer housing part of the outer housing device. In addition to this, the outer housing device can also have attachment points for connecting an auxiliary device transmission device.

Weitere Vorteile und vorteilhafte Ausführungsformen der erfindungsgemäßen Gehäusevorrichtung ergeben sich aus den Patentansprüchen und den nachfolgend unter Bezugnahme auf die Zeichnung prinzipmäßig beschriebenen Ausführungsbeispielen, wobei in der Beschreibung der verschiedenen Ausführungsbeispiele zugunsten der Übersichtlichkeit für bau- und funktionsgleiche Bauteile dieselben Bezugszeichen verwendet werden. Further advantages and advantageous embodiments of the housing device according to the invention will become apparent from the claims and the embodiments described in principle below with reference to the drawings, wherein the same reference numerals are used in the description of the various embodiments in favor of clarity for construction and functionally identical components.

Es zeigt: It shows:

1 eine schematisierte Längsschnittansicht eines stromaufseitigen Bereiches eines Strahltriebwerkes mit mehreren in axialer Richtung aneinander grenzenden Gehäuseelementen, wobei eine als Zwischengehäuse bezeichnete Gehäusevorrichtung ersichtlich ist; 1 a schematic longitudinal sectional view of an upstream region of a jet engine with a plurality of axially adjacent housing elements, wherein a designated as an intermediate housing housing device is visible;

2 eine vereinfachte Vorderansicht des Zwischengehäuses des Strahltriebwerkes der 1 in Alleinstellung; 2 a simplified front view of the intermediate housing of the jet engine of 1 in isolation;

3 eine vereinfachte perspektivische Ansicht des Zwischengehäuses des Strahltriebwerkes der 1 und 2, wobei das Zwischengehäuse teilweise aufgeschnitten gezeigt ist; 3 a simplified perspective view of the intermediate housing of the jet engine of 1 and 2 wherein the intermediate housing is shown partially cut away;

4 eine vereinfachte Seitenansicht des Zwischengehäuses des Strahltriebwerkes der 1 bis 3, wobei das Zwischengehäuse teilweise aufgeschnitten gezeigt ist; 4 a simplified side view of the intermediate housing of the jet engine of 1 to 3 wherein the intermediate housing is shown partially cut away;

5 eine vereinfachte Schnittdarstellung des Zwischengehäuses des Strahltriebwerkes der 1 bis 4 entlang einer Längsmittelebene des Zwischengehäuses; und 5 a simplified sectional view of the intermediate housing of the jet engine of 1 to 4 along a longitudinal center plane of the intermediate housing; and

6 eine schematische Explosionsdarstellung des Zwischengehäuses des Strahltriebwerkes der 1 bis 5 in einer Seitenschnittansicht, wobei eine innere Gehäuseeinrichtung und eine äußere Gehäuseeinrichtung näher ersichtlich sind. 6 a schematic exploded view of the intermediate housing of the jet engine of 1 to 5 in a side sectional view, wherein an inner housing means and an outer housing means are more apparent.

1 zeigt in einer Längsschnittansicht einen Ausschnitt eines Strahltriebwerks bzw. Flugtriebwerks 1, mit dem ein Schub in der Größenordnung von bis zu 45.000 Pfund bereitstellbar ist. Das Strahltriebwerk 1 weist einen Einlaufbereich 3 auf, an den sich stromab ein Bläser 5 in an sich bekannter Art und Weise anschließt. Wiederum stromab des Bläsers 5 teilt sich ein Fluidstrom im Strahltriebwerk 1 in einen Nebenstrom und einen Kernstrom auf, wobei der Nebenstrom durch einen Nebenstromkanal 7 strömt und der Kernstrom durch einen Kernstromkanal 9 in einen Triebwerkskern geführt wird. Der Triebwerkskern ist in nicht näher dargestellter Art und Weise mit einer Verdichtereinrichtung, einem Brenner und einer Turbineneinrichtung ausgeführt. 1 shows a section of a jet engine or aircraft engine in a longitudinal sectional view 1 which provides thrust of up to 45,000 pounds. The jet engine 1 has an inlet area 3 on, at the downstream of a blower 5 followed in a conventional manner. Again downstream of the fan 5 shares a fluid flow in the jet engine 1 in a side stream and a core stream, wherein the side stream through a bypass channel 7 flows and the core stream through a core flow channel 9 is guided into an engine core. The engine core is designed in a manner not shown with a compressor device, a burner and a turbine device.

Das Strahltriebwerk 1 umfasst mehrere, in axialer Richtung A des Strahltriebwerks 1 aneinander angrenzende und miteinander verbundene Gehäuseelemente. Der stromauf angeordnete Einlaufbereich 3 ist hierbei durch ein Einlaufgehäuse 11 gebildet, an das sich stromab ein in montiertem Zustand des Strahltriebwerks 1 den Bläser 5 einfassendes Bläsergehäuse 13 anschließt. Wiederum stromab des Bläsergehäuses 13 schließt sich eine als Zwischengehäuse ausgeführte Gehäusevorrichtung 15 an, an die stromab vorliegend ein Mantelstromgehäuse 17 angebunden ist. The jet engine 1 comprises several, in the axial direction A of the jet engine 1 adjacent and interconnected housing elements. The upstream inlet area 3 is here by an inlet housing 11 formed at the downstream of a in the assembled state of the jet engine 1 the fan 5 enclosing fan case 13 followed. Again downstream of the fan case 13 closes a designed as an intermediate housing housing device 15 on, at the downstream of a sheath current housing 17 is connected.

Bei einer hierzu alternativen Ausführung der Erfindung kann das Strahltriebwerk hinsichtlich der Anzahl und Anordnung der Gehäuseelemente abweichend aufgebaut sein. Es können beispielsweise in axialer Richtung des Strahltriebwerks weniger oder mehr Gehäuseelemente als oben beschrieben vorgesehen sein. Zusätzlich besteht auch die Möglichkeit einzelne der oben beschriebenen Gehäuseelemente in axialer und/oder radialer Richtung des Strahltriebwerks auch mehrteilig auszuführen. In an alternative embodiment of the invention, the jet engine may be constructed differently in terms of the number and arrangement of the housing elements. For example, fewer or more housing elements than described above may be provided in the axial direction of the jet engine. In addition, it is also possible to implement individual housing elements described above in the axial and / or radial direction of the jet engine also in several parts.

Das Strahltriebwerk 1 ist über das Zwischengehäuse 15 an ein Flugzeug anbindbar, so dass im Betrieb des Strahltriebwerks 1 auftretende Lasten über das Zwischengehäuse 15 zu einem nicht näher ersichtlichen, mit dem Zwischengehäuse 15 in Wirkverbindung bringbaren Tragholm des Strahltriebwerks 1 geführt und an eine Struktur des Flugzeugs abgeleitet werden. Ein derartiges Strahltriebwerk 1 wird auch als case mounted-Triebwerk bezeichnet. The jet engine 1 is over the intermediate housing 15 attachable to an aircraft, so that during operation of the jet engine 1 occurring loads via the intermediate housing 15 to an unspecified apparent, with the intermediate housing 15 operable support beam of the jet engine 1 guided and derived to a structure of the aircraft. Such a jet engine 1 is also referred to as a case-mounted engine.

Im Folgenden wird das Zwischengehäuse 15 des Strahltriebwerks 1 näher beschrieben, das sich von einer Mittelachse 19 des Strahltriebwerks 1 bzw. des Zwischengehäuses 15 in radialer Richtung R nach außen erstreckt und von dem in radialer Richtung R zumindest ein Bereich des Kernstromkanals 9 als auch des Nebenstromkanals 7 begrenzt wird. The following is the intermediate housing 15 of the jet engine 1 described in more detail, extending from a central axis 19 of the jet engine 1 or the intermediate housing 15 extends in the radial direction R to the outside and from the radial direction R at least a portion of the core flow channel 9 as well as the bypass channel 7 is limited.

Das Zwischengehäuse 15 besteht vorliegend aus zwei jeweils als einstückiges Gussbauteil ausgeführten Gehäuseeinrichtungen 21, 23, die bei der Montage des Strahltriebwerks 1 über eine unten näher beschriebene Verbindungsvorrichtung 25 miteinander verbunden werden. Die radial innere Gehäuseeinrichtung 21 weist einen inneren ringförmigen Gehäuseteil 27 und einen den inneren ringförmigen Gehäuseteil 27 in radialer Richtung R umfassenden äußeren ringförmigen Gehäuseteil 29 auf. Von einander zuweisenden Flächen der beiden Gehäuseteile 27, 29 wird ein Teil des Kernstromkanals 9 jeweils in radialer Richtung R begrenzt, wobei die Gehäuseteile 27, 29 im gezeigten Ausführungsbeispiel über zehn in den folgenden Figuren näher ersichtliche Schaufeln 31 miteinander verbunden sind. Die umfangsseitig insbesondere gleichmäßig verteilten Schaufeln 31, die auch als Struts bezeichnet werden, sind in einem stromaufseitigen Endbereich aerodynamisch geformt, und dienen insbesondere zur Übertragung von Lasten aus dem Kernbereich des Strahltriebwerks 1 radial nach außen. Zur Durchführung von Serviceleitungen von dem inneren Gehäuseteil 27 zu dem äußeren Gehäuseteil 29 und/oder zur Gewichtsreduktion besteht die Möglichkeit, dass eine, mehrere oder sämtliche der Schaufeln 31 hohl ausgeführt sind. Es kann zudem vorgesehen sein, dass der innere Gehäuseteil 27 eine Anbindungseinrichtung zur Anbindung einer inneren Getriebeeinrichtung, einer sogenannten Internal Gear Box, aufweist. The intermediate housing 15 consists in the present case of two housing devices each designed as a one-piece cast component 21 . 23 involved in the assembly of the jet engine 1 via a connection device described in more detail below 25 be connected to each other. The radially inner housing device 21 has an inner annular housing part 27 and an inner annular housing part 27 in the radial direction R comprehensive outer annular housing part 29 on. From each other assigning surfaces of the two housing parts 27 . 29 becomes part of the core flow channel 9 each limited in the radial direction R, wherein the housing parts 27 . 29 in the illustrated embodiment over ten in the following figures closer apparent blades 31 connected to each other. The circumferentially particularly uniformly distributed blades 31 , also referred to as struts, are aerodynamically shaped in an upstream end region, and in particular serve to transfer loads from the core region of the jet engine 1 radially outward. For performing service lines of the inner housing part 27 to the outer housing part 29 and / or for weight reduction, it is possible that one, several or all of the blades 31 are executed hollow. It can also be provided that the inner housing part 27 a connection device for connecting an inner transmission device, a so-called Internal Gear Box, has.

Neben den Schaufeln 31 der inneren Gehäuseeinrichtung 21 des Zwischengehäuses 15 sind in 1 stromauf hierzu im Bereich des Kernstromkanals 9 weitere Schaufeln 33 vorgesehen, die ebenfalls umfangsseitig verteilt angeordnet sind. Die weiteren Schaufeln 33 sind vorliegend Teil eines stromauf des Zwischengehäuses 15 angeordneten und mit diesem verbundenen Leitschaufelgehäuses 14. Next to the shovels 31 the inner housing device 21 of the intermediate housing 15 are in 1 upstream of this in the region of the core flow channel 9 more shovels 33 provided, which are also distributed circumferentially. The other shovels 33 are present part of an upstream of the intermediate housing 15 arranged and connected to this vane housing 14 ,

Die die innere Gehäuseeinrichtung 21 radial umfassende äußere Gehäuseeinrichtung 23 weist wie die innere Gehäuseeinrichtung 21 einen inneren ringförmigen Gehäuseteil 35 und einen den inneren Gehäuseteil 35 in radialer Richtung R umfassenden äußeren Gehäuseteil 37 auf, wobei von einander zuweisenden Flächen der Gehäuseteile 35, 37 ein Teil des Nebenstromkanals 7 in radialer Richtung R begrenzt wird. Der innere Gehäuseteil 35 und der äußere Gehäuseteil 37 sind wiederum über in den 2 bis 6 näher ersichtliche Schaufeln miteinander verbunden, wobei hierbei vorliegend verschiedenartig ausgeführte Schaufeln, nämlich einerseits Strukturschaufeln 39 und andererseits aerodynamische Schaufeln 41, vorgesehen sind. Sowohl die Strukturschaufeln 39 als auch die aerodynamischen Schaufeln 41 erfüllen jeweils aerodynamische und strukturelle Aufgaben und sind sowohl mit dem inneren Gehäuseteil 35 als auch mit dem äußeren Gehäuseteil 37 fest verbunden, so dass eine stabile Verbindung geschaffen ist und große Kräfte übertragen werden können. The inner housing device 21 radially surrounding outer housing means 23 has like the inner housing means 21 an inner annular housing part 35 and one the inner housing part 35 in the radial direction R comprehensive outer housing part 37 on, where from facing each other surfaces of the housing parts 35 . 37 a part of the bypass channel 7 is limited in the radial direction R. The inner housing part 35 and the outer housing part 37 are in turn in the 2 to 6 blades which are closer to one another, wherein in the present case differently designed blades, namely on the one hand structural blades 39 and on the other hand aerodynamic blades 41 , are provided. Both the structural blades 39 as well as the aerodynamic blades 41 each perform aerodynamic and structural tasks and are compatible with both the inner housing part 35 as well as with the outer housing part 37 firmly connected, so that a stable connection is created and large forces can be transmitted.

Zur Übertragung der während eines Betriebs im Kernbereich des Strahltriebwerks 1 auftretenden Kräfte und Belastungen nach radial außen im Bereich des Nebenstromkanals 7 sind lediglich in einem Querschnittsbereich des Zwischengehäuses 15 angeordnete Schaufeln 39, 41 erforderlich. Gegenüber bekannten Ausführungen, bei denen in einer Querschnittsebene im Bereich des Nebenstromkanals ausschließlich aerodynamische Schaufeln angeordnet sind und in einer Querschnittsebene stromab hierzu ausschließlich Strukturschaufeln angeordnet sind, integriert die gezeigte Ausführung Strukturschaufeln 39 und aerodynamische Schaufeln 41 in einem einzigen Querschnittsbereich des Strahltriebwerks 1. Dadurch ist das Strahltriebwerk 1 in axialer Richtung A sehr kurz ausführbar und es kann gegenüber der Ausführung mit in axialer Richtung A des Strahltriebwerks zueinander versetzt angeordneten Schaufeln gegebenenfalls eine, die weiteren Schaufeln umfassende Großkomponente, eingespart werden. For transmission during operation in the core area of the jet engine 1 occurring forces and loads radially outward in the region of the bypass channel 7 are only in a cross-sectional area of the intermediate housing 15 arranged blades 39 . 41 required. Compared with known embodiments, in which only aerodynamic blades are arranged in a cross-sectional plane in the region of the bypass duct and structural vanes are arranged in a cross-sectional plane downstream thereof, the embodiment shown integrates structural blades 39 and aerodynamic blades 41 in a single cross-sectional area of the jet engine 1 , This is the jet engine 1 In the axial direction A very short executable and it can be compared to the version with offset in the axial direction A of the jet engine mutually arranged blades optionally one, the other blades comprehensive large component can be saved.

Das Strahltriebwerk 1 ist über eine mit dem äußeren Gehäuseteil 37 der äußeren Gehäuseeinrichtung 23 integral verbundene Anbindungsvorrichtung 42 an einem Flugzeug anbindbar. Neben der Anbindungsvorrichtung 42 kann die äußere Gehäuseeinrichtung 23 auch Anbindungspunkte zur Anbindung einer Hilfsgerätegetriebeeinrichtung aufweisen. The jet engine 1 is about one with the outer housing part 37 the outer housing device 23 integrally connected attachment device 42 attachable to an aircraft. In addition to the connection device 42 can the outer housing device 23 Also have connection points for connecting an auxiliary equipment transmission device.

In 2 bis 6 ist das Zwischengehäuse 15 jeweils in Alleinstellung gezeigt, wobei der zweiteilige Aufbau des Zwischengehäuses 15 im Gegensatz zu der in diesem Bereich stark vereinfacht gezeigten Darstellung in der 1 mit der inneren Gehäuseeinrichtung 21 und der äußeren Gehäuseeinrichtung 23 näher ersichtlich ist. In 2 to 6 is the intermediate housing 15 each shown in isolation, the two-piece construction of the intermediate housing 15 in contrast to the illustration shown in simplified form in this section 1 with the inner housing device 21 and the outer housing device 23 can be seen in more detail.

Durch die geteilte Ausführung des Zwischengehäuses 15 mit der als einstückigem Gussbauteil ausgeführten inneren Gehäuseeinrichtung 21 und der ebenfalls als einstückigem Gussbauteil ausgeführten äußeren Gehäuseeinrichtung 23 können die Gehäuseeinrichtungen 21, 23 durch die gegenüber einem einteilig ausgeführten Zwischengehäuse weniger komplexe Formgebung insbesondere in einem Verbindungsbereich der Gehäuseeinrichtungen 21, 23, aber auch durch die jeweils kleinere und einfacher zugängliche Ausführung der Gehäuseeinrichtungen 21, 23 einfacher in einem Gussverfahren hergestellt werden. Zudem können grundsätzlich für die innere Gehäuseeinrichtung 21 und die äußere Gehäuseeinrichtung 23 jeweils an die zu erfüllenden Rahmenbedingungen angepasste Werkstoffe eingesetzt werden, wobei auch verschiedene Werkstoffe für die innere Gehäuseeinrichtung 21 und die äußere Gehäuseeinrichtung verwendet werden können. Vorliegend sind sowohl die innere Gehäuseeinrichtung 21 als auch die äußere Gehäuseeinrichtung 23 mit einem Titanwerkstoff ausgeführt. Due to the split version of the intermediate housing 15 with the inner housing device designed as a one-piece cast component 21 and the outer housing device also embodied as a one-piece cast component 23 can the housing devices 21 . 23 by the less complex shape compared to a one-piece intermediate housing, in particular in a connecting region of the housing devices 21 . 23 but also by the smaller and more easily accessible design of the housing devices 21 . 23 easier to produce in a casting process. In addition, in principle for the inner housing device 21 and the outer housing device 23 In each case adapted to the conditions to be met materials are used, including various materials for the inner housing device 21 and the outer housing means can be used. In the present case, both the inner housing device 21 as well as the outer housing means 23 executed with a titanium material.

Zur Verbindung der inneren Gehäuseeinrichtung 21 mit der äußeren Gehäuseeinrichtung 23 weisen die innere Gehäuseeinrichtung 21 und die äußere Gehäuseeinrichtung 23 jeweils eine als Flanscheinrichtung ausgeführte Verbindungseinrichtung 43 bzw. 45 der Verbindungsvorrichtung 25 auf, die jeweils einen stromauf angeordneten Verbindungsbereich und einen stromab angeordneten Verbindungsbereich umfassen. Ein stromauf liegender Verbindungsbereich 47 der inneren Gehäuseeinrichtung 21 weist dabei einen gegenüber dem stromab liegenden Verbindungsbereich 49 der inneren Gehäuseeinrichtung 21 geringeren Außendurchmesser auf. Dagegen ist ein stromauf liegender Verbindungsbereich 51 der äußeren Gehäuseeinrichtung 23 mit einem gegenüber einem stromab liegenden Verbindungsbereich 53 der äußeren Gehäuseeinrichtung 23 geringeren Innendurchmesser ausgeführt. Hierdurch kann die äußere Gehäuseeinrichtung 23 bei einer Montage des Strahltriebwerkes 1 auf einfache Weise in axialer Richtung A des Strahltriebwerks 1 von einer in Einbaulage der inneren Gehäuseeinrichtung 21 stromauf gewandten Seite auf die innere Gehäuseeinrichtung 21 aufgeschoben und an diese angebunden werden. For connection of the inner housing device 21 with the outer housing device 23 have the inner housing means 21 and the outer housing device 23 in each case a connecting device designed as a flange device 43 respectively. 45 the connection device 25 each comprising an upstream connection region and a downstream connection region. An upstream connection area 47 the inner housing device 21 has a relation to the downstream connection area 49 the inner housing device 21 smaller outer diameter. In contrast, there is an upstream connection area 51 the outer housing device 23 with a relation to a downstream connection area 53 the outer housing device 23 smaller internal diameter. This allows the outer housing device 23 during assembly of the jet engine 1 in a simple manner in the axial direction A of the jet engine 1 from an installation position of the inner housing device 21 upstream side on the inner housing device 21 postponed and tied to these.

Zur Verbindung der inneren Gehäuseeinrichtung 21 mit der äußeren Gehäuseeinrichtung 23 sind vorliegend umfangsseitig verteilt angeordnete Befestigungsstellen sowohl im Bereich der stromauf gewandten Verbindungsbereiche 47, 51 als auch im Bereich der stromab gewandten Verbindungsbereiche 49, 53 vorgesehen, über die die Gehäuseeinrichtungen 21, 23 vorliegend über eine Schraubverbindung 55 aneinander festlegbar sind. Durch das Vorsehen einer derartigen lösbaren Verbindung ist einerseits eine Montage des Strahltriebwerks 1 und andererseits ein Austausch der äußeren Gehäuseeinrichtung 23 beispielsweise bei einer Beschädigung auf einfache Weise möglich, wobei bei einem Austausch der äußeren Gehäuseeinrichtung 23 im Unterschied zu einem einteilig ausgeführten Zwischengehäuse nicht das gesamte Strahltriebwerk 1 demontiert werden muss. For connection of the inner housing device 21 with the outer housing device 23 In the present case, fastening points distributed circumferentially are located both in the area of the upstream connecting areas 47 . 51 as well as in the area of the downstream connection areas 49 . 53 provided over which the housing devices 21 . 23 in this case via a screw connection 55 can be fixed to each other. By providing such a detachable connection on the one hand, a mounting of the jet engine 1 and on the other hand an exchange of the outer housing device 23 For example, in case of damage in a simple manner, with an exchange of the outer housing device 23 unlike a one-piece executed Intermediate housing not the entire jet engine 1 must be dismantled.

Alternativ oder zusätzlich hierzu können die innere Gehäuseeinrichtung 21 und die äußere Gehäuseeinrichtung 23 auch über eine Schweißverbindung miteinander verbunden sein. Alternatively or additionally, the inner housing device 21 and the outer housing device 23 also be connected to each other via a welded joint.

Im Bereich der Verbindungsvorrichtung 25 des Zwischengehäuses 15 wird von dem äußeren Gehäuseteil 29 der inneren Gehäuseeinrichtung 21 und dem inneren Gehäuseteil 35 der äußeren Gehäuseeinrichtung 23 eine so genannte Torsionsbox 57 des Strahltriebwerks 1 gebildet. Die Torsionsbox 57 ist mit einem geschlossenen Profil ausgeführt, weist hier einen im Wesentlichen rechteckigen Querschnitt auf und umläuft die Mittelachse 19 des Strahltriebwerks 1 im Wesentlichen ringförmig. Durch die Aufteilung des Zwischengehäuses 15 in die innere Gehäuseeinrichtung 21 und die äußere Gehäuseeinrichtung 23 sind die in montiertem Zustand die Torsionsbox 57 bildenden Bereiche der Gehäuseeinrichtungen 21, 23 bei der Herstellung der jeweiligen Gehäuseeinrichtung 21, 23 einfach zugänglich, so dass sowohl der äußere Gehäuseteil 29 der inneren Gehäuseeinrichtung 21 als auch der innere Gehäuseteil 35 der äußeren Gehäuseeinrichtung 23 auf einfache Weise mit nicht näher ersichtlichen Versteifungselementen, Rippen, Verstrebungen oder dergleichen ausgeführt werden kann, um im Bereich der Torsionsbox 57 eine gewünscht hohe Steifigkeit zu erzielen. Die Versteifungselemente können auf einfache Weise bei der Herstellung der jeweiligen Gehäuseeinrichtung 21, 23 mitgegossen werden. In the area of the connection device 25 of the intermediate housing 15 is from the outer housing part 29 the inner housing device 21 and the inner housing part 35 the outer housing device 23 a so-called torsion box 57 of the jet engine 1 educated. The torsion box 57 is designed with a closed profile, here has a substantially rectangular cross section and revolves around the central axis 19 of the jet engine 1 essentially annular. By dividing the intermediate housing 15 in the inner housing device 21 and the outer housing device 23 are the Torsionsbox in the assembled state 57 forming areas of the housing devices 21 . 23 in the manufacture of the respective housing device 21 . 23 easily accessible, so that both the outer housing part 29 the inner housing device 21 as well as the inner housing part 35 the outer housing device 23 can be performed in a simple manner with not more apparent stiffening elements, ribs, braces or the like, in the Torsionsbox 57 to achieve a desired high rigidity. The stiffening elements can easily in the manufacture of the respective housing device 21 . 23 be poured.

Im Folgenden wird näher auf den Aufbau, die Anordnung und die Verteilung der Strukturschaufeln 39 und der aerodynamischen Schaufeln 41 der äußeren Gehäuseeinrichtung 23 eingegangen, die vorliegend aus Vollmaterial mit einer im Wesentlichen konstanten Materialstärke von beispielsweise etwa 3 mm ausgeführt sind. The following details the structure, the arrangement and the distribution of the structural blades 39 and the aerodynamic blades 41 the outer housing device 23 received in the present case are made of solid material with a substantially constant material thickness of, for example, about 3 mm.

Beispielsweise in 4 ist ersichtlich, dass sämtliche Strukturschaufeln 39 baugleich ausgeführt sind. Ebenso sind sämtliche aerodynamische Schaufeln 41 baugleich ausgeführt. Weiter geht insbesondere aus 4 hervor, dass sowohl stromauf angeordnete Enden der Strukturschaufeln 39 als auch stromauf angeordnete Enden der aerodynamischen Schaufeln 41 jeweils vorzugsweise über ihre gesamte radiale Erstreckung direkt an eine einzige Querschnittsebene 59 des Zwischengehäuses 15 grenzen bzw. in der Querschnittsebene 59 liegen. Somit berühren sämtliche Strukturschaufeln 39 als auch sämtliche aerodynamische Schaufeln 41 die Querschnittsebene 59, durchdringen diese aber nicht. Die Schaufeln 39, 41 weisen alle in axialer Richtung A des Strahltriebwerks 1 in Strömungsrichtung betrachtet eine gemeinsame Startposition auf, wodurch ein Abstand zwischen den Vorderkanten der Schaufeln 39, 41 und den Schaufeln des Bläsers 5 im Betrieb des Strahltriebwerks 1 gleich ist und die Schaufeln des Bläsers 5 durch die Strukturschaufeln 39 sowie die aerodynamischen Schaufeln 41 nicht in unerwünschter Weise angeregt werden. For example in 4 it can be seen that all structural blades 39 are executed identical. Likewise, all aerodynamic blades 41 identical construction. Next goes out in particular 4 show that both upstream ends of the structure vanes 39 and upstream ends of the aerodynamic vanes 41 each preferably over its entire radial extent directly to a single cross-sectional plane 59 of the intermediate housing 15 borders or at the cross-sectional level 59 lie. Thus all structural blades touch 39 as well as all aerodynamic blades 41 the cross-sectional plane 59 but do not penetrate them. The shovels 39 . 41 all have in the axial direction A of the jet engine 1 viewed in the flow direction on a common starting position, whereby a distance between the leading edges of the blades 39 . 41 and the blades of the fan 5 during operation of the jet engine 1 is the same and the blades of the fan 5 through the structure blades 39 as well as the aerodynamic blades 41 not be excited in an undesirable way.

Dieser Effekt kann bei einer alternativen Ausführung der Erfindung auch dadurch erzielt werden, dass die aerodynamischen Schaufeln und die Strukturschaufeln im Bereich ihrer Vorderkanten konturiert mit in radialer Richtung unterschiedlichen axialen Erstreckungen ausgeführt sind, wobei ein sich am weitesten in axialer Richtung stromauf erstreckendes Ende der jeweiligen Schaufeln mit den entsprechenden Enden der anderen Schaufeln in einer Querschnittsebene liegt. Die Vorderkanten der Schaufeln sind dabei vorzugsweise identisch ausgeführt und angeordnet. This effect can also be achieved in an alternative embodiment of the invention in that the aerodynamic blades and the structural blades are contoured in the region of their leading edges with radially different axial extensions, wherein a most axially in the axial direction extending end of the respective blades with the corresponding ends of the other blades in a cross-sectional plane. The leading edges of the blades are preferably designed and arranged identical.

Wie ebenfalls in 4 ersichtlich ist, sind die Strukturschaufeln 39 in axialer Richtung A vorliegend etwa doppelt so lang wie die aerodynamischen Schaufeln 41 ausgeführt, wobei die Strukturschaufeln 39 eine axiale Länge von vorliegend etwa 200 mm und die aerodynamischen Schaufeln eine axiale Länge von vorliegend etwa 100 mm aufweisen. Durch diese Maßnahme werden Verluste minimiert und ein günstiges Verhältnis aus einem Gesamtgewicht des Zwischengehäuses 15 und einer gewünschten geringen Erstreckung des Zwischengehäuses 15 in axialer Richtung A des Strahltriebwerks 1 erreicht. Zudem ist es vorgesehen, dass ein stromaufseitiger Endbereich der Strukturschaufeln 39 identisch zu der gesamten Ausführung der aerodynamischen Schaufeln 41 in axialer Richtung A ausgeführt ist. Ein derartig ausgeführtes Zwischengehäuse 15 ist im Betrieb des Strahltriebwerks 1 unter aerodynamischen Gesichtspunkten vorteilhaft. Like also in 4 is apparent, are the structural blades 39 in the axial direction A present about twice as long as the aerodynamic blades 41 executed, with the structural blades 39 an axial length of presently about 200 mm and the aerodynamic blades have an axial length of about 100 mm here. By this measure losses are minimized and a favorable ratio of a total weight of the intermediate housing 15 and a desired small extension of the intermediate housing 15 in the axial direction A of the jet engine 1 reached. In addition, it is provided that an upstream end region of the structural blades 39 identical to the entire design of the aerodynamic blades 41 in the axial direction A is executed. Such an executed intermediate housing 15 is in operation of the jet engine 1 advantageous under aerodynamic aspects.

Insbesondere der 3 und 4 ist weiterhin eine Verteilung der Strukturschaufeln 39 und der aerodynamischen Schaufeln 41 in Umfangsrichtung U des Zwischengehäuses 15 zu entnehmen, wobei Strukturschaufeln 39 vorzugsweise an den Stellen angeordnet sind, an denen große Lasten zu übertragen sind. Die Strukturschaufeln 39 und die aerodynamischen Schaufeln 41 können hierbei abwechselnd zueinander angeordnet sein. Vorliegend sind allerdings sowohl von den Strukturschaufeln 39 als auch von den aerodynamischen Schaufeln 41 bereichsweise jeweils mehrere, beispielsweise zwei, drei, vier oder mehrere gleichartige Schaufeln 39 bzw. 41 in Umfangsrichtung U nebeneinander angeordnet. In particular the 3 and 4 is still a distribution of structural blades 39 and the aerodynamic blades 41 in the circumferential direction U of the intermediate housing 15 to be taken, with structural blades 39 are preferably arranged at the locations where large loads are to be transferred. The structure blades 39 and the aerodynamic blades 41 can be arranged alternately to each other here. However, here are both of the structural blades 39 as well as from the aerodynamic blades 41 in each case several, for example, two, three, four or more similar blades 39 respectively. 41 arranged in the circumferential direction U next to each other.

Neben den Strukturschaufeln 39 und den aerodynamischen Schaufeln 41 kann zudem eine weitere, hohl ausgeführte Schaufel 61, ein sogenannter King-Strut, vorgesehen sein, durch den beispielsweise eine Radialwelle einer Hilfsgerätegetriebeeinrichtung oder dergleichen aus einem Bereich der Torsionsbox 57 in Richtung des äußeren Gehäuseteils 37 der äußeren Gehäuseeinrichtung 23 führbar sind. Next to the structure blades 39 and the aerodynamic blades 41 can also have another hollow scoop 61 , a so-called King-Strut, be provided by the example, a radial shaft of a Auxiliary gear device or the like from a portion of Torsionsbox 57 in the direction of the outer housing part 37 the outer housing device 23 are feasible.

Bei einer vorteilhaften Ausführung der Erfindung können neben der gezeigten Verteilung von Strukturschaufeln 39 und aerodynamischen Schaufeln 41 insbesondere 40 aerodynamische Schaufeln und zwölf Strukturschaufeln inklusive des King-Struts vorgesehen sein, die entsprechend der vorliegenden Lasten über dem Umfang des Zwischengehäuses verteilt angeordnet sein können. In an advantageous embodiment of the invention, in addition to the distribution of structural blades shown 39 and aerodynamic blades 41 especially 40 aerodynamic blades and twelve structural blades including the King Struts may be provided, which may be distributed according to the present loads distributed over the circumference of the intermediate housing.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

1 1: Strahltriebwerk Jet engine
3 3: Einlaufbereich intake area
5 5: Bläser blowers
7 7: Nebenstromkanal Bypass duct
9 9: Kernstromkanal Core flow duct
11 11: Einlaufgehäuse inlet housing
13 13: Bläsergehäuse fan case
14 14: Leitschaufelgehäuse guide vane housing
15 15: Gehäusevorrichtung; Zwischengehäuse Housing means; intermediate housing
17 17: Mantelstromgehäuse Turbofan housing
19 19: Mittelachse central axis
21 21: innere Gehäuseeinrichtung inner housing device
23 23: äußere Gehäuseeinrichtung outer housing device
25 25: Verbindungsvorrichtung connecting device
27 27: innerer Gehäuseteil der inneren Gehäuseeinrichtung inner housing part of the inner housing device
29 29: äußerer Gehäuseteil der inneren Gehäuseeinrichtung outer housing part of the inner housing device
31 31: Schaufeln der inneren Gehäuseeinrichtung Blades of the inner housing device
33 33: weitere Schaufeln more shovels
35 35: innerer Gehäuseteil der äußeren Gehäuseeinrichtung inner housing part of the outer housing device
37 37: äußerer Gehäuseteil der äußeren Gehäuseeinrichtung outer housing part of the outer housing device
39 39: Strukturschaufel structure shovel
41 41: aerodynamische Schaufel aerodynamic shovel
42 42: Anbindungsvorrichtung access device
43 43: Verbindungseinrichtung; Flanscheinrichtung Connecting means; flange
45 45: Verbindungseinrichtung; Flanscheinrichtung Connecting means; flange
47 47: Verbindungsbereich der inneren Gehäuseeinrichtung Connecting region of the inner housing device
49 49: Verbindungsbereich der inneren Gehäuseeinrichtung Connecting region of the inner housing device
51 51: Verbindungsbereich der äußeren Gehäuseeinrichtung Connection area of the outer housing device
53 53: Verbindungsbereich der äußeren Gehäuseeinrichtung Connection area of the outer housing device
55 55: Schraubverbindung screw
57 57: Torsionsbox torsion
59 59: Querschnittsebene Cross-sectional plane
61 61: Schaufel; King-Strut Shovel; King Strut
A A: axiale Richtung der Gehäusevorrichtung axial direction of the housing device
R R: radiale Richtung der Gehäusevorrichtung radial direction of the housing device
U U: Umfangsrichtung der Gehäusevorrichtung Circumferential direction of the housing device

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG QUOTES INCLUDE IN THE DESCRIPTION

Diese Liste der vom Anmelder aufgeführten Dokumente wurde automatisiert erzeugt und ist ausschließlich zur besseren Information des Lesers aufgenommen. Die Liste ist nicht Bestandteil der deutschen Patent- bzw. Gebrauchsmusteranmeldung. Das DPMA übernimmt keinerlei Haftung für etwaige Fehler oder Auslassungen.This list of the documents listed by the applicant has been generated automatically and is included solely for the better information of the reader. The list is not part of the German patent or utility model application. The DPMA assumes no liability for any errors or omissions.

Zitierte PatentliteraturCited patent literature

US 5740674 [0004, 0010]

Claims

Housing device ( 15 ) of a jet engine ( 1 ) with two in the radial direction (R) of the housing device ( 15 ) spaced from each other, in each case ring-shaped and radially spaced apart housing parts ( 35 . 37 ), which at least partially a bypass channel ( 7 ) of the jet engine ( 1 ) and between which in a cross-sectional area of the housing device ( 15 ) substantially in the radial direction (R) of the housing device ( 15 ) several in the circumferential direction (U) of the housing device ( 15 ) distributed aerodynamic blades ( 41 ) and several structural blades ( 39 ), which in the axial direction (A) of the housing device ( 15 ) have a different length, wherein the structural blades ( 39 ) with two housing parts ( 35 . 37 ), characterized in that the aerodynamic blades ( 41 ) with two housing parts ( 35 . 37 ) are firmly connected.

Housing device according to claim 1, characterized in that all the aerodynamic blades ( 41 ) of identical design and / or all structural blades ( 39 ) are executed identical.

Housing device according to one of claims 1 or 2, characterized in that the structural blades ( 39 ) in the axial direction (A) of the housing device ( 15 ) longer than the aerodynamic blades ( 41 ) are executed

Housing device according to one of claims 1 to 3, characterized in that a length of the structural blades ( 39 ) in the axial direction (A) of the housing device ( 15 ) is at least 1.5 times as long as the length of the aerodynamic blades ( 41 ) in the axial direction (A) of the housing device ( 15 ).

Housing device according to one of claims 1 to 4, characterized in that the structural blades ( 39 ) in the axial direction (A) of the housing device ( 15 ) are at least twice as long as the aerodynamic blades ( 41 ).

Housing device according to one of claims 1 to 5, characterized in that in the installed position of the housing device ( 15 ) both upstream ends of the aerodynamic blades ( 41 ) as well as upstream ends of the structural blades ( 39 ) in a direction perpendicular to a central axis ( 19 ) of the housing device extending cross-sectional plane ( 59 ) lie.

Housing device according to one of claims 1 to 6, characterized in that upstream end portions of the structural blades ( 39 ) identical to an upstream end portion of the aerodynamic blade ( 41 ) which is formed in the axial direction (A) is the shortest, wherein the end portions of the structural blades ( 39 ) at least over a first third of the total axial length of the shortest aerodynamic blade ( 41 ).

Housing device according to one of claims 1 to 7, characterized in that the structurally identical and upstream end portions of the structural blades ( 39 ) over the entire axial length of the shortest aerodynamic blade ( 41 ).

Housing device according to one of claims 1 to 8, characterized in that the structural blades ( 39 ) and / or the aerodynamic blades ( 41 ) are formed from solid material.

Housing device according to one of claims 1 to 8, characterized in that the structural blades ( 39 ) and / or the aerodynamic blades ( 41 ) in the radial direction (R) of the housing device ( 15 ) are executed at least partially hollow.

Housing device according to one of claims 1 to 10, characterized in that at least one further blade ( 61 ) is provided, which in the radial direction (R) of the housing device ( 15 ) is made hollow to carry out media.

Housing device according to one of claims 1 to 11, characterized in that the inner housing part ( 35 ), the outer housing part ( 37 ), the structural blades ( 39 ) and the aerodynamic blades ( 41 ) a radially outer housing device ( 23 ), which is formed as a one-piece cast component.

Housing device according to one of claims 1 to 12, characterized in that a radially inner housing device ( 21 ) with a radially inner annular housing part ( 27 ) and a radially outer annular housing part ( 29 ) is provided, in the installed position of the housing device ( 15 ) at least partially a core flow channel ( 9 ) of the jet engine ( 1 ), wherein the inner housing device ( 21 ) several in the radial direction (R) of the housing device ( 15 ) between the inner housing part ( 27 ) and the outer housing part ( 29 ) extending structural blades ( 31 ) and the inner housing device ( 21 ) is designed as a one-piece cast component.

Housing device according to claim 13, characterized in that the inner housing device ( 21 ) with the outer housing device ( 23 ) via a detachable connection, in particular a screw connection ( 55 ), and / or a welded joint is connected.

Housing device according to one of claims 1 to 14, characterized in that the outer housing device ( 23 ) at least one connection device ( 42 ) for coupling the jet engine ( 1 ) to an aircraft.