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DE2540537B1 - Gasturbinenstrahltriebwerk zum antrieb und zur steuerung eines flugzeugs - Google Patents

Gasturbinenstrahltriebwerk zum antrieb und zur steuerung eines flugzeugs

Info

Publication number
DE2540537B1
DE2540537B1 DE19752540537 DE2540537A DE2540537B1 DE 2540537 B1 DE2540537 B1 DE 2540537B1 DE 19752540537 DE19752540537 DE 19752540537 DE 2540537 A DE2540537 A DE 2540537A DE 2540537 B1 DE2540537 B1 DE 2540537B1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
gas outlet
control
axis
gas
nozzle
Prior art date
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Application number
DE19752540537
Other languages
English (en)
Other versions
DE2540537C2 (de
Inventor
Heinrich Leibach
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.)
MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Motoren und Turbinen Union Muenchen GmbH
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Filing date
Publication date
Application filed by MTU Motoren und Turbinen Union Muenchen GmbH filed Critical MTU Motoren und Turbinen Union Muenchen GmbH
Priority to DE19752540537 priority Critical patent/DE2540537C2/de
Priority to US05/722,771 priority patent/US4099671A/en
Publication of DE2540537B1 publication Critical patent/DE2540537B1/de
Application granted granted Critical
Publication of DE2540537C2 publication Critical patent/DE2540537C2/de
Expired legal-status Critical Current

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Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02KJET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/06Varying effective area of jet pipe or nozzle
    • F02K1/11Varying effective area of jet pipe or nozzle by means of pivoted eyelids

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Toys (AREA)

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Gasturbinenstrahltriebwerk zum Antrieb und zur Steuerung eines Flugzeugs mit einem Strahlrohr, mit dem der Schubstrahl einem Gassammeigehäuse zuführbar ist, welches seitliche Gasaustrittsöffnungen, eine im wesentlichen koaxial zur verlängerten Triebwerksachse angeordnete Vortriebsschubdüse sowie Steuereinrichtungen aufweist, mit welchen der Strömungsweg zur Vortriebsschubdüse oder zu den seitlichen Gasaustrittsöffnungen absperrbar bzw. freigebbar ist, wobei das Gassammeigehäuse koaxial zur Strahlrohrachse verdrehbar gelagert ist
Ein derartiges Gasturbinenstrahltriebwerk zum Antrieb und zur Steuerung eines Flugzeugs ist durch die DT-AS 21 43 235 bekannt.
Bei dieser bekannten Lösung sind die seitlichen Gasaustrittsöffnungen mittels eines axial verstellbaren Rohrschiebers freigebbar bzw. absperrbar, wobei zusätzliche Absperrklappen mit der axialen Verstellung des Rohrschiebers in der Weise zusammenwirken, daß sie mit zunehmender Freigabe der seitlichen Gasaustrittsöffnungen den Gasströmungsweg zur Vortriebsschubdüse zunehmend absperren — oder umgekehrt.
Diese bekannte Lösung ist zur Steuerung eines Flugzeuges im wesentlichen nur dann geeignet, wenn den seitlichen Gasaustrittsöffnungen zusätzliche, eine Änderung der Abströmrichtung der Teilgasströme herbeiführende Strömungsleiteinrichtungen oder Steuerdüsen zugeordnet sind.
Ferner verursachen die im bekannten Fall zentral innerhalb der Vorrichtung angeordneten Steuereinrichtungen bzw. Betätigungsmittel für die jeweilige Umsteuerung der Gasströmung nicht unerhebliche Strömungsverluste, insbesondere beim Horizontalflug und hierbei freigegebenem Strömungsweg für die Triebwerksgase zur Vortriebsschubdüse.
Weiter ist es bei Schubumkehrvorrichtungen von Flugzeugen, z.B. einer solchen nach der US-PS 35 98 320 bekannt, zwei schalenförmig ausgebildete Strahlablenkklappen in der Weise verschwenkbar anzuordnen, daß sie für die Betriebsstellung aneinandergefaltet, den Strömungsweg der Triebwerksgase zur Vortriebsschubdüse gemeinsam absperren, während sie in der Außerbetriebsstellung jede seitliche, mit einer Strömungsleiteinrichtung korrespondierende Gasaustrittsöffnung einzeln absperren können.
Diese bekannte Schubumkehrvorrichtung ist aber ausschließlich in der Lage, einem Flugzeug den gewünschten Bremseffekt zu vermitteln.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Gasturbinenstrahltriebwerk zum Antrieb und zur Steuerung eines Flugzeuges gegenüber Bekanntem dahingehend zu verbessern, daß auf relativ einfache Weise einem Flugzeug diverse Steuerbewegungen, z. B. um die Hoch- oder Querachse, wie auch Senkrechtoder Kurzstart-Eigenschaften sowie einwandfreie Übergangsphasen vom Schwebe- in den Horizontalflug — oder umgekehrt — vermittelt werden können.
Von einer Vorrichtung nach der eingangs genannten Gattung ausgehend, ist die Erfindung zur Lösung dieser Aufgabe durch die Kombination folgender Merkmale gekennzeichnet:
a) innerhalb des Gassammeigehäuses sind zwei in an sich bekannter Weise kugelsektorförmig ausgebildete Steuerklappen um eine quer zur Strahlrohrachse verlaufende Drehachse einzeln oder gleichzeitig gemeinsam als Halbkugel verschwenkbar angeordnet;
b) der jeweilige Rohransatz einer seitlichen Gasaustrittsöffnung oder eines zur Vortriebsschubdüse führenden Rohrabschnitts ist den beiden Steuerklappen rotationssymmetrisch so zugeordnet, daß der Strömungsweg zu einer Gasaustrittsöffnung oder zur Vortriebsschubdüse mittels einer Steuerklappe gänzlich absperrbar ist.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in der Zeichnung dargestellt und im folgenden erläutert; es zeigt
F i g. 1 die teilweise als Mittellängsschnitt dargestellte Vorrichtung, eine erste Steuerklappenstellung erläuternd,
F i g. 2 die teilweise als Mittellängsschnitt dargestellte Vorrichtung nach Fig. 1, eine zweite Steuerklappenstellung erläuternd,
F i g. 3 die teilweise als Mittellängsschnitt dargestellte Vorrichtung nach F i g. 1, eine dritte Steuerklappenstellung erläuternd, und
F i g. 4 die teilweise als Mittellängsschnitt dargestellte Vorrichtung nach F i g. 1, eine vierte Steuerklappenstellung erläuternd.
Die Vorrichtung nach F i g. 1 bis 4 ist am Strahlrohr 1 eines in den Zeichnungen nicht weiter dargestellten Gasturbinenstrahltriebwerks über ein Kugellager 2 um die verlängerte Strahlrohrachse 3 verdrehbar angeordnet. Die Vorrichtung selbst besteht im wesentlichen aus einem Gassammeigehäuse 4, das über einen stromaufwärtigen Rohrabschnitt 5 über das Kugellager 2 mit dem Strahlrohr 1 gekoppelt ist.
Im Anschluß an den stromaufwärtigen Rohrabschnitt 5 weist das Gassammeigehäuse 4 zwei in einer gemeinsamen Ebene einander gegenüberliegend angeordnete Rohrstutzen 6, 7 mit zugehörigen seitlichen
Gasaustrittsöffnungen 8,9 auf.
Stromab beider Rohrstutzen 6,7 schließt sich ein mit einer Vortriebsschubdüse 10 versehener Rohrabschnitt 11 an, dessen Durchmesser demjenigen des stromauf wärtigen Rohrabschnitts 5 entsprechen soll.
Zweckmäßig kann die Schubdüse 10 als Verstellschubdüse ausgeführt sein.
Innerhalb des Gassammeigehäuses 4 sind weiter jeweils zwei kugelsektorförmig ausgebildete Steuerklappen um eine gemeinsame, quer zur Strahlrohrachse 3 verlaufende Drehachse 14 verschwenkbar angeordnet.
Gemäß Positionen nach F i g. 1 sperren die Steuerklappen 12,13 die seitlichen Gasaustrittsöffnungen 8,9 vollständig ab; es ist dies die für den Horizontalflug maßgebliche Endstellung der Steuerklappen 12,13.
Es ist hierbei vorteilhaft, daß die Steuerklappen 12,13 mit ihren äußeren Endkanten nicht in die Gasströmung hineinragen, wodurch relativ geringe Strömungsverluste zu erwarten sind.
In der Stellung nach Fig.2 ist die seitliche Gasaustrittsöffnung 8 mittels der Steuerklappe 12 sowie weiter der Weg für die Gasströmung in den zur Schubdüse 10 führenden Rohrabschnitt 11 mittels der Steuerklappe 13 abgesperrt.
Bei der Stellung der Steuerklappen 12,13 nach F i g. 2 kann es sich z.B. um die Senkrechtschubstellung handeln bzw. um eine Stellung, in der ein zusätzliches gegebenenfalls zur Fluglagestabilisierung notwendiges Steuermoment um die Flugzeugquerachse hervorgerufen werden soll.
Geht man weiter davon aus, daß die Vorrichtung aus der Senkrechtschubstellung z. B. im Uhrzeigersinn um 90°, also mit den seitlichen Gasaustrittsöffnungen 8,9 in eine waagrechte Ebene verdreht wird, so kann in diesem Schubdüse 10 abgesperrt ist und gleichzeitig beide Gasaustrittsöffnungen 8,9 je zur Hälfte bzw. zu gleichen Teilen freigegeben sind und somit kein Steuermoment erzeugt wird.
Für eine sichere Funktion der Vorrichtung nach F i g. 1 bis 4 sei weiter zugrunde gelegt, daß die von beiden Steuerklappen 12, 13 bereitgestellte Gasaustrittsfläche stets konstant bleiben soll, wobei der vom stromaufwärtigen Rohrabschnitt 5 bereitgestellte
ίο Durchströmquerschnitt etwa demjenigen einer seitlichen Gasaustrittsöffnung 8,9 entsprechen soll.
Zweckmäßigerweise kann der den beiden Steuerklappen 12, 13 zugedachte Kugeldurchmesser D2 etwa l,48mal größer als der Rohrdurchmesser D\ (Fig.4)
sein.
Für eine Übergangsphase vom Senkrechtflug in den Horizontalflug, also z. B. aus der Stellung nach F i g. 2 in eine Stellung nach F i g. 1 der Steuerklappe 13, dürfte es zweckmäßig sein, daß die Verschwenkung der Steuerklappe 13 mit einer Verstellung der wirksamen Gasaustrittsfläche der Schubdüse 10 koordiniert wird, indem mit zunehmender Freigabe der Abgasströmung zur Schubdüse 10 auch deren Gasaustrittsfläche weiter zunehmend geöffnet wird.
In der Zeichnung nicht weiter dargestellt, können weiter Dichtungen zwischen den Steuerklappenoberflächen und den entsprechenden Gegenflächen des Gassammeigehäuses 4 vorgesehen sein. Im übrigen kann bei der Vorrichtung nach F i g. 1 bis 4 lediglich durch sinngemäße Regulierung der Gasmassendurchsätze mittels der gleichzeitig als Halbkugel verschwenkbaren Steuerklappen 12, 13 eine Seitenbzw. Höhensteuerung erreicht werden, ohne auf zusätzliche, eine Änderung der Gasabströmrichtung
Fall — bei unveränderter Stellung der Steuerklappen 35 bewirkende Leiteinrichtungen bzw. schwenkbare
12, 13 nach Fig.2 — eine Seitenschubkomponente erzeugt werden, welche eine Drehbewegung des Flugzeugs um die Hochachse zur Folge haben kann.
In der Zeichnung nicht weiter dargestellt, können weiter die Steuerklappen 12, 13 aus der in Fig.2 wiedergegebenen Stellung heraus beide gleichzeitig zusammen um 90° in der Weise verschwenkt werden, daß die Steuerklappe 12 den Gasströmungsweg zur Schubdüse 10 absperrt, während hingegen die Gasaustrittsöffnung 9 mittels der Steuerklappe 13 abgesperrt ist, so daß der vom Triebwerk geförderte Schubstrahl z.B. zur Erzeugung einer senkrecht nach unten gerichteten Schubkomponente über die Gasaustrittsöffnung 8 entweichen kann.
Steuerdüsen angewiesen zu sein.
Die Verschwenkung der Steuerklappen 12, 13 kann z.B. mittels hydraulisch oder pneumatisch betätigter Verstellzylinder erfolgen, deren Kolbenstangen über Zug- bzw. Druckstangen gegebenenfalls einzeln an die Steuerklappen 12,13 angreifen und zum Verschwenken der Steuerklappen 12, 13 als Halbkugel gleichzeitig hydraulisch oder pneumatisch beaufschlagbar bzw. betätigbar sind.
Die Vorrichtung kann bei Zwei- oder Mehrstrom-(kreis)-triebwerken mit einem großen Nebenstromverhältnis angewendet werden, deren jeweiliger Gebläseluftstrom — bzw. -ströme über schwenkbare Schaufelgitter oder dergleichen z. B. für Senkrecht- oder
Fig.3 verkörpert eine Stellung der beiden Steuer- 50· Kurzstart vektoriell ablenkbar sind, wobei die in den
klappen 12,13, bei der z. B. die seitliche Gasaustrittsöffnung 8 nur geringfügig geöffnet und die Gasaustrittsöffnung 9 gleichzeitig weiter freigegeben ist als die erstere.
Eine derartige oder ähnliche Stellung der beiden Steuerklappen kann erwünscht sein, wenn z. B. für eine nur geringfügige Lagestabilisierung des Flugzeugs nur ein Teil des zur Verfügung stehenden Triebwerksschubes benötigt wird.
F i g. 4 schließlich erläutert eine neutrale Stellung der Abgasen des Gasturbinentriebwerkes (innerer Kreis) noch vorhandene Energie mittels der beschriebenen Vorrichtung zur zusätzlichen Steuerung oder zur Lagestabilität des Flugzeuges einerseits sowie zur Vortriebsschuberzeugung im Reiseflug andererseits herangezogen werden kann.
Dies schließt aber nicht aus, einen oder mehrere Gebläseluftstrahlen oder einen Mischstrom aus Gebläseluftstrom und Abgasstrom mittels der Vorrichtung im
Steuerklappen 12, 13, bei der der Strömungsweg zur 60 angegebenen Sinn vektoriell abzulenken.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims (1)

  1. Patentanspruch:
    Gasturbinenstrahltriebwerk zum Antrieb und zur Steuerung eines Flugzeugs mit einem Strahlrohr, mit dem der Schubstrahl einem Gassammeigehäuse zuführbar ist, welches seitliche Gasaustrittsöffnungen, eine im wesentlichen koaxial zur verlängerten Triebwerksachse angeordnete Vortriebsschubdüse sowie Steuereinrichtungen aufweist, mit welchen der Strömungsweg zur Vortriebsschubdüse oder zu den seitlichen Gasaustrittsöffnungen absperrbar bzw. freigebbar ist, wobei das Gassammeigehäuse koaxial zur Strahlrohrachse verdrehbar gelagert ist, gekennzeichnet durch die Kombination folgender Merkmale:
    a) innerhalb des Gassammeigehäuses (4) sind zwei in an sich bekannter Weise kugelsektorförmig ausgebildete Steuerklappen (12, 13) um eine quer zur Strahlrohrachse (3) verlaufende Drehachse (14) einzeln oder gleichzeitig gemeinsam als Halbkugel verschwenkbar angeordnet;
    b) der jeweilige Rohransatz einer seitlichen Gasaustrittsöffnung (8, 9) oder eines zur Vortriebsschubdüse (10) führenden Rohrabschnittes (11) ist den beiden Steuerklappen (12, 13) rotationssymmetrisch so zugeordnet, daß der Strömungsweg zu einer Gasaustrittsöffnung oder zur Vortriebsschubdüse mittels einer Steuerklappe (12,13) gänzlich absperrbar ist.
DE19752540537 1975-09-11 1975-09-11 Gasturbinenstrahltriebwerk zum Antrieb und zur Steuerung eines Flugzeugs Expired DE2540537C2 (de)

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