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