DE2018967A1

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Info

Publication number: DE2018967A1
Application number: DE19702018967
Authority: DE
Priority date: 1969-04-23
Filing date: 1970-04-21
Publication date: 1970-12-03
Also published as: GB1304212A; FR2039393A1; BE749311A; JPS5122720B1; CH527363A; NL7005664A; US3541794A; SE350941B; FR2039393B1

Description

HEINZ LINSER · PATENTANWALT ■ PHYSIKER

G072 DREIEICHENHAIN BERLINER RING 170 RUF (061 03) 8 18 13

1455-13D-5338

General EIeοtrie Company

1 River Road
Schenectady, N.Y./USA

Sehubumkehrvorrichtung für Turbinenstrahlwerke

Die vorliegende Erfindung "bezieht .sich auf Antriebssysteme für Flugzeuge und insbesondere auf verbesserte Vorrichtungen zur Schubumkehr bei Turbinenstrahl.verken.

Mit dem Aufkommen der Turbinenstrahlwerke wurde es notwendig, auch uchubumkehrmechaniaraen vorzusehen, die ein geringes Gewicht aufweisen und einfach eingebaut sind, um den StrömungsfIUi)S, der durch den hauptsächlich kreisförmigen Querschnitt der G-eblfü3'3byo tsslsitung strömt, umzukehren. Solche geeigneten "chubumkehrrn iohanismen gehen am; den US-Patenten Nr. 3 262 268, 3 262 270 und 3 262 271 hervor. Derartig« Umkehrmechanismen yi'i'fui ;;ind ,^f; wohnlich fest mi.t dem. Gebläuegehäuse verbunden, daa die GebTä.Jobypauulfiituru¹: begrenzt und machen somit den Zugang zu den Teilen der Kennturbinenmaschine, die zum Schub-Ui'ik'ihn/i-i'jhuri i nmua radial nach innen g jricjh t¹·! t liegen, einschließ-1.1 'jh d r '/Ai _: ih^y> r\r,vn Koirnonun Im, di·; aiii" der Gasturbine befeutigt fiind, schwierig und z<>\ tnufv/ondig.

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BAD ORiGWAL

Darüberhinaus ist die Entfernung oder Überholung und der Reparaturplan der Gasturbine, die mit .der Schubumkehrvorrichtung in Verbindung stehen kann, und es gewöhnlich auch ist, verschieden von demjenigen für den Schubumkehrmechanismus. Da jedoch solche bekannten Schubumkehrmechanismen als ein Ganzes mit einer Turbinenmaschine konstruiert sind, ist die Entfernung des einen oder des anderen Teiles von dem in Verbindung stehenden Flugzeug bisher sehr schwierig, falls nicht unmöglich, zu erreichen.

Eine primäre Aufgabe der Erfindung ist es daher, einen Schubmechanismus derart, wie er aus den obengenannten US-Patenten hervorgeht, vorzuschlagen, der einen vollständigen Zugang zu den Teilen der Gasturbine gestattet, die von ihm aus radial nach innen gerichtet angeordnet sind.

Eine weitere Aufgabe der Erfindung besteht darin, eine Schubumkehrvorrichtung für Flugzeugantriebssysteme vorzuschlagen, die einen vollständigen Zugang zu den Teilen der Gasturbine gestatten, die von ihr aus radial nach innen angeordnet sind, und die eine unabhängige Entfernung entweder der Turbine oder der Schubumkehrvorrichtung von dem Flugzeug gestattet.

Diese und weitere Aufgaben, die aus der folgenden Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform zu entnehmen sind, werden in der vorliegenden Erfindung dadurch gelöst, daß ein Paar Führungskanalanordnungen vorgesehen sind, die mit einem Pylon oder anderen Flugzeugtragkonstruktionen schwenkbar befestigt sind, und zwar zur Drehung zwischen einer Reisestellung, in der die Führungskanalanordnungen eine Ausströmdüse zur Aufnahme und Abströmung des Gebläseluftstromea bilden, um einen Vorwärtsschub für das Flugzeug'zu erzeugen, und einer Stellung, in der ein Zugang zum Zwecke der Überholung und der Reparatur zu den Teilen der Gasturbine vorgesehen iat₉ die radial nach innen angeordnet sind» Jede FUhrungskanalanordnung umfasst ein axial VHraetabares-Seil, das mehrere der strömun^surakehrenden Kaskaden la dar Reiaastellun^ überdeckt. _^_ot

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BAD GSiQfNAL

Das umsetzbare Führungskanal teil ist in eine Stellung "beweg- - lieh, in der die Strömungsumkehrenden Kaskaden sich in ei.ner strömungsmäßigen Verbindung mit der Gebläseströmung durch die Ahgasdüse "befinden. Abströmseitig zur Kaskadenanordnung sind Mittel vorgesehen, um den Abgasdüsenstrom zu "blockieren, damit der .Gebläsestrom durch die Kaskadenanordnungen umgelenkt wird, wodurch der TJmkehrschub erzeugt wird. Jede Führungskanalanordnung umfasst eine innere Wand, die eine stromlinienförmige ,äußere Fläche für die Gasturbine "begrenzt, und eine äußere Wandanordnung, die radial nach außen zur inneren Wand angebracht ist und die Abgasdüse dazwischen begrenzt. Die strömungsumkehrende Kaskadenanordnung und das versetzbare Teil der Führungs- ( leitungsanordnung wird durch die äußeren V/ände getragen.

Eine Ausführungsform der Erfindung wird anhand der Zeichnung zur weiteren Erläuterung näher beschrieben. Hierbei zeigen:

Figur 1 eine Seitenansicht eines Flugzeugantriebssystems mit der vorliegenden Erfindung;

Figur 2 eine perspektivische Ansicht des Flugzettgantriebsystems nach Figur 1, das Teile der Turbinenverkleidung und der Schubumkehrvorrichtung gemäß der Erfindung zeigt, die in eine offene Stellung gedreht sind, so daß sie einen Zugang zum Kern oder zur Gasturbine und-zu den Zubehörteilen, die auf der Maschine und dem Gebläse- ™ gehäuseaufbau befestigt sind, ermöglicht;

Figur 3 einen Querschnitt· entlang der Linie 3-3 nach Figur 1 in einem vergrößerten Maßstab, aus der die Schubumkohrvorrichtung gemäß der ^r«1rfinduhg in der Reises teilung nach Figur 1 und der gedrehten offenen Stellung nach Figur 2 hervorgeht;

Figur 4 einen halben Querschnitt entlang der Linie 4-4 gemäß FxFAir 3 in einem vergrößerten Maßstab, wobei diese Ansicht di^ ochubumkehrvorrichtung gemäß der Erfindung in der Iteise st ellung und der umgekehrten Schubste llung

sohsmati: ch zeigt und ,

■"'+ —

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_ 4 —

Figur 5 eine vergrößerte Ansicht des Bereiches 5-5 nach Figur 4.

In Figur 1 ist ein Antriebssystem für ein Flugzeug dargestellt, das mit 10 bezeichnet ist, welches ein Turbinentriebwerk 12 besitzt, das an ein Flugzeug oder eine Tragfläche 14 durch einen Pylon oder durch andere geeignete Flugzeugtra^konstruktionen 16 befestigt ist. Das Turbinentriebswerk 12 ist von bekannter Art und weist eine Kern- oder zentral angeordnete Gasturbine 18 auf, die mit einem nicht dargestellten Kompressor, einer Verbrennungskammer und erste Turbinenvorrichtungen zum Antrieb des Kompressors, sowie mit zweiten Turbinenvorrichtungen, die mit einem Gebläse 20 verbunden sind, welche aufströmseitig zur Kernmaschine 18 angeordnet sind, strömungsmäßig in Reihe liegt. Das Turbinentriebwerk 12 besitzt einen Gebläsegehäuseaufbau 22, der das Gebläse 20 und einen aufströmseitigen Teil der Kernmaschine 18 nahezu konzentrisch umgibt. Das Gebläsegehäuse 22 ist mit inneren und äußeren stromlinienförmigen Flächen 24 und entsprechend 26 augebildet und begrenzt einen fast ringförmigen Gebläsekanal 28, indem luft durch das Gebläse 20 komprimiert wird. Das GrebläsegehäUEe 22 und die Kernmaschine 18 sind .mit der Flugzeugtragkonstruktion 16 durch an sich bekannte, jedoch nicht dargestellte Befestigungsmittel, wie Aufhängungen oder ähnliches befestigt. Zusätzlich kann das Gebläsegehäuse 22 mit dem aufströmseitigen Ende der Kernmaschine 18 mit Hilfe geeigneter radialer Stützen 30 verbunden sein.

Die Kernmaschine 18 kann ferner mit aufström-und abströmt*eitigen Umkleidungaelementen 32 und entsprechend 34 zur Bildung einer stromlinienförmigen aerodynamischen Umhüllung für die Teile der Maschine versehen sein.

Die verbesserte Gchubumkehrvorrichtung gemäß der Erfindung ist in Figur 1 allgemein mit 36 bezeichnet und umfasst eine innere Wand 38 und eine räumlich davon getrennte radial außenliegende äußere Wand 40, welche gemeinsam eine Abströmdüse 42 dazwischen •bilden, die in der Lage ist, die komprimierte Gebläseluft aus

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_ 5 —

dem Gebläsekanal 28 aufzunehmen und diesen G-ebläsestrom abströmen zu lassen, um für das Flugzeug 14 einen vorwärtsgerichteten Anrteibsschub zu erzeugen.

Wie aus den Figuren 1 und 4 am testen zu entnehmen ist, ist die innere Wand 38 derartig ausgebildet, daß sie für die Kernmaschine 18 zwischen den Umkleidungselementen 32 und 34 eine stromlinienförmige Umhüllung bildet, und die äußeren Y/andelemente 40 sind mit einer inneren und einer äußeren Fläche 44 und entsprechend 45 derartig ausgebildet, daß sie eine fast stromlinienförmige Fortsetzung der inneren und äußeren Flächen 24 und 26 des Gebläsegehäuses 22 bilden. f

Wie aus den Figuren 2 und 3 ersichtlich ist, ist die Schubumkehrvorrichtung gemäß der Erfindung eine doppelgängige Konstruktion und besitzt ein Paar fast spiegelbildlich gleicher Elemente 48 und 50, von denen jedes ein gewölbtes äußeres Wandelement 40 und eine radiale nach innen angebrachte bogenförmige innere Wand 38, die an ihren inneren Enden dur.ch radiale Wandelemente 52 durch Verschweißung, Nietung oder ähnliches verbunden sind. Jedes Kanalelement 48 und 50 ist mit dem Pylon oder der Flugzeugtragkonstruktion 16, mit Hilfe geeigneter Gelenkverbindungen 54 drehbar befestigt, und zwar für eine Drehung in einer Ebene, die zur Achse des G-eblätiekanals 28 und ät der Kernmaschine 18 fast normal gerichtet ist, zwischen einer Reisestellung, in der sich die Kanalelemente um die Kernmaschine 18 erstrecken, wie aus den Figuren 1,3 und 4. zu entneh- · men iat, und zwar in einer offenen Stellung, die in den Figuren 2 und 3 dargestellt ist, in der ein Zugang zur Kernmaschine und den Zubehörteilen (die in Figur 2 allgemein mit 56 bezeichnet sind), welche mit ihr befestigt sind, möglich ist.

Um diu Drehung der Kanalanordnungen 48 und 50 zwischen der .Reise- und der offenen Stellung zu erleichtern, sind entsprechende mit einem Strömungsmittel arbeitende Betätigungsvorrichtungen, . motorangetriebene Spindeln oder ähnliches vorgesehen,, die in Fi-'ur "5 ell;"r-:m§lTi mit 57 bezsiehnofc OtRd₀

BAD ORIGINAL

Wie aus Figur 3 deutlich ersichtlich ist, sind die freien Enden, der Kanalanordnungen 48 und 50 in der Eeisestellung durch geeignete Sperrklinken 58 gemeinsam gesichert, die in vorteilhafter Weise innerhalb der äußeren Wandumhüllung 40 eingelassen und durch eine Zugangstür 60 an sich "bekannter Art abgedeckt sind, welche gelenkartig von einer der Kanalanordnungen getragen wird.

Obgleich ein Mechanismus der Art, wie er in der US-Patentschrift Nr. 3 262 271 beschrieben ist, in Figur 4 allgemein dargestellt ist und als bevorzugte Konstruktion angesehen wird, sind auch Schubumkehrmechanismen, wie sie aus den TJS-Patenten Nr. 3 262268 und Nr. 3 262 270 hervorgehen, für "die Erfindung anwendbar.

Wie aus Figur 4 zu entnehmen ist_s besitzt die äußere Wand 40 einer jeden Kanalanordnung 48 und 50 ein festes oder nicht umsetzbares Teil 62, das mit den radialen Wänden 52 und damit mit der inneren Wand 38 befestigt ist und bildet einen strukturmässig festen gewölbten Rahmen, der eine oder mehrere Strömungsumkehrkaskaden 64 trägt. Jedes äußere Wandelement umfasst ferner ein umsetzbares Teil 66, das mit einer gewölbten axial sioh erstreckenden Aussparung oder einem Schlitz 67 versehen ist, der dazu dient, die Kaskaden 64 aufzunehmen und abzudecken, wenn sie sich in der Reisestellung befinden. Obwohl die Kaskaden 64 durch das versetzbare Teil 66 befestigt und abgedeckt dargestellt und beschrieben wurden und im folgenden noch werden, so ist offensichtlich, daß eine derartige Anordnung auch umgekehrt werden kann, wobei die Kaskaden in dem nicht ^ersetzbaren Teil 62 in dar Reisestellung untergebracht werden können und mit dem versetsbaren Teil 66 aus der abgedeckten Stellung heraus beweglich aein können*,

Das versetzbare Teil 66 wird durch das äußer© Wandteil. 62 gleiter ge tragen 9 um zwischen -der Haisestsllraig nnä einer Stellung a'b st roils β it ig davon, wie durch als geteooheaen Linien in Figur 4 öai'gQstallt ist, axial vqrsciioi&QS! warden su fcozmsno

Wenn sich das äußere Wandelementteil 66 in seiner abströmsei tigen Stellung "befindet, sind die strömungsumkehrenden Kaskaden 64 unbedeckt und sind strömungsmäßig mit der komprimierten Ge- · bläseluft innerhalb der Kanalanordnung verbunden.

Um die Strömung der komprimierten Gebläseluft durch die Auslassdüse 42 zu blockieren und eine derartige Strömung durch die freiliegenden-Kaskaden 64 umzulenken, sind mehrere Blockierungs-,klappen 68 peripherisch angeordnet. Jede Klappe ist neben ihrem aufströmseitigen Ende mit ihrem entsprechenden versetzbaren Teil 66 des äußeren Wandelementes, wie mit .70 bezeichnet, g

schwenkbar verbunden, und ist aus ihrer Stellung nach Figur 4, in der sie einen Teil der stromlinienförmigen inneren Fläche 44 bildet, in die Blockierungsstelltlng, die in Figur 4 durch gebrochene Linien gezeichnet ist, mit Hilfe eines radial angeord-r neten Hebels 72 drehbar, welcheran seinem radialen äußeren Ende 74 mit seiner entsprechenden Klappe 68 und an seinem inneren Ende 76 mit der inneren Wand 38 drehbar befestigt ist. Jede Kanalanordnung 48 und 50 umfasst geeignete Betätigungsvorrichtungen 78, die durch ein nicht versetzbares äußeres Wandteil 62 getragen werden, die vorzugsweise aus kugelgelagerten Spindeln bestehen, um dieäußeren Wandelementteile 66 zu verschieben und die Klappen 68 in die Schubumkehrstellung zu drehen. Die Betätigungsvorrichtungen 78 für beide Kanalanordnungen 48 und ^j 50 können durch einen einzigen Bowdenzug 80 betrieben werden, der antriebsmäßig mit geeigneten, nicht dargestellten Motoren verbunden ist, die in der Flugzeugtragkonstrultion oder dem Pylon 16 untergebracht sind. Obgleich das Betätigungssystem hier mit kugelgelagerten Spindelvorrichtungen beschrieben wurde, die mit einem Bowdenzug 80 antriebsmäßig verbunden sind, so ist offensichtlich, daß auch andere geeignete Betätigungsvorrichtungen verwendet werden können.

Wie zuvor erwähnt, sind die Sperrklinkenvorrichtungen 58 vor- · zugsweise versetzt und mit dem Teil 62 der äußeren Wandanord-'nung radial ausgerichtet angeordnet, so daß die Bügelbelastungen zwischen den Kanalanordnungen während des UmkehrSchubes mit

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- 8 minimalen Biegemomenten übertragen werden.

In Figur 5 ist das abströmseitige Ende der Grebläsegehäusestruktur 22 dargestellt, die mit einer radial öffnenden Umfangsaussparung 82 versehen ist, welche derartig ausgebildet ist, daß sie einen radial sich nach innen erstreckenden Flansch 84 in einer dicht sitzenden Berührung aufnehmen kann, der durch jede Kanalanordnung getragen wird, so daß axiale Belastungen, welche auf die Kanalanordnungen wirken, der Flugzeugtragkonstruktion über die Gebläsegehäusestruktur 22 übertragen werden. Die radialen Flansche 84 sind vorzugsweise mit ihren entsprechenden äusseren Wandelementteilen 62 durch Mittel verbunden, die von dort eine Justierung erlauben, um sich irgendwelchen !Poleranzabweichungen zwischen dem Flansch und seiner Aussparung 82 anzupassen, wodurch ein richtiger Sitz zwischen ihnen sichergestellt wird.

Um eine Leckageströmung durch die Kaskaden während des Vorwärtsschubes zu verhindern, sind geeignete Lichtungen 86, wie aus Figur 4 ersichtlich ist, vorgesehen, um eine Strömungsdichtung zwischen dem versetzbaren Teil 66 und dem nicht versetzbaren Teil 62 an jeder äußeren Wandanordnung 40 zu bilden.

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Claims

Patentansprüche

/ 1 )JAntriebssystem für Flugzeuge mit einem Turbineηtriebwerk, das mit der Flugzeugtragkonstruktion "befestigt ist, wobei das Turbinentriebwerk ein hohlförmiges Gebläsegehäuse umfasst, so'.'iie eine Kernmaschine mit kleinerem Durchmesser als das Gehäuse, die in das abströmseitige Ende der Gehäuse struktur reicht, und im Zusammenwirken mit dem Gehäuse einen ringförmigen Ge"bläsekanal "begrenzt, in dem ein Gebläse angeordnet ist, das sich aufströmseitig zur Kernmaschine "befindet und mit dieser antriebsmäßig verbunden ist, um einen luftstrom komprimiert durch den Gebläsekanal zu führen, dadurch gekennzeichnet, daß doppelgängige Schubumkehrvorrichtungen (36) mit einem Paar Kanalanordnungen (48)' und (50) ("bei 54) schwenkbar mit der Flugzeugtragkonstruktion (16) befestigt sind, um sich in einer Ebene, die zur Achse der Gasturbine normal gerichtet ist, zwischen einer Reisestellung, in der sich die Kanalanordnungen (48) und (50) abströmseitig zum Gehäuse um den Maschinenkern erstrecken und eine Abströmdüse (42.) bilden, zur Aufnahme und Abströmung des komprimierten Gebläsestromes zur Erzeugung einer Schubkraft für das Flugzeug und einer offenen Stellung zu drehen, wobei für Überhol-und Reparaturzwecke zu den Teilen der Kernmaschine, die sich zu den Kanalanordnungen (48 und 50) radial innen befinden, ein Zugang ermöglicht wird und daß jede Kanalanordnung (48 und 50) eine äußere Wandanordnung (40) besitzt, die mindestens eine die Strömung umkehrende Kaskade (64) und Vorrichtungen zur Blokkierung der Abströmung der komprimierten Gebläseluft aus der , Abströmdüse und zur Umlenkung der Strömung durch die strömungsumkehrende Kaskade (64) trägt, um einen Umkehrschub für das Flugzeug zu erzeugen.
2) Antriebssystem nach Anspruch 1 ,· dadurch gekennzeichnet, daß die Kernturbine erste und zweite Verkleidungselemente (32 und 34) aufweist, wobei das erste Verkleidungselement (32) zum hinteren Teil des Gebläaegehäuses (22) radial nach innen angeordnet iöt und eine stromlinienförmige äußere Fläche für das abströmseitige Ende der Kernmaschine und eine innere Begrenzung für das hintere Teil des Gebläsekanals (28) -2-

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bildet, während das zweite Umkleidungselement (34) abströmseitig zum ersten Umkleidungslernent" (32) angeordnet ist und eine stromlinienförmige äußere Fläche für ein hinteres Teil der Gasturbine bildet, wobei jede Kanalanordnung (48 und 50) eine innere Wand (38) aufweist, die sich zur äußeren Wandanordnung (40) in radialer Richtung innen befindet, um eine Abströmdüse (42-) dazwischen zu begrenzen, wobei die innere Wand (38) derartig ausgebildet ist, daß sie eine stromlinienförmige äußere Fläche für die Kernmaschine zwischen der ersten und zweiten Umkleidung (32 und 34) bildet, wenn die Schubumkehrvorrichtung sich in der Reisestellung-befindet.
3)Antriebssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Gebläsegehäuse (22) mit einer stromlinienförmigen inneren und äußeren Fläche (24 und 26) versehen ist, wobei die innere Fläche (24) des Gehäuses die äußere Begrenzung des Gebläsekanals ( 28) bildet und die Kanalanordnungen (48) und (50) eine innere Wand besitzen, die sich zur entsprechenden äußeren Wand

• radial innen befinden, um dazwischen eine Abströmdüse (42) zu bilden und daß die äußere V/an dan Ordnung innere und äußere Flächen (44 und 46) aufweist, die entsprechend angepasst sind, um eine stromlinienförmige Fortsetzung der inneren und äußeren Flächen des Gehäuses zu bilden, wenn sich die Schubumkehrvorrichtung in der Reisestellung befindet.
4)Antriebsaystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Gebläsegehäuse (22) an seinem abströmseitigen Ende mit einer radial nach außen gerichteten kreisförmigen Aussparung (82) versehen ist, daß das aufströmseitige Ende jeder Kanalanordnung (48 und 50) einen radial nach innen sich erstreckenden Bogenflansch (84) aufweist, der derartig ausgebildet ist, daß er mit der Aussparung (82) ©ine dicnt-sitsende Berührung eingeht., wenn sich «$±e Kanalanordnungen in ihrar Reiaestel- lung befinden, ao daß axiale Belastungen τοη d®r sohufcumkehrenden Einrichtung auf die llugzeugtragkonstruktion C16) duroh die ÖQbläaegahäuaekonetruktion (22) übertragen warden.
5) Antriebssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß- " die Kanalanordnungen (48 und 50) eine innere Wand (38). aufweisen, die sich zu ihrer entsprechenden äußeren Wand (40) radial innen befindet, um dazwischen eine Abströmdüse (42) zu bilden, wobei jede äußere Wand (46) ein erstes Teil (62) und ein zweites Teil (66) umfasst, wobei das erste Teil (62) an seinen Enden mit den Enden seiner verbundenen inneren Wand durch-radiale Wandelemente (52) fest gesichert ist, die derartig angepasst sind, daß sie die Strömungsumkehrende Kaskade (6.4) tragen können und daß das zweite Teil (66) durch das erste Teil (62) zur axialen Verschiebung zwischen der Reisestellung, in der das zweite Teil (66) die Kaskaden (64) " bedeckt, und einer Stellung abströmseitig zur Reisestellung, in der die Kaskade (64) unbedeckt ist und mit der komprimierten Gebläseluft strömungsmäßig verbunden ist, gleitend getragen wird, daß Betätigungsvorrichtungen (78) durch das er-· ste Teil (62) der äußeren Wandanordnungen (46) zur Verschiebung des beweglichen Seitenteils (66) zwischen der Reisestellung und der abströmseitigen Stellung getragen werden, daß mehrere peripherisch angeordnete Blοeklerungsklappen (68 bei 70) jeweils durch das bewegliche zweite Teil (66) jedes äußeren Wandelementes (40) drehbar getragen werden, wobei die Blockierungsklappen (68) in der Reisestellung einen Teil der inneren Fläche (44) der äußeren Wandanordnungen -(40) bil- μ den, und daß Hebelelemente (72 bei 74) mit den Klappen (68) und der inneren Wand (38) der Kanalanordnungen (48 und 50) zur Führung der Klappe (68) in die Biockierungsstellung über die Abströmdüse (42) abströmaeitig zur Kaskade (64), wenn die, beweglichen äußeren Wandteile (66) in die abströmseitige Stellung verschoben sind, drehbar verbunden sind, wobei die komprimierte Gebläseluft durch die Kaskaden (64) umgelenkt wird, um einen Umkehrschub-zü erzeugen.
6) Antriebssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Betätigungsvorrichtungen (57) zur Drehung der Kanalariordnungen (48 und 50) aus ihrer Reisestellung in eine solche Stellung vorhanden sind, die einen Zugang zur Gasturbine _.

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gestattet.
7) Flugzeugantriebssystem, gekennzeichnet durch die folgende Kombination: ein Turbinentriebwerk (12), das mit der Flugzeugtragkonstruktion (16) verbunden ist, welche eine zentral angeordnete Gasturbine (18) zur Erzeugung eines heißen Grasstromes umfasst, Stützvorrichtungen (30), die sich von der Gasturbine (18) neben ihrem aufströmseitigen Ende nach außen erstrecken, ein Gebläsegehäuse 22, das durch die Stützvorrichtung (30) koaxial zur Gasturbine (18) getragen wird und einen ringförmigen Gebläsebypasskanal (28) bildet, ein Gebläse (20), das in dem Gehäuse (22) angeordnet ist und mit der Gasturbine (18) zur Komprimierung eines Luftstromes, der durch den Bypasskanal (28) geleitet wird, antriebsmäßig verbunden ist, und durch doppelgängige Schubumkehrvorrichtungen, die ein Paar Kanalanordnungen (48 und 50) umfassen, welche mit der Flugzeugtragkonstruktion (16) schwenknar befestigt sind, so daß sie sich in einer Ebene, die zur Achse der Gasturbine (18) normal gerichtet ist, zwischen einer Reisestellung, in der die Kanalanordnungen (48 und 50) eine Abströmdüse (42) zur Aufnahme und Abgabe der komprimierten Gebläseströmung bilden, um einen Vorwärtsschub für das Antriebssystem zu erzeugen, und einer Stellung drehen können, in der zu den Teilen der Gasturbine (18), die sich zur Schubumkehrvorrichtung radial innen befinden, ein Zugang für Überhol- und Reparatrzwecke geschaffen wird, wobei jede Kanalanordnung (48 und 50) ein Teil (66) umfasst, das von der Reisestellung in eine abströmseitige Stellung radial versetzbar ist, und Vorrichtungen (68) zur Blockierung der Strömung,der komprimierten Gebläseluft durch die Abströmdüse (42) und durch Vorrichtungen (64), die den Gebläsestrom umlenken, um einen Umkehrschub für das Antriebssystem zu erzeugen, wenn sich das versetzbare Teil (66) in einer abströmseitigen Stellung befindet.

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8) Turbinentriebwerk mit einer zentral angeordneten Gasturbine zur Erzeugung eines heißen Gasstromes, einem Gebläse, das mit der Gasturbine antriebsmäßig "verbunden ist, um eine komprimierte Luftströmung durch einen ringförmigen Bypasskanal und einer Austrittsdüse führen zu können, die durch ein Gebläsegehäuse gebildet wird, das nahezu koaxial zu den Kanaleinrichtungen der Gasturbine ausgerichtet ist, und ein Teil umfasst, das sich von einer Reisestellung in eine abströmseitige Stellung axial versetzen lässt, und Vorrichtungen zur Blockierung der Strömung der komprimierten Gebläseluft, die durch die Auslassdüse getrieben wird, und Kas- | kadenvorrichtungen zur Umlenkung der Gebläseströmung, um einen Umkehrschub zu erzeugen, wenn das versetzbare Teil sich in der abströmseitigen Stellung befindet, dadurch gekennzeichnet, daß die Kanalvorrichtungen ein Paar der Kanalelemente (48 und 50) umfassen, die zur Durchführung einer Winkelstellung in einer Ebene, die etwa normal zur Achse der Gasturbine gerichtet ist, zwischen einer geschlossenen Reisestellung, in der die Kanalanordnungen (48 -und 50) in Kombination mit der Gasturbine die Abströmdüse (42) bilden, und einer offenen Stellung, in der zum Zwecke der Überholung und Reparatur Zugang zu den Teilen der Gasturbine (18) ermöglicht wird, die sich radial innen zu den Kanalanordnungen (48 und 50) befinden, schwenknar befestigt sind. %

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