Wärmekraftanlage für den Antrieb von Fahrzeugen hoher Fahrgeschwindigkeit, insbesondere von Flugzeugen. Die Erfindung betrifft eine ZVärmekraft- anlage für den Antrieb von Fahrzeugen hoher Fahrgeschwindigkeit, insbesondere von Flug zeugen, bei welcher mindestens ein Verdich ter Verbrennungsluft in eine Brennkammer fördert, in der Treibgase für eine Gasturbine erzeugt werden.
Gemäss der Erfindung ist in der zwischen Verdichter und Gasturbine angeordneten Brennkammer mindestens ein Wärmeaustau- scher eingebaut, in welchem von dem einen Kreislauf durchlaufenden Arbeitsmittel einer Wärmekraftmaschine den Treibgasen gerade so viel Wärme entzogen wird, dass in dieser Maschine höchstens<B>50%</B> der in der Anlage aufzubringenden Gesamtleistung erzeugt wird; ferner treten die Abgase der Gasturbine durch eine Strahldüse ins Freie aus, wobei sie durch Rückstoss ebenfalls einen Teil der für den Antrieb des Fahrzeuges benötigten Gesamt leistung erzeugen.
In Verbindung mit Verbrennungsturbi nen ist es schon bekannt, die Temperatur der in einer Brennkammer erzeugten Treibgase dadurch auf ein für die Turbine zulässiges Mass herabzusetzen, dass man diese Gase in einem Kessel nutzbringend Dampf entwickeln lässt.
Auch sind schon Gasturbinenantriebe für Flugzeuge bekannt, bei denen die Abgase der Gasturbine durch eine Strahldüse ins Freie ausströmen und dabei durch Rückstoss eine Antriebsleistung erzeugen. Die Erfindung besteht somit in der Ver einigung einer Anzahl von Merkmalen, von denen jedes für sich bereits bekannt ist. Diese Vereinigung, die den Gegenstand der Erfin dung bildet, zeitigt gegenüber den bekannten Wärmekraftanlagen der eingangs erwähnten Art den technischen Fortschritt, dass sich bei günstigem Brennstoffverbrauch mit mässigen Gewichten auskommen lässt.
Dieser Vorteil fällt insbesondere bei Flugzeugen stark ins Gewicht, da bei diesen die Flugstrecke be kanntlich um so grösser wird, je kleiner das Gewicht der Antriebsvorrichtung und je klei ner der Brennstoffverbrauch je erzeugte Nutz leistungseinheit sind.
Auf der beiliegenden Zeichnung ist eine beispielsweise Ausführungsform des Erfin dungsgegenstandes in vereinfachter Darstel lungsweise im Zusammenhang mit einem Flugzeug veranschaulicht, wobei aber von letzterem nur die Antriebsanlage gezeigt ist.
In der Figur bezeichnet 1 einen Verdich ter axialer Bauart, dem zu verdichtende Ver brennungsluft in Richtung der Pfeile A zu strömt. Die im Verdichter 1 verdichtete Luft dient zur Aufladung einer Brennkammer 3, der sie durch eine Leitung 2 zuströmt. Dieser, Brennkammer 3 strömt durch eine Leitung 4 auch ein Brennstoff, vorzugsweise Brennöl, zu, das bei der Mischung mit der verdichte ten Verbrennungsluft unter Bildung von Treibgasen verbrennt. Die Treibgase gelangen durch eine Leitung 5 in eine Turbine 6, wo sie sich unter Leistungsabgabe entspannen. Die Turbine 6 dient zum Antrieb des Ver dichters 1, ferner eines Propellers 7 und einer Speisepumpe B.
Die Abgase der Turbine 6 treten durch eine unmittelbar an letztere an gebaute Strahldüse 9 ins Freie, wobei sie durch Rückstoss Leistung zum Antrieb des Flugzeuges erzeugen.
Da bekanntlich die Temperatur der der Gasturbine 6 zuströmenden Treibgase einen bestimmten Wert, d. h. etwa 700 C, nicht überschreiten darf, da die sich drehenden Teile dieser Turbine bei längerer Flugdauer sonst in gefährlicher Weise beansprucht wür den, ist in die Brennkammer 8 noch ein als Rohrschlange 10 ausgebildeter Wärmeaus tauscher eingebaut, der von einem einen Kreislauf beschreibenden Arbeitsmittel durch flossen wird.
Beim gezeigten Beispiel ist die ses Arbeitsmittel Wasser, das von der Speise pumpe 8 in die Schlange 10 gefördert wird, durch die es den in der Brennkammer 3 er zeugten Treibgasen gerade so viel Wärme entzieht, dass die durch die Leitung 5 in die Turbine 6 gelangenden Treibgase die in Be zug auf letztere noch zulässige Höchsttempe ratur aufweisen.
In der Rohrschlange 10 wird das durchströmende Wasser verdampft und der so erhaltene Dampf gelangt durch eine Leitung 11 vorerst in eine Hochdruck turbine 12, welche einen Propeller 13 an treibt, und hierauf durch eine Leitung 14 in eine Niederdruckturbine 15, welche einen zweiten Propeller 16 antreibt.
Die Nieder druckturbine 15 ist zweiflutig ausgebildet; die durch die zwei Leitungen 17 und 18 aus strömenden Dampfteile werden in einem luft gekühlten Vortriebskondensator 19 nieder geschlagen.
In einem solchen führt bekannt lich die Erwärmung der Kühlluft beim Durchströmen des Kondensators infolge Ver ringerung des Durchtrittswiderstandes zu einem innern Vortrieb. Das im Kondensator 19 gebildete Kondensat fliesst in eine Leitung 20 ab und gelangt über eine Kondensat pumpe 20a und einen Vorwärmer 21 wieder in die Speisepumpe 8, womit das Arbeits mittel, welches die aus den zwei Turbinen 12, 15 bestehende Wärmekraftmaschine an treibt, seinen Kreislauf durchlaufen hat.
Der in die Brennkammer 3 eingebaute Wärmeaustaüscher 10 ist in bezug auf die Menge der erzeugten Treibgase so bemessen und ferner wird mit Hilfe der Speisepumpe 8 gerade so viel Flüssigkeit in diesen Wärme austauscher gefördert, dass die vom Wasser den Treibgasen entzogene Wärmemenge es ermöglicht, in der von den Turbinen 12 und 1.5 gebildeten Wärmekraftmaschine höchstens <B>50%</B> von der Gesamtleistung zu erzeugen, welche in der Aulage herauszubringen ist.
Dieser Teil der Wärmekraftanlage kann also wesentlich leichter bemessen werden als im Falle, wo die Gesamtleistung nur in einer Wärmekraftmasehine mit einem Kreislauf des Arbeitsmittels zu erzeugen wäre. Zudem ist der Wirkungsgrad der beschriebenen Ge samtanlage höher, als er es wäre, wenn die Gesamtleistung nur in einer offenen Gastur bine und in einer an diese anschliessenden Strahldüse zu erzeugen wäre.
Dabei ist die Betriebssicherheit erst noch hoch, weil die Treibgase beim Eintritt in die Gasturbine 6 keine Temperatur mehr aufweisen, welche Teile der Turbine gefährden könnte. Ferner lässt sich nur mit dem Luftüberschuss aus kommen, der für die Erzielung einer guten Verbrennung unbedingt erforderlich ist. Da gegen braucht nur verhältnismässig wenig zu sätzliche Luft in die Brennkammer 3 geför dert zu werden, um darin die Temperatur der Treibgase auf einen festgesetzten Wert herabzudrücken.
Da somit in der Brennkam- mer 3 mit einem verhältnismässig kleinen Luftüberschuss auszukommen ist, lässt sich entsprechend an Verdichterarbeit sparen und auch die Verluste durch fühlbare Wärme der Abgase werden entsprechend kleiner. All das trägt dazu bei, dass die beschriebene Wärme kraftanlage bei kleinstmöglichem Gewicht und grosser Betriebssicherheit mit hohem Wir kungsgrad arbeitet, so dass also die Kombi nation einen erheblichen technischen Fort schritt bedingt.
Die Leistung der Gasturbine, welche nicht von dem Verdichter für die Verbren- nungsluft aufgezehrt wird, kann zum An trieb eines zum Fortbewegen des Fahrzeuges dienenden Propellers dienen. Dieser Propeller kann gleichzeitig zum Fördern von Umge bungsluft in den die Verbrennungsluft för dernden Verdichter dienen.
Dem Vortriebskondensator kann als küh lendes Medium Luft zugeführt werden, den ein von einer Dampfturbine angetriebener Ventilator fördert. Diese Lösung kommt vor allem für das Starten in Frage, wo bei klei ner Fluggeschwindigkeit die volle Leistung erzeugt werden sollte.
Das Arbeitsmittel, das einen Kreislauf, in welchem die Wärmekraftmaschine liegt, durehläuft, kann auch ein Gas, z. B. Luft oder Helium, sein.
Die beschriebene Wärmekraftanlage ist in erster Linie für den Antrieb von Fahrzeu gen hoher Fahrgeschwindigkeit, also insbe sondere für Flugzeuge geeignet.
Thermal power plant for driving high-speed vehicles, especially airplanes. The invention relates to a ZVärmekraft- system for driving vehicles at high speeds, especially aircraft, in which at least one compressor conveys combustion air into a combustion chamber, in which propellant gases for a gas turbine are generated.
According to the invention, at least one heat exchanger is installed in the combustion chamber arranged between the compressor and the gas turbine, in which just enough heat is withdrawn from the propellant gases from the working medium of a heat engine running through a circuit that in this machine at most <B> 50% </ B> the total power to be generated in the system is generated; Furthermore, the exhaust gases from the gas turbine exit into the open through a jet nozzle, whereby they also generate part of the total power required to drive the vehicle through recoil.
In connection with combustion turbines, it is already known to reduce the temperature of the propellant gases generated in a combustion chamber to a level permissible for the turbine by letting these gases develop profitably steam in a boiler.
Gas turbine drives for aircraft are also already known, in which the exhaust gases from the gas turbine flow out into the open through a jet nozzle and generate drive power through recoil. The invention thus consists in the United union of a number of features, each of which is already known per se. This association, which forms the subject of the inven tion, brings about the technical progress compared to the known thermal power plants of the type mentioned at the beginning, which means that moderate weights can be managed with favorable fuel consumption.
This advantage is particularly significant in the case of aircraft, since in these the flight distance is known to be greater, the smaller the weight of the drive device and the smaller the fuel consumption per useful power unit generated.
In the accompanying drawing, an example embodiment of the subject of the invention is illustrated in a simplified representation in connection with an aircraft, but only the propulsion system of the latter is shown.
In the figure, 1 denotes a compressor ter axial design, the combustion air to be compressed in the direction of arrows A flows to. The air compressed in the compressor 1 is used to charge a combustion chamber 3, to which it flows through a line 2. This, combustion chamber 3 also flows through a line 4, a fuel, preferably fuel oil, which burns when mixed with the compressed th combustion air to form propellant gases. The propellant gases pass through a line 5 into a turbine 6, where they relax with power output. The turbine 6 is used to drive the Ver poet 1, also a propeller 7 and a feed pump B.
The exhaust gases from the turbine 6 pass through a jet nozzle 9 built directly on the latter into the open, where they generate power to drive the aircraft through recoil.
Since it is known that the temperature of the propellant gases flowing into the gas turbine 6 has a certain value, d. H. about 700 C, since the rotating parts of this turbine would otherwise be dangerous during long flight, a heat exchanger designed as a coil 10 is built into the combustion chamber 8, which flowed through a working fluid describing a cycle becomes.
In the example shown, this working medium is water, which is pumped by the feed pump 8 into the snake 10, through which it extracts just enough heat from the propellant gases generated in the combustion chamber 3 that the gas that passes through the line 5 into the turbine 6 Propellant gases have the maximum permissible temperature in relation to the latter.
In the pipe coil 10, the water flowing through is evaporated and the steam thus obtained passes through a line 11 initially into a high-pressure turbine 12, which drives a propeller 13, and then through a line 14 into a low-pressure turbine 15, which drives a second propeller 16 .
The low pressure turbine 15 is designed with two flows; the steam parts flowing through the two lines 17 and 18 are precipitated in an air-cooled propulsion condenser 19.
In such a known Lich leads to the heating of the cooling air as it flows through the condenser as a result of a reduction in the passage resistance to an internal propulsion. The condensate formed in the condenser 19 flows into a line 20 and passes through a condensate pump 20a and a preheater 21 back into the feed pump 8, whereby the working medium that drives the heat engine consisting of the two turbines 12, 15, its cycle has gone through.
The heat exchanger 10 built into the combustion chamber 3 is dimensioned in relation to the amount of propellant gases generated and, furthermore, just enough liquid is conveyed into this heat exchanger with the help of the feed pump 8 that the amount of heat withdrawn from the water from the propellant gases enables the Heat engine formed by the turbines 12 and 1.5 to generate at most <B> 50% </B> of the total power that is to be brought out in the installation.
This part of the thermal power plant can therefore be dimensioned much more easily than in the case where the total output could only be generated in a thermal power plant with a circuit of the working medium. In addition, the efficiency of the entire system described is higher than it would be if the total output could only be generated in an open gas turbine and in a jet nozzle connected to it.
The operational reliability is still high because the propellant gases no longer have a temperature when entering the gas turbine 6, which could endanger parts of the turbine. Furthermore, it is only possible to manage with the excess air that is absolutely necessary for achieving good combustion. In contrast, only relatively little additional air needs to be fed into the combustion chamber 3 in order to reduce the temperature of the propellant gases to a set value.
Since a relatively small excess of air can thus be managed in the combustion chamber 3, it is possible to save accordingly on compressor work and the losses due to sensible heat in the exhaust gases are correspondingly smaller. All of this contributes to the fact that the thermal power plant described works with the lowest possible weight and great operational reliability with a high degree of efficiency, so that the combination requires considerable technical progress.
The power of the gas turbine, which is not consumed by the compressor for the combustion air, can serve to drive a propeller which is used to move the vehicle. This propeller can also be used to convey ambient air into the compressor that promotes the combustion air.
The propulsion condenser can be supplied with air as a cooling medium, which is conveyed by a fan driven by a steam turbine. This solution is particularly suitable for take-offs, where full power should be generated at low flight speeds.
The working fluid, which runs through a circuit in which the heat engine is located, can also be a gas, e.g. B. air or helium.
The thermal power system described is primarily suitable for driving Fahrzeu conditions high speed, so in particular special for aircraft.