Verbrennungsturbinen-Antriebsanlage für Luftfahrzeuge. Die Erfindung bezieht sieh auf eine Ver brennungsturbinen-Antriebsanlage für Luft fahrzeuge, bei welscher Luft in einem Axial strömungskompressor komprimiert, in Ver brennungskammern geleitet, in welche Brenn- steff eingespritzt und kontinuierlich bei kon- stantem Druck verbrennt wird und dann in einer Axialströmungsturbine, welche den Kompressor treibt, expandiert wird, wobei der Kompresssor und die Turbine zu einer Einheit zusammengefasst ist, indem dieselben koaxial ineinander angeordnet sind, so dass koaxiale und einander umschliessende Durchström- ringräume für das Arbeitsmedium entstehen.
Zweck der Erfindung ist, eine Anordnung von geringer axialer Länge und gedrängter Konstruktion zu schaffen, welche für den Au- trieb einer Luftschraube und den Einbau in Flugzeugrümpfe oder -gondeln geeignet ist.
Bei einer Verbrennungsturbinen-Antriebs anlage gemäss der Erfindung sind die ko axialen und einander umschliessenden Durch strömungsringräume so verbunden, dass die Strömung in diesen Ringräumen entgegen gesetzte Richtung besitzt, und ferner ist für den Antrieb einer Luftschraube eine von der erstgenannten Turbine mechanisch unabhän gige Nutzleistungsturbine vorgesehen, welche auf der Auspuffseite der erstgenannten Tur bine angeordnet ist.
In, der beiliegenden Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel des Erfindungsgegen standes dargestellt, Die Figur zeigt zur Hälfte in Ansicht, zur Hälfte im schematischen Axialschnitt eine Verbrennungsturbineneinheit, welche für den Einbau in ein Luftfahrzeug bestimmt ist, wobei der Antrieb sowohl durch eine Luft schraube als auch durch Strahlvortriebswir kung erfolgt.
In der Zeichnung bezeichnet 1 die Aussen haut der die Krafteinheit umschliessenden Gondel. Die Tragkonstruktion dieser Einheit umfasst ein vorderes Gehäuseglied 2a, 2b, ein äusseres, aus Ringen 3, 3a, 3b, 3c aufgebautes Gehäuse, eine Zwischenwand 14, eine hintere Stirnwand 15 und eine feste Achse 13, welche an den Wänden 14, 15 befestigt ist.
Das Ge häuseglied 2a, 2b weist einen zylindrischen Teil 2a und zwei Stirnwände 2b auf, die durch Versteifungsrippen verbunden sind, wobei alle diese Teile aus einem Stück gebildet sind; der zylindrische Teil 2a und der Gehäusering 3 bestimmen einen ringförmigen Eintritts- leitkanal 5 zum Kompressor, wobei der Ein lass zu diesem Leitkanal durch den einwärts gefalteten vordern Randteil der Gondelhaut 1, welsche an dem Gehäusering 3 angebracht ist und eine Fortsetzung dessel#en bildet, und durch eine vordere Verkleidung 4 gebildet wird, die an dem zylindrischen Teil 2a des vordern Gehäusegliedes angebracht ist und eine Fortsetzung desselben bildet.
Die Gehäuseringe 3a, 3,b, 31c umschlie ssen einen ringförmigen Durchströmkanal, in welche; dis KQmrsuorsich:@,ufeln in.. c,_ nachstehend beschriebenen Weise arbeiten. Dieser Kompressordurchströmkanal geht in einen, Leitkanal 6 über, welcher mittels eines 180 -Umlenkbogens, der mit innern Leitflü- geln 7 für die Unterdrückung der Turbulenz versehen ist, in eine Verbrennungskammer 8 führt, die eine Brennstoffeinspritzdüse 9 ent hält.
Die Verbrennungsgasse gelangen aus der Verbrennungskammer in einen zweiten ring förmigen Durchströmkanal, in welchem die Turbinenschaufeln wie nachstehend beschrie ben arbeiten. Dieser Turbinendurchström- kanad ist koaxial zum Kompressordurchström- kanal angeordnet und wird vom Kompressor- durchströmkanal umschlossen, wobei die Strö- niung durch die Turbine in der entgegen gesetzten Richtung zu derjenigen im Kom pressor erfolgt, wie nachstehend näher erläu tert wird.
Die Zwischenwand 14 ist durch ihr aus einem Stück bestehende Rippen 16 mit einem Umhüllungsring 18 verbunden, der eine Fort- getzung des zylindrischen Teils 2a bildet. Ein anderer Kranz von radialen Rippen 17 ver bindet den Umhüllungsring 18 mit dem Ge häusering 3a; in gleicher Weise ist die Stirn wand 15 durch radiale Rippen 19 mit einem Umhüllungsring 21 verbunden, welcher sei nerseits durch weitere radiale Rippen 20 mit dem Gehäusering 3c verbunden ist.
Zwischen den Stirnwänden 14 und 15 sind eine Anzahl Rotorräder 23 angeordnet, welche drehbar auf der Achse 13 mittels Lagern 22 abgestützt sind. Jedes Rotorrad besitzt einen Kranz von zweiteiligen Schaufeln 24, 25, de ren innere Schaufelteile 24 von den äussern Schaufelteilen 25 durch Umhüllungselemente 26 getrennt sind, welche bei auf die Räder aufgesetzten Schaufeln kontinuierliche Um hüllungsringe bilden. Die innern Schaufel teile 24 sind als Turbinenschaufeln und die äussern Schaufeln 25 als Kompressorschau feln ausgebildet, wobei die Schaufelwinkel so gewählt sind, dass benachbarte Rotorräder 23 sich gegenläufig drehen. Es sind somit keine Stätorschaufeln weder im Kompressor noch in der Turbine nötig; die Rippen 16, 17, 19, 20 wirken als Leitflügel am Eintritt und Aus- tritt der Turbine- bzw. des Kompressors.
Die Spielräume zwischen und an den Enden der Umhüllungsringe 26 sind durch nicht im Ein zelnen gezeigte Dichtungen abgedichtet.
Der ringförmige Kompressordurchström- kanal ist somit durch die Gehäuseringe 3a, 3b, 3c, die festen Umhüllungsringe 18, 21 und die drehbaren Umhüllungsringe 26 bestimmt und die Strömung durch diesen hindurch erfolg von rechts nach links in der Zeich nung, d. h. vom Leitkanal 5 zum Leitkanal 6, wobei die Strömung am Eintritt und Aus tritt durch die Leitflügelrippen 17 bzw. 20 geführt wird.
In gleicher Weise ist der ring förmige Turbinendurchströmkanal durch die festen und drehbaren Umhüllungsringe 21, 18 bzw. 26 und die Ränder der festen Stirn wände 14, 15 bzw. der drehbaren Räder 23 bestimmt, wobei die Strömung von links nach rechts in der Zeichnung erfolgt; die Leitflü- gelrippen 19, 16 dienen dazu, die Strömung am Eintritt bzw. Austritt der Turbine zu führen.
Am Auspuffende der Kompressorturbine ist eine von ihr mechanisch unabhängige Nutzleistungsturbine für den Antrieb einer Luftschraube, wie nachstehend beschrieben, angeordnet; diese weist ein Turbinenrad 29 auf, das drehbar auf der Achse 13s durch ein Lager 28 abgestützt, isst und zwei Kränze von Rotorschaufeln 30 trägt, die durch einen Kranz von Statorschaufeln 31 getrennt sind, welche auf der Innenseite des zylindrischen Gehäuseteils 2a angeordnet sind. Die Aus puffgase dieser Nutzleistungsturbine werden durch Leitkanäle 10, die einen 180 -Bogen besitzen, in einen ringförmigen Leitkanal 11 geleitet, dessen Auslassende 12 in eine Vor triebsstrahldüse (nicht dargestellt) mündet.
Es ist ersichtlich, dass die Strömung des Arbeitsmediums in der ganzen Krafteinheit zwei vollständigen Richtungsumkehrungen, nämlich bei 7 bzw. 10, unterworfen ist. Das Turbinenrad 29 .der NutzTeistun:gs- turbine ist mittel', einer Flans,chkupp'lung mit einer Welse 3!2 verbunden, welche in Lagern 3,3 abgestützt ist, die in einer Verlängerung der hintern Stirnwand 2b des Gehäusegliedes 2a, 2b angeordnet sind.
Die Welle 32 trägt ein Kegelrad 34, das in Eingriff mit einem Planetenrad 35 steht, welches auf einen mit einer Propellerwelle 38 aus einem Stück bestehenden Stegwelle 37 drehbar ist. Auf der Welle 38 ist ein Zug schraubenpropeller 40 angeordnet, der eine Propellernabenhaube 41 trägt. Das. Propeller reduktionsgetriebe wird durch einen, stillste henden Kegelzahnkranz 36 vervollständigt, der im Eingriff mit den Planetenrädern 35 steht und auf einer Verlängerung der vordern Stirnwand 2b des Gehäusegliedes 2a, 2b ge bildet ist, welches auch ein die Propellerwelle 38 abstützendes Lager 39 enthält.
Die Flugrichtung des Flugzeuges ist von links nach rechts in der Zeichnung, und es ist ersichtlich, dass der nach vorn gerichtete, durch die Elemente 1, 4 bestimmte Luftein lass unmittelbar hinter der Propellerdrehebene liegt, so dass der als Fangdüse wirkende Ein lass auch der Nachströmung des Zugpropel lers unterworfen ist.
Die Anordnung der Turbine und des Kom- pressors koaxial ineinander und mit entgegen gesetzter Durchströmrichtung, zusammen mit der Anwendung von zweiteiligen Schaufeln ermöglicht, dass die ganze Einheit unter Aus merzung von Verbindungswellen sehr ge drängt und kurz konstruiert werden kann, und ferner dass auch die Ladung vor der Ver brennung einerseits vorgewärmt und ander seits die Turbinenschaufelung so gekühlt wer den kann, dass die Schaufeltemperaturen be sonders am Hochdruckende der Turbine innerhalb vernünftiger Grenzen gehalten werden.
Da die den Propeller treibende Nutzlei stungsturbine unabhängig von der Kompres sorturbine ist, kann ihre Drehzahl so gewählt werden, dass, wie dargestellt, ein Einstufen Propeller-Reduktionsgetriebe angewendet wer den kann. Dadurch werden Doppel- oder Mehrstufen-Reduktionsgetriebe vermieden, welche normalerweise benötigt würden, wenn der Propeller durch die Kompressorturbine angetrieben würde, deren Drehzahl durch die Erfordernisse des Kompressors bedingt ist.
Ein weiterer Vorteil ergibt sich aus der Anwendung von gegenläufig sich drehenden Rotorrändern, welche keiner äussern Be lastung unterworfen sind, so dass keine Dreh reaktion, herrührend von den rotierenden Teilen der Kompressorturbineneinheit, auf zunehmen sind. Drehreaktionen treten natür lich vom Propellerantrieb herrührend auf, welche die algebraische Summe der Dreh kräfte am Getriebering 36 und an der Stator- schaufelung 31 sind, und ferner die auf die Rippen 16, 17, 19, 20 wirkenden Kräfte. Diese Kräfte und Reaktionen werden durch das Gehäuseglied 2a, 2b aufgenommen, wel ches sie durch seine Lagerung auf den Luft fahrzeugkörper überträgt.
Es können natürlich auch andere Ausfüh rungsformen der Nutzleistungsturbine für den Antrieb des Propellers als Alternative zu der dargestellten einfachen Rotorbauart vorge sehen werden. So kann ein Paar gegenläufig sich drehender Turbinenräder benutzt wer den, welche den Propeller über konzentrische Wellen und ein Reduktionsgetriebe antreiben oder die konzentrischen Wellen können über ein Getriebe ein Paar gegenläufig sich dre hender Propeller antreiben. Es können auch mehr als zwei Stufen für diese Antriebsstur- bine vorgesehen werden.
Die Aufteilung der in den Gasen am Austritt aus der Kompres sorturbine noch vorhandenen Energie auf die Propellerantriebsturbine und die Strahldüse, kann entsprechend den Erfordernissen der verschiedenen Triebwerke festgelegt werden. Zum Beispiel so, dass der grössere Teil der verfügbaren Leistung durch den Propeller aufgenommen wird, oder so, dass der grössere Teil in der Strahldüse ausgenützt wind und der Propeller nur einen kleinen Anteil an der gesamten Vortriebswirkung ergibt.