Verbrennungsturbinen-Strahlvortriebawerk an Flugzeugen. Vorliegende Erfindung- betrifft ein Ver- brennungSturbinen - Strablvortriebswerk an Flugzeugen. Bei einem solchen Triebwerk kann der vom Turbinenauslass erzeugte Vor trieb oder Schab durch Anordnen eines zwei ten, vom Luftströmungsweg durch die Bren- nereinriehtung separaten Luftleitkanals ver stärkt werden, durch den Luft. von einem in einem Ringkanal angeordneten Gebläserad in eine Vortriebsdüse gedrückt wird.
Die Erfindung betrifft eine besondere Ausbil dung eines solchen Strahlvortriebwerkes.
Das erfindungsgemässe Triebwerk weist eine Verbrennungsturbinenanlage vom Verbund- typ auf, das heisst eine Anlage mit zwei oder mehr als zwei mechanisch unabhängigen Läu fern, die mit. verschiedenen Geschwindigkei ten umlaufen können und bei denen jede Ein heit aus einem Verdichter und einer letzteren treibenden Turbine besteht.
In einer solchen Verbundmaschine strömt die Luft, nachdem sie die hintereinanderge- sehalteten Verdichter passiert hat., in eine Verbrennungskammer, in welche Brennstoff eingespritzt und verbrannt wird, und die Ver brennungsgase fliessen. dann durch die Tur binen. Nutzleistung kann entweder von einem der Läufer oder von einer separaten, durch die expandierenden Gase getriebenen Kraft turbine abgenommen werden. Gewöhnlich ist die Hochdruckturbine mechanisch mit dem Hochdruckverdichter verbunden, die Mittel.
druckturbine, sofern eine solche vorhanden ist, mit dein Mitteldruekverdiehter, und die Niederdruckturbine mit dem Niederdruckver- dichter; eine solche Anordnung ist jedoch nicht absolut notwendig.
Das erfindungsgemässe Strahltriebwerk ist durch die Kombination folgender Teile ge- kennzeichnet: eine einen ersten Vortriebstrahl erzeugende Verbrennungsturbinenanlage vom Verbundtyp, einen vom Gasströmungsweg durch letztere separaten und einen zweiten Vortriebstrahl erzeugenden Schubverstä.r, kungs-Leitkanal,
ein in einem Ringkanal vor dein Niederdruckverdichter anceordnetes und Luft sowohl in letzteren wie auch in den Leitkanal abgebendes Gebläserad, das eine von diesem Verdichter separate und gegen über diesem mit unterschiedlicher Drehzahl umlaufende Einheit darstellt, und Mittel zum Antrieb des Gebläserades mit einer kleineren Drehzahl als die des '_Viederdruckverdiehters.
Dieser erfindun-s,emässe Aufbau des Strahltriehwerkes ist. durch folgende Über legungen bedingt: Wäre die Verbrennungsturbinenanlage nicht vom Verbundtyp, so würden, wenn ein hoher Verdichtungsrad erforderlich ist, beim In betriebsetzen des Triebwerkes Schwierigkeiten auftreten, die noch durch die Belastung von Seite des Gebläserades vergrössert würden, speziell im Hinblick auf das von letzterem zum Beliefern des Verdichters und des Schub- verstärkungs-Leitkanals benötigte vergrösserte Luftquantum;
würde das im Ringkanal umlaufende Ge- bläserad nicht als eine separate Einheit vom Verdichter getrieben, so wäre es irrmöglich, dieses Gebläserad und den Verdichter je mit optimaler Drehzahl laufen zu lassen, wenn, wie das in der Praxis erforderlich ist, sie verschiedene Aufgaben zu erfüllen haben, wo bei diesem Umstand aus dem Grund noch eine erhöhte Bedeutung zukommt, als das Ge- bläserad,
sowohl den Verdichter wie den Schubverstärkungs-Leitkanal mit Luft belie fern muss. Ausserdem wäre das Ausschalten des Gebläserades unmöglich, wie es hin -und -wieder zum Erleichtern der Inbetriebsetzung des Triebwerkes erforderlich sein kann.
Die vom Gebläserad direkt in, die Strahl- vortriebsdüse überführte Luft kann als ein zelner Strahl oder in mehreren Strahlen, imd die Abgase aus der Maschine oder aus einer separaten Kraftturbine können als ein wei terer einzelner Strahl oder in mehreren Strah len ausströmen; oder die Luft lind Abgase können vor ihrem Austritt aus wenigstens einer gemeinsamen Strahldüse zu einem ein zigen Strahl zusammengefasst werden.
Um nun den Vortrieb und damit in ge wissen Fällen auch den Wirkungsgrad der Krafteinheit weiter zu vergrössern, kann man eine Brennstoffzufuhr zwischen irgendwel chen der Turbinen oder im Leitkanal zwi schen dem Gebläserad und der Strahldüse oder zwischen der letzten Turbine und der Strahldüse vorsehen. So können z. B. die Ab gase aus der Hochdruckturbine durch eine Zwischenerhitzungs-Verbrennungskammer ge leitet werden, bevor sie in die Niederdruck- turbine gelangen.
Diese Zwischenerhitzungs- V erbrennungskammer ist ähnlich wie die der Hochdruckturbine vorgeschaltete Verbren- nungskammer angeordnet. Ferner kann Brenn stoff zusätzlich beim Eintritt in den direkt zur Strahldüse führenden Leitkanal einge spritzt und verbrannt werden.
Zwei Ausführungsbeispiele der Erfindung sind in der beiliegenden Zeichnung v eran- schaulieht, und zwar zeigen: Fig.1 bzw. 2 je einen halben Axialschnitt einer Zwillingsverbund-Verbrennungsturbine, wobei in beiden Darstellungen die gleichen hberweisimgszeichen verwendet sind.
In der Ausführung nach Fig.1 ist die Zwillingsverbimdmaschine in einer Gonde110 eingeschlossen, welch letztere in Verbindung mit einer Nasenverkleidung 11 einen vorn offenen Lufteintritt 12 darstellt. Die Ma schine besitzt zwei mechanisch unabhängige Läufer, die mit verschiedenen Geschwindig keiten umlaufen können, deren jeder von zu sammengesetztem Aufbau ist und einen Axialverdichter-Läufer aufweist, der mit einem letzteren antreibenden Axialturbinen- Läufer gekuppelt ist.
Der zusammengesetzte Niederdriichläufer besitzt eine axial angeordnete Welle 13, an deren Vorderende eine beschaufelte Ver- dichter-Läufertrommel 14 mittels End-Stütz- seheiben 15 und an deren Hinterende die beschaufelte Läuferscheibe 16 einer Nieder druckturbine befestigt ist. Die Welle 13 ist in Lagern 17, 18 und 19 drehbar gelagert, welch letztere in Ausnehmungen in den Zen tren der zugehörigen Stützscheiben 20 bis 22 untergebracht sind.
Der zusammengesetzte Hochdruckläufer besitzt eine beschaiüelte Verdichter-Läufertrommel 23 und eine be- scha.ufelte Turbinenscheibe 24, die mittels einer konischen Hohlwelle 25 miteinander ver bunden sind; der Hoehdriiclzläufer kann sich frei auf den Lagern 26 um die -\' eile 13 dre hen und ist zwischen den Verdichter- und Turbinenteilen des Niederdrilckläufers einge schaltet.
Ein beschaufeltes Ständergehäuse 27 um schliesst den beschaufelten Verdichterteil 14 des '-,'#-,iederdruckläufers und wird von den Leitkanalringen 28, 29, die mit den Stütz scheiben 20 bzw. 21 je aus einem Stück ge arbeitet sind, getragen.
Der beschaufelte Ver- dichterteil 23 des Hochdruckläufers wird von einem beschaufelten Ständergehäuse 30 iun- fasst, das von dem Leitkanalring 29 und einem Austritt-Leitkanalring 31 getragen wird, wobei letzterer am Vorderende eines die Ftohlwelle 25 umfassenden ortsfesten Gehäu ses 32 vorgesehen ist.
Die Hochdrucktur- binenscheibe 24 ist von einem beschaufelten Ständergehäuse 33 eingeschlossen, das von einem am rückwärtigen Ende des Gehäuses 32 angeordneten Eintritts-Leitkanalring 34 und ferner von der Stützscheibe 22 und dem Lager 19 getragen wird, während die Nieder- druck-Turbinensclieilie 16 von einem am Hin terende des Stäridergehäuses 33 befestigten besehaufeltcn Ständergehä.use 35 umschlossen ist..
Verbrennungskammern 36, von denen nur eine gezeigt, ist, sind gleichmässig um den 1-lochdruekverdieliter und längs desselben an geordnet, wobei der Eintritt in jede Verbren nungskammer mit dem Leitkanalring 31 und der Austritt mit dem Turbineneintritt-Leit- kanal 34 verbunden ist. Brennstoff wird fort laufend dureli eine Brennerdüse 37 in jede Verbrennungskammer 36 eingespritzt und verbrannt.
Die gezeigte Anordnung der Ver- brennungskanimer längs des Flochdruckver- dichters bedingt, eine doppelte Umkehr der Strömung zwischen Verdichtern und Tur binen, besitzt aber den Vorteil, dass die Ge samtlänge der Krafteinheit verringert werden kann.
Das Vorderende der Welle 13 treibt den Gebläseläufer 40 über ein Untersetzungsge- triebe 38 und eine koaxiale Welle 39. Die Schaufeln 41 des Gebläserades bewegen sieh zwischen Leitschaufeln 42 in einem Ringkanal 43 hinter der Lufteintrittsöffnung 12 und vor der Eintrittskante einer innern Verklei dung 44.
Das Untersetzungsgetriebe 38 ist in einem Getriebekasten 45 untergebracht, der mit dem Leitkanalring 28 und dein Ring kanal 43 verbunden und von einer Verklei dung 46 umschlossen ist, während die Gebläse- läuferwelle 39 in einem La,er 47 montiert. ist, das vom Ringkanal 43 über eine Stützscheibe 50 getragen wird.
Die Vorderseite des Ge- bläseläufers 40 besitzt eine nach vorn sieh erstreckende Kraftwelle 51, welche in einem Kasten 52 in der Nasenverschalung 11 un tergebrachte 141asehinen - IIilfsvorriehtunIgen antreibt. Der Kasten 52 wird von einem mit dem Ringkanal 43 verbundenen Träger 53 ge tragen, der eine Stützscheibe 54 zum Ab- stützen eines Lagers 55 für die Welle 51 aufweist.
Die innere Verkleidung 44 und die Gondel 10 bilden einen Ringkanal, der sieh nach rück wärts um die Maschine herum direkt bis zur Strahlvortriebsdüse 56 erstreckt. Der einwärts gerichtete Vorderteil der Verkleidung 44 bil det zusammen mit der Verkleidung 46 einen Lufteintritt :
57 zum Leitkanalrin- 28 des Nie- derdruekverclieliters. Der rückwärtige Teil der Verkleidung 44 ist auch einwärts gerichtet, um zwischen sich und einer Auslass-Verklei- dung 58 einen Abgas-Ringkanal 59 zu bilden, der sich nach rückwärts von der Austritts öffnung der Niederdruckturbine erstreckt und unmittelbar vor der Strahldüse 56 endet.
Eine Brennerdüse 60 ist vorgesehen zum Einsprit zen und Verbrennen von zusätzlichem Brenn stoff in der Auspuffleitung 59, um so die Schubkraft des Strahls zu vergrössern.
In der oben beschriebenen Anordnung wird die in den Einlass 12 eintretende Luft vom Gebläse 41, 42, 43 verdichtet und von der Vorderkante der innern Verkleidung 44 in je einen Innen- und Aussenstrom von ringförmi gem Querschnitt aufgeteilt, wobei der Innen strom über den Einlass 57 in den @ieder- druekverdieliter gelapgt, während der Aussen strom durch den zwischen der Verkleidung 44 und der Gondel 10 gebildeten Ringkanal di rekt zum rückwärtigen Ende der genannten Verkleidung gelangt,
wo er sieh mit den auf geheizten Turbinenabgasen vermischt und als ein Vortriebstralil aus der Düse 56 austritt. Anstatt die Luft und Abgase vor ihrem Aus tritt in Form eines einzigen Strahls zusam menzufassen, kann das Ende der Abgasleitung 59 bis in die Ebene der Düse 56 verlängert werden, so dass die Luft und die Abgase als (yetrennte Strahlen austreten.
Der Aufbau der Ausführungsform nach Fig.2 ist prinzipiell gleich demjenigen nach Fig. 1, ausgenommen dass zwischen der Hoch druck- und der Niederdruekturbine Zwischen- erhitzungs-Verbrennungskammern 61 vorgese hen sind, von denen nur eine gezeigt ist, die finit Brennstoff-Einspritzdüsen 62 versehen sind.
Es sind auch Brennstoff-Einspritzdüsen 63, von denen nur eine gezeigt ist, am Ein tritt des zwischen der Gondel 10 iuid der Verkleidung 44 gebildeten Luft-Leitkanals vor gesehen, der direkt zur Strahldüse 56 führt.
Combustion turbine jet propulsion works on aircraft. The present invention relates to a combustion turbine - power propulsion unit on aircraft. In such an engine, the propulsion or scraper generated by the turbine outlet can be reinforced through the air by arranging a second air duct that is separate from the air flow path through the burner device. is pressed into a propulsion nozzle by a fan wheel arranged in an annular channel.
The invention relates to a special training of such a jet propulsion unit.
The engine according to the invention has a combustion turbine system of the composite type, that is to say a system with two or more than two mechanically independent rotors, which with. different Geschwindigkei th can rotate and in which each unit consists of a compressor and the latter driving turbine.
In such a compound machine, after the air has passed the compressors arranged one behind the other, flows into a combustion chamber, into which fuel is injected and burned, and the combustion gases flow. then through the turbines. Useful power can either be taken from one of the runners or from a separate power turbine driven by the expanding gases. Usually the high pressure turbine is mechanically connected to the high pressure compressor, the means.
pressure turbine, if available, with the medium pressure turbine, and the low pressure turbine with the low pressure compressor; however, such an arrangement is not absolutely necessary.
The jet engine according to the invention is characterized by the combination of the following parts: a combustion turbine system of the composite type which generates a first propulsion jet, a thrust reinforcement channel which is separate from the gas flow path through the latter and which generates a second propulsion jet,
a fan wheel arranged in an annular channel in front of your low-pressure compressor and delivering air both in the latter and in the guide channel, which is a unit separate from this compressor and revolving at different speeds compared to it, and means for driving the fan wheel at a lower speed than that of the low pressure compressor.
This inventive design of the jet thruster is. due to the following considerations: If the combustion turbine system were not of the composite type, then, if a high compression wheel is required, difficulties would arise when starting the engine which would be increased by the load on the fan wheel, especially with regard to the latter increased amount of air required to supply the compressor and the thrust reinforcement guide channel;
if the fan wheel revolving in the ring channel were not driven as a separate unit by the compressor, it would be impossible to let this fan wheel and the compressor ever run at the optimum speed if, as is necessary in practice, they perform different tasks where in this circumstance, for the reason, it is even more important than the blower wheel,
both the compressor and the boosting duct must be supplied with air. In addition, it would be impossible to switch off the fan wheel, as may be necessary every now and then to facilitate the start-up of the engine.
The air transferred from the fan wheel directly into the jet propulsion nozzle can flow out as a single jet or in several jets, and the exhaust gases from the machine or from a separate power turbine can flow out as a further single jet or in several jets; or the air and exhaust gases can be combined into a single jet before they exit from at least one common jet nozzle.
In order to further increase the propulsion and thus in certain cases also the efficiency of the power unit, a fuel supply can be provided between any of the turbines or in the guide channel between the impeller and the jet nozzle or between the last turbine and the jet nozzle. So z. For example, the gases from the high-pressure turbine are passed through a reheating combustion chamber before they enter the low-pressure turbine.
This intermediate heating combustion chamber is arranged similarly to the combustion chamber connected upstream of the high pressure turbine. Furthermore, fuel can also be injected and burned when entering the guide channel leading directly to the jet nozzle.
Two exemplary embodiments of the invention are illustrated in the accompanying drawing, namely show: FIGS. 1 and 2 each half an axial section of a twin composite combustion turbine, the same reference symbols being used in both illustrations.
In the embodiment according to FIG. 1, the twin connecting machine is enclosed in a Gonde 110, which in connection with a nose cover 11 represents an air inlet 12 open at the front. The machine has two mechanically independent runners that can rotate at different speeds, each of which is composed of a structure and has an axial compressor runner that is coupled to a latter driving axial turbine runner.
The assembled low-thrust rotor has an axially arranged shaft 13, at the front end of which a bladed compressor rotor drum 14 is fastened by means of end support disks 15 and at the rear end of which the bladed rotor disk 16 of a low-pressure turbine is attached. The shaft 13 is rotatably mounted in bearings 17, 18 and 19, the latter in recesses in the Zen tren of the associated supporting disks 20 to 22 are housed.
The assembled high-pressure rotor has a scraped-off compressor rotor drum 23 and a scraped-off turbine disk 24, which are connected to one another by means of a conical hollow shaft 25; The high-pressure runner can rotate freely on the bearings 26 around the - \ 'eile 13 and is switched on between the compressor and turbine parts of the low-pressure runner.
A bladed stator housing 27 encloses the bladed compressor part 14 of the '-,' # -, low-pressure runners and is supported by the duct rings 28, 29, which are each working with the support discs 20 and 21 in one piece.
The bladed compressor part 23 of the high-pressure rotor is surrounded by a bladed stator housing 30 which is supported by the guide channel ring 29 and an outlet guide channel ring 31, the latter being provided at the front end of a stationary housing 32 that encompasses the hollow shaft 25.
The high-pressure turbine disk 24 is enclosed by a bladed stator housing 33, which is supported by an inlet guide channel ring 34 arranged at the rear end of the housing 32 and also by the support disk 22 and the bearing 19, while the low-pressure turbine component 16 is supported by one at the rear end of the strength housing 33 attached besehaufeltcn stand housing 35 is enclosed.
Combustion chambers 36, only one of which is shown, are arranged evenly around and along the 1-lochdruekverdieliter, the inlet to each combustion chamber being connected to the duct ring 31 and the outlet to the turbine inlet duct 34. Fuel is continuously injected through a burner nozzle 37 into each combustion chamber 36 and burned.
The arrangement of the combustion canisters shown along the floch pressure compressor causes a double reversal of the flow between the compressors and turbines, but has the advantage that the total length of the power unit can be reduced.
The front end of the shaft 13 drives the fan rotor 40 via a reduction gear 38 and a coaxial shaft 39. The blades 41 of the fan wheel move between guide blades 42 in an annular duct 43 behind the air inlet opening 12 and in front of the leading edge of an inner lining 44.
The reduction gear 38 is housed in a gear box 45 which is connected to the Leitkanalring 28 and your ring channel 43 and enclosed by a cladding 46, while the fan shaft 39 is mounted in a La, er 47. which is carried by the annular channel 43 via a support disk 50.
The front of the fan rotor 40 has a forward-looking power shaft 51 which drives auxiliary devices accommodated in a box 52 in the nose casing 11. The box 52 is carried by a carrier 53 which is connected to the annular channel 43 and has a support disk 54 for supporting a bearing 55 for the shaft 51.
The inner cladding 44 and the nacelle 10 form an annular channel which extends backwards around the machine directly to the jet propulsion nozzle 56. The inwardly directed front part of the fairing 44 forms, together with the fairing 46, an air inlet:
57 to the duct ring 28 of the low pressure valve. The rear part of the fairing 44 is also directed inwards in order to form between itself and an outlet fairing 58 an exhaust gas ring channel 59 which extends rearward from the outlet opening of the low-pressure turbine and ends immediately in front of the jet nozzle 56.
A burner nozzle 60 is provided for Einsprit zen and burning of additional fuel in the exhaust line 59 so as to increase the thrust of the jet.
In the arrangement described above, the air entering the inlet 12 is compressed by the fan 41, 42, 43 and divided by the front edge of the inner cladding 44 into an inner and an outer flow of an annular cross-section, the inner flow via the inlet 57 stored in the @ ieder- pressureverdieliter, while the external flow through the ring channel formed between the cladding 44 and the gondola 10 directly to the rear end of the said cladding,
where it is mixed with the heated turbine exhaust gases and emerges from the nozzle 56 as a propulsion stream. Instead of combining the air and exhaust gases in the form of a single jet before they exit, the end of the exhaust pipe 59 can be extended into the plane of the nozzle 56 so that the air and the exhaust gases emerge as separate jets.
The construction of the embodiment according to FIG. 2 is basically the same as that according to FIG. 1, except that intermediate heating combustion chambers 61 are provided between the high-pressure and low-pressure turbines, only one of which is shown, the finite fuel injection nozzles 62 are provided.
There are also fuel injection nozzles 63, only one of which is shown, at the entrance of the air duct formed between the nacelle 10 iuid of the cladding 44, which leads directly to the jet nozzle 56.