Gasturbinen-Kraftanlage. Die vorliegende Erfindung bezieht sieh auf Gasturbinen-Kraftanlagen mit mindestens einem Kompressor für das Antriebsfluidum, mit Aufheizmitteln für dasselbe sowie mit einer Turbine, welche den Kompressor an treibt. Frfindttngsgemä.ss zeichnet. sich diese Anlage dadurch aus, dass der Rotor der Tur bine ausser mit dem Rotor des Kompressors für das Antriebsfluidum noch mit einem wei teren Arbeitsorgan verbunden ist, und zwar durch ein Differentialgetriebe, so dass jede., dieser Arbeitsorgane mit einer Geschwindig keit angetrieben wird, die von derjenigen des andern abhängig ist.
Als ein Beispiel einer solchen Anlage kann der Fall einer Gasturb- bine für den Strahlvortrieb von Luftfahr zeugen erwähnt werden, welche einen Propel ler oder ein in einem Leitkanal befindliches Gebläse antreibt, um den Sehub beim Starten und den Wirkungsgrad der Anlage in niedri gen Höhen zu verbessern.
Es ist zwar schon vorgeschlagen worden, ein weiteres Arbeitsorgan entweder unmittel bar oder durch ein gewöhnliches Reduktions getriebe von dem den erwähnten Kompressor rotor antreibenden Turbinenrotor oder mittels eines getrennten Turbinenrotors anzutreiben, der sieb unabhängig von dem den erwähnten Kompressorrotor antreibenden Turbinenrotor dreht.
Die Anlage gemäss dem ersten Vor schlag besitzt den Nachteil, dass eine Ände rung der Geschwindigkeit des den Kompres- sorrotor antreibenden Turbinenrotors zwang- läufig eine entsprechende Änderung der Ge schwindigkeit dieses Kompressorrotors zur Folge hat und somit die Kompression des Antriebsfluidums beeinflusst. Ferner gestaltet sieh bei einer solchen Anlage das Starten sehr schwierig, besonders wenn ein hohes Anlass- drehmoment erforderlich ist. Anderseits ist ein besonderer Turbinenrotor umständlich.
Demgegenüber wird bei der erfindungsge mässen Anlage ein und derselbe Turbinenrotor für den Antrieb des Kompressorrotors und des weiteren Arbeitsorgans verwendet und trotzdem eine starre Übertragung vermieden.
Es können Steuermittel wie z. B. eine Bremse oder ein Leistungsregler vorgesehen sein, um die Verteilung der verfügbaren An triebsleistung der Turbine auf die angetrie benen Organe beeinflussen zu können.
In der beiliegenden Zeichnung sind Aus führungsbeispiele des Erfindungsgegenstan des dargestellt.
Fig. 1 ist ein Längsschnitt einer Verbren nungsturbinen-Kraftanlage für Luftfahrzeuge mit mechanischem Differentialgetriebe zwi- sehen der Turbine, dem Kompressor und einer Luftschraube.
Fig. 2 bis 5 sind Teilschnitte, welche ver schiedene Ausbildungen eines mechanischen Differentialgetriebes darstellen.
Fig. 6 ist ein Längsschnitt einer Verbren nungsturbinen-Kraftanlage für reinen Strahl vortrieb von Luftfahrzeugen, bei welcher An lage die Turbine über ein mechanisehes Diffe- rentialgetriebe ein Zentrifugalgebläse und einen Axialkompressor antreibt.
Fig. 7 ist ein Längsschnitt einer Verbren nungsturbinen-Kraftanlage für reinen Strahl vortrieb von Luftfahrzeugen, bei welcher An lage die Turbine über ein mechanisches Diffe rentialgetriebe einen Axialkompressor und ein den Strahldruck erhöhendes Leitkanalge- bläse antreibt. Fig. 8 ist ein Teilschnitt einer ähnlichen Anlage wie nach Fig. 1, jedoch mit druck abhängiger Steuerung an Stelle einer Ge schwindigkeitssteuerung.
Fig. 9 ist ein Teilschnitt einer ähnlichen Anlage wie nach Fig. 6, jedoch mit druck abhängiger Steuerung ges Gebläses und Kom- pressors. .
Bei der in Fig. 1 dargestellten Ausfüh rungsform weist die Kraftanlage einen Axial kompressorrotor 1 und einen koaxialen Axial turbinenrotor 2 auf, welche auf einer Luft schraubenwelle 3 mittels Lager 4 bzw. 5 dreh bar gelagert sind. Der Kompressorrotor 1 ist mit am Umfang im Abstand angeordneten Reihen von radialen Schaufeln 6 versehen, welche zwischen Reihen von Kompressor statorschaufeln 7 greifen, und der Turbinen rotor besitzt zwei am Umfang im Abstand an geordnete Reihen von Schaufeln 8,
zwischen welchen eine Reihe von Turbinenstatorschau- feln 9 liegt, wobei die erwähnten Schaufeln 7 und 9 auf einem Statorgehäuse 10 vorge sehen sind, welches die Rotoren 1, 2 umgibt und zwischen diesen eine ringförmige Ver brennungskammer 11 bildet, in welcher mit tels einer Brennerdüse 12 eingespritzter Brennstoff kontinuierlich verbrannt wird.
Das vordere Ende der Luftschraubenwelle 3 ist in einem Lager 13 in der Mitte einer End- scheibe 14 gelagert, welche bei 15 Einlassöff- nungen besitzt, durch welche Luft zu dem Ringkanal des Axialkompressors gelangt, wäh rend sich das hintere Ende der erwähnten Welle in einem Lager 16 befindet, das durch einen Einsatzkörper 17 von im Längsschnitt spitzbogenförmiger Gestalt getragen wird, welcher Einsatzkörper 17 eine Bremse 18 ent- hält, durch welche die Luftschraubenwelle 3 angehalten oder gesteuert werden kann.
Zapfen 19, von welchen nur einer gezeigt. ist, sind an der Luftschraubenwelle 3 befe stigt, und auf jedem Zapfen 19 ist drehbar eine Planetenrad 20 gelagert, welches im Ein griff mit Zahnkränzen 21, 22 steht. die aus einem Stück mit dem Kompressorrotor 1 bzw. dem Turbinenrotor 2 gebildet sind.
Infolge dieses Differentialgetriebes ist die Geschwin digkeit des Kompressorrotors 1 abhängig von der Geschwindigkeit der Luftschraubenwelle 3 und besitzt einen Maximalwert, wenn die letztere durch die Bremse 18 festgehalten wird; in gleicher Weise ist. die Geschwindig keit der Luftschraube abhängig von der Kom- pressorrotorgeschwindigkeit und wird ein Maximum, wenn der Kompressorrotor fest steht.
Da gemäss Fig. 1 die beiden Zahnkränze Teilkreise von gleichem Druchmesser besitzen und die Planetenräder mit einer gemeinsamen Verzahnung in beide Zahnkränze eingreifen, ist das auf den Kompressorrotor ausgeübte Drehmoment die Hälfte des auf die Luft schraube ausgeübten Drehmomentes.. Ein anderes Drehmomentverhältnis zwischen der Luftschraube und dem Kompressorrotor wird mit dem Differentialgetriebe gemäss Fig. 2 erreicht, bei welchem gerade oder Schrauben stirnräder an Stelle von Kegelrädern benutzt sind, wobei die Zahnkränze 21, 22 als Aussen bzw.
Innenzahnkranz ausgebildet sind und beide mit Stirnrädern 20 auf Zapfen 19 im Eingriff stehen, welche parallel mit der Luft schraubenwelle 3 sind und durch eine mit dieser aus einem Stück gebildete Scheibe 24 getragen werden. Gemäss Fig. 3 stehen Kegel zahnkränze 21, 22 mit je einer Verzahnung eines Doppelkegelrades 20 in Eingriff, wobei die Doppelkegelräder 20 drehbar auf radialen, senkrecht zur Luftschraubenwelle 3 stehenden Zapfen gelagert sind, welche sich wieder auf einer mit dieser Welle 3 aus einem Stück bestehenden Scheibe 24 befinden.
Bei der Ausbildung nach Fig. 4 sind Planetenkegel räder angewendet, welche auf Zapfen 19 ge lagert sind, die unter einem andern Winkel als 90 zur Luftschraubenwelle 3 stehen und durch eine Scheibe 24 darauf getragen wer den, wobei jedes der erwähnten Räder mit beiden Kegelzahnkränzen 21, 22 in Eingriff steht, welche wiederum von verschiedenem Teilkreisdurchmesser sind.
Gerade oder Schraubenräder 20 sind bei der Ausbildung nach Fig. 5 benutzt, bei welcher diese mit einander in Eingriff stehenden Planeten räder je mit einem der Zahnkränze 21, 22 in Eingriff stehen, wobei die Planetenräder drehbar auf Zapfen 19 gelagert sind, welche parallel zur Luftschraubenwelle 3 sind und in einer Rinne 25 am Umfang einer Scheibe 24 getragen werden, die aus einem Stück mit der erwähnten Welle besteht. Die Zahnkränze 21, 22 sind beide als Innenzahnkränze aus gebildet.
Bei der in Fig. 1 dargestellten Kraftan lage kann die Geschwindigkeit des Kompres- sorrotors 1 durch Verstellung der Luft schraube 26 gesteuert. werden, deren Ver- stellgetriebe von hydraulischer, elektrischer oder mechanischer Bauart sein kann, und für den Kompressor ist zu diesem Zweck ein Ge schwindigkeitsregler 27 vorhanden, welcher durch ein Kegelradgetriebe 28 und eine Reg lerwelle 29 mit dem Kompressorrotor 1 und durch Steuerleitungen 30 mit dem Steigungs- verstellgetriebe der Luftschraube 26 verbun den ist.
Der Gebrauch eines Kompressors mit kon stanter Geschwindigkeit, der durch einen das Steigungsverstellgetriebe der Luftschraube betätigenden Regler gesteuert wird, wie in bezug auf Fig. 1 beschrieben wurde, besitzt den Nachteil, dass der Kompressorförderdruck sinkt, wenn die Höhe zunimmt; aber dies kann dadurch behoben sein, dass das Stei- gungsverstellgetriebe durch einen druckab hängigen Regler an Stelle eines Geschwindig keitsreglers gesteuert wird, wobei dieser Druckregler durch den Kompressorförder- druck betätigt wird.
Eine solche Abänderung ist schematisch in Fig. 8 dargestellt, in wel cher ein cltauckabhängiger Regler 31, welcher in einer durch eine Rohrverbindung 33 innen, denn Kompressorförderdrttek ausgesetzten Kammer 32 enthalten ist, einen Fluidum- Servomotor oder den Fluidumsdruck in den Steuerleitungen 30 des Luftschrauben-Stei- gungsverstellgetriebes steuert.
Der druckab hängige Regler kann gleich sein wie bei Vor verdiehter-Luftfahrzeugmaschinen und kann einen Stapel von luftleeren Dosen, luftleeren Rippenbälgen oder eine biegsame Membran aufweisen, welche dem Kompressorförder- druck ausgesetzt sind. Wo die Steigungsver stellung elektrisch oder mechanisch bewirkt wird, würde der druckabhängige Regler so ausgebildet sein, dass er den elektrischen Stromkreis oder die mechanische Übertra gung steuert. Um eine Geschwindigkeitsüber schreitung des Kompressors zu verhindern, kann er durch einen Zentrifugalregler ge steuert werden, der so ausgebildet ist, dass er durch den druckabhängigen Regler über fahren wird.
Durch Anziehen der Bremse 18 kann die Luftschraube 26 unwirksam gemacht werden und der Druck der aus der Düsenöffnung am hintern Ende des Gehäuses 10 austreten den Auspuffgase kann für sich für den Strahlvortrieb des Luftfahrzeuges bei hohen Fluggeschwindigkeiten in der Stratosphäre benutzt werden, wo die Luftschraube unwirk sam sein würde. Um bei diesen grossen Flug höhen die Hemmung auf ein Minimum herab zusetzen, kann die Luftschraube so ausgebil det sein, dass sie zusammengeklappt werden kann; z.
B. können die Luftsehraubenblätter an ihrer Nabe angelenkt und so angeordnet sein, dass sie entweder nach vorn oder nach einten zusammengeklappt werden, indem ein Gelenkmechanismus wie bei einem gewöhn lichen Schirm vorgesehen ist. Bei einer sol chen Ausbildung der Luftschraube würde die Kraftanlage einen Kompressor mit zwei Ge schwindigkeiten besitzten, wobei die niedri gere Gesehwindigegkeit für das Fliegen in nied riger Höhe mit Luftschraube und Strahl vortrieb und die höhere Geschwindigkeit für Bedingungen in grossen Höhen mit Strahlvor- trieb allein dient.
Ein Regler für den Kom pressor wäre bei dieser Ausführung nicht not wendig; aber es würde eine gewisse Steuerung der Turbinengeschwindigkeit erforderlich sein und diese kann zweckmässig durch einen Ge schwindigkeitsregler erfolgen, der mit der Turbinenwelle verbunden ist und die Brenn stoffzufuhr zur Verbrennungskammer in be kannter Weise steuert.
Statt einer verstellbaren Luftschraube, wie vorstehend beschrieben, kann eine Luft schraube starrer Bauart in Verbindung mit einem Regler angewendet werden um die Brennstoffzufuhr zu steuern oder die Kom- pressorschaufeln zu verstellen, wobei eine zu sätzliche Steuerung der Turbinengeschwindig keit nötig würde.
Bei der in Fig. 6 dargestellten Ausfüh rungsform werden das Laufrad 45 eines Zen trifugalgebläses und der Rotor 1 eines Axial- kompressors durch ein Differentialgetriebe vom Turbinenrotor 2 aus angetrieben. Das Differentialgetriebe weist Zahnkränze 46, 21 am Laufrad 45 bzw.
Rotor 1 auf, welche beide mit Planetenrädern 20 in Eingriff stehen, welche von radialen Zapfen 19 getragen wer den, die auf der Turbinenrotorwelle 47 befe stigt sind. Die Welle 47 ist mittels Lager 48 in einem Statorgehäuse 49 gelagert, welches dem Gebläse, dem Kompressor und der Tur bine gemeinsam ist und zwischen dem Kom pressor und der Turbine die Verbrennungs kammer 11 bildet, in welcher mittels Brenner düsen 12 eingespritzter Brennstoff kontinuier lich verbrannt wird,
während der Kompres- sorrotor 1 drehbar auf der Welle 47 durch Lager 4 und das Gebläselaufrad 45 drehbar auf dem vordern Ende der erwähnten Welle durch Lager 50 gelagert ist. Ein Einsatzkör per 39 und das hintere Ende der Maschinen gondel 41 bilden zwischen sich einen ringför migen Auspuffdurchlass, der in einer Strahl öffnung oder Düse 42 endigt. Bei dieser Aus bildung wird die Antriebsleistung der Tur bine zwischen dem Kompressorrotor und dem Gebläselaufrad selbsttätig entsprechend dem Belastungsverhältnis dieser angetriebenen Teile verteilt.
Anstatt sich auf eine selbsttätige Wirkung des Differentialgetriebes zu verlassen, um die Leistung der Turbine auf dem Kompressor und das Gebläse zu verteilen, können diese angetriebenen Organe in Abhängigkeit von ihren betreffenden Förderdrücken durchge- steuert sein.
So können, wie in Fig. 9 darge stellt ist, die Statorschaufeln 7 des Axialkom- pressors mittels Wellen 51 drehbar gelagert sein, um den Anstellwinkel dieser Schaufeln durch ein Hebelgestänge 52 verändern zu kön nen, das durch einen Fluidum-Servomotor 53 von einem druckabhängigen Regler 54 betä tigt wird, der in einer Kammer 55 enthalten ist, welche innen dem Kompressorför derdruck durch die Rohrverbindung 56 ausgesetzt ist.
In gleicher Weise verändert ein druckabhän giger Regler 57 in einer Kammer 58, welche innen dem Förderdruck des Gebläses über eine Rohrverbindung 59 ausgesetzt ist, den Anstellwinkel der Leitflügel 60 über einen Fluidum-Servomotor 61 und ein Hebelge stänge 62.
Bei der in Fig. 7 dargestellten Ausfüh- rungsform werden der Kompressorrotor 1 und eine koaxiale Welle 63, auf welcher er mittels Lager 4 drehbar gelagert ist, von dem mit Schaufeln versehenen Turbinenrotor 2 durch ein Differentialgetriebe angetrieben, welches Zahnkränze 21, 22 und Planetenräder 20 auf weist, welch letztere von radialen, an der Welle 63 befestigten Zapfen 19 getragen wer den: Der Turbinenrotor 2 ist koaxial zur Welle 63 und mittels Lager 5 drehbar darauf gelagert.
Die Welle 63 ist in vordern und hintern Lagern 13 bzw. 16 drehbar, welche in einem Statorgehäuse 10 angeordnet sind, welches dem Kompressor und der Turbine ge meinsam ist und zwischen diesen die Ver brennungskammer 11 bildet, in welcher durch Brennerdüsen 12 eingespritzter Brennstoff verbrannt wird.
Der Kompressor mit dem nachstehend beschriebenen Steuermechanis mus und die Verbrennungskammer sind von einer Gondel 64 umschlossen, welche an ihrem vordern Ende zusammen mit einem Einsatz körper 65 einen ringförmigen Lufteinlass für den Kompressor bildet und welche zusammen mit einer äussern Verkleidung 66 einen ring förmigen Lufteinlass bestimmt, der nach hin ten zii. einem Gebläseleitkanal 67 führt, wel- eher mittels radialer Rippen oder Leitflügel 68 auf dem Statorgehäuse 10 abgestützt ist, während ein Einsatzkörper 69 und eine diesen umgebende Verkleidung 70, die sich von dem Gehäuse 10 nach hinten erstreckt,
einen ring förmigen Auspuffleitkanal bestimmt, der in einer Strahldüse 71 endigt. Mit dem hintern Ende der Welle 63 ist ein mit Schaufeln ver- sehener Gebläserotor 72 aus einem Stück ge bildet, dessen Schaufeln 73 in dem Gebläse- leitkanal 67 arbeiten und einen Umhüllungs ring 74 tragen, welcher die innern Turbinen teile von den äussern Gebläseteilen der er wähnten Schaufeln trennen, wobei die Anord nung derart ist, dass das Leitkanalgebläse den Druck des Strahles in der Düse 71 erhöht.
Bei dieser Konstruktion werden die Sta- torschaufeln 7 und die Rotorschaufeln 6 von Wellen 75 bzw. 76 getragen, so dass der An stellwinkel der Schaufeln verändert werden kann. In diesem Zusammenhang betätigt ein durch eine Welle 29 und ein Kegelradgetriebe 28 von Kompressorrotor 1 angetriebener Ge schwindigkeitsregler 27 einen Fluidum-Servo- motor 77, welcher durch ein Hebelgestänge 78 gleichzeitige und entsprechende Bewegungen einer Welle 79 und der Wellen 75 der Stator- schaufeln 7 hervorruft.
Ein Kurbelarm 80 am innern Ende der Welle 79 übt eine Axial bewegung auf eine Betätigungsbüchse 81 aus, welche durch ein Kurbelgestänge 82 mit den Wellen 76 der Rotorschaufeln 6 verbunden ist, so dass gleichzeitige und entsprechende Bewegungen erzeugt werden. Auf diese Weise wird der Anstellwinkel der Kompressorschau- feln 6, 7 in Übereinstimmung mit der Kom- pressorgesehwindigkeit verändert, und folg lich wird die Turbinenleistung auf den Kom pressor und das Leitkanalgebläse durch das Differentialgetriebe im Betrieb entsprechend verteilt.
Gas turbine power plant. The present invention relates to gas turbine power plants with at least one compressor for the drive fluid, with heating means for the same and with a turbine which drives the compressor. Frfindttngsgem.ss signs. This system is characterized by the fact that the rotor of the turbine, in addition to the rotor of the compressor for the drive fluid, is also connected to a further working element, namely through a differential gear, so that each of these working elements is driven at a speed, which depends on that of the other.
As an example of such a system, the case of a gas turbine for jet propulsion of aircraft can be mentioned, which drives a propeller or a fan located in a duct to increase the stroke when starting and the efficiency of the system at low heights improve.
Although it has already been proposed to drive another working element either directly or by an ordinary reduction gear from the turbine rotor driving the compressor rotor mentioned or by means of a separate turbine rotor that rotates independently of the turbine rotor driving the compressor rotor mentioned.
The system according to the first proposal has the disadvantage that a change in the speed of the turbine rotor driving the compressor rotor inevitably results in a corresponding change in the speed of this compressor rotor and thus influences the compression of the drive fluid. Furthermore, in such a system, starting is very difficult, especially if a high starting torque is required. On the other hand, a special turbine rotor is cumbersome.
In contrast, one and the same turbine rotor is used for the drive of the compressor rotor and the other working element in the system according to the invention, and a rigid transmission is nevertheless avoided.
Control means such as B. a brake or a power regulator can be provided in order to influence the distribution of the available drive power to the turbine on the organs driven.
In the accompanying drawings, exemplary embodiments of the subject matter of the invention are shown.
Fig. 1 is a longitudinal section of a combustion turbine power plant for aircraft with mechanical differential gear between see the turbine, the compressor and a propeller.
Fig. 2 to 5 are partial sections, which represent ver different configurations of a mechanical differential gear.
6 is a longitudinal section of a combustion turbine power plant for pure jet propulsion of aircraft, in which the turbine drives a centrifugal fan and an axial compressor via a mechanical differential gear.
7 is a longitudinal section of a combustion turbine power plant for pure jet propulsion of aircraft, in which the turbine drives an axial compressor and a duct fan which increases the jet pressure via a mechanical differential gear. Fig. 8 is a partial section of a similar system as shown in Fig. 1, but with pressure-dependent control instead of a Ge speed control.
FIG. 9 is a partial section of a system similar to that of FIG. 6, but with pressure-dependent control of the blower and compressor. .
In the embodiment shown in Fig. 1, the power plant has an axial compressor rotor 1 and a coaxial axial turbine rotor 2, which are rotatably mounted on an air screw shaft 3 by means of bearings 4 and 5, respectively. The compressor rotor 1 is provided with circumferentially spaced rows of radial blades 6 which grip between rows of compressor stator blades 7, and the turbine rotor has two circumferentially spaced rows of blades 8,
between which there is a row of turbine stator blades 9, the mentioned blades 7 and 9 being provided on a stator housing 10 which surrounds the rotors 1, 2 and between them forms an annular combustion chamber 11 in which a burner nozzle 12 injected fuel is continuously burned.
The front end of the propeller shaft 3 is mounted in a bearing 13 in the middle of an end disk 14 which has inlet openings at 15 through which air reaches the annular duct of the axial compressor, while the rear end of the shaft mentioned is in one Bearing 16 is located, which is carried by an insert body 17 of ogival shape in longitudinal section, which insert body 17 contains a brake 18 by which the propeller shaft 3 can be stopped or controlled.
Pin 19, only one of which is shown. is, BEFE are on the propeller shaft 3 Stigt, and on each pin 19 is rotatably mounted a planet gear 20, which is in a handle with ring gears 21, 22 is. which are formed in one piece with the compressor rotor 1 or the turbine rotor 2.
As a result of this differential gear, the speed of the compressor rotor 1 is dependent on the speed of the propeller shaft 3 and has a maximum value when the latter is held by the brake 18; is in the same way. the speed of the propeller depends on the speed of the compressor rotor and is a maximum when the compressor rotor is stationary.
Since, according to Fig. 1, the two ring gears have pitch circles of the same diameter and the planet gears engage with a common toothing in both ring gears, the torque exerted on the compressor rotor is half of the torque exerted on the air screw .. Another torque ratio between the air screw and the compressor rotor is achieved with the differential gear according to FIG. 2, in which straight or helical spur gears are used instead of bevel gears, the ring gears 21, 22 as external or
Internal ring gears are formed and both are in engagement with spur gears 20 on pins 19 which are parallel to the air screw shaft 3 and are supported by a disc 24 formed in one piece with this. According to Fig. 3 are conical ring gears 21, 22 each with a toothing of a double bevel gear 20 in engagement, the double bevel gears 20 are rotatably mounted on radial, perpendicular to the propeller shaft 3 pins, which are again on an existing with this shaft 3 in one piece Disk 24 are located.
In the embodiment of Fig. 4 planetary bevel gears are used, which are superimposed on pin 19 ge, which are at an angle other than 90 to the propeller shaft 3 and carried by a disc 24 on who the, each of the wheels mentioned with two bevel gears 21 , 22 is in engagement, which in turn are of different pitch circle diameters.
Straight or helical gears 20 are used in the embodiment according to FIG. 5, in which these planet gears in engagement with one another are each engaged with one of the ring gears 21, 22, the planet gears being rotatably mounted on pins 19 which are parallel to the propeller shaft 3 and are carried in a groove 25 on the periphery of a disc 24 which is made in one piece with said shaft. The ring gears 21, 22 are both formed as internal ring gears.
In the power plant shown in FIG. 1, the speed of the compressor rotor 1 can be controlled by adjusting the air screw 26. are, whose adjustment can be of hydraulic, electrical or mechanical design, and for the compressor a Ge speed controller 27 is available, which by a bevel gear 28 and a Reg lerwelle 29 with the compressor rotor 1 and through control lines 30 with the Pitch adjustment gear of the propeller 26 is connected.
The use of a compressor at constant speed, which is controlled by a regulator operating the pitch adjustment gear of the propeller, as described with reference to FIG. 1, has the disadvantage that the compressor delivery pressure decreases as the altitude increases; but this can be remedied by controlling the pitch adjustment gear by a pressure-dependent regulator instead of a speed regulator, this pressure regulator being actuated by the compressor delivery pressure.
Such a modification is shown schematically in FIG. 8, in which a pressure-dependent regulator 31, which is contained in a chamber 32 exposed inside by a pipe connection 33, for the compressor conveying device, a fluid servo motor or the fluid pressure in the control lines 30 of the propeller Incline adjustment gear controls.
The pressure-dependent regulator can be the same as in Vor Verdiehter aircraft machines and can have a stack of evacuated cans, evacuated ribbed bellows or a flexible diaphragm which are exposed to the compressor delivery pressure. Where the pitch adjustment is effected electrically or mechanically, the pressure-dependent controller would be designed in such a way that it controls the electrical circuit or the mechanical transmission. In order to prevent the compressor from exceeding its speed, it can be controlled by a centrifugal regulator which is designed so that it is overrun by the pressure-dependent regulator.
By applying the brake 18, the propeller 26 can be made ineffective and the pressure of the exhaust gases emerging from the nozzle opening at the rear end of the housing 10 can be used for the jet propulsion of the aircraft at high flight speeds in the stratosphere, where the propeller ineffective sam would be. In order to reduce the inhibition to a minimum in this large flight, the propeller can be designed so that it can be collapsed; z.
B. the Luftsehraubenblätter can be hinged to their hub and arranged so that they are either folded forward or towards one another by providing a hinge mechanism as in a common umbrella. With such a design of the propeller, the power plant would have a compressor with two speeds, the lower visibility being used for flying at low altitude with propeller and jet and the higher speed for conditions at high altitudes with jet propulsion alone .
A controller for the compressor would not be necessary in this version; however, some control of the turbine speed would be required and this can conveniently be done by a speed controller that is connected to the turbine shaft and controls the fuel supply to the combustion chamber in a known manner.
Instead of an adjustable propeller, as described above, an propeller of rigid construction can be used in conjunction with a regulator to control the fuel supply or to adjust the compressor blades, with additional control of the turbine speed would be necessary.
In the embodiment shown in FIG. 6, the impeller 45 of a centrifugal blower and the rotor 1 of an axial compressor are driven by a differential gear from the turbine rotor 2. The differential gear has ring gears 46, 21 on the impeller 45 or
Rotor 1, both of which are engaged with planet gears 20, which are carried by radial pins 19 who are the BEFE on the turbine rotor shaft 47 Stigt. The shaft 47 is supported by bearings 48 in a stator housing 49, which is common to the fan, the compressor and the turbine and forms the combustion chamber 11 between the compressor and the turbine, in which fuel injected by burner nozzles 12 is continuously burned becomes,
while the compressor rotor 1 is rotatably supported on the shaft 47 by bearings 4 and the fan impeller 45 is rotatably supported on the front end of the mentioned shaft by bearings 50. An insert body 39 and the rear end of the machine nacelle 41 form a ring-shaped exhaust passage between them which ends in a jet opening or nozzle 42. In this training, the drive power of the turbine between the compressor rotor and the fan impeller is automatically distributed according to the load ratio of these driven parts.
Instead of relying on an automatic action of the differential gear in order to distribute the power of the turbine to the compressor and the fan, these driven elements can be controlled as a function of their respective delivery pressures.
As shown in FIG. 9, the stator blades 7 of the axial compressor can be rotatably mounted by means of shafts 51 in order to be able to change the angle of attack of these blades by means of a lever linkage 52, which is controlled by a fluid servomotor 53 from a pressure-dependent Regulator 54 is actuated, which is contained in a chamber 55 which is internally exposed to the Kompressorför derdruck through the pipe connection 56.
In the same way, a pressure-dependent controller 57 in a chamber 58, which is internally exposed to the delivery pressure of the blower via a pipe connection 59, changes the angle of incidence of the guide vanes 60 via a fluid servomotor 61 and a lever arm 62.
In the embodiment shown in FIG. 7, the compressor rotor 1 and a coaxial shaft 63, on which it is rotatably mounted by means of bearings 4, are driven by the turbine rotor 2, which is provided with blades, through a differential gear, which has ring gears 21, 22 and planetary gears 20 has, which latter carried by radial pins 19 attached to the shaft 63 who: The turbine rotor 2 is coaxial with the shaft 63 and rotatably mounted thereon by means of bearings 5.
The shaft 63 is rotatable in front and rear bearings 13 and 16, which are arranged in a stator housing 10 which is common to the compressor and the turbine and between these forms the combustion chamber 11, in which fuel injected through burner nozzles 12 is burned .
The compressor with the control mechanism described below and the combustion chamber are enclosed by a nacelle 64 which at its front end together with an insert body 65 forms an annular air inlet for the compressor and which, together with an outer casing 66, defines an annular air inlet, the back ten zii. a fan duct 67, which is supported on the stator housing 10 by means of radial ribs or guide vanes 68, while an insert body 69 and a covering 70 surrounding it, which extends rearward from the housing 10,
a ring-shaped exhaust duct determined which ends in a jet nozzle 71. With the rear end of the shaft 63, a fan rotor 72 provided with blades is formed in one piece, the blades 73 of which work in the fan duct 67 and carry a sheathing ring 74 which separates the inner turbine parts from the outer fan parts Separate said blades, the arrangement being such that the duct fan increases the pressure of the jet in the nozzle 71.
In this construction, the stator blades 7 and the rotor blades 6 are carried by shafts 75 and 76, respectively, so that the angle of attack of the blades can be changed. In this context, a speed controller 27 driven by a shaft 29 and a bevel gear 28 of the compressor rotor 1 actuates a fluid servomotor 77 which, through a lever linkage 78, causes simultaneous and corresponding movements of a shaft 79 and the shafts 75 of the stator blades 7 .
A crank arm 80 at the inner end of the shaft 79 exerts an axial movement on an actuating sleeve 81, which is connected by a crank linkage 82 to the shafts 76 of the rotor blades 6, so that simultaneous and corresponding movements are generated. In this way, the angle of attack of the compressor blades 6, 7 is changed in accordance with the compressor speed, and consequently the turbine power is distributed accordingly to the compressor and the duct fan by the differential gear during operation.