Gasturbinen-Kraftanlage. Die Erfindung bezieht sich auf eine (-tas- tur1)inen-Kraftanlage, bei welcher Arbeits- fluidum von einem Axialkompressor in eine Erhitzungseinriehtung und dann zu einer Axialturbine gefördert. wird, wobei die Lauf schaufelrotoren der Turbine und des Kom- pressors eine gemeinsame Welle besitzen.
Die erfindungsgemässe Gasturbinen-Kraft- anlage zeichnet. sich dadurch aus, dass wenig stens ein einen Leitsehaufelkranz aufweisen der Leitschaufelrotor vorgesehen ist, welcher unabhängig von den miteinander verbundenen liaufsehaufelrotoren drehbar und auf einem Lager gelagert ist, das die gemeinsame Welle umgibt und in einer Ebene zwischen den Kompressor- und Turbinenrotoren liegt.
Gemäss einer bevorzugten Ausführungs form der Erfindung ist die gemeinsame Welle von einem hohlen, feststehenden Glied um geben, welches innen Lager für die Welle und aussen Lager für einen Leitschaufelrotor trägt.
Diese Ausführung ist in den Fällen ange zeigt, wo hohe Lagerdrücke und wie im Falle einer Turbine hohe Drehzahlunterschiede auf treten, da sich in diesem Falle beide Rotoren in gegenläufigem Sinne drehen.
Das feststehende Glied kann :;gemäss einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung als Büchse ausgebildet sein, welche eine Lager büchse bildet und welche vorteilhafterweise nicht als Teil des feststehenden Gehäuses der Anlage ausgebildet, sondern in letzterem ein gebaut ist. Ausführungsbeispiele des Erfindungs- gegenstandes sind auf der beiliegenden Zeich nung dargestellt.
Fi-. 1 zeigt in Ansieht mit halbem Axial schnitt eine Verbrennungsturbinen-Kraftan- lage für Luftfahrzeuge mit Strahlvortriebs- mitteln und Zugpropeller.
Fi-. 2 ist eine der Fig. 1 entsprechende Ansicht. einer andern Ausführungsform der Erfindung bei einer Luftfahrzeug-Kraftan- lage, bei welcher an Stelle eines Propellers ein . in einem Kanal angeordnetes Schubverstär- kungsgebläse benutzt wird.
Fig. 3 ist eine gegenüber der Fig. 2 ab geänderte Ausführungsform, welche zwei in einem gemeinsamen Kanal hintereinander an geordnete Schubverstärkungsgebläse besitzt..
Bei der Ausführungsform nach Fig. 1. ist die Kraftanlage in eine Luftfahrzeuggondel eingeschlossen, deren Aussenhaut bei 1.0 ge zeigt ist. Die Kraftanlage umfasst ein Ge häuse 11, eine Welle 1-1, welche Kompressor laufräder 15 mit Laufschaufeln 16 trägt, einen Kompressorleitsehaufelrotor 21, 17, 18, 19, eine Verbrennungskammer 27, ein Tur- binengrehänse 29, 31, einen Turbinenrotor 32, 33, welcher die Welle 1-1 antreibt,
einen rin-- förmi#.)-eri Auspuffkanal 31, 35 Lind eine Strahlreaktionsdüse 37.
Das Gehäuse 11 stützt die Welle 11 in Lagern 12, 13 ab. An sein hinteres Ende ist ein rippenförmiger Teil. des innern Gliedes 29 des Turbinengehäuses befestigt. Der angetrie- bene gompressorlaufsehaufelrotor weist eine Anzahl Räder 15 auf, die auf die Welle 14 rufgekeilt sind und von welchen jedes einen Kranz von Kompressorlaufschaufeln 16 be- .;
itzt, die mit Leitschaufeln 17, 18 des Kom- pressors zusammenwirken. Die letzteren sind auf der Innenseite des Leitschaufelträgers 21 befestigt -und die innern Enden des Leit- schaufelkranzes 18 sind an den Flanschen einer Zwischenwand 19 befestigt, welche drehbar auf der Welle 14 durch ein stabiles Lager 20 abgestützt ist.
Das hintere Ende des Leitschaufelträgers 21 ist durch radiale Lager 23 abgestützt, die in einem Lager gehäuse 25 angeordnet sind, welches auch Drucklager 24 enthält, welche gegen einen am Träger 21 vorgesehenen Druckring an liegen. Das Lagergehäuse 25 ist mit dein Gehäuse 11 durch radiale Rippen 26 verbunden, und diese bilden mit dem Gehäuse 11 den fest stehenden Teil der Maschine zwischen den Lagern 12 -und 23.
Die Rippen 26 dienen auch als Leitflügel am Auslass des Kom- pressordurchströmkanals, der durch den Leitschaiüelträger 21 und die Ränder der Räder 15 und der Zwischenwand 19 begrenzt ist; um die innere Begrenzung des Kanals zu vervollständigen, sind die innern Enden der Schaufeln 17 mit Deckringen 17a ver sehen.
Nachdem die Luft im Kompressor kom- primiert und zwischen den Rippen 26 hin durchgegangen ist, wird sie zu einer An zahl in einem Kreis verteilt angeordneter Verbrennungskammern 27 geführt, welche Brennstoffeinspritzdüsen 28 enthalten, wo bei die Verbrennungsprodukte in einen Turbinenringkanal gelangen, der durch ein äusseres Turbinengehäuse 31 und das innere Gehäuseglied 29 bestimmt ist. Die zwei letzt erwähnten Glieder sind durch radiale Rip pen 30 verbunden, welche auch die Leit- schaufeln der Turbine bilden.
Die letztere weist ein Laufrad 32 auf, das auf die Welle 14 aufgekeilt ist und einen Kranz von Tur- binenl_aufschaufeln 33 trägt. Die Turbinenabgase gelangen in einen ringförmigen Auspuffkanal, der durch eine äussere Kanalwand 35 und eine innere Kanal wand begrenzt ist, die durch den Mantel eines konischen Ansatzes 34 gebildet wird, welcher von der äussern Kanalwand 35 durch radiale Rippen 36 abgestützt ist. Der rin-- förmigc Auspuffkanal endigt in einer Strahl düse 37.
Es ist ersichtlich, dass das Kompressor- leitschaufelgebilde nicht ortsfest, sondern drehbar ist und somit ein Leitschaufelrotor vorhanden ist, der koaxial zu dem durch die Turbine angetriebenen Kompressorlauf- schaufelrotor in einem die gemeinsame Welle umgebenden Lager gelagert ist. Im Be trieb wird der Kompressorleitschaufelrotor in der gleichen Richtung wie der Kompr es- sorlaufschaufelrotor 15, 16 gedreht und gibt Leistung ab.
Bei diesem Beispiel wird die durch den Kompressorleitscliaufelrotor gelieferte Lei stung für den Antrieb eines Zugpropellers 22 benutzt, welcher unmittelbar auf dem drehbaren Leitschaufelträ.ger 21. angeordnet ist.
Das letztere Glied stützt auch eine ring förmige Nabenhaube 10a ab, deren äusserer Teil eine Fortsetzung der Gondelaussenhaut 10 darstellt und deren innerer Teil die äussere Begrenzung des ringförmigen Einlasses zuin Kompressor bestimmt, dessen innere Begren zung durch einen I3aubenansatzkörper 38 bestimmt wird, welcher ain vordersten an getriebenen Kompressorlaufrad 15 angeord net ist.
Falls gewünscht, können die in einem Kreis verteilt angeordneten Verbrennungs kammern 27 durch eine einzige ringförmige Verbrennungskammer ersetzt sein.
Die in Fig. 2 gezeigte Ausführungsform ähnelt der in' Fig. 1. gezeigten, wobei ent sprechende Teile durch dieselben -rberwei- sungszahlen bezeichnet. sind und der Index Y angehängt ist, wenn die entsprechenden Teile irgend welche wesentlichen Unterschiede haben.
Bei diesem Beispiel ist die Leitsehau- felung des Kompressors ortsfest, indem die Leitschaufeln 17 an der Innenfläche eines
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@tator,reliäuses <SEP> 51 <SEP> befestigt <SEP> sind, <SEP> dessen <SEP> vor deres <SEP> ,Ende <SEP> mittels <SEP> radialer <SEP> Rippen <SEP> 52 <SEP> mit
<tb> einer <SEP> Stirnwand <SEP> :5 <SEP> 3 <SEP> verbunden <SEP> ist. <SEP> -elche
<tb> die <SEP> Welle <SEP> 1-1 <SEP> in <SEP> l.a < ,ern <SEP> 54 <SEP> abstützt. <SEP> Die <SEP> Rip lieb <SEP> 52 <SEP> dienen <SEP> < ineli <SEP> a15 <SEP> l:inla131citflügel <SEP> in
<tb> den <SEP> ringförmigen <SEP> Kompressorkanal.
<tb>
Das <SEP> hintere <SEP> Ende <SEP> des <SEP> Konipressorstator gehäuses <SEP> 51 <SEP> ist <SEP> durch <SEP> einen <SEP> (lehänscrin <SEP> :.':,x
<tb> Fortgesetzt, <SEP> der <SEP> ihircll <SEP> radiale <SEP> Rippen <SEP> 26,r,
<tb> die <SEP> auch <SEP> als <SEP> .lttslalileittlügel <SEP> für <SEP> den <SEP> Koni liressor <SEP> dienen, <SEP> finit <SEP> deln <SEP> Gehäuse <SEP> <B>11,1, <SEP> Verbun-</B>
<tb> den <SEP> isl, <SEP> welches <SEP> in <SEP> diesem <SEP> Fall <SEP> eine <SEP> vordere
<tb> Verhingertinr <SEP> in <SEP> der <SEP> Form <SEP> einer <SEP> finit <SEP> Rippen
<tb> versebenen <SEP> Stirnwand <SEP> un <SEP> Masst, <SEP> welche <SEP> das
<tb> Lager <SEP> 1'?, <SEP> in <SEP> welelieni <SEP> die <SEP> Welle <SEP> 1-1 <SEP> ab;
#estützt
<tb> ist, <SEP> t <SEP> iiigt. <SEP> Die <SEP> Verbrennlingskaminern <SEP> in
<tb> dieser <SEP> Fig. <SEP> <B>'</B>sind <SEP> finit <SEP> doppelten <SEP> Flaninien rohren <SEP> versehen, <SEP> welche <SEP> die <SEP> Kaininern <SEP> in
<tb> 1"ingsriehtung- <SEP> in <SEP> zwei <SEP> Teile <SEP> unterteilen. <SEP> in
<tb> weleheil <SEP> Doppelbreinistoffeinspritzdüsen <SEP> 28
<tb> < ingeordiiel <SEP> sind.
<tb>
her <SEP> ringförmige <SEP> EinlaV; <SEP> des <SEP> Turbinen kanals, <SEP> in <SEP> welchen <SEP> die <SEP> Gase <SEP> von <SEP> den <SEP> Verbren iinngskaniniern <SEP> eintreten, <SEP> ist <SEP> durch <SEP> ein <SEP> äusse res <SEP> Glied <SEP> 31.c, <SEP> radiale <SEP> lZippen <SEP> 30x <SEP> mid <SEP> ein
<tb> inneres <SEP> fngglied <SEP> 29.r <SEP> g-ebildet, <SEP> welches <SEP> dureli
<tb> das <SEP> hintere <SEP> l#'.n@lc# <SEP> des <SEP> Gehäuses <SEP> 11x <SEP> festge legt <SEP> ist.
<tb>
Bei <SEP> diesem <SEP> Beispiel <SEP> ist <SEP> (las <SEP> Turbinenleit sehaufelgellilde <SEP> nielit <SEP> feststehend, <SEP> sondern
<tb> drehbar <SEP> gelagert: <SEP> der <SEP> Turbinenleitsehaufel rotor <SEP> weist <SEP> einen <SEP> 1@eitsellaufelträ <SEP> ger <SEP> 60 <SEP> auf,
<tb> der <SEP> einwärts <SEP> vorstehende <SEP> Leitschaufeln <SEP> -11,
<tb> -11 <SEP> trägt, <SEP> deren <SEP> innere <SEP> 'l:
ildeil <SEP> an <SEP> den <SEP> Rän dern <SEP> von <SEP> Wänden <SEP> 4? <SEP> bzw. <SEP> 15 <SEP> befestigt <SEP> sind,
<tb> von <SEP> welchen <SEP> die <SEP> letztere <SEP> eine <SEP> finit <SEP> ihr <SEP> aus
<tb> cinein <SEP> Stück <SEP> bestehende <SEP> Nahe <SEP> besitzt, <SEP> die <SEP> eile
<tb> Lagergehäuse <SEP> bildet. <SEP> Bei <SEP> diesem <SEP> Beispiel <SEP> be sitzt. <SEP> der <SEP> den <SEP> Koinpressorrotor <SEP> antreibende
<tb> Turbinenrotor <SEP> zwei <SEP> Laufräder <SEP> 32 <SEP> bzw. <SEP> 32b,
<tb> die <SEP> Laufsehaufelkri.inze <SEP> 33a, <SEP> 33b <SEP> trauen, <SEP> wo bei <SEP> beide <SEP> Räder <SEP> durch <SEP> durchgehende <SEP> Bolzen
<tb> rim <SEP> Encle <SEP> der <SEP> Welle <SEP> 1-1 <SEP> befestigt <SEP> sind.
<tb>
Zwischen <SEP> den <SEP> Laufrädern <SEP> 32(t, <SEP> <B>321)</B> <SEP> ist <SEP> ein
<tb> Lager <SEP> 43 <SEP> angeordnet, <SEP> welches <SEP> die <SEP> Leitsehau Pelwand <SEP> -1 <SEP> -2 <SEP> drehbar <SEP> abstützt. <SEP> Die <SEP> Hauptlag@er abstützung <SEP> des <SEP> Leitsellaufelrotors <SEP> erfolgt
<tb> (1ni-eb <SEP> eine <SEP> Lagerbfichse <SEP> 18, <SEP> clic <SEP> in <SEP> cleni <SEP> Ge- häuse 11,c: abgestützt ist und äussere Lager -16, .17 trägt, auf welchen der Nabenteil der Wand 45 drehbar abgestützt ist;
die Lager büchse -18 trägt auch mittels Itineillagern -19, 50 das hintere Ende der Welle 14. Diese An ordnung setzt die Geschwindigkeiten der Hauptlager wesentlich Herab, im Vergleich mit einer Anordnung, bei welcher die Lager einmittelbar zwischen der 1lauptwelle 14 und dem Turbinenleitsehaufelrotor eing-efii,),rt sind.
Vorteilhaft ist die l.a,#erbüehse 4-8 nicht aus einem Stück mit dein Gehäuse 11x gebilclel, sondern in dieses eingepasst und eingekeilt. Die Abgase der Turbine werden in einen Auspuffkanal geleitet, der durch die Glieder 31-, 35 bestimmt ist, die in einer Strahldüse (nicht gezeigt)
endigen. Der Schub dieser Düse wird dureli einen Luftstrom unterstützt, der durch ein in einem Leitkanal angeordnetes Hilfsgebläse geliefert wird, das unmittelbar durch den Turbinenleitsehaufelrotor angetrieben wird.
Dieses Hilfsgebläse ist wie folgt gebildet: Der drehbare Leitsehaufelträg-er 60 der Turbine weist zusätzlich zum innern, die ä uf,iere Bc- grenzuli001 des Turbinenkanals bestimmenden Ring ein äusseres Ringelement auf, das einen Teil der innern Begrenzung eines äussern Ringkanals bestimmt, in welchem das Hilfs <U>g</U>eb<U>l</U>äse arbeitet.
Diese innere Begrenzung ist auf jeder Seite des Leit.selia.ufelgehäuseträ- gers 60 durch einen stillstehenden Ring 59 am hintern Ende und ein stillstehendes, einen Teil des stillstehenden Turbinengehäuse--liedes 31x bildendes Ringelement am vordern Ende fort gesetzt.
Die äussere Begrenzung des Gebläse kanals ist durch ein auhresetztes Gehäuse .5 7 gebildet, das vorn und hinten mit den Glie dern 31x und 59 durch radiale Rippen 56 bzw. 58 verbunden ist, welche auch als Ein l.ass- und Auslassleitflügel fier das Hilfsge bläse wirken;
das letztere weist zwei Lauf- selia:Lifelkränze 61, welche an dem Turbinen- leitseliaufelträger 60 befestigt sind, und einen einzelnen Kranz von Statorsehaufeln 63 auf, welche ein dem äussern Gehäuseglied 57 be festigt sind.
Die innern Enden der Statorschaufeln 63 sind, wie in der Zeichnung gezeigt ist, durch einen Abdeckring miteinander verbunden, wel cher in einer im äussern Ringelement des Tur- binenleitschaufelträgers 60 gebildeten Nut liegt.
Die äussern und innern Begrenzungen des Hilfsgebläses sind vorn und hinten durch Verkleidungen 39, 40 bzw. 65, 64 fortgesetzt. Der durch die letzteren Glieder bestimmte Leitkanal führt. rückwärts zti einer ringiör- inigen Strahldüse, welche die Strahldüse für die Auspuffgase der Turbine umgibt;
die vor- dern Enden der Verkleidungen 39, -10 bestim men einen Lufteinlass für den Hilfsgebläse kanal, dessen Einlass in der gleichen Ebene wie der Lufteinlass des Kompressors liegt, der durch die innere Wand 40a der Verklei dung 40 und eine buckelförmige Verkleidung 38x bestimmt ist, die an der vordern Stirn wand 53 angeordnet ist.
Die äussere Begrenzungswand 39 des ring förmigen Hilfsgebläsekanals ist am Einlass durch die Aussenhaut 10 der Gondel fortge setzt.
Fig. 3 stellt eine Abänderung der Ausfüh rungsform der Fig. 2 dar, bei welcher ein zusätzliches Hilfsgebläse, das in dein gleichen Kanal und in Reihe mit dem durch den Turbinenleitschaufelr otor getriebenen, mit Bezug auf Fig. 2 beschriebenen Hilfsgebläse arbeitet, durch einen drehbaren Teil des Kom- pressorleitschaufelgebildes angetrieben wird.
Der Kompressor ist in zwei Teile, einen Nie- derdruck- und einen Hochdruckteil geteilt, von welchen der erstere stillstehende Leit- schaufeln und der letztere rotierende Leit- schaufeln, welche alle durch die Bezugszahl 1.7 bezeichnet sind, besitzt.
Die Leitschaufeln des Niederdruckteils des Kompressors sind an i der Innenseite eines Statorgehäusegliedes 51x befestigt, welches auch mit ihm aus einem Stück gebildete Rippen und ein ringförmiges Element aufweist, das einen Teil der innern Begrenzung des Hilfsgebläsekanals bestimmt. Dieses Glied 51x ist wie in Fig. 2 mit der vordern Stirnwand 53 durch radiale Rippen 52 verbunden.
Die innern Enden des letzten stillstehen- den Leitschaufelkranzes (am Glied 51x befe stigt) sind an einer Wand 69 befestigt, welche auf der Welle 14 mittels eines Lagers 70 ab- Olestützt ist, wodurch ein Träger für das hin tere Ende des Gehäusegliedes 51x vorgesehen wird.
Das Statorgehäuseglied 25x am hintern I'.nde des Kompressors (siehe auch Fig. 2) ist bei diesem Beispiel ein aus einem Stück bestehendes kastenförmiges Gebilde, das in nere und äussere ringförmige Wände und radiale Versteifungsrippen aufweist.
Die innere Wand bildet die äussere Be- O.r enzung des Übergangskanals, der vom Kompressor zur Verbrennungskammer führt und die äussere Wand bildet einen Teil der innern Begrenzung des ringförmigen Hilfs- gebläsekanals.
Zwischen den Gliedern 51x und 25x ist der drehbare Teil des Kompressorleitschaufel- gebildes gelegen. Dieser Leitschaufelrotor weist Leiträder 67, die drehbar mittels Lagern 68 auf der Welle 14 abgestützt sind, eine mit einer Nabe versehene Stirnwand 77, Kränze von Leitsehaufeln 17 und einen drehbaren Leitschaiüelträuer 66 von kastenförmigem Querschnitt auf.
Die Ränder der Räder 67 und der Stirn wand 77 sind durch die Leitsehaufelkränze 17 mit der Innenseite des Trägers 66 ver bunden, dessen Aussenseite zwei Kränze von C;ebläseschaufeln 71, 72 trä.@,@'t, welche die Laufschaufeln des zusätzlichen Hilfsgebläses bilden. Zwischen den Kränzen 71, 72 der Laufschaufeln liegt ein Kranz 73 von Stator- schaufeln, welche von einem äussern Gehäuse mantel 74 einwärts vorstehen, der einen Teil der äussern Begrenzung des ringförmigen Hilfsgebläsekanals bildet.
Der äussere Ge häusemantel 74 ist mit den Kompressor-Sta- torgehäusegliedern 51x, 25x durch radiale Rippen 75 bzw. 76 fest verbunden, welche auch Einlass- und Auslassleitflügel für das Hilfsgebläse 71, 72, 73 bilden.
Die Lagerbüehse 48 der Fig. 2 ist bei der Ausführungsform der Fig. 3 durch eine verlängerte Lagerbüelise 48x ersetzt, deren vordere Verlängerung äussere Lager 78, 79 triigt, welche den Nabenteil der Stirnwand 7 7 drehbar abstützen. Sie trägt auch innere Lager 80, 81, in -elchen die Welle 14 drehbar abgestützt ist.
1)a bei diesem Beispiel die Verkleidungen 39, -10, welche den Einlass des Ililfsgebläse- kanals bestimmen, dort endigen, wo sie mit den Gliedern 7-1 bzw. 51.x verbunden sind, sind zusätzliche Verkleidungen 82, 83 vor- lesehen, welche die Begrenzungen des Hilfs- gebliisekanals zwischen den CTliedern 74, <B>57</B> bzw. ?>j-, 31.x bestimmen.
In andern Beziehungen ist die Anord- nun- der Teile -leicli der in Fig. \? gezeigten, wobei sieh die L"berweisungszahlen der Fig. 3, welche bisher nicht erwähnt wurden, auf die < gleichen Teile wie in Fi-. 2 beziehen.
Gas turbine power plant. The invention relates to a (-keyboard) power plant in which working fluid is conveyed by an axial compressor into a heating unit and then to an axial turbine. the rotor blade rotors of the turbine and the compressor have a common shaft.
The gas turbine power plant according to the invention is characterized. is characterized in that at least one guide vane ring is provided, the guide vane rotor is provided, which is rotatable independently of the interconnected airflow vane rotors and is mounted on a bearing that surrounds the common shaft and lies in a plane between the compressor and turbine rotors.
According to a preferred embodiment of the invention, the common shaft of a hollow, fixed member is to give which inside bearing for the shaft and outside bearing for a guide vane rotor.
This design is indicated in cases where high bearing pressures and, as in the case of a turbine, high speed differences occur, since in this case both rotors rotate in opposite directions.
According to a preferred embodiment of the invention, the stationary member can be designed as a bushing which forms a bearing bushing and which is advantageously not designed as part of the stationary housing of the system, but is built into the latter. Embodiments of the subject matter of the invention are shown in the accompanying drawing.
Fi-. 1 shows in half an axial section a combustion turbine power plant for aircraft with jet propulsion means and pull propellers.
Fi-. FIG. 2 is a view corresponding to FIG. 1. Another embodiment of the invention in an aircraft power plant, in which instead of a propeller a. A boost fan arranged in a duct is used.
Fig. 3 is a compared to Fig. 2 from modified embodiment, which has two in a common channel one behind the other to the thrust booster fan ..
In the embodiment according to FIG. 1, the power plant is enclosed in an aircraft nacelle, the outer skin of which is shown at 1.0. The power plant comprises a housing 11, a shaft 1-1, which carries compressor impellers 15 with blades 16, a compressor guide vane rotor 21, 17, 18, 19, a combustion chamber 27, a turbine goose 29, 31, a turbine rotor 32, 33 which drives the shaft 1-1,
a circular #.) - eri exhaust duct 31, 35 and a jet reaction nozzle 37.
The housing 11 supports the shaft 11 in bearings 12, 13. At its rear end is a rib-shaped part. of the inner member 29 of the turbine housing attached. The driven gas compressor blade rotor has a number of gears 15 which are keyed to the shaft 14 and each of which feeds a ring of compressor blades 16.
itzt, which interact with guide vanes 17, 18 of the compressor. The latter are attached to the inside of the guide vane carrier 21 - and the inner ends of the guide vane ring 18 are attached to the flanges of an intermediate wall 19 which is rotatably supported on the shaft 14 by a stable bearing 20.
The rear end of the guide vane carrier 21 is supported by radial bearings 23 which are arranged in a bearing housing 25 which also contains thrust bearings 24 which lie against a pressure ring provided on the carrier 21. The bearing housing 25 is connected to the housing 11 by radial ribs 26, and these, together with the housing 11, form the fixed part of the machine between the bearings 12 and 23.
The ribs 26 also serve as guide vanes at the outlet of the compressor throughflow channel, which is delimited by the Leitschaiüelträger 21 and the edges of the wheels 15 and the partition 19; to complete the inner boundary of the channel, the inner ends of the blades 17 are seen with cover rings 17a ver.
After the air has been compressed in the compressor and passed between the ribs 26, it is led to a number of combustion chambers 27, which are distributed in a circle and contain fuel injection nozzles 28, where the combustion products enter a turbine ring channel that passes through an outer one Turbine housing 31 and the inner housing member 29 is determined. The two last mentioned members are connected by radial ribs 30 which also form the guide vanes of the turbine.
The latter has an impeller 32 which is keyed onto the shaft 14 and carries a ring of turbine blades 33. The turbine exhaust gases pass into an annular exhaust duct which is delimited by an outer duct wall 35 and an inner duct wall which is formed by the casing of a conical projection 34 which is supported by radial ribs 36 from the outer duct wall 35. The ring-shaped exhaust duct ends in a jet nozzle 37.
It can be seen that the compressor guide vane structure is not stationary, but rotatable and thus a guide vane rotor is present, which is mounted coaxially to the compressor rotor blade rotor driven by the turbine in a bearing surrounding the common shaft. During operation, the compressor stator vane rotor is rotated in the same direction as the compressor stator vane rotor 15, 16 and delivers power.
In this example, the power supplied by the compressor guide blade rotor is used to drive a traction propeller 22, which is arranged directly on the rotatable guide vane carrier 21.
The latter member also supports an annular hub cap 10a, the outer part of which is a continuation of the nacelle outer skin 10 and the inner part of which defines the outer boundary of the annular inlet to the compressor, the inner boundary of which is determined by a dome attachment body 38, which is the foremost driven compressor impeller 15 is net angeord.
If desired, the combustion chambers 27 arranged distributed in a circle can be replaced by a single annular combustion chamber.
The embodiment shown in FIG. 2 is similar to that shown in FIG. 1, with corresponding parts denoted by the same reference numbers. and the index Y is appended if the corresponding parts have any significant differences.
In this example, the guide vanes of the compressor is fixed in that the guide vanes 17 on the inner surface of a
EMI0003.0001
@ tator, relieäuses <SEP> 51 <SEP> are attached <SEP>, <SEP> its <SEP> in front of the <SEP>, end <SEP> with <SEP> radial <SEP> ribs <SEP> 52 <SEP> With
<tb> a <SEP> front wall <SEP>: 5 <SEP> 3 <SEP> is connected to <SEP>. <SEP> -elche
<tb> the <SEP> shaft <SEP> 1-1 <SEP> is supported in <SEP> l.a <, ern <SEP> 54 <SEP>. <SEP> The <SEP> Rip lieb <SEP> 52 <SEP> are used <SEP> <ineli <SEP> a15 <SEP> l: inla131citflügel <SEP> in
<tb> the <SEP> ring-shaped <SEP> compressor channel.
<tb>
The <SEP> rear <SEP> end <SEP> of the <SEP> compressor stator housing <SEP> 51 <SEP> is <SEP> through <SEP> a <SEP> (lehänscrin <SEP>:. ':, x
<tb> Continued, <SEP> der <SEP> ihircll <SEP> radial <SEP> ribs <SEP> 26, r,
<tb> the <SEP> also <SEP> as <SEP> .lttslalileittlügel <SEP> for <SEP> the <SEP> Koni liressor <SEP>, <SEP> finite <SEP> deln <SEP> housing <SEP> <B> 11,1, <SEP> connection </B>
<tb> the <SEP> isl, <SEP> which <SEP> in <SEP> this <SEP> case <SEP> a <SEP> in front
<tb> Verhingertinr <SEP> in <SEP> the <SEP> form <SEP> of a <SEP> finite <SEP> ribs
<tb> leveling <SEP> front wall <SEP> and <SEP> Measure, <SEP> which <SEP> that
<tb> bearing <SEP> 1 '?, <SEP> in <SEP> welelieni <SEP> the <SEP> shaft <SEP> 1-1 <SEP> from;
# supports
<tb> is, <SEP> t <SEP> iiigt. <SEP> The <SEP> incinerators <SEP> in
<tb> of these <SEP> Fig. <SEP> <B> '</B> are <SEP> finite <SEP> double <SEP> flanine tubes <SEP>, <SEP> which <SEP> the <SEP> Kaininern <SEP> in
<tb> 1 "ingsriehtung- <SEP> divide into <SEP> two <SEP> parts <SEP>. <SEP> in
<tb> weleheil <SEP> dual fuel injection nozzles <SEP> 28
<tb> <ingeordiiel <SEP> are.
<tb>
her <SEP> ring-shaped <SEP> inlet; <SEP> of the <SEP> turbine channel, <SEP> in <SEP> which <SEP> the <SEP> gases <SEP> from <SEP> enter the <SEP> combustion canisters <SEP>, <SEP> is <SEP > through <SEP> a <SEP> outside <SEP> link <SEP> 31.c, <SEP> radial <SEP> lZipping <SEP> 30x <SEP> mid <SEP>
<tb> inner <SEP> initial link <SEP> 29.r <SEP> g-e forms, <SEP> which <SEP> dureli
<tb> the <SEP> rear <SEP> l#'.n@lc# <SEP> of the <SEP> housing <SEP> 11x <SEP> is specified <SEP>.
<tb>
In <SEP> this <SEP> example <SEP> is <SEP> (las <SEP> turbine guide sehaufelgellilde <SEP> nielit <SEP> fixed, <SEP> but
<tb> rotatable <SEP> bearing: <SEP> the <SEP> turbine guide vane rotor <SEP> has <SEP> a <SEP> 1 @ eitsellaufelträ <SEP> ger <SEP> 60 <SEP>,
<tb> the <SEP> inward <SEP> protruding <SEP> guide vanes <SEP> -11,
<tb> -11 <SEP> carries, <SEP> whose <SEP> inner <SEP> 'l:
ildeil <SEP> on <SEP> the <SEP> edges <SEP> of <SEP> walls <SEP> 4? <SEP> or <SEP> 15 <SEP> are attached <SEP>,
<tb> from <SEP> which <SEP> the <SEP> the latter <SEP> a <SEP> finit <SEP> her <SEP> from
<tb> has one <SEP> piece <SEP> existing <SEP> near <SEP>, <SEP> the <SEP> rush
<tb> Bearing housing <SEP> forms. <SEP> With <SEP> this <SEP> example has <SEP>. <SEP> the <SEP> driving the <SEP> Koinpressorotor <SEP>
<tb> turbine rotor <SEP> two <SEP> impellers <SEP> 32 <SEP> or <SEP> 32b,
<tb> trust the <SEP> running shovel kri.inze <SEP> 33a, <SEP> 33b <SEP>, <SEP> where <SEP> both <SEP> wheels <SEP> through <SEP> continuous <SEP> bolts
<tb> rim <SEP> Encle <SEP> of the <SEP> shaft <SEP> 1-1 <SEP> are attached <SEP>.
<tb>
<SEP> is a between <SEP> the <SEP> impellers <SEP> 32 (t, <SEP> <B> 321) </B> <SEP>
<tb> Storage <SEP> 43 <SEP> arranged, <SEP> which <SEP> supports the <SEP> Leitsehau Pelwand <SEP> -1 <SEP> -2 <SEP> rotatably <SEP>. <SEP> The <SEP> main bearing support <SEP> of the <SEP> guide vane rotor <SEP> takes place
<tb> (1ni-eb <SEP> a <SEP> bearing bracket <SEP> 18, <SEP> clic <SEP> in <SEP> cleni <SEP> housing 11, c: is supported and outer bearing -16, .17 carries on which the hub portion of the wall 45 is rotatably supported;
The bearing bush -18 also carries the rear end of the shaft 14 by means of track bearings -19, 50. This arrangement sets the speeds of the main bearings considerably lower than in an arrangement in which the bearings are inserted directly between the main shaft 14 and the turbine guide vane rotor -efii,), rt are.
Advantageously, the 1.a, # erbüehse 4-8 is not made of one piece with your housing 11x, but fitted and wedged into it. The exhaust gases from the turbine are directed into an exhaust duct, which is defined by members 31-, 35, which are inserted in a jet nozzle (not shown)
to end. The thrust of this nozzle is supported by an air flow which is supplied by an auxiliary fan which is arranged in a guide duct and is driven directly by the turbine guide vane rotor.
This auxiliary fan is formed as follows: The rotatable guide vane carrier 60 of the turbine has, in addition to the inner ring that defines the outer boundary of the turbine channel, an outer ring element that defines part of the inner boundary of an outer ring channel in which the auxiliary <U> g </U> eb <U> l </U> ase is working.
This inner limitation is continued on each side of the Leit.selia.ufelgehäuseträgers 60 by a stationary ring 59 at the rear end and a stationary ring element forming part of the stationary turbine housing member 31x at the front end.
The outer boundary of the fan duct is formed by a set-up housing .5 7, which is connected at the front and rear with the members 31x and 59 by radial ribs 56 and 58, which also act as inlet and outlet guide vanes for the auxiliary bubble act;
the latter has two rotor blades: Lifel rims 61, which are attached to the turbine guide blade carrier 60, and a single ring of stator blades 63 which are attached to the outer housing member 57.
As shown in the drawing, the inner ends of the stator blades 63 are connected to one another by a cover ring which lies in a groove formed in the outer ring element of the turbine guide vane carrier 60.
The outer and inner boundaries of the auxiliary fan are continued at the front and rear by cladding 39, 40 and 65, 64, respectively. The guide channel determined by the latter links leads. backwards zti an annular jet nozzle, which surrounds the jet nozzle for the exhaust gases of the turbine;
the front ends of the fairings 39, -10 define an air inlet for the auxiliary fan duct, the inlet of which lies in the same plane as the air inlet of the compressor which is defined by the inner wall 40a of the fairing 40 and a hump-shaped fairing 38x , which is arranged on the front end wall 53.
The outer boundary wall 39 of the ring-shaped auxiliary fan duct is continued at the inlet through the outer skin 10 of the nacelle.
Fig. 3 shows a modification of the Ausfüh approximate form of Fig. 2, in which an additional auxiliary fan, which operates in the same channel and in series with the turbine-vane rotor driven, described with reference to FIG. 2, by a rotatable auxiliary fan Part of the compressor vane structure is driven.
The compressor is divided into two parts, a low-pressure part and a high-pressure part, of which the former has stationary guide vanes and the latter has rotating guide vanes, all of which are denoted by the reference number 1.7.
The guide vanes of the low pressure part of the compressor are attached to the inside of a stator housing member 51x which also has ribs formed in one piece with it and an annular element which defines part of the inner boundary of the auxiliary fan duct. As in FIG. 2, this link 51x is connected to the front end wall 53 by radial ribs 52.
The inner ends of the last stationary vane ring (attached to member 51x) are attached to a wall 69 which is supported on shaft 14 by means of a bearing 70, whereby a support is provided for the rear end of housing member 51x .
The stator housing member 25x at the rear end of the compressor (see also Fig. 2) is in this example a one-piece box-shaped structure which has inner and outer annular walls and radial stiffening ribs.
The inner wall forms the outer boundary of the transition duct which leads from the compressor to the combustion chamber and the outer wall forms part of the inner boundary of the annular auxiliary fan duct.
The rotatable part of the compressor guide vane structure is located between the links 51x and 25x. This guide vane rotor has guide wheels 67 which are rotatably supported on the shaft 14 by means of bearings 68, an end wall 77 provided with a hub, rims of guide vanes 17 and a rotatable guide vane support 66 of box-shaped cross section.
The edges of the wheels 67 and the end wall 77 are connected by the guide vane rings 17 to the inside of the carrier 66, the outside of which has two rings of C; blower blades 71, 72, which form the blades of the additional auxiliary fan . Between the rings 71, 72 of the rotor blades is a ring 73 of stator blades which protrude inward from an outer casing casing 74 which forms part of the outer boundary of the annular auxiliary fan duct.
The outer casing casing 74 is firmly connected to the compressor stator casing members 51x, 25x by radial ribs 75 and 76, respectively, which also form inlet and outlet guide vanes for the auxiliary fan 71, 72, 73.
The bearing bush 48 of FIG. 2 is replaced in the embodiment of FIG. 3 by an elongated bearing bush 48x, the front extension of which triates outer bearings 78, 79 which rotatably support the hub part of the end wall 7 7. It also carries inner bearings 80, 81 in which the shaft 14 is rotatably supported.
1) a in this example the claddings 39, -10, which determine the inlet of the auxiliary blower duct, end where they are connected to the links 7-1 and 51.x, additional claddings 82, 83 are provided , which determine the boundaries of the auxiliary bleeding channel between the CT members 74, 57 and? j, 31.x
In other respects the arrangement of the parts is just that in Fig. \? 3, which have not been mentioned so far, refer to the same parts as in FIG. 2.