Gasturbinen-Strahltriebwerk. Die Erfindung bezieht sich auf ein Cas- turbinen-Strahltriebwerk.
Das Ciasturbinen-Strahltriebwerk gemäss der Erfindung ist, gekennzeichnet durch einen :ITehrstufen-Axialkompressor mit axial gerich teten Diffusorauslässen, die symmetrisch und in bezug auf die Kompressoraehse ringförmig angeordnet sind, durch eine Axialturbine mit Einlassmitteln, die symmetrisch und ringför mig in bezug auf ihre Achse angeordnet und axial.
sich im Abstand vom Kompressor befin den und koaxial zu diesem liegen, wobei diese Turbine zwei gegenläufige Rotoren aufweist, von welchen einer fest mit einer den Kom pressor antreibenden Welle verbunden ist, während der andere frei drehbar gelagert ist, durch eine ringförmig angeordnete und axial.
verlaufende Verbrennungseinrichtung, welche sich im Zwischenraum zwischen den Diffusor- auslässen und dem Turbineneinlass befindet und das Gas vom einen zum andern führt, durch einen die Turbinenabgase zu einer Strahldüse führenden Auspuffkanal, durch einen diesen Auspuffkanal koaxial umgeben den Luftkanal und durch ein in diesem Luft kanal angeordnetes Schuberhöhungsgebläse, dessen Laufsehaufelung radial auswärts durch den zweiten, frei drehbar gelagerten Rotor der Turbine getragen wird, wobei der Luft kanal.
in der Gebläseeintrittsebene einen Innendurchmesser besitzt, der nicht grösser ist als der Aussendurehmesser der vor ihm ring- förmig angeordneten Verbrennungseinrich tung.
Auf der beiliegenden Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel des Erfindungsgegen standes dargestellt.
Fig. 1 und la bilden zusammen einen Aufriss, zur Hälfte im Längsschnitt, und zeigen eine Ausführungsform für ein Luft fahrzeug.
Fig. 2 ist ein Detailschnitt in grösserem Massstab und stellt. die Konstruktion des Luft gehäuses des in Fig. 1 dargestellten Trieb werkes sowie die Konstruktion und Anord nung der Flammrohre darin dar.
Fig. 3 ist ein weiterer Detailschnitt in grösserem Massstab, der die Anordnung eines Brenners und die Abstützung des Flammroh- res am Brenner darstellt.
Bei dem in Fig. 1 dargestellten Beispiel weist das Triebwerk einen mehrstufigen Axial- kompressor 1, eine ringförmige Verbrennungs einrichtung 2, eine Turbine 3 und daran an schliessend eine zu einer Strahldüse führende Auspuffleitung 4, ferner ein in einem zur gleichen Strahldüse führenden Durchlass 6 arbeitendes Schuberhöhungsgebläse 5 auf, das von der Turbine 3 angetrieben wird.
Der Durehlass 6 umgibt die Auspuffleitung 4 koaxial, weist in der Gebläseeintrittsebene einen Innendurchmesser auf, der nicht grösser ist als der Aussendurchmesser der vor ihm ringförmig angeordneten Verbrennungskam- mer. Eine für den Kompressor 1 und die Turbine 3 gemeinsame Welle 7 dient zur über- tragung der Antriebskraft der Turbine auf den Kompressor. Um diese Welle 7 herum ist das ganze Triebwerk symmetrisch angeordnet, und diese Welle besitzt eine Kupplung 7a mit nachgiebigen Flanschgliedern und ein Druck glied, welches den durch den Kompressor und die Turbine erzeugten Axialdrücken wider steht.
Das vordere Ende des Triebwerkes ist von einer Verkleidung 8 umschlossen, welche dem betreffenden Luftfahrzeug angepasst ist. Am vordern Ende des Kompressors ist ein Getriebekasten für Antriebzubehörteile ange baut, die von der Welle 7 angetrieben werden.
Der Kompressor 1 besitzt einen Rotor, der aus einer Mehrzahl von getrennten Scheiben aufgebaut ist, von welchen jede am Umfang einen Kranz von Kompressorlaufschaufeln trägt, während die Statorschaufeln sich ein wärts von einem äussern Gehäuse 9 erstrecken, welches mit den vordern und hintern Wänden 10, 11, in welchem Lager für die Welle 7 vorgesehen sind, einen ringförmigen Einlass bei 12 und einen Auslass 13 bestimmt, -von welchen der letztere sich axial durch innere und äussere Wände 14, 15 erstreckt, welche mit dazwischen befindlichen Wänden 16 einen Kranz von axial gerichteten Diffusorkanälen bilden.
An der innern Wand (siehe besonders Fig. 2) ist ein hohles Glied 17 befestigt, wel ches die Welle 7 umschliesst und sich koaxial zu derselben gegen die Turbine 3 erstreckt. Das Glied 17 ist gegen sein inneres Finde fest an einem kegelstumpfförmigen Glied 18 be festigt, zwischen dessen hinterem Rand und einem kegelstumpfförmigen Ring 18a sich der Turbineneintrittsdüsenring 19 befindet. Der Ring 18a ist aussen an der innern Wand des Durchlasses 6 befestigt.
Bei der dargestellten Konstruktion ist die mit 3 bezeichnete Turbine von gegenläufiger Bauart, wobei der eine Rotor den Kompressor und der andere das Schuberhöhungsgebläse antreibt: Der Kompressor-Antriebsrotor be sitzt zwei axial voneinander im Abstand an geordnete, auf der Welle 7 feste Scheiben 20, und der zweite Rotor 21 besitzt eine Lager- büchse 20a, durch welche er über axial im Abstand angeordnete Lager 20b auf einem rohrförmigen Glied drehbar gelagert ist, das durch eine hintere Verlängerung 17a des be reits erwähnten Gliedes 17 gebildet ist.
Die Verlängerung 17a und das Glied 17 umschlie ssen ihrerseits mit Abstand die Welle 7 und stützen sie wie angedeutet durch in axialem Abstand angeordnete Lager 17b. Die Schau- felung des Rotors 21 ist mit. einem Ring 22 verbunden, welcher sieh nach hinten erstreckt, um sowohl eine Umhüllung für die Schaufe- lung des Kompressorantriebsrotors als auch einen Träger für den zweiten, nvisehen den zwei Schaufelkränzen des ersten Rotors ange ordneten Kranz von Schaufeln 21a des Rotors 21 zu bilden, welche Schaufeln sich radial einwärts erstrecken.
Die Aufgabe des zweiten Rotors 21 besteht darin, das Zweistufenge- bläse 5 anzutreiben, dessen Laufschaufeln 5a durch eine Trommel 23 getragen werden, deren vorderes Ende auf dem Ring 22 des zweiten Rotors 21 durch ein kegelstumpf- förmiges Glied 24 abgestützt ist und dessen Statorsehaufeln <I>5b</I> an den Durchlass 6 begren zenden Gehäusewänden befestigt sind, dessen Innenwand durch das kegelstumpfförmige Glied 18a an der Wand 25 abgestützt ist.
Es ergibt sich aus dieser Konstruktion, dass das Drehmoment des zweiten Rotors auswärts auf die Gebläsetrommel 23 übertragen wird, so dass das Gebläse die Luftströmung im Durchlass 6 beschleunigt, die am vordern Einlass des Durchlasses 6 eintritt.
Die Durch- lässe 4, 6 vereinigen sieb in gewissem Abstand vom Gebläse 5; in einem hinter dem Gebläse 5 befindlichen Teil des Durchlasses 6 sind ferner Brennstoff-Verbrennungsmittel 26 vor gesehen, um der Luftströmung Energie zuzu führen, vorteilhaft so, dass sie auf die Ge schwindigkeit der Turbinenauspuffströmung im Durchlass 4 beschleunigt wird, bevor die beiden Ströme als gemeinsamer Vortriebs strahl zusammentreffen.
Das hohle Glied 17 bildet die innere druck feste Wand eines sieh axial erstreckenden Luftgehäuses, dessen äussere druckfeste Wand durch ein rohrförmiges Glied 27 gebildet ist, das an seinem vordern Ende lösbar mit einem Flansch des durch die Wände 14,15 bestimm ten Kompressorauslassringes und an seinem hintern Ende mit der kegelstumpfförmigen Brand 25 verbunden ist, deren engeres Ende, wie bereits erwähnt, an dem Glied 18a befe stigt ist. Das Glied 27 hat einen solchen Innen durchmesser, dass, wenn seine Befestigungen gelöst sind, es nach vorn über das Kompressor- gehäuse 9 geschoben werden kann.
Ausserhalb des Gehäuses 9 befindliche Zubehörteile, wie z. B. in der Zeichnung dargestellte Rohr leitungen, sind entweder so angeordnet, dass sie die Verschiebung des Gliedes 27 nicht be hindern, oder sind zwecks Beseitigens leicht abnehmbar ausgebildet. An den innern und äussern Wänden 17, 27 sind im Abstand von jeder Wand Metallblechfutter 28, 29 ange ordnet, um luftdurchströmte Isolationsräume an den innern und äussern Wänden des Luft gehäuses vorzusehen.
Diese Futter sind an ihren Enden so ausgebildet, dass ein Teil des ankommenden Luftstromes in die Isolations räume eintritt und nach Hindurchströmen durch die betreffenden Isolationsräume in die Turbine gelangt. Das äussere Futter 28 be sitzt, damit es das axiale Herausziehen der äussern Wand 27 nicht behindert, lose Über lappungsverbindungen mit Futterteilen 28a, welche an Gehäuseteilen angeordnet sind, wel che fest bleiben, wenn das Glied 27 verscho ben wird.
Zwischen den Wänden 17, 27 und in dem ringförmigen Zwischenraum, welchen sie ein schliessen, ist gleichmässig verteilt um die Achse eine Anzahl von axial sich erstrecken den Flammrohren vorgesehen. Der Hauptteil 30 jedes Flammrohres ist zylindrisch und be sitzt an seinem Einströmende einen kegel- stumpfförmigen Abschlussteil, dessen engeres Ende an einem vorstehenden Flansch eines zylinderförmigen Brenners 31 anliegt und durch diesen gestützt ist. Der Brenner 31 ist koaxial zum Flammrohr und ist auf einer der Diffusorwände 16 des Kompressorauslass- ringes angeordnet.
Eine zweckmässige Form einer solchen Konstruktion ist in Fig. 3 dar gestellt, in welcher der Brennerkörper 31 mit- tels Bolzen<B>31f</B> an einer der Diffusorwände 1.6 des Kompressorauslassringes so befestigt ist, dass seine Kanäle mit Brennstoffzu- bzw.
-abfuhrkanälen 31a übereinstimmen, die im Körper der Wand 16 vorgesehen sind und die auch mit Kanälen in einem Brennstoffzufuhr anschlussstück 31b übereinstimmen, das in einem Durchlass 31c untergebracht ist, wel cher sich durch die erwähnte Diffusorwand erstreckt, die auch einen Luftdurchlass zwi schen der durch die Innenseite des erwähnten Kompressorringraumes gebildeten Kammer und der -äussern Atmosphäre ergibt.
Der äussere Flansch des Kompressorauslassringes in Fig. 3 erstreckt sich bis auf ein über dem äussersten obern Teil des Brennstoffzufuhr anschlussstückes 31b liegendes Niveau, so dass der an diesem Flansch befestigte Flansch der äussern druckfesten Wand 27 beim Verschie ben dieser Wand nicht gegen das Brennstoff zufuhranschlussstück 31b anstösst. Das Flamm- rohr wird gegen ungewollte Verschiebung mittels zweier Gewindehülsen 31e, 31g ge sichert. Ferner ist ein Durchlass 31d zum Zu führen von Verbrennungsluft in die Nähe der Brennermündung vorgesehen.
Die Flamm- rohrwand ist auch durchbrochen und mit pas senden Führungen und Ablenkorganen ver sehen, wie dies für die Verbrennung als er forderlich erachtet wird. Das Ausströmende des zylindrischen Körpers 30 des Flammroh- res wird z.
B. durch biegsame Verbindungs glieder 30a abgestützt, welche mit dem Futter 29 verbunden sind, so dass es innerhalb und im Abstand von dem kreisförmigen Einström ende eines Auslasskanals 32 liegt, welcher in der Ausströmrichtung zu einem Ringsektor ausläuft, der einem Sektor des ringförmigen Düsenringes 19 der Turbine entspricht. Auf der Aussenseite jedes Auslasskanals 32 ist ein Zwischenraum freigelassen für den Durchlass von etwas Luft zur Turbinendüse, so dass diese Luft die Wand des Kanals kühlt und, da sie bei diesem Vorgang selbst erwärmt wird, sich schliesslich mit den heissen, in die Turbine eintretenden Gasen mischt.
Der Kanal 32 wird durch ein radiales streben artiges Element 33 festgelegt und abgestützt, welches durch diesen Kanal und auch durch die Futter 28a., 29 und die innern und äussern Umhüllungsglieder 18, 25 des Luftgehäuses hindurchgeht, wobei die Strebe an allen diesen Teilen, z. B. durch Schweissen, befestigt ist. Der Hauptzweck der Streben 33, welche in Abständen im Luftmantel vorgesehen sind, besteht darin, die Konzentrizität der Umhül lungsteile 18, 25 aufrecht züt erhalten; aber sie können auch hohl hergestellt werden und so Verbindungsdurchlässe zwischen dem vom Glied 18 umschlossenen Raum und der Aussen seite des Luftgehäuses ergeben, welcher Durch lass eine Kühlluftströmung durch die Strebe gestattet.
Es können alternative Arten der Abstüt zung des Auslasskanals 32 angewendet werden, aber in jedem Fall ist der Träger so ausge dacht, dass Längs- und Radialausdehnungen ohne wesentliche Verschiebung des Flamm- rohres und ohne Erzeugung besonderer Be anspruchungen desselben oder irgendeines damit in Beziehung stehenden Teils ermög licht sind.
Um irgend einen Flammrohrkörper 30 wegnehmen zu können, wird die Aussenwand 27 des Luftgehäuses gelöst und axial über das Kompressorgehäuse 9 geschoben, wonach das Futter 28, 28a weggenommen und die Hülse 31e am Brenner 31 gelöst und der Flammr ohr- körper 30 axial gegen die Turbine verschoben wird, um ihn vollständig vom Brenner weg zunehmen. Diese Bewegung ist möglich wegen eines genügenden Zwisehenraumes zwischen dem Ausströmende des Flammrohres 30 und dem axial benachbarten Auslasskanal 32. Der Körper 30 kann dann genügend geneigt wer den, um ihn herauszuziehen.
Als Alternative kann der Flammrolirkör- per 30 am Brenner befestigt bleiben und nach Wegnahme des Futters 28, 28a. können die Bolzen 31f des Brenners 31 gelöst werden, so da.ss der Brenner aus seiner Lage durch axiale Verschiebung des Flammrohres herausgezogen werden kann. In jedem Fall stellt der Brenner selbst die Stütze des Flammrohres an seinem Einströmende dar.
Die Glieder 17, 18 und 27, 25 bilden nicht nur die druckfesten Wände des ringförmigen Luftgehäuses, von welchen Wänden die äussere zum grössten Teil axial wegnehmbar ist, um die leicht wegnehmbaren Flammrohre freizu geben, sondern zusammen auch ein starres Traggebilde, das ein die Hauptbeanspruchun gen aufnehmendes Element darstellt, welches mit den Flansehen des Koinpressorauslassrin- ges und mit dem Turbinengehäuse eine starre Einheit bildet.
Dadurch, dass die Teile 17, 27, 18, 25 so hergestellt, sind, da1> sie diesem doppelten Zweck dienen, kann eine erhebliche Gewiehtsersparnis ohne Opferung der Starr heit und Festigkeit erreicht werden.
Die Anwendung eines ringförmigen Luft gehäuses, welches einen Raum um die Kom- pressorturbinenwelle 7 umschliesst, ergibt auch eine zweckmässige Anordnung eines Vertei lungssystems für Kühlluft, zusätzlich zu dem schon in Verbindung mit der Verbrennungs einrichtung erläuterten System, wodurch sich Gasverluste, örtliche Verziehungen und ausser gewöhnliche örtliche Temperaturen vermeiden lassen.
Ein solches Svstem ist in den Fig. 1 und 2 dargestellt, in welchen die durch das innere Glied 17 des Luftgehäuses gebildete Wand hohl hergestellt und durch eine Leitung 35 mit einer passenden Stelle des Kompressors verbunden ist, um daraus komprimierte Luft aufzunehmen, welche, wie durch die Pfeile in Fig. ,\'2 angedeutet ist, verteilt wird.
Der Hohl raum des Gliedes 17 bildet Luftdurchlässe 36 (siehe Fig. 2), durch welche Luft. zu den Tur binenlagern und auch zu der durch das Glied 18 und die Stirnfläehe und Lagerbüchse des Turbinenrotors 21 begrenzten Kammer und ztt dem Zwischenraum zwischen den Rotoren 21, 20 gelangt.
Diese Kammer enthält eine feste Absehirmwand 37 von ringförmiger Ge stalt., welche die Luftströmung zwingt, der Oberfläche der Turbinenrotorteile zu folgen, wobei die Luft allenfalls durch die Flamm- rohrstreben 33 zum Einlass des Schuberhö- hungsgebläses entweicht. Zusätzlich ist die Welle 7 hohl hergestellt und überträgt Luft zu den innern und den hintern Stirnflächen der Seheiben 20, wo sie in den Turbinengas- Strom entweicht.
Die unmittelbar von dem Kompressor kommende Luft besitzt einen etwas höheren Druck als der Gasstrom in der Turbine, so dass die Luft in die Turbine strömt und Gasverluste vermieden sind.
Bei der in Fig. 1 und 2 dargestellten Kon struktion des Luftgehäuses sind die innern Glieder 17 und 18 und das äussere Glied 25 durch verhältnismässig dicke Gussstücke gebil det. Diese Teile können aber auch aus Metall- bleeh hergestellt werden, mit genügenden Ver steifungen, damit das Luftgehäuse zusammen mit dem Kompressorgehäuse und dem Turbi nengehäuse eine starre Einheit ergibt..
Es ist zu beachten, dass bei der dargestell ten Konstruktion der Kompressor, die ring förmig angeordnete Verbrennungseinriehtung, die Turbine, das Schuberhöhungsgebläse und die zur Strahldüse führenden Luftdurchlass- bzw. Gasauspuffkanäle koaxial und symme trisch in bezug auf die Welle angeordnet sind, durch welche die Turbine den Kompressor an treibt, und dass der Kompressorauslass, die Verbrennungseinrichtung und der Turbinen einlass axial so aufeinander ausgerichtet sind, dass in irgendeinem Längsschnitt dieser Teile die mittlere Stromlinie eine Gerade ist,
wo durch eine grosse Luftmenge bei hoher Ge schwindigkeit ohne grosse Verluste durch diese Teile hindurchströmen kann.
Es können Anlassmittel für das Triebwerk in Gestalt von Lbertragungseinrichtungen zur Hauptwelle durch den Getriebekasten am vor- dern Ende vorgesehen sein, um mit der Welle zusammenzuwirken. Um das Anlassen zu er leichtern, können Mittel vorgesehen sein, um die Drehung des zweiten Rotors zu verhin dern, bis der Kompressorantriebsrotor genü gend beschleunigt ist. Wenn z.
B. ein weg nehmbarer Anlasser vorgesehen ist, um auf die Welle gegen ihr Turbinenende einzuwir ken, kann eine Vorrichtung vorgesehen sein, um auf eine Klaue oder dergleichen an der Nabe des zweiten Rotors einzuwirken, so dass deren Drehung so lange verhindert ist, als die Anlassvorriehtung sich in Wirkungslage befindet.
Gas turbine jet engine. The invention relates to a cas-turbine jet engine.
The Ciasturbinen jet engine according to the invention is characterized by a: ITehr-stage axial compressor with axially directed diffuser outlets, which are arranged symmetrically and annularly with respect to the compressor shaft, by an axial turbine with inlet means that are symmetrical and annular with respect to their axis arranged and axially.
are located at a distance from the compressor and are coaxial with it, this turbine having two counter-rotating rotors, one of which is firmly connected to a shaft driving the compressor, while the other is freely rotatably mounted by an annularly arranged and axially.
running combustion device, which is located in the space between the diffuser outlets and the turbine inlet and leads the gas from one to the other, through an exhaust duct leading the turbine exhaust gases to a jet nozzle, through an exhaust duct coaxially surrounding the air duct and through an air duct in this arranged thrust booster fan, the runner blade is carried radially outwards by the second, freely rotatably mounted rotor of the turbine, the air channel.
in the fan inlet plane has an inside diameter which is not larger than the outside diameter of the combustion device arranged in a ring in front of it.
On the accompanying drawing, an embodiment of the subject invention is shown.
Fig. 1 and la together form an elevation, half in longitudinal section, and show an embodiment for an air vehicle.
Fig. 2 is a detail section on a larger scale and represents. the construction of the air housing of the engine shown in Fig. 1 and the construction and arrangement of the flame tubes therein.
3 is a further detailed section on a larger scale, which shows the arrangement of a burner and the support of the flame tube on the burner.
In the example shown in FIG. 1, the engine has a multistage axial compressor 1, an annular combustion device 2, a turbine 3 and, subsequently, an exhaust line 4 leading to a jet nozzle, and a passage 6 working in a passage 6 leading to the same jet nozzle Boost fan 5, which is driven by the turbine 3.
The passage 6 surrounds the exhaust line 4 coaxially, has an inside diameter in the fan inlet plane which is not larger than the outside diameter of the combustion chamber arranged in a ring in front of it. A shaft 7 common to the compressor 1 and the turbine 3 is used to transmit the driving force of the turbine to the compressor. Around this shaft 7 around the whole engine is arranged symmetrically, and this shaft has a coupling 7a with flexible flange members and a pressure member, which is against the axial pressures generated by the compressor and the turbine.
The front end of the engine is enclosed by a fairing 8 which is adapted to the aircraft in question. At the front end of the compressor, a gear box for drive accessories is built, which are driven by the shaft 7.
The compressor 1 has a rotor which is made up of a plurality of separate disks, each of which carries a ring of compressor rotor blades on the circumference, while the stator blades extend inwardly from an outer housing 9 which, with the front and rear walls 10, 11, in which bearings are provided for the shaft 7, an annular inlet at 12 and an outlet 13, -of which the latter extends axially through inner and outer walls 14, 15 which, with walls 16 in between, form a ring from axially directed diffuser channels form.
On the inner wall (see especially FIG. 2), a hollow member 17 is attached, wel Ches encloses the shaft 7 and extends coaxially to the same against the turbine 3. The member 17 is fixed against its inner find on a frustoconical member 18 BE, between the rear edge and a frustoconical ring 18a of the turbine inlet nozzle ring 19 is located. The ring 18a is attached to the outside of the inner wall of the passage 6.
In the construction shown, the turbine designated by 3 is of a counter-rotating type, with one rotor driving the compressor and the other driving the boost fan: The compressor drive rotor is located on two axially spaced apart disks 20 and 20 fixed on the shaft 7 The second rotor 21 has a bearing bush 20a, by means of which it is rotatably mounted on a tubular member, which is formed by a rear extension 17a of the member 17 already mentioned, via axially spaced bearings 20b.
The extension 17a and the member 17 in turn surround the shaft 7 at a distance and support it as indicated by axially spaced bearings 17b. The blades of the rotor 21 are with. connected to a ring 22 which extends rearwardly in order to form both a casing for the blades of the compressor drive rotor and a support for the second ring of blades 21a of the rotor 21, which is arranged opposite the two blade rings of the first rotor Blades extend radially inward.
The task of the second rotor 21 is to drive the two-stage fan 5, the rotor blades 5a of which are carried by a drum 23, the front end of which is supported on the ring 22 of the second rotor 21 by a truncated cone-shaped member 24 and its stator blades I> 5b </I> are attached to the passage 6 limiting housing walls, the inner wall of which is supported on the wall 25 by the frustoconical member 18a.
It follows from this construction that the torque of the second rotor is transmitted outwardly to the blower drum 23, so that the blower accelerates the air flow in the passage 6 which enters at the front inlet of the passage 6.
The passages 4, 6 combine sieve at a certain distance from the fan 5; In a part of the passage 6 located behind the fan 5, fuel combustion means 26 are also provided in order to supply the air flow with energy, advantageously so that it is accelerated to the speed of the turbine exhaust flow in the passage 4 before the two flows are common Propulsion jet meet.
The hollow member 17 forms the inner pressure-tight wall of a see axially extending air housing, the outer pressure-resistant wall is formed by a tubular member 27 which at its front end releasably with a flange of the compressor outlet ring determined by the walls 14,15 and at his rear end is connected to the frustoconical fire 25, the narrower end of which, as already mentioned, BEFE is Stigt on the member 18a. The member 27 has an inner diameter such that, when its fastenings are loosened, it can be pushed forward over the compressor housing 9.
Accessories located outside the housing 9, such as. B. pipe lines shown in the drawing are either arranged so that they do not prevent the displacement of the member 27 be, or are designed to be easily removable for the purpose of removal. On the inner and outer walls 17, 27 sheet metal lining 28, 29 are arranged at a distance from each wall in order to provide air-flow insulation spaces on the inner and outer walls of the air housing.
These chucks are designed at their ends in such a way that part of the incoming air flow enters the isolation spaces and, after flowing through the relevant isolation spaces, reaches the turbine. The outer lining 28 be seated so that it does not hinder the axial extraction of the outer wall 27, loose overlapping connections with lining parts 28a, which are arranged on housing parts, which remain fixed when the member 27 is shifted.
Between the walls 17, 27 and in the annular space, which they include, a number of axially extending flame tubes is evenly distributed around the axis. The main part 30 of each flame tube is cylindrical and sits at its inflow end a frustoconical end part, the narrower end of which rests against a protruding flange of a cylindrical burner 31 and is supported by it. The burner 31 is coaxial with the flame tube and is arranged on one of the diffuser walls 16 of the compressor outlet ring.
An expedient form of such a construction is shown in FIG. 3, in which the burner body 31 is fastened by means of bolts 31f to one of the diffuser walls 1.6 of the compressor outlet ring in such a way that its ducts with fuel supply or
-Discharge channels 31a, which are provided in the body of the wall 16 and which also correspond to channels in a fuel supply connector 31b, which is housed in a passage 31c, which extends through the aforementioned diffuser wall, which also has an air passage between the through the inside of the mentioned compressor annulus chamber and the outside atmosphere results.
The outer flange of the compressor outlet ring in Fig. 3 extends to a level above the outermost upper part of the fuel supply connector 31b, so that the flange of the external pressure-resistant wall 27 attached to this flange does not push this wall against the fuel supply connector 31b bumps into. The flame tube is secured against unintentional displacement by means of two threaded sleeves 31e, 31g. A passage 31d is also provided for feeding combustion air into the vicinity of the burner mouth.
The flame tube wall is also perforated and fitted with suitable guides and deflectors, as is considered necessary for combustion. The outflow end of the cylindrical body 30 of the flame tube is z.
B. supported by flexible connecting members 30a, which are connected to the chuck 29, so that it is within and at a distance from the circular inflow end of an outlet channel 32 which expires in the outflow direction to an annular sector, which is a sector of the annular nozzle ring 19 corresponds to the turbine. On the outside of each outlet channel 32, a space is left free for the passage of some air to the turbine nozzle, so that this air cools the wall of the channel and, since it is heated itself during this process, finally merges with the hot gases entering the turbine mixes.
The channel 32 is defined and supported by a radial strut-like element 33 which passes through this channel and also through the lining 28a., 29 and the inner and outer covering members 18, 25 of the air housing, the strut on all these parts, e.g. . B. is attached by welding. The main purpose of the struts 33, which are provided at intervals in the air jacket, is to maintain the concentricity of the Umhül ment parts 18, 25 upright; but they can also be made hollow and thus result in connecting passages between the space enclosed by the member 18 and the outside of the air housing, which passage allows cooling air to flow through the strut.
Alternative ways of supporting the outlet duct 32 can be used, but in each case the support is designed to allow longitudinal and radial expansions without substantial displacement of the fire tube and without creating special stresses on the same or any related part are made possible.
In order to be able to remove any flame tube body 30, the outer wall 27 of the air housing is released and pushed axially over the compressor housing 9, after which the lining 28, 28a is removed and the sleeve 31e on the burner 31 is released and the flame tube body 30 axially against the turbine shifted to take it all the way away from the burner. This movement is possible because there is sufficient space between the outflow end of the flame tube 30 and the axially adjacent outlet channel 32. The body 30 can then be inclined sufficiently to be pulled out.
As an alternative, the flame roller body 30 can remain attached to the burner and after the lining 28, 28a has been removed. the bolts 31f of the burner 31 can be loosened so that the burner can be pulled out of its position by axially displacing the flame tube. In any case, the burner itself is the support of the flame tube at its inlet end.
The members 17, 18 and 27, 25 not only form the pressure-resistant walls of the ring-shaped air housing, from which the outer walls can be axially removed for the most part in order to expose the easily removable flame tubes, but together also form a rigid supporting structure, which is one of the main demands Gen receiving element, which forms a rigid unit with the flanges of the Koinpressorauslassring- and with the turbine housing.
Because the parts 17, 27, 18, 25 are manufactured in such a way that they serve this dual purpose, a considerable saving in weight can be achieved without sacrificing rigidity and strength.
The use of an annular air housing, which encloses a space around the compressor turbine shaft 7, also results in an expedient arrangement of a distribution system for cooling air, in addition to the system already explained in connection with the combustion device, which results in gas losses, local distortions and outside Avoid ordinary local temperatures.
Such a system is shown in Figs. 1 and 2, in which the wall formed by the inner member 17 of the air housing is made hollow and connected by a conduit 35 to a suitable location of the compressor for receiving compressed air therefrom which, as is indicated by the arrows in Fig., \ '2 is distributed.
The cavity of the member 17 forms air passages 36 (see Fig. 2) through which air. to the turbine bearings and also to the chamber delimited by the member 18 and the end face and bearing bushing of the turbine rotor 21 and the intermediate space between the rotors 21, 20.
This chamber contains a fixed shield wall 37 of an annular shape, which forces the air flow to follow the surface of the turbine rotor parts, the air escaping through the flame tube struts 33 to the inlet of the thrust fan. In addition, the shaft 7 is made hollow and transmits air to the inner and rear end faces of the Seheiben 20, where it escapes into the turbine gas flow.
The air coming directly from the compressor has a slightly higher pressure than the gas flow in the turbine, so that the air flows into the turbine and gas losses are avoided.
In the construction of the air housing shown in Fig. 1 and 2, the inner members 17 and 18 and the outer member 25 are gebil det by relatively thick castings. However, these parts can also be made of sheet metal, with sufficient stiffening so that the air housing, together with the compressor housing and the turbine housing, results in a rigid unit.
It should be noted that in the construction shown, the compressor, the annularly arranged combustion unit, the turbine, the boost fan and the air passage or gas exhaust ducts leading to the jet nozzle are arranged coaxially and symmetrically with respect to the shaft through which the Turbine drives the compressor, and that the compressor outlet, the combustion device and the turbine inlet are axially aligned with one another in such a way that the mean streamline is a straight line in any longitudinal section of these parts,
where a large amount of air can flow through these parts at high speed without major losses.
Starting means for the engine in the form of transmission devices to the main shaft through the gear box at the front end can be provided in order to interact with the shaft. In order to facilitate starting, means may be provided to prevent the rotation of the second rotor until the compressor drive rotor is accelerated sufficiently. If z.
B. a removable starter is provided in order to apply to the shaft against its turbine end, a device may be provided to act on a claw or the like on the hub of the second rotor so that its rotation is prevented as long as the The starting device is in the effective position.