Strahltriebwerk Bei Strahl- bzw. Düsentriebwerken sind beson ders die den Brennkammern nachgeordneten Teile, u. zwar die zwischen Brennkammern und Schubdüse liegende zum Kornpressorantrieb dienende Gasturbine grossen Hitzeeinwirkungen ausgesetzt. Die Material- belastungsgrenze wird dadurch erheblich herabge setzt und die Bruchgefahr der. Schaufeln der Gas turbine stark erhöht. Brüche von Schaufeln kommen, häufig vor und führen zu erheblichen Schäden; dazu ist eine zeitraubende und kostspielige Wartung not wendig.
Gegenstand der Erfindung ist nun ein Strahltrieb werk, durch welches eine :Überhitzung der Gasturbi- nen-Schaufeln vermieden werden soll. Erfindungsge- mäss zeichnet sich dasselbe dadurch aus, dass die Schaufeln der Gasturbine radial verlaufende Luft durchzugskanäle aufweisen, welche mit einem Luft druckraum kommunizieren, so dass die Schaufeln von innen her durch Luftdurchlauf gekühlt werden können.
In der Zeichnung ist beispielsweise eine Ausfüh rungsform des Erfindungsgegenstandes schematisch dargestellt und zwar zeigt: Fig. 1 eine Teilansicht eines Strahltriebwerkes, die obere Hälfte des Triebwerkes im Längsschnitt, Fig. 2 einen Teilquerschnitt nach Linie II-II in Fig. 1, Fig. 3 einen axialen Teilschnitt durch das Turbi nenrad, Fig.4 eine Teildraufsicht auf das Turbinenrad,
mit Teilschnitt nach Linie IV-IV in Fig. 2 und Fig. 5 eine Variante zu Fig. 3.
Beim dargestellten Strahltriebwerk 1 ist die Welle 2 der Turbinenkränze 3, 4, 5 der Gasturbine für den Antrieb des an sich bekannten, nicht besonders dar gestellten Kompressors als Hohlwelle ausgebildet und dient als Zuführungsleitung für Kühlluft. Letztere wird einem mit dem Kompressor in Verbindung ste henden Luftzuführungsraum 6 entnommen. Dieser steht durch Durchlässe 7 der Hohlwelle 2 mit dem Luftdruck-Innenraum 8 der Hohlwelle 2 in Verbin dung. Der Luftdruck im Innenraum 8 erhält die La dung durch den Kompressor.
Wie aus der axialen Schnittpartie des Triebwerkes in Fig. 1 ersichtlich ist, ist die Hohlwelle 2 mit Durchlässen 9 versehen, an welche sich umfangsseitig radiale Verteilerleitungen 9a der Turbinenkränze 3 bzw. 4 bzw. 5 der Gasturbi ne anschliessen. Die Verteilerleitungen 9a stehen in Verbindung mit radialen Kanälen 9b der zwischen den Leitschaufeln 10 liegenden Schaufeln 3a,<I>4a, 5a</I> der Gasturbine.
Die Schaufeln 3a, 4a, 5a sind zwi schen einem inneren und äusseren Schaufelkranzrei- fen 3b bzw. 3c angeordnet, in welchen sich dieKanäle 9b fortsetzen. Bei der hohen Tourenzahl der Gas turbine unterliegt die die Verteilerleitungen 9a und die Kanäle 9b durchströmende Luft der Zentrifugal- kraftwirkung, welche den vom Kompressor erzeugten Druck noch erhöht und den Austritt der Luft am Umfang der Turbinenkränze 3, 4, 5 resp. der Schau feln 3a, 4a, 5a sicherstellt.
Zweckmässig sind die Mündungen der Kanäle 9b auf der Aussenseite des äusseren Schaufelkranzreifens 3c mit einer Erweite rung 11 versehen, so dass an den Mündungen eine Saugwirkung erzeugt wird, wie dies im geschnittenen Teil in Fig. 2 durch die Pfeile angedeutet ist, wobei der Pfeil a die Drehrichtung des Turbinenrades an gibt.
Durch die, nach Inbetriebsetzung des Strahltrieb werkes, insbesondere bei hoher Belastung desselben mit erheblicher Strömungsgeschwindigkeit in die Hohlwelle 2 einströmende und durch die Verteilerlei tungen 9a und die Kanäle 9b ausströmende Kühlluft werden die Schaufeln 3a, 4a, 5a von innen her ge kühlt und die heisse Strahlmasse kann diese norma lerweise nicht zur Überhitzung bringen und die Mate rialfestigkeit beeinträchtigen.
Bei der Variante nach Fig. 5 sind die Kanäle 9b im äusseren Kranzreifen 3c der Schaufeln 3a, der Strömungsrichtung der Gase folgend, abgewinkelt oder münden in einen nach hinten geöffneten Ring kanal 12. Auch in diesem Fall entsteht ein den Aus tritt der Luft aus den Kanälen 9b stark fördernder So,z.
Jet engine In jet or jet engines, the parts downstream of the combustion chambers, u. the gas turbine, which is located between the combustion chambers and the thrust nozzle and which serves to drive the compressor, is exposed to great heat effects. This significantly reduces the material load limit and the risk of breakage. The blades of the gas turbine are greatly increased. Broken blades are common and cause significant damage; this requires time-consuming and costly maintenance.
The subject matter of the invention is a jet engine, by means of which overheating of the gas turbine blades is to be avoided. According to the invention, the same is characterized in that the blades of the gas turbine have radially extending air ducts which communicate with an air pressure chamber, so that the blades can be cooled from the inside by air flow.
In the drawing, for example, an embodiment of the subject matter of the invention is shown schematically, namely: Fig. 1 is a partial view of a jet engine, the upper half of the engine in longitudinal section, Fig. 2 is a partial cross section along line II-II in Fig. 1, Fig. 3 an axial partial section through the turbine wheel, Figure 4 is a partial plan view of the turbine wheel,
with partial section along line IV-IV in FIGS. 2 and 5, a variant of FIG. 3.
In the illustrated jet engine 1, the shaft 2 of the turbine rings 3, 4, 5 of the gas turbine for driving the known, not particularly is provided compressor is designed as a hollow shaft and serves as a supply line for cooling air. The latter is taken from a standing air supply space 6 connected to the compressor. This is through passages 7 of the hollow shaft 2 with the air pressure interior 8 of the hollow shaft 2 in connec tion. The air pressure in the interior 8 receives the charge through the compressor.
As can be seen from the axial section of the engine in Fig. 1, the hollow shaft 2 is provided with passages 9 to which circumferentially radial distribution lines 9a of the turbine rings 3 or 4 or 5 of the Gasturbi ne connect. The distributor lines 9a are in communication with radial channels 9b of the blades 3a, 4a, 5a of the gas turbine located between the guide blades 10.
The blades 3a, 4a, 5a are arranged between an inner and outer blade ring rim 3b and 3c, in which the channels 9b continue. At the high number of revolutions of the gas turbine, the air flowing through the distribution lines 9a and the channels 9b is subject to the centrifugal force, which increases the pressure generated by the compressor and prevents the air from escaping at the periphery of the turbine rings 3, 4, 5, respectively. the blades 3a, 4a, 5a ensures.
The mouths of the channels 9b on the outside of the outer blade rim tire 3c are expediently provided with an extension 11, so that a suction effect is generated at the mouths, as indicated by the arrows in the sectioned part in FIG. 2, the arrow a indicates the direction of rotation of the turbine wheel.
The blades 3a, 4a, 5a are cooled from the inside by the cooling air flowing into the hollow shaft 2 and flowing out through the distribution lines 9a and the channels 9b, especially when the jet engine is under high load Blasting material cannot normally cause it to overheat and impair the strength of the material.
In the variant according to FIG. 5, the channels 9b in the outer rim 3c of the blades 3a, following the direction of flow of the gases, are angled or open into an annular channel 12 that is open to the rear. In this case too, the air escapes from the Channels 9b strongly promoting So, z.