DE102011113784A1 - Disc shaped vertical lifting turbocompressor for turbojet engine of aircraft, has combustion chamber which is arranged on the tangent line of rotary compressor for adjusting the time required for flow of gas through combustion chamber - Google Patents

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Abstract

The turbocompressor has two-stage rotary compressor (1), tangential combustion chamber (2) and two-stage centripetal turbine (3). The compressor stage (5) and turbine stage (6) are arranged coaxially and concentrically with compressor stage (4) and turbine stage (7). The high pressure armature (9) is provided with impellers of compressor stages (5) and turbine stage (6) respectively. The tangential combustion chamber is arranged on the tangent line of rotary compressor for allowing the adjustment of time required for flow of gas through the combustion chamber.

Description

1. Gebiet der Technik1. field of technology

Die Erfindung betrifft einen Scheibenform Turbokompressor, der für ein Turbinenluftstrahltriebwerk von einem Flugzeug mit vertikalem Abheben im Beschleunigungsbetrieb vorgesehen.The invention relates to a disc-form turbocompressor, which is provided for a turbine jet engine of a plane with vertical take-off in the acceleration mode.

2. Bisheriger Stand der Technik2. Previous state of the art

Bei den Turbinenluftstrahltriebwerken von Flugzeugen mit vertikalem Abheben werden Turbokompressoren mit axialen Mehrstufenverdichtern und axialen Mehrstufenturbinen eingesetzt.Turbine jet engines of vertical lift aircraft use turbo compressors with axial multistage compressors and axial multi-stage turbines.

Das Anschließen einer Beschleunigungskammer an das Turbinenluftstrahltriebwerk, die für seinen sicheren Lauf im Beschleunigungsbetrieb zwecks deutlicher Leistungssteigerung des Triebwerkes sorgt, führt zu einer erheblichen Vergrößerung des gesamten Längsmaßes des Triebwerkes.The connection of an acceleration chamber to the turbine air jet engine, which ensures its safe running in acceleration operation for the purpose of significantly increasing the performance of the engine, leads to a considerable increase in the overall longitudinal dimension of the engine.

Beim Schwenken der Schubdüse des Triebwerkes nach unten zur Erde bei vertikalem Abheben tritt ein Drehmoment des Flugzeuges auf, weil der Vektorarm der Zugkraft zu dem Schwerpunkt des Flugzeuges lang ist.As the engine's exhaust nozzle sweeps down to earth on vertical takeoff, torque of the aircraft occurs because the vector arm of the tractive force to the center of gravity of the aircraft is long.

Die Konstrukteure sehen sich gezwungen dieses Moment durch Anbringung von zusätzlichen Triebwerken oder Hilfsgebläsen an den vorderen Teil des Flugzeuges auszugleichen. Diese zusätzlichen Triebwerke oder Hilfsaggregate kommen nur beim Abheben und Landen des Flugzeuges zum Einsatz und üben einen schlechten Einfluss auf die Gesamtcharakteristik des abhebenden Flugzeuges in Bezug auf Gewicht, Nutzinhalt, Flugbereich u. a. aus.Designers are forced to compensate for this moment by attaching additional engines or auxiliary blowers to the front of the aircraft. These additional engines or auxiliary equipment are used only when taking off and landing the aircraft and have a bad influence on the overall characteristics of the aircraft taking off in terms of weight, net capacity, flight range u. a. out.

Wenn das Turbinenluftstrahltriebwerk mit niedrigem Luftverbrauch betrieben werden soll und zur gleichen Zeit hochwirksam sein soll, das mit der enormen Drucksteigerung im Kompressor des Gasturbinentriebwerkes zusammenhängt, ersetzen die Konstrukteure teilweise oder ganz den axialen Mehrstufenverdichter durch einen Mehrstufenkreiselverdichter.If the turbine jet engine is to operate at low air consumption and be highly effective at the same time associated with the tremendous pressure increase in the gas turbine engine compressor, designers partially or completely replace the axial multistage compressor with a multistage centrifugal compressor.

3. Gegenstand der Erfindung3. Subject of the invention

Die Erfindung bezweckt die Schaffung eines hochwirksamen Turbokompressors für ein Turbinenluftstrahltriebwerk von einem Flugzeug mit vertikalem Abheben im Beschleunigungsbetrieb.The invention aims to provide a highly efficient turbocompressor for a turbine air jet engine from a vertical take off aircraft in accelerating operation.

Das Aufbauschema und die technischen Kennlinien dieses Scheibenform Turbokompressors sollen eine solche Komposition und das Integrieren des Turbinenluftstrahltriebwerkes in das Flugzeug gewährleisten, so dass bei vertikalem Abheben im Beschleunigungsbetrieb der Vektor der Zugkraft maximal näher dem Schwerpunkt des Flugzeuges verläuft, indem er minimale Drehmomente verursacht.The construction scheme and the technical characteristics of this disc turbo compressor to ensure such a composition and the integration of the turbine jet engine in the aircraft, so that when lifted vertically in the acceleration mode, the vector of traction at most closer to the center of gravity of the aircraft by causing minimal torque.

Das Ziel wird durch das erfindungsgemäße Aufbauschema des Scheibenform Turbokompressors erreicht (1), der einen Zweistufenkreiselverdichter (1), eine Brennkammer (2), die an der Tangente liegt und eine zentripetale Zweistufenturbine (3) aufweist.The object is achieved by the construction scheme according to the invention of the disc-type turbocompressor ( 1 ), which is a two-stage centrifugal compressor ( 1 ), a combustion chamber ( 2 ) located at the tangent and a centripetal two-stage turbine ( 3 ) having.

Der Zweistufenkreiselverdichter (1) und die zentripetale Zweistufenturbine (3) sind so miteinander verbunden, dass die zweite Stufe (5) des Verdichters und die erste Stufe (6) der Turbine koaxial sind und auch konzentrisch zu der ersten Stufe (4) des Verdichters und der zweiten Stufe (7) der Turbine liegen.The two-stage centrifugal compressor ( 1 ) and the centripetal two-stage turbine ( 3 ) are so interconnected that the second stage ( 5 ) of the compressor and the first stage ( 6 ) of the turbine are coaxial and also concentric with the first stage ( 4 ) of the compressor and the second stage ( 7 ) lie the turbine.

Der Hochdruckläufer (9) (2), der aus einem Laufrad (11) der zweiten Stufe (5) (1), des Verdichters und einem Laufrad (15) der ersten Stufe (6) der Turbine besteht, dreht sich in der entgegengesetzten Richtung der Drehrichtung des Niederdruckläufers (8), der aus einem Laufrad (10) der ersten Stufe (4) des Verdichters und einem Laufrad (16) der zweiten Stufe (7) der Turbine besteht.The high-pressure rotor ( 9 ) ( 2 ), which consists of an impeller ( 11 ) of the second stage ( 5 ) ( 1 ), the compressor and an impeller ( 15 ) of the first stage ( 6 ) of the turbine rotates in the opposite direction of the direction of rotation of the low pressure rotor ( 8th ), which consists of an impeller ( 10 ) of the first stage ( 4 ) of the compressor and an impeller ( 16 ) of the second stage ( 7 ) of the turbine.

Der Zweistufenkreiselverdichter (1) (1), weist ein Laufrad (10) (2), der ersten Stufe (4), ein Laufrad (11) der zweiten Stufe (5), einen Beschaufelten (12) und einen Schaufellosen (13) Diffusor der zweiten Stufe (5), des Verdichters auf. Damit man hohe gasdynamische Werte des Verdichters erreichen kann, ist der übliche für diesen Verdichtertyp beschaufelte Diffusor aus der ersten Stufe (4) entfernt (3a).The two-stage centrifugal compressor ( 1 ) ( 1 ), an impeller ( 10 ) ( 2 ), the first stage ( 4 ), an impeller ( 11 ) of the second stage ( 5 ), a bladed ( 12 ) and a blade-less ( 13 ) Diffuser of the second stage ( 5 ), of the compressor. In order to achieve high gas dynamic values of the compressor, the usual diffuser from the first stage bladed for this type of compressor ( 4 ) away ( 3a ).

Die Brennkammer (2) (3b), die an der Tangente des Scheibenform Turbokompressors liegt, erlaubt die Eistellung der Laufbahn und der Zeit, die der Gasstrom zum Passieren der Brennkammer braucht.The combustion chamber ( 2 ) ( 3b ) located at the tangent of the disc turbo-compressor allows the position of the track and the time it takes the gas flow to pass through the combustion chamber.

Der beschriebene Scheibenform Turbokompressor hat eine spezifische Scheibenform, die die Möglichkeit gibt, dass der Kompressor in der ”liegenden” Position mit vertikaler Drehachse in einer horizontalen Ebene optimal an die charakteristische ”stealth” Form der Konstruktion der heutigen Flugzeuge mit Pilot und Autopilot angepasst werden kann (3).The disclosed disc turbo-compressor has a specific disc shape that allows the compressor to be optimally adapted to the "stealth" shape of today's pilot and autopilot aircraft in the "horizontal" vertical-axis horizontal-plane position ( 3 ).

Beschreibung der beigelegten Figuren:Description of the enclosed figures:

1 veranschaulicht einen schematischen Längsschnitt des Scheibenform Turbokompressors; 1 Fig. 11 is a schematic longitudinal section of the disc-type turbocompressor;

2 veranschaulicht eine schematische Ansicht der Hauptelemente des konstruktionsgerechten Schemas des Scheibenform Turbokompressors; 2 Figure 11 illustrates a schematic view of the major elements of the design of the disc turbo-compressor;

3 (3a, 3b) veranschaulicht eine schematische Ansicht des Scheibenform Turbokompressors in seiner reellen Lage im Flugzeug; 3 ( 3a . 3b ) illustrates a schematic view of the disc turbo-compressor in its real position in the aircraft;

4 (4a) veranschaulicht eine schematische Ansicht des Scheibenform Turbokompressors bei seiner ersten Anwendung; 4 ( 4a ) illustrates a schematic view of the disc turbo-compressor in its first application;

5 (5a, 5b) veranschaulicht eine schematische Ansicht des Betriebes des Turbinenluftstrahltriebwerkes in verschiedenen Stufen des vertikalen Abhebens des Flugzeuges und 5 ( 5a . 5b 1) illustrates a schematic view of the operation of the turbine air jet engine at various stages of vertical takeoff of the aircraft and FIG

6 (6a) veranschaulicht eine schematische Ansicht des Scheibenform Turbokompressors bei seiner zweiten Anwendung. 6 ( 6a ) illustrates a schematic view of the disc turbo-compressor in its second application.

4. Ausführungsbeispiel der Erfindung4th embodiment of the invention

Die erste Anwendung der Erfindung ist bei Flugzeugen mit vertikalem Abheben im Beschleunigungsbetrieb.The first application of the invention is in vertical lift aircraft in accelerating operation.

Die 4 zeigt den in das Turbinenluftstrahltriebwerkes eingebauten Scheibenform Turbokompressor mit eingeschalteter Beschleunigungskammer (17) und Schubdüse (18). In der 4 ist die rotierende Beschleunigungskammer (17) in der Position gezeigt, in der das Flugzeug vertikal abhebt und das Turbinenluftstrahltriebwerk im Beschleunigungsbetrieb läuft.The 4 shows the built-in turbine engine jet disc form turbo compressor with activated acceleration chamber ( 17 ) and exhaust nozzle ( 18 ). In the 4 is the rotating acceleration chamber ( 17 ) is shown in the position in which the aircraft lifts vertically and the turbine air jet engine is running in accelerating mode.

In diesem Betrieb strömt die Luft (19) (4), durch die Unterschall- oder Überschalleinrichtung (20) (5), indem sie ihre Bewegungsrichtung in vertikale Richtung ändert und dann dringt sie in den Kompressor ein.In this operation, the air flows ( 19 ) ( 4 ), by the subsonic or supersonic device ( 20 ) ( 5 ) by changing its direction of movement in vertical direction and then it penetrates into the compressor.

Der Luftstrom (19) (4), strömt zuerst durch das Laufrad (10) (2) der ersten Stufe (4) des Kompressors und dann fängt an radial zu strömen und durchfließt nacheinander das erste (10) und das zweite (11) Laufrad und die Diffusoren (12), (13) des Kreiselverdichters (1) (1).The airflow ( 19 ) ( 4 ), flows through the impeller first ( 10 ) ( 2 ) of the first stage ( 4 ) of the compressor and then begins to flow radially and flows sequentially through the first ( 10 ) and the second ( 11 ) Impeller and the diffusers ( 12 ) 13 ) of the centrifugal compressor ( 1 ) ( 1 ).

Nach der Kompression, bei der dem Luftstrom (19) Energie zugeführt wird und dabei sein Druck, seine Geschwindigkeit und seine Temperatur steigen, passiert der Luftstrom die Brennkammer (2), die an der Tangente des Scheibenform Turbokompressors liegt (2).After compression, during which the air flow ( 19 ) Energy is supplied while its pressure, its speed and its temperature rise, the air flow passes through the combustion chamber ( 2 ) located at the tangent of the disc turbo-compressor ( 2 ).

Bei dem Passieren der Brennkammer (2) (3b), ändert der Gasstrom (21) seine Bewegungsrichtung: von radial und der Tangente entlang, wie sie nach dem Beschaufelten (13) (2) Diffusor des Kompressors (1) war, in eine Bewegung zu der Drehachse und der Tangente entlang, wie sie am Eingang des Führungsapparates (14) der ersten Stufe (6) der zentropetalen Turbine (3) sein soll und gleichzeitig bewegt sich der Luftstrom schon in der Ebene der Turbine (3) (1).When passing the combustion chamber ( 2 ) ( 3b ), the gas flow changes ( 21 ) its direction of movement: from the radial and the tangent along, as after the bladed ( 13 ) ( 2 ) Diffuser of the compressor ( 1 ) was in a movement to the axis of rotation and the tangent along, as at the entrance of the management apparatus ( 14 ) of the first stage ( 6 ) of the centropetal turbine ( 3 ) and at the same time the air flow already moves in the plane of the turbine ( 3 ) ( 1 ).

Nachdem der Gasstrom (21) die beiden Stufen (6), (7) (1) der Turbine (3) nacheinander passiert hat, verlässt er den Scheibenform Turbokompressor in seiner Drehachse, gegebenenfalls in der Senkrechte und strömt in die Beschleunigungskammer (17) hinein (4).After the gas flow ( 21 ) the two stages ( 6 ) 7 ) ( 1 ) of the turbine ( 3 ) has passed successively, he leaves the disc shape turbocompressor in its axis of rotation, possibly in the vertical and flows into the acceleration chamber ( 17 ) into it ( 4 ).

Beim Abheben liegen diese rotierende Beschleunigungskammer (17) (4) und die Schubdüse (18) des Turbinenluftstrahltriebwerkes auch in der Senkrechte, so dass der Gasstrom (21) durch die Beschleunigungskammer (17) und die Schubdüse (18) strömt und verlässt das Triebwerk, wobei der Zugkraftvektor (22) auch nach der Senkrechte gerichtet ist, die mit der Drehachse des Scheibenform Turbokompressor übereinstimmt (5a).When lifting off these rotating acceleration chamber ( 17 ) ( 4 ) and the exhaust nozzle ( 18 ) of the turbine jet engine also in the vertical, so that the gas flow ( 21 ) through the acceleration chamber ( 17 ) and the exhaust nozzle ( 18 ) flows and leaves the engine, the traction vector ( 22 ) is also directed to the vertical, which coincides with the axis of rotation of the disc shape turbocompressor ( 5a ).

Unter der Bedingung, dass der Scheibenform Turbokompressor so angeordnet ist, dass seine Drehachse mit dem Schwerpunkt des Flugzeuges übereinstimmt oder dass sie maximal nah an ihm liegt, wird der Zugkraft des Turbinenluftstrahltriebwerkes in diesem Fall keine bedeutenden Drehmomente des Flugzeuges verursachen, die durch weitere Triebwerke oder Hilfsgebläsen ausgeglichen werden sollen.Under the condition that the disc-type turbo-compressor is arranged with its axis of rotation coincident with the center of gravity of the aircraft or at most close to it, the traction force of the turbine jet engine in this case will not cause significant torques of the aircraft caused by other thrusters or engines Auxiliary blowers should be compensated.

In den nächsten Stufen des vertikalen Abhebens des Flugzeuges im Beschleunigungsbetrieb des Turbinenluftstrahltriebwerkes, bei denen das Flugzeug auch seine horizontale Geschwindigkeit erhöht, führt das Steuersystem des Flugzeuges hintereinander das Drehen der rotierenden Beschleunigungskammer (17) auf den notwendigen Winkel durch (5).In the next stages of vertical lifting of the aircraft during acceleration operation of the turbine jet engine, where the aircraft also increases its horizontal speed, the control system of the aircraft successively rotates the rotating acceleration chamber (FIG. 17 ) to the necessary angle through ( 5 ).

Im horizontalen Flug des Flugzeuges befinden sich die Beschleunigungskammer (17) und die Schubdüse (18) auch in der erforderlichen horizontalen Lage (4a).In the horizontal flight of the aircraft are the acceleration chamber ( 17 ) and the exhaust nozzle ( 18 ) even in the required horizontal position ( 4a ).

Unter der Bedingung, dass das Flugzeug im Beschleunigungsbetrieb auch landen soll, werden die oben beschriebenen Vorgänge in umgekehrter Reihe wiederholt (5).Under the condition that the aircraft should also land in the acceleration mode, the above-described operations are repeated in reverse order ( 5 ).

Unter der Bedingung, dass die rotierende Einheit der Beschleunigungskammer (17) (5b) so aufgebaut ist, dass sie eine Schubdüse gleich nach dem Scheibenform Turbokompressor bilden kann, wobei die Beschleunigungskammer (17) in horizontaler Lage bleibt, kann das Flugzeug dann ohne Beschleunigungsbetrieb vertikal landen.Under the condition that the rotating unit of the acceleration chamber ( 17 ) ( 5b ) is constructed so that it can form a thrust nozzle just after the disc shape turbocompressor, wherein the acceleration chamber ( 17 ) remains in a horizontal position, the aircraft can then land vertically without acceleration operation.

Die zweite Anwendung der Erfindung ist wie ein Scheibenform Turbokompressor eines kombinierten Turbinenluftstrahl- und Gleichstromtriebwerkes (23) (6) für Überschallflugzeuge mit Autopilot.The second application of the invention is like a disc turbo-compressor of a combined turbine air jet and DC engine ( 23 ) ( 6 ) for supersonic aircraft with autopilot.

Bei dieser Variante dringt der Luftstrom (19) (6) ein und strömt gleichzeitig durch der Scheibenform Turbokompressor und durch das Gleichstromtriebwerk (23).In this variant, the air flow penetrates ( 19 ) ( 6 ) and at the same time flows through the disc shape turbocompressor and through the DC engine ( 23 ).

Bei niedrigen Überschallfluggeschwindigkeiten und bei Unterschallfluggeschwindigkeiten des Flugzeuges ist die Steigerung des Luftstromdruckes in der Eingangseinrichtung (24) (6) des Gleichstromtriebwerkes (23) für einen wirksamen selbständigen Betrieb dieses Triebwerkes nicht ausreichend. In dieser Arbeitsweise ist die Kombination von Scheibenform Turbokompressor und Gleichstromtriebwerk identisch mit „Highbypass” Turbinenluftstrahltriebwerkes.At low supersonic flight velocities and subsonic flight velocities of the aircraft, the increase in air flow pressure in the input device ( 24 ) ( 6 ) of the DC engine ( 23 ) is not sufficient for effective independent operation of this engine. In this mode of operation, the combination of disc form turbo compressor and DC engine is identical to "high bypass" turbine air jet engine.

Bei hohen Überschallfluggeschwindigkeiten des Flugzeuges (6a) ist die Steigerung des Luftstromdruckes in der Eingangseinrichtung (24) des Gleichstromtriebwerkes (23) so hoch, dass das Gleichstromtriebwerk (23) selbständig wirksam läuft. In diesen Betriebsweisen kann der Scheibenform Turbokompressor bei dem Zusammenwirken sogar entfallen und er kann zusätzlich zu den vorherigen Betriebsweisen des kombinierten Triebwerkes geschaltet werden.At high supersonic flight speeds of the aircraft ( 6a ) is the increase of the air flow pressure in the input device ( 24 ) of the DC engine ( 23 ) so high that the DC engine ( 23 ) runs independently. In these modes of operation, the disk form turbo-compressor may even be eliminated in the interaction and it may be switched in addition to the previous operations of the combined engine.

Claims (1)

Scheibenform Turbokompressor mit einer spezifischen Scheibenform, der für ein Turbinenluftstrahltriebwerk von einem Flugzeug mit vertikalem Abheben im Beschleunigungsbetrieb vorgesehen ist und einen Zweistufenkreiselverdichter (1), eine Tangentialbrennkammer (2) und eine zentripetale Zweistufenturbine (3) aufweist, wobei: a. Die zweite Kompressorstufe (5) und die erste Turbinenstufe (6) koaxial und konzentrisch zu der ersten Kompressorstufe (4) und der zweiten Turbinenstufe (7) angeordnet sind. b. Der Läufer für den Hochdruck (9), der aus dem Laufrad (11) der zweiten Kompressorstufe (5) und dem Laufrad (15) der ersten Turbinenstufe (6) besteht, dreht sich in der entgegengesetzten Richtung der Drehrichtung des Niederdruckläufers (8), der aus dem Laufrad (10) der ersten Kompressorstufe (4) und dem Laufrad (16) der zweiten Turbinenstufe (7) besteht. c. Der Zweistufenkreiselverdichter (1) besteht aus dem Laufrad (10) der ersten Stufe (4), dem Laufrad (11) der zweiten Stufe (5), den Beschaufelten (12) und den Schaufellosen (13) Diffusoren der zweiten Kompressorstufe (5). d. Die Brennkammer (2) liegt an der Tangente des Kompressors und ermöglicht die Einstellung der Laufbahn und der Zeit, die der Gasstrom zum Passieren der Brennkammer braucht.Disc shape turbo-compressor with a specific disc shape intended for a turbine jet engine of a vertical take-off aircraft in accelerating operation and a two-stage centrifugal compressor ( 1 ), a tangential combustion chamber ( 2 ) and a centripetal two-stage turbine ( 3 ), wherein: a. The second compressor stage ( 5 ) and the first turbine stage ( 6 ) coaxial and concentric with the first compressor stage ( 4 ) and the second turbine stage ( 7 ) are arranged. b. The runner for the high pressure ( 9 ) coming out of the wheel ( 11 ) of the second compressor stage ( 5 ) and the impeller ( 15 ) of the first turbine stage ( 6 ), rotates in the opposite direction of the direction of rotation of the low-pressure rotor ( 8th ) coming out of the wheel ( 10 ) of the first compressor stage ( 4 ) and the impeller ( 16 ) of the second turbine stage ( 7 ) consists. c. The two-stage centrifugal compressor ( 1 ) consists of the impeller ( 10 ) of the first stage ( 4 ), the impeller ( 11 ) of the second stage ( 5 ), the bladed ( 12 ) and the blade-less ( 13 ) Diffusers of the second compressor stage ( 5 ). d. The combustion chamber ( 2 ) is located at the tangent of the compressor and allows the adjustment of the raceway and the time it takes the gas flow to pass the combustion chamber.
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