DE1032031B - Flugzeuggasturbine - Google Patents

Description

Es ist bei Gasturbinen, notwendig, innenliegende Bestandteile, z. B. Lager, zu kühlen. Zu diesem Zweck wird Kühlluft vom Kompressor der Turbine abgezapft. Derartige Kühlluft wird bei Turbinen auch für Abschluß- oder Dichtungszwecke verwendet, d. h. diese Luft hat die Aufgabe, einen Fluß der heißen. Verbrennungsgase durch Spalte zwischen den stationären und rotierenden Teilen der Maschine zu verhindern.

Man ist, um den Kompressor zu entlasten, auch, bereits dazu übergegangen, in der Flugzeuggasturbine einen Verteilerkanal vorzusehen, der Luft zu kühl- und abdichtungsbedürftigen Innenbestandteilen der Turbine führt. Der Verteilerkanal wird von durch Staudruck verdichteter Luft gespeist.

Dieses bekannte Verfahren zum Kühlen weist zwar gegenüber der Entnahme von Kühlluft aus dem Kompressor Vorteile auf, zeigt jedoch erhebliche Nachteile. Steht zum Zwecke der Kühlung nur die staudruckverdichtete Luft zur Verfügung, so ist die Kühlung bei niedriger Vortriebsgeschwindigkeit des Flugzeuges zu gering, denn es wird eine ungenügende Luftmenge an die kühlungsbedürftigen Bestandteile der Gasturbine herangeführt. Wenn das Flugzeug bei drehendem Propeller steht, so liegt ebenfalls eine genügende Luftführung in dem Verteilerkanal und damit eine genügende Kühlung nicht vor. Bei hoher Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges ist die Temperatur durch Staudruck verdichteten Luft so hoch, daß sie für Kühlzwecke nicht mehr verwendet werden kann.

Die vorliegende Erfindung trägt dem dadurch Rechnung, daß der an sich bekannte Verteilerkanal für die alternative Führung von aus zwei verschiedenen Quellen stammender Luft ausgebildet ist, von denen mindestens eine durch Staudruck verdichtete Luft ist, und daß Steuerungsorgane vorgesehen sind, die es ermöglichen, den Verteilerkanal mit durch Staudruck verdichteter Luft zu speisen, wenn der Grad des Staudruckes einen bestimmten Wert erreicht hat.

Dabei kann als erste Druckluftquelle ein stirnseitiger Einlaß für die durch Staudruck verdichtete Luft mit dem Einlaßende des Verteilerkanals über eine Expansionsturbine verbunden sein, welche auf der Hauptrotorwelle der Maschine sitzt und dazu bestimmt ist, den Antrieb des Hauptrotors zu unterstützen. Als zweite Druckluftquelle sind ein unmittelbarer Einlaß des Verteilerkanals für durch Staudruck verdichtete Luft und ein sich in den Einlaß des. Verteilerkanals erstreckender Injektor für die Zufuhr komprimierter Luft vorgesehen. Dabei sind Steuerungsorgane angeordnet, die den Einlaß des Verteilerkanals abschließen und der Luft den Weg durch die Flugzeuggasturbine

Anmelder:

Rolls-Royce Limited, Derby,
ίο Derby (Großbritannien)

Vertreter:

Dipl.-Ing. F. Weickmann und Dr.-Ing. A. Weickmann, Patentanwälte, München 2, Brunnstr. 8/9

Beanspruchte Priorität:
Großbritannien vom 25. Januar 1954 und 7. Januar 1955

Adrian Albert Lombard, Quarndon, Derby,
und David Omri Davies, Kingsway, Derby

(Großbritannien),
sind als Erfinder genannt worden

Expansionsturbine öffnen, wenn der Grad des Staudruckes einen bestimmten Wert erreicht hat.

Aus dem Umstand, daß es bekannt ist, der Brennkammer eines Motors eine Turbine vorzuschalten oder der Frischluft oder Gemischzuführung eines Motors eine Turbine vorzuschalten, lassen sich Schlüsse auf die Erfindung nicht ziehen.

Die Zeichnung zeigt Ausführungsformen einer erfmdungsgemäßen, in ein Flugzeug eingebauten Gasturbine, und zwar

Fig. 1 den Kompressorteil einer Gasturbine mit Lufteinlaß derselben im Axialschnitt,

Fig. 2 eine andere Ausführungsform im Schnitt und ⁴S teilweise im Aufriß,

Fig. 3 eine dritte Ausführungsform im Schnitt,

Fig. 4 eine Steuerungsanordnung im Schnitt.

Fig. 1 zeigt die Eintrittsseite des Kompressors der Gasturbine. Der Kompressor besteht aus dem Statorgehäuse 10, das Reihen von Leitschaufeln trägt, zwischen denen durch den Umfang von Läuferscheiben 13 getragene Laufschaufeln 12 des Rotors liegen. Die Läuferscheiben 13 drehen sich mit der hohlen Rotorwelle 14, welche sich durch den Kompressor erstreckt.

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Eine vom Turbinenrotor angetriebene Welle ist mit der Stauverdichtung einen bestimmten Wert erreicht der Hohlwelle an der vom Kompressoreinlaß abge- oder wenn der Unterschied zwischen der Temperatur kehrten Seite verbunden. der einzulassenden Luft und der statischen Ternpe-

Die Rotorwelle ist in Lagern geführt, welche in ratur der umgebenden Atmosphäre einen bestimmten axialem Abstand von der Maschine liegen. Es ist so- 5 Wert erreicht.

mit ein Lager 15 nächst dem vorderen Ende der Korn- Gemäß Fig. 2 ist im Einlaßkanal 20 ein temperatur-

pressorwelle 14 vorgesehen und ein gleiches Lager empfindliches Element 33 vorgesehen, welches die nächst dem anderen Ende der Welle. Mindestens Aufgabe hat, die Expansion oder Kontraktion eines einige dieser Lager bedürfen im Betrieb der Kühlung. Ausdehnungskörpers 34 zu bewirken. Der Ausdeh-Diese Kühlung wird dadurch vollzogen, daß Kühlluft io nungskörper 34 betätigt über einen Hebel 35 den an die Umgebung der Lager geführt wird. Schalter 28.

Die Kühlluft wird über die Hohlwelle 14 verteilt. Schließlich und endlich kann der Schalter 28 auch

In einigen Fällen kann diese Verteilung auch durch in Abhängigkeit vom Staudruck, d. h. der Differenz die Hohlturbinenwelle erfolgen. Die verwendete Luft zwischen dem Pitotschen und dem statischen Druck, ist durch Staudruck verdichtet und tritt durch einen 15 oder in Abhängigkeit vom absoluten Druck der Stau-Kanal 16 ein, welcher zentrisch in einer halbkugel- luft, in bekannter Weise gesteuert werden. Die Steueförmig od. dgl. ausgebildeten Nabe 17 am Ende der rung kann natürlich auch auf anderem Wege als auf offenen Hohlwelle 14 angeordnet ist. Die Nabe 17 ist elektrischem Wege erfolgen.

durch die Außenwand 18 eines Gehäuses der Front- Fig. 4 zeigt eine Ausführungsform, gemäß welcher

lager 15 getragen. Diese Gehäusewand 18 stellt damit 20 das Regelorgan 25 der Fig. 1 in Abhängigkeit von der die innere Begrenzung des ringförmigen Kompressor- Flugmachzahl gesteuert ist. Es wird also in Abhäneinlasses dar. Sie ist durch stromlinienförmige, radial gigkeit vom Verhältnis des Staudruckes, gemessen verlaufende Hohlstreben 19 des äußeren Kompressor- _am Maschineneinlaß und dem Druck an einer Abgehäuses 10 getragen. Die Gehäusewand 10 bildet am strömstelle der Kühlluft in die Atmosphäre, gesteuert, vorderen Ende eine Schnauze 21, welche den Teil 25 Die Steuerungseinrichtung gemäß Fig. 4 weist ein eines Flugzeugnügels oder -rumpfes 22 darstellt, in p_{aar von} Membranen 160 und 161 verschiedener dem die Turbine angeordnet ist. wirksamer Oberfläche auf. Die beiden Membranen

Im Normalbetrieb des Flugzeuges tritt Staudruck- sind in einem Gehäuse 162 angeordnet. Der Raum verdichtete Luft in die Hohlwelle 14 durch den Kanal zwischen den beiden Membranen ist entlüftet.. Die 16 ein und wird von der Hohlwelle 14 aus entspre- 30 Membran 160 kleinerer Oberfläche unterliegt dem chend verteilt. Diese staudruckverdichtete Luft kann Druck am Maschineneinlaß. Zu diesem Zweck ist eine - auch als Sperrluft, wie oben beschrieben, verwendet Leitung 163 vorgesehen, welche in das Gehäuse 10 auf werden, und zwar gegenüber dem Kanal zur Führung der Zuströmseite der Leit- und Laufschaufeln 11 und des Arbeitsmediums. Dies gilt natürlich nur für den 12 einmündet. Die Membran 161 größerer Oberfläche Fall, daß der Druck des Arbeitsmediums unter dem 35 unterliegt dem Druck am Austritt der Kühlluft. Zu Druck der Kühl- bzw. Sperrluft liegt. So kann die diesem Zweck ist ein Kanal sowie eine sich an diesen Luft als Sperrluft zwischen der Abströmseite der anschließende Leitung 164 vorgesehen, weiche den Turbine und dem Auslaßkonus verwendet werden. Raum vor der Membran 161 mit der Öffnung verbin-

Fliegt das Flugzeug mit geringer Geschwindigkeit, det, an der die Kühlluft zur Atmosphäre abso ist der Staudruck der Luft nicht groß genug, um 40 strömt.

Kühlluft und Sperrluft genügenden Druckes zu er- Ein halbkugelförmiges Ventil 165 steuert den Auszeugen. Ein solcher Druck liegt auch nicht vor, wenn laß aus dem Innern eines balgartigen Ausdehnungsdie Turbine bei stehendem Flugzeug läuft. Um dem körpers 166. Dieser ist mit seinem einen Ende an dem abzuhelfen sind Mittel vorgesehen, um auch in die- Gehäuse 162 befestigt. Sein freies Ende trägt eine sem Falle einen Kühl- und Abschlußluftstrom zu er- 45 Stange 167, auf welcher zwei Ventilscheiben 168 und zeugen. 169 angeordnet sind. Der Raum 170 zwischen den. bei-

Diese Mittel bestehen aus einem Injektor 23 in der den Ventilscheiben ist über eine Aus laß öffnung 171 Welle 14 oder einem Ejektor am Abströmende. Der des Gehäuses 162 mit derjenigen Leitung 24 verbun-Injektor oder Ejektor 23 ist über eine Leitung 24 mit den, welche zum Injektor 23 (Fig. 1) führt. Die dem Kompressor verbunden, so daß durch den In- 50 Räume 172 und 173 zu jeder Seite der beiden Ventiljektor oder Ejektor Luft eingeblasen oder abgesaugt scheiben 168, 169 sind über Leitungen 174 und 175 wird. Dieser Luftstrom wird dann benutzt, wenn der mit dem Auslaß der Hochdruckstufe des Korn-Druck der Stauluft nicht ausreicht. pressors verbunden.

In der Leitung 24 liegt ein Regelorgan 25, welches Das Gehäuse 162 ist mit Querwänden versehen,

in Abhängigkeit von der Flugmachzahl gesteuert wird. 55 welche öffnungen 176 aufweisen. Diese öffnungen In diesem Falle ist eine Pitotsche Röhre 26 vor- sind dazu bestimmt, durch die Ventilscheiben 168 gesehen, die auf ein druckempfindliches Element 27, und 169 verschlossen zu werden. Zu diesem Zweck z. B. eine Membran, und einen entlüfteten Ausdeh- sind die Wandungen mit Ventilsitzen versehen, mit nungskörper wirkt. Das Element 27 arbeitet auf einen welchen die Ventilscheiben in Wechselwirkung zu Schalter 28, welcher die Stromzufuhr zu einem_ das 60 treten bestimmt sind. Schließlich ist ein Verbindungs-Regelorgan 25 bewegenden Solenoid 29 steuert. Über- kanal 177 von einem der Räume 172 oder 173 zum schreitet die Flugmachzahl und damit das Verhältnis Innern des Ausdehnungskörpers 166 vorgesehen. In des Pitotschen Druckes zum statischen Druck einen dieser Leitung 177 liegt eine Querschnittsverringebestimmten Wert, so schließt die Membran 27 den rung oder Düse 178 vor. Schließlich und endlich kann Schalter 28 entgegen der Wirkung einer Feder 30. 65 ein Unterbrecherventil angeordnet sein, das die Auf-Die Spule 29 wird unter Strom gesetzt und bewegt gäbe hat, zu öffnen, wenn die Druckdifferenz zwischen das Regelorgan entgegen der Wirkung einer Feder 31 Außenseite und Innenseite des Ausdehnungskörpers in die Verschlußstellung. einen vorbestimmten Maximalwert unterschreitet «

Andererseits kann der Schalter 28 auch geschlossen Die Wirkungsweise ist wie folgt: Ist das Verhältwerden, wenn die Temperatur im Lufteinlaß zufolge 7° nis des Staudruckes zum Druck am Auslaß der Kühl·

luft nieder, wie z. B. bei niedriger Fluggeschwindigkeit oder bei im Stand laufender Turbine, ist das Halbkugelventil 165 geschlossen. Der Ausdehnungskörper 166 unterliegt somit innen und außen dem Druck am Kompressorauslaß. Der Ausdehnungskörper 166 hält also die Ventilscheiben 168 und 169 offen und Kompressoriuft fließt durch die Leitungen 174 und 175 und die öffnungen 171 zum Injektor. Es wird also Kompressorluft in den Verteilerkanal 14 der Fig. 1 eingeführt.

Verändert sich das genannte Druckverhältnis, so öffnet das Halbkugelventil 165, und zufolge der Anordnung der Querschnittsverringerung 178 wird der Druck innerhalb des Ausdehnungskörpers 166 vermindert. Dies hat zur Folge, daß die Ventilscheiben 168, 169 an einen Ventilsitz gedrückt werden und damit den Luftstrom vom Kompressor zum Injektor unterbinden.

Die Leitung 24 der Fig. 1 kann auch dazu herangezogen werden, die Vereisung verhindernde Luft zum Kopf 17 zu führen. Zu diesem Zweck ist in der Wandung des Kopfes 17 eine Büchse 36 vorgesehen, und der Kopf 17 ist doppelwandig ausgebildet. Zwischen den Wandungen ist ein Zwischenraum 37 vorgesehen, der der Luftführung dient. Die Büchse 36 besitzt Löcher, welche von der Mittelbohrung 39 in den Zwischenraum 37 ausmünden. Die Rohrleitung 24 und der Injektor 23 sind in die Enden der Bohrung

39 der Büchse 36 eingesteckt. Dadurch ist erreicht, daß in dem Rohr 24 strömende Luft zum Teil in den Injektor 23, zum anderen Teil in den Zwischenraum 37 einströmt. Die den Kopf 17 erwärmende Luft strömt nach Vollzug ihrer Aufgabe durch öffnungen

40 der Wandung 18 aus.

Das Ventil 25 der Fig. 1 kann mit einer Umleitung versehen sein, derart, daß selbst bei geschlossenem Schalter 28 (wenn also· zufolge des hohen Staudruckes das Einführen von Luft über den Injektor nicht erforderlich ist) die Vereisung verhindernde Luft über die Umleitung in den Zwischenraum 37 geführt werden kann. Diese Umleitung kann ein Regelorgan aufweisen, welches dann geöffnet wird, wenn Vereisungsgefahr besteht.

Bewegt sich das Flugzeug mit hoher Geschwindigkeit, so kann die Temperatur der staudruckveTdichteten Luft zu hoch sein, um eine wirksame Kühlung der einzelnen Turbinenteile zu bewirken. Um dem Rechnung zu tragen, sind in der Mündung 16 (Fig. 1) eine Abschlußklappe 41 und darüber hinaus eine Radialturbine 42 mit einwärts gerichteter Strömung vorgesehen. Diese Luftturbine ist an der Einlaßseite des Kompressorrotors angeordnet. Eine Ventilhülse 43 hat die Aufgabe, den Ausfluß der Turbine durch öffnungen 44 der Hohlwelle 14 zu steuern. Der Turbineneinlaß 45 verbindet den Luftkanal 20 mit der Turbine. Die Turbinenwände sind durch die Laufscheiben der Verdichter 13 und durch eine Membran 46 gebildet, welche innerhalb des Frontlagergehäuses angeordnet ist.

Die Klappe 41 arbeitet über Arme 47, 48 b, 49 und 48 a auf einen Kolben 50 eines Zylinders 51. Der Kolben ist über eine Kolbenstange 52 mit einem Flansch der Ventilhülse 43 verbunden. Die Anordnung ist derart, daß bei geöffneter Klappe 41 die Ventilhülse Verschlußstellung einnimmt und umgekehrt.

Ist die Temperatur der staudruckverdichteten Luft zu hoch, so nimmt die Hülse 43 Offenstellung ein, und die Klappe 41 ist geschlossen, so daß nur solche Luft in die Hohlwelle 14 eintritt, welche über die Turbine 42 expandiert und damit gekühlt ist. Die Turbine 42 ist dazu geeignet, den Antrieb des Kompressors zu unterstützen.

An Stelle der gleichzeitigen Betätigung der Regelorgane 41 und 43 kann die Anordnung auch in der Weise getroffen werden, daß das Hülsen ventil 43 geöffnet wird, ehe die Klappe 41 geschlossen ist und daß die Klappe 41 geöffnet wird, ehe das Hülsenventil 43 geschlossen wird. Eine solche Anordnung hat den Vorteil, daß eine Unterbrechung des Kühl- oder

ίο Sperrluftstromes nicht erfolgt.

Die Regelorgane 41 und 43 werden zweckmäßig in Abhängigkeit von der Temperatur der Einlaßluft gesteuert, wenn auch eine Steuerung, wie erwähnt, auf andere Weise möglich ist, z. B. wie bei der Steuerung

*5 des Regelorgans 25 der Fig. 1 beschrieben. Die einzelnen Größen, in deren Abhängigkeit die Regelorgane 41 und 43 gesteuert werden, entsprechen höheren Fluggeschwindigkeiten als diejenigen, bei denen eine Umstellung des Ventils 25 erfolgt. Werden z. B. die Regelorgane in Abhängigkeit von der Differenz' zwischen der Temperatur der umgebenden Atmosphäre und der Temperatur der Stauluft gesteuert, so wird das Regelorgan 25 bei einem Differenzwert von 25° geschlossen, ein Wert, der einer Fluggeschwindigkeit von 805 km/Std. entspricht. Das Regelorgan 41 wird dagegen geöffnet und das Regelorgan 43 geschlossen bei einem Differenzwert von etwa 121°, entsprechend einer Fluggeschwindigkeit von 1771 km/Std.

Gemäß Fig. 1 ist im Einlaßkanal 20 ein Wärmefühler 60 vorgesehen, welcher in bekannter Weise auf einen Ausdehnungskörper 61 bei zunehmender Temperatur wirkt. Das freie Ende des Ausdehnungskörpers 61 ist mit einem Kraftschalter 62 verbunden, der drei Ventilabschlußscheiben 63, 64, 65 aufweist.

Die Stange 62, auf der die Scheiben 63, 64, 65 sitzen, ist in einem Ventilgehäuse 66 verschiebbar. Dieses Gehäuse besitzt eine mittige Verbindung 67 zu einer Druckmittelquelle und zwei Abzugsleitungen 68, 69. Bei einer bestimmten Temperatur liegen die Scheiben 63, 64 und 65 in Deckung mit den Einmündungen der Leitungen 68, 67, 69, d. h, die Stärke der Scheibe 64 entspricht dem Durchmesser der Einmündungsöffnung der Leitung 67, und der Abstand zwischen den Scheiben ist gleich dem Abstand der Einmündungen der Leitungen 68, 67, 69. In das Gehäuse 66 münden des weiteren Leitungen 70 und 71, und zwar gegenüberliegend und zwischen den Leitungen 68, 67 und 69. Von den Leitungen 70 und 71 führt jede an die eine Seite eines Kolbens 72 eines Zylinders 73. Über der ■ bestimmten Temperatur kommuniziert die Leitung 67 mit der Leitung 70, während die Leitung 71 mit der Ablaßleitung 69 kommuniziert, mit der Wirkung, daß der Kolben 72 im Zylinder 73 nach rechts bewegt wird. Unter der bestimmten Temperatur kommuniziert die Leitung 67 mit der Leitung 71 und die Leitung 70 mit der Leitung 68, so daß der Kolben 72 nach links bewegt wird.

Der Kolben 72 hat die Aufgabe, ein Paar von Regelorganen 74 und 75 in Leitungen 76 und 77 zu steuern. Diese Leitungen 76 und 77 führen einerseits zu den entgegengesetzten Enden des Zylinders 51 und andererseits entweder über Leitungen 79 und, 80 zur Atmosphäre oder über die Leitung 78 zu einer Druckmediumquelle. Die Regelorgane 74 und 75 sind miteinander verbunden, derart, daß bei Anschluß der Leitung 76 an die Hoehdruckmediumquelle die Leitung 77 an die Atmosphäre angeschlossen ist und umgekehrt. Ist die durch das Element 60 abgenommene Temperatur unter dem bestimmten Wert, so veranlaßt der Kolben 72 das Regelorgan 74, eine Verbindung

der Leitung 76 mit der Druckmittelquelle 78 herzustellen. Gleichzeitig verbindet das Regelorgan 75 die Leitung- 77 mit der Leitung 80. Der Kolben 50- wird damit in seinem Zylinder (gemäß Fig. 1) nach rechts bewegt, um so die Klappe 41 zu öffnen und das Hülsenventil 43 zu schließen. Liegt die Temperatur über dem bestimmten Wert, so wird die Klappe 41 geschlossen, und das Hülsenventil 43 nimmt Offensteliung ein.

In Fig. 3 ist eine zusammengesetzte Turbine im Schnitt dargestellt, die einen Niederdruckkompressor besitzt, angetrieben durch die Niederdruckturbine, und einen gleichachsigen Hochdruckkompressor aufweist, der seinen Antrieb durch die Hochdruckturbine erhält. Die durch den Niederdruckkompressor angesaugte Luft gelangt nach Austritt aus dem Kompressor zum Einlaß des Hochdruckkompressors. Hat sie diesen verlassen, so wird sie der Verbrennungszone der Turbine zugeführt, welche im bezeichneten Fall ringförmig ausgebildet ist und eine Anzahl von getrennten Flammrohren in einem ringförmigen Luftgehäuse aufweist. Nach dem Austritt der Gase aus der Verbrennungszone gelangen diese in die hintereinanderliegenden Hochdruck- und Niederdruckturbinen und sodann in den ringförmigen Auslaßkanal.

Die Maschine besitzt ein feststehendes Gehäuse 110, bestimmt für die Kompressoren. Der Niederdruckkompressor besitzt Reihen von an dem Gehäuse 110 befestigten feststehenden Leitschaufeln 111, zwischen welchen die am Umfang des Kompressorrotors 113 befestigten Laufschaufeln 112 liegen. Der Rotor 113 ist über die Welle 115 durch den Niederdruckturbinenrotor 116 angetrieben. Innerhalb des Rotors 113 liegt gleichachsig und mit diesem verbunden eine Hülse 114, welche an das Zustromende der Hohlwelle 115 anschließt. Der Rotor 113 des Niederdruckkompressors ist durch Lager 117 getragen, welche sich in einem Lagergehäuse 118 befinden. Dieses wiederum ist über radiale Hohlstreben 119 mit dem Kompressorgehäuse 110 verbunden. Die Hohlstreben erstrecken sich quer über den Arbeitsmitelkanal der Maschine zwischen Niederdruck- und Hochdruckkompressor.

Der Hochdruckkompressor umfaßt eine Reihe von feststehenden Leitschaufeln 120, welche am Innenumfang des Gehäuses 110 befestigt sind. Zwischen diese Flügel greifen Leitschaufeln 121 ein, die am Außenumfang des Rotors 122 sitzen. Der Rotor 122 ist mit der Hochdruckwelle 123 starr verbunden. Diese trägt auch die Hochdruckturbinenscheibe 124, über welche der Hochdruckkompressor angetrieben wird. Der Rotor 122 ist an der Zuströmseite durch Lager 125 getragen, welche in dem feststehenden Gehäuse 118 angeordnet sind. Die Welle 123 ist vor ihrem anderen Ende ferner noch in Lagern 126 gehalten. Diese sind an einem innerhalb der Verbrennungskammer 128 liegenden Rahmen 127 befestigt.

Am Rahmen 127 sind Düsenschaufeln 129 befestigt, welche sich quer über den Arbeitsmittelkanal der Maschine vor der Zuströmseite der Turbinenlaufschaufeln 130 erstrecken. An ihren äußeren Enden schließen die Düsenschaufeln 129 an das äußere Gehäuse 131 der Turbine an.

Gleichachsig innerhalb der Lager 126 zwischen der Hochdruckwelle 123 und der Niederdruckwelle 115 ist ein Rollenlager 132 vorgesehen, welches die Niederdruckwelle 115 und deren Turbinenscheibe 116 trägt.

Zur Kühlung der Lager und sonstigen Bestandteile der Maschine bzw. deren Umgebung wird Kühlluft zugeführt. Diese Luft kann auch in Einzelfällen zum Abschluß der einen Turbinenseite gegen den Eintritt von Heißgasen des Arbeitsmediums herangezogen werden. Dies geschieht in der Weise, daß man, die Kühlluft radial nach außen durch einen Spalt streichen läßt, welcher zwischen dem Außenumfang der Turbinenscheibe und dem benachbarten feststehenden Element vorgesehen ist. Der Druck der Kühlluft soll immer höher sein als der des Arbeitsmediums im Bereich dieses Spaltes. Der Druck des Arbeitsmediums ist am niedersten auf der Abströmseite der Turbine, und aus diesem Grund kann der erforderliche Druck der Kühlluft, der zwischen Abschluß des Spielraumes zwischen der Abströmseite der Niederdruckturbinenscheibe 116 und dem Auslaßkonus besteht, verhältnismäßig klein sein.

Die Kühlluft wird über die Hülse 114 und die Hohlwelle 115 verteilt. Die Hülse 114 ist an ihrem einen vorderen Ende offen, dazu bestimmt, die staudruckverdichtete Luft von dem nach vorn gerichteten Einlaß der Maschine aufzunehmen. Die staudruckverdichtete Luft wird in die Hülse 114 über einen Einlaßkanal 133 geführt, welcher zentrisch in einem doppelwandigen Kopf 134 angeordnet ist. Dieser Kopf 134 ist am vorderen Ende des Kompressorrotors 113 befestigt und dreht sich somit mit diesem.

Die Hülse 114 und die Welle 115 des Niederdruckrotors bilden zusammen einen ununterbrochenen Hohlkanal. Der Kompressorrotor 122 und die Welle 123 des Hochdruckrotors bilden zusammen einen Ringkanal 135, welcher den Zustromteil des Niederdruckrotors umfaßt.

Die der Hülse 114 und der Hohlwelle 115 zugeführte Luft wird um die Lager 117, 125, 126 und 132 herum zum Zweck der Kühlung verteilt.

Zu diesem Zweck sind in der Welle 115 öffnungen 136 vorgesehen, durch die ein Teil der Kühlluft in einen Hohlraum strömt, welcher zwischen der Welle 115 und dem Gehäuse 118 vorgesehen ist. Diese Luft strömt am Lager 117 vorbei und kühlt es. Sie strömt in das Gehäuse 118 ab, um dort das Lager 125 zu kühlen. Die Kühlluft verläßt das Gehäuse 118 und gelangt über die Hohlstege 119 und Öffnungen 140 in die Atmosphäre.

Ein anderer Anteil der Kühlluft gelangt von der Hohlwelle 115 durch öffnungen 138 in einen Raum zwischen den Wellen 115 und 123. Er kühlt das Lager 132 und strömt durch öffnungen 139 in der Welle 123, um das Lager 126 zu kühlen.

Die das Lager 126 kühlende Luft strömt dann weiter durch einen Kanal 143 im Rahmen 127 nach außen und gelangt durch die hohlen Düsenschaufeln 129 und die öffnungen 144 in die Atmosphäre,

Die Anordnung kann ferner so getroffen sein, daß ein Anteil der in der Welle 115 strömenden Luft durch eine öffnung an deren Abströmende strömt. Die Größe dieser Öffnung ist so gewählt, daß ein Luftstrom zwischen der Abströmseite der Niederdruckturbinenscheibe 116 und der Zuströmseite des Auslaßkonus 142 in gewöhnlicher Stärke erfolgt. Dieser Luftstrom fließt als Sperrluft über den Spalt 141, zwischen der Turbinenscheibe 116 und dem Umfang des Konus 142 in den Turbinenauslaßkanal. Der Druck der Luft in der Welle 115 muß stets höher sein als der des Arbeitsmediums im Auslaßkanal.

Wie schon gelegentlich der Beschreibung der Fig. 1 ausgeführt, ist der Kühlluftstrom nicht entsprechend, wenn das Flugzeug mit geringer Geschwindigkeit fliegt oder die Turbine stationär läuft. Um dem abzuhelfen, ist gemäß Fig. 3 innerhalb der Zuführung 133 ein Injektor 145 vorgesehen, durch welchen von einer Stufe des Kompressors abgezapfte Luft in die Hülse;

114 eintritt. Der Weg, den die Kompressorluft zum Injektor 145 nimmt, ist folgender:

Auf der Außenseite des Hochdruckkompressorschaufelkanals sind Öffnungen 146 vorgesehen, welche zu einer Ringleitung 147 führen. Eine Leitung 148 verbindet die Ringleitung 147 mit einem Regelorgan 149, das, wie oben gelegentlich des Ventils 25 der Fig. 1 und 2 ausgeführt, gesteuert wird. Innerhalb des Niederdruckkompressorrotors 113 ist ein Kanal 150 vorgesehen. Die Leitung 148 führt zu einem Ringkanal 151, der zum Teil am Gehäuse 118 und zum Teil am Rotor 113 befestigt ist. Von letzterem Teil erstreckt sich die Leitung 150 in den Zwischenraum zwischen den Doppelwandungen des Kopfes 134. Eine Hohlstrebe 152 führt zum Injektor 145, der durch die Wandung des Einlaßkanals 133 getragen ist. Die vom Kompressor abgezapfte Luft fließt somit zwischen die Doppelwandung des Kopfes 134 und verhindert, bedingt durch ihre höhere Temperatur, die Bildung von Eis.

Gemäß einer anderen Ausführungsform kann der Auslaß einer Kompressorstufe mit dem Einlaß der Expansionsturbine verbunden sein, welche am Rotor der Maschine befestigt ist. Auf diese Weise wird ebenfalls Kühlluft und Sperrluft höheren Druckes erhalten. Es kann aber auch der Einlaß der Expansionsturbine über Leitungen sowohl mit dem Lufteinlaß als auch mit dem Luftauslaß des Kompressors verbunden sein. In mindestens einer oder beiden Leitungen sind in diesem Fall Regelorgane vorgesehen, derart, daß der Einlaß der Turbine je nach Wahl in Abhängigkeit von der Flugmachzahl, dem Druck oder der Temperatur des Kompressoreinlasses oder dem Druck- oder Temperaturanstieg zufolge der Stauwirkung, mit dem Lufteinlaß oder Auslaß des Kompressors in Verbindung gebracht werden kann. Die Regelorgane sind dabei so angeordnet, daß sie die Verbindung mit dem Kompressorauslaß unterbinden und die Verbindung des Kompressoreinlasses herstellen, wenn ein bestimmter Wert der gewählten Steuergröße überschritten wird.

Claims (12)

Patentansprüche:

1. Flugzeuggasturbine mit einem Verteilerkanal, der Luft zu kühl- und abdichtungsbedürftigen Innenbestandteilen der Turbine führt, dadurch gekennzeichnet, daß der Verteilerkanal (14, 115) für die alternative Führung von aus zwei verschiedenen Quellen stammender Luft ausgebildet ist, von denen mindestens eine durch Staudruck verdichtete Luft ist, und daß Steuerungsorgane vorgesehen sind, die es ermöglichen, den Verteilerkanal (14, 115) mit durch Staudruck verdichteter Luft zu speisen, wenn der Grad des Staudruckes einen bestimmten Wert erreicht.

2. Flugzeuggasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß als erste Druckluftquelle ein stirnseitiger Einlaß (20) für die durch Staudruck verdichtete Luft mit dem Einlaßende des Verteilerkanals (14) über eine Expansionsturbine (42 J verbunden ist, welche auf der Hauptrotorwelle der Maschine sitzt und dazu bestimmt ist, den Antrieb des Hauptrotors zu unterstützen, als zweite Druckluftquelle ein unmittelbarer Einlaß (16) des Verteilerkanals (14) für durch Staudruck verdichtete Luft und ein sich in den Einlaß (16) des Verteilerkanals (14) erstreckender Injektor (23) für die Zufuhr komprimierter Luft vorgesehen sind und daß Steuerungsorgane-(25, 70. 41, 43) angeordnet sind, die den Einlaß (16) des Verteilerkanals (14) abschließen und der Luft den Weg durch die Expansionsturbine (42) öffnen, wenn der Grad des Staudruckes einen bestimmten Wert erreicht hat.

3. Flugzeuggasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß als erste Druckluftquelle ein stirnseitiger Einlaß (20) für die durch Staudruck verdichtete Luft mit dem Einlaßende des Verteilerkanals (14) über eine Expansionsturbine (42) verbunden ist und daß die zweite Druckluftquelle der Maschinenkompressor (10) ist, derart, daß aus diesem abgezapfte Luft durch den Verteilerkanal (14) über die Expansionsturbine (42) geführt wird, wobei die Steuerorgane derart angeordnet sind, daß sie die Zufuhr aus der zweiten Druckluftquelle abschließen und die Zufuhr von der ersten Druckluftquelle her freigeben, wenn der Grad des Staudruckes einen bestimmten Wert erreicht hat.

4. Flugzeuggasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Verteilerkanal (114, 115) an seinem einen Ende (133) für die Zuführung von durch Staudruck verdichteter Luft als erste Druckluftquelle ausgebildet ist und für die Zuführung von komprimierter Luft aus der zweiten Quelle ein mit Regelorgan (149) ausgestatteter Injektor (145) angeordnet ist, welcher nächst dem Ende (133) des Verteilerkanals (114) in diesen einmündet und komprimierte Luft dann zuführt, wenn der Grad des Staudruckes unter dem bestimmten Wert liegt.

5. Flugzeuggasturbine nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerungsorgane aus einem ersten Regelorgan (41) im Einlaß (16) des Verteilerkanals (14), einem zweiten Regelorgan (43) zur Steuerung des Luftdurchganges durch die Expansionsturbine (42) bestehen und Verbindungsmittel (47, 48 α, 48 b, 49, 50, 51, 52, 53) dieser beiden Regelorgane (41 und 43) vorgesehen sind.

6. Flugzeuggasturbine nach Anspruch 1 und 5, gekennzeichnet durch eine solche Verbindung der beiden Regelorgane (41 und 43), daß das eine Regelorgan (41) bei offener Stellung des anderen Regelorgans (43) geschlossen ist und umgekehrt.

7. Flugzeuggasturbine nach Anspruch 1 und 5, gekennzeichnet durch eine solche Verbindung der beiden Regelorgane (41 und 43), daß das eine Regelorgan geöffnet ist, ehe das andere geschlossen ist.

8. Flugzeuggasturbine nach Anspruch 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß das Regelorgan (25) in der Zuführung zum Injektor (23) oder Ejektor oder die Regelorgane (41 und 43) für die unmittelbare Zufuhr von Luft in den Kanal (14) bzw. die mittelbare Zufuhr von Luft über die Luftturbine (42) in Abhängigkeit von der Temperatur der durch Staudruck verdichteten Luft gesteuert sind.

9. Flugzeuggasturbine nach Anspruch 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Regelorgane (25, 41 und 43) in Abhängigkeit von der Differenz zwischen der Temperatur der durch Staudruck verdichteten Luft und der Temperatur der umgebenden Atmosphäre gesteuert sind.

10. Flugzeuggasturbine nach Anspruch 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Regelorgane (25, 41 und 43) in Abhängigkeit von der Machzahl gesteuert sind.

809 530/183

11. Flugzeuggasturbine nach Anspruch 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Regelorgane (25, 41 und 43) in Abhängigkeit vom Staudruck gesteuert sind.

12. Flugzeuggasturbine nach Anspruch 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Regelorgane (25, 41 und 43) in Abhängigkeit vom Verhältnis des Staudruckes zum Druck am Auslaß der Kühloder Dichrungsluft gesteuert sind.

In Betracht gezogene Druckschriften:

Deutsche Patentschriften Nr. 892 401, 874 975, 690, 858 335, 562 857;

deutsche Patentanmeldungen M 5700 Ia/46f, L5680Ia/14c;

schweizerische Patentschriften Nr. 272 066,205 304, 856;

französische Patentschrift Nr. 1 040 531; USA.-Patentschrift Nr. 1 820 725.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen