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Vortriebsanlage für ein Flugzeug Die Erfindung betrifft eine Vortriebsanlage,
bestehend aus einem Turbostrahlmotorgehäuse mit einem Luftkompressor, einer Verbrennungskammer,
einer Gasturbine und einer Schubdüse, wobei alle diese Teile hintereinander in einem
Gehäuse liegen. Die Vortriebsanlage besteht ferner aus einer Leitung, die das Gehäuse
mit einem zweiten Gehäuse verbindet, um einen Teil der verdichteten Luft aus dem
Luftkompressor vor dem zweiten Gehäuse zuzuführen, das ein Hilfsvortriebsaggregat
enthält, das sich innerhalb des zweiten Gehäuses im Abstand parallel zum ersten
Gehäuse erstreckt, wobei das Hilfsvortriebsaggregat besteht aus einer innerhalb
des zweiten Gehäuses liegenden ringförmigen Verbrennungseinrichtung, die mit der
Leitung verbunden ist; ferner aus einer Einrichtung, die flüssigen Kraftstoff der
Verbrennungseinrichtung zuführt; ferner aus einer Einrichtung, die die Verbrennungseinrichtung
in der Mitte des zweiten Gehäuses hält, wobei ein ringförmiger Raum zwischen dieser
Verbrennungseinrichtung und dem zweiten Gehäuse vorhanden ist, so daß dieser Raum
für einen Strom von Außenluft durchströmbar ist, und ferner aus einem in dem zweiten
Raum untergebrachten Gebläse mit Eigenantrieb, das stromab der Verbrennungseinrichtung
aufgestellt ist.
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Gegenüber den bekannten Vortriebsanlagen kennzeichnet sich die erfindungsgemäße
Vortriebsanlage durch einen dem Gebläse zugehörenden Rotor, der die aus der Verbrennungseinrichtung
kommenden Verbrennungsprodukte aufnimmt; durch in diesem Rotor befindliche Durchlässe,
die in radial gerichtete Auslauföffnungen enden, und durch hohle Gehäuseschaufeln,
die sich radial von diesem Rotor erstrecken, in einem Winkel zur Längsrichtung des
Rotors stehen und Kanäle aufweisen, die den aus den radial gerichteten Auslässen
abströmenden Gasstrom aufnehmen und diesen Gasstrom längs der Hinterkanten der Schaufeln
sowie in einem Winkel zur Längsrichtung ableiten, so daß der Strahlrückdruck dieses
Gasstromes nach vorn und gegen das Gebläse als Eigenantrieb für das Gebläse dient
und den in dem Ringraum strömenden Strom von Außenluft so beeinflußt, daß seine
Masse und seine kinetische Energie von dem Gasstrom erhöht wird, der aus den Hinterkanten
der Gebläseschaufeln ausströmt.
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Da in einem Gebläserotor selbst und einstückig mit diesem untergebrachte,
als Rückdruckturbine ausgebildete Gasturbinen zum Antrieb des Rotors an sich bekannt
sind, wird hier für diese Zuordnung an sich kein selbständiger Schutz beansprucht.
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An sich bekannt ist ferner auch ein Rotor mit in ihm befindlichen
Durchlässen, die in radial gerichteten Auslauföffnungen enden, welche ihre Fortsetzung
in hohlen Schaufeln haben, die sich radial von diesem Rotor erstrecken und den aus
den radial gerichteten Auslässen abströmenden Gasstrom aufnehmen und längs ihrer
Hinterkante sowie in einem Winkel zur Längsrichtung ableiten. Bei diesem bekannten
Rotor handelt es sich aber um Maßnahmen zur Schaufelkühlung. In den radialen Durchlässen
des Rotors bis zur Schaufelhinterkante strömt daher dort Kühlluft, beim Erfindungsgegenstand
dagegen heiße Arbeitsluft zum Antrieb des Gebläses. Bei der bekannten Maschine wird
dieser Antrieb durch die radial stehenden, am Rotorumfang angesetzten Schaufeln
besorgt, die dort als Turbinenbeschaufelung ausgebildet sind, während diese Schaufeln
beim Erfindungsgegenstand als Gebläsebeschaufelung den zusätzlichen Durchsatz fördert.
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Bei der Vortriebsanlage nach der Erfindung wird also ein Turbostrahlmotor
verwendet, der einen Teil der Luft einem Hilfsvortriebsaggregat zuführt, das aus
einer Rückdruckturbine und aus einem mit Kanälen versehenen Gebläse besteht. Diese
Motorkombination ermöglicht die Verwendung der Rückdruckturbine und des mit Kanälen
versehenen Gebläses zur Erzeugung eines Schubstrahles großer Masse, die mit einer
Geschwindigkeit strömt, welche wesentlich geringer als die von dem Turbostrahlmotor
erzeugte Geschwindigkeit ist. Wird eine derartige Kraftanlagenkombination bei einem
Flugzeug verwendet, dann ist der aus dem Turbostrahlmotor ausströmende Gasstrom
am wirksamsten bei hohen Geschwindigkeiten des Flugzeuges, während der mit Kanälen
versehene Hilfsgebläsemotor einen wirksameren Vorschub bei niedrigeren Geschwindigkeiten
des Flugzeuges
erzeugt. Beispielsweise kann eine größere Motorleistung
beim Abflug des Flugzeuges oder beim Start des Flugzeuges erwünscht sein. In diesem
Falle erzeugt der mit Kanälen versehene Gebläsemotor einen mit verhältnismäßig langsamer
Geschwindigkeit strömenden Gasstrom, wodurch ein wirksamer Vortrieb des Flugzeuges
beim Start erhalten wird.
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Es ist bekannt, daß, je näher die Motorstrahlgeschwindigkeit der Fluggeschwindigkeit
des Flugzeuges ist, desto wirksamer das Arbeiten des Flugzeugmotors wird. Da die
erfindungsgemäß kombinierte Anlage bei Militärflugzeugen verwendet werden soll,
bei denen die wirksame Ausnutzung von Kraftstoff von Bedeutung ist, zeigt die neue
Anlage gegenüber den bekannten Anlagen wesentliche Vorteile. Keine dieser bekannten
Anlagen zeigt Motoren, die die vielseitige Verwendbarkeit und die Leistungsfähigkeit
der beanspruchten Motorkombination haben. Keine dieser bekannten Anlagen enthält
auch die verhältnismäßig einfache und neuartige Einrichtung eines mit Kanälen versehenen
Gebläsemotors in seiner Zusammenarbeit mit der Vortriebsanlage mit Turbostrahlmotor.
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In der Zeichnung ist Fig. 1 ein schematischer Längsschnitt des Triebwerkes
für ein Luftfahrzeug, wobei jedoch kein Aufbau des Luftfahrzeuges dargestellt ist,
und Fig. 2 ist eine schaubildliche Ansicht einer Schaufel des gekapselten Kompressors,
wobei der größte Teil des Deckmantels von der einen Seitenfläche der Schaufel weggenommen
worden ist.
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Bei Strahlantrieben für Luftfahrzeuge hängt, wie bereits erwähnt wurde,
die Vortriebsleistung von der Geschwindigkeitsdifferenz ab, die als Unterschied
zwischen der Ausströmgeschwindigkeit des aus dem Motor ausfließenden Gasstromes
und der Fluggeschwindigkeit bezeichnet werden kann. Bei steigender Geschwindigkeitsdifferenz
nimmt die Vortriebsleistung ab. Beim Start ist die Geschwindigkeitsdifferenz sehr
hoch, und die Vortriebsleistung ist niedrig. Deshalb erfordert ein durch Strahlantrieb
angetriebenes Flugzeug eine lange Startbahn, um die erforderliche Geschwindigkeit
zu entwickeln und eine allmähliche Verminderung der Geschwindigkeitsdifferenz zu
bewirken, ehe das Luftfahrzeug fliegt.
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Ein anderer wichtiger Faktor beim Strahlantrieb ist der Schub, der
bei einer gegebenen Anlage und bei einem bestimmten Flugzeug zur Verfügung steht.
Da der Schub quantitativ gemessen wird, und zwar durch das Produkt der Masse des
strömenden Gases und der Geschwindigkeitsdifferenz, ist ersichtlich, daß bei einer
Ausführung, in der die Geschwindigkeitsdifferenz niedrig ist, die Masse des strömenden
Gases erhöht werden muß, um den Schub auf eine gewünschte Größe zu erhöhen und dadurch
eine gute Vorschub- ; Leistung zu erhalten.
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Die Erfindung zielt auf eine Vorschubanlage für Luftfahrzeuge, bei
der die Masse des strömenden Gases weit über die Durchsatzmasse bekannter Vorschubanlagen
ähnlicher Arten erhöht wird. Der Hauptvorteil ist natürlich die infolge der erhöhten
Gasmasse gewünschte Erhöhung des Schubes. Ohne Rücksicht auf irgendein besonderes
Flugzeug ist die Erfindung in Fig. 1 dargestellt.
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Vorzugsweise wird der in der Mitte gelegene Turbostrahlmotor 1 dazu
verwendet, die Vorschubleistung zu unterstützen und verdichtete Luft den gekapselten
Kompressoren zuzuführen. Der Motor 1 ist in den Flugzeugrumpf eingesetzt, wobei
der gekapselte Kompressor außenbords an dem Flugzeugflügel befestigt ist. Es ist
jedoch keine besondere Aufstellung mit Bezug auf ein Flugzeug erforderlich, und
aus diesem Grunde wird die Strahlantriebsanlage ohne Rücksicht auf das Flugzeug
beschrieben. Die Zahl der Motoreinheiten, die dem Turbostrahlmotor zugeordnet sind,
hängt von den Aufbauverhältnissen ab, beispielsweise von der relativen Größe der
Motoren und des Flugzeuges sowie von der Menge der verdichteten Luft, die von dem
Turbostrahlmotor abgeleitet oder abgezweigt werden kann und diese Antriebsmotoren
in normalem Betrieb hält.
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Der Turbostrahlmotor 1 üblicher Ausführung weist ein Außengehäuse
2 auf, das einen axialen Luftkompressor 3 umschließt, der Stauluft in einen ringförmigen
Lufteinlaß 4 aufnimmt und die verdichtete Luft zu den Verbrennungskammern 5 führt,
die um den Motor herum angeordnet sind. Der Motor ist jedoch so geändert, daß Abzweigungskanäle
6 für verdichtete Luft vor dem Verbrennungsabschnitt eingebaut sind, um verdichete
Luft zu einem oder mehreren Kompressormotoren zu fördern, die von dem Turbostrahlmotor
1 im Abstand stehen und in einer von vorn nach hinten verlaufenden Stellung so aufgestellt
sind, daß sie die Vorschubleistung oder die Vorschubwirkung des Turbostrahlmotors
1 erhöhen. Die Verbrennungskammern 5 werden mit flüssigem Kraftstoff von den Kraftstoffleitungen
7 aus versorgt, die zu der in der Haube 8 untergebrachten Pumpeinrichtung führen.
Die aus den Verbrennungskammern 5 austretenden erhitzten Gase strömen nach Expansion
durch die einstufige Turbine 9 und von dort in der Ausströmdüse 10 in die Außenluft.
Die Hauptantriebswelle 11 überträgt die von der Turbine entwickelte Kraft auf den
Rotor des Luftkompressors 3.
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In dem unteren Teil der Fig. 1 ist einer der neuartigen gekapselten
Kompressormotoren 12 im Schnitt dargestellt. Dieser Motor weist ein Außengehäuse
13 auf, dem Stauluft am Vorderende oder Einlaßende 14 zugeführt wird und aus dessen
Hinterende oder Abströmende 15 die Luft und die Verbrennungsprodukte in der gleichen
Richtung entweichen, wie der Gasstrom aus dem Turbostrahlmotor ausströmt. Die in
dem Gehäuse 13 strömende Luft wird mittels eines Kompressors 16 mit Eigenantrieb
beschleunigt, weshalb für den Motor 12 die Bezeichnung gekapselter Kompressormotor
gewählt wird.
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Der Hauptunterschied zwischen einem Turbostrahlmotor und einem gekapselten
Kompressormotor besteht darin, daß bei dem letzterwähnten Motor eine größere Luftmenge
auf eine geringere Abströmgeschwindigkeit beschleunigt wird, um die Vortriebswirkung
oder Vortriebsleistung zu verbessern. Dies wird üblicherweise durch die Verwendung
eines zusätzlichen Kompressors erreicht, der mittels einer Gasturbine angetrieben
wird. Der größte Nachteil der bisher bekannten Anordnungen liegt darin, daß der
gekapselte Kompressor um die Gasturbine herumgebaut werden mußte, so daß ein Aggregat
großen Durchmessers entstand. Andere Schwierigkeiten entstehen durch das zwischen
der Turbine und dem Gebläse vorhandenen Getriebe, das zu einem außerordentlich hohen
Gewicht führt und einen Wirkungsgradverlust in dem Getriebe bewirkt.
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In der Mitte innerhalb des Gehäuses 13 ist ein umlaufender Aufbau
vorgesehen, der eine Hauptwelle 17 und den Kompressor 16 mit Eigenantrieb aufweist,
der aus einem in der Mitte gelegenen Rotor 18 besteht, der mittels der Welle 17
drehbar gelagert ist, so daß er sich frei auf der Längsachse des Gehäuses 13 dreht.
Am vorderen Ende wird die Welle 17 von einem
Lager 19 getragen,
das auf den an dem Gehäuse 13 befestigten Radialarmen 20 gehalten wird. Am hinteren
Ende des Motors wird die Welle 17 von einem in der Mitte befindlichen Lager (nicht
dargestellt) getragen, das innerhalb des Kegels 21 liegt. Der Kegel 21 wird mittels
der an dem Gehäuse 13 befestigten Radialarme 22 getragen. Um die Mittelwelle 17
und in Längsrichtung zwischen den Armen 20 und dem Gebläse 16 mit Außenantrieb befindet
sich eine ringförmige Verbrennungskammer 23 mit einem Außengehäuse 24 zylindrischer
Form. In das Vorderende der ringförmigen Verbrennungskammer 23 führt eine der Leitungen
6 für verdichtete Luft. Die Kammer 23 wird in der dargestellten Stellung von Radialarmen
25 getragen, die an ihren Außenenden mit dem Motorgehäuse 13 und an ihren Innenenden
mit dem Kammergehäuse 24 verbunden sind. Außerdem ist die vordere Stirnwand 26,
die mit dem Gehäuse 24 fest verbunden ist, ebenfalls auf dem die Welle 17 tragenden
Lager 19 angeflanscht. Mehrere in der Stirnwand 26 befindliche Luftkanäle 27 führen
Kühlluft dem innerhalb der Kammer 23 befindlichen Raum zu. Ein Teil dieser Luft
durchströmt die axialen Bohrungen 28 des Rotors 18 und kühlt dabei den Rotor. Die
die Bohrungen 28 durchströmende Kühlluft wird teilweise dazu verwendet, den Kegel
21 zu kühlen, jedoch strömt ein Teil derselben zwischen Rotor 18 und Kegel 21 ab.
Zwischen Verbrennungskammer und Außengehäuse 24 liegt eine ringförmige Brennstoffverteilungsleitung
29 mit radial gerichteten Zweigen 30, die in Abstand voneinander in den ringförmigen
Verbrennungsraum eingeführt sind. Durch die freien Enden der Zweigleitungen 30 wird
zerstäubter Kraftstoff in den Verbrennungsraum eingeführt. Der Kraftstoff wird der
Verteilungsleitung 29 von der Hauptbrennstoffleitung 31 zugeleitet, die über eine
Pumpe 32 mit dem Kraftstoffbehälter 33 verbunden ist. Die Zündung des Kraftstoffes
erfolgt in üblicher Weise mittels einer zweckdienlichen Zündvorrichtung, die in
die Kammer 23 eingebaut ist.
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Das Gebläse 16 mit Selbstantrieb ist ein einziger umlaufender Aufbau,
der aus dem in der Mitte gelegenen Rotor 18 und mehreren radial gerichteten Schaufeln
besteht. Der Rotor weist mehrere gebogene Durchlässe 18' auf, die die aus der Verbrennungskammer
kommenden heißen Gase aufnehmen und den Gasstrom aus der Axialrichtung zu einer
Radialrichtung umleiten, so daß die heißen Gase aus den offenen Endabschnitten 37
der Durchlässe austreten und sich als radiale Strömung in die hohlen Schaufeln fortsetzen.
Die Strömungen vereinigen sich anschließend mit dem in dem Gehäuse 13 strömenden
erzeugten Luftstrom, ehe sie aus der ringförmigen Abströmdüse 15 ausströmen. Der
infolge des Volumens der Verbrennungsprodukte und der Luft größer gewordene Gasstrom
ergibt verbesserte Schubeigenschaften gegenüber den Schubanlagen bekannter Arten.
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Das Gebläse 16 mit Eigenantrieb ist in Fig. 2 mit weiteren Einzelheiten
dargestellt. An dem Rotorabschnitt 18 ist beispielsweise durch Anschweißen eine
hohle Gebläseschaufel 34 aus Blech befestigt. Die Gebläseschaufel hat eine profilförmig
verlaufende Vorderkante 35 und ist an ihrer Hinterkante 36 offen. Die Kanten 36
der Blechwand stehen im Abstand, so daß die Verbrennungsgase abströmen können. Die
an dem Außenende eines der Rotorkanäle 18' befindliche Öffnung 37 fällt mit dem
unteren offenen Ende des Schaufelaufbaues zusammen. Innerhalb der hohlen Schaufel
sind mehrere Zwischenwände 38 bis 42 vorhanden, die Gasströmungskanäle bilden. Diese
Kanäle ändern die Strömungsrichtung des Gases um einen Winkel von etwa 90°. Die
in den Zwischenwänden vorhandenen Biegungen haben einen möglichst großen Radius,
um die durch Wirbelung und Reibung entstehenden Verluste zu vermindern. Der obere
oder breiteste Abschnitt der Zwischenwand 42 schließt den größten Teil des Außenendes
der hohlen Schaufel, jedoch ist zusätzlich zu dieser Zwischenwand eine kleine segmentartige
Verschlußscheibe in der Zone der profilförmig verlaufenden Vorderkante der Schaufel
vorgesehen. Die aus Blech bestehenden dünnen Zwischenwände sind an den Wänden der
Schaufel 34 durch Schweißen oder auf andere Art befestigt. Die Ebene der Schaufel
steht in einem Winkel zu einer durch die Achse gelegten Längsebene, so daß die Schaufel
bei Drehung des Rotors 18 als Kompressorschaufel wirkt und Luft durch das Motorgehäuse
13 drückt. Ferner wird bei dieser Anordnung ein Rückdruck auf die Gebläseschaufeln
ausgeübt, wenn die heißen Verbrennungsprodukte aus der offenen Hinterkante der Schaufel
austreten. Dieser Rückdruck dreht den Aufbau mit sehr hoher Geschwindigkeit. Da
die während der Ausdehnung der strömenden Gase von dem Gebläse aufgenommene Energie
nur ein Teil der in den Verbrennungsprodukten enthaltenen gesamten kinetischen Energie
ist, verbleibt ein beträchtlicher Teil der Energie in den Gasen, wenn sie aus den
zugehörenden Schaufeln ausströmen und sich mit dem in dem Gehäuse 13 strömenden,
auf der Außenseite der Schaufel befindlichen Luftstrom mischen. Diese weitere Ausdehnung
erfolgt in der Abgasdüse, so daß dem Luftfahrzeug ein zusätzlicher Vorschub gegeben
wird. Aus dieser Erläuterung des Arbeitsverfahrens ist ersichtlich, daß die in der
Verbrennungskammer 23 erzeugten heißen Gase einem doppelten Zweck dienen, nämlich
1. das in dem Gebläseaufbau 16 sich ausdehnende heiße Gas erzeugt einen Rückdruck
auf die Schaufeln, so daß eine schnelle Umdrehung des Aufbaues erfolgt und infolgedessen
die auf der Außenseite gelegene Luft vom Gebläse durch das Gehäuse 13 hindurchgefördert
wird, und 2. das aus den hohlen Schaufeln ausströmende Gas erhöht die Strömungsmasse
und die zur Verfügung stehende Energie in dem Gas, das durch das Motorgehäuse 13
längs des Ringkanals, der an dem Gasabströmauslaß 15 endet, strömt.
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Die Gesamtzahl der in irgendeiner Anlage verwendeten Schaufeln kann
sehr verschieden sein, vorzugsweise wird jedoch jede hohle Schaufel an ihrem Innenende
mit einem der in dem Rotor 18 des Gebläses 16 befindlichen gebogenen Gasdurchlässe
18' verbunden. In der dargestellten Anlage wird zwar verdichtete Luft mittels des
Kompressors eines Turbostrahlmotors zugeführt, jedoch können auch andere Quellen
für verdichete Luft wunschgemäß verwendet werden.
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Um gewünschtenfalls einen zusätzlichen Schub auf das Flugzeug auszuüben,
kann der gekapselte Motor 12 einen Nachbrenner erhalten. Zu diesem Zweck führt eine
Zweigleitung 50 zu einer Reihe von Brennstoffdüsen 51, die in dem Ringraum rückwärts
des Gebläses untergebracht sind. Ein in der Kraftstoffleitung 50 eingeschaltetes
Ventil 50' regelt den Kraftstoffzufluß zum Nachbrennen. Sobald ein zusätzlicher
Schub erforderlich wird, wie dies beispielsweise beim Starten der Fall ist, wird
das Ventil 50' gedreht, so daß der Kraftstoff den Kraftstoffdüsen 51 zuströmt.
Der Kraftstoff wird von den aus den hohlen Schaufeln austretenden heißen Gasen gezündet.
Durch die zusätzliche Wärme werden die Gase erhitzt und ausgedehnt,
und
Luft wird zu der Abströmdüse 15 geleitet. Der zusätzliche Schub wird für gewöhnlich
nur während einer verhältnismäßig kurzen Zeit verwendet, wenn eine erhöhte Geschwindigkeit
oder eine besondere Kraftabgabe gewünscht wird. Nach diesem Zeitpunkt wird das Steuereventil
geschlossen, um weiteren Kraftstoff zu sparen. Der Kompressor 16 oder das Gebläse
mit Eigenantrieb erzeugt eine beträchtliche Wirbelung der nach hinten zur Ausströmdüse
15 strömenden Luft und Gase, so daß eine wirksame Verbrennung des dem Nachbrenner
zugeführten Kraftstoffes gesichert ist.
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Das Gebläse 16 muß sorgfältig ausgeführt und berechnet werden, um
einen leistungsfähigen Strahlantrieb zu erhalten. Beispielsweise ist es wichtig,
daß die Längsquerschnittsfläche jeder Schaufel von der Vorderkante 35 zur offenen
Hinterkante 36 größer wird, da der von den heißen Gasen ausgeübte Drehschub die
Ursache für die schnelle Ausdehnung der erwärmten Gase ist, wenn die Gase aus einem
verhältnismäßig kleinen Raum zu einem verhältnismäßig großen Raum strömen. Ferner
muß an der Hinterkante der Schaufel eine Abströmgeschwindigkeit der heißen Gase
erhalten werden, die gleich oder größer als die an dem Außengehäuse der Schaufel
vorhandene Luftgeschwindigkeit ist. Das Gebläse oder der Kompressor 16 enthalten
einen in der Mitte gelegenen Rotor 18 und hohle Gebläseschaufeln. Die gebogenen
Durchlässe 18' des Rotors 18 sind durch Scheidewände getrennt, und die richtige
Bemessung des Rotors 18 wirkt wie eine Gasturbine mit radialer Strömungsrichtung,
so daß ein Teil der Energie dazu verwendet wird, die Luft durch das Arbeiten des
Gebläses mit Eigenantrieb zu verdichten. Mit anderen Worten: Ein Teil der an der
Welle zur Verfügung stehenden Kraft zum Drehen des Gebläses wird von der Ausdehnung
der den Rotorteil 18 durchströmenden Gase gebildet. Gleichzeitig wirkt der Rotorteil
18 dahin, die Strömungsrichtung des Gasstromes von einer Axialrichtung zu einer
nach außen gerichteten Radialrichtung zu ändern, so daß die Gase unmittelbar in
die Schaufeln einströmen können.
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Die dargestellte und beschriebene Ausführung der Erfindung ist nur
als Darstellung zu werten. Es können verschiedene Änderungen, Abwandlungen und Anordnungen
innerhalb des Bereiches der Patentansprüche vorgenommen werden.