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Gasturbinenstrahltriebwerk Die Erfindung betrifft Gasturbinentriebwerke
und insbesondere derartige Triebwerke für Flugzeuge oder Flugkörper. Wenn in Gasturbinentriebwerken
hohe Umfangsgeschwindigkeiten erreicht werden sollen, dann wird dies im allgemeinen
durch die Wahl großer Turbinendurchmesser erzielt. Wenn jedoch der Gesamtdurchmesser
des Triebwerkes, wie dies beispielsweise bei Flugzeugen der Fall ist, klein sein
soll oder wenn der Gesamtdurchmesser der Turbine zwangläufig kleiner sein muß als
derjenige des Verdichters, dann müssen andere Maßnahmen ergriffen werden, um die
gewünschte hohe Umfangsgeschwindigkeit der Turbine zu erreichen. Daraus ergibt sich
die Aufgabestellung, welche der vorliegenden Erfin=d Jung zugrunde liegt.
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Zur Lösung dieser Aufgabe sind schon Gasturbinentriebwerke bekanntgeworden,
bei welchen ein Verdichter mindestens zwei in einem Gaskanal hintereinandergeschaltete
gegenläufige Axial-Verdichterrotorbeschaufelungen aufweist und deren Turbine zwei
Reihen gegenläufiger Axial-Turbinenrotorbeschaufelungen aufweist, deren eine mit
Bezug auf die andere als Leitbeschaufelung wirkt, wobei der Außendurchmesser der
Verdichterschaufeln größer als derjenige der Turbinenschaufelreihen ist und wobei
jede Verdichterbeschaufelung jeweils durch eine der Turbinenschaufelreihen derart
angetrieben wird, daß sie im gleichen Drehsinn mit gleicher Drehzahl umläuft.
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Um aus dem Arbeitsmedium möglichst viel mechanische Arbeit herauszuholen,
wird die gegenseitige Relativgeschwindigkeit der gegenläufigen Turbinenschaufelgrenze
so groß wie möglich gemacht. Der Außendurchmesser der zugehörigen gegenläufigen
Verdichterschaufeln ist bei solchen Triebwerken größer als der Außendurchmesser
der Turbinenschaufeln, was zur Folge hat, daß, wenn der eine Verdichterschaufelsatz
als Leitschaufel mit Bezug auf den jeweils zugehörigen gegenläufigen Verdichterschaufelsatz
wirken würde, die sich- ergebenden Gasgeschwindigkeiten so groß würden, daß an einzelnen
Stellen die Schallgeschwindigkeit überschritten würde und folglich der Wirkungsgrad
stark abfallen würde.
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Geht man also zunächst von einem derartigen Triebwerk aus, bei welchem
die Verdichterschaufeln einen größeren Außendurchmesser als die Turbinenschaufeln
haben, wobei die Turbinenschaufeln gegenläufig arbeiten, so ergeben sich mit Rücksicht
auf die früher allgemein üblichen verhältnismäßig geringen zulässigen Umfangsgeschwindigkeiten
für die Turbinenschaufeln bezüglich der Umfangsgeschwindigkeiten der Verdichterschaufeln
von entsprechend größerem Durchmesser immer noch tragbare Werte, so daß mit Bezug
auf das zu verdichtende Gas Kompressibilitätsprobleme bzw. ÜberschäAlprobleme nicht
auftreten. Legt man aber bei der Betrachtung derartiger Triebwerke die hohen Turbinenschaufel-Umfangsgeschwindigkeiten
zugrunde, die heutzutage allgemein üblich sind, so ergeben sich für die Verdichterschaufeln
Umfangsgeschwindigkeiten von etwa 700 m je Sekunde, so daß normale Unterschallbeschaufelungen
hierfür nicht mehr verwendet werden können. Die Lösung der sich hieraus ergebenden
Schwierigkeiten hat sich die Erfindung zum Ziel gesetzt.
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Die Erfindung beinhaltet ein Gasturbinentriebwerk, bei welchem ein
Verdichter mindestens zwei in einem Gaskanal hintereinandergeschaltete gegenläufige
Axial-Verdichterrotorbeschaufelungen aufweist und dessen Turbine zwei Reihen gegenläufiger
Axial-Turbinenrotorbeschaufelungen aufweist, deren eine mit Bezug auf die andere
als Leitbeschaufelung wirkt, wobei der Außendurchmesser der \"erdichterschaufeln
größer als derjenige der Turbinenschaufel_reihen ist und wobei jede Verdichterbeschäufelung
jeweils durch eine der Turbinenschaufelreihen derart angetrieben wird, daß sie in
gleichem Drehsinn -mit gleicher Drehzahl umläuft, und welches dadurch gekennzeichnet
ist, daß zwischen die gegenläufigen Verdichterbeschaufelungen mindestens eine Stator-Axialbeschaufelung
in Serie geschaltet ist.
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Es ist zwar bereits schon der Vorschlag gemacht worden, bei Gasturbinentriebwerken,
bei welchen Umfangsgeschwindigkeiten im Überschallbereich vorkommen, einen Statorschäufelkranz
zwischen gleichläufigen
Verdichterschaufelkränzen anzuordnen. Der
Vorschlag gemäß der vorliegenden Erfindung, zwischen gegenläufigen Verdichterschaufeln
ebenfalls einen Statorschaufelkranz im Verdichterteil des Triebwerkes anzuordnen,
ist jedoch bisher noch nicht gemacht worden, wobei vermutet wird, daß gegen einen
derartigen Vorschlag in Fachkreisen Vorurteile bestanden, die ihre Ursache insbesondere
in den sich dabei ergebenden Schatufelformproblemen haben.
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Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung kann einer der
Turbinenrotoren ein mit einer Turbinenbeschaufelung ausgestattetes Gehäuse aufweisen,
wobei nach dem Merkmal der Erfindung dieses Gehäuse außerdem auch mit einer Verdichterschaufelreihe
bestückt sein kann.
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Schließlich können gemäß einer weiteren bevorzugten Ausführungsform
der Erfindung die gegenläufigen Turbinen- und Verdichterrotoren jeweils durch koaxiale
Wellen miteinander verbunden sein.
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Die Merkmale dieser bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung werden
nicht für sich allein, sondern in Verbindung mit der grundsätzlichen erfindungsgemäßen
Konstruktion gemäß Hauptanspruch beansprucht.
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Die Zeichnungen zeigen sechs beispielsweise Ausführungsformen der
Erfindung in Anwendung auf Turboraketen, d. h. auf Gasturbinen-StralLltriebwerke,
bei welchen eine durch Raketengase angetriebene Turbine einen Verdichter antreibt,
vom Verdichter geförderte Luft mit den aus der Turbine austretenden Raketengasen
in einem Strahlrohr gemischt und dieses Gemisch zur Entzündung gebracht wird, worauf
die endgültigen Verbrennungsprodukte als Vortriebsstrahl in die Außenluft austreten.
Es zeigt Fig. 1 einen teilweisen Längsschnitt einer Turborakete, welche eine hinter
dem Verdichter angeordnete Turbine in Kombination mit einer axial angeordneten feststehenden
Raketenbrennkammer zeigt.
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Bei allen anderen Figuren, welche Ansichten teilweise im Längsschnitt
und teilweise im Aufriß zeigen, sind Einlaß, Vortriebsdüse und Brennstoffzuführungseinrichtungen
weggelassen, da sie im wesentlichen wie in Fig. 1 dargestellt sind.
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Fig.2 zeigt eine vor dem Verdichter angeordnete Turbine mit einer
Raketenbrennkammer, die sich mit einem beschaufelten Turbinengehäuse dreht; Fig.3
zeigt eine vor dem Verdichter angeordnete Turbine in Kombination mit einer Anzahl
gesonderter feststehender Raketenbrennkammern, Fig.4 eine hinter dem Verdichter
angeordnete Turbine in Kombination mit einer Anzahl gesonderter Raketenbrennkammern,
Fig. 5 ein kombiniertes Turbinen- und Verdichteraggregat in Kombination mit einer
Anzahl gesonderter Raketenbrennkammern und Fig. 6 eine andere Ausführungsform der
in Fig. 1 dargestellten Turborakete.
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Bei der besonderen in Fig. 1 dargestellten Ausführungsform der Erfindung
ist die Turborakete mit einem Hauptkanal 1 versehen, der an seinem Einströmende
einen Einlaß 2 für die Außenluft und an seinem Ausströmende eine in die Außenluft
mündende Strahldüse aufweist. Der Hauptkanal 1 ist ringförmig und wird durch eine
Außenwand 4 und eine Innenwand 5 begrenzt, die an ihrem Anströmende durch eine Einlaßverkleidung
6 gebildet wird und an ihrem Absrömende durch einen Austrittskonus 7. Ein Verdichter
8 weist zwei Stufen von im Kanal angeordneten Axialströmungsschaufeln auf. Die Leitschaufeln
9 dieses Verdichters sind an der Außenwand 4 des Kanals angeordnet, während die
Laufschaufeln 10 auf zwei gegenläufigen Laufrädern 11, 12 angeordnet sind, wobei
eine Reihe von Leitschaufeln 9 zwischen den beiden Laufschaufelreihen angeordnet
ist. Die Verdichterlaufräder werden von zwei gleichachsigen Wellen 13, 14 getragen,
welche in Lagern 15, 16, 17 auf der Achse des Triebwerks angeordnet sind und sich
vom Verdichter nach rückwärts erstrecken, wobei die innere Welle 13 das vordere
Laufrad 11 und die äußere Welle 14 das hintere Laufrad 12 trägt.
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Die Verbrennungseinrichtung ist auf der Achse des Triebwerks im Austrittskonus
7 hinter dem Verdichter angeordnet und wird mit Brennstoff aus Raketenbrennstoffbehältern
18, 19 über Brennstoffpumpen 20, 21 und über durch Ventile 24, 25 gesteuerte Brennstoffleitungen
22, 23 beliefert. Die Raketenbrennstoffbehälter 18, 19 enthalten normalerweise einen
Sauerstoffträger bzw. einen Kohlenwasserstoffbrennstoff. Die Verbrennungseinrichtung
umfaßt eine einzige feststehende Raketenbrennstoffbrennkammer 26 mit einer Einlaßdüse
27 für den Sauerstoffträger und Einlaßdüsen 28 für den Brennstoff. Der Austritt
aus der Brennkammer 26 geschieht nach vorne in eine Turbine 29, die auf der Achse
des Triebwerks angeordnet ist und ein glockenförmiges Turbinengehäuse 30 aufweist,
welches Axialströmungsleitschaufeln 31 trägt und auf der inneren Welle 13 zur Drehung
mit dieser angeordnet ist, sowie ein Turbinenlaufrad 32, das Axialströmungsschaufeln
33 trägt und auf der äußeren Welle 14 zur gegenläufigen Drehung, bezogen auf das
Turbinengehäuse, angeordnet ist. Das Turbinengehäuse hat einen axialen Einlaß 34
für die Raketengase und ist an seiner Einlaßmündung mit einem Flansch 35 ausgebildet,
der in einem Lager 36 gelagert ist, welches eine Endabstützung für das Gehäuse bildet
und der mit seiner Innenfläche am Brennkammerauslaß mit einer Umlaufdichtung 37
anliegt. Ein kuppelförmiges Laufscheibenaggregat 38 ist auf einer Verlängerung 13a
der inneren Welle angeordnet und liegt an den inneren Enden der Einlaßschaufelreihe
31 an seinem Umfang an, ist quer zum Einlaß des Gehäuses angeordnet und dient dazu,
die in axialer Richtung strömenden Turbineneinlaßgase nach außen zur Einlaßreihe
31 der Turbinenschaufeln zu richten, welche die Turbineneinlaßleitschaufeln bilden.
Eine zweite Reihe von Schaufeln 31 ist am Turbinengehäuse in der Nähe seines Auslasses
angeordnet. Das auf der äußeren Welle 14 angeordnete Laufrad 32 ist mit einem Umfangsflansch
32 a ausgebildet, auf dem zwei Reihen von Schaufeln 33 angeordnet sind, und zwar
jeweils eine Reihe abströmseitig jeder Schaufelreihe 31. Hieraus ergibt sich, daß
die Schaufeln jeder Turbinenschaufelreihe (mit Ausnahme der letzten) als Leitschaufeln
für die abströmseitig benachbarte Schaufelreihe dienen.
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Benachbart dem Turbinenende der äußeren Welle ist die innere Welle
bei 13 b erweitert und liegt an der Außenwelle mittels eines Gaslagers 39 an. Die
Verlängerung der Innenwelle ist hohl und endet in der Raketenbrennkammer, so daß
Raketengas durch die hohle Verlängerung in das Lager geleitet wird, in welchem es
als - Lagerschmiermittel dient. Die dem Lager zugeführten Raketengase müssen eine
niedrige oder eine mittlere Temperatur haben und können daher zweckmäßig im wesentlichen
reiner Sauerstoff sein.
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Der Austritt aus der Turbine geschieht nach vorn in eine feststehende
Sammelleitung 40, welche an den gegenläufigen Teilen der Turbine am nach vorn gerichteten
Turbinenauslaß mittels zweier Umlaufdichtungen 41 anliegt. Die Sammelleitung mündet
in
den Hauptkanal abströrnseitig des Verdichters mittels U-förmiger
Auslaßrohre 42, welche die Strömungsrichtung des Gases umkehren, Die Enden der Rohre
42 sind durch Speichensterne 43 mittig innerhalb des Kanals gelagert, Abströmseitig
der Stelle, an der die Auslaßrohre 42 in den Hauptkanal münden, erweitert sich dieser
zur Bildung einer Hauptbrennkammer 44, in- der die Verbrennung des Gemisches aus
Raketengas und Luft stattfinden kann. Die Hauptbrennkammer ist vorzugsweise nach
dem Staustrahlprinzip ausgebildet und enthält an ihrem Einlaßende flammenstabilisierende
Leitflächen 45 und ist, zumindest an ihrem Einlaßende, ringförmig. Da das Raketengas
normalerweise entweder an Brennstoff oder am Sauerstoffträger angereichert ist,
sind in den Leitflächen Brennstoffhilfsdüsen 46 vorgesehen, welche mit Zweigleitungen
47, 48 der Rohre 22, 23 verbunden sind, durch welche Sauerstoffträger oder zusätzlicher
Brennstoff, je nach Lage des Falls, in den Gasstrom eingeführt werden, um ein stöchiometrisches
Gemisch zu erzeugen. Die Brennstoffströmung in den Zweigleitungen 47, 48 wird durch
Ventile 49, 50 geregelt, welche so gekoppelt sind, daß nur jeweils eines dieser
Ventile geöffnet sein kann.
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Die Hauptbrennkammer mündet über die Strahlvortriebsdüse 3 in die
Außenluft. Die Strahlvortriebsdüse ist mit Mitteln versehen, durch welche der Düsendurchlaßquerschnitt
verändert werden kann, welche die Form beweglicher augenlidartiger Elemente 51 haben,
die durch druckluftbetätigte Kolben 52 verstellbar sind. Der Düsendurchlaßquerschnitt
kann gegebenenfalls mittels einer axial gleitbaren mit einem eingezogenen Teil des
Außengehäuses des Kanals zusammenwirkenden Hülse verändert werden.
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In Abänderung der vorangehend beschriebenen Ausführungsform kann die
Raketenbrennkammer aus einem Stück mit dem Turbinengehäuse 30 bestehen, so daß sie
sich mit diesem in einem Lager an demjenigen Ende der Kammer, das ihrem Auslaß abgekehrt
ist, dreht.
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Eine zweite beispielsweise Ausführungsform, welche die vorerwähnte
Änderung aufweist, ist in Fig. 2 gezeigt. Die Turbine ist bei dieser Ausführungsform
im wesentlichen, wie vorstehend beschrieben, ausgebildet, jedoch so angeordnet,
daß sie nach rückwärts fördert, während die Brennkammer 26, die aus einem Stück
mit dem Turbinengehäuse besteht, an der Vorderseite der Turbine angeordnet ist,
so daß sie nach rückwärts in die Turbine fördert. Ein Lager 60 am vorderen Ende
der Brennkammer hält diese auf der Achse des Triebwerks. Der Brennstoff und der
Sauerstoffträger werden der Brennkammer an diesem Ende durch gleichachsige Rohrleitungen
61, 62 zugeführt, von denen jede eine Umlaufdichtung 63 aufweist, die auf der Achse
der Kammer an oder in der Nähe des Kammereinlasses angeordnet ist.
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Die gleichachsigen Wellen 13, 14, welche die gegenläufigen Teile der
Turbine tragen und jeden dieser Teile mit einem der Verdichterlaufräder kuppeln,
erstrecken sich von der Turbine nach rückwärts, wobei das vordere Verdichterlaufrad
11 auf der hohlen Außenwelle 14 und das hintere Verdichterlaufrad 12 auf der Innenwelle
13 angeordnet ist.
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Die Turbinenauslaßsammelleitung 40 ist so verbunden, daß sie durch
Rohrleitungen 64 fördert, welche sich quer zum Hauptkanal und dann nach riickwärts
zu den Auslässen 64a in den Hauptkanal abströmseitig des Verdichters erstrecken.
Statt durch diese Rohre kann das aus der Turbine austretende Gas durch Kanäle geleitet
werden, die durch die Verdichterlaufräder gebildet werden und sich durch die Wandung
des Austrittskonus in den Hauptkanal erstrecken.
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Zusätzliche Rohrleitungen 65, die durch Ventile 66 gesteuert werden,
können als Zweigleitungen der Rohre 64 vorgesehen werden, von denen jedes einen
Teil der Turbinenaustrittsgase zu einer Strahlvortriebsdüse 67 leitet, wobei in
jeder Rohrleitung 64 ein Ventil 68 zur Steuerung der Strömungsverteilung angeordnet
ist. Da der Austritt von an Brennstoff reichen Gasen einen Verlust bedeuten würde,
wird diese Anordnung normalerweise nur für Vortriebszwecke verwendet, wenn die aus
der Turbine austretenden Gase an Sauerstoffträger angereichert sind.
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Eine dritte beispielsweise in Fig. 3 gezeigte Ausführungsform stellt
eine Abänderung der in Fig. 2 gezeigten Ausführungsform dar. Ihre Verbrennungseinrichtung
wird durch eine Anzahl gesonderter feststehender Raketenbrennstoff-Brennkammern
26 gebildet, die im wesentlichen radial zur Achse des Triebwerks angeordnet und
in Speichenarmen 73 untergebracht sind, die sich quer zum Hauptkanal erstrecken,
so daß die Brennkammern von der Außenseite des Triebwerks zur Wartung zugänglich
sind. Die einzelnen Brennkammern können jedoch parallel oder schräg zur Achse des
Triebwerks angeordnet sein, Von den Brennkammern erstrecken sich Übertragungsleitungen
74 nach innen und münden tangential in eine feststehende Sammelleitung 75, die auf
der Achse des Triebwerks unmittelbar vor dem Turbineneinlaß angeordnet ist. An jede
Brennkammerübertragungsleitung ist eine Zweigleitung 76 angeschlossen, die sich
zu einer oder mehreren gesonderten Strahlvortriebsdüsen 67 erstrecken und in denen
je ein Ventil 77 angeordnet ist, um die Raketengasströmung zu verändern oder abzuschalten.
Außerdem ist in jeder Brennkammerübertragungsleitung ein Ventil 78 angeordnet, das
die teilweise Drosselung der Zufuhr von Raketengas zur Turbineneinlaßsammelleitung
ermöglicht. Zusätzlich oder statt dessen können Mittel vorgesehen sein, durch die
eine teilweise Drosselung der Raketengaszufuhr zu den Turbineneinlaßleitschaufeln
ermöglicht wird.
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Die Brennkammeraustrittssammelleitung 75 ist mit einem rückwärts gerichteten
axialen Auslaß für das Raketengas versehen, der über eine Umlaufdichtung 37 mit
dem umlaufenden Turbineneinlaß 34 verbunden ist.
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Die Verbrennungseinrichtung dieser Ausführungsform ist auch für die
in Fig. 1 gezeigte beispielsweise Ausführungsform verwendbar, in welchem Falle die
einzige Brennkammer 26 durch eine Brennkammerauslaßsammelleitung 75 ersetzt wird,
in die die einzelnen Brennkammern 26 münden.
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Eine vierte beispielsweise Ausführungsform, die in Fig. 4 gezeigt
ist, stellt eine Abänderung zu der in Fig. 1 gezeigten Ausführungsform dar. Ihre
Verbrennungseinrichtung weist eine Anzahl gesonderter feststehender Raketenbrennstoffbrennkammern
26 auf, die im wesentlichen radial zur Achse des Triebwerks angeordnet und in Speichenarmen
73 untergebracht sind, welche sich quer zum Hauptkanal erstrecken. Die Brennkammern
fördern durch die Turbine 29 nach rückwärts in die Hauptbrennkammer 44. Bei dieser
Ausführungsform sind das Turbinengehäuse 30 und das Laufrad 38, auf der das Gehäuse
mittels zwischengeschalteter Turbineneinlaßleitschaufeln 31 gelagert ist, auf der
Außenwelle 14 der beiden gleichachsigen Wellen angeordnet, die ferner das hintere
Verdichterlaufrad
12 trägt und antreibt. Das zweite Turbinenlaufrad-32,
das zwei Reihen von Laufschaufeln 33 trägt, die durch eine zweite -Reihe von Schaufeln
31 auf dem Turbinengehäuse getrennt sind, befindet sich hinter dem Turbinenlaufrad
38 und ist auf der Innenwelle 13 angeordnet, die außerdem das vordere Verdichterlaufrad
11 trägt und antreibt.
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Zwischen den umlaufenden und den stillstehenden Teilen und zwischen
den gegenläufigen Teilen des Triebwerks sind Umlaufgasdichtungen 41 angeordnet.
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Bei der in Fig.5 gezeigten beispielsweisen Ausführungsform sind gesonderte
feststehende Raketenbrennstoffbrennkammern 26 vorgesehen, die sich radial zur Achse
des Triebwerks und quer zum Hauptkanal 1 erstrecken und die über Rohrleitungen 79
und eine Sammelleitung 86 nach rückwärts in eine Turbine 80 entladen, die gleichachsig
im Verdichter auf der Achse des Triebwerks angeordnet ist. Ventile 87 in den Rohrleitungen
können bei Gelegenheit geschlossen werden, um einen teilweisen Gaseinlaß zur Turbine
herbeizuführen. Die Turbine weist erstens ein vorderes Turbinenlaufrad 81 auf, das
eine Reihe von Turbineneinlaßleitschaufeln 31 trägt, welch letztere einen ringförmigen,
sie umgebenden Mantel 82 tragen, der sich in axialer Richtung erstreckt und die
Außenwand des Turbinengasströmungswegs über einen größeren Teil seiner Länge begrenzt,
sowie an seinem abströmseitigen Ende eine zweite Reihe von Schaufeln 31 trägt, und
zweitens ein hinteres Turbinenlaufrad 83, das, bezogen auf das vordere Laufrad 81
und den Mantel 82, zur gegenläufigen Drehung gelagert ist und eine Reihe von Turbinenauslaßschaufeln
33 trägt, welch letztere einen ringförmigen, sie umgebenden Mantel 84 tragen, der
sich in axialer Richtung erstreckt und mit einer ringförmigen Verlängerung 83a.
ausgebildet ist, die mit der Vorderfläche des Laufrades 83 an ihrem Umfang fest
verbunden ist und die Innenwandung des Turbinengasströmungswegs über einen größeren
Teil seiner Länge bildet und eine Reihe von Turbinenlaufschaufeln 33 trägt, die
sich zwischen den Reihen der gegenläufigen Schaufeln 31 befinden. Ein drittes Turbinenlaufrad
85, das mit dem Laufrad 83 drehbar ist, dient zur Lagerung der Anströmendes der
Verlängerung 83a. Zwischen den sich bewegenden Teilen der Turbine und den feststehenden
Teilen des Triebwerks und den sich entgegengesetzt drehenden Teilen der Turbine
sind Umlaufgasdichtungen 41 angeordnet.
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Ein sich radial erstreckender Flansch 82a am Turbinenlaufmantel 82
trägt eine vordere Reihe von Verdichterlaufschaufeln 10, die sich im Hauptkanal
1 befinden, und ein ähnlicher Flansch 84a am Turbinenlaufmantel 84 trägt eine zweite
Reihe von Verdichterlaufschaufeln 10, die infolgedessen entgegengesetzt dem Drehsinn
der vorderen Verdichterlaufschaufeln umlaufen. Die beiden Reihen von Verdichterlaufschaufeln
10 sind durch eine Reihe von feststehenden Verdichterleitschaufeln 9 voneinander
getrennt.
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Die in Fig.6 beispielsweise dargestellte Ausführungsform ist eine
Turborakete mit einem Verdichter 8, der vier Reihen von Verdichterleitschaufeln
9 und drei Reiben von Verdichterlatifschaufeln 10 aufweist, wobei die beiden ersten
Reihen der Laufschaufeln auf Laufrädern 91 angeordnet sind, die sich mit einer Hohlwelle
93 drehen. während die dritte Reihe von Laufschaufeln zur Drehung in einer Richtung,
die derjenigen der beiden ersten Laufschaufelreihen entgegengesetzt ist, auf einem
Laufrad 92 angeordnet ist, das sich mit einer Hohlwelle 94 dreht, durch die sich
gleichachsig die- Welle 93 erstreckt. Der Verdichter 8 wird durch eine Turbine 95
angetrieben, die zwei Reihen von Turbinenlaufschaufeln 96 auf einem Laufrad 97 aufweist,
das am hinteren Ende der Innenwelle 93 angeordnet ist, und auf jeder Seite der abströmseitigen
Schaufelreihe 96 zwei weitere Reihen von Turbinenlaufschaufeln 98 aufweist, die
an ihren radial äußeren Enden an einem mantelförmigen Gehäuse 99 befestigt sind,
wobei die radial inneren Enden der abströmseitigen Reihe von Laufschaufeln 98 auf
einem zweiten Turbinenlaufrad 100 angeordnet sind, das von dem hinteren Ende der
Außenwelle 94 getragen wird, -wobei die Laufschaufeln 96 und 98, bezogen aufeinander,
zur gegenläufigen Drehung angeordnet sind und die Schaufeln jeder Reihe (mit Ausnahme
der abströmseitig letzten Reihe) als Leitschaufeln für die anströmseitig benachbarte
-Reihe dienen.
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Die einzelnen Raketenbrennstoffbrennkammern 26 sind hinter der Turbine
angeordnet und entladen nach vorn in die Turbine über Turbinendüsenleitschaufeln
101, die fest im Auslaß der Brennkammern angeordnet sind. Wie bei der Ausführungsform
nach Fig. 2 und 3 entladen die Turbinen über Rohrleitungen 64 in die Hauptbrennkammer
44, wobei von den Leitungen 64 Rohrleitungen 65 abgezweigt sind, die zu gesonderten
Strahlv ortriebsdüsen 67 führen. In den Rohrleitungen 64 und 65 sind zur Regelung
der Strömungsverteilung Ventile 68 und 66 angeordnet. Wenn die Turbinenaustrittsgase
mit Sauerstoffträger angereichert sind, kann ein großer Teil dieser Gase über die
Düsen 67 zum Austreten gebracht werden: Jede der Wellen 93 und 94, welche die Turbinenlaufräder
mit den V erdichterlaufrädern kuppeln, ist mit einem Flud-Axiallager 102 an ihrem
vorderen Ende versehen. Die Innenwelle 93 ist ferner mit drei Flud-Traglagern 103
und die Außenwelle mit zwei Flud-Traglagern 104 versehen. Ein Hochdruckgaserzeuger
105, der mit einem Raketenbrennstoff- und Wasservorrat verbunden ist, liefert als
Lagerflud ein Gemisch von Dampf und Gas von niedriger oder mittlerer Temperatur.
Der Gaserzeuger hat die Form einer kleinen Raketenbrennstoffbrennkammer, die so
ausgelegt ist, daß sie ein Gas liefert, das vorzugsweise mit einem Sauerstoffträger
angereichert ist und unmittelbar durch Wassereinspritzung auf die erforderliche
Lagerfludtemperatur abgekühlt wird. Das auf diese Weise erhaltene Gas ist in der
Hauptsache Dampf. Vom Gaserzeuger führt eine Rohrleitung 106 unmittelbar zu den
Axiallagern 102 und zu den Traglagern 104 der Außenwelle. Eine weitere Rohrleitung
107 führt vom Gaserzeuger zum hohlen Inneren der Innenwelle. Öffnungen 93 a in der
Wand der Innenwelle leiten das Lagerflud aus dem Inneren der Welle in die Lager
103.
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Als Lagerflud kann auch Wasser, Brennstoff oder der Sauerstoffträger
verwendet «-erden, in welchem Falle der Gaserzeuger durch eine Hochdruckpumpe ersetzt
wird, die mit der Lagerfludquelle verbunden ist. Wenn eine Flüssigkeit als Lagerflud
verwendet wird, ist normalerweise auch eine Spülpumpe erforderlich.
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Bei allen v oranstehend beschriebener- Ausführungsformen kann die
Axialturbine durch eine Radial- oder Fliehkraftturbine ersetzt werden. Ferner kann
im Rahmen der Erfindung sowohl bei Verwendung einer Axialturbine als auch bei einer
Radial- oder Fliehkraftturbine Raketenbrennstoff oder Sauerstoffträger oder ein
Kohlenwasserstoffbrennstoff zwischen den Stufen der Turbine eingespritzt werden,
um das Raketengas von neuem zu erhitzen. Für diesen Zweck
kann eine
gesonderte Brennkammer, die vorzugsweise ringförmig ausgebildet ist und Düsen für
das Einspritzen der erwähnten Brennstoffe oder des Sauerstoffträgers aufweist, so
angeordnet werden, daß sie das aus der einen Turbinenstufe austretende Gas aufnimmt
und von neuem erhitztes Gas in die abströmseitig nächste Turbinenstufe zum Austreten
bringt.
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Die Erfindung kann auch auf mehrstufige Turbinen und auf zweistufige
oder mehrstufige Verdichter mit Axial- oder Radialschaufeln angewendet werden.
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Im normalen Betrieb des Triebwerks wird der Raketenbrennstoff und
der Sauerstoffträger in die Brennkammer oder -kammern eingespritzt oder eingeblasen,
in der bzw. in denen das Gemisch verbrennt und als Raketengasstrom austritt, der,
um übermäßige Turbinentemperaturen zu vermeiden, vorzugsweise mit dem Sauerstoffträger
oder mit Brennstoff angereichert ist. Der Raketengasstrom tritt in die Turbine aus
und ruft eine gegenläufige Drehung der Turbinenlaufräder hervor, welche ihrerseits
die Verdichterlaufräder antreiben. Am Einlaß des Hauptkanals angesaugte Luft wird
verdichtet und aus dem Verdichter so zum Austreten gebracht, daß sie sich mit dem
aus der Turbine austretenden Raketengas mischt, worauf das Gemisch aus Luft und
Rakentengas mit zusätzlichem Brennstoff oder Sauerstoffträger in der Hauptbrennkammer
verbrannt wird und als Strahl durch die Vortriebsdüse 3 in die Außenluft zum Austreten
gebracht wird. Wenn die aus der Turbine austretenden Gase an Sauerstoffträger angereichert
sind, kann ein Teil dieser Gase durch eine oder mehrere zusätzliche Vortriebsdüsen
67 unmittelbar in die Außenluft zum Austreten gebracht werden.
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Es kann jedoch gelegentlich, beispielsweise unter Reiseflugbedingungen,
wünschenswert sein, das Triebwerk nach dem Staustrahlprinzip zu betreiben. In diesem
Falle wird die Brennstoff- und Sauerstoffträgerzufuhr zur Raketenbrennkammer bzw.
zu den Raketenbrennkammern abgeschaltet und die Hauptbrennstoffzufuhr durch die
in Fig. 1 gezeigten Hilfsdüsen 46 eingeleitet und mit Stauluft zur Verbrennung in
der Hauptbrennkammer gemischt. Wenn die Turbine außer Betrieb ist, läßt man den
Verdichter frei mitlaufen, oder wenn eine verstellbare Verdichterbeschaufelung vorgesehen
ist, können die Schaufeln so eingestellt werden, daß das Laufrad nahezu zum Stillstand
kommt. Um Windverluste in der Turbine zu vermeiden, wenn das Verdichterlaufrad frei
mitläuft, kann die Turbine in manchen Fällen vom Verdichter abgekuppelt oder das
Innere der Turbine mit einem Unterdruckbereich verbunden werden, so daß die Turbinenschaufeln
in einem teilweisen Vakuum umlaufen.
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Es kann auch ein Abzweigrohr wie das in Fig. 2, 3 und 6 gezeigte Rohr
65 verwendet werden, das von jedem Turbinenauslaßrohr über ein Ventil zu einem Auslaß
an der Oberfläche des Flugzeuges oder Geschosses führt, wo beim Flug in großen Höhen
ein solcher Unterdruckbereich besteht. In j edem Turbinenauslaßrohr ist abströmseitig
der Abzweigleitung 65 ein Rückschlagventi168 vorgesehen. Es kann ferner zweckmäßig
sein, die Drehung des frei mitlaufenden Verdichterlaufrads in der Weise auszunutzen,
daß Mittel zur Verbindung des Verdichterlaufrads für den Antrieb von Hilfsgeräten
vorgesehen werden.
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Die vorangehend beschriebenen Ausführungsformen sind nur beispielsweise
gegeben, und es können im Rahmen der Erfindung Abänderungen vorgesehen werden.