DE1084981B - Flugzeugtriebwerk - Google Patents

Description

DEUTSCHES

Die Erfindung bezieht sich, auf ein Flugzeugtriebwerk, das ein Gasturbinenaggregat mit einem oder mehreren Kompressoren, einer oder mehreren Verbrennungseinrichtungen und einer oder mehreren Turbinen enthält und dessen Abgasstrom einer oder mehreren Turbinen, welche eine oder mehrere Luftschrauben antreiben, und einem oder mehreren Schubrohren zugeführt wird, wobei der Abgasstrom der Schraubenantriebsturbinen zu einem oder mehreren Schubrohren gelangt und wobei Strömungssteuerorgane vorgesehen sind, um die Energie des aus den Brennkammern und den Verdichterantriebsturbinen austretenden Gasstroms durch Regelung der Zufuhr zu der bzw. zu den Luftschraubenantriebsturbinen bei gleichzeitiger Regelung der Zufuhr zu dem bzw. zu den Schubrohren oder einer Regelung des Durchlasses des bzw. der Strahlrohre der bzw. den Luftschraubenantriebsturbinen oder dem bzw. den Strahlrohren zuzuführen.

Bei einem derartigen bekannten Flugzeugtriebwerk findet die Regelung des aus den Verdichterantriebsturbinen austretenden Gasstroms zu den Luftschraubenantriebsturbinen bzw. zu den Schubrohren derart statt, daß der Antrieb des Flugzeugs entweder mittels der Luftschrauben odetf mittels der Schubrohre stattfindet, so daß nur von der einen auf die andere Antriebsart umgeschaltet werden kann. Die Reglerorgane sind dabei derart ausgebildet, daß sie Zwischenlagen nicht zulassen. Der Wirkungsgrad, der von den Schraubenturbinen angetriebenen Schrauben ist am günstigsten bei verhältnismäßig geringer Geschwindigkeit des Flugzeugs. Bei Zunahme dieser Geschwindigkeit nimmt der Wirkungsgrad ab, während der Wirkungsgrad des Strahlantriebs bei geringer Geschwindigkeit schlecht ist und erst bei wesentlich höherer Geschwindigkeit günstig wird. Weil die Geschwindigkeitsbereiche mit günstigem Wirkungsgrad der jeweiligen Antriebsarten weit auseinander liegen, liegt bei der plötzlichen Umschaltung dieses bekannten Flugzeugtriebwerks zwischen diesen günstigsten Bereichen ein. Gebiet, in welchem der Wirkungsgrad der jeweils eingeschalteten Antriebsart schlecht ist und dementsprechend der Brennstoffverbrauch hoch ist.

Zweck der Erfindung ist nun, diesen Übelstand zu vermeiden und dies wird erfindungsgemäß dadurch erreicht, daß die Strömungsorgane durch kontinuierliehe Strömungsregelung eine beliebige Verteilung der Energie auf die Luftschraubenantriebsturbinen und das bzw. die Strahlrohre zulassen. Es hatl sich überraschenderweise gezeigt, daß sich durch diese kontinuierliche Strömungsregelung ein. wesentlich geringerer Brennstoffverbrauch ergibt; diesie kontinuierliche Regelung ist nicht nur bei Änderung der Geschwindigkeit des Flugzeugs von Vorteil, sondern auch allgemein bei Änderungen des Flugzustands, weil die erfindungs-Flugzeugtriebwerk

Anmelder:

Koninklijke Luchtvaart Maatschappij N. V., Den Haag

Vertreter: Dr.-Ing. E. Sommerfeld, Patentanwalt,
München 23, Dunantstr. 6

Hendrik Terpstra, Amsterdam (Niederlande),
ist als Erfinder genannt worden

gemäße beliebige Verteilung der Energie für den je>weiligen Flugzustand einen optimalen Wirkungsgrad ermöglicht.

Die Energie des aus den Verdichterantriebsturbinen austretenden Gasistroms kann erfindungsgemäß dadurch verteilt werden, daß die Strömungssteuerorgane als an sich bekannte verstellbare Schaufeln der Schraubenturbinen ausgebildet sind und das Strahlrohr bzw. die Strahlrohre, in welche der Auslaßgasstrom dieser Schraubenturbinen gelangt, zur gleichzeitigen Regelung mit einem in an sich bekannter Weise verstellbaren Auslaß versehen ist. Derartige verstellbare Schaufeln sind an sich bekannt. Dabei handelt es sich jedoch um zu anderen Zwecken geschaffene Anlagen.

Es ist erfindungsgemäß auch möglich, die Strömungssteuerorgane den Durchlaß eines die Schraubenturbinen in an sich bekannter Weise umgehenden Umleitkanals regeln zu lassen, durch welchen Abgase des Gasturbinenaggregats ein Strahlrohr erreichen können, ohne die Schrauben turbinen zu durchströmen. In sämtlichen Fällen können die Strömungssteiuerorgane mit einer automatisch arbeitenden Einrichtung ausgerüstet sein, welche auf eine Kenngröße des Flugzustands des Flugzeugs anspricht. Dadurch wird immer automatisch mit dem günstigsten, Wirkungsgrad geflogen.

Es sei noch bemerkt, daß auch bekannt ist, eine Schraubenturbine mit verstellbarem Auslaß der Strahlrohröffnung zu versehen, wobei jedoch keine Umleitung oder einstellbare Schaufeln vorhanden sind.

In der Zeichnung sind drei Ausführungsformen der Erfindung dargestellt.

Fig. 1 und 2 zeigen zwei senkrechte Längsschnitte durch Strahltriebwerke von etwas verschiedener Ausbildung.

009 549/133

3 4

Die Fig. 3 zeigt einen senkrechten Längsschnitt zweiten Turbine einstellbar zu machen, so daß die

durch eine weitere Ausführungsform. Laufschaufeln 19 gegenüber den Leitschaufeln 20 ver-

Die in Fig. 1 dargestellte Einrichtung enthält einen stellt werden können, um einen kontinuierlichen Über-Axial-Kompressor, in welchem sich eine Mehrzahl gang des Gasluftstroms aus dem Leitkranz in den von Schaufelkränzen 1 auf dem .Umfang eines Lau- 5 Läufer zu gewährleisten. Die Luftschraube soll vorfers 2 befinden. Der Läufer 2 ist mit seiner Welle3 aussetzungsgemäß immer mit praktisch konstanter in den Lagern 4 und 5 drehbar. Die Schaufeln des Drehzahl angetrieben werden.

Läufers 2 arbeiten mit Leitschaufeln 6, die an dem Bei der Ausführungsform nach Fig. 2 sind der

Kompressorgehäuse 7 angebracht sind, zusammen. Die Axial-Kompressor, die Verbrennungseinrichtung, die

zu komprimierende Luft tritt durch eine ringförmige io erste Turbine zum Antrieb des Kompressors, die

Öffnung 8 ein. r Hauptwelle, das Untersetzungsgetriebe und die Luft-

Die komprimierte Luft- gelangt in die im ganzen schraube ebenso ausgebildet wie bei der Ausführungs-

mit 10 bezeichnete Verbrennüngseinrichtung, in wel- form nach Fig. 1. Auch die Schubdüse in Fig. 2 ent-

cher sich mehrere Flammrohre 11 mit perforierter spricht derjenigen in Fig. 1.

Wand befinden, so daß die komprimierte Luft verteilt 15 Die Leitschaufeln 30 der zweiten Turbine oder Proin diese Flammrohre eintritt. Der Brennstoff wird den pellerturbine, deren Läufer mit 31 bezeichnet ist, sind Flammrohren über die Rohre 12 zugeführt und wird jedoch fest angebracht und sind somit im Gegensatz mittels nicht mit dargestellter Zündkerzen od. dgl. ge- zu der Ausführungsform nach Fig. 1 nicht verstellbar, zündet. ' " Statt dessen ist ein Umleitkanal 32 für den Gasluft-

Die in der Brennkammer erhitzte Luft tritt zusam- 20 strom, der diese zweite Turbine durchsetzt, vorhanden,

men mit den Verbrennungsgasen in eine Turbine ein, Der diesen Kanal durchsetzende Gasluftstrom unter-

deren Läufer mit 14 bezeichnet ist. Die Laufschaufeln Hegt einer Steuerung, durch welche die lichte öffnung

15 dieser Turbine arbeiten mit Leitschaufeln 16 zu- dieses Umleitkanals verändert werden kann. Die

sammen. Der Lauf er 14 ist über eine Hohlwelle 17 fest Steuereinrichtung 33, die beispielsweise nach Art der

mit dem Kompressorläufer 2 verbunden und treibt die- 25 Irisblende in photographischen Kameras ausgebildet

sen somit an. sein kann, wird vorzugsweise vom Führersitz des

Das aus der Turbine austretende Gasluftgemisch Flugzeugs aus betätigt.

enthält noch eine beträchtliche Energiemenge. Das; Ge- Wenn die lichte Öffnung 32 des Umleitkanals mitmisch wird daher einer zweiten Turbine zugeleitet, tels der Steuereinrichtung33 verengt wird, so muß deren Läufer mit 18 bezeichnet ist und deren Lauf- 30 ein größerer Teil des Gasluftstroms die Schaufeln der schaufeln 19 mit Leitschaufeln 20 zusammenarbeiten. zweiten Turbine durchsetzen, so daß ein größerer Teil In dieser zweiten Turbine wird ein Teil der in dem seiner Energie der Luftschraube zugeführt wird. Wenn erwähnten Gemisch enthaltenen Energie in ein Dreh- jedoch die lichte Öffnung des Umleitkanals vergrößert moment umgesetzt. Der Läufer 18 der zweiten Turbine wird, so wird die Luftschraubenantriebsleistung verist mit einer Hauptwelle 3 verbunden. Diese Welle3 35 kleinert und ein größerer Teil des Gasluftstroms unführt zu einem Untersetzungsgetriebe21, welches nicht mittelbar der Schubdüse zugeführt, so daß die Schubim Querschnitt dargestellt ist. Die Ausgangswelle die- düsenleistung des Flugzeugs steigt,
ses Getriebes 21 ist mit einer Luftschraubennabe 22 Die Ausführungsform nach Fig. 2 ist hinsichtlich verbunden, welche die Luftschraubenblätter 23 trägt. der technischen: Ausführung etwas einfacher als die-Die Leitschaufeln 20 der zweiten Turbine eines oder 40 jenige nach Fig. 1.

beider Schaufelkränze sind justierbar ausgebildet. Sie Bei höherer Fluggeschwindigkeit soll das Verhältsind zu diesem Zweck um, radial verlaufende Achsen nis/? der Propellervortriebsleistung zur Schubdüsendrehbar. Die Verdrehung kann mittels eines Mecha- leistung verkleinert werden. Durch Verkleinerung der nismus 24 geschehen, der vorzugsweise vom Führer- Tangentialkotnponente des Gasluftstroms in Fig. 1 sitz des Flugzeugs aus verstellbar ist. 45 oder durch Vergrößerung der lichten Öffnungsfläche

Wenn die Leitschaufeln 20 so eingestellt werden, des Umleitkanals in Fig. 2 verbleibt in dem Gasluftdaß sie einen größeren W⁷inkel mit der Längsrichtung strom mehr Energie. Die die Luftschraube antreibende des Triebwerks einschließen, so bedeutet dies, daß sie zweite Turbine entnimmt unter diesen Umständen dem Gasluftstrom eine größere tangentiale Geschwiu- weniger Energie. Das Verhältnis β wird also verkleidigkeitskomponente erteilen, so daß die zweite Turbine 5° nert. Außerdem wird die Drehzahl der Luftschraubendies&tn Gemisch mehr Energie entnimmt. Die Luft- antriebsturbine ebenfalls verkleinert, was zu einer zuschraube 22; 23 wird dann mit stärkerer Leistung an- sätzlichen geringen \^rerkleinerung des Verhältnisses β getrieben, so daß das Flugzeug, wie oben dargelegt, führt. Es wird daher ein neuer Gleichgewichtszustand besser mit geringer Geschwindigkeit fliegen kann und erreicht und durch Beobachtung der Meßinstrumente ein kleinerer Energiebetrag sis vorher dem Strahlrohr 55 kann eine neue Korrektur des Verhältnisses β bewerkzugeführt wird. Wenn jedoch die Schaufeln 20 so ein- stelligt werden, bis der Optimalwert, welcher der gestellt werden, daß sie mit der Längsrichtung des neuen Fluggeschwindigkeit entspricht, eingestellt ist. Triebwerks einen kleineren Winkel einschließen, so Man kann die Steuereinrichtung auch von geeignewird auch die tangentiale Geschwindigkeitskompo- ten Instrumenten, selbsttätig beeinflussen,
nente des Gasluftstroms geringer und die der Luft- 60 Die Ausführungsform der Fig. 3 entspricht derjenischraube zugeführte Leistung sinkt, so daß das Flug- gen nach Fig. 2 mit der Ausnahme, daß das Gasluftzeug besser mit hoher Geschwindigkeit fliegen kann, gemisch, welches aus dem Umleitkanal 32 austritt, da nämlich dann ein größerer Energiebetrag für den nicht wie in Fig. 2 die Hauptschubdüse passiert, son-Rückstoßantrieb zur Verfugung steht. dem durch einen besonderen ringförmigen Kanal 35

Das Gasluftgemisch, das die zweite Turbine verläßt, 65 hindürchgeleitet wird, der die Wand 36 der inneren

gelangt in die Schubdüse25, die mit einstellbaren Düse, welche das Abgas der zweiten Turbine verar-

Wänden26 zur Regelung des Strahls und mit einem beitet, umschließt.

zentralen Führungskörper 27 versehen ist. Das Gasluftgemisch, das aus dem Ringkanal 35 aus-

• Unter Umständen ist es zweckmäßig, auch einen tritt, stellt einen getrennten Antriebsstrahl von gerin-

oder mehrere Schaufelkränze auf dem Läufer der 7° geretn Druck als der die zweite Turbine passierende

i UÖ4

Gasstrom dar, und es ist aus diesem Grunde zweckmäßig, die beiden Gasluftströme, wie in Fig. 3 geschehen, vollständig voneinander zu trennen.

Claims (4)

Patentansprüche:

1. Flugzeugtriebwerk, das ein Gasturbinenaggregat mit einem oder mehreren Kompressoren, einer oder mehreren Verbrennungseinrichtungen und einer oder mehreren Turbinen enthält und dessen Abgasstrom einer oder mehreren Turbinen, welche eine oder mehrere Luftschrauben antreiben, und einem oder mehreren Schubrohren zugeführt wird, wobei der Abgasstrom der Schraubenantriebsturbinen zu einem oder mehreren Schubrohren gelangt und wobei Strömungssteuerorgane vorgesehen sind, um die Energie des aus den Brennkammern und den Verdichterantriebsturbinen austretenden Gasstromes durch Regelung der Zufuhr zu der bzw. zu den Luftschraubenantriebsturbinen bei gleichzeitiger Regelung der Zufuhr zu dem bzw. zu den Schubrohren oder einer Regelung des Durchlasses des bzw. der Strahlrohre der bzw. den Luftschraubenantriebsturbine (n) oder dem bzw. den Strahlrohren zuzuführen, dadurch gekennzeichnet, daß die Strömungssteuerorgane durch kontinuierliche Strömungsregelung eine beliebige Verteilung der Energie auf die Luftschraubenantriebsturbine(n) und das bzw. die Strahlrohre zulassen.

2. Flugzeugtriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Strömungssteuerorgane als an sich bekannte verstellbare Schaufeln der Schraubenturbinen ausgebildet sind und das Strahlrohr bzw. die Strahlrohre, in welche der Auslaßgasstrom dieser Schraubenturbinen gelangt, zur gleichzeitigen Regelung mit einem in an sich bekannter Weise verstellbaren Auslaß versehen ist.

3. Flugzeugtriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Strömungssteuerorgane den Durchlaß eines die Schraubenturbine(n) in an sich bekannter Weise umgehenden Umleitkanals regeln, durch welchen Abgase des Gasturbinenaggregates ein Strahlrohr erreichen können, ohne die Schraubenturbinen zu durchströmen.

4. Flugzeugtriebwerk nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Strömungssteuerorgane mit einer automatisch arbeitenden Einrichtung ausgerüstet sind, welche auf eine Kenngröße des Flugzustandes des Flugzeuges anspricht.

In Betracht gezogene Druckschriften:

Deutsche Patentschrift Nr. 865 558;

schweizerische Patentschrift Nr. 271479;

französische Patentschriften Nr. 1 053 647,905 982, 831634;

britische Patentschriften Nr. 704 669, 639 619,
140;

USA.-Patentschrift Nr. 2 587 649.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

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