DE1233210B

DE1233210B - Gas turbine jet engine

Info

Publication number: DE1233210B
Application number: DE1963H0050383
Authority: DE
Inventors: Christian Hoefer
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1963-09-27
Filing date: 1963-09-27
Publication date: 1967-01-26

Description

Gasturbinenstrahltriebwerk Die Erfindung richtet sich auf ein Gasturbinenstrahltriebwerk mit Primär- und Sekundärschubdüsen und mit mehrflutigem Axialverdichter, dessen Läufertrommel innere und äußere Schaufeln im Eingriff mit ortsfesten Gegenschaufeln aufweist, wobei der durch die Außenschaufeln geführte Luftstrom den Brennkammern und darauf der die Verdichtertrommel antreibenden Turbine zugeführt wird.Gas Turbine Jet Engine The invention is directed to a gas turbine jet engine with primary and secondary thrust nozzles and with a multi-flow axial compressor, its Rotor drum inner and outer blades in engagement with stationary counter blades having, wherein the guided through the outer blades air flow the combustion chambers and then fed to the turbine driving the compressor drum.

Ein solches vorbekanntes Strahltriebwerk ist zwar verhältnismäßig kurz gebaut. Sein Durchmesser wird aber vor allem durch die Anordnung der Brennkammern radial außerhalb des mehrflutigen Axialverdichters recht groß.Such a previously known jet engine is proportionate short built. Its diameter is mainly determined by the arrangement of the combustion chambers radially outside of the multi-flow axial compressor quite large.

Hierzu trägt weiter die Tatsache bei, daß die beiden Luftströme parallel nebeneinander geführt sind. Zwar ist die Nachschaltung des Innenstroms und des Außenstroms an sich bekannt, doch wird auch bei diesem Strahltriebwerk dieser Vorteil nicht im Hinblick auf eine in ihren Querschnittsabmessungen günstige Bauforin ausgenutzt.The fact that the two air flows are parallel also contributes to this are led side by side. It is true that the downstream connection of the internal flow and the external flow known per se, but this advantage is not achieved with this jet engine either exploited with regard to a Bauforin which is favorable in terms of its cross-sectional dimensions.

Um ein möglichst kurzes, aber dennoch in seinen Querschnittsabmessungen günstiges Strahltriebwerk zu schaffen, sieht die Erfindung vor, daß in an sich bekannter Weise der durch die Innenschaufeln geführte Luftstrom dem durch die Außenschaufeln geführten vorgeschaltet ist, daß weiter der Luftstrom zwischen den beiden Schaufelreihen innerhalb des Trommelkörpers zurückgeführt ist, daß ferner der Verdichterluftstrom innerhalb eines die Primärschubdüse umgebenden Hohlmantels den an sich bekannten Umkehrbrennkammern zugeführt ist, die schließlich etwa im engsten Bereich des Austrittsquerschnitts der Primärschubdüse innerhalb eines die Sekundärdüse umgebenden Hohlmantels angeordnet sind.To be as short as possible, but still in its cross-sectional dimensions To create cheap jet engine, the invention provides that in per se known Like the air flow passed through the inner vanes that through the outer vanes guided upstream is that the air flow continues between the two rows of blades is returned within the drum body that further the compressor air flow within a hollow jacket surrounding the primary thrust nozzle the known per se Reversing combustion chambers is fed, which finally approximately in the narrowest area of the outlet cross-section the primary thrust nozzle arranged within a hollow jacket surrounding the secondary nozzle are.

Diese Maßnahme hat sich insofern als besonders vorteilhaft erwiesen, als nämlich die eigentliche Strömungsführung für die Luft innerhalb des Strahltriebwerks nur eine geringe axiale Länge beansprucht, während zugleich eine Reihe von Umkehrbrennkammern in dem Bereich des Triebwerkgehäuses untergebracht ist, welcher hierfür ausreichend Raum bietet, ohne daß dadurch die Querschnittsabmessung des Triebwerks vergrößert werden müßte.This measure has proven to be particularly advantageous, than the actual flow guidance for the air inside the jet engine only takes up a small axial length, while at the same time a series of reversing combustion chambers is housed in the area of the engine housing which is sufficient for this Offers space without thereby increasing the cross-sectional dimension of the engine would have to be.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung sind innerhalb der Läufertrommel der Luftrückführung dienende Kanäle angeordnet, die etwa parallel zur Trommellängsachse verlaufen und an beiden Enden etwa radial ausmünden. Die Luftrückführung dient nicht nur der Erzielung eines höheren Verdichtungsdrucks, sondern in der erfindungsgemäßen Ausbildung vor allem einer raumsparenden Gestaltung des Triebwerks. Weiter ist nach der Erfindung der die Primärschubdüse umgebende Hohlmantel über Hohlstützen mit dem Brennkammergehäuse verbunden. Diese Hohlstützen dienen der Zuführung der Verbrennungsluft zu den Umkehrbrennkammern. Zum anderen erfüllen sie zugleich eine konstruktive Aufgabe, indem sie die Festigkeit des Gehäuses im Bereich der Schubdüse gewährleisten.In a further embodiment of the invention are inside the rotor drum the air return channels are arranged, which are approximately parallel to the longitudinal axis of the drum run and open out approximately radially at both ends. The air return is not used only the achievement of a higher compression pressure, but in the invention Training primarily a space-saving design of the engine. Next is after of the invention of the hollow jacket surrounding the primary thrust nozzle via hollow supports connected to the combustion chamber housing. These hollow supports are used to supply the combustion air to the reversal combustion chambers. On the other hand, they also fulfill a constructive task, by ensuring the strength of the housing in the area of the thrust nozzle.

Weitere Einzelheiten und Vorteile ergeben sich aus der folgenden Beschreibung einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung sowie an Hand der schematischen Zeichnung.Further details and advantages emerge from the following description a preferred embodiment of the invention and on the basis of the schematic Drawing.

Das in der Zeichnung wiedergegebene Gasturbinenstrahltriebwerk weist zwei Axialverdichterstufen auf, nämlich den Niederdruckverdichter 1 und den mehrflutigen Hochdruckverdichter 2. Der Läufer 3 des Niederdruckverdichters 1 steht über die Welle 4 mit dem Niederdruckturbinenläufer 5 in Verbindung. Die Hochdruckverdichterstufe 2 ist mit einer Läufertrommel 6 versehen, die mit inneren Schaufeln 7 und äußeren Schaufeln 8 besetzt ist. Diese Schaufeln wirken mit ortsfesten Gegenschaufeln 9 bzw. 10 zusammen. Die Läufertrommel 6 ist unmittelbar mit dem Hochdruckturbinenrad 11 verbunden, welches der Niederdruckturbine 5 vorgeschaltet ist. An das die Primärschubdüse 12 umschließende Gehäuse 13 schließt sich nach außen ein Hohlmantel 14 an, der über Hohlstützen 15 mit dem Gehäuse 16 von Brennkammern 17 verbunden ist, die innerhalb des die Sekundärschubdüse 18 umgebenden Hohlmantels 19 angeordnet sind. Die Brennkammern 17 stehen über die öffnung 20 mit dem Hohlraum der Stützen 15 in Verbinduna. Dieser steht seinerseits über den Hohl-raum 14 mit dem äußeren Schaufelraum des Hochdruckverdichters 2 in Verbindung.The gas turbine jet engine shown in the drawing has two axial compressor stages, namely the low-pressure compressor 1 and the multi-flow high-pressure compressor 2. The rotor 3 of the low-pressure compressor 1 is connected to the low-pressure turbine rotor 5 via the shaft 4. The high-pressure compressor stage 2 is provided with a rotor drum 6 which is equipped with inner blades 7 and outer blades 8 . These blades cooperate with stationary counter blades 9 and 10 , respectively. The rotor drum 6 is directly connected to the high-pressure turbine wheel 11 , which is connected upstream of the low-pressure turbine 5. The housing 13 enclosing the primary thrust nozzle 12 is adjoined to the outside by a hollow jacket 14, which is connected via hollow supports 15 to the housing 16 of combustion chambers 17 which are arranged within the hollow jacket 19 surrounding the secondary thrust nozzle 18. The combustion chambers 17 are in communication with the cavity of the supports 15 via the opening 20. This in turn is connected to the outer blade space of the high-pressure compressor 2 via the cavity 14.

Zwischen dem inneren und dem äußeren Schaufelraum des Hochdruckverdichters 2 sind mit etwa parallelem Verlauf zur Trommellängsachse Strömungskanäle 21 angeordnet, die der Luftrückführung vom inneren Schaufelraum zum äußeren Schaufelraum des Verdichters 2 dienen. Diese Kanäle 21 münden an beiden Enden etwa radial aus. Die durch den Verdichter 2 geschickte Luft durchströmt mithin zunächst die inneren Schaufeln der Trommel 6 und wird durch die Kanäle 21 zur Eingangsseite der äußeren Beschaufelung der Trommel 6 zurückgeführt, von deren Austrittsseite die Luft durch den Hohlraum 14 und die Hohlstützen 15 in die Brennkammern 17 gelangt. In den Rückführkanälen 22 strömt die Verbrennungsluft von den Brennkammern 17 zur Förderseite der Hochdruckturbine 11. Nach Durchströmen der weiteren Turbine 5 gelangen die Verbrennungsgase in die Primärschubdüse 12, deren Innenkonus 23 sie umströmen.Between the inner and outer vane spaces of the high-pressure compressor 2, flow channels 21 are arranged approximately parallel to the longitudinal axis of the drum and serve to return air from the inner vane space to the outer vane space of the compressor 2. These channels 21 open out approximately radially at both ends. The skilful by the compressor 2 flows through hence initially the internal blades of the drum 6 and is recycled through the channels 21 to the input side of the outer blades of the drum 6, the air through the cavity 14 and the hollow support passes from its outlet side 15 into the combustion chambers 17 . In the return ducts 22, the combustion air flows from the combustion chambers 17 to the delivery side of the high-pressure turbine 11. After flowing through the further turbine 5 , the combustion gases reach the primary thrust nozzle 12, the inner cone 23 of which they flow around.

Ein anderer Teilstrom des aus dem Niederdruckverdichter 1 austretenden Luftstroms gelangt durch den Außenstromkanal 24 unmittelbar in die Sekundärschubdüse 18. Another partial flow of the air flow emerging from the low-pressure compressor 1 passes through the external flow duct 24 directly into the secondary thrust nozzle 18.

Claims

Claims: 1. Gas turbine jet engine with primary and secondary thrust nozzles and a multi-flow axial compressor, the rotor drum of which has inner and outer blades in engagement with stationary counter-blades, the air flow guided through the outer blades being fed to the combustion chambers and then to the turbine driving the compressor drum, d a d urcb gekennzei chnet that a) in a manner known per se, the air flow guided through the inner blades (7, 9) precedes the air flow guided through the outer blades (8, 10) , C b) the air flow between the two rows of blades inside the drum body (6 ) is fed back, c) the compressor air flow is fed within a hollow jacket (14) surrounding the primary thrust nozzle (12) to the known reversing combustion chambers (17) , which d) approximately in the narrowest area of the outlet cross section of the primary thrust nozzle within a surrounding the secondary thrust nozzle (18) Hollow jacket (19) are arranged.

2. An engine according to claim 1, characterized in that inside the rotor drum (6) of the air return serving channels (21) are arranged which run approximately parallel to the longitudinal axis of the drum and open approximately radially at both ends. 3. Engine according to claim 1 or 2, characterized in that the hollow jacket (14) surrounding the primary thrust nozzle (12) is connected to the combustion chamber housing (16) via hollow supports (15) .

Considered publications: German Patent Nos. 857 711, 852 625, 818 277; . German patent application L 5657 1 a / 46 f (published October 7, 1954); Swiss Patent No. 273 200; British Patent Nos. 706 841, 650 710; U.S. Patent No. 2,458,037.