DE1233660B - Ringfoermige Verbrennungsanlage fuer Gasturbinenstrahltriebwerke - Google Patents

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLAND

DEUTSCHES

PATENTAMT

AUSLEGESCHRIFT

Int. α.:

F02k

Deutsche KL: 46 g -16

Nummer: 1233 660

Aktenzeichen: R 370791 a/46 g

Anmeldetag: 28. Januar 1964

Auslegetag: 2. Februar 1967

Die Erfindung bezieht sich auf eine ringförmige Verbrennungsanlage für Gasturbinenstrahltriebwerke mit einem ringförmigen Einlaßkanal, der radial nach außen strömende Luft aufnimmt, und mit einer ringförmigen Brennkammer, in der eine Verbrennungszone angeordnet ist, der ein Teil der dem Einlaßkanal zugeführten Luft als primäre Verbrennungsluft zugeführt wird, während ein anderer Teil Luft aus dem Einlaßkanal an anderer Stelle in die Brennkammer zur Verdünnung der Verbrennungsgase eintritt, und mit einem ringförmigen Auslaßkanal, der die Gase der Verbrennungsanlage in einer radial nach innen weisenden Richtung ausströmen läßt.

Bei einer bekannten Verbrennungsanlage dieser Bauart für ein Hubtriebwerk wird über mehrere Mischtrichter in den Radialwänden der Brennkammer sowohl Primärluft als auch Sekundärluft sowie Verdünnungsluft in den Brennraum gefördert. Die Mischtrichter am radial inneren Ende der ringförmigen Brennkammer bewirken dabei eine Konzentration der Verdünnungsluft in der Nähe der Brennkammerwände, so daß ein verhältnismäßig geringer Anteil dieser Luft die M":telbereiche der Brennkammer erreicht.

Aufgabe der Erfindung ist es, die Verbrennung in der Brennkammer dadurch wirksamer zu gestalten, daß. eine bessere: Luftverteilung in der Kammer bewirkt wird.

Gemäß der Erfindung wird diese Aufgabe bei einer Verbrennungsanlage der eingangs genannten Bauart gelöst durch eine Mehrzahl im Abstand zueinander angeordneten Verdünnungsluftkammern, die mit dem Einlaßkanal in Verbindung stehen und sich in die Brennkammer stromunterseitig der Verbrennungszone erstrecken, wobei wenigstens ein Teil der Wandung jeder Verdünnungsluftkammer mit Löchern als Übertrittsstellen der Verdünnungsluft in die Brennkammer versehen ist.

Hierdurch wird eine zentrale Einführung der Verdünnungsluft am stromunterseitigen Ende der Brennkammer ermöglicht, was zu einer vollständigeren Vermischung der Verdünnungsluft mit den Brenngasen führt, als dies bei den bekannten Lufteinlässen möglich ist, durch welche Verdünnungsluft nur am Umfang über die Wandungen der Brennkammer selbst eingeführt wird. Die erfindungsgemäß vorgesehenen Verdünnungsluftkammern ermöglichen die Einführung von Verdünnungsluft in die Brennkammer in gleichförmiger Weise, wobei eine Verteilung leicht durch die Anordnung der Lochungen in den Wänden der Kammer gesteuert werden kann.

Zur Verbesserung der Strömungsführung ist zweck-Ringförmige Verbrennungsanlage für
Gasturbinenstrahltriebwerke

Anmelder:

Rolls-Royce Limited,

Derby, Derbyshire (Großbritannien)

Vertreter:

Dipl.-Ing. C. Wallach, Dipl.-Ing. G. Koch
und Dr. T. Haibach, Patentanwälte,
München 2, Kaufingerstr. 8

Als Erfinder benannt:
Frederick Freeman, Derby, Derbyshire;
Herbert Frank Smith,

Allenton, Derby, Derbyshire (Großbritannien)

Beanspruchte Priorität:

Großbritannien vom 31. Januar 1963 (4127)

mäßigerweise am Übergang des Einlaßkanals in jede Verdünnungsluftkammer eine sich in Radialrichtung über den gesamten Einlaßkanal erstreckende Strömungsleitschaufel vorgesehen.

Gemäß einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung ist bei einer an sich bekannten Verbrennungsanlage, bei der die Brennkammer im Querschnitt im wesentlichen elliptisch ausgebildet ist und der Einlaßquerschnitt um den größten Teil der Wandung der Brennkammer herumgeführt ist, die Anordnung derart getroffen, daß der Auslaßkanal zwischen der Brennkammer und dem Einlaßende des Einlaßkanals stromunterseitig der Lochungen der Verdünnungsluftkammer angeordnet ist.

Die Anordnung des Auslaßkanals zwischen der Brennkammer und dem Einlaßende des Einlaßkanals ist zwar bei einer Brennkammer einer anderen Bauart in Gestalt eines Torus bereits bekannt, jedoch nicht in Verbindung mit einer Verbrennungsanlage elliptischen Querschnitts.

Das Gasturbinentriebwerk besitzt in an sich bekannter Weise einen Zentrifugalverdichter und eine Zentripetalturbine, wobei von. dem Verdichter gelieferte Luft radial aufwärts in den ringförmigen

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Einlaßkanal strömt und die Gase von der Brennkammer in die Turbine radial einwärts einströmen.

Im einzelnen zeigt

Fig. 1 eine teilweise geschnittene Aufrißansicht eines mit einer erfindungsgemäßen Verbrennungsanlage ausgestatteten Gasturbinenstrahltriebwerks,

Fig. 2 einen Teilschnitt entlang der Linie2-2 in Fig. 1.

Ein Senkrechthub-Gasturbinenstrahltriebwerk 10 für ein Flugzeug umfaßt in Strömungsrichtung einen Lufteinlaß 11, einen Zentrifugalverdichter 12 mit Rotorschaufeln 13, eine ringförmige Verbrennungsanlage 14, eine Zentripetalturbine 15 mit nach innen gerichteter Strömung und mit Rotorschaufeln 16 und eine zu einer Düse 18 führende, kurze Abgasleitung 17.

Der Verdichter 12 und die Turbine 15, die Rücken an Rücken auf einer gemeinsamen Hohlwelle 20 sitzen, sind durch eine Zahnkupplung 21 miteinander verbunden.

Die Hohlwelle 20 ist drehbar über ein Vorderlager 22 und ein Hinterlager 23 auf einer Welle 24 gelagert und ist von dieser Welle 24 durch einen Zwischenraum 25 getrennt. In der Welle 24 befindet sich eine Brennstoffregelvorrichtung 26, welche die Brennstoffversorgung der Verbrennungsanlage 14 regelt. Unmittelbar über dem Vorderlager 22 ist ein Ölbehälter 27 angeordnet, und Öl kann aus diesem Behälter 27 und durch den Spalt 25 zum Hinterlager 23 fließen.

Das Schmieröl kann an diesen Ölbehälter 27 beispielsweise in der Form einer Einzeleinspritzung angeliefert werden, und der Brennstoff wird der Brennstoffregelvorrichtung 26 über nicht dargestellte Rohre zugeleitet, welche durch eine sich über den Lufteinlaß 11 erstreckende Hohlstrebe 30 durchgehen.

Die Verbrennungsanlage 14 umfaßt einen ringförmigen Einlaßkanal 31, welcher Luft empfängt, die vom Verdichter radial nach außen strömt.

Am Einlaßende sind in den Einlaßkanal 31 Diffusorleitschaufeln 32 vorgesehen. Stromabwärts dieser Diffusorleitschaufeln 32 ist der Einlaßkanal im rechten Winkel abgebogen und hat daher einen ringförmigen, sich axial erstreckenden Teil 33, in welchem die Strömungsleitschaufeln 34 angeordnet sind.

Die stromabwärtigen Enden einer Vielzahl von winkelmäßig versetzten Verdünnungsluftkammern 35 erstrecken sich in einen Teil 33 des Einlaßkanals 31 unmittelbar stromabwärts der Schaufeln 34. Jede Kammer 35 erstreckt sich durch eine Öffnung 36 in der Wand 37 einer ringförmigen Brennkammer 40, die einen im wesentlichen elliptischen Querschnitt hat, wobei jede Kammer 35 ein beträchtliches Stück in die Brennkammer 40 einsteht und die Wand jeder Kammer 35 am stromabwärtigen Ende mit einer Vielzahl von Löchern 41 ausgestattet ist.

Ungefähr 6O«/o der Druckluft in dem Einlaßkanal 31 strömt über die Kammer 35 und Löcher 41 in die Brennkammer stromabwärts der Verbrennungszone 42. Dieser Teil der Luft wird dazu benutzt, die Verbrennungsgase zu verdünnen und ihre Temperatur auf einen für die Turbine 15 annehmbaren Wert herabzusetzen. Der größte Teil der übrigen 40 °/o der Druckluft strömt zwischen den Verdünnungsluftkammern 35 und durch einen sich radial nach innen erstreckenden Teil 43 des Einlaßkanals 31.

Ein Teil der Druckluft strömt aus dem Teil 43 durch Lochungen 44 in einer einen Teil der Wand 37 bildenden Platte und bildet die primäre Verbrennungsluft, die den Brennern 45 in der Verbrennungszone 42 zugeführt wird.

Der Rest der Druckluft strömt als Sekundärluft aus dem Teil 43 durch einen Teil 46 der Einlaßleitung 31 durch Öffnungen 47 in der Wand 37 in die Brennkammer 40. Diese Sekundärluft vollendet die Verbrennung in der Verbrennungszone 42 und stabilisiert den Wiederumlauf der primären Verbrennungsgasströmung.

ίο Die Verbrennungsanlage 14 hat einen ringförmigen Auslaßkanal 50, welcher die verdünnten Verbrennungsgase aus der Verbrennungskammer 40 aufnimmt und sie radial nach innen an die Turbine 15 weitergibt. Der Auslaßkanal 50 liegt zwischen der Verbrennungskammer 40 und dem Einlaßende der Einlaßleitung 31. Turbinendüsenleitschaufeln 51 sind im Auslaßkanal 50 vorgesehen.

Wie aus F i g. 1 ersichtlich, erstreckt sich der Einlaßkanal 31 um den Großteil der Wand 37 der Brennkammer 40 und kühlt dieselbe.

Ein kleiner Teil der Druckluft in dem Einlaßkanal 31 strömt durch einen Kanal 52 entlang der Wand des Auslaßkanals 50 und kühlt diesen. Die Luft strömt dann zwischen dem Verdichter 12 und der TurbinelS hindurch, durch eine Verbindung 21 und schließlich innerhalb der Turbine 15 in die Turbinenabgase.

Wie auch aus F i g. 1 ersichtlich, beträgt die größte Länge der Verbrennungsanlage 14 in der axialen Richtung weniger als die Hälfte (z. B. ein Drittel) ihres größten Durchmessers. Ähnlich ist die größte axiale Länge des Triebwerks 10 bedeutend kleiner (z. B. um ein Drittel) als sein größter Durchmesser. Diese in der axialen Richtung gedrängte Bauart der Verbrennungsanlage 14 und des ganzen Triebwerks 10 ist ein wichtiger Vorteil, weil diese Konstruktion es erleichtert, das Triebwerk 10 im Rumpf oder Flügel eines Flugzeuges einzubauen, wo der in der axialen Richtung des Triebwerks verfügbare Raum beschränkt ist.

Claims (10)

Patentansprüche:

1. Ringförmige Verbrennungsanlage für Gasturbinenstrahltriebwerke mit einem ringförmigen Einlaßkanal, der radial nach außen strömende Luft aufnimmt, und mit einer ringförmigen Brennkammer, in der eine Verbrennungszone angeordnet ist, der ein Teil der dem Einlaßkanal zugeführten Luft als primäre Verbrennungsluft zugeführt wird, während ein anderer Teil Luft aus dem Einlaßkanal an anderer Stelle in die Brennkammer zur Verdünnung der Verbrennungsgase eintritt, und mit einem ringförmigen Auslaßkanal, der die Gase der Verbrennungsanlage in einer radial nach innen weisenden Richtung ausströmen läßt, gekennzeichnet durch eine Mehrzahl von im Abstand zueinander angeordneten Verdünnungsluftkammern (35), die mit dem Einlaßkanal (31) in Verbindung stehen und sich in die Brennkammer (40) strormmterseitig der Verbrennungszone (42) erstrecken, wobei wenigstens ein Teil der Wandung jeder Verdünnungsluftkammer (35) mit Löchern als Übertrittsstellen der Verdünnungsluft in die Brennkammer versehen ist.

2. Verbrennungsanlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Verbrennungszone (42) am radial inneren Ende vorgesehen ist,

während die Verdünnungsluftkammern (35) am radial äußeren Ende der Brennkammer liegen.

3. Verbrennungsanlage nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß am Übergang des Einlaßkanals (31) in jede Verdünnungsluftkammer (35) eine sich in radialer Richtung über den gesamten Einlaßkanal (31) erstreckende Strömungsleitschaufel (34) vorgesehen ist.

4. Verbrennungsanlage nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Lochungen (41) in der Wandung der Verdünnungsluftkammer (35) über ungefähr zwei Drittel der Radiallänge der Brennkammer (40) vom stromoberseitigen Ende angeordnet sind.

5. Verbrennungsanlage nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der die Brennkammer im Querschnitt im wesentlichen elliptisch ausgebildet ist und der Einlaßquerschnitt um den größten Teil der Wandung der Brennkammer herumgeführt ist, dadurch gekennzeichnet, daß der Auslaßkanal (50) zwischen der Brennkammer (40) und dem Einlaßende des Einlaßkanals (31) stromunterseitig der Lochungen (44) der Verdünnungsluftkammern (35) angeordnet ist.

6. Verbrennungsanlage nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß an sich bekannte Diffusorschaufel (32) im Einlaßkanal (31) in der Nähe des Einlaßendes vorgesehen sind.

7. Verbrennungsanlage nach einem der vorher- : gehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß in an sich bekannter Weise Turbinendüsenleitschaufeln (51) im Auslaßkanal (50) angeordnet sind.

8. Verbrennungsanlage nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß in an sich bekannter Weise die maximale axiale Länge der Verbrennungseinrichtung (14) geringer ist als der halbe maximale Durchmesser derselben.

9. Verbrennungsanlage nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß eine Einrichtung (52) vorgesehen ist, welche einen weiteren Anteil der dem Einlaßkanal (31) zugefuhrten Luft an der Wand des Auslaßkanals (50) in an sich bekannter Weise zwecks Kühlung vorbeistreichen läßt.

10. Verbrennungsanlage nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das Gasturbinentriebwerk (10) in an sich bekannter Weise einen Zentrifugalverdichter (12) und eine Zentripetalturbine (15) aufweist, wobei von dem Verdichter (12) gelieferte Luft radial auswärts in den ringförmigen Einlaßkanal (31) strömt und die Gase von der Brennkammer (40) in die Turbine (15) radial einwärts einströmen.

In Betracht gezogene Druckschriften:
Deutsche Patentschrift Nr. 967 204;
französische Patentschrift Nr. 1 285 627;
britische Patentschrift Nr. 881 785;
USA.-Patentschriften Nr. 2 944 397,2 855 754,
709 893.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

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