DE1247073B - Method and device for cooling a supersonic gas turbine jet engine - Google Patents
Method and device for cooling a supersonic gas turbine jet engineInfo
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Description
Verfahren und Vorrichtung zum Kühlen eines Überschall-Gasturbinenstrahltriebwerks Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Kühlen des Kompressors eines überschall-Gasturbinenstrahltriebwerks, bei dem die Temperatur der Stauluft in einem Abschnitt stromauf des Kompressors vermindert und aus dem Wärmeinhalt der Stauluft zusätzlich Schub erzeugt wird.Method and apparatus for cooling a supersonic gas turbine jet engine The invention relates to a method and a device for cooling the compressor a supersonic gas turbine jet engine, in which the temperature of the ram air reduced in a section upstream of the compressor and from the heat content of the Ram air is additionally generated thrust.
Bei sehr hohen Fluggeschwindigkeiten, beispielsweise über Mach 3, vermindert sich infolge der hohen Temperatur der eintretenden Stauluft der thermodynamische Wirkungsgrad des Kompressors; außerdem sind die im Kompressor benutzten Werkstoffe nur begrenzt temperaturfest.At very high flight speeds, for example above Mach 3, the thermodynamic air flow decreases due to the high temperature of the ram air entering Efficiency of the compressor; also are the materials used in the compressor only limited temperature resistance.
Be einem bekannten Strahltriebwerk der angegebenen Art wird stromauf des Kompressors eine verdampfbare Flüssigkeit in den Stauluftkanal eingespritzt, und zwar so weit vor dem Kompressor, daß bei Fluggeschwindigkeiten über Mach 2 die Flüssigkeit vor Erreichen des Triebwerk-Eintrittsquerschnitts praktisch völlig verdampft ist. Bei diesem Vorschlag muß die Herabsetzung der Temperatur der Stauluft mit einem entsprechend größeren Massendurchfluß durch den Kompressor erkauft werden; außerdem wird durch die erforderliche Verdampfungsstrecke die axiale Baulänge der Maschine erhöht.Be a known jet engine of the specified type is upstream the compressor injects a vaporizable liquid into the ram air duct, so far in front of the compressor that at flight speeds above Mach 2 the Liquid practically completely evaporated before reaching the engine inlet cross-section is. With this proposal, the reduction in the temperature of the ram air must be done with a correspondingly larger mass flow through the compressor are bought; aside from that the axial length of the machine is determined by the evaporation path required elevated.
Die Erfindung hat sich die Aufgabe gestellt, ein Verfahren und eine Vorrichtung der eingangs angegebenen Art zu schaffen, bei denen die bei hohen Fluggeschwindigkeiten hoch erhitzte Stauluft gekühlt wird, ohne daß der Massendurchfluß durch den Kompressor erhöht und die axiale Baulänge der Maschine vergrößert zu werden braucht.The invention has the task of providing a method and a To create device of the type specified in the introduction, in which the at high airspeeds highly heated ram air is cooled without affecting the mass flow through the compressor increased and the axial length of the machine needs to be increased.
Die Lösung der gestellten Aufgabe erfolgt nach der Erfindung bei einem Verfahren der eingangs angegebenen Art dadurch, daß in dem Abschnitt stromauf des Kompressors Wärme mittels eines Wärmetauschers der Stauluft entnommen und unter Umgehung des Kompressors zur Erzeugung des zusätzlichen Schubes verwendet wird.The object is achieved according to the invention in a Method of the type specified in that in the section upstream of the Compressor's heat is taken from the ram air by means of a heat exchanger and under Bypassing the compressor is used to generate the additional thrust.
Bei. dem erfindungsgemäßen Verfahren wird somit der Massendurchfluß durch den Kompressor nicht erhöht, und ferner ist auch eine Verdampfungsstrecke, die eine größere axiale Baulänge bedingt, nicht erforderlich.At. the method according to the invention is thus the mass flow rate not increased by the compressor, and there is also an evaporation section, which requires a greater axial length, is not required.
In weiterer Ausgestaltung der Erfindung wird als Kühlmittel für den Wärmetauscher in an sich bekannter Weise Brennstoff verwendet. Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung kann das durch den Wärmetauscher geflossene Kühlmittel stromab des Kompressors in den Arbeitsmittelstrom eingeführt werden; bei Verwendung von Brennstoff als Kühlmittel kann der durch den Wärmetauscher geflossene Brennstoff in einer besonderen Schubdüse verbrannt werden.In a further embodiment of the invention is used as a coolant for Heat exchanger uses fuel in a manner known per se. After another The coolant flowing through the heat exchanger can feature of the invention downstream of the compressor are introduced into the working medium flow; when using The fuel that has flowed through the heat exchanger can be used as a coolant be burned in a special exhaust nozzle.
Durch diese Maßnahmen wird in einfacher und vorteilhafter Weise die der Stauluft entnommene Wärme in zusätzlichen Schub verwandelt.By these measures is in a simple and advantageous manner heat extracted from the ram air is converted into additional thrust.
In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens eine Vorrichtung zweckmäßig, bei der im Stauluftstrom stromauf vor dem Wärmetauscher eine mit dem Kompressor gekuppelte Entspannungsturbine angeordnet ist. Damit läßt sich eine zusätzliche Abkühlung der Stauluft erzielen. Die Kupplung zwischen Kompressor und Entspannungsturbine kann wahlweise lösbar sein.In a further embodiment of the invention is to carry out the invention A device useful in the ram air flow upstream before the method Heat exchanger arranged an expansion turbine coupled to the compressor is. An additional cooling of the ram air can thus be achieved. The coupling between the compressor and expansion turbine can optionally be detachable.
Ein weiteres Merkmal der erfindungsgemäßen Vorrichtung kann darin bestehen, daß der Stauluftkanal zwei parallele Zweige aufweist, von denen der eine Zweig die Entspannungsturbine und den Wärmetauscher enthält, und daß eine wahlweise betätigte Umsteuervorrichtung für die Strömung durch die beiden Zweige vorgesehen ist. Dadurch kann bei relativ niedrigen Fluggeschwindigkeiten die Stauluft wahlweise auch direkt in den Kompressor eingeleitet werden. Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der folgenden beispielsweisen Beschreibung in Verbindung mit der Zeichnung.Another feature of the device according to the invention can be therein exist that the ram air duct has two parallel branches, one of which Branch contains the expansion turbine and the heat exchanger, and that one is optional operated reversing device provided for the flow through the two branches is. As a result, the ram air can optionally be used at relatively low flight speeds can also be fed directly into the compressor. Other features and advantages of the invention emerge from the following description by way of example in connection with the drawing.
F i g. 1 zeigt einen Längsschnitt durch eine Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Gasturbinenstrahltriebwerkes; F i g. 2 zeigt eine Endansicht des in F i g. 1 gezeigten Wärmeaustauschers; F i g. 3 zeigt einen Längsschnitt einer anderen Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Gasturbinenstrahltriebwerkes; F i g. 4 und 5 zeigen Einzelheiten zweier weiterer Anordnungen.F i g. 1 shows a longitudinal section through an embodiment of a gas turbine jet engine according to the invention; F i g. Figure 2 shows an end view of the in Fig. 1 shown heat exchanger; F i g. 3 shows a longitudinal section of a another embodiment of a gas turbine jet engine according to the invention; F. i g. Figures 4 and 5 show details of two further arrangements.
Das Triebwerk gemäß F i g. 1 und 2 besteht aus einem nach vorn gerichteten Stauluftkana110 mit einem Unterschalldiffusorabschnitt 11 und einem zugespitzten Mittelkörper 12, einem mehrstufigen Kompressor mit den Stufen 13 und 14 für Nieder- bzw. Hochdruck, die durch die Hochdruck- bzw. Niederdruckturbine 15 bzw. 16 angetrieben werden, einer Brennkammer 17, die ringförmig ausgeführt sein kann und so angeordnet ist, daß sie die von der Hochdruckstufe 14 verdichtete Luft erwärmt und zur Turbine 15 leitet, einer Nachverbrennungskammer 18 mit einer Brennstoffeinspritzvorrichtung 19 und Flammenstabilisatoren 20 zur Wiedererhitzung der Turbinenabgase in dem Strahlrohr 21 und einer konvergent-divergenten Schubdüse 22a, 22b. Die Wirkfläche der primären konvergierenden Düse 22a kann mittels eines axial beweglichen Mittelkörpers 35 verändert werden, der von einem Stößel 38 gesteuert wird; das zum Betrieb dieser Stellvorrichtung dienende Betriebsströmungsmittel wird über Rohre 39 zugeführt.The engine according to FIG. 1 and 2 consists of a forward-facing ram-air duct 110 with a subsonic diffuser section 11 and a tapered central body 12, a multi-stage compressor with stages 13 and 14 for low and high pressure, which are driven by the high-pressure and low-pressure turbines 15 and 16, respectively , a combustion chamber 17, which can be annular and is arranged so that it heats the air compressed by the high pressure stage 14 and directs it to the turbine 15, an afterburning chamber 18 with a fuel injector 19 and flame stabilizers 20 for reheating the turbine exhaust gases in the jet pipe 21 and a convergent-divergent nozzle 22a, 22b. The effective area of the primary converging nozzle 22a can be changed by means of an axially movable central body 35 which is controlled by a plunger 38; the operating fluid used to operate this adjusting device is supplied via pipes 39.
Das Triebwerk ist so ausgebildet, daß es ein Flugzeug oder einen anderen Flugkörper innerhalb des gesamten Unterschallbereiches und im überschallbereich bis zu Geschwindigkeiten von mehr als beispielsweise M=4 antreiben kann. Bei solchen Geschwindigkeiten verbessert ein Kühlen der Stauluft vor dem Kompressor den thermodynamischen Wirkungsgrad und somit das Verdichtungsverhältnis des Kompressors in erheblichem Maße. Darüber hinaus kann es bei Geschwindigkeiten von beispielsweise mehr als M=2,5 notwendig sein, bestimmte Teile wie z. B. die Leit- und Laufschaufeln 23, 24 des Kompressors gegenüber den hohen Temperaturen der Luft im Stauluftkanal 10 zu schützen. Die Kühlung der Stauluft wird durch einen im Ansaugkanal vor der Niederdruckstufe 13 angeordneten Wärmetauscher 26 mit mehreren Kanälen erreicht. Ein kühlendes Strömungsmittel wird durch die Kanäle 27 (F i g. 2) hindurchgeleitet, um der Luft, die durch die zwischen den Kanälen 27 befindlichen Zwischenräume strömt, Wärme zu entziehen. Die Anordnung des Wärmetauschers im Diffusorabschnitt 11 des Stauluftkanals, in dem die Luft mit Schallgeschwindigkeit oder Unterschallgeschwindigkeit strömt, gestattet dem Wärmetauscher eine sachgemäße Funktion.The engine is designed so that it can drive an aircraft or another missile within the entire subsonic range and in the supersonic range up to speeds of more than, for example, M = 4. At such speeds, cooling the ram air in front of the compressor improves the thermodynamic efficiency and thus the compression ratio of the compressor to a considerable extent. In addition, it may be necessary at speeds of, for example, more than M = 2.5, certain parts such. B. to protect the guide and rotor blades 23, 24 of the compressor against the high temperatures of the air in the ram air duct 10. The ram air is cooled by a heat exchanger 26 with a plurality of channels, which is arranged in the intake channel upstream of the low-pressure stage 13. A cooling fluid is passed through the channels 27 (FIG. 2) to extract heat from the air flowing through the spaces between the channels 27. The arrangement of the heat exchanger in the diffuser section 11 of the ram air duct, in which the air flows at the speed of sound or subsonic speed, allows the heat exchanger to function properly.
Das kühlende Strömungsmittel ist vorzugsweise brennbar und vorzugsweise ein solches, welches bei normaler Temperatur und normalem Druck gasförmig ist, jedoch in einem Behälter 30 in flüssigem Zustand gelagert ist. Beispiele solcher Kühlmittel sind Wasserstoff und Methan. Statt dessen kann auch Wasser oder festes Kohlendioxyd verwendet werden. Das Kühlmittel wird unter Steuerung durch ein Ventil 31 vom Behälter 30 mittels einer Pumpe 32 herangeführt. Nach dem Durchgang durch die Wärmeübertragungskanäle 27 und nach der Aufnahme von Wärme aus der durch die Zwischenräume 28 strömenden Luft erreicht das erwärmte Kühlmittel - jetzt verdampfter Wasserstoff oder Methan oder Dampf - den Sammelbehälter 33, von dem aus es durch ein Auslaßrohr 34 in das Betriebsströmungsmittel des Triebwerkes hinter dem Verdichter 14 eingeführt werden kann. Das erwärmte Kühlmittel kann, wie es bei 34a gezeigt ist, in die primären Brennkammern 17 oder unmittelbar in die Nachverbrennungskammer 18 gemäß der Darstellung bei 34b oder in das Düsenrohr, wie es bei 34 c gezeigt ist, eingespritzt werden. Eine solche Einspritzung erhöht den Massenfluß und die Temperatur der Schubdüse und des Schubstrahls; somit kann der Brennstoffbedarf des Triebwerks entsprechend herabgesetzt werden.The cooling fluid is preferably combustible and preferably one which is gaseous at normal temperature and normal pressure, but is stored in a container 30 in a liquid state. Examples of such coolants are hydrogen and methane. Instead, water or solid carbon dioxide can also be used. The coolant is supplied from the container 30 by means of a pump 32 under the control of a valve 31. After passing through the heat transfer channels 27 and after absorbing heat from the air flowing through the spaces 28 , the heated coolant - now vaporized hydrogen or methane or steam - reaches the collecting tank 33, from which it passes through an outlet pipe 34 into the operating fluid of the Engine behind the compressor 14 can be introduced. The heated coolant can, as shown at 34 a, be injected into the primary combustion chambers 17 or directly into the post-combustion chamber 18 as shown at 34 b or into the nozzle tube, as shown at 34 c. Such an injection increases the mass flow and the temperature of the exhaust nozzle and the thrust jet; thus the fuel requirement of the engine can be reduced accordingly.
Bei 34e wird die Einspritzung des Kühlmittels in das Strahlrohr 21 von den Flammenstabilisatoren der Nachverbrennungskammer dargestellt. Dies begünstigt die Vermischung der nicht verbrannten Luft mit dem brennenden Brennstoff.At 34e, the coolant is injected into the jet pipe 21 represented by the flame stabilizers of the post-combustion chamber. This favors the mixing of the unburned air with the burning fuel.
Wahlweise kann das Kühlmittel in einer Hilfsdüse gemäß der Darstellung bei 36 in F i g. 3 verwendet werden. Bei Geschwindigkeiten unterhalb von etwa M=2,5 ist es nicht notwendig, der Luft Wärme zu entnehmen, und so wird der Wärmetauscher durch Schließen des Ventils 31 und Anhalten der Pumpe 32, wodurch der Strom des Kühlmittels unterbrochen wird, unwirksam gemacht.Optionally, the coolant can be in an auxiliary nozzle according to the illustration at 36 in FIG. 3 can be used. At speeds below approximately M = 2.5 it is not necessary to extract heat from the air, and so does the heat exchanger by closing the valve 31 and stopping the pump 32, whereby the flow of the Coolant is interrupted, rendered ineffective.
Das in F i g. 3 gezeigte Triebwerk besteht aus einem Stauluftkana140 mit einem zugespitzten mittleren Teil 41, einem mehrstufigen Axialkompressor 42, einer Brennkammer 43, die ringförmig ausgebildet sein kann, einer Turbine 44, einem Nachbrenner 45 und einer konvergent-divergenten Schubdüse 46a, 46b. Das Triebwerk ist mit einem Wärmetauscher 47 und einer Entspannungsturbine 48 versehen, die beide zwischen dem Lufteinlaß und dem Kompressor42 angeordnet sind. Die Gasturbine 44, der Kompressor 42 und die Entspannungsturbine 28 sind auf einer gemeinsamen Welle 49 angeordnet, deren vorderes Ende in einem auf dem hinteren Ende des mittleren Teils 41 befindlichen Lager gelagert ist. Die radialen Rippen 50 stützen den mittleren Teil 41 gegenüber dem Triebwerksgehäuse 51. Die Entspannungsturbine 48 ist schematisch dargestellt und hat nur eine einzige Stufe. Es kann jedoch auch eine Entspannungsturbine mit mehreren Stufen verwendet werden.The in Fig. 3 consists of a ram air duct 140 with a pointed central part 41, a multi-stage axial compressor 42, a combustion chamber 43, which can be annular, a turbine 44, an afterburner 45 and a convergent-divergent thrust nozzle 46a, 46b. The engine is provided with a heat exchanger 47 and an expansion turbine 48 , both of which are arranged between the air inlet and the compressor 42. The gas turbine 44, the compressor 42 and the expansion turbine 28 are arranged on a common shaft 49, the front end of which is mounted in a bearing located on the rear end of the central part 41. The radial ribs 50 support the central part 41 opposite the engine housing 51. The expansion turbine 48 is shown schematically and has only a single stage. However, an expansion turbine with several stages can also be used.
Dem Wärmetauscher 47 wird durch eine Pumpe 53 ein Kühlmittel zugeführt, das in einem Behälter 52 gelagert ist. Das Kühlmittel tritt durch ein Rohr 54 in den Wärmetauscher 47 ein und verläßt diesen durch ein Rohr 55, von dem es über ein Rohr.56 zu einer Verbraucherstelle geleitet wird. Ein Ventil 57 regelt den Strom des Kühlmittels zur Pumpe 53.A coolant, which is stored in a container 52, is fed to the heat exchanger 47 by a pump 53. The coolant enters the heat exchanger 47 through a pipe 54 and leaves it through a pipe 55, from which it is conducted via a pipe 56 to a consumer point. A valve 57 regulates the flow of coolant to the pump 53.
In F i g. 3 ist die Verbraucherstelle eine besondere Schubdüse 36, welche in Nachbarschaft der Hauptdüse angeordnet ist und das Kühlmittel ohne Zusatz von Luft zur Verbrennung abgibt. Diese Düse besitzt einen in axialer Richtung einstellbaren Mittelkörper 37. Es können eine oder mehrere ähnliche Düsen an den Flügelspitzen und an der Spitze wie auch am Schwanz des Flugzeuges zur Verwendung kommen, um Schubkräfte für eine Richtungssteuerung zu erzeugen. Wahlweise kann das kühlende Strömungsmittel auch gemäß der Darstellung bei 34 a, 34 b oder 34 c in F i g. 1 verwendet werden.In Fig. 3 the consumer point is a special thrust nozzle 36, which is arranged in the vicinity of the main nozzle and the coolant without additives of air for combustion. This nozzle has an adjustable in the axial direction Middlebody 37. There may be one or more similar nozzles on the wing tips and at the tip as well as the tail of the aircraft are used to generate thrust for direction control. Optionally, the cooling fluid even as shown at 34 a, 34 b or 34 c in FIG. 1 can be used.
Hinter dein mittleren Teil 41 ist eine axial bewegliche Hülse 60 angeordnet, mit der die Entspannungsturbine und der Wärmetauscher vom Luftstrom abgetrennt werden können, wenn eine Entfernung von Wärme nicht erforderlich ist. Diese Hülse ist in F i g. 3 in ihrer Abdeckstellung gezeigt; dabei wird die Luft im Stauluftkanal gezwungen, die Entspannungsturbine und den Wärmetauscher zu umgehen und hinter diesen Teilen nach innen zum Kompressor 42 zu strömen. Das hintere Ende der Hülse 60 ist mit zwei entgegengesetzten axial verlaufenden Schlitzen versehen, durch welche die Kühlmittelrohre 54, 55 hindurchführen, und das vordere Ende hat an seiner Außenseite zwei diametral gegenüberliegende, axial verlaufende Zahnstangen, die so angeordnet sind, daß sie von Antriebsritzeln 61 erfaßt werden können, die zusammen mit ihren Antriebswellen 62 in den Versteifungsrippen 50 angeordnet sind. Durch Drehen der Ritzel 61 ist die Hülse zwischen ihrer Abdeckstellung gemäß der Darstellung und ihrer hinteren Stellung bewegbar, in welcher ihre Rückseite 63 sich dichtend gegen einen ringförmigen Abschnitt 64 des Triebwerkgehäuses legt und ihr vorderes Ende vom Mittelteil auf Abstand gehalten ist, so daß ein ringförmiger Einlaß, welcher zur Luftturbine und zum Wärmeaustauscher führt, gebildet wird. In dieser stromabwärtigen Stellung der Hülse wird die Luft im Stauluftkanal so geführt, daß sie durch die Hülse, die Entspannungsturbine und den Wärmetauscher und von dort zum Kompressor 42 strömt. Die axialen Schlitze in der Hülse, welche die Kühlmittelrohre 54, 55 aufnehmen, sind so lang, daß sie die erforderliche Axialbewegung der Hülse gestatten. Die Hülse ist in Kugellagern gelagert, die zwischen ihr und einem Ring 65 angeordnet sind. Der Ring 65 ist auf den radial nach innen gelegenen Enden der Rippen 50 gelagert, wobei das hintere Ende des Ringes 65 so angeordnet ist, daß es den in die Hülse einströmenden Luftstrom nicht stört, wenn sich die Hülse in ihrer hinteren Stellung befindet.An axially movable sleeve 60 is arranged behind the middle part 41, with which the expansion turbine and the heat exchanger can be separated from the air flow when heat removal is not required. This sleeve is shown in FIG. 3 shown in its covering position; in the process, the air in the ram air duct is forced to bypass the expansion turbine and the heat exchanger and to flow inward to the compressor 42 behind these parts. The rear end of the sleeve 60 is provided with two opposed axially extending slots through which the coolant tubes 54, 55 pass, and the front end has on its outside two diametrically opposed, axially extending racks which are arranged to be driven by pinions 61 can be detected, which are arranged together with their drive shafts 62 in the stiffening ribs 50. By rotating the pinion 61, the sleeve is movable between its covering position as shown and its rear position, in which its rear side 63 lies sealingly against an annular section 64 of the engine housing and its front end is kept at a distance from the central part, so that an annular Inlet leading to the air turbine and heat exchanger is formed. In this downstream position of the sleeve, the air in the ram air duct is guided in such a way that it flows through the sleeve, the expansion turbine and the heat exchanger and from there to the compressor 42. The axial slots in the sleeve which receive the coolant tubes 54, 55 are long enough to permit the necessary axial movement of the sleeve. The sleeve is mounted in ball bearings which are arranged between it and a ring 65. The ring 65 is supported on the radially inward ends of the ribs 50, the rear end of the ring 65 being positioned so that it does not interfere with the flow of air into the sleeve when the sleeve is in its rearward position.
Im Betrieb wird die Hülse bei Geschwindigkeiten bis zu etwa M=2,5, bei denen eine Entfernung von Wärme aus der Luft nicht von Bedeutung ist, in ihrer vorderen Stellung gehalten, so daß der Luftstrom zum Kompressor die Entspannungsturbine und den Wärmetauscher umgeht. Wenn eine Kühlung der Luft erforderlich ist, wird die Hülse durch die aus Zahnstange und Ritzel bestehende Umsteuervorrichtung in ihre hintere Stellung bewegt, so daß die Luft im Unterschall-Diffusorabschnitt des Stauluftkanals gezwungen ist, zuerst durch die Entspannungsturbine zu strömen. Die dabei durch Druckabfall und Wärmeentzug entnommene Energie wird in mechanische Energie umgewandelt und dem Kompressor zugeführt. Danach strömt die Stauluft durch den Wärmetauscher. Nachdem die Luft zweimal gekühlt worden ist, tritt sie mit einer angemessenen Temperatur in den Kompressor ein.In operation, at speeds up to about M = 2.5, where removal of heat from the air is not a concern, the sleeve is held in its forward position so that the air flow to the compressor bypasses the expansion turbine and heat exchanger. When the air needs to be cooled, the rack-and-pinion reversing device moves the sleeve to its rearward position so that the air in the subsonic diffuser section of the ram air duct is forced to flow through the expansion turbine first. The energy extracted by the pressure drop and heat extraction is converted into mechanical energy and fed to the compressor. The ram air then flows through the heat exchanger. After the air has been cooled twice, it enters the compressor at an appropriate temperature.
Bei einer abgewandelten Ausführungsform ist die Abdeckliülse mit ihrer Antriebseinrichtung und dem Stützring weggelassen, und es ist statt dessen gemäß der Darstellung in F i g. 4 eine Kupplung 66 zwischen der Entspannungsturbine 48 und der Triebwerkswelle 49 angeordnet, welche durch eine Steuerverbindung, die durch den Mittelteil 41 hindurchführt, betätigt wird. Wahlweise kann die Entspannungsturbine mit Mitteln versehen sein, die einen Freilauf dieser Turbine gestatten. Auch kann die Kupplung weggelassen werden und statt dessen die Turbine mit einstellbaren Schaufeln versehen sein, die bis in eine Axialebene hinein oder noch weiter verstellt werden können, so daß sie als Verdichterschaufeln wirken. F i g. 5 zeigt, wie Schaufeln 68 der Entspannungsturbine so angeordnet sein können, daß sie sich auf einer Nabe 69 drehen und durch eine mit einer Nut versehene Hülse 70 eingestellt werden, welche axial gleitend auf der Welle 49 angeordnet ist. Die Gleitbewegung wird beispielsweise durch einen nicht gezeigten Druckkolben hervorgerufen. Die Hülse steht mit Kurbelzapfen 71 auf den inneren Enden der Schaufeln im Eingriff.In a modified embodiment, the cover sleeve with its drive device and the support ring is omitted, and instead, as shown in FIG. 4, a coupling 66 is arranged between the expansion turbine 48 and the engine shaft 49, which is actuated by a control connection which passes through the central part 41. Optionally, the expansion turbine can be provided with means that allow this turbine to run free. The coupling can also be omitted and instead the turbine can be provided with adjustable blades which can be adjusted into an axial plane or even further so that they act as compressor blades. F i g. 5 shows how the expansion turbine blades 68 can be arranged to rotate on a hub 69 and are adjusted by a grooved sleeve 70 which is axially slidable on the shaft 49. The sliding movement is caused, for example, by a pressure piston (not shown). The sleeve engages crank pins 71 on the inner ends of the blades.
Bei einer weiteren Abwandlung ist die Entspannungsturbine 48 so ausgebildet, daß sie, wenn sie in Betrieb ist, das gesamte Antriebsdrehmoment für den Kompressor liefert, wobei die Anordnung derart getroffen ist, daß bei der Übernahme des Kompressorantriebes durch die Entspannungsturbine der Antrieb durch die Triebwerkturbine sich vermindert und diese vom Kompressor abgekuppelt oder von den heißen Gasen umgangen wird.In a further modification, the expansion turbine 48 is designed in such a way that that when it is in operation, it provides all of the drive torque for the compressor supplies, the arrangement being made such that when taking over the compressor drive the expansion turbine reduces the drive through the engine turbine and this is disconnected from the compressor or bypassed by the hot gases.
Die Anordnungen zum Abkuppeln oder #lmieiten können ähnlich ausgebildet sein wie die in bezug auf die Entspannungsturbine in F i g. 3 und 4 beschriebenen Anordnungen. Wahlweise kann auch die Anstellung der Gasturbinenschaufeln durch eine Vorrichtung ähnlich der in F i g. 5 gezeigten verändert werden.The arrangements for uncoupling or #lmieiten can be designed similarly be like that in relation to the expansion turbine in FIG. 3 and 4 described Arrangements. Optionally, the adjustment of the gas turbine blades by a Device similar to that in FIG. 5 shown can be changed.
Die Entspannungsturbine und der Wärmetauscher können gleichzeitig oder in verschiedenen Beschleunigungs- und Verzögerungsphasen des Flugzeuges in Betrieb genommen und außer Betrieb gesetzt werden.The expansion turbine and the heat exchanger can simultaneously or in different acceleration and deceleration phases of the aircraft in Taken into service and taken out of service.
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