DE1256483B

DE1256483B - Gas turbine jet engine

Info

Publication number: DE1256483B
Application number: DER39359A
Authority: DE
Inventors: John Frederick Coplin
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 1963-12-03
Filing date: 1964-12-01
Publication date: 1967-12-14

Description

Gasturbinenstrahltriebwerk Die Erfindung bezieht sich auf ein Gasturbinenstrahltriebwerk mit einem ringförmigen Hauptströmungskanal, der den Kompressor, die Verbrennungsanlage und die Turbine enthält, und mit einem ringförmigen Mantelstromkanal, der wenigstens einen Teil des ringförmigen Hauptströmungskanals umgibt, und mit einem vom Triebwerk angetriebenen Gebläserotor, dessen Rotorschaufeln den ringförmigen Hauptströmungskanal radial durchsetzen, wobei der Gebläserotor von einem einzigen Lager getragen wird, das innerhalb des ringförmigen Hauptströmungskanals liegt.Gas turbine jet engine The invention relates to a gas turbine jet engine with an annular main flow channel, the compressor, the incinerator and the turbine includes, and having an annular bypass duct that at least surrounds part of the main annular flow duct, and with one of the engine driven fan rotor, the rotor blades of which form the annular main flow channel penetrate radially, with the fan rotor being carried by a single bearing, which lies within the annular main flow channel.

Bei einem bekannten Triebwerk dieser Bauart sind die Lager auf beiden Seiten des Gebläserotors angeordnet. Hierbei ist es notwendig, den Gebläserotor radial weit nach innen zu ziehen, und es ist eine zusätzliche Welle erforderlich, wodurch der Aufbau außerordentlich schwer wird und zudem Traganordnungen den Strömungsquerschnitt der Strömungskanäle verringern.In a known engine of this type, the bearings are on both Sides of the fan rotor arranged. Here it is necessary to use the fan rotor to pull radially far inwards, and an additional shaft is required, whereby the structure is extremely difficult and also the support arrangements the flow cross-section reduce the flow channels.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, bei Vermeidung dieser Nachteile einen gewichtsmäßig leichteren Aufbau zu schaffen und die Anordnung von Tragkonstruktionen innerhalb der Strömungskanäle zu vermeiden.The invention is based on the object of avoiding these disadvantages to create a structure that is lighter in weight and the arrangement of supporting structures to avoid inside the flow channels.

Gemäß der Erfindung wird diese Aufgabe dadurch gelöst, daß das einzige Lager seitlich des Gebläserotors angeordnet ist und von den Auslaßleitschaufeln getragen wird, die in dem ringförmigen Hauptströmungskanal unmittelbar stromunterseitig der Turbine gelagert sind.According to the invention this object is achieved in that the only one Bearing located on the side of the fan rotor and from the outlet guide vanes is carried, which is in the annular main flow channel immediately downstream the turbine are mounted.

Hierdurch wird erreicht, daß als Träger des Gebläserotors nur jener Aufbau benutzt wird, der ohnehin zum Tragen der einzelnen Gehäuseteile erforderlich ist, so daß die Strömungskanäle frei von zusätzlichen Tragstreben od. dgl. sind.This ensures that only that one is used as the carrier of the fan rotor Structure is used, which is required anyway to carry the individual housing parts is, so that the flow channels od free of additional struts. Like. Are.

Es ist zwar bei einem Triebwerk bekannt, den Gebläserotor von einem Lager zu tragen, das seitlich dieses Rotors angeordnet ist. Hierbei wird das Lager jedoch nicht von den Auslaßleitschaufeln getragen, und infolgedessen ist zur Lagerung des Rotors ein hoher konstruktiver zusätzlicher Aufwand erforderlich, der gemäß der Erfindung gerade vermieden werden soll.It is known in an engine to carry the fan rotor from a bearing which is arranged to the side of this rotor. In this case, however , the bearing is not carried by the outlet guide vanes, and as a result, a high additional constructive effort is required for mounting the rotor, which according to the invention is precisely to be avoided.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachstehend an Hand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigt F i g. 1 ein Gasturbinenstrahltriebwerk, teilweise im Schnitt, F i g. 2 als Einzelheit in größerem Maßstab das Traglager des Gebläserotors. Das zum Vortrieb eines Flugzeuges dienende Gasturbinenstrahltriebwerk 10 weist einen ringförmigen Hauptströmungskanal 11 auf, und in diesem liegen in Strömungsrichtung hintereinander ein Niederdruckkompressor 12, ein Hochdruckkompressor 13, eine Verbrennungsanlage 14, eine Hochdruckturbine 15 und eine Niederdruckturbine 16. Der Hochdruckkompressor 13 wird von der Niederdruckturbine 15 über eine Welle 20 angetrieben, und die Niederdruckturbine 16 treibt den Niederdruckkompressor 12 über eine Welle 21 an, die konzentrisch innerhalb der als Hohlwelle ausgebildeten Welle 20 gelagert ist.An embodiment of the invention is described below with reference to the drawing. In the drawing, F i g. 1 shows a gas turbine jet engine, partly in section, FIG. 2 the support bearing of the fan rotor as a detail on a larger scale. The gas turbine jet engine 10 , which is used to propel an aircraft, has an annular main flow duct 11, and a low-pressure compressor 12, a high-pressure compressor 13, a combustion system 14, a high-pressure turbine 15 and a low-pressure turbine 16 are located in this one behind the other in the direction of flow driven via a shaft 20 , and the low-pressure turbine 16 drives the low-pressure compressor 12 via a shaft 21, which is mounted concentrically within the shaft 20 designed as a hollow shaft.

Zwischen dem äußeren Triebwerksgehäuse 17 und einem inneren Gehäuse 19 liegt ein ringförmiger Mantelstromkanal 22, dem ein Teil der von dem Niederdruckkompressor 12 verdichteten Luft zugeführt wird, die dann in Nebenschluß zu dem Hochdruckkompressor 13 der Verbrennungsanlage 14 und den Turbinen 15 und 16 geleitet wird.Between the outer engine casing 17 and an inner casing 19 there is an annular bypass duct 22, to which part of the air compressed by the low-pressure compressor 12 is fed, which is then bypassed to the high-pressure compressor 13 of the combustion system 14 and the turbines 15 and 16.

Das Triebwerk 10 ist mit einem Heckgebläse ausgestattet, das eine Gebläseverkleidung 23 aufweist, die eine ringförmige Gebläseleitung 24 bildet, welche konzentrisch um den Mantelstromkanal 22 herum angeordnet ist. In der Gebläseleitung 24 sitzen die Gebläserotorschaufeln 25 eines Gebläserotors 26. Mit den Gebläserotorschaufeln 25 sind Turbinenschaufeln 27 einstückig geformt, die den ringförmigen Hauptströmungskanal 11 radial durchsetzen.The engine 10 is equipped with a tail fan which has a fan cowling 23 which forms an annular fan duct 24 which is arranged concentrically around the bypass duct 22. In the blower duct 24, the blower 25 are seated rotor blades of a fan rotor 26. The fan rotor blades 25 are integrally molded 27 turbine blades, which pass through the annular main flow channel 11 radially.

Die Gebläseverkleidung 23 wird von Gebläseeinlaßleitschaufeln 30 und radialen Streben 31 getragen. Die Einlaßleitschaufeln 30 sind mit Auslaßleitschaufeln 32 verbunden oder mit diesen einstückig hergestellt, welche den ringförmigen Hauptströmungskanal 11 unmittelbar stromunterseitig der Niederdruckturbine 16 durchsetzen. Die Streben 31 verlaufen von der Gebläseverkleidung 23 zum äußeren Triebwerksgehäuse 17. Ein Auslaßkonus 33 ist auf der Rückseite des Gebläserotors 26 angeordnet und dreht sich mit diesem. Das innere Triebwerksgehäuse 19 erstreckt sich zum Zweck der Gewichtsersparnis nur bis zu dem Gebläserotor 26, wobei sich die durch den Mantelstromkanal strömende Luft mit den Abgasen der Turbine zwischen dem Hinterende des Triebwerksgehäuses 17 und dem Auslaßkonus 33 vermischt.The fan shroud 23 is supported by fan inlet guide vanes 30 and radial struts 31. The inlet guide vanes 30 are connected to outlet guide vanes 32 or are made in one piece with them, which pass through the annular main flow channel 11 immediately downstream of the low-pressure turbine 16. The struts 31 extend from the fan cowling 23 to the outer engine housing 17. An outlet cone 33 is arranged on the rear side of the fan rotor 26 and rotates with it. To save weight, the inner engine housing 19 extends only as far as the fan rotor 26, the air flowing through the bypass duct mixing with the exhaust gases from the turbine between the rear end of the engine housing 17 and the outlet cone 33.

Die Turbinenauslaßleitschaufeln 32 tragen den äußeren Laufring 34 eines Kugellagers 35, das innerhalb des ringförmigen Hauptströmungskanals 11 liegt. Der innere Laufring 36 des Lagers 35 trägt über ein U-Profil 37 den Gebläserotor 26. Die andere Seite des Gebläserotors 26 ist nicht abgestützt. Der Gebläserotor 26 wird demgemäß nur über das eine Lager 35 getragen, das von den Leitschaufeln 30 und 32 abgestützt wird, die ohnehin vorgesehen werden müssen. Es sind daher keine weiteren Streben notwendig, die zusätzlich die Ringkanäle 11, 22 und 24. durchsetzen.The turbine outlet guide vanes 32 carry the outer race 34 of a ball bearing 35 which lies within the annular main flow channel 11. The inner race 36 of the bearing 35 carries the fan rotor 26 via a U-profile 37. The other side of the fan rotor 26 is not supported. The fan rotor 26 is accordingly carried only via the one bearing 35 which is supported by the guide vanes 30 and 32 , which must be provided anyway. No further struts are therefore necessary, which additionally penetrate the annular channels 11, 22 and 24.

Claims

Claim: gas turbine jet engine with an annular main flow duct containing the compressor, the combustion system and the turbine, and with an annular bypass duct which surrounds at least part of the annular main flow duct, and with a fan rotor driven by the engine, the rotor blades of which penetrate the annular main flow duct radially, the fan rotor being carried by a single bearing located within the main annular flow duct, characterized in that the single bearing (35) is located to the side of the fan rotor (26) and is carried by the outlet guide vanes (32) located in the annular main flow channel (11) are mounted directly downstream of the turbine (16). Documents considered: French Patent Specifications Nos. 1285 627, 1238 508, 1119 576.