DE1264871B - Gasturbinenstrahltriebwerk - Google Patents
GasturbinenstrahltriebwerkInfo
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- DE1264871B DE1264871B DER39931A DER0039931A DE1264871B DE 1264871 B DE1264871 B DE 1264871B DE R39931 A DER39931 A DE R39931A DE R0039931 A DER0039931 A DE R0039931A DE 1264871 B DE1264871 B DE 1264871B
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/025—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the by-pass flow being at least partly used to create an independent thrust component
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
- B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
- B64C29/0041—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by jet motors
- B64C29/0066—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by jet motors with horizontal jet and jet deflector
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- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
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Description
DEUTSCHES
PATENTAMT
AUSLEGESCHRIFT
Int. Cl.:
F 02k
Deutsche Kl.: 46 g-2/03
Nummer: 1264 871
Aktenzeichen: R 399311 a/46 g
Anmeldetag: 17. Februar 1965
Auslegetag: 28. März 1968
Die Erfindung bezieht sich auf ein Gasturbinenstrahltriebwerk mit einem ersten Gehäuse, das einen
Innenkanal bildet, mit einem ersten Axialkompressor, mit einer Verbrennungseinrichtung und einer Turbine,
die in Strömungsrichtung hintereinander in dem Innenkanal angeordnet sind, mit einer ersten Schubdüse
am stromunterseitigen Ende des Innenkanals, mit einem zweiten Gehäuse, das konzentrisch um
das erste Gehäuse herum angeordnet ist und mit diesem zusammen einen äußeren Ringkanal bildet,
mit einem zweiten Axialkompressor in dem äußeren Ringkanal dessen Rotorschaufeln mit den in derselben
Ebene senkrecht zur Triebwerkswelle radial innerhalb angeordneten Rotorschaufeln des ersten
Axialkompressors antriebsmäßig verbunden sind, und mit einer am stromunterseitigen Ende des äußeren
Kanals angeordneten Schubdüse.
Bei einem bekannten als Hubtriebwerk ausgebildeten Gasturbinentriebwerk dieser Bauart fördert der
einstufig ausgeführte zweite Axialkompressor die von ihm verdichtete Luft in einen den Innenkanal in
seiner gesamten Länge ringförmig umschließenden äußeren Ringkanal, an dessen stromunterseitigem
Ende eine Ringdüse anschließt, die die erste Schubdüse konzentrisch umfaßt.
Die Ausströmrichtung beider Düsen liegt hierbei fest und verläuft in der Triebwerksachse. Das bekannte
Triebwerk ist als Hubtriebwerk für kleine Relativgeschwindigkeiten ausgelegt.
Der Erfindung liegt demgegenüber die Aufgabe zugrunde, ein Triebwerk zu schaffen, das sowohl
für Start und Landung Hubkräfte als auch während des Reiseflugs die Vortriebskraft erzeugen
kann.
Die Erfindung geht aus von einem Gasturbinentriebwerk der eingangs genannten Bauart und löst
die gestellte Aufgabe dadurch, daß der zweite Axialkompressor mehrere Stufen besitzt und daß die zweite
Schubdüse in an sich bekannter Weise derart einstellbar ist, daß die Strömungsrichtung der die Düse
verlassenden Luft progressiv zwischen einer Vertikal- und einer Horizontalrichtung verändert werden kann.
Durch die mehrstufige Ausbildung des zweiten Axialkompressors kann erreicht werden, daß das
Gesamtdruckverhältnis von erstem und zweitem Axialkompressor das gleiche ist, wobei infolge der
höheren Schaufelfußgeschwindigkeit des zweiten Axialkompressors dieser weniger Stufen als der
innenliegende erste Kompressor benötigt. Die von dem zweiten Kompressor gelieferte Druckluft kann
in Verbindung mit den einstellbaren, von ihm gespeisten Düsen demgemäß sowohl beim Vertikalstart
Gasturbinenstrahltriebwerk
Anmelder:
Rolls-Royce Ltd.,
Derby, Derbyshire (Großbritannien)
Vertreter:
Dipl.-Ing. C. Wallach, Dipl.-Ing. G. Koch
und Dr. T. Haibach, Patentanwälte,
8000 München 2, Kaufingerstr. 8
und Dr. T. Haibach, Patentanwälte,
8000 München 2, Kaufingerstr. 8
Als Erfinder benannt:
John Frederick Coplin,
Littleover, Derby, Derbyshire (Großbritannien)
Beanspruchte Priorität:
Großbritannien vom 21. Februar 1964 (7468) ■
bzw. der Landung als auch beim Vorwärtsflug zur Schuberzeugung beitragen.
Es sind zwar bereits Triebwerke bekanntgeworden, bei denen einstellbare Schubdüsen ständig mit Druckluft gespeist werden und in jeder Flugstellung zur Schuberzeugung beitragen. Bei diesen bekannten Triebwerken ist jedoch nur ein einziger Axialkompressor vorgesehen, und die von ihm geförderte Druckluft wird aufgeteilt in einen nach den Düsen führenden Strom und einen Strom, der nach dem Hochdruckkompressor des Triebwerks fließt. Gegenüber dieser bekannten Triebwerksausbildung bringt die Erfindung den Vorteil, daß die Druckluftquelle für die einstellbaren Schubdüsen von der Druckluftquelle des Hauptkompressors des Triebwerks getrennt ist, obgleich auch diese erstgenannte Druckluftquelle von dem Triebwerk angetrieben wird. Hierdurch wird vermieden, daß die Luftströmung durch den äußeren Ringkanal die Luftströmung durch den Hochdruckkompressor des Triebwerks stört, wobei gleichzeitig auch eine Mischung der beiden Luftströme ausgeschlossen ist.
Zweckmäßigerweise ist die zweite Schubdüse in zwei diametral im Abstand zueinander angeordnete Schubdüsen aufgeteilt, wobei zweckmäßigerweise auch die erste Schubdüse gegabelt ausgeführt ist.
Es sind zwar bereits Triebwerke bekanntgeworden, bei denen einstellbare Schubdüsen ständig mit Druckluft gespeist werden und in jeder Flugstellung zur Schuberzeugung beitragen. Bei diesen bekannten Triebwerken ist jedoch nur ein einziger Axialkompressor vorgesehen, und die von ihm geförderte Druckluft wird aufgeteilt in einen nach den Düsen führenden Strom und einen Strom, der nach dem Hochdruckkompressor des Triebwerks fließt. Gegenüber dieser bekannten Triebwerksausbildung bringt die Erfindung den Vorteil, daß die Druckluftquelle für die einstellbaren Schubdüsen von der Druckluftquelle des Hauptkompressors des Triebwerks getrennt ist, obgleich auch diese erstgenannte Druckluftquelle von dem Triebwerk angetrieben wird. Hierdurch wird vermieden, daß die Luftströmung durch den äußeren Ringkanal die Luftströmung durch den Hochdruckkompressor des Triebwerks stört, wobei gleichzeitig auch eine Mischung der beiden Luftströme ausgeschlossen ist.
Zweckmäßigerweise ist die zweite Schubdüse in zwei diametral im Abstand zueinander angeordnete Schubdüsen aufgeteilt, wobei zweckmäßigerweise auch die erste Schubdüse gegabelt ausgeführt ist.
809 520/160
Die Schubkräfte der ersten und zweiten Düsen, deren Resultierende durch den Flugzeugschwerpunkt verläuft,
können dann so weit vor bzw. hinter dem Flugzeugschwerpunkt und seitlich hiervon angreifen,
wie dies aus Flugstabilitätsgründen erwünscht ist. Diese Ausbildung wird möglich, ohne daß es erforderlich
wäre, die zweiten Schubdüsen über Schneckenleitungen oder über Umkehrkanäle zu speisen, die
den Gesamtwirkungsgrad beeinträchtigen könnten.
Die beiden zweiten Schubdüsen sind dabei zweckmäßigerweise etwa in der gleichen Radialebene wie
die innerhalb des Innenkanals liegende Verbrennungseinrichtung angeordnet.
Nachstehend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung an Hand der Zeichnung beschrieben. In
dieser zeigt
F i g. 1 eine teilweise geschnittene Ansicht eines erfindungsgemäßen Gasturbinenstrahltriebwerks,
Fig. 2 einen Teilausschnitt der Kompressorschaufeln mit ihren Dichtungen.
Das Gasturbinentriebwerk 10 weist ein erstes Gehäuse 11 auf, das einen Innenkanal 12 bildet, der
an seinem stromaufwärtigen Ende mit einem Lufteinlaß 13 ausgestattet ist. In diesem Innenkanal befinden
sich in Strömungsrichtung hintereinander ein Niederdruckkompressor 14, ein Hochdruckkompressor
15, eine Brennkammer 16, eine Hochdruckturbine 17 und eine Niederdruckturbine 18. Die Turbinenabgase
treten an die Außenluft durch eine gegabelte Abgasleitung 19 aus, die das stromabwärtige Ende
des Innenkanals 12 bildet. Die Abgasleitung 19 trägt zwei diametral gegenüberliegende und im Abstand
angeordnete erste Schubdüsen 20.
Die Hochdruckturbine 17 treibt den Hochdruckkompressor 15 über eine Welle 21. Die Niederdruckturbine
18 treibt den Niederdruckkompressor 14 über eine Welle 22, die konzentrisch in der Welle 21 angeordnet
ist.
Ein zweites Gehäuse 23 ist konzentrisch um das Gehäuse 11 herum angeordnet und bildet mit diesem
einen äußeren Ringkanal 24 mit einem Lufteinlaß 25 am stromaufwärtigen Ende.
Der Niederdruckkompressor 14 besitzt vier Stufen 26 von Rotorschaufehl, von welchen nur die ersten
drei Stufen in einem Stück mit Stufen 27 von Rotorschaufeln eines Axialkompressors 28 geformt sind,
welcher in dem Ringkanal 24 angeordnet ist.
Um eine Strömung aus dem Innenkanal 12 in den Ringkanal 24 zu verhindern, sind Labyrinthdichtungen
30 zwischen dem Gehäuse 11 und den Verbindungsstellen der Schaufeln 26, 27 vorgesehen.
Die Axialgeschwindigkeit der das stromabwärtige Ende des Kompressors 28 verlassenden Luft ist geringer
als die der Luft, welche das stromabwärtige Ende des Kompressors 14 verläßt, so daß der Kornpressor
28 eine höhere Spitzengeschwindigkeit für eine bestimmte, dem Rotor zugeordnete Machzahl
hat.
Der äußere Ringkanal besitzt einen DiffusorabsehnittSl,
welcher unmittelbar stromabwärts des Kompressors 28 angeordnet ist. Dieser Diffusorabschnitt
31 führt zu zwei diametral und im Abstand voneinander angeordneten zweiten Schubdüsen 32,
die etwa in der gleichen Radialebene wie die Brennkammer 16 und daher wesentlich vor den Schubdüsen
20 liegen. Jede erste Schubdüse 20 kann durch nicht dargestellte Mittel verdreht werden, um so die
Strömungsrichtung der austretenden Luft kontinuierlich zwischen der vertikalen und horizontalen Richtung
zu ändern.
Der Aufbau des in der Zeichnung dargestellten Gasturbinentriebwerks ist derart, daß infolge der vorderen
Anordnung der zweiten Düsen 32 das Triebwerk so in einem Flugzeug angeordnet werden kann,
daß die Resultierende der durch die Düsen 20, 32 erzeugten Schubkräfte durch den Schwerpunkt des
Flugzeugs läuft. Bisher war es notwendig, entweder Schnecken- oder Umkehrströmungsleitungen zu verwenden,
wenn die Düsen weiter vorn vorgesehen werden sollten. Wie aus der Zeichnung ersichtlich ist,
erfordert die erfindungsgemäße Konstruktion weder Schnecken- noch Umkehrströmungsleitungen und ist
daher auch leichter und kompakter.
Die Möglichkeit, ohne Schnecken- oder Umkehrströmungsleitungen auszukommen, ist die Folge der
kurzen axialen Länge des Kompressors 28, und diese folgt wiederum daraus, daß die geringen Radial·
abmessungen der Kompressoren 14, 28 es ermög^ liehen, die Längen beider Kompressoren für ein gegebenes Schaufelseitenverhältnis zu reduzieren.
Außerdem ist die axiale Länge des Kompressors 28 besonders gering, da dieser mit einer höheren Schaufelfußgeschwindigkeit
arbeitet als der Verdichter 14. Dies hat zur Folge, daß sich dasselbe Druckverhältnis
mit einer kleineren Anzahl von Stufen erzielen läßt. Es steht daher eine größere Länge für den Diffusor
zur Verfügung.
Claims (2)
1. Gasturbinenstrahltriebwerk mit einem ersten Gehäuse, das einen Innenkanal bildet, mit einem
ersten Axialkompressor, mit einer Verbrennungseinrichtung und einer Turbine, die in S'trömungsrichtung
hintereinander in dem Innenkanal angeordnet sind, mit einer ersten Schubdüse am stromunterseitigen
Ende des Innenkanals, mit einem zweiten Gehäuse, das konzentrisch um das erste Gehäuse herum angeordnet ist und mit diesem
zusammen einen äußeren Ringkanal bildet, mit einem zweiten Axialkompressor in dem äußeren
Ringkanal, dessen Rotorschaufeln mit den in derselben Ebene senkrecht zur Triebwerkswelle
radial innerhalb angeordneten Rotorschaufeln des ersten Axialkompressors antriebsmäßig verbunden
sind, und mit einer am stromunterseitigen Ende des äußeren Kanals angeordneten Schubdüse,
dadurch gekennzeichnet, daß der zweite Axialkompressor (28) mehrere Stufen besitzt
und daß die zweite Schubdüse (32) in an sich bekannter Weise derart einstellbar ist, daß
die Strömungsrichtung der die Düse verlassenden Luft progressiv zwischen einer Vertikal- und
einer Horizontalrichtung verändert werden kann.
2. Gasturbinenstrahltriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zwei diametral
im Abstand zueinander angeordnete zweite Schubdüsen (32) vorgesehen sind, die in Richtung
der Triebwerksachse wesentlich vor der ersten Schubdüse (20) liegen.
3. Gasturbinenstrahltriebwerk nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die beiden
zweiten Schubdüsen (32) etwa in der gleichen Radialebene wie die Verbrennungseinrichtung
(16) angeordnet sind.
4. Gasturbinenstrahltriebwerk nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß der äußere
Ringkanal (24) mit einem an sich bekannten Diffusorabschnitt (31) ausgestattet ist, der zwischen
dem zweiten Axialkompressor (28) und der zweiten Schubdüse (32) liegt.
5. Gasturbinenstrahltriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet,
daß in an sich bekannter Weise die Turbine eine Hochdruckturbine (17) und eine Niederdruckturbine
(18) aufweist und daß die Hochdruckturbine (17) einen Hochdruckkompressor ίο
(15) und die Niederdruckturbine (18) einen Nie-
derdruckkompressor (14) antreibt, welch letzterer den ersten Axialkompressor bildet.
In Betracht gezogene Druckschriften:
Deutsche Auslegeschrift Nr. 1131 949; schweizerische Patentschrift Nr. 271 479;
USA.-PatentschriftNr. 2 912 188;
»Flight International«, 82. Band Nr. 2791 (6. 9.1962) S. 394 395*
»The Aeroplane«, 98.'ßandNr. 2521 (12. 2. I960),
S. 194,195.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
809 520/160 3.68 © Bundesdruckerei Berlin
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Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
GB7468/64A GB992931A (en) | 1964-02-21 | 1964-02-21 | Gas turbine jet propulsion engine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE1264871B true DE1264871B (de) | 1968-03-28 |
Family
ID=9833682
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DER39931A Pending DE1264871B (de) | 1964-02-21 | 1965-02-17 | Gasturbinenstrahltriebwerk |
Country Status (3)
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DE (1) | DE1264871B (de) |
GB (1) | GB992931A (de) |
Families Citing this family (3)
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DE2149619A1 (de) * | 1971-10-05 | 1973-04-19 | Motoren Turbinen Union | Turbinenstrahltriebwerk fuer senkrechtoder kurzstartende bzw. landende flugzeuge |
FR2695960B1 (fr) * | 1992-09-23 | 1994-10-21 | Snecma | Moteur à cycle variable pour un avion à décollage vertical. |
Citations (3)
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CH271479A (de) * | 1944-01-31 | 1950-10-31 | Power Jets Res & Dev Ltd | Gasturbinen-Kraftanlage. |
US2912188A (en) * | 1955-09-15 | 1959-11-10 | Bell Aircraft Corp | Jet propelled aircraft with tiltable combustion chambers |
DE1131949B (de) * | 1958-09-05 | 1962-06-20 | Gen Electric | Laeufer fuer ein Zweikreisturbostrahltriebwerk |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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GB881662A (en) * | 1957-01-29 | 1961-11-08 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Improvements in or relating to gas turbine jet propulsion engine units for aircraft and also jet propelled aircraft |
NL130254C (de) * | 1960-12-15 | |||
GB978658A (en) * | 1962-05-31 | 1964-12-23 | Rolls Royce | Gas turbine by-pass engines |
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1964
- 1964-02-21 GB GB7468/64A patent/GB992931A/en not_active Expired
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1965
- 1965-02-17 DE DER39931A patent/DE1264871B/de active Pending
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1967
- 1967-04-21 US US632828A patent/US3385065A/en not_active Expired - Lifetime
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Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US3385065A (en) | 1968-05-28 |
GB992931A (en) | 1965-05-26 |
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