DE1265498B

DE1265498B - Gas turbine jet engine

Info

Publication number: DE1265498B
Application number: DE1965R0040338
Authority: DE
Inventors: Harry Pearson
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 1964-04-08
Filing date: 1965-04-06
Publication date: 1968-04-04

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLANDFEDERAL REPUBLIC OF GERMANY

DEUTSCHESGERMAN

PATENTAMTPATENT OFFICE

AUSLEGESCHRIFTEDITORIAL

Int. Cl.:Int. Cl .:

F02kF02k

Deutsche Kl.: 46 g - 2/03 German class: 46 g - 2/03

Nummer: 1265 498Number: 1265 498

Aktenzeichen: R 403381 a/46 jFile number: R 403381 a / 46 j

Anmeldetag: 6. April 1965Filing date: April 6, 1965

Auslegetag: 4. April 1968Open date: April 4, 1968

Die Erfindung betrifft ein Gasturbinenstrahltriebwerk, dessen Lufteinlaßlippe im Bereich des stromaufwärtigen Endes der Triebwerkkompressor-Eintrittsbeschaufelung angeordnet ist.The invention relates to a gas turbine jet engine, the air inlet lip of which is in the area of the upstream End of engine compressor inlet blading is arranged.

Das Problem der Konstruktion einer geeigneten Schale oder Gondel mit geringem Luftwiderstand zur Aufnahme eines solchen Gasturbinenstrahltriebwerkes bietet in der Praxis erhebliche Schwierigkeiten, da eine Verminderung der Einlaßlänge und der Zusammenziehung der äußeren Oberfläche der Gondel, um niedrigen Gondelwiderstand zu erreichen, dazu führen kann, daß es bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten an der Einlaßlippe zum Abreißen der Strömung kommt.The problem of constructing a suitable shell or gondola with low air resistance The inclusion of such a gas turbine jet engine offers considerable difficulties in practice, there is a reduction in inlet length and contraction of the outer surface of the Gondola, to achieve low gondola drag, can cause it to run at low airspeeds the flow breaks off at the inlet lip.

Bei bekannten Konstruktionen ist deutlich erkennbar, daß die Lufteinlaßlippe über die Vorderkanten des am weitesten stromaufwärts liegenden Kompressor-Schaufelkranzes vorspringt (deutsche Patentschrift 724 091). Solche Triebwerke wurden in der Praxis auch stets mit einem überstehenden Lufteinlaßstutzen ausgeführt.In known constructions it can be clearly seen that the air inlet lip extends over the leading edges of the compressor blade ring furthest upstream protrudes (German patent specification 724 091). In practice, such engines have always been provided with a protruding air inlet connection executed.

Erfindungsgemäß wird demgegenüber vorgeschlagen, die Vorderkante der Einlaßlippe in einem Abstand von im wesentlichen mindestens der halben Schaufelbreite hinter der stromaufwärts gelegenen Kante der Eintrittsbeschaufelung anzuordnen.In contrast, the invention proposes the front edge of the inlet lip in one Distance of substantially at least half the blade width behind the upstream one To arrange the edge of the inlet blading.

Sollte bei einem Triebwerk, an dem die erfindungsgemäße Maßnahme verwirklicht ist, eine Neigung zum Abreißen der Strömung an dieser Einlaßlippe auftreten, so wird dies mindestens teilweise durch das Fliehkraftfeld aufgehoben, welches durch die Wirbelwinkel an den Blattspitzen geschaffen wird.Should there be an inclination in an engine on which the measure according to the invention is implemented occur to break the flow at this inlet lip, so this will be at least partially canceled by the centrifugal force field created by the vortex angles at the blade tips will.

Vorteilhaft besteht die Eintrittsbeschaufelung aus dem ersten Laufschaufelkranz.The inlet blading advantageously consists of the first rotor blade ring.

Nach einer alternativen Ausführungsform der Erfindung besteht die Beschaufelung aus dem ersten Leitschaufelkranz, wobei die Einlaßlippe vor dem ersten Laufschaufelkranz angeordnet ist.According to an alternative embodiment of the invention, the blading consists of the first one Guide vane ring, wherein the inlet lip is arranged in front of the first rotor blade ring.

Es ist zweckmäßig, die Vorderkante der Einlaßlippe radial zu den Abströmkanten der Eintrittsleitschaufeln auszurichten.It is expedient to place the leading edge of the inlet lip radially in relation to the trailing edges of the inlet guide vanes align.

Vorteilhaft bildet die Einlaßlippe die Anströmkante, die ihrerseits einen Teil der Triebwerksschale darstellt.The inlet lip advantageously forms the leading edge, which in turn forms part of the engine shell represents.

Von besonderem Vorteil ist die erfindungsgemäße Maßnahme, wenn das beispielsweie in einer Gondel oder Hülse montierte Triebwerk ein Nebenstromtriebwerk ist, und insbesondere, wenn dieses Nebenstromtriebwerk ein Nebenstromverhältnis von mindestens 1,5:1 aufweist.The measure according to the invention is particularly advantageous when it is, for example, in a gondola or sleeve-mounted engine is a bypass engine, and especially if that bypass engine has a bypass ratio of at least 1.5: 1.

Beispielsweise Ausführungsformen der Erfindung GasturbinenstrahltriebwerkFor example, embodiments of the invention, gas turbine jet engine

Anmelder:Applicant:

Rolls-Royce Limited,Rolls-Royce Limited,

Derby, Derbyshire (Großbritannien)Derby, Derbyshire (UK)

Vertreter:Representative:

Dipl.-Ing. F. Weickmann,Dipl.-Ing. F. Weickmann,

Dipl.-Ing. H. WeickmannDipl.-Ing. H. Weickmann

und Dipl.-Phys. Dr. K. Fincke, Patentanwälte,and Dipl.-Phys. Dr. K. Fincke, patent attorneys,

8000 München 27, Möhlstr. 228000 Munich 27, Möhlstr. 22nd

Als Erfinder benannt:Named as inventor:

Harry Pearson,Harry Pearson,

Derby, Derbyshire (Großbritannien)Derby, Derbyshire (UK)

Beanspruchte Priorität:
Großbritannien vom 8. April 1964 (14 607),
vom 13. Mai 1964 (20 020)Claimed priority:
Great Britain of April 8, 1964 (14 607),
of May 13, 1964 (20 020)

sollen nun an Hand der Zeichnungen näher beschrieben werden, in denenwill now be described in more detail with reference to the drawings, in which

Fig. 1 eine Ansicht eines erfindungsgemäßen Triebwerks, teilweise geschnitten, zeigt;Fig. 1 shows a view of an engine according to the invention, partly in section;

F i g. 2 zeigt eine Ansicht einer weiteren Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Triebwerks, ebenfalls teilweise geschnitten.F i g. 2 shows a view of a further embodiment an engine according to the invention, also partially cut.

In F i g. 1 ist ein Nebenstrom-Gasturbinenstrahltriebwerk, das ein Nebenstromverhältnis von mindestens 1,5 :1 aufweist, mit 1 bezeichnet und besitzt ein Gehäuse 2, das einen Teil einer Gondel oder einer Schale bilden kann. Das Triebwerk 1 besitzt keine Einlaufleitschaufeln, jedoch einen Kompressor 3 mit mehreren Stufen, von denen die erste Stufe von Laufschaufeln bei 4, die zweite Stufe bei 5 dargestellt ist. Die Laufschaufeln 4, 5 sind auf der Triebwerkshauptwelle 6 befestigt. Die Hauptwelle 6 ist in einem Lager 7 gelagert, das von einer Vielzahl unter Winkeln gegeneinander versetzter Leitschaufeln 8 getragen wird, die im Gehäuse 2 angeordnet sind.In Fig. 1 is a bypass gas turbine jet engine that has a bypass ratio of at least 1.5: 1, denoted by 1 and has a housing 2, which is part of a gondola or a Can form shell. The engine 1 has no inlet guide vanes, but does have a compressor 3 several stages, the first stage of which is blades at 4, the second stage at 5 is shown. The blades 4, 5 are on the engine main shaft 6 attached. The main shaft 6 is journalled in a bearing 7 of a variety of angles staggered guide vanes 8, which are arranged in the housing 2, is carried.

Das Gehäuse 2 besitzt eine Einlaßlippe 9, die in F i g. 1 in voll ausgezogenen Linien dargestellt ist und deren Vorderkante radial auf die Halbsehnen-The housing 2 has an inlet lip 9 which is shown in FIG. 1 is shown in full lines and its leading edge radially to the half-tendon

809 537/140809 537/140

punkte des ersten Laufschaufelkranzes 4 ausgerichtet ist.points of the first blade ring 4 is aligned.

Falls nun irgendeine Neigung zum Abreißen der Strömung von der Einlaßlippe 9 vorhanden sein sollte, so wird dies zumindest teilweise durch das starke Fliehkraftfeld aufgehoben, das durch den Kompressorläufer erzeugt wird.If there is any tendency for the flow to break away from the inlet lip 9 should, this is at least partially canceled by the strong centrifugal force field created by the Compressor rotor is generated.

Das in F i g. 1 dargestellte Triebwerk besitzt zwar keine Eintrittsleitschaufeln, kann jedoch auch mit solchen ausgerüstet sein; in diesem Fall wirkt die vergrößerte Axialgeschwindigkeit einer Neigung der Strömung zum Abreißen von der Einlaßlippe 9 mindestens teilweise entgegen, wobei diese Axialgeschwindigkeit durch die Einlaßleitschaufeln bewirkt wird.The in Fig. 1 has no inlet guide vanes, but it can also do so be equipped with such; in this case, the increased axial velocity acts to incline the Flow to the tearing off of the inlet lip 9 at least partially against, this axial speed is effected by the inlet guide vanes.

Das Gasturbinenstrahltriebwerk nach Fig.2 besitzt ebenfalls ein Nebenstromverhältnis von mindestens 1,5 :1. Sein Gehäuse 11 kann einen Teil einer Gondel oder Schale bilden. Das Triebwerk 10 besitzt einen Kranz von Eintrittsleitschaufeln 16 sowie einen ao Kompressor 12 mit einer Anzahl von Laufradstufen, deren erste bei 13 und deren zweite bei 14 gezeigt sind. Die Laufradschaufeln 13,14 sind auf der Hauptwelle des Triebwerks 10 befestigt.The gas turbine jet engine according to Fig.2 has also a bypass ratio of at least 1.5: 1. Its housing 11 can be part of a Form a gondola or shell. The engine 10 has a ring of inlet guide vanes 16 and an ao Compressor 12 with a number of impeller stages, the first of which is shown at 13 and the second of which is shown at 14 are. The impeller blades 13, 14 are attached to the main shaft of the engine 10.

Das Gehäuse 11 besitzt eine Einlaßlippe 20, die, wie in der Zeichnung in ausgezogenen Linien dargestellt, mit ihrer Vorderkante radial auf die Sehnenmitte der Eintrittsleitschaufeln 16 ausgerichtet ist. Wahlweise kann, wie gestrichelt angedeutet, die Vorderkante der Einlaßlippe 20 radial auf die Hinterkanten der Eintrittsleitschaufeln 16 oder auf jede der zwischenliegenden Stellen ausgerichtet sein.The housing 11 has an inlet lip 20 which, as shown in the drawing in solid lines, is aligned with its leading edge radially on the chord center of the inlet guide vanes 16. Optionally, as indicated by dashed lines, the front edge of the inlet lip 20 radially onto the rear edges of the inlet guide vanes 16 or each of the intermediate locations.

Sollte also irgendeine Neigung zum Abreißen der Strömung von der Einlaßlippe 20 vorhanden sein, so wird diese zumindest teilweise durch die vergrößerte, durch die Eintrittsleitschaufeln 16 bewirkte Axialgeschwindigkeit aufgehoben.So should there be any tendency to stall the flow from the inlet lip 20, so this is at least partially caused by the enlarged, caused by the inlet guide vanes 16 Axial speed canceled.

Claims

Patent claims:

1. Gas turbine jet engine, the air inlet lip of which is in the area of the upstream Ends of the engine compressor - inlet blading is arranged, characterized in that that the leading edge of the inlet lip (9) is behind at a distance of essentially at least half the blade width the upstream edge of the inlet blading (4,16).

2. Gas turbine jet engine according to claim 1, characterized in that the inlet blading consists of the first rotor blade ring (4).

3. Gas turbine jet engine according to claim 1, characterized in that the inlet blading consists of the first guide vane ring (16), the inlet lip (20) being arranged in front of the first rotor blade ring (13) is.

4. Gas turbine jet engine according to claim 3, characterized in that the Leading edge of the inlet lip (20) radially to the trailing edges of the inlet guide vanes (16) is aligned.

5. Gas turbine jet engine according to one of the preceding claims, characterized in that that the inlet lip (9) forms the leading edge (2) which is part of the engine shell is.

Considered publications:
German Patent No. 724 091;
French patents No. 1 306 025,
268 035.

1 sheet of drawings