DE1526853B1

DE1526853B1 - Shunt gas turbine jet engine

Info

Publication number: DE1526853B1
Application number: DE19651526853
Authority: DE
Inventors: Ruffles Philip Charles; Coplin John Frederick
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 1964-11-27
Filing date: 1965-11-02
Publication date: 1970-07-16
Also published as: GB1029900A

Description

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Die Erfindung befaßt sich mit einem Nebenschluß- Wie aus F i g. 1 ersichtlich, umfaßt das Neben-Gasturbinenstrahltriebwerk, umfassend in Strömungs- schluß-GasturbinenstrahltriebwerklO in Strömungsrichtung hintereinander eine Verdichterbaugruppe, richtung einen Niederdruckverdichter 11, einen eine Brennkammer, eine Turbinenbaugruppe und Hochdruckverdichter 12, eine Hauptbrennkammer ein Strahlrohr, ferner einen von der Verdichterbau- 5 13, eine Hochdruckturbine 14, eine Niederdruckgruppe abgezweigten Nebenschlußkanal, und weiter turbine 15 und ein Strahlrohr 16.
Verbrennungsgaskanäle und Nebenstromluftkanäle, Im Strahlrohr 16 ist ein inneres Gehäuse 20 monwelche — in Umfangsrichtung abwechselnd neben- tiert, das vom Strahlrohr 16 durch einen Ringraum einander angeordnet — von dem Turbinenausgang 21 getrennt ist. Im inneren Gehäuse 20 befindet sich bzw. dem Nebenschlußkanalausgang in die an die io ein Auslaßkonus 22, der sich an diesem Gehäuse Verbrennungsgas- und Nebenstromluftkanäle sich über eine Vielzahl von winkelmäßig versetzten, sich anschließende Mischzone für die Verbrennungsgase radial erstreckenden hohlen Hohlstreben 23 abstützt, und die Nebenstromluft im Strahlrohr führen. Ferner Die Zwischenräume zwischen den Streben 23 bilsind Verbrennungsstabilisatoren und stromoberhalb den Verbrennungsgaskanäle 24, deren stromaufwärvon diesen erste Brennstoffeinspritzgeräte in den 15 tige Enden offen sind und die Turbinenabgase auf-Verbrennungsgaskanälen vorgesehen. nehmen, während ihre stromabwärtigen Enden in dasThe invention is concerned with a shunt as shown in FIG. 1, the secondary gas turbine jet engine comprises, in the closed-flow gas turbine jet engine 10 one behind the other in the flow direction, a compressor assembly, direction a low-pressure compressor 11, a combustion chamber, a turbine assembly and high-pressure compressor 12, a main combustion chamber a jet pipe, and also one of the compressor assembly 5 13 , a high-pressure turbine 14, a low-pressure group branched off bypass duct, and further turbine 15 and a jet pipe 16.
Combustion gas ducts and bypass air ducts, an inner housing 20 monwelche in the jet pipe 16 is separated from the turbine outlet 21 - alternating in the circumferential direction, which is arranged from the jet pipe 16 by an annular space. In the inner housing 20 there is or the bypass duct outlet into which an outlet cone 22 is located, which is supported on this housing combustion gas and bypass air ducts via a multitude of angularly offset, adjoining mixing zone for the combustion gases radially extending hollow hollow struts 23, and guide the bypass air in the jet pipe. Further, the spaces between the struts 23 are combustion stabilizers and are provided upstream of the combustion gas passages 24, the upstream of these first fuel injectors of which are open in the fig. 15 and the turbine exhaust gases are provided on-combustion gas passages. take while their downstream ends into the

Ein derartiges Triebwerk mit Nachbrenner ist aus Innere des Strahlrohres 16 münden,
der deutschen Auslegeschrift 1153 215 bekannt. Die- Die Hohlstreben 23 sind sowohl an ihren radial ses baut im Bereich der Mischung der Nebenschluß- außenliegenden Enden 25 als auch an ihren Hinterluft mit den Verbrennungsgasen aus der Turbine ver- 20 kanten 26 offen, d. h. sie können durchströmt werden, hältnismäßig lang. Es ist daher die Aufgabe der Ein Teil der im Niederdruckverdichter 11 verdich-Erfindung, diesen Nachteil zu vermindern und da- teten Luft wird einer Nebenschlußleitung 30 züge- μ durch auch eine zusätzliche Gewichtsersparnis zu führt, die den Hochdruckverdichter 12, die Haupt- f erzielen. brennkammer 13 und die Turbinen 14 und 15 um-Such an engine with an afterburner opens out from the interior of the jet pipe 16,
the German Auslegeschrift 1153 215 known. The hollow struts 23 are both open at their radial edges in the area of the mixing of the shunt outer ends 25 and at their rear air with the combustion gases from the turbine edge 26, ie they can be flowed through, relatively long. It is, therefore, to reduce the task of the A portion of the low pressure compressor 11 compaction-invention this disadvantage and DA ended air is a shunt line 30 züge- μ to by an additional weight saving results in the f achieve 12, the main high-pressure compressor . combustion chamber 13 and the turbines 14 and 15

Gemäß der Erfindung wird dies bei dem oben 25 geht.According to the invention, this is done with the above 25.

erwähnten Triebwerk dadurch erreicht, daß unmittel- Die Innenräume der Hohlstreben 23 bilden Nebenbar stromauf der Nebenstromluftkanäle zweite Brenn- stromluftkanäle 31, deren stromaufwärtige Enden stoff ein Spritzgeräte angeordnet sind. Die mit Brenn- Nebenschlußluft aus der Nebenschlußleitung 30 aufstoff gemische Nebenschlußluft kann so den aus der nehmen, während ihre stromabwärtigen Enden eben-Turbine austretenden Verbrennungsgasen noch vor 30 falls in das Innere des Strahlrohres 16 münden.
Eintritt in das Strahlrohr zugeführt werden, so daß Die Streben 23 bilden daher zwei ineinander verdie Gesamtanordnung im Bereich der Mischzone schachtelte Sätze von winkelmäßig versetzten, sich und des Nachbrenners wesentlich kompakter aufge- radial erstreckenden Verbrennungsgas- und Nebenbaut werden kann. Stromluftkanälen.The inner spaces of the hollow struts 23 form second fuel flow air ducts 31, the upstream ends of which are arranged in a spray device. The shunt air mixed with the combustion shunt air from the shunt line 30 can thus take the combustion gases exiting from the turbine while its downstream ends flow into the interior of the jet pipe 16 before 30.
Entrance into the jet pipe so that the struts 23 therefore form two nested sets of angularly offset, radially extending combustion gas and ancillary structures nested in one another in the area of the mixing zone. Flow air ducts.

Es wird also ein Teil der Gesamtbrennstoffmenge 35 Eine Vielzahl von Leitflächen 32 ist vorgesehen,A part of the total amount of fuel 35 is therefore used. A multiplicity of guide surfaces 32 are provided,

der Nachverbrennung bereits im Nebenschlußkanal welche die Luft aus der Nebenschlußleitung 30 inthe afterburning already in the bypass duct which the air from the bypass line 30 in

unmittelbar stromauf der Nebenstromluftkanäle zu- die Nebenstromluftkanäle 31 und aus diesen insdirectly upstream of the bypass air channels to the bypass air channels 31 and out of these into

geführt. Innere des Strahlrohres 16 umlenken.guided. Deflect the inside of the jet pipe 16.

Auch die Anwendung des aus der französischen Um das Triebwerk 10 ist eine ringförmige Brenn-Patentschrift 1291398 bekannten Wärmeschildes 4° Stoffleitung 33 angeordnet, die durch nicht dargeim Abstand von der Strahlrohrwand innerhalb der stellte Mittel mit Brennstoff beliefert wird. Eine Außenwandung des Strahlrohres stellt eine den Be- Vielzahl von winkelmäßig am Gehäuseumfang vertrieb eines Triebwerks mit Nachbrenner verbessernde setzten Brennstoffrohren 34 erstreckt sich von der Maßnahme dar, insbesondere, wenn dieser Schild in Brennstoffleitung 33 radial nach innen, wobei diese { an sich bekannter Weise Durchbrechungen aufweist, 45 Brennstoffrohre 34 unmittelbar stromaufwärts der durch welche Nebenschlußluft aus dem Ringraum Streben 23 angeordnet sind. Die Brennstoffrohre 34 zwischen Strahlrohr und Wärmeschild in das Innere haben jeweils eine Vielzahl von in radialen Abständes Strahlrohres gelangt. den angeordneten Löchern 35, durch welche Brenn-Also the application of the French to the engine 10 is an annular combustion patent 1291398 known heat shield 4 ° fabric line 33 arranged by not dargeim Distance from the jet pipe wall within which fuel is supplied to the means. One The outer wall of the radiant tube represents a large number of angularly distributed around the circumference of the housing An afterburner engine enhancing seated fuel tubes 34 extend from the Measure, especially if this shield in fuel line 33 radially inward, this { has perforations in a manner known per se, 45 fuel pipes 34 immediately upstream of the through which shunt air struts 23 are arranged from the annular space. The fuel pipes 34 between the radiant tube and the heat shield in the interior each have a large number of radial spacings Jet pipe arrives. the arranged holes 35, through which combustion

Die Kanäle für die Verbrennungsgase aus der stoff in die Nebenschlußluft und in die aus der Tur-Turbine und für das Gemisch aus Brennstoff und 5° bine kommenden Verbrennungsgase eingespritzt Nebenschlußluft können vorteilhaft von sich radial wird, bevor die Nebenschlußluft durch die Nebenerstreckenden Hohlstreben begrenzt sein, welche stromluftkanäle 31 und die Verbrennungsgase durch einen Austrittskonus im Strahlrohr tragen. Die Hohl- die Verbrennungskanäle 24 strömen. Jeder Verbrenausbildung solcher Streben sowie weiterhin die An- nungskanal 24 enthält eine Vielzahl von konzentriordnung von Leitflächen in den Nebenstromluft- 55 sehen, stromabwärts gerichteten, teilringförmigen kanälen ist aus der deutschen Auslegeschrift Rinnen 36, die durch die Streben 23 gehalten wer-1153 215 bekannt. den. Diese Rinnen 36 bilden in an sich bekannterThe channels for the combustion gases from the material into the bypass air and into the one from the tur-turbine and injected for the mixture of fuel and 5 ° bine incoming combustion gases Shunt air can advantageously become radial by itself before the shunt air passes through the secondary ends Hollow struts be limited, which flow air channels 31 and the combustion gases through carry an outlet cone in the nozzle. The hollow combustion channels 24 flow. Everyone training such struts, as well as the annulation channel 24, contain a large number of concentric arrangements from baffles in the bypass air 55 see, downstream, partially annular channels is from the German interpretation document Rinnen 36, which is held by the struts 23 who-1153 215 known. the. These grooves 36 form in a manner known per se

Die Erfindung wird an Hand der Zeichnungen Weise die Verbrennung stabilisierende Mittel undThe invention is based on the drawings way the combustion stabilizing agents and

näher erläutert. Es zeigt Zonen, in welchen die Gasgeschwindigkeit verrin-explained in more detail. It shows zones in which the gas velocity is reduced

F i g. 1 eine schematische Seitenansicht eines 60 gert wird. In diesen Zonen verbrennt der durch dieF i g. 1 is a schematic side view of a 60 device. The burns in these zones

Nebenschluß-Gasturbinenstrahltriebwerkes, das im Brennstoffrohre 34 in die Abgase eingespritzteShunted gas turbine jet engine injected into the exhaust gases in fuel pipes 34

Bereich der Mischung der Nebenluft mit dem aus Brennstoff. Das Abgas enthält genügend Luft, umArea of mixing of secondary air with that of fuel. The exhaust gas contains enough air to

der Turbine austretenden Gasstrahl teilweise aufge- die Verbrennung aufrecht zu erhalten,the gas jet exiting the turbine is partially up to maintain the combustion,

schnitten ist, Der durch die Brennstoffrohre 34 in die Neben-which is cut through the fuel pipes 34 into the secondary

F i g. 2 den nach F i g. 1 geschnittenen Teil des 65 schlußluft eingespritzte Brennstoff wird durch dieF i g. 2 according to FIG. 1 cut portion of the 65 final air injected fuel is through the

Triebwerkes in vergrößertem Maßstab, Nebenstromluftkanäle 31 durchgetragen und imEngine on an enlarged scale, bypass air ducts 31 carried through and in

F i g. 3 eine Teilansicht der Anordnung nach Strahlrohr 16 verbrannt, nachdem sich die Neben-F i g. 3 a partial view of the arrangement after the jet pipe 16 burned after the secondary

Fig. 2 in Richtung des Pfeiles 3. schlußluft mit den Abgasen vermischt hat.Fig. 2 in the direction of arrow 3. has mixed final air with the exhaust gases.

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Der Teil des inneren Gehäuses 20 stromabwärts der Streben 23 ist in an sich bekannter Weise als Wärmeschild 40 ausgebildet, wobei der Ringraum 21 zwischen dem Wärmeschild 40 und dem Strahlrohr mit Nebenschlußluft beliefert wird, welche die Nebenstromluftkanäle 31 nicht durchströmt hat.The part of the inner housing 20 downstream of the struts 23 is in a manner known per se as Heat shield 40 formed, the annular space 21 between the heat shield 40 and the radiant tube is supplied with bypass air which has not flowed through the bypass air channels 31.

Der Wärmeschild 40 hat Öffnungen 41, durch welche die Nebenschlußluft aus dem Ringraum 21 zur Innenfläche des Wärmeschilds 40 strömt und hier einen diese Fläche kühlenden Film bildet.The heat shield 40 has openings 41 through which the bypass air from the annular space 21 flows to the inner surface of the heat shield 40 and here forms a film that cools this surface.

Erwünschtenfalls können die Wandungen der Streben 23 gewellt sein, um das Vermischen der Nebenschlußluft mit den Abgasen zu unterstützen.If desired, the walls of the struts 23 can be corrugated in order to allow the shunt air to mix to assist with the exhaust gases.

Claims

Patent claims:

1. Shunt - gas turbine jet engine, comprising one behind the other in the direction of flow a compressor assembly, a combustor, a turbine assembly, and a jet pipe, further a bypass duct branched off from the compressor assembly, and further combustion gas ducts and bypass air ducts, which - arranged alternately next to one another in the circumferential direction - from the turbine outlet or the bypass duct outlet to the combustion gas and bypass air ducts the subsequent mixing zone for the combustion gases and the bypass air in the jet pipe, and further combustion stabilizers as well as first fuel injection devices upstream of these in the combustion gas channels, characterized in that immediately upstream of the bypass air ducts (31) second fuel injection devices (33, 35) are arranged.

2. Jet engine according to claim 1, characterized in that in the bypass air ducts (31) guide surfaces (32) are arranged.

3. jet engine according to claim 1 or 2, characterized in that in the jet pipe (16) downstream of the channels (combustion gas channels 24, secondary flow air channels 31) at a distance from the wall of the radiant tube (16) held heat shield (40) is arranged, which together with the jet pipe wall an annular space through which shunt air flows (21) forms.

4. jet engine according to claim 3, characterized in that the heat shield (40) Has openings through which shunt air from the annular space (21) into the interior of the Jet pipe (16) arrives.

5. jet engine according to one of claims 1 to 4, characterized in that the Channels (combustion gas channels 24, bypass air channels 31) of radial hollow struts (23) are limited, which carry an outlet cone (22) in the jet pipe (16).

1 sheet of COPY drawings