DE2554186C3 - Gasturbinenstrahltriebwerk für Flugzeuge - Google Patents
Gasturbinenstrahltriebwerk für FlugzeugeInfo
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/08—Heating air supply before combustion, e.g. by exhaust gases
- F02C7/10—Heating air supply before combustion, e.g. by exhaust gases by means of regenerative heat-exchangers
- F02C7/105—Heating air supply before combustion, e.g. by exhaust gases by means of regenerative heat-exchangers of the rotary type
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf ein Gasturbinenstrahltriebwerk der im Oberbegriff des Anspruchs 1 angegebenen
Gattung. Ein solches Triebwerk ist aus der DE-OS 23 03 229 bekannt. Bei diesem Triebwerk sind
zwei Wärmeübertragerscheibenpaare in Achsrichtung hintereinander angeordnet und die Scheiben eines jeden
Scheibenpaares sind in Form eines flachen Doppelkegels ausgebildet, und in dem Doppelkegel-Innenraum
strömt das Hochdruckmittel auf der einen Seite ein und verläßt es auf der anderen Seite. Das zweite
Scheibenpaar, welches mit dem ersten Scheibenpaar identisch ist, wird von den Abgasen der Niederdruckturbine
überströmt.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein derartiges Gasturbinentriebwerk hinsichtlich der Anordnung
und Ausbildung der Wärmeübertragerscheiben derart zu verbessern, daß diese Scheiben in raum- und
gewichtssparender Weise untergebracht werden können und eine noch günstigere und schnellere Wärmeübertragung
gewährleisten.
Gelöst wird die gestellte Aufgabe durch die im Kennzeichnungsteil des Anspruchs 1 angegebenen
Merkmale. Durch die abwechselnd konvergierend bzw. divergierend ausgebildeten Strömungsräume wird eine
wirksame Wärmeübertragung zwischen den unter relativ niedrigem Druck stehenden Abgasen und der
Druckluft erreicht, welche vom Kompressor her im Gegenstrom eingepreßt wird. Durch die erfindungsgemäße
Ausbildung wird weiter erreicht, daß die Abgase im wesentlichen ohne Ablenkung in Achsrichtung des
Triebwerkes abströmen können und demgemäß einem relativ geringen Strömungswiderstand unterworfen
sind, so daß ihre Energie in der Schubdüse weitgehend in einen für den Vortrieb verfügbaren Schub umgesetzt
werden kann.
Weitere zweckmäßige Ausgestaltungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen 2 bis 6.
Nachstehend werden Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand der Zeichnung beschrieben. In der
Zeichnung zeigt
Fig. 1 einen axialen Vertikalschnitt eines Gasturbinentriebwerks
gemäß der Erfindung;
Fig.2 einen axialen Horizontalschnitt des Triebwerks
nach Fig. 1;
F i g. 3 in größerem Maßstab eine schematische Ansicht des Wärmeübertragers gemäß Fig. 1 in einer
Abwandlung zur Verdeutlichung der Gasströmung;
Fig.4 in größerem Maßstab eine schematische Ansicht des Wärmeübertragers gemäß Fig. 2 in einer
Abwandlung zur Kennzeichnung der Gasströmung.
Fig. 1 zeigt ein Gasturbinenstrahltriebwerk mit einem Gehäuse 10 in dem ein Kompressor 11, eine
Brennkammer 12, eine Hochdruckturbine 13, eine Niederdruckturbine 14, ein Wärmeübertrager 15 und
die Schubdüse 16 untergebracht sind. Der Kompressor und die Hochdruckturbine 13 sind antriebsmäßig
durch eine Hochdruckwelle 17 miteinander verbunden, während die Niederdruckturbine ein Gebläse 18 über
^ eine Niederdruckwelle 19 antreibt.
f Eine Reihe von Kanälen 20 führt Kompressordruck-
iufi dem Wärmeübertrager i5 zu, während eine weitere
Gruppe von Kanälen 21 diese Luft vom Wärmeübertrager nach der Brennkammer 12 zurückführt
Die Konstruktion des Wärmeübertragers 15 im einzelnen ergibt sich aus den Fig.3 und 4. Der hier
dargestellte Wärmeübertrager besteht aus sechs Wär-Scheiben herum verhindert werden.
' Das Triebwerk arbeitet wie folgt: Die Lufi tritt in das
Triebwerk ein und wird durch das Gebläse 18 verdichtet Ein Teil dieser verdichteten Luft strömt über
die Außenseite des Gehäuses 10 und liefert einen Schub,
' während der Rest der Luft in den Kompressor 11
eintritt, und in diesem weiter verdichtet wird. Die vom Kompressor verdichtete Luft strömt durch die Kanäle
20 nach dem Wärmeübertrager 15, wo sie in die Einlaßleitung 25 eintritt, und sie wird unter die
Segmentabschnitte 28 aufgeteilt, und strömt über jede der rotierenden Scheiben 22. Diese Scheiben sind heiß,
und sie geben einen Teil der Wärme an die Luft ab, während diese durch die Scheiben hindurchtritt. Dann
;' tritt die Luft in die Leitungsabschnitte 29 ein, und strömt
J über die gegabelten Kanäle 30 und die Kanäle 21 nach
der Brennkammer 12.
• In der Brennkammer wird der Brennstoff in der
erhitzten, vom Kompressor gelieferten Druckluft l: verbrannt, und die heißen Gase aus der Brennkammer
H strömen über die Turbine 13 und treiben den
\ Kompressor 11 und über die Turbine 14 das Gebläse 18
\ an. Die Abgase der Turbinen strömen in die Räume 23
und durch die Scheiben 22 in die Räume 24, wobei die oben erwähnten Abschirmungen verhindern, daß die
Gase an den Scheiben vorbeiströmen, und die Leitungen von der Kompressor-Speiseluft verhindern eine Mischung
der beiden Gasströmungen.
Beim Durchlaufen der Scheiben heizen die Turbinenabgase jene Abschnitte der Scheiben auf, durch die die
Gase strömen, und dadurch werden die Abgase selbst relativ kühl, wenn sie den Wärmeübertrager verlassen.
Die nach den Scheiben übertragene Wärme wird durch die relativ langsame Scheibendrehung so transportiert,
daß die Kompressorabgase in der beschriebenen Weise erhitzt werden.
Die Abgase verlassen dann den Wärmeübertrager und strömen über die Schubdüse 16 aus, wobei ein
Antriebsschub erzeugt wird.
Dadurch, daß der Wärmeübertrager aus Scheiben besteht, die in der beschriebenen Weise montiert sind,
ergibt sich ein kompaktes System, bei dem nur Leitungen zusätzlich zu jenen für die Kompressorabgase
erforderlich sind, wobei die Turbinenabgase weiterhin tatsächlich geradlinig den Wärmeübertrager durchströmen,
wobei nur geringe aerodynamische Verluste in Kauf zu nehmen sind.
Der Antrieb der Scheiben kann mechanisch oder aerodynamisch erfolgen und das Triebwerk kann ein
Gebläsetriebwerk sein, wie vorstehend beschrieben, oder es könnte auch ein reines Strahltriebwerk oder ein
Turboproptriebwerk sein.
meübertragerscheiben 22, die in einem Stapel angeordnet
sind, dessen Achse quer zum Abgaskana! des Triebwerks verläuft Die einzelnen Scheiben sind nicht
koaxial bezüglich des Stapels gelagert, sondern ihre Achsen sind schräg in der Horizontalebene gegeneinander
gestellt, und zwar derart, daß die Umfange
ίο benachbarter Scheiben einander an abwechselnden
Enden im Bereich der horizontalen Schnittebene berühren. Die Mittelpunkte der Scheiben lieger, auf
einer Linie, die senkrecht zur Achse des Kompressors 11
und der Turbine 13 verläuft, und ihre Achsen liegen außerdem in einer Ebene, die diese letztere Achse
enthält Die Scheiben bilden demgemäß zwischen sich keüförmig gestaltete Strömungsräume, von denen die
Räume 23 auf der Triebwerksseite der Scheiben liegen und die Räume 24 auf der Abgasdüsenseite der
Scheiben. Jede Scheibe ist in Lagern am Umfang geführt, um die Drehung um die Scheibenachse zu
ermöglichen, und jede Scheibe ist mit einem Antrieb 31 versehen, der die Scheiben um ihre Achsen dreht.
Der für die Wärmeübertragerscheiben benutzte Werkstoff muß die Gasströmung durch die Scheibe nur
in axialer Richtung durchlassen und er muß in der Lage sein, den hohen Gastemperaturen zu widerstehen, und
außerdem muß eine genügende thermische Kapazität vorhanden sein, ιτη die erforderliche Wärmemenge zu
speichern.
Es ist eine Einlaßleitung 25 und eine Auslaßleitung 26 vorgesehen, um die Kompressordruckluft durch die
Scheiben zu leiten. Die Einlaßleitung 25 besteht aus einem Leitungsabschnitt 27, der sich über den
Abgaskanal des Triebwerks erstreckt und an seinen Enden mit der Einlaßkanälen 20 verbunden ist, und
außerdem sind mehrere Segmentabschnitte 28 vorgesehen, die in die Strömungsräume 24 einstehen und
gegenüber den Oberflächen der Scheiben abgedichtet sind, dam't Luft durch einen Segmenlabschnitt der
Scheibe sirömen kann.
Die Auslaßleitung liegt in den Strömungsräumen 23 und besteht aus mehreren Leitungsabschnitten 29, die
gegenüber den Scheiben um Segmentabschnitte herum abgedichtet sind, die den Flächen entsprechen, um die
die Abschnitte 28 gegenüber der Scheibe abgedichtet sind, die jedoch auf einander entgegengesetzten Seiten
der Scheiben liegen. Die Leitungsabschnitte 29 sind gegabelt und bilden Kanäle 30, die nach den Kanälen 21
führen.
Um den Wärmeübertrager zu vervollständigen, sind nicht dargestellte Abschirmungen vorgesehen, die
verhindern, daß die Abgase der Turbine aus den Räumen 23 in die Räume 24 gelangen, ohne durch die
Scheiben hindurchzuströmen. Außerdem muß eine Rezirkulation der Abgase um die Außenseite der
Hierzu 3 Blatt Zeichnungen
Claims (5)
1. Gasturbinenstrahltriebwerk für Flugzeuge mit einem Kompressor, einer Brennkammer und einer
Turbine, die antriebsmäßig mit dem Kompressor verbunden ist und mit einem im Abgaskanal
angeordneten Wärmeübertrager zur Übertragung von Wärme von den Turbinenabgasen zu der vom
Kompressor gelieferten Druckluft, wobei der Warmeübertrager
aus mehreren durch einen Antrieb drehbaren ebenen Wärmeübertragerscheiben besteht,
dadurch gekennzeichnet, daß die Achsen der Wärmeübertragerscheiben (22) zickzackförmig
abwechselnd gegeneinander in einer die Triebwerksachse enthaltenen Ebene quer zur
TrieDwerksachse derart angestellt sind, daß die Scheiben zwischen sich eine Mehrzahl keilförmiger
Strömungsräume (23 bzw. 24) definieren, deren Breitseite bezüglich der Hauptströmung stromauf
(23) bzw. stromab (24) gerichtet ist, daß die stromauf offenen Strömungsräume (23) mit der Turbinenabgasseite
und die stromab offenen Slrömungsräume
(24) mit der Schubdüse (16) verbunden sind, und daß jeweils ein Sektor der Wärmeübertragerscheiben
(22) auf deren von der Turbine (13) abgewandten Seite mit der Druckseite des Kompressors (U) und
auf deren der Turbine (13) zugewandten Seite mit dem Eingang der Brennkammer (12) verbunden ist.
2. Gasturbinenstrahltriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittelpunkte der
Wärmeübertragerscheiben (22) auf einer Linie liegen, die die Triebwerksachse senkrecht schneidet
und daß die Achsen benachbarter Wärmeübertragerscheiben (22) im gleichen Winkel gegenüber
dieser Linie angestellt sind.
3. Gasturbinenstrahltriebwerk nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß sich
benachbarte Wärmeübertragerscheiben (22) an der schmalen Seite der von ihnen gebildeten Strömungsräume
fast berühren.
4. Gasturbinenstrahltriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß jene Sektoren der
Wärmeübertragerscheiben (22) für die Beaufschlagung mit Kompressordruckluft vorgesehen sind, die
der Turbine (13) abgewandt sind.
5. Gasturbinenstrahltriebwerk nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Druckluftzuführungsleitung
vom Kompressor (11) zu den Wärmeübertragerscheiben (22) Kanäle (20) aufweist, die
außerhalb des Abgaskanals des Triebwerks zu einer Sammelleitung (27) führen, die sich quer zu dem
Abgaskanal des Triebwerks stromab der Wärmeübertragerscheiben (22) erstreckt, und daß die
Sammelleitung (27) mit Abschnitten (28) verbunden ist, die in die stromab offenen Strömungsräume (24)
einstehen.
o. Gasturbinenstrahltriebwerk nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Leitung für die
erwärmte Druckluft Leitungsabschnitt: (29) umfaßt, die innerhalb der stromauf offenen Strömungsräume
(23) verlaufen, um die durch die Wärmeübertragerscheiben hindurchgetretene Druckluft zu sammeln,
und daß diese Leitungsabschnitte (29) mit weiteren Kanälen (21) verbunden sind, die außerhalb des
Abgaskanals des Triebwerks verlaufen.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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GB52181/74A GB1500710A (en) | 1974-12-03 | 1974-12-03 | Gas turbine engine |
Publications (3)
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DE2554186B2 DE2554186B2 (de) | 1980-08-14 |
DE2554186C3 true DE2554186C3 (de) | 1981-04-23 |
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Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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GB (1) | GB1500710A (de) |
IT (1) | IT1049896B (de) |
Family Cites Families (6)
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- 1974-12-03 GB GB52181/74A patent/GB1500710A/en not_active Expired
-
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- 1975-11-24 US US05/634,754 patent/US4008569A/en not_active Expired - Lifetime
- 1975-11-27 IT IT29744/75A patent/IT1049896B/it active
- 1975-12-01 JP JP50142301A patent/JPS5177709A/ja active Pending
- 1975-12-02 DE DE2554186A patent/DE2554186C3/de not_active Expired
- 1975-12-03 FR FR7537007A patent/FR2293592A1/fr not_active Withdrawn
Also Published As
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GB1500710A (en) | 1978-02-08 |
JPS5177709A (de) | 1976-07-06 |
FR2293592A1 (fr) | 1976-07-02 |
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US4008569A (en) | 1977-02-22 |
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Legal Events
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OGA | New person/name/address of the applicant | ||
C3 | Grant after two publication steps (3rd publication) | ||
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