DE2618719A1

DE2618719A1 - Stability control for VSTOL aircraft - has small axial turbine on main shaft to generate lateral correction impulses

Info

Publication number: DE2618719A1
Application number: DE19762618719
Authority: DE
Inventors: Karl Kastens
Original assignee: Individual
Current assignee: KASTENS, KARL, DIPL.-ING., 2742 GNARRENBURG, DE
Priority date: 1976-04-28
Filing date: 1976-04-28
Publication date: 1977-11-10
Also published as: DE2618719B2; DE2618719C3

Abstract

The gas turbine of the VSTOL aircraft is fitted with a second compressor stage rotating in an axial setting to the first, radial, compressor, and in the opposite direction. The action of the second stage can be modulated wrt the dynamic setting of the aircraft to improve the stability. The system provides a simple stability control to counteract lateral roll forces esp. during take-off and landing. The vehicle can be of wheeled type for use also as a land vehicle. The turbine feeds directional nozzles at the front and rear to provide lift and propulsion.

Description

Gasturbinen-Strahltriebwerk für Kurz- oder Senkrechtstartflug-Gas turbine jet engine for short or vertical take-off flight

zeuge Zusatz zu Patent . ... ... (Patentanmeldung P 22 48 526.3-22) Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein Gasturbinen-Strahltriebwerk für Kurz- oder Senkrechtstartflugzeuge und stellt eine Weiterbildung dieses Triebwerkes dar, wie es im Patent . ... ... (Patentanmeldung P 22 48 526.3-22) beschrieben ist. witness addition to patent. ... ... (patent application P 22 48 526.3-22) The present invention relates to a gas turbine jet engine for short or vertical take-off aircraft and represents a further development of this engine, like it in the patent. ... ... (patent application P 22 48 526.3-22) is described.

Bei dem im Hauptpatent beschriebenen Triebwerk werden erfindungsgemäß das Lufteintrittsgehäuse und das gemeinsame Verdichter- Turbinen-Gehäuse mit dem angeschlossenen Schubrohr unabhängig voneinander verschwenkt, so daß sichergestellt ist, daß zum einen im Bereich des Lufteintrittes die sogenannte l'Schräganblasung" durch eine entssrechende Winkelstelluna des Lufteintrittsqehäuses vermieden und zum anderen auf Schußablenkungsvorrichtungen, durch welche erhebliche Leistungsverluste in Kauf genommen werden müssen, aufgrund der Verschwenkbarkeit des Schubrohres vollkommen verzichtet werden kann. Diese Maßnahmen ermöqlichen neben der Vermeidunq der durch schuSablenkung hervorgerufenen Leistungsverluste eine Schubvektorensteuerung über einen bisher nicht erreichten Winkelbereich.In the engine described in the main patent, the air inlet housing and the common compressor turbine housing with the connected thrust tube are pivoted independently of each other according to the invention, so that it is ensured that, on the one hand, the so-called inclined blowing through a corresponding angular position of the air inlet housing in the area of the air inlet avoided and on the other hand, shot deflection devices, through which considerable power losses have to be accepted, can be completely dispensed with due to the pivotability of the thrust tube. These measures enable not only the avoidance of Due to the loss of power caused by the deflection of the shot, a thrust vector control over a previously unattained angular range.

Nun ist es bei Kurz- oder Senkrechtstartflugzeugen notwendig, vorzugsweise während des Schwebefluges und bei Start- und Landeoperationen auftretende Rollmomente, welche durch Seitenwind oder andere Einflüsse hervorgerufen werden, durch Seitenkräfte zu kompensieren. Derartige Seitenkräfte werden bei bekannten Kurz- oder Senkrechtstartflugzeugen durch eine Um- oder Ablenkung des Hub-oder Schubstrahles in seitlicher Richtung mit Hilfe von Düsenkalotten erzeugt. Diese Art der Rollmomentkompensation wird jedoch von den Piloten als zu träge empfunden und stellt daher keine befriedigende Lösung dar. Now it is necessary for short or vertical take-off aircraft, preferably Rolling moments occurring during the hover and during take-off and landing operations, which are caused by cross winds or other influences, by side forces to compensate. Such side forces are in known short or vertical take-off aircraft by deflecting or deflecting the lifting or thrust jet in a lateral direction generated with the help of nozzle caps. However, this type of roll torque compensation is used Perceived by the pilots as too sluggish and is therefore not a satisfactory solution represent.

Ziel der vorliegenden Erfindung ist es, ein Gasturbinen-Strahltriebwerk der im Hauptpatent beschriebenen Art derart weiterzubilden, daß eine optimale seitliche Beschleunigung des Flugzeugs zum Ausgleich von Rollmomenten in allen Flugzuständen ermöglicht wird. The aim of the present invention is to provide a gas turbine jet engine the type described in the main patent in such a way that an optimal lateral Acceleration of the aircraft to compensate for roll moments in all flight conditions is made possible.

Dieses Ziel wird erfindungsgemäß dadurch erreicht, daß der Radialverdichter des Triebwerkes mit einer zusätzlichen radialen und entgegengesetzt oder im gleichen Drehsinn rotierenden Verdichterstufe versehen ist, die von einer Axialturbine angetrieben ist, welche mit einem angeschlossenen, koaxial zur Turbinenwelle gelegenen Seitenkraft-Abgaskanal mit Seitenkraft-Schubdüse und gesondert angeordneten Brennkammern ausgestattet ist, daß diese zusätzliche Verdichterstufe und die Axialturbine auf einem koaxial zur Turbinenwelle angeordneten Hohlzapfen gelagert sind, der ein integriertes Teil des Verdichter-Turbinen-Gehäuses darstellt, und daß die Seitenkraft - Schubdüse mit dem Lufteintrittsgehäuse des Triebwerks fest verbunden und gemeinsam mit diesem verschwenkbar ist und die Schwenkachse der Seitenkraft-Schubdüse senkrecht zu der Achse des radialen Schubrohres steht. This goal is achieved according to the invention in that the centrifugal compressor of the engine with an additional radial and opposite or in the same Direction of rotation rotating compressor stage is provided, which is driven by an axial turbine which is connected to a side force exhaust gas duct located coaxially to the turbine shaft is equipped with a side force thrust nozzle and separately arranged combustion chambers, that this additional compressor stage and the axial turbine on a coaxial to Turbine shaft arranged hollow journals are mounted, which is an integrated part of the compressor-turbine housing, and that the side force - exhaust nozzle firmly connected to the air inlet housing of the engine and together with it is pivotable and the pivot axis of the side force thrust nozzle perpendicular to the Axis of the radial thrust tube is.

Durch die erfindungsgemäßen Maßnahmen wird der Radialverdichter des Gasturbinen-Strahltriebwerkes um eine zweite radiale Verdichterstufe erweitert, die der ersten nachgeschaltet ist und in Umfangsrichtung kraftschlsSig, jedoch axial verschiebbar auf die verzahnte Nabe der partiell beaufschlagten, regelbaren und wahlweise zuschaltbaren Axialturbine aufgesteckt ist und somit von dieser angetrieben wird. Die Axialturbine ist auf dem Außenmantel eines mit dem Verdichter-Turbinen-Gehäuse integrierten Hohlzapfens gelagert, der gleichzeitig das Gehäuse bildet für ein hydraulisches System, mit dem die zweite Verdichterstufe axial verstellt wird. The inventive measures of the centrifugal compressor Gas turbine jet engine expanded by a second radial compressor stage, which is connected downstream of the first and frictionally in the circumferential direction, but axially slidable on the toothed hub of the partially loaded, adjustable and optionally connectable axial turbine is attached and thus driven by this will. The axial turbine is on the outer shell of a compressor turbine housing integrated hollow pin, which at the same time forms the housing for a hydraulic System with which the second compressor stage is adjusted axially.

Eine auf dem Innenmantel des Hohlzapfens gelagerte Deckscheibe hat profilierte Durchbrüche zur Aufnahme der axial verschiebbaren Beschaufelung der zweiten Verdichterstufe. Durch diese Anordnung bleibt nach dem Ausrücken der zweiten Verdichterstufe der Strömungskanal am Verdichter-Austritt voll erhalten. Das Drehmoment wird über die Beschaufelung der zweiten Verdichterstufe auf die mitlaufende Deckscheibe übertragen. Die Version einer starren Befestigung der zweiten Verdichterstufe auf eine unverzahnte Nabe der Axialturbine ist alternativ ausführbar. An die Axialturbine angeschlossen sind die Brennkammern einerseits und der Seitenkraft-Abgaskanal andererseits, der beim Durchtritt durch den Verdichter-Austrittskanal in die Abgasdurchtrittsrippen und danach in die Seitenkraft - Schubdüse übergeht, die ein Ringsegment darstellt und mit dem Lufteintrittsgehäuse eine fest miteinander verbundene Einheit bildet, dagegen mit dem Verdichter-Turbinen-Gehäuse verschwenkbar verbunden ist.Has a cover disk mounted on the inner jacket of the hollow pin profiled openings to accommodate the axially displaceable blades of the second compressor stage. This arrangement leaves the second one after the disengagement Compressor stage, the flow channel at the compressor outlet is fully preserved. The torque is over the blades of the second compressor stage on the revolving cover disk transfer. The version of a rigid attachment of the second stage compressor an toothless hub of the axial turbine can alternatively be implemented. To the axial turbine connected are the combustion chambers on the one hand and the side force exhaust duct on the other hand, when it passes through the compressor outlet channel into the exhaust gas passage ribs and then merges into the side force thrust nozzle, which is a ring segment and forms a firmly connected unit with the air inlet housing, however, is pivotably connected to the compressor turbine housing.

Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist die Seitenkraft-Schubdüse verschwenkbar mit dem Verdichter-Turbinen-Gehäuse verbunden. Durch diese Maßnahme wird der Strahlvektor der Sei- tenkrafttkons£'ant gehalten gegenüber den jeweiligen Positionen des Verdichter-Eintritts-Gehäuses und des Schubrohres. Vorteilhaft ist es ferner, daß der Seitenkraft-Abgaskanal senkrecht durch den Verdichter-Austrittskanal hindurchtritt. Diese Anordnung ergibt den Vorteil, daß das den Verdichter verlassende Medium von den warmen Abgasen der Axialturbine vorgewärmt wird; und zwar im Bereich der Abgasdurchtrittsrippen, wodurch eine Wirkungsgradverbesserung erzielt wird. Weiterhin ist es vorteilhaft, daß die zweite Verdichterstufe axial verschiebbar auf einer Verzahnung der Axialturbine angeordnet ist. Dadurch wird erreicht, daß die Beschaufelung der zweiten Verdichterstufe entsprechend den Betriebsbedingungen zu- oder abgeschaltet werden kann, um beispielsweise beim Anfahren Strömungsstörungen zu beseitigen.According to an advantageous development of the invention, the side force thrust nozzle is pivotably connected to the compressor turbine housing. By this measure, the ray vector of the side tenkrafttkons £ 'ant held against the respective positions of the compressor inlet housing and the thrust tube. It is also advantageous that the side force exhaust duct passes vertically through the compressor outlet duct. This arrangement has the advantage that the medium leaving the compressor is preheated by the warm exhaust gases from the axial turbine; namely in the area of the exhaust gas passage ribs, whereby an improvement in efficiency is achieved. Furthermore, it is advantageous that the second compressor stage is arranged axially displaceably on a toothing of the axial turbine. It is thereby achieved that the blading of the second compressor stage can be switched on or off according to the operating conditions in order, for example, to eliminate flow disturbances when starting up.

Weiterhin ist es zweckmäßig, daß zwischen der ersten und zweiten Verdichterstufe eine mitlaufende Abdeckscheibe mit profilierten Durchbrüchen vorgesehen ist. Diese Anordnung der Abdeckscheibe gewährleistet auch bei ausgerückter BeschAufelung der zweiten Verdichterstufe einen einwandfreien Strömungskanal. Werner ist es zweckmäßig, daß die Abdeckscheibe den rückwärtigen Abschluß des radialen Teils des Strömungskanals des Laufrades des Radialverdichters bildet Hierdurch wird eine festigkeitsmäßig günstige Fort der Abdeckscheibe erzielt, womit gleichzeitig auch eine Gewichts- und Raumeinsparung verbunden ist. It is also useful that between the first and second Compressor stage a concurrent cover disk with profiled openings is provided is. This arrangement of the cover plate is guaranteed even when the blading is disengaged the second compressor stage a perfect flow channel. Werner it is appropriate that the cover plate the rear end of the radial part of the flow channel of the impeller of the centrifugal compressor favorable fort the cover plate achieved, which at the same time also a weight and space saving is associated.

Gemäß einem bevorzusten Ausführunqsbeisniel stehen die Strömungskanäle der Radial senkrecht zu den Strömungskanälen der Axialturbine. Damit wird erreicht, daß der Winkel zwischen Hubstrahl und Seitenkraftstrahl den maxiamalen Wert von 900 erreicht. Auch ist es zweckmäßig, daß für die Radial- und Axialturbine getrennte Brennkammersysteme vorhanden sind. Damit wird eine unabhängige Arbeitsweise von Hub- und Seitenkraftstrahl erzielt.According to a preferred embodiment, the flow channels are radial perpendicular to the flow channels of the axial turbine. This ensures that the angle between the lifting beam and the side force beam reaches the maximum value of 900. It is also useful that separate combustion chamber systems are available for the radial and axial turbines. This enables the lifting and side force jets to work independently.

So wird beispielsweise beim Zuschalten der Seitenkraft keine Verminderung der Hubkraft hervorgerufen.For example, there is no reduction when the side force is switched on caused by the lifting force.

Ferner ist es vorteilhaft, daß der Radialverdichter des Triebwerks auf jeder Seite mit einer zusätzlichen Verdichterstufe mit Axialturbine, Seitenkraft-Abgaskanal und Seitenkraft-Schubdüse ausgestattet ist. Diese Maßnahme erbringt nicht nur die Möglichkeit einer Anpassung des Triebwerks an die konstruktiven Gegebenheiten beispielsweise der Zellen sondern auch die Möglichkeit einer beliebigen Kombination der Triebwerke untereinander, beispielsweise bei Zusammenschaltungen als Rechts- oder Linkstriebwerk. It is also advantageous that the radial compressor of the engine on each side with an additional compressor stage with axial turbine, side force exhaust duct and side force thrust nozzle. This measure not only provides the Possibility of adapting the engine to the structural conditions, for example the cells but also the possibility of any combination of the thrusters with each other, for example when interconnected as a right-hand or left-hand drive.

Im folgenden ist zur weiteren Erläuterung und zum besseren Verständnis ein Ausführungsbeispiel der Erfindung unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben: Fig. 1 zeigt einen Teilschnitt A-A gemäß Fig. 3 durch ein erfindungsgemäßes Gasturbinen-Strahltriebwerk, Fig. 2 zeigt einen Teilschnitt B-B gemäß Fig. 1 durch ein erfindungsgemäßes Gasturbinen-Strahltriebwerk, wobei die Wand K des Verdichter-Austrittskanals und die innere Kanalwandung L des Seitenkraft-Abgaskanals bis zur Brennkammer hin, einschließlich der Leitschaufeln der Axialturbine zeichnerisch nicht mit dargestellt wurden, Fig. 3 zeigt die Seitenansicht einer Einbaustudie unter Verwendung von insgesamt 3 Gasturbinen-Strahltriebwerken der erfindungsgemäßen Art in ein flugfähiges Straßenfahrzeug, Fig. 4 zeigt die Draufsicht des Straßenfahrzeugs gemäß Fig. 3, dargestellt mit einem Front- und zwei Hecktriebwerken, von denen die beiden letzteren mit je nur einer Seitenkraft-Schubdüse ausgestattet sind, während das Fronttriebwerk mit beidseitiger Seitenkraft-Schubdüse ausgerüstet ist, Fig. 5 zeigt die Frontansicht des Straßenfahrzeugs gemäß Fig. 3, Fig. 6 zeigt die Heckansicht des Straßenfahrzeugs gemäß Fig. 3. The following is for further explanation and better understanding an embodiment of the invention with reference to the accompanying drawings described in more detail: Fig. 1 shows a partial section A-A according to Fig. 3 through an inventive Gas turbine jet engine, FIG. 2 shows a partial section B-B according to FIG. 1 an inventive gas turbine jet engine, wherein the wall K of the compressor outlet duct and the inner duct wall L of the side force exhaust duct up to the combustion chamber, including the guide vanes of the axial turbine not shown in the drawing Fig. 3 shows the side view of an installation study using a total of 3 gas turbine jet engines of the type according to the invention in an airworthy road vehicle, FIG. 4 shows the top view of the road vehicle according to FIG. 3, shown with a Front and two rear engines, the latter two with only one each Side-force thrusters are equipped, while the front engine is equipped with bilateral Side force thrust nozzle is equipped, Fig. 5 shows the front view of the road vehicle according to FIG. 3, FIG. 6 shows the rear view of the road vehicle according to FIG. 3.

Das erfindungsgemäße Strahltriebwerk besteht aus der Grund-Konstruktion gemäß Hauptanmeldung und umfaßt eine Turbinenwelle, die ein integriertes Teil mit den Laufrädern einer doppelflutigen Radialturbine bildet. Diese Turbinenwelle trägt beidseitig eine Lagerung mit Anschlußflanschen für die zellenseitige Befestigung. The jet engine according to the invention consists of the basic construction according to the main application and comprises a turbine shaft which is an integral part with forms the impellers of a double-entry radial turbine. This turbine shaft carries A bearing on both sides with connecting flanges for fastening on the cell side.

Auf der Turbinenwelle sind die beiden Laufräder des Radialverdichters drehfest angeordnet. Ein Lufteintrittsgehäuse, das auf der Turbinenwelle gelagert ist, trägt beidseitig auch die Lagerung für das Schubrohr, das eine Einheit mit dem Verdichter-Turbinen-Gehäuse und der Brennkammer darstellt.The two impellers of the centrifugal compressor are on the turbine shaft non-rotatably arranged. An air inlet housing that is mounted on the turbine shaft is, also carries the bearing for the push tube on both sides, which is a unit with represents the compressor turbine housing and the combustion chamber.

Erfindungsgemäß wird nun eine zusätzliche Verdichterstufe 1 radialer Bauart über eine Verzahnung von einer Axialturbine 2 angetrieben, die auf dem Außenmantel eines Hohlzapfens 3 gelagert ist. According to the invention, an additional compressor stage 1 is now more radial Type of construction driven by a toothing of an axial turbine 2, which is on the outer shell a hollow pin 3 is mounted.

Eine Deckscheibe 4 bildet den rückwärtigen Abschluß einer modifizierten Verdichterscheibe 5. Im Inneren des Hohlzapfens ist ein hydraulischer Verstellkolben 6 untergebracht. Die Axialturbine wird von den Brennkammern 7 und die Radialturbine von den Brennkammern 8 gespeist. Austrittsseitig sind an die Axialturbine ein Seitenkraft-Abgaskanal 9 mit Abgas-Durchtrittsrippen 10 und eine Seitenkraft-Schubdüse 11 angeschlossen.A cover plate 4 forms the rear closure of a modified one Compressor disk 5. Inside the hollow journal is a hydraulic adjusting piston 6 housed. The axial turbine is made up of the combustion chambers 7 and the radial turbine fed by the combustion chambers 8. On the outlet side of the axial turbine there is a side force exhaust gas duct 9 connected with exhaust gas passage ribs 10 and a side force thrust nozzle 11.

Claims

Patent claims gas turbine jet engine for short or vertical take-off aircraft, comprising an air inlet housing, a radial compressor, a combustion chamber and a radial turbine with a connected thrust tube, the radial compressor having two Has impellers that face each other at a distance with their backs, the Radial turbine accommodating between them arranged in a rotationally fixed manner on the turbine shaft are, and the thrust tube is attached to the common compressor-turbine housing is, the air inlet housing - one air inlet channel for each centrifugal compressor includes, and the axes of the air inlet channels in the area of the air inlet opening of the housing are arranged at right angles to the turbine shaft and the air inlet housing on the one hand and the common compressor-turbine housing together with the connected Thrust pipe on the other hand independently of one another around one with the axis of the turbine shaft coincident axis are pivotably mounted, according to patent. ... ... (patent application P 22 48-52623-22), thereby g e k e n n -z e i c h n e that. the centrifugal compressor (5) of the engine with at least one additional radial and opposite or compressor stage rotating in the same direction of rotation - (1) is provided by an axial turbine (2) is driven, which is connected to a coaxial Side-force exhaust duct (9) with side-force thrust nozzle facing the turbine shaft (11) and separately arranged combustion chambers (7, 8) is equipped that this additional compressor stage (1) and the axial turbine (2) on a coaxial to the turbine shaft arranged hollow pin (3) are mounted, which is an integrated part of the compressor turbine housing represents, and that the side force thrust nozzle (11) with the air inlet housing of the The engine is firmly connected and can be pivoted together with it and the pivot axis the side force thrust nozzle (11) is perpendicular to the axis of the radial thrust tube.

2. Gas turbine jet engine according to claim 1, characterized in that g e -k e n It is noted that the side force thrust nozzle (11) can be pivoted with the compressor turbine housing connected is.

3. Gas turbine jet engine according to claim 1, characterized in that g e -k e n n z e i c h n e t that the side force exhaust duct (9) perpendicularly through the compressor outlet duct passes through.

4. Gas turbine jet engine according to claim 1, characterized in that g e -k e n It is noted that the second compressor station (f) is axially displaceable on one Toothing of the axial turbine (2) is arranged.

5. Gas turbine jet engine according to claim 1, characterized in that g e -k e n n z e i c h n e t that between the first and second compressor stage a concurrent Cover plate (4) is provided with profiled openings.

6. gas turbine jet engine according to claim 1 and 5, characterized g e k e nnnz e i c h ne t that difi Abdeakscheibe (4) the rear end of the radial part: $ of the flow channel of the impeller of the centrifugal compressor (5) forms E.

7. Gas turbine jet engine nac-claim 1, characterized in that g e -k e n n z e i c h n e t that the flow channels of the radial turbine perpendicular to the flow channels the axial turbine (2).

8. gas turbine jet engine according to claim 1, characterized g ek e n n z e i c h n e t that separate combustion chamber systems for the radial and axial turbines available.

9. gas turbine jet engine according to claim 1, characterized g e -k e n It is noted that the centrifugal compressor (5) has the engine on each side an additional compressor stage (1) with axial turbine (2), side force exhaust duct (9) and side force thrust nozzle (11).