DE2618719B2

DE2618719B2 - Gas turbine jet engine for short or vertical take-off aircraft

Info

Publication number: DE2618719B2
Application number: DE19762618719
Authority: DE
Inventors: Karl 8000 Muenchen 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: 1979-06-13
Also published as: DE2618719C3; DE2618719A1

Description

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein Gasturbinen-Strahltriebwerk für Kurz- oder Senkrechtstartflugzeuge und stellt eine Weiterbildung dieses Triebwerkes dar, wie es im Patent 22 48 526 beschrieben istThe present invention relates to a gas turbine jet engine for short or vertical take-off aircraft and represents a further development of this engine, as described in patent 2,248,526 is

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 »Schräganblasung« durch eine entsprechende Winkelstellung des Lufteintrittsgehäuses vermieden und zum anderen auf Schubstrahlablenkungsvorrichtungen, durch welche erhebliche Leistungsverluste in Kauf genommen werden müssen, aufgrund der Verschwenkbarkeit des Schubrohres vollkommen verzichtet werden kann. Diese Maßnahmen ermöglichen neben der Vermeidung der durch Schubstrahlabienkung hervorgerufenen Leistungsverluste eine Schubvektorensteuerung über einen bisher nicht erreichten Winkelbereich.In the case of the engine described in the main patent, the air inlet housing and the common compressor-turbine housing with the connected thrust tube independently of each other pivoted, so that it is ensured that on the one hand in the The area of the air inlet, the so-called »oblique blowing« through a corresponding angular position of the Air inlet housing avoided and on the other hand on thrust jet deflection devices, through which considerable Loss of performance must be accepted due to the pivotability of the thrust tube can be completely dispensed with. In addition to avoiding the power losses caused by thrust jet deflection a thrust vector control via a previously not reached angular range.

Nun ist es bei ICurz- 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 Schubstraliies in seitlicher Richtung mit Hilfe von Düsenkalotten erzeugt. Diese Art der Rollm&mentkjmpensation wird jedoch von den Piloten als zu träge empfunden und stellt daher keine befriedigende Lösung dar.Now it is for short or vertical take-off planes necessary, preferably during the hover and during take-off and landing operations Rolling moments, which are caused by cross wind or other influences, due to side forces compensate. Such lateral forces are caused by known short or vertical take-off aircraft a diversion or diversion of the lifting or pushing line generated in the lateral direction with the help of nozzle caps. This kind of rollm & mentkjmpensation is however, felt by the pilots as too sluggish and is therefore not a satisfactory solution.

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 is made possible in all flight conditions.

Dieses Ziel wird erfindungsgernäß dadurch erreicht, daß der Radialverdichter des Triebwerkes mit mindestens einer zweiten radialen und entgegengesetzt oder im gleichen Drehsinn rotierenden Verdichterstufe versehen ist, deren Laufschaufeln am Umfang der ersten Verdichterstufe in deren Strömungsauslaßkanal einrückbar angeordnet sind und die von einer Axialturbine angetrieben ist, welche mit einem angeschlossenen, koaxial zur Turbinenwelle gelegenen Seitenkraft-Abgaskanal mit Seitenkraft-Schubdüse und einem gesondert angeordneten Brennkammersystem ausgestattet ist, daß diese zusätzliche Verdichterstufe und die Axialturbine auf einem koaxial zur Turbinenwclle 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 Strahlachse der Seitenkraft-Schubdüse senkrecht zu der Achse des radialen Schubrohres steht.According to the invention, this aim is achieved by that the radial compressor of the engine with at least a second radial and opposite or is provided rotating in the same direction of rotation compressor stage, the blades on the circumference of the first Compressor stage are arranged in the flow outlet channel and can be engaged by an axial turbine is driven, which is connected to a side force exhaust duct located coaxially to the turbine shaft equipped with side force thrust nozzle and a separately arranged combustion chamber system is that this additional compressor stage and the axial turbine on a coaxial to the turbine shaft arranged hollow pin are mounted, which is an integrated part of the compressor turbine housing represents, and that the side force thrust nozzle is firmly connected to the air inlet housing of the engine and is pivotable together with this and the jet axis of the side force thrust nozzle perpendicular to the Axis of the radial thrust tube is.

Durch die erfindungsgemäßen Maßnahmen wird derThe inventive measures is the

Radialverdichter des Gasturbinen-Strahltriebwerkes um eine zweite radiale Verdichterstufe erweitert, die der ersten nachgeschaltet ist und in Umfangsrichtung kraftschlüssig, 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 ι ο hydraulisches System, mit dem die zweite Verdichterstufe axial verstellt wird. 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 istRadial compressor of the gas turbine jet engine expanded by a second radial compressor stage, which the first is connected downstream and in the circumferential direction frictionally, but axially displaceable on the Toothed hub of the partially loaded, controllable and optionally switchable axial turbine attached and is thus driven by it. The axial turbine is on the outer jacket with one Compressor turbine housing mounted integrated hollow pin, which at the same time forms the housing for a ι ο hydraulic system with which the second compressor stage is axially adjusted. Connected to the axial turbine are the combustion chambers on the one hand and the side force exhaust duct on the other hand, the one when it passes through through the compressor outlet channel into the exhaust gas passage ribs and then into the side force thrust nozzle passes, which represents a ring segment and is firmly connected to the air inlet housing Forms unit, however, is pivotably connected to the compressor turbine housing

Durch die erfindungsgemäße Anordnung von getrennten Brennkammersystemen für die Radial- und Axialturbine wird eine unabhängige Arbeitsweise von Hub- und Seitenkraftstrahl erzielt. So wird beispielsweise beim Zuschalten der Seitenkraft keine Verminderung der Hubkraft hervorgerufen.The inventive arrangement of separate Combustion chamber systems for the radial and axial turbines will work independently of Lifting and side force jet achieved. For example when the side force is switched on, there is no reduction in the lifting force.

Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist die Seitenkraft-Schubdüse verschwenkbar mit dem Verdichter-Turbinen-Gehäuse verbunden. Durch diese Maßnahme wird der Strahlvektor der Seitenkraft jn richtungskonstant 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 er- J5 gibt 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. Ferner wird damit erreicht, daß der Winkel zwischen Hubstrahl und Seitenkraftstrahl den maximalen Wert von 90° erreicht. 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 can also be pivoted connected to the compressor turbine housing. By this measure, the beam vector of the side force jn Maintained constant direction with respect to the respective positions of the compressor inlet housing and the Thrust tube. It is also advantageous that the side force exhaust duct perpendicularly through the compressor outlet duct passes through. This arrangement gives the advantage that what leaves the compressor Medium is preheated by the warm exhaust gases of the axial turbine; namely in the area of the exhaust gas passage ribs, whereby an improvement in efficiency is achieved. It is also achieved that the Angle between the lifting beam and the side force beam reached the maximum value of 90 °. Furthermore it is advantageous that the second compressor stage is axially displaceable on a toothing of the axial turbine is arranged. It is thereby achieved that the blades of the second compressor stage accordingly the operating conditions can be switched on or off, for example when starting up To eliminate flow disturbances.

Weiterhin ist es zweckmäßig, daß zwischen der ersten ίο und zweiten Verdichterstufe eine mitlaufende Abdeckscheibe mit profilierten Durchbrüchen vorgesehen ist. Diese profilierten Durchbrüche der auf dem Innenmantel des Hohizapfens gelagerten Abdeckscheibe dienen 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 Abdeck- t>o scheibe übertragen. Die Version einer starren Befestigung der zweiten Verdichterstufe auf eine unverzahnte Nabe der Axialturbine ist alternativ ausführbar. Die Anordnung der Abdeckscheibe gewährleistet auch bei ausgerückter Beschaufelung der zweiten Verdichterstufe einen einwandfreiem Strömungskanal. Ferner ist es zweckmäßig, daß die Abdeckscheibe den rückwärtigen Abschluß des radialen Teils des Strömungskanals des Laufrades des Radialverdichters bildet Hierdurch wird eine festigkeitsmäßig günstige Form der Abdeckscheibe erzielt, womit gleichzeitig auch eine Gewichts- und Raumeinsparung verbunden istFurthermore, it is useful that between the first ίο and a second compressor stage, a concurrent cover disk with profiled openings is provided. These profiled openings are used for the cover disk mounted on the inner jacket of the hollow pin to accommodate the axially displaceable blades - ,. the second compressor stage. Through this arrangement After the second compressor stage has been disengaged, the flow channel at the compressor outlet remains fully intact. The torque is transferred to the moving cover t> o via the blades of the second compressor stage disc transferred. The version of a rigid attachment of the second compressor stage on a non-toothed one The hub of the axial turbine can be implemented as an alternative. The arrangement of the cover plate also ensures disengaged blades of the second compressor stage a perfect flow channel. Furthermore it is expedient that the cover plate the rear end of the radial part of the flow channel of the The impeller of the radial compressor forms a form of the cover disk that is favorable in terms of strength achieved, which at the same time also saves weight and space

Ferner ist es vorteilhaft, daß der Radialverdichter des Triebwerkes 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 centrifugal 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 a Adaptation of the engine to the structural conditions, for example of the cells, but also the possibility of any combination of the engines with one another, for example when interconnecting them as right or left hand drive.

Im folgenden ist zur weiteren Erläuterung und zum besseren Verständnis ein Ausführungsbeispiel der Erfindung unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschriebenFor further explanation and better understanding, an exemplary embodiment of FIG Invention described in more detail with reference to the drawings

Fig. 1 zeigt einen Teilschnitt A-A ;*emäß Fig.3 durch ein Gasturbinen-Strahltriebwerk,Fig. 1 shows a partial section AA ; * em according to Fig. 3 through a gas turbine jet engine,

F i g. 2 zeigt einen Teilschnitt B-Bgemäß F i g. 1 durch ein Gasturbinen-Strahltriebwerk, wobei die Wand K des Verdichter-Austrittskanals und die innere Kanalwandung '. des Seitenkraft-Abgaskanais bis zur Brennkammer hin, einschließlich der Leitschaufeln der Axialturbine zeichnerisch nicht mit dargestellt wurden.F i g. 2 shows a partial section BB according to FIG. 1 by a gas turbine jet engine, the wall K of the compressor outlet duct and the inner duct wall '. of the side force exhaust duct up to the combustion chamber, including the guide vanes of the axial turbine, were not shown in the drawing.

F i g. 3 zeigt die Seitenansicht einer F.inbaustudie unter Verwendung von insgesamt 3 Gasturbinen-Strahltriebwerken in ein flugfähiges Straßenfahrzeug,F i g. 3 shows the side view of an installation study using a total of 3 gas turbine jet engines in an airworthy road vehicle,

F ig. 4 zeigt die Draufsicht des Straßenfahrzeuges gemäß F i g. 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. 4 shows the top view of the road vehicle according to FIG. 3, shown with one front and two Tail engines, the latter two of which are each equipped with only one side-force thrust nozzle, while the front engine is equipped with a bilateral side thrust thruster,

F i g. 5 zeigt die Frontansicht des Straßenfahrzeugs gemäß F i g. 3,F i g. 5 shows the front view of the road vehicle according to FIG. 3,

Fig.6 zeigt die Heckansicht des Straßenfahrzeugs gemäß F i g. 3.Fig. 6 shows the rear view of the road vehicle according to FIG. 3.

Das strahltriebwerk besteht aus der Grund-Konstruktion gemäß Hauptpatent 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. 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 Brennkammerdarstellt. The jet engine consists of the basic construction according to the main patent and comprises a turbine shaft which is an integral part with the impellers a double-flow radial turbine. This turbine shaft has a bearing with connecting flanges on both sides for fastening on the cell side. The two impellers of the centrifugal compressor are on the turbine shaft non-rotatably arranged. An air inlet housing, which is mounted on the turbine shaft, carries on both sides also the storage for the thrust tube, which represents a unit with the compressor turbine housing and the combustion chamber.

Es wirr' nun eine zweite Verdichterstufe 1 radialer Bauart über eine Verzahnung von einer Axialturbine 2 angetrieben, die auf dem Außenmantel eines Hohlzapfens 3 gelagert ist. Eine Abdeckscheibe 4 bildet den rückwärtigen Abschluß einer modifizierten Scheibe der Verdichterstufe 5. Im Inneren des Hohlzapfens ist ein hydraulischer VersteliKolben 6 untergebracht. Die Axialturbine wild 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 If angeschlossen.There is now a second compressor stage 1 of radial design via a toothing of an axial turbine 2 driven on the outer jacket of a hollow pin 3 is stored. A cover plate 4 forms the rear end of a modified disc of the Compressor stage 5. A hydraulic adjusting piston 6 is housed in the interior of the hollow journal. the The axial turbine is fed from the combustion chambers 7 and the radial turbine from the combustion chambers 8. On the outlet side of the axial turbine are a side force exhaust gas duct 9 with exhaust gas passage ribs 10 and a Side force thrust nozzle If connected.

For this purpose 3 sheets of drawings

Claims

Patent claims:

1. Gas turbine jet engine for short or Sonkrechtstartflugxeuge, comprising an air inlet housing, a radial compressor, a combustion chamber and a radial turbine with a connected thrust tube, the radial compressor wears two impellers, the backs of which are facing each other at a distance, the radial turbine between them on the Turbine shaft are rotatably arranged, and the thrust tube is attached to the common compressor-turbine housing, the air inlet housing each having an air inlet duct for each radial compressor, and the axes of the air inlet ducts in the area < ^{5 of} the air inlet opening of the housing at right angles to the turbine shaft are arranged 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 are independently pivotable about an axis coinciding with the axis of the turbine shaft, according to Patent 22 48 526, dadurc h characterized in that the radial compressor (first compressor stage 5) of the engine is provided with at least one second radial compressor stage (1) rotating in the opposite direction or in the same direction, the rotor blades of which are arranged on the circumference of the first compressor stage so that they can be engaged in the flow outlet duct and those of an axial turbine is driven (2) associated with r ⁽⁹⁾ and a separately arranged BrennHmmersystem (7) ^ is equipped IEM connected coaxially situated to the turbine shaft Sei'enkrafi exhaust channel with lateral-exhaust nozzle (11), that this additional compressor stage (: 1) and the axial turbine (2) are mounted on a hollow pin (3) arranged coaxially to the turbine shaft, which is an integrated part of the compressor turbine housing, and that the side ^{4f) power} thrust nozzle (11) with the air inlet housing of the The engine is firmly connected and can be pivoted together with it and the jet axis of the side force thrust nozzle (11 ) is perpendicular to the axis of the radial thrust tube. ⁴ ^

Ί. Gas turbine jet engine according to Claim 1, characterized in that the side-force thrust nozzle (11) is pivotably connected to the compressor turbine housing.

3. Gas turbine jet engine according to claim I _1, characterized in that the side force exhaust gas duct (9) perpendicularly through the compressor outlet duct: iritt.

4. Gas turbine jet engine according to claim 1, characterized in that the second compressor " stage (1) is axially displaceable on a toothing of the axial turbine (2).

; i. Gas turbine jet engine according to claim 1, characterized in that between the first (5) and the second (1) compressor stage a rotating cover disk (4) with profiled openings is provided.

6. Gas turbine jet engine according to claim 5, characterized in that the cover plate (4) the rear closure of the radial part of the flow channel of the impeller of the radial compressor (first compressor stage 5) forms.

7. gas turbine jet engine according to claim 1,

characterized in that the Radtal compressor (First compressor stage 5) of the engine on each side with a second compressor stage (1) Axial turbine (2), side force exhaust duct (9) and side force thrust nozzle (11) is equipped