DE3338456A1 - GAS TURBINE ENGINE - Google Patents
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Description
AtAt
GasturbinentriebwerkGas turbine engine
Die Erfindung bezieht sich auf Gasturbinentriebwerk« und betrifft insbesondere ein neues und verbessertes Gasturbinentriebwerk mit einer Arbeitsturbine, die gegenläufige Rotoren hat, welche ihre Wellenleistung bei relativ niedrigen Drehzahlen abgeben.The invention relates to gas turbine engines, and more particularly relates to a new and improved gas turbine engine with a power turbine that has counter-rotating rotors, which their shaft power at relatively low Output speeds.
Die Erfindung ist insbesondere bei Gasturbinentriebwerken, wie sie für den Vortrieb von Flugzeugen benutzt werden, verwendbar, ohne sich auf diesen Verwendungszweck zu beschränken .The invention is particularly applicable to gas turbine engines such as those used for propelling aircraft, usable without being limited to this purpose.
Zum Antreiben von Flugzeugen stehen gegenwärtig mehrere Typen von Gasturbinentriebwerken zur Verfügung. Das Turbofan- und das Turboprop-Triebwerk sind zwei Beispiele fürSeveral types of gas turbine engines are currently available for powering aircraft. The turbofan and the turboprop engine are two examples of
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solche Triebwerke. Das Turbofan-Triebwerk enthält ein Kerntriebwerk, d.h. einen Gasgenerator zürn Antreiben eines Fan, während das Turboprop-Triebwerk einen Gasgenerator zum Antreiben eines Propellers enthält. Da diese Triebwerke Propeller oder Fans zur Schuberzeugung antreiben, nutzen sie typisch bei Unterschallgeschwindigkeiten den Brennstoff besser aus als reine Turbinenluftstrahltriebwerke, die Schub nur über ihren Abgasstrahl erzeugen.such engines. The turbofan engine contains a core engine, i.e. a gas generator to power a fan, while the turboprop engine has a gas generator to power of a propeller. Since these engines drive propellers or fans to generate thrust, they use them typically at subsonic speeds the fuel is better than pure turbine air jet engines, which Generate thrust only through their exhaust gas jet.
Mittelgroße Transportflugzeuge, beispielsweise zum Transportieren von 100 bis 180 Passagieren, haben typisch Turbofan-Triebwerke für den Vortrieb. Turbofan-Triebwerke liefern den relativ hohen Schub, der zum Antreiben dieser Flugzeuge in relativ großen Höhen und bei Reisegeschwindigkeiten von etwa Mach 0,6 bis etwa Mach 0,8 erforderlich ist. Für Flugzeuge, die für niedrigere Reisegeschwindigkeiten ausgelegt sind, werden typisch herkömmliche Turboprop-Triebwerke benutzt, da diese hinsichtlich der Leistungsfähigkeit und des Wirkungsgrades überlegen sind. Beispielsweise sind beträchtliche Verringerungen des verbrannten Brennstoffes, d.h. der Brennstoffmenge, die pro Passagiermeile verbraucht wird, durch die Verwendung des aerodynamisch wirksameren Turboprop-Triebwerks gegenüber dem Turbofan-Triebwerk möglich.Medium-sized transport aircraft, for example for transportation from 100 to 180 passengers, typically have turbofan engines for propulsion. Deliver turbofan engines the relatively high thrust required to propel these aircraft at relatively high altitudes and at cruising speeds from about Mach 0.6 to about Mach 0.8 is required. For aircraft designed for lower cruising speeds are designed, conventional turboprop engines are typically used because of their performance and are superior in terms of efficiency. For example, there are significant reductions in burned Fuel, i.e. the amount of fuel that per Passenger mile is consumed, as opposed to the use of the more aerodynamically efficient turboprop engine the turbofan engine possible.
Es wäre demgemäß wünschenswert, Vorteile des Turbofan-' Triebwerks mit den Vorteilen des Turboprop-Triebwerks zu kombinieren, um ein Verbundtriebwerk zu erzielen, das einen besseren Wirkungsgrad bei Flugzeugreisegeschwindigkeiten hat, die für Flugzeuge mit Turbofan-Triebwerken typisch sind.It would therefore be desirable to take advantage of the turbofan ' Combine engine with the advantages of the turboprop engine to achieve a compound engine that has better efficiency at airplane cruising speeds than that for airplanes with turbofan engines are typical.
Einfach eine maßstäblich vergrößerte Version eines herkömmlichen Turboprop-Triebwerks, das für den Antrieb einesSimply a scaled-up version of a traditional turboprop engine designed to power a
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mittelgroßen Transportflugzeuges geeignet ist, würde jedoch bei den Reisegeschwindigkeiten und Flughöhen, die für Flugzeuge mit Turbofan-Triebwerken typisch sind, einen einzigen Propeller von etwa 4,8 m (16 feet) Durchmesser erfordern. Sie müßte außerdem 15000 Wellen-PS erzeugen, was das mehrfache der Ausgangsleistung von herkömmlichen Turboprop-Triebwerken ist.medium-sized transport aircraft would, however at the cruising speeds and altitudes that are typical for aircraft with turbofan engines require a single propeller approximately 16 feet in diameter. It would also have to generate 15,000 wave horsepower, which is several times the power output of conventional turboprop engines.
Ein herkömmliches Turboprop-Triebwerk, das für diese Erfordernisse ausgelegt wird, würde weiter die Entwicklung eines relativ großen und unerwünscht schweren Untersetzungsgetriebes zum übertragen der erforderlichen Leistung und des erforderlichen Drehmoments bei relativ niedriger Drehzahl auf den Propeller erfordern. Die Drehgeschwindigkeit des einen großen Durchmesser aufweisenden Propellers ist ein begrenzender Faktor, um die Drallgeschwindigkeit der Propellerspitze, d.h. die Flugzeuggeschwindigkeit plus die Tangentialgeschwindigkeit der Propellerspitze unterhalb von Überschallgeschwindigkeiten zu halten. Das ist erwünscht, weil eine Propellerspitze, die bei Überschallgeschwindigkeiten arbeitet, ein beträchtliches Ausmaß an unerwünschtem Geräusch erzeugt und zu einem Verlust an aerodynamischem Wirkungsgrad führt.A conventional turbo-prop engine designed to meet these requirements would further require the development of a relatively large and undesirably heavy reduction gear to transmit the required power and torque to the propeller at a relatively low speed. The speed of rotation of the large diameter propeller is a limiting factor in keeping the propeller tip swirl speed , ie, aircraft speed plus propeller tip tangential speed, below supersonic speeds. This is desirable because a propeller tip operating at supersonic speeds creates a significant amount of undesirable noise and results in a loss of aerodynamic efficiency.
Gasturbinentriebwerke zum Antreiben von Propellern oder Fans ohne die Verwendung eines Untersetzungsgetriebes sind bekannt. Sie enthalten typisch gegenläufige Turbinenrotoren relativ niedriger Drehzahl, die relativ wenige Schaufelkranzstufen haben, welche ein Paar gegenläufiger Fans oder Propeller antreiben. Bei diesen Triebwerken gibt es verschiedene Ausführungsformen, bei denen die Fans oder Propeller lediglich benutzt werden, um den durch den Abgasstrahl erzeugten Schub zu erhöhen.Are gas turbine engines for driving propellers or fans without the use of a reduction gear known. They typically contain counter-rotating turbine rotors at relatively low speeds, which are relatively few Have blade ring steps that drive a pair of counter-rotating fans or propellers. With these engines there are various embodiments in which the Fans or propellers are only used to increase the thrust generated by the exhaust gas jet.
Zum Antreiben eines modernen mittelgroßen Flugzeuges , das eine relativ große Ausgangsleistung benötigt, ist jedoch ein praktisches und den Brennstoff relativ gut ausnutzendes Triebwerk einer neuen Generation erforderlich, dessen Leistung gegenüber herkömmlichen Turbofan- und Turboprop-Triebwerken und gegenüber den vorgenannten Triebwerken mit gegenläufigen Turbinenrotoren wesentlich größer ist.However, to power a modern medium-sized aircraft that requires a relatively large output power a practical and fuel-efficient engine of a new generation is required, its Performance compared to conventional turbofan and turboprop engines and compared to the aforementioned engines with counter-rotating turbine rotors is much larger.
Es ist demgemäß Aufgabe der Erfindung, ein neues und verbessertes Gasturbinentriebwerk zu schaffen.It is accordingly an object of the invention to provide a new and improved gas turbine engine.
Die Erfindung schafft ein neues und verbessertes Gasturbinentriebwerk, das eine Arbeitsturbine mit gegenläufigen Rotoren enthält.The invention provides a new and improved gas turbine engine, which contains a power turbine with counter-rotating rotors.
Die Arbeitsturbine des Triebwerkes nach der Erfindung hat mehrere gegenläufige Turbinenschaufelkranzstufen, wobei im wesentlichen sämtliche Ausgangsleistung aus in den Stufen expandierenden Verbrennungsgasen erzielt wird und sehr wenig Energie in den das Triebwerk verlassenden Abgasen verbleibt.The power turbine of the engine according to the invention has several counter-rotating turbine blade ring stages, wherein substantially all of the output power is obtained from combustion gases expanding in the stages, and very little energy remains in the exhaust gases exiting the engine.
Durch die Erfindung soll weiter ein neues und verbessertes Gasturbinentriebwerk geschaffen werden, bei dem die Ausgangsleistung ohne die Verwendung eines Untersetzungsgetriebes erzielbar ist.The invention further aims to provide a new and improved gas turbine engine in which the output power can be achieved without the use of a reduction gear.
Die Erfindung schafft ein neues und verbessertes Gasturbinentriebwerk, das einen Gasgenerator und eine Arbeitsturbine mit gegenläufigen Rotoren, die hinter dem Gasgenerator befestigt ist, enthält.The invention provides a new and improved gas turbine engine, a gas generator and a power turbine with counter-rotating rotors behind the gas generator is attached, contains.
Das Gasturbinentriebwerk nach der Erfindung treibt gegenläufig rotierende Blätter, wie beispielsweise Propeller-The gas turbine engine according to the invention drives counter-rotating blades, such as propeller
und Fanblätter, an.and fan leaflets.
Die Erfindung schafft ein neues und verbessertes Gasturbinentriebwerk mit einem Gasgenerator und einer Arbeitsturbine. Die Arbeitsturbine enthält einen ersten Rotor und mehrere erste Turbinenschaufelkränze, die sich von diesem aus radial nach außen erstrecken, sowie einen zweiten Rotor und mehrere zweite Turbinenschaufelkränze, die sich von diesem aus radial nach innen erstrecken. Die Arbeitsturbine ist hinter dem Gasgenerator angeordnet, empfängt Verbrennungsgase aus diesem und läßt die Gase in den ersten und zweiten Turbinenschaufelkränzen expandieren, um diesen im wesentlichen sämtliche Ausgangsleistung zum gegenläufigen Antreiben des ersten und des zweiten Rotors zu entnehmen.The invention provides a new and improved gas turbine engine with a gas generator and a power turbine. The power turbine includes a first rotor and several first turbine blade rings extending radially outward therefrom; and a second rotor and a plurality of second turbine blade rings extending radially inward therefrom. The power turbine is located behind the gas generator, receives combustion gases from this and lets the gases into the first and expanding second turbine blade rings to provide substantially all of the output power to the counter-rotating Driving the first and the second rotor can be seen.
Die Arbeitsturbine treibt gegenläufige Fans oder Propeller an, die entweder am vorderen oder am hinteren Ende des Triebwerks angeordnet sind.The power turbine drives fans or propellers rotating in opposite directions which are arranged either at the front or at the rear end of the engine.
Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigtEmbodiments of the invention are described in more detail below with reference to the drawings. It shows
Fig. 1 eine Längsschnittansicht einerFig. 1 is a longitudinal sectional view of a
Ausführungsform eines Gasturbinentriebwerks nach der Erfindung, das eine Arbeitsturbine aufweist, die zwei gegenläufige Rotoren hat, welche hinten angeordnete, gegenläufige Propeller antreiben,Embodiment of a gas turbine engine according to the invention, which has a power turbine has, which has two counter-rotating rotors, which are arranged at the rear, counter-rotating Drive propeller,
Fig. 2 ein Flugzeug mit zwei Gasturbi2 shows an aircraft with two gas turbines
nentriebwerken der in Fig. 1nentriebwerke of the in Fig. 1
dargestellten Art, die am Heck des Flugzeuges befestigt sind,shown type, which are attached to the tail of the aircraft,
Fig. 3 eine andere Art der BefestigungFig. 3 shows another type of attachment
eines Gasturbinentriebwerks der in Fig. 1 dargestellten Art, nämlich an einer Tragfläche eines Flugzeuges,a gas turbine engine of the type shown in Fig. 1, namely on the wing of an aircraft,
Fig. 4 eine Längsschnittansicht einerFig. 4 is a longitudinal sectional view of a
weiteren Ausführungsform des Gasturbinentriebwerks nach der Erfindung mit einer Arbeitsturbine zum Antreiben von gegenläufigen, hinten angeordneten Fans,Another embodiment of the gas turbine engine according to the invention with a power turbine for driving counter-rotating fans arranged at the rear,
Fig. 5 eine Längsschnittansicht vonFig. 5 is a longitudinal sectional view of
noch einer weiteren Ausführungsform des Gasturbinentriebwerks nach der Erfindung mit einer Arbeitsturbine zum Antreiben von gegenläufigen, vorn angeordneten Fans,yet another embodiment of the gas turbine engine of the invention having a Power turbine for driving counter-rotating, front-mounted Fans,
Fig. 6 eine Längsschnittansicht von6 is a longitudinal sectional view of
noch einer anderen Ausführungsform des Gasturbinentriebwerks nach der Erfindung, wobei ein Zusatzverdichter und eine Zwischendruckturbine sich eine gemeinsame Antriebswelle mit einem vorn angeordneten Fan und einem Rotor einer Arbeitsturbine teilen, undyet another embodiment of the gas turbine engine according to the invention, wherein an auxiliary compressor and an intermediate pressure turbine share a common drive shaft with a fan arranged at the front and a rotor of a power turbine, and
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Fig. 7 eine Längsschnittansicht vonFig. 7 is a longitudinal sectional view of
nochmals einer weiteren Ausführungsform des Gasturbinentriebwerks nach der Erfindung mit einer Arbeitsturbine, die vorn angeordnete, gegenläufige Propeller antreibt, wobei ein ringförmiger Gasgenerator parallel zu und mit Abstand von einer Längsachse des Triebwerks angeordnet ist.yet another embodiment of the gas turbine engine according to the invention a power turbine, the front-mounted, counter-rotating propellers drives, with an annular gas generator parallel to and spaced from one The longitudinal axis of the engine is arranged.
Fig. 1 zeigt ein Gasturbinentriebwerk 10 als eine Ausführungsform der Erfindung. Das Triebwerk 10 hat eine Längsmittelachse 12 und ein ringförmiges Gehäuse 14, das koaxial um die Achse 12 angeordnet ist. Das Triebwerk 10 enthält außerdem einen herkömmlichen Gasgenerator 16, der beispielshalber einen Zusatzverdichter 18, einen Verdichter 20, eine Brennkammer 22, eine Hochdruckturbine 24 und eine Zwischendruckturbine 26 enthält, die alle koaxial um die Längsachse 12 des Triebwerks 10 und axial in Reihe angeordnet sind. Eine erste ringförmige Antriebswelle 28 stellt eine feste Verbindung zwischen dem Verdichter 20 und der Hochdruckturbine 24 her. Eine zweite ringförmige Antriebswelle 30 stellt eine feste Verbindung zwischen dem Zusatzverdichter 18 und der Zwischendruckturbine 26 her.1 shows a gas turbine engine 10 as an embodiment the invention. The engine 10 has a longitudinal central axis 12 and an annular housing 14 which is arranged coaxially about the axis 12. The engine 10 also contains a conventional gas generator 16, for example an additional compressor 18, a compressor 20, a combustor 22, a high pressure turbine 24 and an intermediate pressure turbine 26, all coaxial are arranged around the longitudinal axis 12 of the engine 10 and axially in series. A first annular drive shaft 28 establishes a fixed connection between the compressor 20 and the high-pressure turbine 24. A second annular drive shaft 30 provides a fixed connection between the additional compressor 18 and the intermediate pressure turbine 26 ago.
Im Betrieb liefert der Gasgenerator 16 Druckluft aus dem Zusatzverdichter 18 und dem Verdichter 20 zu der Brennkammer 22, in der sie mit Brennstoff vermischt und gezündet wird, um Verbrennungsgase zu erzeugen. Die Verbrennungsgase treiben die Hochdruckturbine 24 und dieIn operation, the gas generator 16 supplies compressed air from the auxiliary compressor 18 and the compressor 20 to the combustion chamber 22, in which it is mixed with fuel and ignited to produce combustion gases. The combustion gases drive the high pressure turbine 24 and the
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Zwischendruckturbine 26 an, die ihrerseits den Verdichter 20 bzw. den Zusatzverdichter 18 antreiben. Die Verbrennungsgase werden aus dem Gasgenerator 16 über die Zwischendruckturbine 26 in einem mittleren Auslaßradius R1 von der Längsachse 12 abgegeben.Intermediate pressure turbine 26, which in turn drive the compressor 20 and the additional compressor 18. The combustion gases are from the gas generator 16 via the intermediate pressure turbine 26 in a mean outlet radius R1 of the Longitudinal axis 12 released.
An dem hintersten Ende des Gehäuses 14 und hinter dem Gasgenerator 16 ist ein ringförmiges Tragteil 30 befestigt. Das Tragteil 30 erstreckt sich radial nach innen und von dem hinteren Ende des Gehäuses 14 aus in Richtung nach hinten. Das Tragteil 30 hat mehrere in gegenseitigem Umfangsabstand angeordnete Streben 32, die sich von dem hinteren Ende des Gehäuses 14 radial nach innen erstrecken, und eine ringförmige Nabe 34, die an den radial inneren Enden der Streben 32 starr befestigt ist und sich in Richtung nach hinten erstreckt. Die Streben 32 tragen die Nabe 34 und leiten Verbrennungsgase aus dem Gasgenerator 16 zu einer Arbeitsturbine 36, die gemäß einer Ausführungsform der Erfindung aufgebaut ist. Die Arbeitsturbine 36 oder einfach die Niederdruckturbine 36 ist auf der Nabe 34 drehbar gelagert.An annular support part 30 is attached to the rearmost end of the housing 14 and behind the gas generator 16. The support member 30 extends radially inward and from the rear end of the housing 14 in the direction of rear. The support part 30 has a plurality of mutually circumferentially spaced struts 32, which extend from the rear end of the housing 14 extending radially inward, and an annular hub 34 attached to the radially inner Ends of the struts 32 is rigidly attached and extends towards the rear. The struts 32 carry the Hub 34 and direct combustion gases from the gas generator 16 to a power turbine 36, which according to one embodiment of the invention is constructed. The power turbine 36 or simply the low pressure turbine 36 is on the hub 34 rotatably mounted.
Die Niederdruck turbine 36 hat einen ersten ringförmigen Trommelrotor 38, der mittels Lagern 40 auf der Nabe 34 ,am vorderen und hinteren Ende 42 bzw. 44 derselben drehbar gelagert ist. Der erste Rotor 38 hat mehrere erste Turbinenschaufelkränze 46, die sich von ihm radial nach außen erstrecken und in gegenseitigem radialem Abstand auf ihm angeordnet sind.The low-pressure turbine 36 has a first annular drum rotor 38, which is mounted on the hub 34 by means of bearings 40 , rotatable at the front and rear ends 42 and 44 of the same is stored. The first rotor 38 has a plurality of first turbine blade rings 46 extending radially from it extend outside and are arranged at a mutual radial distance on it.
Die Niederdruckturbine 36 hat außerdem einen zweiten ringförmigen Trommelläufer 48, der radial außerhalb des ersten Rotors 38 und der ersten Schaufelkränze 46 angeordnet ist. Der zweite Rotor 48 hat mehrere zweite Turbinenschaufel-The low pressure turbine 36 also has a second annular one Drum rotor 48, which is arranged radially outside the first rotor 38 and the first blade rings 46. The second rotor 48 has a plurality of second turbine blade
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kränze 50, die sich von ihm aus radial nach innen erstrecken und in gegenseitigem axialem Abstand auf ihm angeordnet sind. Der zweite Rotor 48 ist auf der Nabe 34 mittels Lagern 52 drehbar gelagert, die an den radial inneren Enden eines vordersten Schaufelkranzes 50a der zweiten Schaufelkränze 50 und an den radial inneren Enden eines hintersten Schaufelkranzes 50b angeordnet sind, der auf dem auf der Nabe 34 gelagerten ersten Rotor 38 drehbar angeordnet ist.wreaths 50 which extend radially inward from it and are arranged on it at a mutual axial distance are. The second rotor 48 is rotatably mounted on the hub 34 by means of bearings 52 which are attached to the radially inner Ends of a foremost blade ring 50a of the second blade rings 50 and at the radially inner ends of one rearmost blade ring 50b are arranged, which is rotatably arranged on the first rotor 38 mounted on the hub 34 is.
Die ersten und zweiten Turbinenschaufelkränze 46 bzw. 50 enthalten jeweils mehrere in gegenseitigem Umfangsabstand angeordnete Turbinenschaufeln, wobei die ersten Schaufelkränze 46 abwechselnd mit zweiten Schaufelkränzen 50 angeordnet sind. Verbrennungsgase, die durch die Schaufelkränze 46 und 50 strömen, strömen in einem mittleren Strömungswegradius R2, der definitionsgemäß einen Schaufelradius darstellt, in dem resultierende Arbeitsbelastungen der Niederdruckturbine 36 als konzentriert angenommen werden. Beispielsweise kann der Radius R2 als der mittlere Teilkreisradius von sämtlichen Schaufelkränzen der Niederdruckturbine 36 definiert werden.The first and second turbine blade rings 46 and 50 each contain a plurality of circumferentially spaced apart arranged turbine blades, wherein the first blade rings 46 are arranged alternately with second blade rings 50 are. Combustion gases flowing through the blade rings 46 and 50 flow in an intermediate flow path radius R2, which by definition represents a blade radius in which the resulting workloads of the low-pressure turbine 36 can be assumed to be concentrated. For example, the radius R2 can be used as the mean pitch circle radius are defined by all of the blade rings of the low-pressure turbine 36.
Verbrennungsgase, die von dem Gasgenerator 16 in dem mittleren Strömungswegradius R1 abgegeben werden, werden durch die Streben 32 zu der Niederdruckturbine 36 geleitet. In der Niederdruckturbine 36 werden die Verbrennungsgase in den ersten und zweiten Turbinenschaufelkränzen 46 bzw. 50 in dem mittleren Strömungswegradius R2 entspannt, wodurch den Gasen im wesentlichen sämtliche Ausgangsleistung entnommen wird, mit der der erste und der zweite Rotor 38, 48 gegenläufig mit Drehzahlen angetrieben werden, die relativ niedriger sind als diejenigen der ersten Antriebswelle 28.Combustion gases discharged from the gas generator 16 in the mean flow path radius R1 are passed through the struts 32 are routed to the low-pressure turbine 36. In the low pressure turbine 36, the combustion gases are in relaxes the first and second turbine blade rings 46 and 50, respectively, in the mean flow path radius R2, whereby substantially all of the output power with which the first and second Rotor 38, 48 are driven in opposite directions at speeds which are relatively lower than those of the first Drive shaft 28.
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Der Gasgenerator 16 und die Niederdruckturbine 36, wie sie oben beschrieben sind, ergeben ein neues und verbessertes Gasturbinentriebwerk mit gegenläufigen Rotoren, das Ausgangswellenleistung bei relativ niedrigen Drehzahlen liefert. Zu den wesentlichen Merkmalen der Erfindung gehört die komplementäre Anordnung der Triebwerkselemente. Die Hochdruckturbine 24 ist hinter der Brennkammer 22 angeordnet, um zuerst die Verbrennungsgase relativ hohen Druckes zu empfangen, die aus der Brennkammer abgegeben werden. Die Hochdruckturbine 24 hat den besten Wirkungsgrad, wenn sie und die erste Antriebswelle 28 für Drehzahlen von etwa 10000 bis 15000 U/min bei einem Triebwerk mit 15000 Wellen-PS ausgelegt sind, da in diesem Fall die Hochdruckverbrennungsgase aus der Brennkammer 22 am besten ausgenutzt werden. The gas generator 16 and the low pressure turbine 36 as described above make a new and improved one Gas turbine engine with counter rotating rotors, the output shaft power delivers at relatively low speeds. One of the essential features of the invention the complementary arrangement of the engine elements. The high-pressure turbine 24 is arranged behind the combustion chamber 22, to first receive the relatively high pressure combustion gases emitted from the combustion chamber. The high-pressure turbine 24 has the best efficiency when it and the first drive shaft 28 for speeds of about 10,000 to 15,000 rpm are designed for an engine with 15,000 shaft horsepower, as in this case the high-pressure combustion gases from the combustion chamber 22 are best utilized.
Die Verbrennungsgase haben nach dem Passieren der Hochdruckturbine 24 einen Zwischendruck, der niedriger ist als der hohe Druck. Die Zwischendruckgase strömen dann durch die Zwischendruckturbine 26, die den Druck der Gase weiter auf einen relativ niedrigen Druck reduziert, wobei Leistung am wirksamsten gewonnen wird, wenn sich die zweite Antriebswelle 30 und der Zusatzverdichter 18 mit Drehzahlen drehen, die relativ niedriger sind als die der Hochdruckturbine 24.The combustion gases have after passing the high pressure turbine 24, an intermediate pressure lower than the high pressure. The intermediate pressure gases then flow through the intermediate pressure turbine 26, which further reduces the pressure of the gases to a relatively low pressure, wherein Power is most effectively gained when the second drive shaft 30 and the auxiliary compressor 18 are at speeds that are relatively lower than that of the high pressure turbine 24.
Schließlich werden die Niederdruckverbrennungsgase in die Niederdruckturbine 36 geleitet, wo sie weiter entspannt werden und wo im wesentlichen die gesamte verbleibende Energie derselben entnommen wird, um den ersten und den zweiten Rotor 38, 48 zum Liefern der Ausgangswellenleistung in Drehung zu versetzen. Wenig Energie verbleibt und wird dadurch weniger wirksam in dem Abgasstrahl ausgenutzt, der aus der Niederdruckturbine 36 abgegeben wird. Da die Niederdruckturbine 36 der letzte Abschnitt in demFinally, the low pressure combustion gases are directed into the low pressure turbine 36, where they are further expanded and where substantially all of the remaining energy thereof is drawn to the first and the to rotate the second rotor 38, 48 to provide the output shaft power. Little energy remains and is thereby used less effectively in the exhaust gas jet that is emitted from the low-pressure turbine 36. Since the low pressure turbine 36 is the last section in the
Triebwerk 10 ist, ist sie den Verbrennungsgasen niedrigster Temperatur ausgesetzt und deshalb sind die erzeugten Wärmespannungen geringer, was einen weniger komplizierten Aufbau der Niederdruckturbine 36 gestattet.Engine 10 is, it is the lowest of the combustion gases Exposed to temperature and therefore the generated thermal stresses are lower, which is less complicated Construction of the low-pressure turbine 36 is permitted.
Zum wirksamsten Entnehmen von Energie aus den Verbrennungsgasen in der Niederdruckturbine 36 sollte der mittlere Strömungswegradius R2 derselben größer sein als der mittlere Ausstoßradius R1 des Gasgenerators 16. In der in Fig. 1 dargestellten Ausführungsform ist der mittlere Strömungswegradius R2 ungefähr doppelt so groß wie der mittlere Ausstoßradius R1. Diese Anordnung bringt die Turbinenschaufelkränze 46 und 50 in einen größeren radialen Abstand von der Längsachse 12, wodurch die relativen Tangentialgeschwindigkeiten derselben vergrößert werden und dadurch sich den über sie hinwegströmenden Gasen Energie wirksamer entziehen läßt.In order to most effectively extract energy from the combustion gases in the low pressure turbine 36, the mean flow path radius should R2 of the same be larger than the mean discharge radius R1 of the gas generator 16. In the one shown in FIG In the illustrated embodiment, the mean flow path radius R2 is approximately twice as large as the mean Discharge radius R1. This arrangement brings the turbine blade rings 46 and 50 at a greater radial distance from the longitudinal axis 12, whereby the relative tangential velocities the same are enlarged and thereby the gases flowing over them gain energy can be withdrawn more effectively.
Da die Niederdruckturbine 36 eine Arbeitsturbine ist, die im wesentlichen sämtliche Ausgangsleistung über die Rotoren 38 und 48 liefert und vorzugsweise hinter dem Gasgenerator 16 angeordnet ist, ist ein geeignetes und wirksames Befestigungssystem erforderlich. Das Tragteil 30, das sich von dem hinteren Ende des Gehäuses 14 aus erstreckt, wie oben beschrieben, ist deshalb ein wichtiges Merkmal der Erfindung.Since the low pressure turbine 36 is a power turbine, the substantially all output power on the Rotors 38 and 48 supplies and is preferably arranged behind the gas generator 16 is a suitable and effective fastening system required. The support part 30, which extends from the rear end of the housing 14 as described above is therefore an important feature of the invention.
In dem in Fig. 1 gezeigten Ausführungsbeispiel treibt die Niederdruckturbine 36 gegenläufige, entgegengesetzte Steigung aufweisende Propeller an, und zwar einen vorderen Propeller 54 und einen hinteren Propeller 56. Von dem hintersten Ende des ersten Rotors 38 erstreckt sich ein hinterer Schaufelkranz 46a radial nach außen bis etwa in die radiale Position des zweiten Rotors 48.In the exemplary embodiment shown in FIG. 1, the low-pressure turbine 36 drives counter-rotating, opposite ones Pitch propellers, namely a front propeller 54 and a rear propeller 56. A rear blade ring 46a extends radially outward from the rearmost end of the first rotor 38 up to approximately the radial position of the second rotor 48.
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An den radial äußeren Enden des hinteren Schaufelkranzes 46a ist ein ringförmiges Ummantelungsteil 58 befestigt. Die Blätter des hinteren Propellers 56 sind an dem Ummantelungsteil 58 befestigt. Ebenso sind die Blätter des vorderen Propellers 54 an einem vorderen Ende des zweiten Rotors 48 befestigt. Steigungsverstellvorrichtungen 60 sind zum unabhängigen Steuern der Steigung des vorderen Propellers 54 und des hinteren Propellers 56 vorgesehen.An annular casing part 58 is attached to the radially outer ends of the rear blade ring 46a. The blades of the aft propeller 56 are attached to the shroud portion 58. Likewise are the leaves of the front propeller 54 attached to a front end of the second rotor 48. Incline adjusters 60 are for independently controlling the pitch of the front propeller 54 and the rear propeller 56.
Eines der wichtigsten Merkmale der Erfindung ist ein Gasturbinentriebwerk 10, das eine Niederdruckturbine 36 enthält, die eine relativ hohe Ausgangsleistung und ein relativ hohes Drehmoment bei relativ niedrigen Drehzahlen ohne die Verwendung eines Untersetzungsgetriebes liefert. Ein Untersetzungsgetriebe und das für dieses erforderliche Zubehör würden das Gewicht und die Komplexität eines Triebwerks beträchtlich vergrößern, das in der Lage ist, den relativ starken Schub zu erzeugen, der für den Antrieb eines Transportflugzeuges, wie beispielsweise eines Flugzeuges für 150 Passagiere, erforderlich ist.One of the most important features of the invention is a gas turbine engine 10 that includes a low pressure turbine 36 which has a relatively high output power and a relatively high torque at relatively low speeds without the use of a reduction gear. A reduction gear and what is required for this Accessories would add significantly to the weight and complexity of an engine capable of to generate the relatively strong thrust required to propel a transport aircraft such as a Aircraft for 150 passengers is required.
Eine Drehzahluntersetzung ist erforderlich, wenn ein Gasturbinen triebwerk zum Antreiben von Blättern, wie beispielsweise Propeller- oder Fanblättern, benutzt wird. Eine herkömmliche Niederdruckturbine (nicht dargestellt) enthält einen einzigen Rotor, der sich typisch mit etwa 10000 bis etwa 15000 U/min dreht. Diese Drehzahlen müssen auf die relativ niedrigen Drehzahlen von etwa 1000 bis etwa 2000 U/min für den Antrieb der Propeller- oder Fanblätter untersetzt werden. Propeller und Fans sind dafür ausgelegt, eine relativ große Luftmenge mit relativ niedrigen axialen Geschwindigkeiten zu bewegen, um Schub zu erzeugen, und arbeiten bei den relativ niedrigen Drehzahlen mit besserem Wirkungsgrad. Darüber hinaus sind die niedrigen Drehzahlen erforderlich, um die Drall-A speed reduction is required when using a gas turbine engine for driving blades, such as propeller or fan blades, is used. A conventional low pressure turbine (not shown) contains a single rotor, which is typically about Rotates 10,000 to about 15,000 RPM. These speeds must be on the relatively low speeds of around 1000 to about 2000 rpm to drive the propeller or fan blades. Propellers and fans are for it designed to move a relatively large amount of air at relatively low axial velocities in order to thrust generate, and work at the relatively low speeds with better efficiency. In addition, are the low speeds required to reduce the swirl
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oder Schraubenspitzengeschwindigkeit der Propeller auf Geschwindigkeiten unterhalb der Überschallgeschwindigkeit zu begrenzen.or screw tip speed of the propellers to speeds below the supersonic speed to limit.
Dadurch, daß dem zweiten Rotor 48 der Niederdruckturbine 36 nach Fig. 1 gestattet wird, sich in zu der Drehrichtung des ersten Rotors 38 entgegengesetzter Richtung zu drehen, sind gemäß der Erfindung zwei Abtriebswellen, d.h. der erste Rotor 38 und der zweite Rotor 48 vorgesehen, die sich mit etwa einem Viertel der Drehzahl eines analogen Einzelrotors einer herkömmlichen Niederdruckturbine drehen und somit für die Drehzahluntersetzung sorgen.Because the second rotor 48 of the low-pressure turbine 36 of FIG. 1 is allowed to move in the opposite direction to the direction of rotation of the first rotor 38 rotate, two output shafts, i.e. the first rotor 38 and the second rotor 48, are provided according to the invention, which is about a quarter of the speed of an analog single rotor of a conventional low-pressure turbine turn and thus ensure the speed reduction.
Eine weitere Drehzahluntersetzung ist erzielbar, indem die Anzahl der ersten und zweiten Turbinenschaufelkränze 46 und 50, d.h. die Anzahl der Stufen erhöht wird. Der Grund dafür ist, daß bei niedrigeren Drehzahlen der Rotoren 38 und 48 weniger Energie den Verbrennungsgasen pro Stufe der Niederdruckturbine 36 entnommen werden kann. Zum Erzielen der gewünschten niedrigen Drehzahlen und zum Entnehmen im wesentlichen sämtlicher verbleibender Energie aus den Verbrennungsgasen ist eine größere Anzahl von Stufen erforderlich.A further reduction in speed can be achieved by increasing the number of first and second turbine blade rings 46 and 50, i.e. the number of levels is increased. The reason for this is that at lower speeds the rotors 38 and 48 less energy can be taken from the combustion gases per stage of the low-pressure turbine 36. To achieve the desired low speeds and to remove substantially all of the remaining energy from the combustion gases, a greater number of stages are required.
Eine geringere Stufenzahl kann jedoch zum Erreichen dieses Ziels benutzt werden, indem größere Werte für das Verhältnis R2/R1 vorgesehen werden, wodurch die Verbrennungsgase der Niederdruckturbine 36 in einem größeren mittleren Strömungswegradius R2 zugeführt werden. Zu viele Stufen sind wegen der größen Komplexität, der größeren Baugröße und des größeren Gewichtes unerwünscht, und eine Niederdruckturbine 36, die weniger Stufen und ein relativ hohes Verhältnis R2/R1 hat, ist wegen der größeren Frontalfläche undHowever, a smaller number of stages can be used to achieve this Target can be used by providing larger values for the ratio R2 / R1, thereby reducing the combustion gases the low-pressure turbine 36 are supplied in a larger mean flow path radius R2. Too many stages are because of the great complexity, the larger size and the larger weight undesirable, and a low-pressure turbine 36, which has fewer steps and a relatively high R2 / R1 ratio, is because of the larger frontal area and
des größeren Gewichts, die darauf zurückzuführen sind, unerwünscht. Gemäß der Erfindung ist, wie oben beschrieben, festgestellt worden, daß ein Verhältnis R2/R1 von etwa 2,0 zu bevorzugen ist.the greater weight that can be attributed to it is undesirable. According to the invention, as described above, it has been found that a ratio R2 / R1 of about 2.0 is preferable.
In der in Fig. 1 dargestellten Ausführungsform wird zum Antreiben der gegenläufigen Propeller 54. und 56 eine Niederdruckturbine 36 mit etwa 14 Stufen bevorzugt, um die Ausgangswellendrehzahlen des ersten und des zweiten Rotors 38, 48 von etwa 1200 U/min zu erzielen. Diese Drehzahl ist viel kleiner als die Drehzahlen der ersten und der zweiten Antriebswelle 28, 30.In the embodiment shown in Fig. 1 is to drive the propellers 54. and 56 in opposite directions Low pressure turbine 36 preferably having about 14 stages to the output shaft speeds of the first and second To achieve rotor 38, 48 of about 1200 rpm. This speed is much smaller than the speeds of the first one and the second drive shaft 28, 30.
In der in Fig. 1 dargestellten Ausführungsform sind die gegenläufigen Propeller 54 und 56 an dem Triebwerk 10 hinten und radial außerhalb sowohl des ersten Rotors 38 als auch des zweiten Rotors 48 angeordnet. Diese Propeller haben einen Nabenradius R3 und einen Spitzenradius R4, die ab der Längsachse 12 gemessen werden. In -der Ausführungsform des Triebwerks 10, die eine Niederdruckturbine 36 enthält, welche Propeller antreibt und etwa 14 Stufen hat, wird außerdem bevorzugt, daß R1/R4, R2/R4 und R3/R4 gleich etwa 0,18, 0,35 bzw. 0,45 sind. Die Anzahl der Stufen der Niederdruckturbine 36 kann jedoch zwischen etwa 10 und etwa 18 Stufen liegen, und R1/R4, R2/R4 und R3/R4 können zwischen etwa 0,2 bis 0,16, 0,4 bis 0,3 bzw. 0,5 bis 0,4 liegen. Diese Beziehungen werden bevorzugt, damit sich ein Triebwerk 10 ergibt, mit dem sich die gegenläufigen Propeller 54 und 56 bei Drehzahlen von etwa 1200 U/min am wirksamsten antreiben lassen.In the embodiment shown in FIG. 1, the counter-rotating propellers 54 and 56 are on the engine 10 arranged rearward and radially outside of both the first rotor 38 and the second rotor 48. These propellers have a hub radius R3 and a tip radius R4, which are measured from the longitudinal axis 12. In the embodiment of the engine 10, which contains a low pressure turbine 36 which drives propellers and about 14 It is also preferred that R1 / R4, R2 / R4 and R3 / R4 are equal to about 0.18, 0.35 and 0.45, respectively. The number however, the stages of the low pressure turbine 36 may be between about 10 and about 18 stages, and R1 / R4, R2 / R4 and R3 / R4 can range from about 0.2 to 0.16, 0.4 to 0.3 and 0.5 to 0.4, respectively. These relationships are preferred so that an engine 10 results with which the propellers 54 and 56 rotating in opposite directions at speeds of approximately Drive 1200 RPM most effectively.
Die Herabsetzung der Drehzahl der Rotoren 38 und 48 der Niederdruckturbine 36 führt zu einer Herabsetzung zweiterThe reduction in the speed of the rotors 38 and 48 of the low-pressure turbine 36 leads to a reduction in the second
Ordnung der durch Zentrifugalkraft erzeugten Spannungen. Beispielsweise führt eine Herabsetzung der Drehzahl um ein Viertel zu einer Herabsetzung der Zentrifugalspannungen um ein Sechzehntel. Das ist bedeutsam, weil dadurch die Niederdruckturbine 36 weniger Material zum Aufnehmen der Zentrifugalspannungen erforderlich macht, was wiederum eine leichtere Niederdruckturbine 36 ergibt. Die Gesamtauswirkung der Verwendung einer gegenläufigen Niederdruckturbine 36 ist eine beträchtliche Herabsetzung des Triebwerksgewichts im Vergleich zu einem Triebwerk, das eine herkömmliche Niederdruckturbine und ein Untersetzungsgetriebe aufweist.Order of the stresses generated by centrifugal force. For example, a reduction in speed leads to a quarter to a reduction in centrifugal tension by a sixteenth. This is significant because it makes it the low pressure turbine 36 requires less material to absorb the centrifugal stresses, which again results in a lighter low-pressure turbine 36. The overall impact of using a reverse Low pressure turbine 36 is a significant reduction in engine weight compared to one Power plant comprising a conventional low pressure turbine and a reduction gear.
Die in Fig. 1 dargestellte Ausführungsform des Triebwerks 10 ergibt weitere Vorteile. Beispielsweise ist durch das Anordnen der Propeller 54 und 56 am hinteren Ende des Triebwerks 10 ein ringförmiges Einlaßgebiet 62 des Triebwerks 10 relativ frei von die Strömung störenden Hindernissen. Demgemäß können das Einlaßgebiet 62 und eine ringförmige Gondel 64, die das Triebwerk 10 umgibt, so ausgelegt werden, daß eine größere aerodynamische Leistung der in das Triebwerk 10 eintretenden sowie über dieses hinwegströmenden Luft erzielt wird.The embodiment of the engine shown in FIG 10 gives further advantages. For example, the Arranging the propellers 54 and 56 at the rear end of the engine 10 leaves an annular inlet area 62 of the engine 10 relatively free of obstacles which interfere with the flow. Accordingly, the inlet area 62 and an annular nacelle 64 surrounding the engine 10 may so be designed that a greater aerodynamic performance of the entering into the engine 10 as well as over this air flowing away is achieved.
Die Verwendung von zwei Propellern gegenüber einem einzelnen Propeller gestattet die Verwendung von Propellern kleineren Durchmessers, beispielsweise von etwa 3,6 m (12 feet), d.h. R4 = 1,8 m (6 feet) , gegenüber etwa 4,8 m (16 feet) zum Erzeugen des gleichen Schubes bei Drehzahlen von etwa 1200 U/min bzw. 900 ü/min und bei Flugzeugreisegeschwindigkeiten von etwa Mach 0,7 bis etwa Mach 0,8. Der kleinere Durchmesser ergibt niedrigere Propellerspitzengeschwindigkeiten und damit eine geringere Geräuscherzeugung .The use of two propellers versus a single propeller permits the use of propellers smaller diameter, for example about 3.6 m (12 feet), i.e. R4 = 1.8 m (6 feet) versus about 4.8 m (16 feet) for generating the same thrust at speeds of about 1200 rpm or 900 rpm and at aircraft cruising speeds of about Mach 0.7 to about Mach 0.8. The smaller diameter results in lower propeller tip speeds and thus less noise generation .
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Durch das Anordnen der Propeller 54 und 56 radial außerhalb des zweiten Rotors 48 wird das Nabe-Spitze-Verhältnis R3/R4 der Propeller vergrößert, was eine Verbesserung der aerodynamischen Leistung derselben ergibt. Weiter behindern die Propeller nicht die Strömung von Verbrennungsgasen, die aus der Niederdruckturbine 36 abgegeben werden, wodurch sonst die Triebwerksleistung verringert würde und Kühlvorrichtungen zum Verhindern einer thermischen Beschädigung der Propeller 54 und 56 erforderlich wurden.By placing the propellers 54 and 56 radially outside of the second rotor 48, the hub-to-tip ratio becomes R3 / R4 the propeller is enlarged, which results in an improvement in the aerodynamic performance of the same. Continue to hinder the propellers do not control the flow of combustion gases emitted from the low pressure turbine 36, which would otherwise reduce engine performance and cooling devices to prevent thermal damage the propellers 54 and 56 were required.
Fig. 2 zeigt ein Flugzeug 66 mit zwei Triebwerken 10, die gegenläufige Propeller der in Fig. 1 dargestellten Art antreiben und am hintersten Ende des Flugzeuges 66 befestigt sind. Die hinten befestigten erfindungsgemäßen Triebwerke 10 mit gegenläufigen Propellern geben dem Flugzeug 66 eine bessere Leistung und sorgen für einen niedrigeren Brennstoffverbrauch pro Passagiermeile. Weiter haben die Triebwerke 10 im Vergleich zu einem herkömmlichen Turboprop-Triebwerk, das für identische Schubabgabe ausgelegt ist, ein geringeres Gewicht. Es ist außerdem ein geringeres Propellergeräusch realisierbar, was eine Verringerung des Ausmaßes der Geräuschdämpfungsmodifizierungen des Flugzeuges gestattet und so das Gesamtflugzeuggewicht weiter reduziert.FIG. 2 shows an aircraft 66 with two engines 10 which drive propellers rotating in opposite directions of the type shown in FIG. 1 and attached to the rearmost end of the aircraft 66. The rear-mounted engines according to the invention 10 with counter-rotating propellers give the aircraft 66 better performance and lower fuel consumption per passenger mile. Furthermore, compared to a conventional turboprop engine, the engines 10 which is designed for identical thrust delivery, a lower weight. It's also a lesser one Propeller noise realizable, reducing the amount of noise attenuation modifications to the aircraft permitted and thus further reduced the total aircraft weight.
Fig. 3 zeigt eine alternative Anordnung zum Befestigen von Triebwerken 10 mit gegenläufigen Propellern der in Fig. 1 dargestellten Art an einer Tragfläche 68 eines Flugzeuges (nicht dargestellt). In dieser Ausführungsform ist die Nabe 34 des Triebwerks 10 nach hinten verlängert und an der Tragfläche 68 befestigt. Ein stationärer, ringförmiger Abgaskanal 70 ist an der Nabe 34 befestigt, um die Abgase des Triebwerks 10 unter die Tragfläche 68 zu leiten. Die in Fig. 3 dargestellte Ausführungsform des Triebwerks 10FIG. 3 shows an alternative arrangement for fastening engines 10 with propellers rotating in the opposite direction to the one in FIG. 1 shown type on a wing 68 of an aircraft (not shown). In this embodiment the hub is 34 of the engine 10 extended to the rear and fastened to the wing 68. A stationary, ring-shaped one Exhaust duct 70 is attached to the hub 34 to direct the exhaust gases from the engine 10 under the wing 68. the The embodiment of the engine 10 shown in FIG. 3
veranschaulicht deutlich einen bedeutsamen Vorteil des Tragteils 30 des Triebwerks 10. Das Tragteil 30 dient nicht nur zur Lagerung der Niederdruckturbine 36 in dem Triebwerk 10, sondern auch zum Befestigen des gesamten Triebwerks an einer Tragfläche 68 eines Flugzeuges.clearly illustrates a significant advantage of the support member 30 of the engine 10. The support member 30 is not used only for mounting the low-pressure turbine 36 in the engine 10, but also for fastening the entire engine on a wing 68 of an aircraft.
Fig. 4 zeigt ein Gasturbinentriebwerk 72, das eine weitere Ausführungsform der Erfindung darstellt. Das Triebwerk enthält einen Gasgenerator 16, der im wesentlichen den gleichen Aufbau wie der Gasgenerator 16 des Triebwerks nach Fig. 1 hat. In dieser Ausführungsform treibt jedoch eine Niederdruckturbine 74 zwei gegenläufige Fans an, nämlich einen vorderen Fan 76 und einen hinteren Fan 78, die am hinteren Ende des Triebwerks 72 angeordnet sind. Die Fans 76 und 78 haben mehrere sich radial nach außen erstreckende und in gegenseitigem Umfangsabstand angeordnete Fanblätter. Ein ringförmiger Fankanal 80 ist radial außen um die Fans 76 und 78 angeordnet und durch mehrere Streben 82 an dem Gehäuse 14 und der Gondel 64 des Triebwerks 72 befestigt. Schubumkehrvorrichtungen (nicht dargestellt) können an der Nabe 34 und hinter dem hinteren Fan 78 befestigt sein.4 shows a gas turbine engine 72 which is another embodiment of the invention. The engine includes a gas generator 16 which is essentially the same structure as the gas generator 16 of the engine according to Fig. 1 has. In this embodiment, however, a low pressure turbine 74 drives two fans rotating in opposite directions, viz a front fan 76 and a rear fan 78, which are arranged at the rear end of the engine 72. the Fans 76 and 78 have a plurality of radially outwardly extending and circumferentially spaced apart Fan leaflets. An annular fan channel 80 is arranged radially outwardly around the fans 76 and 78 and by a plurality of struts 82 attached to the housing 14 and the nacelle 64 of the engine 72. Thrust reversers (not shown) may be attached to the hub 34 and behind the rear fan 78.
Da die Fanblätter anders als Propellerblätter arbeiten, ist die Niederdruckturbine 74 vorzugsweise für den Antrieb von Fanblättern ausgelegt, obgleich sie grundsätzlich im Aufbau mit dem der Niederdruckturbine 36 nach Fig. 1 übereinstimmt. Die Gesamtzahl der Stufen der ersten und zweiten Turbxnenschaufelkränze 46, 50 liegt vorzugsweise zwischen etwa 6 Stufen bis etwa 12 Stufen, wobei etwa 8 Stufen (in Fig. 4 gezeigt) bevorzugt werden. Entsprechend haben die Verhältnisse R1/R4 und R2/R4 vorzugsweise Werte von etwa 0,35 bis etwa 0,25 bzw. von etwa 0,65 bis etwa 0,45. Bei 8 Stufen werden jedoch für die Verhältnisse R1/R4 und R2/R4Because the fan blades operate differently than propeller blades, the low pressure turbine 74 is preferably for propulsion designed by fan blades, although it basically corresponds in structure to that of the low-pressure turbine 36 according to FIG. The total number of stages of the first and second turbine blade rings 46, 50 is preferably between about 6 steps to about 12 steps, with about 8 steps (shown in Figure 4) being preferred. Accordingly, they have Ratios R1 / R4 and R2 / R4 preferably values from about 0.35 to about 0.25 and from about 0.65 to about 0.45, respectively. at However, 8 stages are required for the ratios R1 / R4 and R2 / R4
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Werte von etwa 0,3 bzw. 0,58 bevorzugt. Wie in der Ausführungsform nach Fig. 1 wird bevorzugt, daß R2 einen größeren Wert als R1 und vorzugsweise einen doppelt so großen Wert hat.Values of about 0.3 and 0.58 are preferred. As in the embodiment According to Fig. 1, it is preferred that R2 have a value greater than R1 and preferably twice as great Has value.
Fig. 5 zeigt ein Gasturbinentriebwerk 84, das noch eine weitere Ausführungsform der Erfindung darstellt. Das Triebwerk 84 enthält einen Gasgenerator 16, der im wesentlichen den gleichen Aufbau wie der in Fig. 1 dargestellte hat. Das Triebwerk 84 hat außerdem eine Niederdruckturbine 86, die im wesentlichen den gleichen Aufbau wie die Niederdruckturbine 74 nach Fig. 4 hat. In dieser Ausführungsform hat die Niederdruckturbine 86 jedoch vorzugsweise einen zusätzlichen hintersten Schaufelkranz 50c und damit insgesamt 9 Stufen, die zwei gegenläufige Fans antreiben, nämlich einen vorderen Fan 88 und einen hinteren Fan 90, welche am vorderen Ende des Triebwerks 84 angeordnet sind. Radial außen um die Fans 88 und 90 ist ein ringförmiger Fankanal 92 angeordnet, der mittels Streben 94 an dem Triebwerk 84 befestigt ist.Figure 5 shows a gas turbine engine 84 which is yet another embodiment of the invention. That Engine 84 includes a gas generator 16, which is essentially has the same structure as that shown in FIG. The engine 84 also has a low pressure turbine 86, which has essentially the same structure as the low-pressure turbine 74 according to FIG. In In this embodiment, however, the low-pressure turbine 86 preferably has an additional rearmost blade ring 50c and thus a total of 9 steps that drive two fans running in opposite directions, namely a front fan 88 and a rear fan 90, which are arranged at the front end of the engine 84. Radially outside around the Fans 88 and 90 have an annular fan duct 92 which is attached to the engine 84 by means of struts 94 is.
Im Gegensatz zu der in Fig. 4 dargestellten Niederdruckturbine 74 erstreckt sich ein hinterstes Ende 96 des ersten Rotors 38 radial einwärts der Nabe 34 und ist an einer dritten ringförmigen Antriebswelle 98 befestigt, die sich zu dem vorderen Ende des Triebwerks 84 erstreckt und an dem hinteren Fan 90 befestigt ist. Der hinterste Schaufelkranz 50c erstreckt sich von dem zweiten Rotor 48 aus radial nach innen. Radial innere Enden 100 des hintersten Schaufelkranzes 50c sind an einer vierten Antriebswelle 102 befestigt, die sich zu dem vorderen Ende des Triebwerks 84 erstreckt und an dem vorderen Fan 88 befestigt ist. Das TriebwerkIn contrast to the low-pressure turbine 74 shown in FIG. 4, a rearmost end extends 96 of the first rotor 38 radially inward of the hub 34 and is on a third annular drive shaft 98 that extends to the forward end of the engine 84 and is attached to the aft fan 90 is. The rearmost blade ring 50c extends radially inward from the second rotor 48. Radially inner ends 100 of the rearmost blade ring 50c are attached to a fourth drive shaft 102, which extends to the forward end of the engine 84 and is attached to the forward fan 88. The engine
84 enthält somit vier koaxial gelagerte Antriebswellen 28, 30, 98 und 102, und die Niederdruckturbine 86 treibt den vorderen Fan 88 und den hinteren Fan 90 in entgegengesetzten Richtungen an. Das sich ergebende Triebwerk 84 hat ultrahohe Mantelstromverhältnisse von mehr als etwa 6 zu 1 .84 thus contains four coaxially supported drive shafts 28, 30, 98 and 102, and the low-pressure turbine 86 drives the front fan 88 and the rear fan 90 in opposite directions. The resulting engine 84 has ultra-high sheath current ratios greater than about 6 to 1.
Fig. 6 zeigt ein Gasturbinentriebwerk 104, das nochmals eine weitere Ausführungsform der Erfindung darstellt. In dieser Ausführungsform, die mit der in Fig. 5 gezeigten Ausführungsform im wesentlichen übereinstimmt, ist der hintere Fan 90 an dem Zusatzverdichter 18 befestigt, und beide werden durch eine gemeinsame Antriebswelle angetrieben, nämlich die dritte Antriebswelle 98, die fest mit dem ersten Rotor 38 der Niederdruckturbine 86 und mit •einem Scheibenrotor der Zwischendruckturbine 26 verbunden ist.6 shows a gas turbine engine 104 which is yet another embodiment of the invention. In this embodiment, which essentially corresponds to the embodiment shown in FIG. 5, is the rear fan 90 is attached to the auxiliary compressor 18, and both are driven by a common drive shaft, namely the third drive shaft 98, which is fixed connected to the first rotor 38 of the low-pressure turbine 86 and to a disk rotor of the intermediate-pressure turbine 26 is.
Fig. 7 zeigt ein Gasturbinentriebwerk 106, das noch eine weitere Ausführungsform der Erfindung darstellt. Diese Ausführungsform enthält eine Niederdruckturbine 108, die mit der Niederdruckturbine 36 nach Fig. 1, welche 14 Stufen aufweist, im wesentlichen übereinstimmt. Die Niederdruckturbine 108 ist jedoch ähnlich wie die Niederdruckturbine 86 nach Fig. 5 aufgebaut und hat den zusätzlichen Schaufelkranz 50c, so daß sie insgesamt 15 Stufen aufweist , und ist außerdem mit der dritten und der vierten Antriebswelle 98 bzw. 102 versehen. Die Antriebswellen 98 und 102 treiben zwei gegenläufige, verstellbare Propeller an, nämlich einen vorderen Propeller 110 und einen hinteren Propeller 112, die an dem vordersten Ende des Triebwerks 106 angeordnet sind.Fig. 7 shows a gas turbine engine 106, which is another represents another embodiment of the invention. This embodiment includes a low pressure turbine 108 that with the low-pressure turbine 36 according to FIG. 1, which has 14 stages, essentially coincides. The low pressure turbine 108, however, is constructed similarly to the low-pressure turbine 86 according to FIG. 5 and has the additional Blade ring 50c, so that it has a total of 15 stages, and is also with the third and fourth Drive shaft 98 or 102 is provided. The drive shafts 98 and 102 drive two counter-rotating, adjustable propellers on, namely a front propeller 110 and a rear propeller 112, which are at the foremost end of the engine 106 are arranged.
In dieser Ausführungsform sind ein oder mehrere Gasgeneratoren 114 zum Antreiben der Niederdruckturbine 108In this embodiment, one or more gas generators 114 are for driving the low pressure turbine 108
vorgesehen. Der Gasgenerator 114 stimmt im wesentlichen mit dem Gasgenerator 16 nach Fig. 1 überein und hat eine Längsmittelachse 116. Im Gegensatz zu dem in Fig. 1 dargestellten Gasgenerator ist der Gasgenerator 114 jedoch so angeordnet, daß seine Längsachse 116 parallel zu und mit Abstand von der Längsachse 12 des Triebwerks 106 angeordnet ist. Ein Ringkanal 118 stellt eine Strömungsverbindung des Gasgenerators 114 mit der Niederdruckturbine 108 her, damit dieser die Verbrennungsgase zugeführt werden können. In dieser Ausführungsform können ein oder mehrere Gasgeneratoren 114 umfangsmäßig um die Längsachse 12 des Triebwerks 106 und parallel zu dieser vorgesehen sein, um die Verbrennungsgase der Niederdruckturbine zum Antrieb der gegenläufigen Propeller 110 und 112 zuzuführen. intended. The gas generator 114 is essentially correct corresponds to the gas generator 16 according to FIG. 1 and has a longitudinal center axis 116. In contrast to that shown in FIG Gas generator, the gas generator 114 is arranged so that its longitudinal axis 116 is parallel to and is arranged at a distance from the longitudinal axis 12 of the engine 106. An annular channel 118 provides a flow connection of the gas generator 114 with the low-pressure turbine 108 so that the combustion gases are supplied to it can. In this embodiment, one or more Gas generators 114 circumferentially around the longitudinal axis 12 of the engine 106 and be provided parallel to this to the combustion gases of the low-pressure turbine to drive the propellers 110 and 112 rotating in opposite directions.
Es sind zwar die bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung beschrieben worden, im Rahmen der Erfindung sind jedoch weitere Ausführungsformen möglich.While the preferred embodiments of the invention have been described, they are within the scope of the invention other embodiments are possible.
Beispielsweise kann der Gasgenerator 16 nach Fig. 1 ohne einen Zusatzverdichter 18 und eine Zwischendruckturbxne 26 ebenfalls zum Erzeugen von Verbrennungsgasen benutzt werden. Weiter können, da die gegenläufige Niederdruckturbine 36 eine relativ große Ausgangsleistung und ein relativ großes Drehmoment bei niedrigen Drehzahlen liefert, die Gasturbinentriebwerke, die solche Niederdruckturbinen enthalten, beispielsweise zum Antreiben von Schiffen, Generatoren und großen Pumpen benutzt werden, die so ausgelegt werden können, daß sie gegenläufig rotierende Eingangswellen haben, welche an dem ersten bzw. dem zweiten Rotor 38 bzw. 48 der Niederdruckturbine 36 befestigt werden.For example, the gas generator 16 according to FIG. 1 without an auxiliary compressor 18 and an intermediate pressure turbine 26 are also used to generate combustion gases will. Further, since the counter rotating low pressure turbine 36 can have a relatively large output and a The gas turbine engines that such low pressure turbines provide relatively large torque at low speeds are used, for example, to drive ships, generators and large pumps, which can be designed so that they have counter-rotating input shafts, which on the first or the second rotor 38 or 48 of the low-pressure turbine 36 are attached.
·' .·" ■ I .= =·:'":. ": 33384S6 if- · '. · "■ I. = = ·:'" :. "33384S6 if-
Weiter ist die Erfindung zwar für den Fall der Verwendung bei einem Triebwerk mit 15000 Wellen-PS beschrieben worden, sie kann jedoch auch Triebwerken mit anderer Leistung angepaßt werden. Beispielsweise würde bei einem kleineren Triebwerk mit 1500 Wellen-PS» das kleinere Propeller 54 und 56 antreibt, die Hochdruckturbine 24 so ausgelegt werden, daß sie mit etwa 30000 U/min arbeitet. Der erste Rotor 38 und der zweite Rotor 48 der Niederdruckturbine 36 nach Fig. 1 würden entsprechend so ausgelegt werden, daß sie mit einer Drehzahluntersetzung von etwa 10 zu 1, d.h. mit etwa 3000 U/min arbeiten. Die Propeller 54 und 56 haben, obgleich sie mit etwa 3000 ü/min arbeiten, kleinere Spitzenradien R4, weshalb die Drall- oder Schraubenspitzengeschwindigkeiten unter Überschallgeschwindigkeiten gehalten werden können.Furthermore, although the invention has been described for the case of use in an engine with 15,000 shaft horsepower, however, it can also be adapted to engines with a different power. For example, a smaller one would Engine with 1500 shaft horsepower »that drives the smaller propellers 54 and 56, the high-pressure turbine 24 is designed in such a way that that it operates at about 30,000 rpm. The first rotor 38 and the second rotor 48 of the low-pressure turbine 36 after Correspondingly, Fig. 1 would be designed to work with a speed reduction of about 10 to 1, i.e. work at about 3000 rpm. The propellers 54 and 56, although operating at about 3000 RPM, have smaller ones Tip radii R4, which is why the twist or screw tip speeds can be kept below supersonic speeds.
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| 8139 | Disposal/non-payment of the annual fee | ||
| 8170 | Reinstatement of the former position | ||
| 8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
| 8128 | New person/name/address of the agent |
Representative=s name: VOIGT, R., DIPL.-ING., PAT.-ANW., 6232 BAD SODEN |
|
| 8120 | Willingness to grant licences paragraph 23 | ||
| 8139 | Disposal/non-payment of the annual fee |