DE4028259A1 - Mischeranordnung fuer ein bypass-gasturbinentriebwerk - Google Patents
Mischeranordnung fuer ein bypass-gasturbinentriebwerkInfo
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Description
Die Erfindung bezieht sich allgemein auf Bypass-
Gasturbinentriebwerke und insbesondere auf eine
Mischeranordnung zum Mischen der heißen Gasströmung aus
dem Triebwerkskern mit Fanluft aus dem Bypass-Kanal, um
dadurch die Temperatur der Fanluft vor dem Eintreten in
einen Nachbrennerabschnitt des Triebwerks zu erhöhen.
In Bypass-Gasturbinentriebwerken tritt ein Teil der in
die Turbine strömenden Luft in das Kerntriebwerk ein,
während der übrige Teil der Luft durch einen im
wesentlichen ringförmigen Kanal strömt, der das
Kerntriebwerk umgibt. Ein Niederdruckfan (-bläser) ist
üblicherweise stromaufwärts von dem Verdichter des
Kerntriebwerks angeordnet, um die in den Kanal
eintretende Fanluft zu verdichten. Vor dem Eintritt in
eine Düse, die hinter dem Kerntriebwerk angeordnet ist,
wird ein Teil der heißen Gasströmung, die aus dem Kern
austritt, mit der Fanluft gemischt, die durch den
Fankanal strömt. Während einer Schubverstärkung oder
einer Nachverbrennung wird flüssiger Brennstoff durch
Sprühstäbe eingespritzt, wo er mit einem Gemisch aus
dem heißen Gas, das aus dem Kern austritt, und der
Fanluft, die aus dem Fankanal ausgestoßen wird,
entzündet wird. Diese Schubverstärkung oder
Nachverbrennung tritt gewöhnlich in einem
Nachbrennerabschnitt auf, der unmittelbar stromaufwärts
von der Düse angeordnet ist und die Energie der
Abgasströmung vergrößert, um dadurch den Schub der Düse
zu verstärken.
Ein typisches Beispiel von einem Mischer zum Mischen
von durch das Triebwerk erzeugter heißer Gase mit
Fanluft vor dem Austitt der gemischten Gase durch die
Triebwerksdüse ist in der US-PS 43 35 573 beschrieben.
Der dort beschriebene Mischer wird aus einer Anzahl
abwechselnder erster und zweiter Rinnen gebildet, die
nahe dem Düseneingang um das Kerntriebwerk herum
angeordnet sind. Jede der ersten und zweiten Rinnen
enthält einen stromaufwärtigen Abschnitt und einen
stromabwärtigen Abschnitt, wobei der stromaufwärtige
Abschnitt drehbar gelagert ist auf einem Lager, so daß
die ersten oder zweiten Rinnen gedreht werden können,
um eine Strömungsverbindung zwischen den
stromaufwärtigen und stromabwärtigen Abschnitten der
ersten und zweiten Rinnen herzustellen. Diese Drehung
oder Indexierung bewirkt eine Temperatursenkung der
flammenhaltenden Elemente in den stromabwärtigen
Abschnitten, um dadurch Infrarot-Emissionen aus der
Triebwerksdüse zu minimieren. Diese Verkleinerung von
Infrarot-Emissionen unterstützt die Verhinderung einer
Erkennung oder Verfolgung durch wärmesuchende
Fremdflugkörper und gestattet Gegenmaßnahmen oder eine
Abwehraktion, die gegen derartige Flugkörper zu
unternehmen sind.
Nach Erkenntnis des Erfinders enthalten alle bekannten
Mischerkonfigurationen, einschließlich derjenigen, die
in der vorgenannten US-PS beschrieben sind, ein Problem
des Ausblasens oder eine Resonanz in der oberen linken
Ecke der Flugkarte, wo die Fanausgangstemperaturen und
die Nachbrennerdrucke klein sind. In diesem Teil der
Flugkarte steht ein Nachbrennerbetrieb nicht zur
Verfügung aufgrund der Möglichkeit des Ausblasens des
Triebwerks oder einer beschädigenden
Resonanzschwingung.
Fig. 1 stellt eine Kurve von einer typischen Flugkarte
dar, wobei die Abszisse der Mach-Zahl des Flugzeugs und
die Ordinate der Druckhöhe in tausenden von Fuß
entspricht. In der Kurve gemäß Fig. 1 ist der Bereich
einer instabilen Verbrennung oder eines Ausblasens
durch Schraffieren in der mit 200 bezeichneten Fläche
dargestellt. Bisher sind nur in Grenzbereichen
erfolgreiche Versuche gemacht worden, um das Problem
des Ausblasens oder der Resonanz in dem Abschnitt 200
der Flugkarte gemäß Fig. 1 zu vermeiden, indem das
Verstärkungsverhältnis des Triebwerks begrenzt wird.
Zusätzlich hat eine gewisse Brennstoffverteilungsarbeit
in dem Nachbrennerabschnitt einen gewissen Einfluß
gezeigt.
Eine Stabilisierung der Verbrennung in einem
Nachbrenner erfordert, daß die Flamme auf einem
Flammenhalter verankert und stabilisiert wird. Die
zuvor erwähnten Probleme des Ausblasens und der
Resonanz, die in dem Bereich 200 der Flugkarte gemäß
Fig. 1 auftreten, sind durch Gyrationen oder einer
Bewegung der Flamme in dem Nachbrennerabschnitt
charakterisiert, d. h. die Flamme, die aus der Zündung
der Fanluft mit dem eingespritzen Brennstoff
resultiert, bleibt nicht auf dem Flammenhalter
verankert.
Eine stabile Verbrennung in einem Nachbrenner wird
durch den Druck der Fanluft und die Temperatur der
Fanluft beeinflußt. Die Geschwindigkeit der Fanluft
kann ebenfalls eine stabile Verbrennung in dem
Nachbrenner beeinflussen. Es wurde jedoch empirisch
gefunden, daß die Geschwindigkeit keine signifikante
Korrelation zu der Stabilität der Verbrennung hat. Da
ferner in dem Abschnitt 200 der Flugkarte gemäß Fig. 1
der Druck fest ist durch das Flughöhen- und
Bypassfandruckverhältnis, hat der Erfinder sein
Augenmerk auf die Steuerung der Fanlufttemperatur als
ein Mittel zur Stabilisierung der Verbrennung in dem
Nachbrenner gerichtet und hat die hier beschriebene
neuartige Struktur gefunden.
Die der Erfindung zugrunde liegende Aufgabe wird
insbesondere darin gesehen, eine Mischeranordnung für
ein Bypass-Gasturbinentriebwerk zu schaffen, die für
verbesserte Anreicherungsstabilitätsgrenzen während der
Schubverstärkung oder des Nachbrennerbetriebs sorgt, so
daß ein Nachbrennerbetrieb über einen größeren Teil der
Flugkarte des Triebwerks zur Verfügung steht. Ferner
soll eine derartige Mischeranordnung für ein Bypass-
Gasturbinentriebwerk geschaffen werden, die die
Temperatur der Fanluft vor dem Eintritt in den
Nachbrennerabschnitt des Triebwerks erhöht.
Eine Mischeranordnung zur Verwendung in einem Bypass-
Gasturbinentriebwerk enthält: Einen gewundenen im
wesentlichen ringförmigen Mischer, der eine Anordnung
von radial und axial langgestreckten, abwechselnden
ersten und zweiten Rinnen bildet. Jede der ersten und
zweiten Rinnen hat einen stromaufwärtigen Einlaß und
einen stromabwärtigen Auslaß, wobei die Einlässe der
ersten und zweiten Rinnen auf entsprechende Weise eine
innere heiße Gasströmung aus dem Kern des Triebwerks
und eine äußere Strömung von Fanluft aus dem Bypass-
Kanal des Triebwerks empfangen. Die Anordnung enthält
ferner Mittel zum Richten heißer Kerngase in die
zweiten Rinnen des Mischers stromaufwärts von dem
Auslaß der zweiten Rinnen, um die Temperatur der
Fanluft vor dem Eintritt in den Nachbrenner zu erhöhen.
Vorzugsweise weisen die Richtmittel einen gewundenen im
wesentlichen ringförmigen Vormischer auf, der eine
Anordnung von radial und axial langgestreckten,
abwechselnden dritten Rinnen bildet, wobei jede der
dritten Rinnen einen Auslaß aufweist, der in einem
vorbestimmten Abstand stromaufwärts von den Auslässen
der zweiten Rinnen angeordnet ist. Die dritten Rinnen
können eine innere heiße Gasströmung aus dem Kern des
Triebwerks empfangen. Der Vormischer und der Mischer
sind in dem Triebwerk so angeordnet, daß die durch den
Vormischer gebildeten dritten Rinnen in einer axialen
Strömungsverbindung mit den zweiten Rinnen sind, die
durch den Mischer gebildet sind. Auf diese Weise treten
die heißen Gase, die von den dritten Rinnen empfangen
werden, aus dem Auslaß der dritten Rinnen aus, um sich
mit der Fanluft zu mischen, die durch die zweiten
Rinnen des Mischer strömt. Somit mischt die Struktur
gemäß dem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung
auf wirksame Weise die heißen Abgase mit der Fanluft,
um die Temperatur der Fanluft zu erhöhen, bevor die
Fanluft den Nachbrenner erreicht.
Vorzugsweise ist eine Flammenhaltereinrichtung im
wesentlichen neben dem Ende des Mischers angeordnet, um
die Verbrennung des Brennstoffs und der Luft in dem
Nachbrennerabschnitt des Triebwerks während der
Schubverstärkung zu stabilisieren. Somit wird die
Temperatur der in den Nachbrennerabschnitt eintretenden
Fanluft vor dem Erreichen der Flammenhaltereinrichtung
erhöht.
Weiterhin sind vorzugsweise Kernsprühstäbe innerhalb
der Seitenwände angeordnet, die die dritten Rinnen des
Vormischers bilden. Auf diese Weise wird Brennstoff,
der durch die Kernsprühstäbe injiziert wird, verdampft
oder "vergast" in der heißen Gasströmung aus dem Kern
vor einer Mischung mit der kälteren Fanluft.
Die Erfindung wird nun mit weiteren Merkmalen und
Vorteilen anhand der Beschreibung und Zeichnung von
Ausführungsbeispielen näher erläutert.
Fig. 1 ist eine graphische Darstellung einer typischen
Flugkarte für ein Bypass-Gasturbinentriebwerk, die die
Mach-Zahl mit dem Druck korreliert.
Fig. 2 ist eine schematische Darstellung der
Hauptkomponenten eines Bypass-Gasturbinentriebwerks.
Fig. 3 ist ein Teilschnittbild von einem
Gasturbinentriebwerk, das die Vormischer- und
Mischeranordnung gemäß der Erfindung enthält.
Fig. 4 ist ein isometrisches Bild in stromabwärtiger
Blickrichtung von einer Mischer- und
Vormischeranordnung gemäß der Erfindung.
Fig. 5 ist ein isometrisches Teilbild in
stromaufwärtiger Blickrichtung von der Mischer- und
Vormischeranordnung gemäß Fig. 4.
Fig. 6 ist ein isometrisches Teilbild in
stromabwärtiger Blickrichtung von einer Mischer- und
Vormischeranordnung gemäß der Erfindung und stellt die
Lage der Brennstoffsprühstäbe relativ zu den ersten,
zweiten und dritten Rinnen dar.
Fig. 7 ist ein isometrisches Teilbild in
stromaufwärtiger Blickrichtung von der Brennstoff-
Sprühstabkonfiguration gemäß Fig. 6.
Fig. 8 ist ein Teilbild von oben auf ein zweites
Ausführungsbeispiel der Erfindung, wobei Leitungen in
den Seitenwänden der ersten und zweiten Mischerrinnen
ausgebildet sind, um heiße Kerngase mit der Fanluft zu
mischen.
Fig. 9 ist ein Blick von oben auf die Mischer- und
Vormischeranordnung gemäß der Erfindung und stellt die
Strömungsbahnen der heißen Kerngase und der Fanluft
durch die ersten, zweiten und dritten Rinnen dar.
In Fig. 2 sind die Hauptkomponenten von einem Bypass-
Gasturbinentriebwerk 10 dargestellt, das einen Kern 12
mit einem Verdichter 14, eine Brennkammer 16 und eine
Hochdruckturbine 18 aufweist, die strömungsmäßig in
Reihe angeordnet sind, um eine heiße Gasströmung zu
erzeugen, die durch das Triebwerk 10 von dem
stromaufwärtigen Ende 20 zum stromabwärtigen Ende 22
strömt. Stromabwärts von der Hochdruckturbine 18 ist
eine Niederdruckturbine 24 angeordnet. Ein im
wesentlichen ringförmiger Kanal 26 umgibt den Kern 12
und die Niederdruckturbine 24 und wird an seiner
äußeren Grenze durch ein Triebwerksgehäuse 28 begrenzt.
Ein Bypass-Fan 30 ist stromaufwärts von dem Verdichter
14 angeordnet und betriebsmäßig mit der
Niederdruckturbine 24 verbunden, um eine Strömung von
Fanluft durch den Kanal 26 zu verdichten und zu leiten.
Im Betrieb wird die am stromaufwärtigen Ende des
Triebwerks 10 einströmende Luft durch den Fan (Bläser)
30 verdichtet. Ein Teil der verdichteten Luft tritt in
das Kerntriebwerk 12 durch die Hochdruckturbine 14 ein
und tritt aus der Niederdruckturbine 24 aus. Der übrige
Teil der Fanluft strömt durch den Kanal 26 um den Kern
12 und die Niederdruckturbine 24 herum. Ein Mischer 32
ist stromabwärts von der Niederdruckturbine 24
angeordnet zum Mischen der Fanluft und der Kerngase vor
dem Eintritt in den Nachbrennerabschnitt 36. Typisch
sind Flammenhaltermittel, die von mehreren V-förmigen,
ringförmigen Stäben 39 gebildet sind, neben dem Auslaß
oder stromabwärtigen Ende 38 des Mischers 32
angeordnet.
Während einer Verstärkung oder Nachverbrennung wird
Brennstoff durch Sprühstäbe in die Kernabgasströmung
eingespritzt, und in einigen Fällen in die
Fanabgasströmung, stromaufwärts von den Flammenhaltern,
wo er durch übliche Mittel gezündet wird. Der
eingespritzte Brennstoff wird mit einem Gemisch von aus
dem Kern 12 austretenden Abgasen und aus dem Kanal 26
austretender Luft im Nachbrennerabschnitt 38 verbrannt
vor einem Austritt durch eine Abgasdüse. Die
vorliegende Erfindung ist auf den Aufbau des Mischers
32 gerichtet.
In den Fig. 4 und 5 sind eine stromabwärtige Ansicht
bzw. eine stromaufwärtige Ansicht von einer
Mischeranordung gemäß einem ersten Ausführungsbeispiel
der Erfindung gezeigt. Die Mischeranordnung enthält
einen gewellten, im wesentlichen ringförmigen Mischer
42, der eine Anordnung von radial und axial
langgestreckten, abwechselnden ersten und zweiten
Rinnen 44 bzw. 46 bilden. Die Richtung der Gasströmung
durch den Mischer 42 ist durch den Pfeil in den Fig.
4 und 5 angegeben. Jede der ersten Rinnen 44 enthält
einen stromaufwärtigen Einlaß 48 und einen
stromabwärtigen Auslaß 50. In ähnlicher Weise enthält
jede der zweiten Rinnen 46 einen stromaufwärtigen
Einlaß 52 und einen stromabwärtigen Auslaß 54.
Wie insbesondere in Fig. 5 dargestellt ist, werden die
ersten und zweiten Rinnen 44 und 46 durch mehrere
Seitenwände 60 gebildet, die radial und axial von einem
Flansch 62 ausgehen. Der Flansch 62 ist mechanisch an
einer entsprechenden Halterungsstruktur befestigt, um
den Mischer 42 innerhalb des Triebwerks zu fixieren und
zu positionieren. Die Halterungsstruktur und die Art
und Weise, in der der Mischer 42 an der
Halterungsstruktur befestigt ist, werden hier nicht
näher erläutert; es kann irgendeine bekannte
Halterungskonfiguration verwendet werden.
Jede Seitenwand 60 ist mit der einen benachbarten
Seitenwand durch eine Deckwand 64 verbunden, um erste
Rinnen 44 zu bilden. Jede Seitenwand 60 ist weiterhin
mit ihrer anderen benachbarten Seitenwand durch eine
Bodenwand 66 verbunden, um zweite Rinnen 46 zu bilden.
Während die Bodenwände 66 im allgemeinen eben sind und
radial verlaufen, sind die Deckwände 64 geneigt und
bilden einen glatten Übergang in die entsprechenden
Seitenwände 60, um die gewellte, axial und radial
verlaufende Konfiguration der ersten und zweiten Rinnen
zu bilden.
Die ersten Rinnen 44 des Mischers 42 sind aufgrund
ihrer gewellten Konfiguration in der Lage, eine innere
heiße Gasströmung aus dem Kern 12 des Triebwerks 10
aufzunehmen. Dies ist am besten aus den Fig. 3 und 9
ersichtlich. Fig. 3 ist eine Teilseitenansicht des
Triebwerks 10 mit der Mischeranordnung gemäß der
Erfindung, und Fig. 9 ist eine Teildraufsicht des
Mischers 42.
Aus der Niederdruckturbine 24 austretende Kerngase
strömen durch Einlässe 48 der ersten Rinne 44 und treten
durch Auslässe 50 der ersten Rinnen aus. Diese
Strömungsbahn für heiße Gase ist durch den Pfeil 70 in
Fig. 3 dargestellt. In ähnlicher Weise tritt kältere
Fanluft, die durch den Bypass-Kanal 26 strömt, in
Einlässe 52 der zweiten Rinnen 46 ein und tritt aus
Ausläßen 54 der zweiten Rinnen aus, um sich mit heißen
Kerngasen zu mischen, die aus den ersten Rinnen 44
austreten. Die Strömungsbahn der kalten Fanluft aus dem
Bypass-Kanal 26 durch die zweiten Rinnen 46 ist durch
den Pfeil 72 dargestellt. Es sei daran erinnert, daß
bis zu dem Austritt aus den entsprechenden Auslässen
aus den ersten und zweiten Rinnen die heißen Kerngase
und die kalte Fanluft durch Seitenwände 60, Deckwände
64 und Bodenwände 66 des Mischers 42 getrennt sind.
Darüber hinaus mischen sich die heißen Kerngase und die
kalte Fanluft nicht vollständig, bevor sie eine
endliche Strecke stromabwärts von den Auslässen 50 und
54 erreichen.
Die Mischeranordnung gemäß der Erfindung enthält ferner
Mittel zum Richten heißer Kerngase in die zweiten
Rinnen des Mischers stromaufwärts von den Auslässen der
zweiten Rinnen, um die Temperatur der Fanluft in den
zweiten Rinnen zu erhöhen. Gemäß einem ersten
Ausführungsbeispiel der Erfindung weist die
Richteinrichtung einen gewellten, im wesentlichen
ringförmigen Vormischer 80 auf, der eine Anordnung von
radial und axial langgestreckten, abwechselnden dritten
Rinnen 82 bildet, wie es in den Fig. 3, 4 und 5
dargestellt ist. Die dritten Rinnen 82 haben jeweils
einen stromaufwärtigen Einlaß 84 und einen
stromabwärtigen Auslaß 86. Die Einlässe 84 sind in der
Lage, eine innere heiße Gasströmung aus dem Kern 12 des
Triebwerks 10 aufzunehmen. Die Auslässe 86 sind im
Abstand stromaufwärts von und in Strömungsverbindung
mit Auslässen 54 von zweiten Rinnen 46 angeordnet. Auf
diese Weise werden heiße Kerngase, die aus Auslässen 86
von dritten Rinnen 82 austreten, mit der kalten Fanluft
gemischt, die durch zweite Rinnen 46 strömt, um die
Temperatur der Fanluft vor dem Austritt aus Auslässen
54 in den Nachbrenner zu erhöhen.
In ähnlicher Weise, wie es vorstehend in bezug auf die
ersten Rinnen beschrieben wurde, werden die dritten
Rinnen, wie es Fig. 5 gezeigt ist, durch Seitenwände
90 gebildet, die durch eine Deckwand 92 verbunden sind,
die glatt in Seitenwände 90 übergehen. Die Deckwände 92
sind geneigt, um die gewellte Konfiguration des
Vormischers 80 zu bilden.
Brennstoff für die Nachverbrennung wird in die
Abgasströmung durch Sprühstäbe injiziert, die von dem
äußeren Gehäuse 28 oder von einer Zwischenstruktur, die
an dem Außengehäuse 28 befestigt ist, radial nach innen
verlaufen. Dieser Brennstoff wird in das Triebwerk an
verschiedenen Positionen injiziert, um die
Nachverbrennung in "Stufen" auszubilden. Diese
Nachverbrennungs-Stufung als solche ist an sich
bekannt. Die Konfiguration gemäß der Erfindung sorgt
für eine vorteilhafte Weise, in der die Effekte der
Nachverbrennungs-Stufung verbessert werden kann. Wie
insbesondere in den Fig. 6 und 7 dargestellt ist,
sind mehrere erste Sprühstäbe 100 angeordnet, um radial
nach innen in das Triebwerk 10 durch die Deckwände 92
der dritten Rinnen 32 hindurch zu verlaufen und
innerhalb der dritten Rinnen zu enden. Die Sprühstäbe
100 sind in Umfangsrichtung um das Außengehäuse 26
angeordnet und haben einen vorbestimmten Abstand zu
einander, der dem Abstand der dritten Rinnen 82
entspricht. Brennstoff wird durch erste Sprühstäbe 100
in die heißen Kerngase eingespritzt, die durch dritte
Rinnen 82 strömen. Auf diese Weise wird der Brennstoff
aus den Sprühstäben 100 verdampft und mit den heißen
Kerngasen, die durch die dritten Rinnen 82 strömen,
gemischt, bevor eine Mischung mit der kalten Fanluft in
den zweiten Rinnen 46 erfolgt. Dies verstärkt die
Verdampfung und vergast den Brennstoff mit den heißen
Kerngasen.
Es kann eine zweite Anzahl von Sprühstäben 102
vorgesehen sein, die stromabwärts von den Auslässen 86
der dritten Rinnen 82 enden. Der durch diese Sprühstäbe
102 eingespritzte Brennstoff wird mit der kalten
Fanluft, die durch die zweiten Rinnen 46 strömt, und
den heißen Kerngasen gemischt, die aus den dritten
Rinnen 46 austreten.
Weiterhin können noch zusätzliche Sprühstäbe 104
vorgesehen sein, um Brennstoff in das heiße Kerngas
einzuspritzen, das durch erste Rinnen 44 und durch den
Bypass-Fankanal strömt, wie es bei Bypass-Triebwerken
üblich ist.
Aufgrund des direkten Zusatzes von Brennstoff zu der
heißen Kerngasströmung am Ausgang der dritten Rinnen 82
kann das stöchiometrische Verhältnis des Gemisches von
heißem Kerngas und kalter Fanluft eng gesteuert werden,
um die Anreicherungsstabilitätsgrenzen während der
Nachverbrennung zu verbessern. In der Tat ist es in
Abhängigkeit von den gewünschten
Anreicherungsstabilitätsgrenzen möglich, gewisse oder
alle Fansprühstäbe 104 zu eliminieren und Brennstoff
für die Nachverbrennung nur durch Kernsprühstäbe 100
und 102 hinzuzufügen.
Wie bereits ausgeführt ist, wurde gefunden, daß ein
wichtiger Parameter, der das Wiedererwärmungsvermögen
in dem Anreicherungsstabilitätsabschnitt der Flugkarte
beeinflußt, die Fanlufttemperatur ist. Die
Konfiguration der Mischer- und Vormischeranordnung
gemäß dem ersten Ausführungsbeispiel der Erfindung, wie
es in den Fig. 3 bis 7 und 9 dargestellt ist,
liegt heiße Abgase aus dem Kern 12 durch die dritten
Rinnen 82 des Vormischers 80. Diese heißen Kernabgase
werden mit Fanluft in zweiten Rinnen 46 des Mischers 42
gemischt, um die Fanlufttemperatur auf wirksame Weise
zu erhöhen vor einem Austritt aus den zweiten Rinnen
und dem Erreichen des Nachbrenners. Das Erhöhen der
Temperatur der Fanluft auf diese Weise verschiebt auf
wirksame Weise den Anreicherungsstabilitätsbereich des
Strahltriebwerks aus der Flugkarte heraus und minimiert
somit Möglichkeiten des Ausblasens oder einer
instabilen Verbrennung in dem Abschnitt 200, der in
Fig. 1 dargestellt ist.
In Fig. 8 ist ein zweites Ausführungsbeispiel einer
Mischeranordnung für ein Bypass-Gasturbinentriebwerk
gemäß der Erfindung dargestellt.
Die Richteinrichtung, die von dem die dritten Rinnen 82
bildenden Vormischer 80 in dem vorstehend beschriebenen
ersten Ausführungsbeispiel gebildet ist, weist in
diesem zweiten Ausführungsbeispiel Leitungsmittel auf,
die in Seitenwänden 60 des Mischers 42 ausgebildet
sind. Die Leitungsmittel gemäß diesem
Ausführungsbeispiel weisen Leitungen 110 auf, die einen
Teil der heißen Gasströmung, die von dem Kern in die
ersten Rinnen 44 eintritt, in entsprechende zweite
Rinnen 46 leiten, um dadurch die Temperatur der
Fanluftströmung zu erhöhen, die durch die zweiten
Rinnen 46 hindurchtritt. Die Leitungen 110 werden durch
eine stromlinienförmige Leitungswand 112 gebildet, die
integral mit der Seitenwand 60 ausgebildet ist und die
sich außen davon und longitudinal an dieser entlang
verläuft. Auf diese Weise ist eine Turbulenz an den
Seitenwänden 66 minimiert aufgrund der
stromlinienförmigen Oberfläche der Leitungswand 112. Da
darüber hinaus die Menge der heißen Kerngase, die von
den Rinnen 44 in zweite Rinnen 46 durch Leitungen 110
strömen, eine Funktion der Geometrie von Öffnungen 82
ist, kann diese Geometrie so gewählt werden, daß ein
vorbestimmtes Volumen von heißen Abgasen aus ersten
Rinnen 44 in zweite Rinnen 46 strömt, um dadurch die
Temperatur der Fanluft um einen vorbestimmten Betrag
gemäß den volumetrischen Strömungen der Fanluft durch
die Rinnen 46 und der heißen Abgase durch die Leitungen
110 zu erhöhen. Dabei kann jede Anzahl von Öffnungen 82
individuell in den Seitenwänden 60 ausgebildet werden,
um heiße Abgase aus ersten Rinnen 44 in zweite Rinnen
46 zu leiten.
Claims (15)
1. Mischeranordnung für ein Bypass-
Gasturbinentriebwerk, gekennzeichnet durch einen
gewellten, im wesentlichen ringförmigen Mischer (42),
der eine Anordnung von radial und axial
langgestreckten, abwechselnden ersten und zweiten
Rinnen (44, 46) bildet, wobei jede der ersten und
zweiten Rinnen einen stromabwärtigen Auslaß (50, 54)
und einen stromaufwärtigen Einlaß (48, 52) aufweist,
von denen die Einlässe der ersten und zweiten Rinnen
auf entsprechende Weise eine innere heiße Gasströmung
aus dem Kern des Triebwerks und eine äußere
Fanluftströmung aus dem Bypasskanal (26) des Triebwerks
aufnehmen können, und eine Einrichtung (bei 80; 110)
zum Richten heißer Kerngase in die zweiten Rinnen (46)
stromaufwärts von den Auslässen der zweiten Rinnen zur
Erhöhung der Temperatur der Fanluft in den zweiten
Rinnen.
2. Mischeranordnung nach Anspruch 1, dadurch
gekennzeichnet, daß die Richteinrichtung einen
gewellten, im wesentlichen ringförmigen Vormischer (80)
aufweist, der eine Anordnung von radial und axial
langgestreckten dritten Rinnen (82) aufweist, wobei
jede der dritten Rinnen einen Auslaß (86), der in einem
vorbestimmten Abstand stromaufwärts von den Auslässen
der zweiten Rinnen angeordnet ist, und einen Einlaß
(84) aufweist, in dem eine innere heiße Gaströmung aus
dem Kern des Triebwerks aufnehmbar ist.
3. Mischeranordnung nach Anspruch 2, dadurch
gekennzeichnet, daß die dritten Rinnen (82) in einer
axialen Strömungsverbindung mit entsprechenden zweiten
Rinnen (46) derart angeordnet sind, daß die durch die
dritten Rinnen (82) strömende heiße Gasströmung aus den
Auslässen (86) der dritten Rinnen (82) austritt und
sich mit der Strömung von Fanluft durch die zweiten
Rinnen mischt derart, daß die Temperatur der Fanluft
vor dem Erreichen der Auslässe der zweiten Rinnen
erhöht wird.
4. Mischeranordnung nach Anspruch 2, dadurch
gekennzeichnet, daß die dritten Rinnen (82) durch
mehrere Seitenwände (90) gebildet sind, wobei jedes
Paar von Seitenwänden durch eine Deckwand (92)
verbunden sind, die radial geneigt ist zur Bildung der
gewellten Konfiguration des Vormischers (80).
5. Mischeranordnung nach Anspruch 1, dadurch
gekennzeichnet, daß die ersten Rinnen (46) durch
mehrere Seitenwände (60) gebildet sind, die jeweils mit
einer benachbarten Wand durch eine Deckwand (64) zur
Bildung der ersten Rinnen der Anordnung und mit der
anderen benachbarten Seitenwand durch eine Bodenwand
(66) verbunden sind zur Bildung der zweiten Rinnen der
Anordnung.
6. Mischeranordnung nach Anspruch 2, dadurch
gekennzeichnet, daß das Triebwerk ein äußeres Gehäuse
(28) und eine Anzahl erster Sprühstäbe (100) aufweist,
die von dem Außengehäuse radial nach innen verlaufen
und in jeder dritten Rinne (82) enden.
7. Mischeranordnung nach Anspruch 6, dadurch
gekennzeichnet, daß mehrere zweite Sprühstäbe (102) von
dem Außengehäuse (28) radial nach innen verlaufen und
im Abstand stromabwärts von den ersten Sprühstäben
(100) und nahe den Auslässen (86) der dritten Rinnen
(82) angeordnet sind.
8. Mischeranordnung für ein Bypass-
Gasturbinentriebwerk, gekennzeichnet durch:
einen gewellten, im wesentlichen ringförmigen Mischer (42) mit mehreren Seitenwänden, die durch abwechselnde Deck- und Bodenwände verbunden sind zur Bildung einer Anordnung von radial und axial langgestreckten, abwechselnden ersten und zweiten Rinnen, wobei jede der ersten und zweiten Rinnen einen stromabwärtigen Auslaß und einen stromaufwärtigen Einlaß aufweist, wobei in den Einlässen der ersten und zweiten Rinnen auf entsprechende Weise eine innere heiße Gasströmung aus dem Kern des Triebwerks und eine äußere Strömung von Fanluft aus dem Bypass-Kanal des Triebwerks aufnehmbar sind, und eine Leitungseinrichtung (110), die in den Seitenwänden des Mischers ausgebildet ist, zum Leiten eines Teils der heißen Gaströmung aus den ersten Rinnen in die zweiten Rinnen für eine selektive Erhöhung der Temperatur der durch die zweiten Rinnen strömenden Fanluft.
einen gewellten, im wesentlichen ringförmigen Mischer (42) mit mehreren Seitenwänden, die durch abwechselnde Deck- und Bodenwände verbunden sind zur Bildung einer Anordnung von radial und axial langgestreckten, abwechselnden ersten und zweiten Rinnen, wobei jede der ersten und zweiten Rinnen einen stromabwärtigen Auslaß und einen stromaufwärtigen Einlaß aufweist, wobei in den Einlässen der ersten und zweiten Rinnen auf entsprechende Weise eine innere heiße Gasströmung aus dem Kern des Triebwerks und eine äußere Strömung von Fanluft aus dem Bypass-Kanal des Triebwerks aufnehmbar sind, und eine Leitungseinrichtung (110), die in den Seitenwänden des Mischers ausgebildet ist, zum Leiten eines Teils der heißen Gaströmung aus den ersten Rinnen in die zweiten Rinnen für eine selektive Erhöhung der Temperatur der durch die zweiten Rinnen strömenden Fanluft.
9. Mischeranordnung nach Anspruch 8, dadurch
gekennzeichnet, daß die Leitungseinrichtung wenigstens
eine Öffnung (82) aufweist, die in jeder Seitenwand (60)
ausgebildet ist.
10. Mischeranordnung nach Anspruch 9, dadurch
gekennzeichnet, daß jede Öffnung (82) durch eine
stromlinienförmige Leitungswand (112) gebildet ist, die
integral mit der Seitenwand ausgebildet ist und außen
von und axial entlang der Seitenwand (60) verläuft.
11. Mischeranordnung nach Anspruch 8, dadurch
gekennzeichnet, daß eine Flammenhalteeinrichtung im
wesentlichen neben dem Ende des Mischers (42)
angeordnet ist zur Stabilisierung der Verbrennung von
Brennstoff und Luft in einem Nachbrennerabschnitt des
Triebwerks während einer Schubverstärkung.
12. Bypass-Gasturbinentriebwerk, enthaltend:
ein Kerntriebwerk mit einem Verdichter, einer Brennkammer und einer Hochdruckturbine, die strömungsmäßig in einer Reihe angeordnet sind zur Erzeugung einer heißen Gasströmung,
eine Niederdruckturbine, die stromabwärts von der Hochdruckturbine angeordnet ist,
ein Kerntriebwerksgehäuse und ein äußeres Gehäuse, das zur Bildung eines Ringkanals im Abstand von dem Kerntriebwerksgehäuse angeordnet ist,
einen Fan (Bläser), der stromaufwärts von dem Verdichter angeordnet ist und mit der Niederdruckturbine in Verbindung steht zum Verdichten einer Strömung von Fanluft in dem Kanal,
eine Düseneinrichtung zur Lieferung von Antriebsschub für das Triebwerk,
gekennzeichnet durch stromaufwärts von der Düseneinrichtung angeordnete Mittel zum Mischen eines Teils der heißen Gasströmung mit der Fanluftströmung, wobei die Mischmittel enthalten:
einen gewellten, im wesentlichen ringförmigen Mischer, der eine Anordnung von radial und axial langgestreckten, abwechselnden ersten und zweiten Rinnen bildet, wobei jede der ersten und zweiten Rinnen einen stromabwärtigen Auslaß und einen stromaufwärtigen Einlaß aufweist, wobei in den Einlässen der ersten und zweiten Rinnen auf entsprechende Weise eine innere heiße Gasströmung aus dem Kern des Triebwerks und eine äußere Strömung von Fanluft aus dem Bypass-Kanal des Triebwerks aufnehmbar ist, und
eine Einrichtung zum Richten heißer Kerngase in die zweiten Rinnen zur Erhöhung der Temperatur der Fanluft in den zweiten Rinnen.
ein Kerntriebwerk mit einem Verdichter, einer Brennkammer und einer Hochdruckturbine, die strömungsmäßig in einer Reihe angeordnet sind zur Erzeugung einer heißen Gasströmung,
eine Niederdruckturbine, die stromabwärts von der Hochdruckturbine angeordnet ist,
ein Kerntriebwerksgehäuse und ein äußeres Gehäuse, das zur Bildung eines Ringkanals im Abstand von dem Kerntriebwerksgehäuse angeordnet ist,
einen Fan (Bläser), der stromaufwärts von dem Verdichter angeordnet ist und mit der Niederdruckturbine in Verbindung steht zum Verdichten einer Strömung von Fanluft in dem Kanal,
eine Düseneinrichtung zur Lieferung von Antriebsschub für das Triebwerk,
gekennzeichnet durch stromaufwärts von der Düseneinrichtung angeordnete Mittel zum Mischen eines Teils der heißen Gasströmung mit der Fanluftströmung, wobei die Mischmittel enthalten:
einen gewellten, im wesentlichen ringförmigen Mischer, der eine Anordnung von radial und axial langgestreckten, abwechselnden ersten und zweiten Rinnen bildet, wobei jede der ersten und zweiten Rinnen einen stromabwärtigen Auslaß und einen stromaufwärtigen Einlaß aufweist, wobei in den Einlässen der ersten und zweiten Rinnen auf entsprechende Weise eine innere heiße Gasströmung aus dem Kern des Triebwerks und eine äußere Strömung von Fanluft aus dem Bypass-Kanal des Triebwerks aufnehmbar ist, und
eine Einrichtung zum Richten heißer Kerngase in die zweiten Rinnen zur Erhöhung der Temperatur der Fanluft in den zweiten Rinnen.
13. Triebwerk nach Anspruch 12, dadurch
gekennzeichnet, daß die Richteinrichtung einen
gewellten, im wesentlichen ringförmigen Vormischer
aufweist, der eine Anordnung von radial und axial
langgestreckten, abwechselnden dritten Rinnen aufweist,
die jeweils einen Auslaß, der einen vorbestimmten
Abstand stromaufwärts von dem Auslaß der zweiten Rinnen
aufweist, und einen Einlaß aufweisen, in dem eine heiße
Gasströmung aus dem Kern des Triebwerks aufnehmbar ist.
14. Triebwerk nach Anspruch 13, dadurch
gekennzeichnet, daß die dritten Rinnen in einer
Axialströmungsverbindung mit entsprechenden zweiten
Rinnen angeordnet sind, derart, daß die durch die
dritten Rinnen strömende heiße Gasströmung sich mit der
Fanluftströmung durch die zweiten Rinnen mischt zur
Erhöhung der Temperatur der Fanluft vor dem Erreichen
des Auslasses der zweiten Rinnen.
15. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 12,
dadurch gekennzeichnet, daß mehrere erste Sprühstäbe
von dem äußeren Gehäuse des Triebwerks radial nach
innen verlaufen und innerhalb einer entsprechenden
dritten Rinne enden.
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---|---|---|---|
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---|---|
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IL (1) | IL95705A0 (de) |
IT (1) | IT1243021B (de) |
NO (1) | NO904176L (de) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7299635B2 (en) | 2001-09-14 | 2007-11-27 | Mtu Aero Engines Gmbh | Device for mixing two flows of fluid which are initially guided separate from one another in a bypass jet engine |
DE102010045697A1 (de) * | 2010-09-16 | 2012-03-22 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Blütenmischer für ein Turbofantriebwerk |
Families Citing this family (23)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5381655A (en) * | 1993-05-10 | 1995-01-17 | General Electric Company | Admission mixing duct assembly |
US5685140A (en) * | 1995-06-21 | 1997-11-11 | United Technologies Corporation | Method for distributing fuel within an augmentor |
US5813221A (en) * | 1997-01-14 | 1998-09-29 | General Electric Company | Augmenter with integrated fueling and cooling |
US5927067A (en) * | 1997-11-13 | 1999-07-27 | United Technologies Corporation | Self-cleaning augmentor fuel manifold |
DE50012958D1 (de) | 1999-03-05 | 2006-07-27 | Rolls Royce Deutschland | Blütenmischer für ein zweikreis-strahltriebwerk |
JP4743465B2 (ja) * | 2001-04-19 | 2011-08-10 | 株式会社Ihi | ジェットエンジン用ローブミキサー |
FR2858999B1 (fr) * | 2003-08-18 | 2005-11-11 | Snecma Moteurs | Turbomachine pour aeronef a emissions de bruit reduites |
FR2866675B1 (fr) * | 2004-02-24 | 2008-05-16 | Snecma Moteurs | Procede d'amelioration des performances d'allumage de dispositif de post-combustion pour turboreacteur double flux et dispositif de post-combustion a performance d'allumage amelioree |
US7434384B2 (en) * | 2004-10-25 | 2008-10-14 | United Technologies Corporation | Fluid mixer with an integral fluid capture ducts forming auxiliary secondary chutes at the discharge end of said ducts |
US7437876B2 (en) * | 2005-03-25 | 2008-10-21 | General Electric Company | Augmenter swirler pilot |
US8157207B2 (en) * | 2006-08-09 | 2012-04-17 | The Boeing Company | Jet engine nozzle exit configurations, including projections oriented relative to pylons, and associated systems and methods |
US7870722B2 (en) * | 2006-12-06 | 2011-01-18 | The Boeing Company | Systems and methods for passively directing aircraft engine nozzle flows |
WO2008070780A1 (en) | 2006-12-07 | 2008-06-12 | Novartis Ag | Antagonist antibodies against ephb3 |
US7966826B2 (en) * | 2007-02-14 | 2011-06-28 | The Boeing Company | Systems and methods for reducing noise from jet engine exhaust |
DE102008024022A1 (de) * | 2008-05-16 | 2009-11-19 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinentriebwerk, insbesondere Flugtriebwerk |
US9115897B2 (en) * | 2008-09-04 | 2015-08-25 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine systems and methods involving enhanced fuel dispersion |
FR2979673B1 (fr) | 2011-09-01 | 2013-08-23 | Snecma | Procede de melange de flux dans un turboreacteur double flux et sortie moteur de mise en oeuvre |
EP2841750B1 (de) * | 2012-04-27 | 2018-06-13 | General Electric Company | Blütenmischer mit variabler eindringtiefe sowie verfahren zu dessen herstellung |
US9470151B2 (en) | 2012-12-21 | 2016-10-18 | United Technologies Corporation | Alignment system and methodology to account for variation in a gas turbine engine |
FR3070187B1 (fr) * | 2017-08-21 | 2019-08-23 | Safran Aircraft Engines | Ecope inter-veine |
GB201908972D0 (en) * | 2019-06-24 | 2019-08-07 | Rolls Royce Plc | Compression in a gas turbine engine |
GB201908978D0 (en) | 2019-06-24 | 2019-08-07 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine transfer efficiency |
GB2615335B (en) * | 2022-02-04 | 2024-05-08 | Rolls Royce Plc | A reheat assembly |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4335573A (en) * | 1970-09-02 | 1982-06-22 | General Electric Company | Gas turbine engine mixer |
Family Cites Families (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB852829A (en) * | 1957-04-03 | 1960-11-02 | Rolls Royce | Improvements in or relating to gas-turbine jet propulsion engines |
US2999672A (en) * | 1958-04-09 | 1961-09-12 | Curtiss Wright Corp | Fluid mixing apparatus |
US3048376A (en) * | 1958-04-09 | 1962-08-07 | Curtiss Wright Corp | Fluid mixing apparatus |
GB874512A (en) * | 1959-03-13 | 1961-08-10 | Boeing Co | Jet propulsion engine noise suppression nozzle |
US3750402A (en) * | 1963-08-07 | 1973-08-07 | Gen Electric | Mixed flow augmentation system |
GB1139005A (en) * | 1966-03-25 | 1969-01-08 | Rolls Royce | Improvements in or relating to gas turbine by-pass engines |
US3415337A (en) * | 1966-04-20 | 1968-12-10 | Gen Electric | Air injector device for air-cooled noise suppressors |
DE1923150A1 (de) * | 1968-05-08 | 1970-01-15 | Man Turbo Gmbh | Zweistromturbinenstrahltriebwerk |
US3747345A (en) * | 1972-07-24 | 1973-07-24 | United Aircraft Corp | Shortened afterburner construction for turbine engine |
US3974646A (en) * | 1974-06-11 | 1976-08-17 | United Technologies Corporation | Turbofan engine with augmented combustion chamber using vorbix principle |
US4149375A (en) * | 1976-11-29 | 1979-04-17 | United Technologies Corporation | Lobe mixer for gas turbine engine |
US4134260A (en) * | 1977-10-25 | 1979-01-16 | General Motors Corporation | Afterburner flow mixing means in turbofan jet engine |
GB2031070B (en) * | 1978-10-02 | 1982-11-17 | Boeing Co | Suppression of noise from a ducted-fan turbojet engine |
US4302934A (en) * | 1979-11-01 | 1981-12-01 | United Technologies Corporation | Lobed mixer/inverter |
GB2082259B (en) * | 1980-08-15 | 1984-03-07 | Rolls Royce | Exhaust flow mixers and nozzles |
GB2104967B (en) * | 1981-09-03 | 1985-07-17 | Rolls Royce | Exhaust mixer for turbofan aeroengine |
GB2119859A (en) * | 1982-05-06 | 1983-11-23 | Rolls Royce | Exhaust mixer for bypass gas turbine aeroengine |
GB2123486B (en) * | 1982-07-12 | 1986-01-02 | Gen Electric | Turbofan mixed flow exhaust system |
US4461146A (en) * | 1982-10-22 | 1984-07-24 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Mixed flow swirl augmentor for turbofan engine |
GB2139288B (en) * | 1983-05-05 | 1987-11-04 | Rolls Royce | Exhaust mixer for bypass gas turbine aeroengines |
US5020318A (en) * | 1987-11-05 | 1991-06-04 | General Electric Company | Aircraft engine frame construction |
-
1990
- 1990-01-25 US US07/469,982 patent/US5117628A/en not_active Expired - Fee Related
- 1990-08-23 CA CA002023853A patent/CA2023853A1/en not_active Abandoned
- 1990-09-06 DE DE4028259A patent/DE4028259A1/de active Granted
- 1990-09-12 FR FR9011286A patent/FR2657399A1/fr active Pending
- 1990-09-17 IL IL95705A patent/IL95705A0/xx not_active IP Right Cessation
- 1990-09-20 IT IT02152390A patent/IT1243021B/it active IP Right Grant
- 1990-09-24 GB GB9020727A patent/GB2240366A/en not_active Withdrawn
- 1990-09-25 NO NO90904176A patent/NO904176L/no unknown
- 1990-09-25 JP JP2252100A patent/JPH0670406B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4335573A (en) * | 1970-09-02 | 1982-06-22 | General Electric Company | Gas turbine engine mixer |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7299635B2 (en) | 2001-09-14 | 2007-11-27 | Mtu Aero Engines Gmbh | Device for mixing two flows of fluid which are initially guided separate from one another in a bypass jet engine |
DE10145489B4 (de) * | 2001-09-14 | 2008-11-06 | Mtu Aero Engines Gmbh | Anordnung zum Vermischen von zwei ursprünglich getrennt geführten Fluidströmen in einem Zweikreis-Strahltriebwerk |
DE102010045697A1 (de) * | 2010-09-16 | 2012-03-22 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Blütenmischer für ein Turbofantriebwerk |
US9027323B2 (en) | 2010-09-16 | 2015-05-12 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Bloom mixer for a turbofan engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
NO904176D0 (no) | 1990-09-25 |
GB9020727D0 (en) | 1990-11-07 |
IT9021523A1 (it) | 1992-03-20 |
IT9021523A0 (it) | 1990-09-20 |
JPH03225057A (ja) | 1991-10-04 |
FR2657399A1 (fr) | 1991-07-26 |
US5117628A (en) | 1992-06-02 |
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DE4028259C2 (de) | 1993-03-18 |
NO904176L (no) | 1991-07-26 |
GB2240366A (en) | 1991-07-31 |
IT1243021B (it) | 1994-05-23 |
JPH0670406B2 (ja) | 1994-09-07 |
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