DE4113976A1

DE4113976A1 - Hyper-sonic aircraft engine - has speed matching of tangential blower rollers on drive turbine facilitated and noise radiation reduced

Info

Publication number: DE4113976A1
Application number: DE19914113976
Authority: DE
Inventors: Karl Dipl Ing Kastens
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1990-04-14
Filing date: 1991-04-29
Publication date: 1992-02-27

Abstract

The gas producer (14) works in conjunction with a compressor drive turbine (15) which is positioned with its integrated axial gas inlet grid (6) behind a drum turbine (3). The drum turbine is connected via its acceleration grid (8) with a running plate (11) and a front-side inner cone (4). The inner cone has several guide blades (5), and at the same time supports a turbine bearing (12) mounted rotatably on a bearing pin (13). It forms an integrated unit with the compressor drive turbine (15). The rear surface of the running plate (11) is fixed to the blower grid (9) of the running roller (10). The rear-side support pin (25) of the running roller (10) is rotatably fitted in a bearing shield (26). USE - As a turbo drive unit for hypersonic aircraft.

Description

Die Erfindung betrifft ein Turbotriebwerk für Hyperschallfluggeräte gemäß der Hauptanmeldung DE P 40 12 103.8-13, wie es im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 beschrieben ist.The invention relates to a turbo engine for hypersonic aircraft according to the main application DE P 40 12 103.8-13, as it is in the preamble of claim 1 is described.

Es ist bekannt, daß bei getriebelosen Mehrkreis-Turbotriebwerken mit axialem Strömungsverlauf, bei denen das Gebläse direkt von der Arbeitsturbine eines Gaserzeugers angetrieben wird, Probleme hinsichtlich der Drehzahlen bestehen. Entweder dreht die Turbine zu langsam oder das Gebläse zu schnell. Beides führt zu verminderten Wirkungsgraden und verhindert einen optimalen Betriebszustand.It is known that in gearless multi-circuit turbo engines with axial flow, where the fan driven directly from the working turbine of a gas generator there will be speed problems. Either the turbine is turning too slowly or the fan is closing fast. Both lead to reduced efficiencies and prevents an optimal operating condition.

Diese Nachteile sind bei bekannten Triebwerken aufgrund der üblichen Bauelemente und deren Anordnung jedoch nicht zu beheben.These disadvantages are due to known engines the usual components and their arrangement, however, not to fix.

Ziel der Erfindung ist es daher, ein Turbotriebwerk der in der Hauptanmeldung beschriebenen Art derart weiterzubilden, daß die genannten Nachteile beseitigt werden. The aim of the invention is therefore to provide a turbo engine to further develop the type described in the main application, that the disadvantages mentioned are eliminated.

Dieses Ziel wird durch die im Patentanspruch 1 dargelegten Merkmale erreicht.This goal is achieved by those set out in claim 1 Characteristics achieved.

Durch die getroffenen Maßnahmen wird zunächst ein Fortfall der zwischen Gaserzeuger und Tangentialgebläse bestehenden Wellenverbindungen bewirkt und an deren Stelle kommen Trommelturbinen zum Einsatz, die über Laufscheiben direkt mit der Beschaufelung der Laufwalzen eines Tangentialgebläses kraftschlüssig verbunden sind. Dieser Verbund ist jeweils unmittelbar über den Innenkegel der Trommelturbine auf einem Zapfen der im gleichen Drehsinn laufenden Verdichterantriebsturbine gelagert. Der Vorteil dieser Anordnung liegt dabei in der thermischen Entlastung dieses Lagers, indem es lediglich die Differenzdrehzahl aufzunehmen hat, denn die Drehzahl der Trommelturbine als Leistungsturbine ist exakt der erforderlichen Drehzahl der jeweiligen Laufwalze des Tangentialgebläses anzupassen und hat aus diesem Grunde eine Drehzahlabweichung gegenüber der Verdichterantriebsturbine. Die Drehzahlanpassung erfolgt durch die auslegungsbedingte Festlegung von Trommellänge sowie zugehörigem Beschleunigungsgitter. Die so entstandene Schuberzeugereinheit, bestehend aus Gaserzeuger, Trommelturbine und Laufwalze, kann daher mit einem einheitlichen Außendurchmesser ausgeführt werden und bietet aufgrund verhältnismäßig kleiner Umfangsgeschwindigkeiten die Gewähr für eine reduzierte Lärmabstrahlung. Bei herkömmlichen Triebwerken ist der Durchmesser der das Gebläse antreibenden Leistungsturbine aus gasdynamischen Gründen ca. 50% größer als derjenige des Kerntriebwerks. Dies bedeutet neben einer stärkeren Geräuschbildung eine Vergrößerung des Stirnquerschnitts und somit des Flugwiderstands und geht letztlich in den Kraftstoffmehrverbrauch ein. The measures taken will initially result in an end the existing between the gas generator and tangential fan Causes wave connections and come in their place Drum turbines are used directly over the pulleys with the blading of the rollers of a tangential fan are non-positively connected. This association is directly above the inner cone of the drum turbine on a spigot running in the same direction Compressor drive turbine stored. The advantage of this arrangement lies in the thermal Relief of this camp by only the Differential speed has to record, because the speed of the Drum turbine as a power turbine is exactly the required Speed of the respective roller of the tangential fan adapt and therefore has one Speed deviation compared to the compressor drive turbine. The speed is adjusted by the design-related Definition of drum length and associated acceleration grille. The resulting thruster unit, consisting of Gas generator, drum turbine and roller, can therefore be carried out with a uniform outer diameter and offers due to relatively low peripheral speeds the guarantee of reduced noise emissions. In conventional engines, the diameter is that Blower driving power turbine made of gas dynamic Reasons about 50% larger than that of the core engine. In addition to increased noise, this means a Enlargement of the forehead cross section and thus the flight resistance and ultimately goes into additional fuel consumption a.

Ein solches Triebwerk ist aus der DGLR-Zeitschrift "Luft- und Raumfahrt" bekannt, Heft 1/2 1991, Seite 40 insbesondere oberes Bild.Such an engine is from the DGLR magazine "Aerospace" known, issue 1/2 1991, page 40 especially the top picture.

Der Einsatz der Trommelturbine und ihrer Bauelemente erlaubt die Beibehaltung der anschließenden Abgasführungen aus dem Gassammelraum zur Beschleunigung bzw. Steuerung der Schubstrahlmasse entweder als Vorwärts-, Brems- oder Vertikalschub sowohl mit Hilfe von Gasableitungskanälen gemäß P 40 12 103.8-13 als auch mit den in Reihe angeordneten Leitschaufeln gemäß P 41 11 396.9, deren Funktionen nach konstruktiver Anpassung voll erhalten bleiben.The use of the drum turbine and its components allows the subsequent exhaust gas routing to be maintained from the gas collecting space for acceleration or control the thrust jet mass as either forward, braking or Vertical thrust both with the help of gas discharge channels according to P 40 12 103.8-13 as well as those arranged in series Guide vanes according to P 41 11 396.9, their functions remain intact after constructive adjustment.

Die Erfindung wird nachstehend anhand des in den Zeichnungen dargestellten Ausführungsbeispiels noch näher erläutert. Dabei zeigt in schematischer Darstellung:The invention is described below with reference to the drawings illustrated embodiment even closer explained. A schematic representation shows:

Fig. 1 die heckseitige Anordnung von zwei Turbotriebwerken in einer Trägerstufe, in Flugrichtung gesehen. Fig. 1 seen the rear arrangement of two turbo engines in a carrier stage, in the direction of flight.

Fig. 2 eine Ansicht in Blickrichtung R auf das Turbotriebwerk gemäß Fig. 1, mit aufgeschnittenem Strömungsrohr. FIG. 2 shows a view in the viewing direction R of the turbo engine according to FIG. 1, with the flow tube cut open.

Fig. 3 einen Längsschnitt durch den Ausschnitt F gemäß Fig. 2, die Schuberzeugereinheit betreffend. Fig. 3 shows a longitudinal section through the section F of FIG. 2, relating to the thrust generator unit.

Fig. 4 einen Teilquerschnitt A-B durch die Schuberzeugereinheit gemäß Fig. 3. Fig. 4 is a partial cross-section AB by the thrust generating unit of FIG. 3.

Fig. 1 zeigt bei einer angenommenen Rumpf-Flügel- Befestigung in Flugrichtung gesehen die Einbauanordnung von zwei Turbotriebwerken 1 in einer Flugzeugzelle 24, wobei vereinfacht nur die Strömungsrohre 20 zeichnerisch dargestellt wurden. Das linke Triebwerk 1 wird zur weiteren Beschreibung in Blickrichtung R angesehen. Fig. 1 shows an assumed inflatable wing mounting in the flight direction seen the mounting arrangement of two turbine engines 1 in an airframe 24, wherein only the simplified flow tubes 20 have been shown in the drawing. The left engine 1 is viewed in the viewing direction R for further description.

Fig. 2 zeigt bei aufgeschnittenem Strömungsrohr 20 einen in Richtung R gemäß Fig. 1 gesehenen axialen Längsschnitt des Turbotriebwerks 1 mit Lufteintritts- und Gasaustrittsteil 21 und 22 sowie dem im Strömungsrohr 20 beabstandet angeordneten Basistriebwerk 23, dessen Ausschnitt F im Bereich einer Schuberzeugereinheit 2 gesondert in Fig. 3 betrachtet wird. Fig. 2 shows in cut-open flow pipe 20 a in the direction R in FIG. 1 seen axial longitudinal section of the turbojet engine 1 with air inlet and gas outlet portions 21 and 22 as well as the in the flow tube 20 spaced apart base engine 23, the neckline of F separately in the region of a thruster unit 2 in Fig. 3 is considered.

Fig. 3 beschreibt den Ausschnitt F, der den Gaserzeuger 14 mit seiner Verdichterantriebsturbine 15 zeigt, der die Trommelturbine 3 mit ihrem integrierten axialen Gaseintrittsgitter 6 nachgeschaltet ist, wobei die Trommelturbine 3 über ihr Beschleunigungsgitter 8 mit einer Laufscheibe 11 an deren frontseitiger Fläche zusammen mit dem Innenkegel 4 drehfest verbunden ist, der mehrere Umlenkschaufeln 5 aufweist und gleichzeitig ein Turbinenlager 12 trägt, das drehbar auf einen Lagerzapfen 13 aufgesteckt ist, der mit der Verdichterantriebsturbine 15 eine zusammenhängende Einheit bildet. Die heckseitige Fläche der Laufscheibe 11 ist drehfest an dem Gebläsegitter 9 der Laufwalze 10 befestigt. Zum besseren Verhältnis läßt ein erster Gitterschnitt C das axiale Beschleunigungsprofil 7 erkennen und ein zweiter Gitterschnitt D zeigt das Profil des Beschleunigungsgitters 8, während der dritte Gitterschnitt E das tangentiale Gebläsegitter 9 kennzeichnet. Der heckseitige Tragzapfen 25 der Laufwalze 10 ist drehbar in dem Lagerschild 26 angeordnet. Fig. 3 describes the section F, which shows the gas generator 14 with its compressor drive turbine 15 , which is connected downstream of the drum turbine 3 with its integrated axial gas inlet grille 6 , the drum turbine 3 via its acceleration grille 8 with a running disk 11 on its front surface together with the Inner cone 4 is connected in a rotationally fixed manner, which has a plurality of deflection blades 5 and at the same time carries a turbine bearing 12 which is rotatably fitted onto a bearing journal 13 which forms a coherent unit with the compressor drive turbine 15 . The rear surface of the running disk 11 is fixed in a rotationally fixed manner to the fan grid 9 of the running roller 10 . For a better ratio, a first cross-section C shows the axial acceleration profile 7 and a second cross-section D shows the profile of the acceleration grid 8 , while the third cross-section E identifies the tangential fan grille 9 . The rear-side support pin 25 of the roller 10 is rotatably arranged in the bearing plate 26 .

Fig. 4 besteht aus dem Schritt A-B gemäß Fig. 3. Nach der Hauptanmeldung besteht das Basistriebwerk 23 aus 12 Schuberzeugungseinheiten 2, die sich gemäß Fig. 3 jeweils aus dem Gaserzeuger 14, der Trommelturbine 3 mit ihren Bauelementen und der Laufwalze 10 zusammensetzen und sich innerhalb des vom äußeren Mantelrohr 19 sowie vom zentralen Schubkanal 18 gebildeten Raumes befinden, ebenso wie der Gassammelraum 17 an den die Gasableitungskanäle 27 angeschlossen sind. Fig. 4 is comprised of the step AB of FIG. 3. After the parent application, there is the basic engine 23 from 12 thrust generating units 2, 3 are each composed of FIG. From the gas generator 14, the drum turbine 3 with its components and the drive roller 10 and are located within the space formed by the outer casing tube 19 and the central thrust duct 18 , as is the gas collecting space 17 to which the gas discharge ducts 27 are connected.

Der besseren Übersicht wegen sind die Anordnungen des axialen Gaseintrittsgitters 6, des radialen Beschleunigungsgitters 8 und des Gebläsegitters 9 in diesem Schnitt nochmals eingezeichnet.For the sake of a better overview, the arrangements of the axial gas inlet grille 6 , the radial acceleration grille 8 and the fan grille 9 are shown again in this section.

Claims

1.Turbo engine for hypersonic aircraft, comprising a gas generator with an axial compressor, combustion device and associated drive turbine, furthermore a power turbine with a coupled tangential fan, further comprising air inlet and gas outlet parts which are fastened to the front and rear of an enveloping cylindrical flow tube provided with an afterburner device Base engine with its gas generator is housed at a distance, this base engine comprising a centrally arranged front and rear open thrust channel, which is surrounded by several, evenly distributed on its outer periphery gas generators, the power turbines downstream of which via drive shafts rotatable with the front and rear end shields Arranged rollers of the tangential blower are coupled that continue the power turbines an annular, with the jacket tube and the thrust duct firmly connected gas plenum t, to which several uniformly distributed and centripetal directed profiled gas discharge channels are assigned, according to patent application DE P 40 12 103.8-13, characterized in that the compressor drive turbine ( 15 ) of the gas generator ( 14 ) is a drum turbine ( 3 ) with an integrated axial gas inlet grille ( 6 ) is connected downstream that the drum turbine ( 3 ) is also firmly connected to a running disk ( 11 ) on its front surface together with an inner cone ( 4 ), the latter having a plurality of deflection blades ( 5 ) and at the same time carrying a turbine bearing ( 12 ) which is rotatably attached to a bearing journal ( 13 ), which forms a firm connection with the compressor drive turbine ( 15 ), so that the roller ( 10 ) is non-rotatably attached to the rear surface of the rotor ( 11 ), so that the entirety of all drum turbines ( 3 ) is located in the common gas collecting space ( 17 ).

2. Turbo engine according to claim 1, characterized in that the drum turbine ( 3 ) has a radially directed acceleration grid ( 8 ) which is connected to the axial acceleration profile ( 7 ) of the centripetal gas inlet grid ( 6 ) in accordance with strength.

3. Turbo engine according to claim 1, characterized in that the running disk ( 11 ) carries both the acceleration grille ( 8 ) of the drum turbine ( 3 ), and the fan grille ( 9 ) of the running roller ( 10 ).

4. Turbo engine according to claim 1, characterized in that the drum turbine ( 3 ) together with the gas inlet grille ( 6 ) and the inner cone ( 4 ) can also be used in the turbo engine of the additional application P 41 11 369.9 (not shown).