DE4117933A1 - Turbotriebwerk fuer hyperschallfluggeraete - Google Patents
Turbotriebwerk fuer hyperschallfluggeraeteInfo
- Publication number
- DE4117933A1 DE4117933A1 DE4117933A DE4117933A DE4117933A1 DE 4117933 A1 DE4117933 A1 DE 4117933A1 DE 4117933 A DE4117933 A DE 4117933A DE 4117933 A DE4117933 A DE 4117933A DE 4117933 A1 DE4117933 A1 DE 4117933A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- mass
- blower
- counterflow
- turbo engine
- turbine
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
- F02K7/16—Composite ram-jet/turbo-jet engines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/10—Two-dimensional
- F05D2250/12—Two-dimensional rectangular
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/30—Arrangement of components
- F05D2250/32—Arrangement of components according to their shape
- F05D2250/322—Arrangement of components according to their shape tangential
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
Die Erfindung betrifft ein Turbotriebwerk für Hyperschall
fluggeräte gemäß der Hauptanmeldung P 40 12 103.8-13 in
Verbindung mit der Zusatzanmeldung P 41 13 976.3, wie es
im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 beschrieben ist.
Den für die Zukunft erwarteten strengen Auflagen hinsicht
lich der Geräuschentwicklung von Flugzeugantrieben können
herkömmliche, axial durchströmte Triebwerke mit radialer
Schaufelerstreckung nur indirekt durch zusätzliche Schall
dämpfungsmaßnahmen gerecht werden, d. h. die von der Be
schaufelung ausgehende Geräuschabstrahlung muß durch ge
eignete Bauteile gedämpft werden. Diese Maßnahme ist je
nach dem Grad der Dämpfung unterschiedlich verlustbehaf
tet, denn sie bedeutet zusätzliches Gewicht, eine aufwen
digere Fertigung und zudem eine Durchmesservergrößerung
des Triebwerks.
Aufgabe der Erfindung ist es daher, durch vollkommenen
Verzicht auf die üblichen axialen Strömungsmaschinen
eine direkte Senkung des Geräuschpegels zu erreichen.
Diese Aufgabe wird durch die im Patentanspruch 1 dargeleg
ten Merkmale gelöst.
Das hier vorgestellte Turbotriebwerk besitzt für die Er
zeugung der Arbeitsluft ausschließlich Trommelelemente,
die bekanntlich mit verhältnismäßig geringen Umfangs
geschwindigkeiten arbeiten können, wobei die Erzeugung
des erforderlichen Luftbedarfs sowohl für den Schub als
auch für den Antrieb der Laufwalzen lediglich dem Tangen
tialgebläse vorbehalten ist, dessen Entnahmeluftmenge
durch die Zunge des Gegenstromkanals betriebsgerecht ein
zustellen ist.
Die Richtungsunterschiede der Abströmvektoren sind dabei
jeweils exakt durch die verdrehbaren ersten und zweiten
Innenleitkörper der einzelnen Laufwalzen zu regeln, so daß
eine optimale Strömungsführung in jedem Betriebsbereich
gewährleistet ist.
Der grundsätzlich andere Aufbau einer Schuberzeugerein
heit dieses Triebwerks gegenüber herkömmlichen Ausführun
gen wird durch den Fortfall des bei üblichen Gaserzeugern
sehr oft aus Nieder- und Hochdruckteil bestehenden Axial
verdichters gekennzeichnet, der durch einen Gegenstrom
kanal ersetzt wurde. Durch diesen wird Abzweigluft des
Tangentialgebläses zur Brenneinrichtung geführt. Diese
Konstruktion ist durch das besondere Arbeitsverhalten
des Tangentialgebläses möglich, das pumpgrenzenfreie
Drosselzustände erlaubt.
Hierdurch ergeben sich zwei wesentliche Vorteile:
1. Die für die Geräuscherzeugung hauptsächlich verantwort
lichen hohen Umfangsgeschwindigkeiten der Schaufelblatt
spitzen treten nicht mehr in Erscheinung, da die Beschau
felungen sowohl der Trommelturbine als auch der Laufwal
zen des Tangentialgebläses bekanntlich in geräscharmen
Geschwindigkeitsbereichen arbeiten, wodurch eine direkte
Senkung des Geräuschpegels bewirkt wird.
2. Die vorliegende Triebwerkskonstruktion ist technisch
einfach, da sie wenig Bauteile umfaßt. Damit wird die
Störanfälligkeit herabgesetzt und folglich die Flug
sicherheit erhöht.
Der wesentliche Unterschied zwischen herkömmlichen Aus
führungen und der hier behandelten Konstruktion besteht
hinsichtlich der Bekämpfung der Geräuschabstrahlung darin,
daß bei üblichen Konzepten die Lärmquelle, also die ver
ursachende Umfangsgeschwindigkeit der Blattspitzen erhal
ten bleibt, von geringfügigen Dämpfungsmöglichkeiten
durch unterschiedliche Schaufellängen oder Drehzahlen
abgesehen.
Die Geräuschdämpfung erfolgt jedenfalls üblicherweise
durch eine Abschirmung gegenüber der Umgebung, um den
hörbaren Teil der Störung zu vermindern oder gefährdete
Bauteile der Flugzeugzelle zu schützen.
Somit kann üblicherweise von einer mittelbaren Senkung
der Geräusch-Emission gesprochen werden.
Bei dem erfindungsgemäßen Turbotriebwerk wird dagegen die
Geräuschquelle unmittelbar durch die Wahl geeigneter
thermischer Strömungsmaschinen hinsichtlich störender
Geräusch-Emissionen beseitigt.
Die Erfindung wird nachfolgend anhand des in den Zeich
nungen dargestellten Ausführungsbeispiels noch näher er
läutert. Dabei zeigen in schematischer Darstellung
Fig. 1 die Gesamtansicht des Turbotriebwerks,
die im Teilbereich F aufgebrochen ist.
Fig. 2 gemäß Fig. 1 eine vergrößerte Schuber
zeugereinheit im Teilbereich F.
Fig. 3 gemäß Fig. 2 den Teilabschnitt A, B-C
durch den Teilbereich F.
Fig. 4 die Abwicklung der Fig. 3 in verschiede
nen Ebenen geschnitten oder aufgebrochen.
Fig. 1 zeigt die Gesamtansicht des Turbotriebwerks 1
in nach links gerichteter Flugrichtung mit dem aufge
brochenen Teilbereich F und angenommenen 12 Schuberzeuger
einheiten 3 sowie den strichpunktiert angedeuteten Gas
ableitungskanälen 16.
Diese Darstellung versinnbildlicht die kurze und technisch
einfache Bauweise des Basistriebwerks 2 mit der front
seitigen, ringförmigen Brenneinrichtung 4, der folgenden
Trommelturbine 5 mit angeschlossener Laufwalze 6 sowie
den innenliegenden Gegenstromkanälen 8.
Fig. 2 zeigt eine vergrößerte Schuberzeugereinheit 3
im Teilbereich F gemäß Fig. 1. In dem ringförmigen Trieb
werksgehäuse 13 sind die Brenneinrichtung 4 mit ihrer
Zündvorrichtung 17 und die Trommelturbinen 5 unterge
bracht, die über die Verbundscheiben 9 mit den Laufwal
zen 6 des Tangentialgebläses drehfest verbunden sind.
Jede Verbundscheibe 9 trägt das in das Triebwerksgehäuse
13 eingepreßte Hauptlager 10, das im Zusammenwirken mit
dem Stützlager 14 erlaubt, die Trommelturbine 5 fliegend
anzuordnen. Dadurch wird eine Lagerung des Rotors, be
stehend aus Trommelturbine 5 und Laufwalze 6, im Heiß
teil des Turbotriebwerks 1 vermieden. Der Gegenstrom
kanal 8 ist an dem Triebwerksgehäuse 13 angeflanscht und
teilt mit seiner Zunge 15 die Laufwalze 6 in die beiden
Beschaufelungsabschnitte I und II, wobei der Abschnitt I
mit dem Innenleitkörper 11 die Austrittsmasse mI′ in den
Gegenstromkanal 8 einleitet, der sie der Brenneinrichtung
4 zuführt, in der die Masse mI′ durch die Zündvorrichtung
17 aufgeheizt und als Heißgasmasse mh der Trommelturbine 5
zugeführt wird (hierzu auch Fig. 4), in der ihr Arbeits
potential in Drehbewegung umgeformt wird, die dem Antrieb
der Laufwalze 6 dient. Für diesen Vorgang wurde die erste
Eintrittsmasse m┬ verwandt, die sich als Teil der Zuström
masse mz darstellt, deren anderes Teil, die Eintrittsmasse
mII den Beschaufelungsabschnitt II mit dem Innenleit
körper 12 als Austrittsmasse mII′ durchströmt.
Fig. 3 zeigt den Teilschnitt A, B-C durch den Teil
bereich F gemäß Fig. 2, wodurch die Anordnung der Schub
erzeugungseinheiten 3 im Triebwerksgehäuse 13 zwischen der
äußeren wa und inneren Raumbegrenzung wi erkennbar wird.
Dabei ist wa mit der Außenwand des Turbotriebwerks 1 durch
die Rippen 19 verbunden und bildet dadurch die Luftführung
18 der Zuströmmasse mz für die Laufwalzen 6, wobei jeweils
zwei Laufwalzen einen durch Pfeile gekennzeichneten gegen
sätzlichen Drehsinn n haben, der sie befähigt, die durch
die Zunge 15 geteilte Gebläseluft, wie schon bei Fig. 2
beschrieben, mit Hilfe der Innenleitkörper 11 in alle
Gegenstromkanäle 8 zu lenken (durch Pfeile angedeutet).
Auf die Gasableitungskanäle 16 und den Schubkanal 20 wird
bei der Beschreibung der Fig. 4 Bezug genommen.
Fig. 4 zeigt die Abwicklung der ringförmig angeordne
ten Schuberzeugereinheiten 3, wie sie sich aus dem Teil
schnitt A, B-C der Fig. 3 darstellen, als eine Ansicht
parallel zur Ebene der Mittelachse des Turbotriebwerks 1.
Die gewählte Darstellung erläutert den Aufbau des Trieb
werksgehäuses 13, das zum einen aus dem Ringraum RB der
Brenneinrichtung 4 mit der Lufteintrittsöffnung EB
besteht, durch welche die vom Tangentialgebläse kommende
Austrittsmasse mI′, die durch die Lufteintrittsöffnung EG
in den Gegenstromkanal 8 einströmt, in den Ringraum RB
der Brenneinrichtung 4 eintritt und nach Brennstoffzufüh
rung und Aufheizung mittels der in der äußeren Trennwand
Ta befindlichen Zündeinrichtungen 17 als Heißgasmasse mh
durch die Öffnungen D der mittleren Trennwand Tm axial
in die Trommelturbinen 5 eintritt. Diese werden von der
Abgasmasse ma in radialer Richtung verlassen, um in den
Gassammelraum GT und von dort in die Gasableitungskanäle
16 einzuströmen, von wo sie in den Schubkanal 20 gelangen
(siehe hierzu Hauptanmeldung P 40 12 103.8-13, insbeson
dere Fig. 3). Die innere Trennwand Ti trägt die Verbund
scheiben 9, mit denen die Laufwalzen 3 und die Trommel
turbinen 5 drehfest verbunden sind sowie deren Hauptlager
10 (siehe hierzu auch Fig. 2).
Das vorstehend beschriebene bevorzugte Beispiel einer
ringförmigen Anordnung der Bauelemente schließt die
Anwendung der Erfindung bei anderen Ausführungsformen
nicht aus, z. B. bei dem in der Zusatzanmeldung P 41 11 396.9
beschriebenen Turbotriebwerk mit rechteckigem Querschnitt.
Claims (5)
1. Turbotriebwerk für Hyperschallfluggeräte, umfassend
einen Gaserzeuger mit Axialverdichter, Brenneinrich
tung sowie zugeordneter Antriebsturbine, ferner einer
Leistungsturbine mit gekuppeltem Tangentialgebläse,
weiter umfassend Lufteintritts- und Gasaustrittsteile,
die front- und heckseitig an einem umhüllenden, mit
Nachbrenneinrichtung versehenen zylindrischen Strö
mungsrohr befestigt sind, in dem ein Basistriebwerk
mit seinem Gaserzeuger beabstandet untergebracht ist,
wobei dieses Basistriebwerk einen zentral angeordneten
front- und heckseitig offenen Schubkanal umfaßt, der
von mehreren, gleichmäßig auf seinem äußeren Umfang
verteilten Gaserzeugern umgeben ist, deren Leistungs
turbinen in axialer Bauart oder als Trommelturbine
ausgebildet sind und die stromabwärts mit den Lauf
walzen eines Tangentialgebläses verbunden sind, daß
weiterhin den Leistungsturbinen ein ringförmiger Gas
sammelraum nachgeschaltet ist, nach Patenthauptanmel
dung P 40 12 103.8-13 in Verbindung mit der Zusatz
anmeldung P 41 13 976.3,
dadurch gekennzeichnet, daß
ein erster Beschaufelungsabschnitt (I) der Laufwalze
(6) mit der Brenneinrichtung (4) durch einen Gegen
stromkanal (8) verbunden ist, den die erste Austritts
masse (mI′) durchströmt, die ihrerseits in der Brenn
einrichtung (4) aufgeheizt wird und als (mh) unmittel
bar in die Trommelturbine (5) einströmt, die weiter
hin mit der Laufwalze (6) kraftschlüssig mittels einer
das Hauptlager (10) tragenden Verbindungsscheibe (9)
gekuppelt ist.
2. Turbotriebwerk nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß
eine Zunge (15) des Gegenstromkanals (8) die Zuström
masse (mz) in eine erste (mI) und eine zweite Ein
trittsmasse (mII), bzw. in eine erste (mI′) und eine
zweite Austrittsmasse (mII′) aufteilt.
3. Turbotriebwerk nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß
je zwei in den Gegenstromkanal (8) fördernde Laufwalzen
(6) gegensätzliche Drehsinn (n) aufweisen.
4. Turbotriebwerk nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß
ein erster (11) und ein zweiter Innenleitkörper (12)
unabhängig voneinander verdrehbar sind.
5. Turbotriebwerk nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß
die Öffnung D auch als Leitapparat (7) ausgebildet
sein kann, der eine entsprechende Beschaufelung
trägt (zeichnerisch nicht dargestellt).
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE4117933A DE4117933A1 (de) | 1990-04-14 | 1991-05-31 | Turbotriebwerk fuer hyperschallfluggeraete |
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19904012103 DE4012103C1 (en) | 1990-04-14 | 1990-04-14 | Hypersonic aircraft reaction drive - has flow tube with frontal air entry slot and trough at trailing end |
DE4117933A DE4117933A1 (de) | 1990-04-14 | 1991-05-31 | Turbotriebwerk fuer hyperschallfluggeraete |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE4117933A1 true DE4117933A1 (de) | 1991-11-21 |
Family
ID=25892244
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE4117933A Granted DE4117933A1 (de) | 1990-04-14 | 1991-05-31 | Turbotriebwerk fuer hyperschallfluggeraete |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE4117933A1 (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106494627A (zh) * | 2015-09-06 | 2017-03-15 | 陈小辉 | 宇宙飞碟 |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR1172989A (fr) * | 1957-03-15 | 1959-02-18 | Turbomachine | |
US2920843A (en) * | 1956-06-18 | 1960-01-12 | Curtiss Wright Corp | Turbo-jet boost augmenter |
DE3614311A1 (de) * | 1986-04-28 | 1987-10-29 | Kastens Karl | Antriebsanlage fuer luftfahrzeuge |
DE3811614C1 (de) * | 1988-04-07 | 1989-05-18 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De |
-
1991
- 1991-05-31 DE DE4117933A patent/DE4117933A1/de active Granted
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2920843A (en) * | 1956-06-18 | 1960-01-12 | Curtiss Wright Corp | Turbo-jet boost augmenter |
FR1172989A (fr) * | 1957-03-15 | 1959-02-18 | Turbomachine | |
DE3614311A1 (de) * | 1986-04-28 | 1987-10-29 | Kastens Karl | Antriebsanlage fuer luftfahrzeuge |
DE3811614C1 (de) * | 1988-04-07 | 1989-05-18 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106494627A (zh) * | 2015-09-06 | 2017-03-15 | 陈小辉 | 宇宙飞碟 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2626406C2 (de) | Gasturbinentriebwerk mit variablem Zyklus | |
DE602004006922T2 (de) | Leitschaufelanordnung für ein Gasturbinentriebwerk | |
DE2542765C2 (de) | Infrarotstrahlungsunterdrückungseinrichtung für ein Flugzeug-Gasturbinentriebwerk | |
DE60313528T2 (de) | Gegenrotationsboosterverdichter für Gasturbinentriebwerk | |
EP0337272B1 (de) | Propfan-Turbotriebwerk | |
EP2179143B1 (de) | Spaltkühlung zwischen brennkammerwand und turbinenwand einer gasturbinenanlage | |
DE60023681T2 (de) | Kühlung der hochdruckturbinenstufe einer gasturbine | |
EP3239612B1 (de) | Gasturbinenbrennkammer | |
DE1130646B (de) | Diagonalgasturbinen-Energieanlage | |
DE2547229A1 (de) | Verteilerkopf fuer abzweigluft | |
DE2628300C3 (de) | Gasturbinenanlage für Kraftfahrzeuge, wie Ackerschlepper; | |
EP2119900A2 (de) | Gasturbinentriebwerk mit einer Vorrichtung zur Ableitung von Turbinenluft in den Fanströmungskanal | |
DE2147537A1 (de) | Kühleinrichtung für die Enden von Turbinenlaufschaufeln mit Luftexpansion | |
DE3833906C2 (de) | ||
DE2628269C3 (de) | Gasturbinenanlage für Kraftfahrzeuge, wie Ackerschlepper | |
DE112014005008T5 (de) | Turbine mit variabler Eintrittsquerschnittsfläche | |
DE2422362A1 (de) | Gasturbinentriebwerk | |
EP3321589B1 (de) | Treibstoffdüse einer gasturbine mit drallerzeuger | |
DE102013227025A1 (de) | Axiallüfter | |
DE1751093C3 (de) | Gasturbinen Triebwerksanlage | |
DE4117933A1 (de) | Turbotriebwerk fuer hyperschallfluggeraete | |
DE102017120219A1 (de) | Strömungsmaschine mit einer Planetengetriebeeinrichtung | |
EP3673168B1 (de) | Strahltriebwerk | |
DE2327244A1 (de) | Brennergehaeuse und kuehlstruktur | |
DE102004032062A1 (de) | Verfahren und Vorrichtung zum Zuführen von Speiseluft in Turbinenbrennkammern |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
AF | Is addition to no. |
Ref country code: DE Ref document number: 4012103 Format of ref document f/p: P |
|
OAV | Applicant agreed to the publication of the unexamined application as to paragraph 31 lit. 2 z1 | ||
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
OR8 | Request for search as to paragraph 43 lit. 1 sentence 1 patent law | ||
8122 | Nonbinding interest in granting licences declared | ||
8105 | Search report available | ||
AF | Is addition to no. |
Ref country code: DE Ref document number: 4012103 Format of ref document f/p: P |
|
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8340 | Patent of addition ceased/non-payment of fee of main patent |