DE672114C - Gleichdruckgasturbinentriebwerk, insbesondere fuer Flugzeuge - Google Patents
Gleichdruckgasturbinentriebwerk, insbesondere fuer FlugzeugeInfo
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- DE672114C DE672114C DEA68671D DEA0068671D DE672114C DE 672114 C DE672114 C DE 672114C DE A68671 D DEA68671 D DE A68671D DE A0068671 D DEA0068671 D DE A0068671D DE 672114 C DE672114 C DE 672114C
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf ein Triebwerk für Fahrzeuge, insbesondere Flugzeuge,
bei welchem der Antrieb mit Hilfe einer Gasturbine mit Gleichdruckverbrennung des
Treibmittels erfolgt. Für solche Triebwerke ist es bekannt, die einzelnen Teile in der
Reihenfolge Propeller, Verdichter, Axialturbine mit Auspuff nach hinten anzuordnen.
Die Erfindung geht aus von der Erkenntnis, daß in einem Apparat mit hintereinander angeordnetem
Verdichter und Turbine und gegebenenfalls noch vorgeschaltetem Propeller infolge der konischen Gestalt der Axialturbine
nicht ohne weiteres ein außen glatter Körper von gedrängter Bauart ohne unnützen
Raum sich bilden läßt. Die Erfindung beseitigt diesen Nachteil dadurch, daß bei dem
Triebwerk mit der bezeichneten Reihenanordnung der einzelnen Teile in dem am Umfang
der konischen Axialturbine frei bleibenden Raum die Verbrennungskammer untergebracht
wird. Es ergibt sich somit als Erfindung die im Hauptanspruch angegebene Gesamtanordnung.
Die Anlage kann mit oder ohne Wärmeaustauscher arbeiten; ein solcher Wärmeaustauscher
dient dabei in bekannter Weise zur weiteren Erwärmung der vom Verdichter kommenden Luft, bevor diese in die Verbrennungskammer
eintritt. Bei Anwendung eines solchen Wärmeaustauschers wird dieser an der der Fahrtrichtung abgekehrten Seite
gleichachsig hinter der Axialgasturbine angeordnet.
Weitere Einzelheiten der Erfindung ergeben sich aus den Ausführungsbeispielen
und der zugehörigen Beschreibung.
'Es zeigen:
Fig. ι ein Flugzeug mit zwei Gleichdruckgasturbinentriebwerken,
Fig. 2 einen vergrößerten Schnitt durch eine Gleichdruckgasturbine,
Fig. 3 eine Endansicht der der Fahrtrichtung abgekehrten Seite dieser Gasturbine,
Fig. 4 eine Gasturbinenanlage mit Wärmeaustauscher,
Fig. 5 einen Schnitt nach Linie V-V der Fig. 4.
An dem Flugzeug, dessen Rumpf mit 61, dessen Schwanz mit 62 und dessen Flügel
mit 63 bezeichnet sind, ist rechts und links vom Rumpf je ein Gleichdruckgasturbinentriebwerk
64 angeordnet. Das Triebwerk besteht aus einem Propeller 69, einem Verdichter 65, einer 'konischein Axialturbine
66 und einer Verbrennungskammer 67, welche Teile in einem sie einschließenden
Mantelgehäuse 68 untergebracht sind. Dieses Gehäuse 68 ist zweckmäßig stromlinienförmig
ausgebildet.
*) Von dem Patentsucher ist als der Erfinder angegeben worden:
AIf Lysholm in Stockholm.
Alle Triebwerkteile sind auf einer Welle gleichachsig hintereinander angeordnet.
Der Fahrwind tritt durch die ringförmige Ansaugleitung 70 des Verdichters 65 ein,
in diesem verdichtet, gelangt dann zur brennungskammer 67, in welche in bekannte
Weise Brennstoff eingespritzt wird, wird R durch hoch erhitzt, leistet in der Turbine 66'
Arbeit und verläßt diese durch die Auslaß-Ieitung7i in axialer Richtung nach hinten.
Aus der Zeichnung ist der gedrungene und einfache Aufbau der Anlage ohne weiteres
ersichtlich, desgleichen die ideale Luftführung, derart, daß der Fahrwind axial entgegen
der Flugrichtung eintritt und ebenso die Abgase axial entgegengesetzt der Flugrichtung
die Turbinenanlage verlassen.
Der Turbinenverdichtersatz ist mit gewissen baulichen Abänderungen in den Fig. 2
und 3 in vergrößertem Maßstabe dargestellt. In einem gemeinsamen Gehäuse liegen ein
Verdichter^ und eine Axialturbine B, beide auf derselben Weile. Die Welle ist eine Hohlwelle,
die aus mehreren Rohrteilen besteht, die durch die Verbindungen 1, 2 miteinander
verbunden und beiderseits in Endlagern 3 und 4 gelagert sind. Zur Unterstützung der
Welle in der Mitte ist ferner noch ein Zwischenlager 5 vorgesehen.
3.0 Der Verdichter saugt die bei 6 eintretende Luft an und verdichtet sie auf beispielsweise
3 atü. Die verdichtete Luft tritt am Ende des Verdichters durch den Ringspalt 7 aus,
geht in Richtung der Pfeile um die Brennkammer 8 herum nach hinten, um durch die
Öffnung 9 in das Innere der Brennkammer einzutreten. Dieser ist eine Mehrzahl von
Trichtern 10 vorgeschaltet, durch deren Öffnung 11 ein Primärluftstrom eintritt, in den
mittels einer Anzahl gleichmäßig über dem Umfang verteilter Düsen 12 Brennstoff, z. B.
Rohöl, eingespritzt wird. Der Brennstoff wird in bekannter Weise gezündet. Infolge
der Verbrennung des Brennstoffes in der Brennkammer 8 wird die verdichtete Luft auf
8oo° abs. und höher erhitzt. Sie tritt mit dieser Temperatur durch den an die Brennkammer
8 anschließenden Ringkanal 13 in die Turbine ein. Der mittlere Durchmesser der
ersten Räder ist so niedrig wie möglich gehalten, er sei z.B. bei einer Turbine gemäß
Fig. ι 200 mm. Die Schaufellänge χ sei gemäß
der Erfindung 20 °/o des mittleren Schaufeldurchmessers, also 40 mm. In der in Fig. 1
dargestellten Ausführungsform der Erfindung kann die Gasturbine als Antriebsmaschine
für ein Propellerfahrzeug, z.B. ein Flugzeug, verwendet werden. Für diesen P*all braucht
nicht die volle ausnutzbare Energie des heißen Treibmittels in den Turbinenschaufeln verwertet
zu werden. Man kann aus der letzten Stufe der Axialturbine die Gase mit hoher
Geschwindigkeit nach außen austreten lassen. Die Rückstoßkraft treibt das Flugzeug nach
i'vorn. In diesem Falle wird zweckmäßig das
"^chaufelverhältnis an der Auslaßseite ein
toiideres als an der Eintrittsseite sein, derart,
,»daß hier die Schaufellänge, bezogen auf den mittleren Durchmesser, geringer wird als an
der Einlaßseite.
Die Verbrennungskammer 8 ist in dem beschriebenen
Ausführungsbeispiel ein ringförmiger Behälter, dessen Querschnitt aus Fig. 1
ersichtlich ist und der sozusagen wie ein hohler Mantel das Turbinengehäuse umgibt.
Durch die Verbrennungskammer 8 führen auf der dem Verdichter benachbarten Seite
Kanäle 32 hindurch, so daß die vom Verdichter 7 kommende Luft, durch diese Kanäle
32 streichend, zwischen Turbinengehäuse und der inneren Wandung 15 der Verbrennungskammer
hindurchstreichen kann. Ein Teil der vom Verdichter gelieferten Luft geht auf
dem durch den Pfeil 16 angedeuteten Wege
um die Außenwandung der Verbrennungskammer 8 herum und tritt vor der ersten
Laufschaukel 17 in den gemäß Pfeil 18 in die Turbine eintretenden heißen Treibmittelstrom
ein. Diese Abscheidung eines Teiles der Verdichterluft entlang dem Wege des Pfeiles 18
hat den Zweck, die Dichtung 19 und das Lager 5 gegen Hitzeeinstrahlung von der
Verbrennungskammer aus zu schützen. Der Gesamtaufbau ist folgender:
Das Verdichtergehäuse besteht in an sich bekannter Weise aus Gehäuseabschnitten 20
bzw. 21,.. 22. Der vordere, 22, enthält den Lufteinlaßkanal 6 und auf der Stirnseite das
Lager 3. An den Gehäuseabschnitt 21 ist ein Blechkonus 23 angeschweißt, der in der Mitte
das Zwischenlager 5 trägt. An dem Blechkonus ist ein Ring 24 befestigt, z. B. angeschweißt,
der dazu dient, um das Turbinengehäuse zu halten und zu zentrieren, und zwar in folgender Weise:
Die Eintrittsseite des Turbinengehäuses 25 läuft in einen Konus 26 aus, der in einen
Ringflansch 27 endet. Dieser Ringflansch 27 umschließt den Ring 24, wird mit diesem
verbunden durch eine ausdehnungsfähige Stiftverbindung 54, so daß etwaige radiale
Ausdehnungen und daraus sich ergebende Veränderungen der Durchmesser des Ringes
24 und des Ringflansches 27 sich angleichen können.
In der Wandung des konischen Endkörpers 26 befinden sich Durchbrechungen 27, durch
welche Rohrstutzen 32 hindurchgehen, die ihrerseits wieder an einen Ringraum 31 anschließen,
dessen rechte ringförmige Öffnung 13 unmittelbar gegen.die Eintrittsseite der
Turbine öffnet.
Gemäß der Erfindung ist das ganze Turbinengehäuse einteilig ohne Trennfugen hergestellt
und eignet sich daher besonders gut für die außerordentlich hohen Betriebstemperaturen,
für welche sich ein geteiltes Turbinengehäuse weniger eignen würde. Der Durchmesser des Turbinengehäuses 25 nimmt,
wie Fig. ι erkennen läßt, von Stufe zu Stufe treppenförmig zu, auch das Innere des Gehäuses
ist treppenförmig ausgebildet. Die Wandungen sind verhältnismäßig schwach, was wegen der ungeteilten Ausführung des
Gehäuses zulässig ist und den Vorteil mit sich bringt, daß die Gehäusewandungen die
Betriebstemperatur sehr schnell annehmen können und in gleicher Weise erwärmt werden
wie die Welle, bei welcher die Wärmezufuhrverhältnisse günstiger liegen. Der Läufer besteht aus einer Hohlwelle 33, auf
deren äußerem Umfange, aus einem Stück mit ihr bestehend, die Scheiben 34 angeordnet
sind. In diesen sind die Laufschaufeln in geeigneter Weise mit Hilfe von bekannten Verbindungen,
z. B. Schwalbenschwanz und Nut, befestigt und diese Verbindung durch zusätzliche
Schweißung, insbesondere gegen ungünstige Einflüsse der Kriechung gesichert.
An das Verdichtergehäuse schließt sich nach hinten ein Außengehäuse 41 an, das hinten
in einen Ringflansch 42 endet, der mit dem Gehäuse beispielsweise durch Schweißung
bei 43 verbunden ist. An diesen Flansch angeschlossen ist ein ringförmiges Blech 44, an
welches der trichterförmige Auslaß 45 des Turbinengehäuses 25 angeschlossen ist. Innerhalb
des trichterförmigen Auslasses 45 sind zweckmäßig mit stromlinienförmigem Querschnitt
ausgestattete Tragrippen 46 angeordnet, die mit Hilfe eines Ringbleches 47 das Endlager 4 tragen. Die Nabe der Turbine
und das Endlager sind mit einer stromlinienförmig nach hinten verlaufenden Kappe 48
nach außen abgedeckt, deren größter Außendurchmesser dort liegt, wo die Kappe an den
letzten Schaufelkranz anschließt. Nach hinten ist die Kappe in eine gut abgerundete
Spitze 49 ausgezogen. Die Ausbildung dieser Kappe hat den Zweck, eine verlustlose Abströmung
der Abgase aus der Turbine nach hinten zu ermöglichen, was insbesondere dann wichtig wird, wenn die Abgase durch Rückstoß
wirken sollen.
Die Scheibe 44, an deren innerem Umfang das Turbinengehäuse mit seinem Auslaßteil
45 befestigt ist, wird gemäß der Erfindung mit solcher Nachgiebigkeit ausgestattet, indem
der Blechring 44 entsprechend dünn gemacht wird, daß die verschiedenen Ausdehnungen
des äußeren Gehäuses 41 und des inneren Turbinengehäuses 25 hier ausgeglichen
werden können. Da das Endlager 4 als Axiallager ausgebildet ist und seinerseits wieder im Turbinenauslaß 45 liegt, so ist dadurch
gewährleistet, daß einerseits auch die Welle sich ungehindert ausdehnen kann, und
zwar in gleichem Maße wie das Gehäuse, wodurch Ausdehnungsunterschiede in axialer
Richtung zwischen Läufer und Gehäuse auf ein Minimum herabgesetzt werden.
In den Ausführungsbeispielen nach den Fig. 4 und 5 ist ein Wärmeaustauscher vorgesehen.
Es ist dies ein Wärmeaustauscher, in welchem die Abgase der Turbine dazu benutzt
werden, um die von dem Verdichter kommende Luft vor ihrem Eintritt in die Ver- -brennungskammer vorzuwärmen. Die äußere
Gehäusewand, welche die Verbrennungskammer ummantelt, ist wiederum mit 41 bezeichnet.
An sie schließt sich oben und unten, durch Ringflanschverbindung J2 angeschlossen,
ein Kanalgehäuse JS an>
das oben und unten durch Flanschverbindung 74 an den Wärmeaustauscher angeschlossen ist. Von
dem Kanalgehäuse 73 zweigen Teilkanäle 75 und 75' ab, die, wie die Fig. 5 erkennen läßt,
gegeneinander versetzt sind. Diese Kanäle gehen durch den Wärmeaustauscher JJ hindurch
und enden auf der anderen Seite in Endkanäle 76 bzw. 76', die mit inneren Warmluftkanälen 78 bzw. 78' in Verbindung
stehen. Die Zwischenwandungen 79, welche die Begrenzung der Kanäle 78, 78' bilden,
enden in der Ebene der Ringflanschverbindung 72 und stoßen hier in offene Taschen 80
der äußeren Brennkammerwandung 81. Die innere Brennkammerwandung^ weist ebenfalls
Taschen 83 auf, in die die innere Begrenzungswand 84 der Kanäle 78 bzw. 78' eingreift.
Die von den Verdichtern geförderte Luft tritt, wie die eingezeichneten Pfeile zeigen,
außen um die Wandung 81 der Brennkammer herum und in den Wärmeaustauscher JJ ein.
Nachdem sie hier vorgewärmt ist, streicht sie durch die Kanäle 78 bzw. 78' zurück in die
Ringöffnung 84 der Verbrennungskammer und gelangt dann von hier aus zur Turbine,
deren Abgase durch den Ringauslaß 85 die Turbine verlassen und in der Pfeilrichtung
durch den Wärmeaustauscher strömen, wo sie am Ende schließlich austreten.
Wesentlich für diesen Wärmeaustauschereinbau ist, daß die Z wischen wandungen 81
bzw. 79 und die inneren Begrenzungswandungen 84 bzw. 82 nur durch lose Steckverbindung
in den Taschen 80 bzw. 83 gehalten werden, während der gesamte Wärmeaustauscher durch die äußere Ringflanschverbindung
72 mit dem anschließenden Maschinensatzgehäuse verbunden ist. Nur diese Ringflanschverbindung
72 braucht dicht zu sein. Bei den Taschenverbindungen genügt ein ein-
faches Einlegen in die Taschen, weil keine wesentlichen Druckunterschiede vorhanden
sind. Ein wesentlicher Vorteil besteht auch darin, daß die vom Verdichter kommende
Luft auf dem äußeren Umfange der Wärmeaustauschvorrichtung liegt und dadurch sozusagen
als Isolierung für den Wärmeaustauscher nach außen dient, während die im
Wärmeaustauscher erhitzte Luft durch die ίο Innenkanalführungen 78,78',. also durch die
Abkühlung von außen her geschützt, strömt.
Claims (4)
- Patentansprüche:i. Gleichdruckgasturbinentriebwerk mit Verdichter für Fahrzeuge, insbesondere für Flugzeuge, dadurch gekennzeichnet, daß unmittelbar an der der Fahrtrichtung abgewendeten Seite des Verdichters eine von ihrer Verbrennungskammer eingeschlossene konische Axialturbine mit der im Durchmesser kleineren (Einlaß-) Seite angeschlossen ist, wobei an der Stirnseite des Verdichters ein Propeller angeordnet sein kann.
- 2. Gleichdruckgasturbinentriebwerk nach Anspruch i, bei welchem die Abgase der Axialturbine zum Betrieb eines Wärmeaustauschers benutzt werden, dadurch gekennzeichnet, daß der Wärmeaustauscher mit Bezug auf die Fahrtrichtung gleichachsig hinter der Axialturbine angeordnet ist.
- 3. Gleichdruckgasturbinentriebwerk nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Wärmeaustauscher in einem Gehäuseteil (73) untergebracht ist, der an ein das Turbinengehäuse und die Verbrennungskammer einhüllendes Gehäuse (41) angeflanscht ist, wobei die Zu- und Abfuhrkanäle (73, 73' bzw. 78, 78') für die zum und vom Wärmeaustauscher strömende Luft als Ringkanäle ausgebildet sind, deren Kanten gegen entsprechend bemessene Kanten (Taschen 80, 83) des die Turbine einschließenden Gehäuses anstoßen.
- 4. Gleichdruckgasturbinentriebwerk nach Anspruch ι und 3, gekennzeichnet durch eine solche Anordnung und Führung der vom Verdichter verdichteten Luft, daß diese die Verbrennungskammer, das Turbinengehäuse sowie die vom Wärmeaustauscher zur Verbrennungskammer führenden Kanäle nach außen wärmeisoliert.Hierzu 1 Blatt Zeichnungen,
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DEA68671D DE672114C (de) | 1933-02-17 | 1933-02-17 | Gleichdruckgasturbinentriebwerk, insbesondere fuer Flugzeuge |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DEA68671D DE672114C (de) | 1933-02-17 | 1933-02-17 | Gleichdruckgasturbinentriebwerk, insbesondere fuer Flugzeuge |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE672114C true DE672114C (de) | 1939-02-22 |
Family
ID=6944762
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DEA68671D Expired DE672114C (de) | 1933-02-17 | 1933-02-17 | Gleichdruckgasturbinentriebwerk, insbesondere fuer Flugzeuge |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE672114C (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE854287C (de) * | 1941-03-13 | 1952-11-04 | Brown | Verbrennungsturbine fuer Fahrzeugantrieb |
-
1933
- 1933-02-17 DE DEA68671D patent/DE672114C/de not_active Expired
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE854287C (de) * | 1941-03-13 | 1952-11-04 | Brown | Verbrennungsturbine fuer Fahrzeugantrieb |
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