DE710082C

DE710082C - Gas turbine propulsion for aircraft

Info

Publication number: DE710082C
Application number: DEA68662D
Authority: DE
Inventors: Alf Lysholm
Original assignee: Milo AB
Current assignee: Milo AB
Priority date: 1933-02-16
Filing date: 1933-02-16
Publication date: 1941-09-03

Description

Gasturbinenantrieb für Flugzeuge Die Erfindung betrifft einen mit Gleichdruckverbrennung des Treibmittels arbeitenden Gasturbinenantrieb für Flugzeuge, bei dem die Turbinenleistung zur Verdichtung des Arbeitsmittels benutzt wird und die Abgase zwecks Erzeugung einer Rückstoßwirkung mit hoher Geschwindigkeit nach außen ausgeblasen werden, und besteht darin, daß die verwendete Turbine eine vollbeaufschlagte, axial durchströmte Turbine ist, an deren letztem Schaufelkranz unmittelbar eine Raketendüse angeschlossen ist, in welche die Abgase aus dem letzten Turbinenkranz ungehindert einströmen und deren Auslaßöffnung, aus der die Turbinenabgase an die Außenluft austreten, kleiner ist als der Querschnitt des letzten Turbinenschaufelkranzes.Gas turbine drive for aircraft The invention relates to a with Constant pressure combustion of the propellant working gas turbine drive for aircraft, in which the turbine power is used to compress the working fluid and the exhaust gases to produce a high velocity recoil effect be blown out from the outside, and consists in the fact that the turbine used is a fully loaded, is axially traversed turbine, at the last blade ring directly a Rocket nozzle is connected, into which the exhaust gases from the last turbine ring flow in unhindered and their outlet opening, from which the turbine exhaust gases to the Exit outside air is smaller than the cross section of the last turbine blade ring.

Der wesentliche Fortschritt, den die Anwendung einer axial durchströmten Turbine in Verbindung mit der Querschnittverengung am Ausgang mit sich bringt, läßt sich wie folgt nachweisen Es sei angenommen, daß das Flugzeug von einer Gasturbinenanlage mit einem Druck von 3 ata und einer Temperatur von 700° C betrieben wird. Die Verdichterarbeit für i kg Luft unter Voraussetzung eines Verdichterwirkungs.gra.des von 8o o/o wird 29,2 cal, die Turbinenarbeit also 62 X 0,88 = 54,5 cal und die Zugkraftarbeit des Propellers (54,5 -29,2) X o,75 = 19 cal eff. Vorausgesetzt ist, daß der Propellerwirkungsgrad 75 0% beträgt. Um einen Turbinenwirkungsgrad von 88 % zu erhalten, ist der Auslaßverlust der Turbine so niedrig, etwa 1 0/0, als o,oI X 62 = o,62 cal, was einer Auslaßgeschwindigkeit von 72 m/Sek. entspricht. Wird jetzt angenommen, daß die Flugzeuggeschwindigkeit 72o km/Std. beträgt, was Zoo m/Sek. entspricht, dann haben die Abgase also eine absolute Geschwindigkeit vorwärts von 200 - 72 = 128 m/Sek., wenn keine Querschnittsverengung hinter der Turbine vorhanden ist.The essential progress brought about by the use of an axially flowed turbine in connection with the cross-sectional constriction at the exit can be demonstrated as follows: It is assumed that the aircraft is operated by a gas turbine system with a pressure of 3 ata and a temperature of 700 ° C is operated. The compression work for 1 kg of air, assuming a compression efficiency of 8o o / o is 29.2 cal, the turbine work 62 X 0.88 = 54.5 cal and the tractive effort of the propeller (54.5 -29, 2) X o.75 = 19 cal eff. It is assumed that the propeller efficiency is 75 0%. To obtain a turbine efficiency of 88%, the turbine outlet loss is as low, about 10/0, as o, oI X 62 = 0.62 cal, which is an outlet speed of 72 m / sec. is equivalent to. Assume now that the aircraft speed is 72o km / h. is what zoo m / sec. corresponds, then the exhaust gases have an absolute forward speed of 200 - 72 = 128 m / sec., if there is no cross-sectional narrowing behind the turbine.

Um i kg Luft sekundlich auf eine Geschwindigkeit von 128 m/Sek. zu beschleunigen, ist eine Kraft von erforderlich, die als Widerstand auf das Flugzeug wirkt. Die Widerstandsarbeit für i kg Luft sekundlich wird die von der nützlichen Zugkraftarbeit abgezogen wird. Die Nettozugkraftarbeit wird folglich 19 - 6,1= 12,9 cal.By 1 kg of air per second to a speed of 128 m / sec. To accelerate, a force of what is required as resistance is required acts on the aircraft. The work of resistance for i kg of air becomes secondary which is deducted from the useful traction work. The net tractive effort will therefore be 19 - 6.1 = 12.9 cal.

Wenn man aber eine Querschnittsverengung macht, welche ein Druckgefälle entsprechend 4,2 cal Wärmegefälle erzeugt, so wird das nützliche Wärmegefälle in der Turbine nur 62 -4,2 = 57,8 cal, also NTurb = 0,88 X 57,8 = 50,8 cal, also die Zugkraftarbeit des Propellers (5o,8 -:29,2) # 0,75 = 16,2 cal.But if you make a cross-sectional constriction, which creates a pressure gradient corresponding to a 4.2 cal heat gradient, the useful heat gradient in the turbine is only 62 -4.2 = 57.8 cal, i.e. NTurb = 0.88 X 57.8 = 50 .8 cal, i.e. the tractive effort of the propeller (5o, 8 -: 29.2) # 0.75 = 1 6.2 cal.

Der normale Auslaßverlust von der Turbine wird wie vorher i o/o, also o,oi X 57,8 = 0578. Dazu kommt -.,.2 cal, wie angenommen, also insgesamt ,I"8, was 20o m/Sek. Auslaßgeschwindigkeit entspricht. Nichts wird nun von der berechneten Zugkraftarbeit abgezogen, sondern ist diese 16,2 cal statt 12,9 cal ohne-Querschnittsverengung.The normal exhaust loss from the turbine will be i o / o as before, that is o, oi X 57.8 = 0578. Added to this is -.,. 2 cal, as assumed, so in total , I "8, which corresponds to 20o m / sec. Outlet speed. Nothing is now calculated from the Pulling force work is deducted, but this is 16.2 cal instead of 12.9 cal without a cross-sectional constriction.

Eine Querschnittsverengung entsprechend, z. B. Io cal wird jetzt angenommen. Die Turbine wird also o,88 X (62- 10) = .45,7 cal, die Zugkraft des Propellers (:I5,7-29,2) 0,75 - 12.:1. cal, der normale Auslaßverlust der ,Turbine 0,01 # 52 = o,52. Dazu kommt Io cal, also total Io,52.A cross-sectional constriction accordingly, z. B. Io cal is now adopted. The turbine is thus 0.88 X (62-1 0) = .45.7 cal, the pulling force of the propeller (: I5.7-29.2) 0.75 - 12.:1. cal, the normal exhaust loss of the, turbine 0.01 # 52 = 0.52. Then there is Io cal, i.e. total Io, 52.

Also hat die Luft eine relative Geschwindigkeit von also eine absolute Geschwindigkeit rückwärts von -297 - Zoo = c)7 m/Sek.So the air has a relative speed of So an absolute speed backwards of -297 - Zoo = c) 7 m / sec.

Die Rückstoßkraft vorwärts für' i kg Luft wird also Hieraus erhält man eine Zugkraftarbeit von 9,9;--; Zoo= I98okg also eine wirkliche Zugkraftarbeit von 12,4.;-; 1.,6= 17 cal.The repulsive force forwards for 1 kg of air becomes This gives a tensile work of 9.9; -; Zoo = I98okg So a real traction work of 12.4.; -; 1., 6 = 17 cal.

Wählt man eine Querschnittsverengung von 2o cal, erhält man mit demselben Rechnungsvorgang eine Zugkraft des Propellers von 5,8 cal und eine Zugkraftarbeit durch die Rückstoßkraft von 10,2 cal, also total Io,2 -1- 5,8 = 16,o, woraus hervorgeht, daß der Höchstwert bei dieser Querschnittsverengung überschritten ist. Folglich darf diese Querschnittsverengung nicht zu weit getrieben werden.If you choose a cross-sectional constriction of 2o cal, you get with the same Calculation process a propeller pulling force of 5.8 cal and a pulling force work by the recoil force of 10.2 cal, i.e. total Io, 2 -1- 5.8 = 16, o, from which it follows that the maximum value with this cross-sectional constriction has been exceeded. Consequently this cross-sectional narrowing must not be driven too far.

Wie aus dem Obigen hervorgeht, erhält man eine größere Zugkraftarbeit durch Verwendung einer Querschnittsverengung hinter der Turbine. Außerdem bekommt man eine billigere Turbine, da das Wärmegefälle in der Turbine erniedrigt, folglich die Anzahl der Schaufeln verringert und der Auslaß der Turbine kleiner wird als in dem Falle, in welchem keine Querschnittsverengung hinter der Turbine vorgenommen ist.As can be seen from the above, greater pulling work is obtained by using a cross-sectional constriction behind the turbine. Also gets a cheaper turbine, as the heat gradient in the turbine is reduced, consequently the number of blades is reduced and the outlet of the turbine becomes smaller than in the case in which no cross-sectional constriction is made behind the turbine is.

Ausführungsbeispiele der Erfindung sind in der Zeichnung dargestellt. Es -zeigen Fig. i ein Flugzeug mit zwei propellerlosen Gasturbinen, Fig. a eine axial durchströmte Turbinenanlage in vergrößerter Darstellung, Fig. 3 eine Endansicht der Turbine nach Fig. 2 , Fig. .I eine andere Ausbildung der Turbinenanlage.Embodiments of the invention are shown in the drawing. FIG. 1 shows an aircraft with two propellerless gas turbines, FIG. A one Axially flowed through turbine system in an enlarged representation, FIG. 3 is an end view the turbine according to Fig. 2, Fig. .I another design of the turbine system.

In Fig. i bedeutet i den Rumpf des Flugzeuges, 2 den hinteren Rumpfteil oder Schwanzteil des Flugzeuges, an dein die Höhenruder 3 und die Seitenruder d. angeordnet sind. 5 sind die Flügel. auf denen rechts und links vom Rumpf je eine Gasturbinenanlage 6 aufgesetzt ist. Die Luft tritt durch die Öffnung 7 in die Ansaugseite des Verdichters 8 ein, wird hier verdichtet und durch die :Mantelkanäle zu einer Verbrennungskammer 9 geführt, in welcher die verdichtete Luft durch Einspritzen von @@ennstoff weiter erhitzt wird. Aus der Verbrennungskammer 9 treten die Brenngase zur "axial durchströmten Turbine i o-, durchströmen deren Laufschaufelkränze und verlassen die Turbine durch den Auslaßkanal i i, der sich in axialer Richtung nach hinten frei öffnet.In Fig. I i means the fuselage of the aircraft, 2 the rear part of the fuselage or tail part of the aircraft, to your the elevator 3 and the rudder d. are arranged. 5 are the wings. one on each left and right of the fuselage Gas turbine system 6 is placed. The air enters the suction side through the opening 7 of the compressor 8, is compressed here and through the: jacket channels to one Combustion chamber 9 out, in which the compressed air by injection is further heated by @@ ennstoff. The combustion gases emerge from the combustion chamber 9 to the "axially flowed through turbine i o-, flow through its rotor blade rings and leave the turbine through the outlet channel i i, which extends in the axial direction opens freely at the back.

In dein gezeichneten Ausführungsbeispiel hat die Anlage keinen Propeller, so daß die Turbine in diesem Ausführungsbeispiel lediglich die Verdichterarbeit leistet, die notwendig ist, um die Luft bis zu einem bestimmten Druck, etwa :1. bis Io atü, zu verdichten. Die Brennstoffeinspritzung bewirkt Druck- und Temperatursteigerung, die Geschwindigkeit der von der Turbine abströmenden Abgase die Raketenwirkung, die das Flugzeug vorwärts treibt.In the exemplary embodiment drawn, the system has no propeller, so that the turbine in this embodiment only does the compressor work provides what is necessary to keep the air up to a certain pressure, for example: 1. to condense Io atü. The fuel injection causes pressure and temperature increases, the speed of the exhaust gases flowing out of the turbine the rocket effect, propelling the plane forward.

Die besondere Ausführungsart der Turbinenanlage geht aus den Fig. a und 3 hervor.-Das Verdichtergehäuse besteht aus einzelnen Gehäuseteilen 20, 21, 22, 23, in denen die Laufräder a,., 25, 26, -27 umlaufen. Nach vorn ist der Verdichter durch eine ringförmige Kappe 28 abgedeckt, die zusammen mit einer nach vorn verjüngten Wellennabe 29 einen ringförinigen Einlaßkanal 3o für die Luft bildet. Innerhalb der Gehäusekappe =8 ist, durch Rippen 31 gehalten, das vordere Lager 32 für die Läuferwelle 33 angeordnet. Am rechten Ende des Verdichtergehäuses ist, durch eine kegelige Wand 3:I gehalten, ein :Mittellager 35 angeordnet, in welchem der Wellenteil 33 gelagert ist. An diesen schließt sich der Turbinenläufer 36 an. An den rückwärtigen Verdichtergehäuseteil 23 schließt sich ein Ge- i häusemantel 37 an, der an seinem Ende eine ringförmige Blechwand 38 trägt, an deren inneren Umfang glas Turbinengehäuse 39 befestigt ist, welches andererseits durch eine kegelige Zwischenwand 4o finit der Wand 34 verbunden ist.The particular embodiment of the turbine system can be seen from FIGS. A and 3. The compressor housing consists of individual housing parts 20, 21, 22, 23 in which the impellers a,., 25, 26, -27 rotate. To the front, the compressor is covered by an annular cap 28 which, together with a forwardly tapered shaft hub 29, forms an annular inlet channel 3o for the air. The front bearing 32 for the rotor shaft 33 is arranged inside the housing cap = 8, held by ribs 31. At the right end of the compressor housing, held by a conical wall 3: I, a center bearing 35 is arranged, in which the shaft part 33 is supported. This is followed by the turbine rotor 36. A housing jacket 37 adjoins the rear compressor housing part 23, which carries an annular sheet metal wall 38 at its end, on the inner circumference of which a glass turbine housing 39 is attached, which on the other hand is connected finitely to the wall 34 by a conical partition 4o.

Zwischen dem Außengehäuse 37 und dein Turbinengehäuse 39 liegt eine die Turbine rings umgehende Verbrennungskammer 4I. Die vorn Verdichter gelieferte Luft verlält das Verdichtergehäuse durch den Ringkanal 42, gebt dann um den Verbrennungsraum .11 herum und tritt durch die Öffnungen .I3 in die Verbrennungskammerein. Hier sind eine .\nzahl Lrennstoffeinspritzdüsen-I4 angeordnet. durch welche Brennstoff in die Luft eingespritzt wird, die durch die folgende Verbrennung Boch erhitzt wird. Das erhitzte Treibmittel tritt dann durch mehrere Kanäle .I5 zti der Beschaufelung der Turbine, durchströmt die Schaufelkränze und verläßt die Turbine in axialer Richtung nach hinten strömend. Im Auslaß, des Turbinengehäuses 39 sind radiale Zwischenrippen 46 angeordnet, welche ein Endlager 47 tragen, in welchem das rechte Ende der Turbinenwelle 36 läuft. An den inneren Umfang des Turbinenauslasses 46 schließt sich eine Endkappe 48 an, die sich nach hinten stromlinienförmig verjüngt und in einer zweckmäßig etwas abgerundeten Spitze 49 endet. An den äußeren Umfang des Turbinenauslasses schließt sich ein kegeliger Auslaßgehäusestutzen 5o an. Die Teile 48 und 5o bilden zusammen den Auslaßkanal 51 der Turbine. Eine Endkappe 52 verbindet das Ende des Gehäuseteiles 37 mit dem Ende des Gehäuseteiles 5o. Die Endöffnung ist mit 53 bezeichnet.Between the outer casing 37 and the turbine casing 39 there is a the turbine surrounding combustion chamber 4I. The front compressor delivered Air leaves the compressor housing through the annular channel 42, then passes around the combustion chamber .11 and enters the combustion chamber through openings .I3. Here are a. \ nnumber of fuel injectors-I4 arranged. by which fuel in the air is injected, which is heated by the subsequent combustion Boch. The heated propellant then passes through several channels in the blades the turbine, flows through the blade rings and leaves the turbine in the axial direction flowing backwards. In the outlet, the turbine housing 39 are radial Intermediate ribs 46 are arranged, which carry an end bearing 47 in which the right The end of the turbine shaft 36 is running. To the inner circumference of the turbine outlet 46 is followed by an end cap 48 which tapers in a streamlined manner towards the rear and ends in an expediently somewhat rounded tip 49. To the outer circumference the turbine outlet is followed by a conical outlet housing connector 5o. the Parts 48 and 5o together form the outlet duct 51 of the turbine. An end cap 52 connects the end of the housing part 37 to the end of the housing part 5o. The final opening is denoted by 53.

Wie aus der Zeichnung hervorgeht, strömt die zu verdichtende und zu erhitzende Luft der Anlage in axialer Richtung zu, .d. h. der Fahrwind drückt die Luft mit hoher Geschwindigkeit in die erste Verdichterstufe hinein, die ihrerseits durch die Saugwirkung diese Einströmung unterstützt. Die Wirkung des Verdichters wird also durch die Axialeinströmung der Luft an der Stirn der Anlage wesentlich unterstützt. Der Abfluß des Treibmittels erfolgt in axialer Richtung nach hinten, so daß der Raketeneffekt 4n vollem Umfange zur Auswirkung gelangen kann.As can be seen from the drawing, the flow to be compressed and heating air to the system in the axial direction, .d. H. the wind pushes them Air at high speed into the first compressor stage, which in turn this inflow is supported by the suction effect. The effect of the compressor is therefore essential due to the axial inflow of air at the front of the system supports. The propellant is drained axially to the rear, so that the rocket effect can take full effect.

In dem Ausführungsbeispiel nach Fig. 4 ist der Aufbau der Anlage grundsätzlich derselbe. Die Luft und Treibmittelwege sind durch Pfeile angedeutet, jedoch ist hier die-Anlage so eingerichtet, daß vorn auf die Verdichterwelle ein Propeller 54 aufgesetzt ist. In diesem Falle wird der Energieinhalt des Treibmittels derart ausgenutzt, daß es in der Turbine nicht nur die zum Antrieb des Verdichters erforderliche Leistung, sondern darüber hinaus noch eine weitere Leistung zum Antrieb des Propellers abgibt, während die Restenergie im Auslaß zur Raketenwirkung herangezogen wird.In the exemplary embodiment according to FIG. 4, the structure of the system is fundamental same. The air and propellant routes are indicated by arrows, however, is Here the system is set up in such a way that a propeller on the front of the compressor shaft 54 is in place. In this case, the energy content of the propellant becomes such exploited the fact that there is not only the turbine required to drive the compressor in the turbine Power, but also another power to drive the propeller releases, while the residual energy in the outlet is used for rocket action.

Der gemischte Antrieb, bei welchem die Treibmittelenergie teils zum Propellerantrieb, teils zur Ausnutzung im Raketeneffekt nutzbar gemacht wird, wird für geringere Flugzeuggeschwindigkeiten, der reine Raketeneffekt ohne Propellerwirkung für Flugzeuge mit hoher Geschwindigkeit vorzuziehen sein.The mixed drive, in which the propellant energy is partly used Propeller drive, partly made usable for exploitation in the rocket effect, is for lower aircraft speeds, the pure rocket effect without propeller effect be preferable for high-speed aircraft.

Mit vereinigtem Raketen- und Propellereffekt kann man bei einem Flugzeug, welches in etwa Io ooo m Höhe fliegt, bei einer Leistung von rund i i oo PS ein Geschwindigkeit von 52o km pro Stunde erreichen. Dabei ist ein Brennstoffverbrauch von 9ookg für eine Strecke von i 6oo km ausreichend. Wird bei gleicher Leistung und gleicher Flugstrecke auf den Propellerantrieb verzichtet und nur mit der Raketenwirkung gearbeitet, so steigt der Brennstoffverbrauch um etwa 700 kg. Trotzdem ist aber der propellerlose Antrieb für hohe Geschwindigkeiten vorzuziehen, da er bedeutend einfacher und demzufolge auch billiger im Bau des Flugzeuges ist. Dazu kommt noch, daß es bei großen Geschwindigkeiten schwer wird, den Propeller mit befriedigendem Wirkungsgrad zu bauen.With the combined rocket and propeller effect, one can achieve a speed of 52o km per hour with an airplane which flies at a height of about 10,000 feet with an output of about 10,000 horsepower. A fuel consumption of 9ookg is sufficient for a distance of i 600 km. If the propeller drive is dispensed with and only the rocket effect is used with the same power and the same flight distance, the fuel consumption increases by around 700 kg. Nevertheless, the propellerless drive for high speeds is to be preferred because it is significantly simpler and consequently cheaper to build the aircraft. In addition, at high speeds it becomes difficult to build the propeller with satisfactory efficiency.

Die Verwendung der Gasturbine mit ihren ständig laufenden Verdichtern gestattet aber eine weitere Verbesserung des Flugzeuges, insbesondere des Höhenflugzeuges. In Fig. i ist der Pilotenraum 12 und der Fahrgastraum 15 gezeigt. Beide Räume werden hermetisch abschließbar ausgebildet und das Innere der Kabinen durch Anzapfleitungen 16 mit dem Verdichter verbunden. Die von dem Verdichter. gelieferte Luft hat eine Temperatur von etwa 140 bis 15o° und ist daher geeignet, die Kabinen zu heizen, was beim Fliegen in großen Höhen notwendig ist. Zu diesem Zweck kann die innerhalb der Kabinen liegende Leitung 16 als Rippenheizkörper 18 ausgebildet sein. Da aber die vom Verdichter geförderte Luft auch unter Druck steht, so kann durch entsprechend eingestellte Regelventile 17 innerhalb der Kabinen der Normalluftdruck hergestellt werden. Ein weiteres Regelventil i9 dient zum Ausstoßen der verbrauchten Luft, so daß -mittels Einstellung der Ein- und Auslaßregelventile 17 und i9 und Drosselventile beliebiger Art die Kabinen stets auf für die Insassen geeigneten Druck- und Temperaturverhältnissen gehalten werden können, wobei die Verdichterluft auch infolge des dauernden Ersatzes eine gute Belüftung des Flugzeuginneren bewirkt.The use of the gas turbine with its continuously running compressors but allows a further improvement of the aircraft, in particular the high-altitude aircraft. The pilot compartment 12 and the passenger compartment 15 are shown in FIG. Both rooms will Designed to be hermetically sealed and the interior of the cabins by tap lines 16 connected to the compressor. The one from the compressor. delivered air has one Temperature of about 140 to 15o ° and is therefore suitable for heating the cabins, what is necessary when flying at high altitudes. For this purpose, the within the line 16 lying in the cabin may be designed as a ribbed heater 18. Here but the air conveyed by the compressor is also under pressure, so can be done accordingly adjusted control valves 17 produced within the cabins the normal air pressure will. Another control valve i9 is used to expel the used air, see above that -by means of setting the inlet and outlet control valves 17 and i9 and throttle valves of any type, the cabins are always at pressure and temperature conditions that are suitable for the occupants can be kept, the compressor air also as a result of the permanent replacement ensures good ventilation of the aircraft interior.

Claims

PATENT CLAIM: Gas turbine drive for aircraft operating with constant pressure combustion of the propellant, in which the turbine power is used to compress the working fluid and the exhaust gases are blown out at high speed for the purpose of generating a recoil effect, characterized in that the turbine used is a fully pressurized, axially flowed turbine is, to whose last blade ring a rocket nozzle is directly connected, into which the exhaust gases from the last turbine ring flow unhindered and whose outlet opening (53, Fig. 2), from which the turbine exhaust gases exit to the outside air, is smaller than the cross section of the last turbine blade ring .