Vortriebseinrichtung für Luftfahrzeuge Die Erfindung bezieht sich
auf für Luftfahrzeuge bestimmte Vortriebseinrichtungen, die .aus einer Gasturbine,
einem von dieser angetriebenen Verdichter für die Verbrennungsluft und einer an
die Gasturbine sich anschließenden Rückstoßdüse bestehen.Propulsion device for aircraft The invention relates
on propulsion systems intended for aircraft, which .from a gas turbine,
one driven by this compressor for the combustion air and one on
the gas turbine adjoining the thrust nozzle.
Es sind Ausführungsformen von Strahlantrieben der angeführten Art
bekannt, bei «-elchen der Austrittsquerschnitt der Rückstoßdüse größer ist als der
freie Querschnitt der letzten Turbinenschaufelreihe. Eine solche Ausführung hat
zwar den Vorteil, daß die Abmessungen der Gasturbine gering sind; der sich ständig
erweiternde Querschnitt der Rückstoßdüse hat aber eine Treibmittelaustrittsgeschwindigkeit
zur Folge, die weit über den jetzt üblichen Höchstgeschwindigkeiten von Luftfahrzeugen
(etwa i 7o m pro Sekunde) liegt. Der Nachteil einer solchen Anlage liegt in dem
außerordentlich schlechten Wirkungsgrad, da bekanntlich der Wirkungsgrad einer Rückstoßdüse
um so besser wird, je mehr sich Treibmittelgeschwindigkeit und Fahrzeuggeschwindigkeit
einander nähern.There are embodiments of jet propulsion of the type mentioned
known, with «-elchen the exit cross-section of the thrust nozzle is larger than that
free cross-section of the last row of turbine blades. Has such a design
although the advantage that the dimensions of the gas turbine are small; who is constantly
The widening cross-section of the thrust nozzle has a propellant exit velocity
as a result, well above the current top speeds of aircraft
(about i 7o m per second). The disadvantage of such a system is that
extremely poor efficiency, since the efficiency of a thrust nozzle is known
The better the propellant speed and the vehicle speed, the better
approach each other.
Es ist auch schon vorgeschlagen worden, die Rückstoßdüse gegen ihren
Austritt zu allmählich zu verengen, so daß der Austrittsquerschnitt der Düse kleiner
als der freie Durchtrittsquerschnitt der letzten Beschaufelungsreihe der Gasturbine
wird. Die Folge dieser Maßnahme war zwar eine geringere Austrittsgeschwindigkeit
des Treibmittels aus der Rückstoßdüse, aber es trat als nicht ztt vermeidende Rückwirkung
ebenfalls eine durchaus unerwünschte Verringerung der Treibmittelgeschwindigkeit
innerhalb der Gasturbine auf. Die Folge war, daß man bei gleicher Leistung den freien
Durchtrittsquerschnitt der Gasturbine vergrößern mußte, d. h. daß das Baugewicht
der Turbine erhöht und damit das gesamte Triebwerk für die Verwendung im Luftfahrzeug
ungeeignet wurde.It has also been suggested that the thrust nozzle against their
Exit to narrow gradually, so that the exit cross-section of the nozzle is smaller
as the free passage cross section of the last row of blades of the gas turbine
will. The consequence of this measure was a lower exit speed
of the propellant from the thrust nozzle, but it occurred as a non-avoiding reaction
likewise a thoroughly undesirable reduction in the propellant speed
inside the gas turbine. The result was that with the same performance you could get the free one
Had to enlarge the passage cross section of the gas turbine, d. H. that the structural weight
the turbine and thus the entire engine for use in the aircraft
became unsuitable.
Es ist Aufgabe der Erfindung, eine Vortriebseinrichtung für Luftfahrzeuge
zu schaffen, welche die Vorteile der bekannten Ausführungsformen besitzt, deren
Nachteile jedoch vermeidet.It is the object of the invention to provide a propulsion device for aircraft
to create which has the advantages of the known embodiments, their
Avoids disadvantages, however.
Gemäß der Erfindung wird diese Aufgabe dadurch gelöst, daß der Austrittsquerschnitt
der Rückstoßdüse etwa die gleiche Größe wie der Austrittsquerschnitt der Gasturbine
hat.According to the invention, this object is achieved in that the exit cross-section
the thrust nozzle is about the same size as the outlet cross-section of the gas turbine
Has.
Ein Strahlantrieb gemäß der Erfindung hat den Vorteil, daß es möglich
ist, auch bei Flugzeuggeschwindigkeiten, die etwa in der Größenordnung von 170m
pro Sekunde liegen, einen wirtschaftlichen Wirkungsgrad mit Sicherheit zu erreichen.A jet propulsion according to the invention has the advantage that it is possible
is, even at aircraft speeds that are roughly in the order of 170m
per second are to achieve an economic efficiency with certainty.
Auf der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel des Erfindungsgegenstandes
im Längsschnitt veranschaulicht. Mit i ist eine Gasturbine bezeichnet, die einen
Verdichter 2 antreibt. Die von diesem verdichtete Luft wird zu einer Brennkammer
3 geleitet, wo sie in Mischung mit dem der Brennkammer zugeführten Brennstoffe zur
Verbrennung des letzteren dient. Die aus der Gasturbine i austretenden Verbrennungsgase
durchströmen ein ringförmig ausgebildetes Rohr :4, und zwar mit einer nahe unterhalb
der Schallgeschwindigkeit liegenden Geschwindigkeit. Das ringförmige Rohr 4. dient
als Rückstoßer und läflit die Verbrennungsgase durch seinen Querschnitt 5 ins Freie
austreten. Der kreisförmige Austrittsquerschnitt 5 ist so bemessen, daß er etwa
gleich dem Austrittsquerschnitt 6 der Gasturbine ist und daß zugleich der Umhüllung
7 der gesamten Anordnung eine strömungstechnisch günstige Gestalt gegeben wird.The drawing shows an embodiment of the subject matter of the invention
illustrated in longitudinal section. With i a gas turbine is referred to, the one
Compressor 2 drives. The air compressed by this becomes a combustion chamber
3 where it is mixed with the fuel supplied to the combustion chamber
The latter is used for combustion. The combustion gases emerging from the gas turbine i
flow through a ring-shaped tube: 4, with one close below
the speed of sound. The annular tube 4. is used
as a recoil and lets the combustion gases through its cross-section 5 into the open
step out. The circular outlet cross section 5 is dimensioned so that it is approximately
is equal to the outlet cross-section 6 of the gas turbine and that at the same time the casing
7 the entire arrangement is given a shape that is favorable in terms of flow technology.