DE768042C

DE768042C - Hot jet engine with double fuel injection for propulsion of aircraft

Info

Publication number: DE768042C
Application number: DEJ69720D
Authority: DE
Inventors: Fritz Boettger
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1941-06-01
Filing date: 1941-06-01
Publication date: 1955-05-26

Description

Heißstrahltriebwerk mit doppelter Kraftstoffeinspritzung zum Vortrieb von Luftfahrzeugen Die Erfindung :hezieht @si.ch Kauf Hieaißstrahltrebweirike zum Vortrieb- von Luftfahirzeiugen, bestehend aus einemVerdichter,einerTurbinenbrennkammer, einer den Verdichter antreibenden Gasturbine, einer Düsenbrennkammier und einer Rückstoß1düse mit reagelbar veränderlichem Austrittsquerschnitt. Bei Heißstrahltriebwerken,der genannten Art wiirid die vom Veird,izhitier geförderte Lauft in ununiteribroohenem Strom der T.urbd@nionib@r,ennikamimlor zugeführt, in wielche Kraftstoff einsgespritzt wiird; mit dem auf chesie Weisse entstandenen Turibiin@en:treiibmitte@l wird diiie- Gastuirhi:ne beawfscahlagt; dien Abgasen der Gasturbine, die noch -einen erheblichen Luiftübierschuß enthalten, wird @in der nachgeschaiteiten Düsenbire@nnikammer nochmals Kraftstoff zugeführt und, auf diie@se Weise das Düisen,treibmi.ttel auf -bereiteat, dessen po,tentielile Energie in der Rü@clcstoß,düsie in kinetische und ,damit im Vortrieb-sile@istung für das Luftfahrzeug umgewandelt: wird.Hot jet engine with double fuel injection for propulsion of aircraft The invention: hezieh @ si.ch Purchase Hieaißstrahltrebweirike zum Propulsion of air vehicles, consisting of a compressor, a turbine combustion chamber, a gas turbine driving the compressor, a nozzle combustion chamber and a Recoil nozzle with adjustable, variable outlet cross-section. In hot jet engines, the The species mentioned above is run in ununiteribroohenem, promoted by Veird, izhitier Electricity supplied to the T.urbd @ nionib @ r, ennikamimlor, in which fuel is injected wiwill; with the Turibiin @ en created on chesie weisse: treiibmitte @ l will be diiie- Gastuirhi: ne beawfscahlagt; serve the exhaust gases of the gas turbine, which are still a considerable Contain excess air, is @ in the following nozzle burner @ nnikammer again Fuel is supplied and, in this way the nozzle, propellant is prepared, its potential tentile energy in the back @ clc thrust, düsie in kinetic and, thus in the Vortrieb-sile @ istung for the aircraft converted: is.

Es iGt b@&l<anut, ,die VOTtri-ob@s@leiisitung van Heißstraihltri@ebwerken der gienannten Art durch Veränderung dies Kraftstoff-Luft-Gemisches @in der Turbinenbre@nnkam@miar regelbar zu ibeeinflusison. Dem auf diese Weise erzielten Reigelbereich ,sind jedoch eirege Grenzen gesaatzt; die untere Grenze wird' durch die Zünidifähiiglkei-t dies Kraftstoff-Luft-Gemisches bei geringstem Kraftstoffgehalt und großer Strömungsgeschwindigkeit bestimmt, während die obere Grenze durch die für die Turbinenbeschaufelung zulässige, Höchsttemperatur des Treibmittels festgelegt wird. Außerdem haftet dieser Leistungsregelung !der Nachteil großer Trägheit an, wie folgende Überlegung zeigt; zur Erzielung eines günstigen Wirkungsgrades einer Gasturbine muß bekanntlich -die Treibmitteltemperatur so hoch als möglich, ,also möglichst nahe an :die obere Grenze der zulässigen Schaufelbeanspruchungen heraufgetrieben werden. Größere Schwankungen in der Kraftstoffmenge nach beiden Seiten rufen entweder eine Wirkungsgradverschlechterung hervor oder bedeuten eine Gefahr für die ganze Anlage. Ein Vergrößern oder Verkleinern der in die Türbineubrrennkammer eingeführten Kraftstoffmenge kann, damit die Treib.mitteltemperatur annähernd gleichbleibt und vor allem ein Anwachsen über die zulässige Schaufeltemperatur ausgeschaltet wird, nur allmählich gradwe se mit der Zu- oder Abnahme der vom Verdichter geförderten Luftmenge erfolgen, weil ja der Verdichter mit der Gasturbine gekuppelt ist. Daher -maß sich eine derartige Regelung, um betriehss.icher und verlustlos zu sein, jeweils über eine größere Zeitspanne erstrecken. In gle irher Richtung nachteilig wirkt sich die jeweils notwendige Beschleunigung oder \'erzogerung der Verdichter- und Turbinenmassen aus.It iGt b @ & l <anut,, the VOTtri-ob @ s @ leiisitung van Heißstraihltri @ ebwerken of the type mentioned by changing the fuel-air mixture @ in the turbine bro @ nnkam @ miar adjustable to ibeinflusison. The bar range achieved in this way, however, are set limits; the lower limit is determined by the ability to participate in this Fuel-air mixture with the lowest fuel content and large Flow velocity is determined, while the upper limit is determined by that for the turbine blading permissible, maximum temperature of the propellant is specified. In addition, this is liable Power control shows the disadvantage of great inertia, as the following consideration shows; to achieve a favorable efficiency of a gas turbine must known -the Propellant temperature as high as possible, i.e. as close as possible to: the upper limit the permissible blade loads are driven up. Larger fluctuations in the amount of fuel on both sides call either a deterioration in efficiency or pose a threat to the entire system. A zoom in or out the amount of fuel introduced into the door bunker combustion chamber, so that the propellant temperature remains approximately the same and above all an increase above the permissible blade temperature is switched off, only gradually gradually with the increase or decrease of the from the compressor The amount of air conveyed takes place because the compressor is coupled to the gas turbine is. Therefore, such a regulation was required to be operationally safe and lossless to be, each extend over a longer period of time. In the same direction the necessary acceleration or slowing down has a disadvantageous effect Compressor and turbine masses.

Demgegenüber ist aber gerade bei Luftfahrzeugen, in denen derartige Triebwerke Verwendung finden, ,Eine schnelle Leistungserhöhung zum Starten, Steigen und Beschleunigen des Fährzeuges unumgänglich notwendig. Da diese Spitzenleistungen, die erheblich über der normalen Reiseleistung liegen, durch Änderung der Kr.aftstoffzumischuug innerhalbder Turbinen@brennkammer nicht schneill genug erreichbar sind, ist vorgeschlagen «-orden, in die Turbinen.ab,ga.se weiteren Kraftstoff zuzuführen und in besonderen nachgeschalteten Düsenbrennkammern zu verbrennen. Diegewünschte Zusatzleistung steht auf dieseWeise schneller zur Verfügung, da der zur Kühlung der Turbine notwendige Luftüberschuß der Treibgase hinter der Turbine eine größere Kraftstoffmenge zu verbrennen gestattet, ahne daß die Leistung der vorderen Maschine erhöht werden muß oder daß der Turbinenschaufel.haustoff übermäßig erhitzt wird.In contrast, however, especially in aircraft in which such Engines are used,, A rapid increase in power for starting, climbing and acceleration of the vehicle is essential. Since these top performances, which are significantly above the normal travel service, due to a change in the fuel mixture within the turbine combustion chamber cannot be reached quickly enough is suggested «-Orden, in the turbines.ab, ga.se to add more fuel and in special to burn downstream nozzle combustion chambers. The desired additional service is available in this way available more quickly, since the one needed to cool the turbine Excess air in the propellant gases burn a larger amount of fuel behind the turbine allowed, knowing that the power of the front engine needs to be increased or that the turbine blade is excessively heated.

Dieser an sich brauchbare Vorschlag stößt jedoch auf Schwierigkeiten, -,venn die Rückstoßdüse mit veränderlichem Austrittsquerschnitt ausgebildet ist. Eine Veränderung des Düsenaustrittsquerschnittes ist aus .den versdhie:denstert Gründen erwünscht. Auf diese Weise kann z. B. die Treib.mittelau:strittsgeschwindigkeit der Fahrtgeschwindigkeit oder der Flughöhe oder beiden gleichzeitig angepaßt werden, um den günstigsten Rückstoßwirlzungsgrad einzustellen.However, this proposal, which is useful in itself, encounters difficulties -, if the thrust nozzle is designed with a variable outlet cross-section. A change in the nozzle outlet cross-section is due to the different types Reasons welcome. In this way, z. B. the Treib.mittelau: quarrel speed be adapted to the speed of travel or the altitude or both at the same time, to set the most favorable degree of recoil whirl.

Weiterhin können durch diese regelbare Veränderung des Düsenaustri:ttsquerschnittes die in der Gasturbine und in der Rückstoßdüse verarbeiteten Anteile des Gesamtarbeitsg efäl lesregelbar festgesetzt werden. D abei tritt jedoch die Gefahr auf, daß beim Einschalten der zusätzlichen Kraftstoffzufuhr zur Düsenbrennkammer der Düsenaustrittsquerschnitt für das plötzlich stark anwachsende Gasvolttmen zu eng ist. Eine schädliche Temperatursteigerung, die sich auch auf die Turbine erstreckt, ist die Folge.Furthermore, this controllable change in the nozzle outlet cross-section the parts of the total work processed in the gas turbine and in the thrust nozzle If necessary, can be set in a controllable manner. D here, however, there is a risk that the Switching on the additional fuel supply to the nozzle combustion chamber of the nozzle outlet cross-section is too narrow for the suddenly rapidly increasing gas volume. A harmful increase in temperature, which also extends to the turbine is the result.

Gemäß der Erfindung soll dieser Nachteil dadurch vermieden werden, daß die in die Düsenbrennkammer einbringbare Höchstmenge an Zusatzkraftstoff in Abhängigkeit von der jeweiligen Größe des Düsenaustrittsquerschnittes gesteuert wird, derart. daß sich zu jeder Querschnittsgröße selbsttätig ein bestimmter, nicht überschreitbarer Kraftstoffmengenhöchst-,v,-rt einstellt. Die erfindungsgemäße Lehre kann dadurch verwirklicht werden, daß mit der Düsennadel in ihrer Längsachse eine Zahnstange verbunden ist. in welche ein Ritzel eingreift, da.s die Längsversc'hiebung .der Düsennadel in eine Drehbewegung umwandelt und unmittelbar oder über ein Übersetzungsgetriebe auf eine Welle überträgt, die an ihrem Ende mit einem Außengewinde versehen ist, welches in das entsprechende Innengewinde einer Büchse eingreift, und daß die Büchse in einer Hülse verschiebbar gelagert ist, wobei sie durch einen in einer Nut der feststehenden Hülse gleitenden Stift an einer Drehbewegung gehindert wird, und daß die Büchse einen Fortsatz besitzt, welcher in einen Teil der Kraftstoffzuleitung eingreift und den Du.rchtrittsquerschnitt regelbar verändert.According to the invention, this disadvantage is to be avoided by that the maximum amount of additional fuel that can be introduced into the nozzle combustion chamber in Controlled as a function of the respective size of the nozzle outlet cross-section becomes so. that for each cross-sectional size a certain, not Maximum fuel quantity, v, -rt that can be exceeded. The teaching according to the invention can be realized that with the nozzle needle in its longitudinal axis a Rack is connected. in which a pinion engages, that is the longitudinal displacement .The nozzle needle is converted into a rotary movement and directly or via a transmission gear transmits to a shaft which is provided with an external thread at its end, which engages in the corresponding internal thread of a sleeve, and that the sleeve is slidably mounted in a sleeve, wherein it is in a groove of the fixed sleeve sliding pin is prevented from rotating, and that the sleeve has an extension which is in part of the fuel supply line intervenes and changes the entry cross-section controllably.

In der Abbildung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wesenhaft dargestellt. Das Heißstrahltriebwerk besteht aus dem innerhalb der windschnittigen Verkleidung i liegenden, axial durchströmten Verdichter 2, der Turbinenbrennkammer 3, der Gasturbine .4 mit nachgeschalteter Düsenbrennkammer 3 und der Rückstoßdüse 6 mit veränderlichem Querschnitt. Der Verdichter 2 wird von der Gasturbine .4 über die Welle 7 angetrieben und fördert die durch die Eintrittsdüse 8 mit Fanrtgeschwin@digkeit einströmende Luft unter Erhöhung .ihres Druckes in die Turbinenbrennkam:mer 3, wo ihr durch die Einspritzdüse> g Kraftstoff zugeführt wird. Zum Einleiten des Verbrennungs.vorgangcs ist in der Turbinen@brennkammer 3 eine Zündeinriohtung ro vorgesehen, .die nach erfolgte-m Anfahren -abfigeschaltet werden kann. Das auf diese Weise .unter Gleichdriudcvevbfirennung bei Luftüherschuß erzeugte Turbinentreibmittel ibeaufs ihIagt .die Gaasturibine q. und gibt einen Teil seiner Energie zum Antrieb des Verdichters :2 an diese ab-. Diie aus der Gasturbi.ne ,austretenden Abgase gelangen in die Düsenboemmkammer 5, in der ,unter Beimisdhunig weiteren Kradtstoffes durch @d'i!e:E.inspr!iitzidüse z r das eigerntlndhe Trei!bmittel für das aufbereitet wird. Der Kraftstoff verbrennt im der von dien Ab- gasen mitgeführten Übers:chußluft durch Selbätzündiunig. In der anschließenden RückstoßdÜse 6 wird die potentielle Energie des Treibmittels in kinetische umgewandelt, und die zur Beschleunigung Ües Treibmittels aufgewendet-- Energie äußert .sfiiidh alis Vortrebsleiisbung für (das Luftfahrzeug.In the figure, an embodiment of the invention is shown essentially. The hot jet engine consists of the axially flowed through compressor 2 lying within the streamlined fairing i, the turbine combustion chamber 3, the gas turbine .4 with a downstream nozzle combustion chamber 3 and the thrust nozzle 6 with variable cross-section. The compressor 2 is driven by the gas turbine 4 via the shaft 7 and conveys the air flowing in through the inlet nozzle 8 at fan speed while increasing its pressure into the turbine combustion chamber 3, where it is supplied with fuel through the injection nozzle. To initiate the combustion process, an ignition device ro is provided in the turbine combustion chamber 3, which can be switched off after the start-up has taken place. The turbine propellant produced in this way, with constant pressure and air blast, is applied to the gas turbineine q. and gives part of its energy to drive the compressor: 2 to this. The exhaust gases emerging from the gas turbine reach the nozzle boom chamber 5, in which, under the addition of other motor materials, the internal blowing agent is processed through the injection nozzle for the internal blowing agent. The fuel burns in the gases from waste serving carried Translator: chußluft by Selbätzündiunig. In the subsequent thrust nozzle 6, the potential energy of the propellant is converted into kinetic, and the propellant expended to accelerate it - energy expresses.

Die Leistung dies gesamten Trieihwerkes wird) ,durch Änderung der .in :die beiden Brennkammerneimigeführten Kriaftsto:ffmenigemiittels besonderer (nicht gezeichneter) Steufiergliieder in den Kraftstoffzuführumgaleibu:nigen 12 und 13 dem jeweils erforderlichen Bedarf a:ngepaßt. Es ist so z. B. möglich, mit der Wärmezufuhr in der Turbin(enbremnkammer den Eniergi:ebedarf der Tuirb;in@e q. und der Rüekstoßdüfisfie 6 für,die normale des Tri!eb:werkes voll zu decken, so, :daß eine weitere Kraftstoffzuführung innerhalb der Düsenbmennkammer nur in. dem Augenblick der erhöhten Leiistungsanforderunfig, wie beim Starben, Steigen oder Beschleunigendes. Luftfahrzeuges, erfolgt, während in :den Übrigen Betriebshagen .die Tunbinenabgase,dnesie Kammer lediglich durchströmen, ohne Energie aufzunehmen. Auch können beide Brennkammern zur Erzeugung .der Reiseleistung herangezogen werden, indem die Kraftstoffzuführung .entsprechend auf :sie verteilt wird.The performance of this entire drive mechanism is), by changing the .in: the two combustion chambers newly introduced fuel by means of special Control members (not shown) in the fuel supply encircling 12 and 13 are adapted to the requirements required in each case. It is so z. B. possible with the heat supply in the turbine (enbremnkammer the energy requirement of the Tuirb; in @ e q. and the Rüekoßdüfisfie 6 for fully covering the normal of the Tri! eb: work, so, : that a further fuel supply within the nozzle chamber only in Moment of increased performance requirement, such as when dying, climbing or Accelerating. Aircraft takes place while in: the rest of the operating company .the tunnel exhaust gases simply flow through the chamber without absorbing energy. Both combustion chambers can also be used to generate the travel service, by distributing the fuel supply accordingly to it.

Der von dien Treiibmitteil an -diie Turbine q. abgegebene Energitanbeil ist idumch Veränid.erunvg des Austrittsquerschnittes ,der Rückstoßdüse 6 4n einem begrenziten B:ereieh regelbar. Der Austrittsquerschnitt der Rückstoßdüse 6 kann. entweder, wie es in dien Aus-füh:rungsbeispiel dargestellt ist, durch Längsvers ohieben einer kegeiligen Düsennadel 1q: odidr diurch Verstellen (nicht gezeichneter) schwenkbarer Klappen :am Austrittsende e@rfo4!gen.The turbine q. released energy share is the same change in the outlet cross-section, the thrust nozzle 6 4 in one limit B: be adjustable. The exit cross section of the thrust nozzle 6 can. either, as shown in the exemplary embodiment, by means of a longitudinal verse o pushing a tapered nozzle needle 1q: odidr diby adjusting (not shown) swiveling flaps: e @ rfo4! gen at the outlet end.

In Richtung der Achse der kegidliigen Düsennadel 1q. 'ist eine Zahnstange 15 befestigt, in welche ein Ritzel 16 eingreift, das diie Längsverschiebung deT Düsennadel in eine Drehbewegung umwandelt. Dass Ritzel 16 steht in WiTkverbdindun!g mit einer Wellte 17, welche d.ie DTehbewegung uinmittelib:ar oder über ein VoLrigelege 18 auf die Welle r9 überträgt. Die Welle r9 ist an .ihrem Enfid(e- m:it einem Gewintdie 2o versehen und dreht siech in einer mit entsprechendem Innengew!inde versehenen BuGhsie,2r, .die außen in einer feststehenden Hülse 22 verschiebbar gelagert ist. Die Buchse 2 1 ist durch einen Stift 23, der in der Nut 24 der feststehenden Hülse 22 gleitet, an einer Drehbewegung gehindert und führt bei Drehung des Gewindes 2o eine Längsverschiebung in Richtung der eingezeichneten Pfeile aus. Die Hülste 22 isst in ihrem O:bertein als ein Stück der Kraftstoffzufühfirtmgsltitung 13 aausgeb:i4#d!et; ,diie Gewindebuchee 21 besitzt an ihrem Oberteil einen Forts.atz 25, der den Durchtriftsqu!erscihnitt 26 der Kraftstoffzu!strömleiitung 13 .infolge- .der Längsbewegung der Buchse 21 in Abhängigkeit von der Düs ennaadeIss!te!llunig verändert und somit fiden der Düs:en#b,rennilkamrn:e#r 5 bei jeder Größe des Rücks:toßdüsenaustrittsquersch,nitteis zuführbaren Kraftstoffmengemhöchstwert bestimmt. Dar Kradtsitoffmengenhödhstwert entspricht der Menge, die hei Vollast des vorderen Masc'hnernsatzeis (Verdichter, Tuiribfii:nenbremnkammer, Gasturhine) im :der Düs,enb@renn1@2,mmeir 5 höchstens zur gelangen könnte, ohne @daß :diie Gefahr schädlichen Rückstaues in der Düsenbremnkammer entsteht. Dias Ü:be@rsetz,unfigsveirhältnis, von der Bewegung .der Düs@enniad!el 1q. zu der des Foirtsiatzies 25 ist so gewählt, daß sich der Höchstwert dier Kraftstoffzuführung für jeden Düs@enawsiströmquerschn:itt selbsttätig einstellt. Eine Steuerung der Kraftstoffmenge unterhalb: dieses Weines kann durch ein zweitfies, (nicht gezeichnetes) Steuerglied in :der Leitung 13 erfolgen, so daß die Leistung der Düsenbireninkammer bis zur oberen, Grenze beliebig re@gelb:ar ist.In the direction of the axis of the conical nozzle needle 1q. A toothed rack 15 is attached, in which a pinion 16 engages, which converts the longitudinal displacement of the nozzle needle into a rotary movement. The pinion 16 is in contact with a corrugation 17, which transmits the turning movement to the shaft r9 or via a full mesh 18. The shaft r9 is provided with a thread at its end and rotates in a sleeve 2r provided with a corresponding internal thread, which is displaceably mounted on the outside in a stationary sleeve 22. The bushing 2 1 is prevented from rotating by a pin 23, which slides in the groove 24 of the stationary sleeve 22, and executes a longitudinal displacement in the direction of the arrows when the thread 2o is rotated 13 output: i4 # d! Et;, the threaded socket 21 has a continuation 25 on its upper part, which opens the cross section 26 of the fuel supply flow line 13 as a result of the longitudinal movement of the bushing 21 as a function of the nozzle thread! partially changed and thus fiden the nozzles: en # b, rennilkamrn: e # r 5 for every size of the rear: toßdüsenaustrittsquersch, nitteis deliverable maximum fuel quantity determined Amount that could be reached at full load of the front engine kit (compressor, Tuiribfii: nenbremnkammer, Gasturhine) in: the nozzle, enb @ renn1 @ 2, mmeir 5, without @ that: the danger of harmful backwater arises in the nozzle brake chamber. Slides Ü: be @ rsetz, unfigsveir relationship, from the movement of the nozzle @ enniad! El 1q. to that of the Foirtsiatzies 25 is selected so that the maximum value commanding fuel supply for j Eden Düs @ enawsiströmquerschn: itt adjusts automatically. A control of the amount of fuel below: this wine can be done by a second (not shown) control member in: the line 13 , so that the power of the nozzle pear chamber up to the upper limit is arbitrarily re @ yellow: ar.

Eine Düsenquerschnitbsänderung mit schwenkbaren Klappen kann in ähnlicher Weise auf das Drosselglied 25 übertragen werden. Es erübrigt sich daher eine nähere Beschreibung.A nozzle cross section change with pivotable flaps can be similar Way to be transmitted to the throttle member 25. There is therefore no need for a more detailed one Description.

Claims

PATENT CLAIMS: r. Hot jet engine with double fuel injection for propulsion of aircraft, consisting of a compressor, a turbine combustion chamber, a gas turbine driving the compressor, a nozzle, a racing chamber and a recoil nozzle with an adjustable outlet cross-section, characterized by @ that the maximum amount of additional fuel that can be introduced into: the nozzle burner chamber (5) depending on the respective size of the nozzle outlet cross-section is controlled in such a way that for each cross-sectional size a specific, not a. Hot jet engine according to claim r with change of the nozzle outlet cross section by longitudinal displacement of an icelike nozzle needle, characterized in that with the nozzle needle (approx.) a toothed rack (1j) is connected in its longitudinal axis, in which a pinion (r6) engages, which converts the longitudinal displacement of the nozzle needle into a rotary movement ndelt and transmits directly or via a translation: gsgetrielfe (i8) to a shaft (rg) which is provided at its end with an external thread (2o), velehes engages in the corresponding Innengeivinide of a socket (2r). and that the socket (21) is slidably mounted in a sleeve (22) , being prevented from rotating by a pin (23) sliding in a groove (24) of the stationary sleeve (2-2), and that the socket (2z) possesses an extension (25) which engages in a part of the fuel supply line (13-) and changes the passage cross-section (26) in a controllable manner.