DE877386C

DE877386C - Process for the regulation of hot jet engines and equipment for the implementation of the process

Info

Publication number: DE877386C
Application number: DEJ2805D
Authority: DE
Inventors: Heinz Dr Schmitt
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1940-03-24
Filing date: 1940-03-24
Publication date: 1953-05-21

Description

Verfahren zur Regelung von Heißstrahltriebwerken und Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Re-, gelung von Heißstrahltriebwerken, bestehend aus einem Verdichter, einer Brennkammer oder deren mehreren, einer im Treibmittelstrom liegenden, den Verdichter antreibenden Gasturbine mit anschließender Rückstoßdüse, und eine Einrichtung zur Durchführung .dieses Verfahrens.Method for the control of hot jet engines and device for Implementation of the method The invention relates to a method for regulation of hot jet engines, consisting of a compressor, a combustion chamber or Several of them, one in the propellant flow, driving the compressor Gas turbine with an adjoining thrust nozzle, and a device for implementation .this procedure.

Es ist bekannt, bei derartigen Triebwerken die Leistungdurch ÄnderungderTreibmittelzusammensetzung zu regeln, so daß beispielsweise bei erhöhtem Vortriebsbedarf die Kraftstoffmenge vergrößert wird, während umgekehrt .bei geringerem Leistungsbedarf die Kraftstoffzuführung gedrosselt wird. Dieser Art der Leistungsregelung haften jedoch aus dem Grunde erhebliche Mängel an, weil ein Strahlantrieb nur für einen bestimmten Drehzahlbereich einen annehmbaren inneren Wirkungsgrad aufweist, während dieser in Drehzahlbereichen, die von der Nenndrehzahl, sei es auch nur wenig, nach oben oder unten entfernt sind, stark abfällt.It is known to improve the performance of such engines by changing the propellant composition to regulate, so that, for example, the amount of fuel when there is an increased need for propulsion is increased, while vice versa. With lower power requirement the fuel supply is throttled. However, this type of power regulation is liable for the reason considerable Defects because a jet engine only works for a certain speed range has acceptable internal efficiency, while this in speed ranges, that are up or down from the nominal speed, even if only a little, drops sharply.

Soll z. B. eine Leistungserhöhung des Strahltriebwerkes nach den bekannten Regelverfahren erreicht werden, und wird zu diesemZweck die in d'ieBrennkammer eingeführte Kraftstoffmenge vergrößert, so erhöhen sich zunächst Temperatur und Druck des .die Gasturbine beaufschlagenden Treibmittels. Das hat zur Folge, daß sich die Drehzahl der Gasturbine und mit ihr die Drehzahl des von ihr angetriebenen Verdichters erhöht. Beide Drehzahlerhöhungen bringen aber eine Verschlechterung des Wirkungsgrades jeder -der beiden Kreiselmaschinen mit sich, weil die Leistung der Gasturbine nicht im gleichen Verhältnis wächst, wie im Hinblick auf die zusätzlich zugeführte Kraftstoffmenge zu erwarten wäre.Should z. B. an increase in the power of the jet engine according to the known Control procedure can be achieved, and for this purpose it is the one introduced in d'ie combustion chamber If the amount of fuel increases, the temperature and pressure of the .die increase first Gas turbine admitting propellant. This has the consequence that the speed the gas turbine and with it the speed of the driven by it Compressor increased. Both increases in speed bring a deterioration the efficiency of each of the two gyroscopes because of the power the gas turbine does not grow in the same proportion as in terms of additionally supplied amount of fuel would be expected.

Ähnlich liegen die Verhältnisse beim Kreiselverdichter. Da ein Kreiselverdichter bekanntlich nur innerhalb eines sehr engen Drehzahlbereiches den Bestwert des Wirkungsgrades aufweist, genügt schon eine verhältnismäßig geringe Drehzahländerung, um seinen Wirkungsgrad erheblich zu verschlechtern.The situation with centrifugal compressors is similar. There is a centrifugal compressor as is well known, the best value of the efficiency only within a very narrow speed range has, a relatively small change in speed is enough to get his Significantly deteriorate efficiency.

Die zur Erhöhung der Leistung -des Gesamttriebwerkes zusätzlich aufgewendete Kraftstoffmenge wird also bei der bekannten Leistungsregelung schon zum Teil im Verdichter und in der Gasturbine in unwirtschaftlicher Weise verbraucht, und nur ein verhältnismäßig kleiner Rest kann unter Erzeugung von Rückstoßenergie zur Vertriebsleistung nutzbringend verwendet werden.The additional expended to increase the power of the entire engine The amount of fuel is therefore already partly in the known power control Compressor and consumed in the gas turbine in an uneconomical manner, and only a relatively small remainder can generate recoil energy for distribution performance can be used beneficially.

Bei einer zum Zweck der Leistungsverminderung angewendeten Drosselung .der Kraftstoffzufuhr spielen sich ähnliche Vorgänge ab. Auch hier verteilt sich das nunmehr zur Verfügung stehende geri4;gere Wärmegefälle nach dem durch die Konstruktion ein für allemal festgelegten Verhältnis auf ,die Gasturbine und auf die Rückstoß-düse. Es wird also sowohl das für .die Gasturbine anfallende Teilwärmegefälle als auch .das in der Rückstoß4üse zur Leistungsumwandlung gelangende Teilwärmegefälle verkleinert, was zurFolge hat, daß dieDrehz.ahl :der Turbine absinkt. Mit ,absinkender Drehzahl steilt sich aber ebenso wie bei der Gasturbine auch beim Verdichter die obenerwähnte Verschlechterung des Wirkungsgrades ein. Die Folge ist, daß der Betrieb des Strahlantriebes: mit verminderter Leistung in hohem Maße unwirtschaftlich ist, d. h. dä;ß' bei mit verminderter Leistung betriebenen Strahlantrieben der Aufwand an Kraftstoff im Verhältnis bedeutend 'höher ist, als es im Hinblick auf die Normalleistung und Aden Normalkraftstoffverbrauch zu erwarten -wäre.In the case of a throttling used for the purpose of reducing performance Similar processes take place in the fuel supply. Here, too, spreads out the now available lower heat gradient after the construction once and for all fixed relationship on, the gas turbine and on the thrust nozzle. So it will be both the partial heat gradient occurring for the gas turbine as well .the partial heat gradient in the recoil nozzle for power conversion is reduced, which has the consequence that the speed of the turbine drops. With, decreasing speed However, just as with the gas turbine, the above-mentioned one steepens also with the compressor Deterioration in efficiency. The consequence is that the operation of the jet propulsion: is highly uneconomical with reduced performance, d. H. dä; ß 'with with Reduced power-operated jet propulsion systems are related to the cost of fuel is significantly 'higher than it is in terms of normal power and fuel consumption to be expected.

Zusammenfassend kann festgestellt werden, daß die bekannte Leistungsregelung von Strahlantrieben durch. bloße Änderung der Kraftstoffzufuhr, zum Treibmittelerzeuger den Nachteil hat, -daß sowohl eine Leistungserhöhung als auch eine Leistungsverminderung mit einem unverhältnismäßig großen Aufwand an Kraftstoff erkauft werden muß.In summary, it can be stated that the known power control of jet propulsion through. mere change of the fuel supply to the propellant generator has the disadvantage that both an increase in output and a decrease in output must be bought with a disproportionately large amount of fuel.

Es ist Aufgabe der Erfindung, eine Leistungsregelung für ein Strahltriebwerk der obenerwähnten Art zu schaffen, bei welcher der Wirkungsgrad des Gesamttriebwerkes in weiten-Grenzen desLeistungsbereiches nicht oder nicht wesentlich beeinträchtigt -wird.It is the object of the invention to provide a power control for a jet engine to create the above-mentioned type, in which the efficiency of the overall engine within wide limits of the performance range not or not significantly impaired -will.

Gemäß der Erfindung wird diese Aufgabe dadurch gelöst, daß bei allen Betriebszuständen des Heißstrahltriebwerkes -die Gasturbine und der von ihr angetriebene Verdichter infolge wechselnder Verteilung des Wärmegefälles des in der Brennkammer erzeugten Treibmittels jeweils auf Gasturbine und Rückstoßdüse stets mit im Bereich ihres besten Wirkungsgrades liegenden Drehzahlen umlaufen.According to the invention, this object is achieved in that at all Operating states of the hot jet engine - the gas turbine and the one driven by it Compressor as a result of the changing distribution of the heat gradient in the combustion chamber propellant generated in each case on the gas turbine and thrust nozzle always in the area revolve speeds lying at their best efficiency.

Zur Durchführung dieses Verfahrens wird gemäß der Erfindung vorgeschlagen, daß gleichzeitig mit einer Vergrößerung der in die Brennkammer eingebrachten Kraftstoffmenge eine in Richtung der Längsachse verschiebliche, den Düsenaustrittsquerschnitt regelbar verändernde an sich bekannte Düsennadel indem Sinne einer Verkleinerung des Düsenaustrittsquersc'hnitts verschoben wird, und umgekehrt, derart, daß bei jeder Vortriebsleistung .die Drehzahl der Gasturbine und die Drehzahl des von dieser angetriebenen Verdichters im Bereich besten Wirkungsgrades bleiben.To carry out this method, it is proposed according to the invention, that simultaneously with an increase in the amount of fuel introduced into the combustion chamber one that is displaceable in the direction of the longitudinal axis and regulates the nozzle outlet cross-section changing nozzle needle known per se in the sense of reducing the cross section of the nozzle outlet is shifted, and vice versa, in such a way that at every propulsive power .the speed the gas turbine and the speed of the compressor driven by it in the area best efficiency.

Es ist zwar ein Heißstrahltriebwerk mit einer im Düsenaustrittsquerschnitt konzentrisch angeordneten Nadel bekannt, bei welchem jedoch die den Verdichter antreibende Brennkraftmaschine nicht im Strom des Treibmittels für die Rückstoßdüse liegt, sondern unabhängig vom Treibmitbelstrom geregelt wird. Eine Änderung des Düsenaustrittsquerschnittsdurch Verschieben der Düsennadel hat daher keinerlei Rückwirkung auf das Treibmittel der Antriebsmaschine. Daraus ergibt sich, daß auch an eine Teilung des in der Brennkammer erzeugten Wärmegefälles nicht gedacht sein kann und ,daß mit Hilfe der verschiebbaren Düsennadel eine Regelung des Strahltriebwerkes im Sinne der Erfindung nicht möglich ist. Es ist ferner schon darauf hingewiesen worden"daß es möglich sei, die Strömung oder die Geschwindigkeit des Gebläs-s und/oder seiner Antriebsmaschine zur Regelung zu benutzen; erst mit -der vorliegenden Erfindung wird jedoch angegeben, wie und in welcher Weise diese Benutzung stattfinden soll.It is a hot jet engine with a nozzle outlet cross section concentrically arranged needle is known, in which, however, the one driving the compressor Internal combustion engine is not in the flow of propellant for the thrust nozzle, but is regulated independently of the propellant flow. A change in the nozzle outlet cross-section through Moving the nozzle needle therefore has no effect on the propellant Prime mover. It follows that there is also a division of the in the combustion chamber generated heat gradient can not be thought and that with the help of the sliding Nozzle needle regulation of the jet engine in the sense of the invention is not possible is. It has also already been pointed out "that it is possible for the flow or the speed of the fan and / or its prime mover for regulation to use; only with the present invention is specified how and in which way this use should take place.

Der durch dieErfindung erzielte technische Fortschritt liegt in der über den gesamten Betriebsbereich sich erstreckenden Erzielung besten Wirkungsgrades der das Triebwerk bildenden Einzelmaschinen und hat eine wesentliche Erhöhung der Wirtschaftlichkeit des Betriebes von. Heißstrahltriebwerken zur Folge, die mit der bekannten Art der Regelung bislang nur in einem, wie sich im praktischen Betrieb herausgestellt hat, zu engen Bereich wirtschaftlich arbeiten.The technical progress achieved by the invention lies in the Achieving the best efficiency over the entire operating range of the individual machines forming the engine and has a substantial increase in Profitability of the operation of. Hot jet engines result in the known type of regulation so far only in one, as is in practical operation has turned out to work economically too narrow area.

Die Zeichnung stellt ein Ausführungsbeispiel eines Heißstrahltriebwerkes zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens dar.The drawing shows an embodiment of a hot jet engine to carry out the method according to the invention.

Im normalen Betrieb wird die durch die Eintrittsöffnung z eintretende Luft von dem Verdichter 2 verdichtet und der Brennkammer 3 zugeleitet, welcher durch eine Einspritzdüse 4 Kraftstoff zugeführt wird. Zur Einleitung des Verbrennungsvorganges ist eine Zündeinrichtung 5 vorgesehen. Die Brenngase beaufschlagen die aus dem Leitapparat 6 und dem Läufer 7 bestehende Gasturbine und treten in die Rückstoß düse 8 ein, wo sie unter Erzeugung einer ,als Vortrieb für das. Luftfahrzeug wirkenden Rückstoßkraft beschleunigt werden, um bei 9 den Strahlantrieb zu verlassen. Das Innere der Rückstoßdüse 8 wird zum Teil durch einen Verdrängerkörper 1o erfüllt, dessen Ende durch eine verschiebbare Nadel ii gebildet wird, mit deren Hilfe es möglich ist, den Durchtrittsquerschnitt g der Rückstoßdüse regelbar zu verändern.In normal operation, the one entering through the inlet opening z Air is compressed by the compressor 2 and fed to the combustion chamber 3, which through an injection nozzle 4 is supplied with fuel. To initiate the combustion process an ignition device 5 is provided. The combustion gases pressurize from the diffuser 6 and the rotor 7 existing gas turbine and enter the recoil nozzle 8, where they generate a recoil force acting as propulsion for the aircraft accelerated to exit jet propulsion at 9. The inside of the thruster 8 is partially fulfilled by a displacement body 1o, the end of which through one displaceable needle ii is formed, with the help of which it is possible to reduce the passage cross-section g of the recoil nozzle can be changed in an adjustable manner.

Die Wirkungsweise der erfindungsgemäßen Leistungsregelung der in der Zeichnung als Beispiel dargestellten Ausführungsform eines Strahlantriebes ist folgende: Für den Fall der Leistungssteigerung -,v ird- die durch die Einspritzdüse q. eingebrachte "Kraftstoffmenge in an sieh bekannter Weise vergrößert. Die Folge davon ist eine Vergrößerung des verfügbaren Wärmegefälles. Gemäß der Erfindung wird nun trotz der Vergrößerung des Gesamtwärmegefälles nur ein solcher Teil in der Gasturbine verarbeitet, daß die Drehzahl der Turbine und damit die des von ihr angetriebenen Verdichters und die vom Verdichter aufgenommene Leistung konstant gehalten wird, was zur Folge hat, daß beide Kreiselmaschinen auch weiterhin im Bereich ihres besten Wirkungsgrades arbeiten. Die Erhöhung des Gesamtwärmegefälles wirkt sieh lediglich. in der Erhöhung des in der Rückstoßdüse verarbeiteten restlichen Wärmegefälles aus; der Turbinengegendruck wird erhöht und die Leistung der Rückstoß,düse dementsprechend vergrößert. Diese Leistungsvergrößerung der Rückstoßdüse wirkt sich als Erhöhung der Rückstoßenergie, d. h. als die beabsichtigte und verlangte Vortriebssteigerung aus. Die Erhöhung des Turbinengegendruckes erfolgt gemäß- der Erfindung dadurch, daß der Austrittsquerschnitt 9 der Düse beispielsweise durch Verschieben der Verdrängernadel i i verkleinert wird.The mode of operation of the power regulation according to the invention in the The drawing shown as an example of the embodiment of a jet propulsion system is as follows: In the event of an increase in output -, the injection nozzle q. brought in "Amount of fuel increased in a manner known per se. The consequence of this is one Increasing the available heat gradient. According to the invention is now despite the Increase in the total heat gradient, only such a part is processed in the gas turbine, that the speed of the turbine and thus that of the compressor it drives and the power consumed by the compressor is kept constant, which results in has that both gyroscopes continue to be in the range of their best efficiency work. The increase in the total heat gradient only has an effect. in the increase the residual heat gradient processed in the thrust nozzle; the turbine back pressure is increased and the power of the recoil nozzle is increased accordingly. These Increasing the power of the recoil nozzle has the effect of increasing the recoil energy, d. H. than the intended and required increase in advance. The increase of the turbine back pressure takes place according to the invention in that the outlet cross section 9 of the nozzle is reduced in size, for example by moving the displacement needle i i will.

Umgekehrt wird eine Leistungsverminderung des Strahltriebwerkes durch Drosselung der Kraftstoffzufuhr bewirkt. Das in der Brennkammer erzeugte Wärmegefälle wird gegenüber dem normalen geringer. Gemäß .der Erfindung wird aber trotz dieser Verringerung des Gesamtwärmegefälles ein solcher Teil in der Gasturbine ausgenutzt, daß die Drehzahl beider Kreiselmaschinen innerhalb des Bereiches ihrer günstigsten Wirkungsgrade bleibt. Auch in diesem Fall erfolgt die erfindungsgemäße Teilung des Wärmegefälles durch Einregulierung des Turbinengegendruckes, und zwar in. dem Sinne, daß der Gegendruck geringer wird als im Normalfall. Das ist bei dem gezeichneten Ausführungsbeispiel .durch Verschieben des Verdrängerkörpers ii im Sinne einer Vergrößerung des Austrittsquerschnitts 9 der Düse geschehen. Der Rest des Wärmegefälles, der jetzt kleiner als beim Normalbetrieb ist, wird in der Rückstoßdüse in kinetische Energie umgesetzt.Conversely, a reduction in the power of the jet engine is caused by Caused throttling of the fuel supply. The heat gradient generated in the combustion chamber becomes less than normal. According to the invention, however, despite this Reduction of the total heat gradient such a part is used in the gas turbine, that the speed of both gyroscopes is within the range of their most favorable Efficiency remains. In this case, too, the inventive division takes place Heat gradient by regulating the turbine back pressure, in the sense of that the back pressure is lower than normal. That is with the one drawn Embodiment .by moving the displacement body ii in the sense of an enlargement of the outlet cross section 9 of the nozzle happen. The rest of the heat gradient that is now smaller than in normal operation, is in the thrust in kinetic Energy implemented.

Um .das Triebwerk den Betriebsbedingungen besser anpassen zu können, ist es möglich, die Nenndrehzahl innerhalb der gegebenen Grenzen guten Wirkungsgrades zu wählen.In order to be able to better adapt the engine to the operating conditions, it is possible to keep the rated speed within the given limits of good efficiency to choose.

Claims

PATENT CLAIMS: i. Procedure for controlling hot jet engines, consisting of a compressor, a combustion chamber or several, one im Propellant flow lying, the compressor driving gas turbine with subsequent Recoil nozzle, characterized .that in all operating states of the hot jet engine the gas turbine and the compressor driven by it as a result of changing distribution the heat gradient of the propellant generated in the combustion chamber in each case on the gas turbine and recoil nozzle always at speeds in the range of their best efficiency circulate. Device for carrying out the method according to claim i, characterized in that characterized in that simultaneously with an enlargement of the in -die combustion chamber (3) the amount of fuel introduced is a displaceable in the direction of the longitudinal axis, the nozzle outlet cross section (g) which is known per se in a controllable manner (i i) shifted in the sense of a reduction in the size of the nozzle outlet cross section (9) is, and vice versa, in such a way that with each propulsive power .the speed of the gas turbine (7) and the speed of the .this driven compressor (2) in the range best Efficiency remain.