DE946506C

DE946506C - Aircraft engine

Info

Publication number: DE946506C
Application number: DEN8294A
Authority: DE
Inventors: Benjamin William Barlow; William Arthur Mckeggie; Harold Richard Scott
Original assignee: D Napier and Son Ltd
Current assignee: Napier Turbochargers Ltd
Priority date: 1953-01-12
Filing date: 1954-01-13
Publication date: 1956-08-02

Description

Flugzeugtriebwerk Die Erfindung bezieht sich auf ein Triebwerk mit einer Brennkraftkolbenmaschine .und einer durch deren Abgas angetriebenen Turbine, die ihrerseits einen die Kolbenmaschine antreibenden Kompressor treibt. Aus Zweckmäßigkeitsgründen werden im folgenden die Kolbenmaschine und die Turbine als Antriebsmaschinen bezeichnet.Aircraft engine The invention relates to an engine with an internal combustion piston engine and a turbine driven by its exhaust gas, which in turn drives a compressor that drives the piston engine. For convenience In the following, the piston engine and the turbine are referred to as prime movers.

Es ist schon vorgeschlagen worden, ein solches Triebwerk als Flugzeugtriebwerk zum Antrieb von zwei sich unabhängig voneinander drehenden und durch die Kolbenmaschine bzw: die Turbine angetriebenen Luftschrauben zu verwenden.It has already been proposed that such an engine be used as an aircraft engine to drive two independently rotating and through the piston engine or: to use the turbine driven propellers.

Bei solchen Anordnungen ist es schwierig, die Leistungsabgabe der Kolbenmaschine und der Turbine zu der von dem Kompressor und den Luftschrauben aufgenommenen Leistung aufeinander abzustimmen.With such arrangements it is difficult to control the power output of the Piston engine and the turbine to that taken up by the compressor and the propellers To coordinate performance.

Zweck der Erfindung ist es, ein verbessertes Triebwerk mit einer Brennkraftkolbenmaschine und einer durch deren Abgas angetriebenen Turbine als Antriebsmaschine für zwei sich unabhängig voneinander drehende Luftschrauben, von . denen mindestens eine eine Verstelluftschraübe ist, zu schaffen, bei welcher die Leistungsübertragung zwischen Antriebsmaschinen und Turbokompressor einfach und wirkungsvoll so erfolgt, wie es zur Aufrechterhaltung günstiger Betriebsbedingungen über den, ganzen Betriebsbereich des Flugzeugtriebwerks erforderlich ist. -Ein Flugzeugtriebwerk gemäß der Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, daB die eine Antriebsinaschine mit dem Leistung aufnehmenden Element eines Differentialgetriebes verbunden ist, dessen eines- Leistung abgebendes Element mit der einen Luftschraube und dessen anderes Leistung abgebendes Element mit der verbun= den ist, und daß die zweite Antriebsmaschine direkt mit dem einen Leistung abgebenden Element des Differentialgetriebes bzw. dessen zugeordneter Luftschraube verbunden ist.The purpose of the invention is to provide an improved power unit with an internal combustion piston engine and a turbine driven by its exhaust gas as Prime mover for two independently rotating propellers, from. which at least an adjustment screw is to create in which the power transmission between the prime mover and the turbo compressor is carried out simply and effectively in such a way that how to maintain favorable operating conditions over the entire operating range of the aircraft engine is required. -An aircraft engine according to the invention is characterized in that the one drive machine with the power absorbs Element of a differential gear is connected, one of which outputs power Element with one propeller and its other power-releasing element with which is connected, and that the second drive machine is directly connected to the one Power-emitting element of the differential gear or its associated propeller connected is.

Die Höhe der übertragenen Leistung wird in gewissem Grade von den entsprechenden, durch die beiden Luftschrauben ausgeübten Reaktionskräften abhängen. Vorzugsweise sind deshalb beide Luftschrauben Verstellschrauben und schließt das Flugzeugtriebwerk Mittel zur Veränderung der Luftschraubensteigung ein, um Änderungen in dem Verhältnis zwischen .den im Betriebsbereich zur Verfügung stehenden Leistungen der beiden Antriebsmaschinen zu ermöglichen.The amount of the transferred power is to a certain extent dependent on the the corresponding reaction forces exerted by the two propellers. Therefore, both propellers are preferably adjusting screws and close that Aircraft engine means for changing the propeller pitch to make changes in the ratio between the services available in the operating area of the two prime movers.

Vorzugsweise ist die. Turbine direkt mit der einen Luftschraube und dieKalbenmaschine über das Differentialgetriebe mit der anderen Luftschraube und der Turbokompressoreinheit verbunden.Preferably the. Turbine directly with the one propeller and the calving machine via the differential gear with the other propeller and connected to the turbo compressor unit.

Zweckmäßigerweise sind beide Luftschrauben V erstellschrauben, und die Kolbenmaschine und die Turbine sind beide mit Drehzahlreglern versehen, welche den entsprechenden Luftschrauben zugeordnete Verstellgeräte betätigen. Dabei ist die Anordnung so getroffen, daß der Maschinenregler die -Steigung der- unmittelbar der Kolbenmaschine zugeordneten Luftschraube verändert, so daß er das Bestreben hat, die Maschinendrehzahl bei jeder gegebenen Einstellung eines Hauptsteuergerätes im wesentlichen konstant zu halten, während der Turbokompressorregler die Steigung der anderen Luftschraube verändert und so die' Drehzahl der Turbine überwacht, um bei jeder' Einstellung des Hauptsteuergerätes soweit als möglich den Aufladedruck konstant zu halten.It is advisable to create both propellers V, and the piston engine and the turbine are both provided with speed regulators, which Operate the adjustment devices assigned to the corresponding propellers. It is the arrangement is made in such a way that the machine controller determines the slope of the immediately the piston engine associated propeller changed so that he strive has, the engine speed for any given setting of a main control unit hold essentially constant while the turbo compressor regulator controls the slope the other propeller changed and so the 'speed of the turbine is monitored in order to the boost pressure as far as possible with each setting of the main control unit to keep constant.

Bei einer bevorzugten Anordnung ist das Differentialgetriebe ein Umlaufgetriebe und umfaßt ein von einer der Antriebsmaschinen angetriebenes erstes Sonnenrad und ein gleichachsig altgeordnetes, sich unabhängig drehendes und mit der einen Luftschraube verbundenes zweites Sonnenrad, einen mit der anderen. Luftschraube verbundenen und von der anderen Antriebsmaschine angetriebenen Planetenträger bzw. Steg sowie mindestens eine von dem Steg getragene Planetenradgruppe, die zwei sich gemeinsam drehende und mit dem ersten bzw. zweiten Sonnenrad kämmende gleichachsige Ritzel einschließt. -Das Flugzeugtriebwerk kann auch einen dem Differentialgetriebe 'zugeordneten Drehmomentmesser einschließen, mit welchem die Drehmomentaüfteilung zwischen den beiden Luftschrauben bestimmt werden kann.In a preferred arrangement, the differential gear is an epicyclic gear and includes a first sun gear and driven by one of the prime movers a coaxially arranged, independently rotating and with one propeller connected second sun gear, one with the other. Propeller connected and from the other drive machine driven planetary carrier or web and at least a planetary gear group carried by the web, the two rotating together and includes coaxial pinions meshing with the first and second sun gears, respectively. The aircraft engine can also have a torque meter assigned to the differential gear include with which the torque split between the two propellers can be determined.

Die Erfindung kann in verschiedener Weise ausgeführt werden. Im folgenden ist sie an Hand schematischer Zeichnungen an einem Ausführungsbeispiel in Anwendung auf einen Flugzeugantrieb näher erläutert.The invention can be carried out in various ways. Hereinafter it is in use on the basis of schematic drawings in an exemplary embodiment explained in more detail on an aircraft drive.

Fig. i ist eine schematische Ansicht des gesamten Flugzeugtriebwerks einschließlich der Hauptelemente der zugehörigen Steuereinrichtung; Fig. 2 ist ein Teilschnitt einer Ausführungsform eines Differentialgetriebes, wie es bei dieser Erfindung-verwendet werden kann, und Fig. 3 und 4 sind schematische Schnittansichten im verkleinerten Maßstab von anderen Arten des Differentialgetriebes, die verwendet werden. können.Fig. I is a schematic view of the entire aircraft engine including the main elements of the associated control device; Fig. 2 is a Partial section of an embodiment of a differential gear, as in this one Invention-can be used, and Figures 3 and 4 are schematic sectional views scaled down from other types of differential gear that are used will. can.

Wie aus F ig. i ersichtlich, umfaßt das Flugzeug-, triebwerk eine Brennkraftkolbenmaschine i mit Verdichtungszündung, eine Abgasturbine 2, der das Abgas durch eine Leitung 3 zugeführt wird, und einen Axialverdichter 4, der gleichachsig zur Turbine 2 angeordnet und mit dieser mechanisch gekuppelt ist. Der Kompressor erhält durch einen Einlaß 5 Luft aus der Atmosphäre und liefert verdichtete Luft durch eine Ladeleitung 6 zu der Maschine. Auf konzentrisch zueinander und koaxial zur Kurbelwelle 15 der Kolbenmaschine i angeordneten inneren und - äußeren Luftschraubenwellen 9 und io sind zwei gegenläufige Verstellschrauben 7 und 8 montiert, die im nachfolgenden als vordere bzw. hintere Luftschraube bezeichnet werden.As from Fig. i can be seen, the aircraft, engine includes a Internal combustion piston engine i with compression ignition, an exhaust gas turbine 2, the Exhaust gas is fed through a line 3, and an axial compressor 4, which is equiaxed is arranged to the turbine 2 and is mechanically coupled to this. The compressor receives air from the atmosphere through an inlet 5 and supplies compressed air through a charging line 6 to the machine. On concentric to each other and coaxial to the crankshaft 15 of the piston engine i arranged inner and outer propeller shafts 9 and io, two opposing adjustment screws 7 and 8 are mounted, which are shown in the following referred to as the front or rear propeller.

Die Turbokompressorwelle i i treibt ein Zahnrad. 12, welches mit einem außen verzahnten Zahnkranz 13 kämmt, -der mit dem Steg 14 eines Umlauf-Differentialgetriebes starr verbunden ist. Der Steg 14 ist mit der inneren Luftschraubenwelle 9 verbunden, welche die vordere Luftschraube 7 trägt. Somit besteht ein direkter mechanischer Antrieb zwischen der Turbökompressoranlage bzw. dem Turbokompressor und der vorderen Luftschraube. Das vordere Ende der Kurbelwelle 15 der Kolbenmaschine i ist mit einem Sonnenrad 16 verbunden, welches mit mehreren an dem Steg 14 angeordneten Planetenrädern 17 kämmt. Die Planetenräder 17 kämmen ihrerseits außerdem mit einem innenverzahnten Zahnkranz 18, der mit der äußeren Luftschraubenwelle io verbunden ist, welche die hintere Luftschraube 8 trägt. Die von der Kurbelwelle 15 kommende Leistung wird somit auf den Steg 14 und den Ring 18 und. damit auf die beiden Luftschrauben 7 und 8 aufgeteilt.The turbo compressor shaft ii drives a gear. 12, which meshes with an externally toothed ring gear 13 - which is rigidly connected to the web 14 of an epicyclic differential gear. The web 14 is connected to the inner propeller shaft 9, which carries the front propeller 7. There is thus a direct mechanical drive between the turbo compressor system or turbo compressor and the front propeller. The front end of the crankshaft 15 of the piston engine i is connected to a sun gear 16 which meshes with a plurality of planet gears 17 arranged on the web 14. The planet gears 17 for their part also mesh with an internally toothed ring gear 18 which is connected to the outer propeller shaft 10 which carries the rear propeller 8. The power coming from the crankshaft 15 is thus transferred to the web 14 and the ring 18 and. thus divided between the two propellers 7 and 8.

Ein Drehzahlregler 2o; der durch ein Ritzel 2i angetrieben wird, welches mit dem Ritzel 12 an der Turbokompressorwelle kämmt, steuert automatisch die Steigung der vorderen Luftschraube 7. Die automatische Steuerung erfolgt mittels einer über zwei hydraulische- Leitungen 23 und 2'4. hydraulisch betätigten Luftschraubenverstelleinrichtung 22 bekannter Bauart, die in der Propellernabe untergebracht ist. Eine ähnliche über eine Zahnradkette 26, 27, 28 von der Maschinenkurbelwelle i5 angetriebene Drehzahlreglereinheit 25 steuert in ähnlicher Weise über hydraulische Leitungen 30 und 31-mittels einer in der Propellernabe untergebrachten Luftschraubenverstelleinrichtung die Steigung der hinteren Luftschraube B.A speed controller 2o; which is driven by a pinion 2i, which meshes with the pinion 12 on the turbo compressor shaft, automatically controls the pitch of the front propeller 7. The automatic control takes place by means of a via two hydraulic lines 23 and 2'4. hydraulically operated propeller adjustment device 22 of known type, which is housed in the propeller hub. A similar speed control unit 25 driven by the engine crankshaft i5 via a gear chain 26, 27, 28 controls the pitch of the rear propeller B in a similar manner via hydraulic lines 30 and 31 by means of a propeller adjustment device housed in the propeller hub.

Die Drehzahleinstellung der dem vorderen Propeller zugeordneten Drehzahlreglereinheit, d. h. die Drehzahl des Turbokompressors, die durch Änderungen der Steigung des durch diesen direkt angetriebenen vorderen Propellers 7 konstant gehalten werden soll, wird durch. einen Betätigungshebel 32 überwacht, der über ein Gestänge 32, 33, 34, 35 mit einem Servokolben 36 verbunden ist, welcher innerhalb eines Servozylinders 37 arbeitet. Den beiden Enden des Zylinders 37 wird von einer hydraulischen Druckquelle 38 über Leitungen 41 und 42 wahlweise unter Druck stehenden Flüssigkeit zugeführt. Die Leitungen 41 und 42 sind zu diesem Zweck mit einem Steuerschiebergehäuse 39 verbunden, in dem sich ein Steuerschieber 4o befindet, der die Leitungen 41 und 42 wahlweise mit der Druckquelle oder mit einer Entlastungsöffnung verbindet. Der Steuerschieber 4o besteht aus einem Stück mit einer Stange 43, die mit einer Membran 44 in einer Kammer 45 verbunden ist. Der über der Membran liegende Teil der Kammer ist über eine den Ladedruck mitteilende Leitung 46 mit der Ladeleitung 6 verbunden. Das andere Ende des Steuerschiebers 40 ist mit der einen Seite einer evakuierten Dosenmembran 47 verbunden, deren andere Seite an einem feststehenden Bauteil starr befestigt ist. Auf den Kolbenschieber 40 wird damit eine Kraft ausgeübt, die sich mit dem absoluten Ladedruck der von dem Verdichter 4 der Maschine i zugeführten Luft ändert.The speed setting of the speed control unit assigned to the front propeller, d. H. the speed of the turbo compressor, which is determined by changes in the slope of the through this directly driven front propeller 7 is to be kept constant, is through. an actuating lever 32 monitored, which via a linkage 32, 33, 34, 35 is connected to a servo piston 36, which is inside a servo cylinder 37 works. Both ends of the cylinder 37 are supplied by a hydraulic pressure source 38 via lines 41 and 42 optionally pressurized liquid is supplied. For this purpose, the lines 41 and 42 are provided with a spool valve housing 39 connected, in which there is a control slide 4o, the lines 41 and 42 optionally connects to the pressure source or to a relief port. Of the Control slide 4o consists of one piece with a rod 43 which is connected to a membrane 44 is connected in a chamber 45. The part of the chamber overlying the membrane is connected to the charging line 6 via a line 46 which communicates the boost pressure. The other end of the spool 40 is evacuated with one side Can diaphragm 47 connected, the other side of which is rigidly attached to a stationary component is attached. A force is thus exerted on the piston valve 40, which is with the absolute boost pressure that is supplied by the compressor 4 to the machine i Air changes.

Die Stange 43 ist mittels Zapfen drehbar mit einem Ausgleichhebel48 verbunden, von dem ein Ende an einem festen, jedoch einstellbaren Drehpunkt 49 angelenkt ist; dessen Stellung willkürlich geändert werden kann, um ihn den Betriebseigenschaften des Flugzeugtriebwerks anzupassen, während das andere Ende des Hebels mit einer Stange So verbunden ist, die in erster Linie durch eine Ladedruckeinstellkurve 51 gesteuert wird, die über eine den Ladedruck bestimmende Feder bzw. Ladedruckfeder 52 wirkt. Die Ladedruckkurve 51 ist auf einer drehbaren Steuerwelle 53 angebracht, die durch einen Hauptsteuerhebe154 betätigt wird, welcher unter der Kontrolle des Piloten steht. Auf den Ausgleichhebel 48 wirkt somit in der einen Richtung der Druck der Stange 43, der von dem in der Ladeleitung 6 herrschenden absoluten Ladedruck abhängt, und in der anderen Richtung die Spannung der Ladedruckfeder' 52, die durch die Einstellung der Ladedruckkurve 51 bestimmt ist. In der Regel wird daher der den Bewegungen des Ausgleichhebels 48 folgende Steuerschieber bewegt, um den Servokolben 36 und damit die Reglereinheit 2o zu betätigen, um die Steigung der vorderen Luftschraube 7 und auf diese Weise die Belastung und Drehzahl des Turbokompressors so zu steuern, daß der Ladedruck auf dem durch die Ladedruckkurve 51 eingestellten Wert gehalten wird.The rod 43 is rotatable by means of a pin with a compensating lever 48 connected, one end of which is hinged to a fixed, but adjustable pivot point 49 is; its position can be changed arbitrarily to give it the operating characteristics of the aircraft engine, while the other end of the lever with a Rod So is connected, which is primarily through a boost pressure adjustment curve 51 is controlled, via a spring or boost pressure spring that determines the boost pressure 52 works. The boost pressure curve 51 is mounted on a rotatable control shaft 53, which is operated by a main control hoist154 which is under the control of the Pilot stands. The pressure thus acts on the compensating lever 48 in one direction of the rod 43, which is determined by the absolute boost pressure prevailing in the charging line 6 depends, and in the other direction the tension of the boost pressure spring '52, which by the setting of the boost pressure curve 51 is determined. As a rule, the the movements of the balance lever 48 following the control slide moves to the servo piston 36 and thus actuate the regulator unit 2o to adjust the pitch of the front propeller 7 and in this way to control the load and speed of the turbo compressor in such a way that that the boost pressure is kept at the value set by the boost pressure curve 51 will.

Die Drehzahleinstellung der zweiten Reglereinheit 25, die der Verbrennungskraftmaschine i und dem hinteren Propeller 8 zugeordnet ist, wird mittels eines Steuerhebels 6o überwacht, der über ein Gestänge 61, 62, 63 durch eine Kurve 64 für die Einstellung der Maschinendrehzahl betätigt wird, die ebenfalls auf der Steuerwelle 53 angebracht ist. Die Reglereinheit 25 steuert die Steigung des hinteren Propellers 8 und ändert somit die Belastung des Zahnkranzes -18 des Umlaufgetriebes. Da die Drehzahl des Steges 1.4 durch den Regler 2o gesteuert wird, steuert der Regler 25 die Drehzahl der Maschine i.The speed setting of the second regulator unit 25, that of the internal combustion engine i and the rear propeller 8 is assigned by means of a control lever 6o monitored by a linkage 61, 62, 63 through a curve 64 for the setting the engine speed is actuated, which is also mounted on the control shaft 53 is. The controller unit 25 controls the pitch of the rear propeller 8 and changes it thus the load on the ring gear -18 of the epicyclic gear. Since the speed of the Web 1.4 is controlled by the controller 2o, the controller 25 controls the speed the machine i.

Da als Maschine i eine Maschine mit Brennstoffeinspritzung und Verdichtungszündung gewählt ist,. ist es außerdem notwendig, die jedem Zylinder der Maschine je Umdrehung zugeführte Brennstoffmenge zu steuern, um die Leistungsabgabe zu ändern und das richtige Brennstoff-Luft=Verhältnis aufrechtzuerhalten. Zu diesem Zweck ist außerdem auf der Steuerwelle 53 eine Brennstoffeinstellkurve 65 angebracht, und ein mit dieser Kurve 65 zusammenwirkendes Glied 66 ist über eine Stange 68 mit einem Drehpunkt 69 an einem Zwischenpunkt eines Ausgleichhebels 7o verbunden. Daseine Ende des Hebels 70 ist mit einem Lenker 71 verbunden, der seinerseits mit- dem einen Arm 72 einer normalen, bei überlast zur Wirkung kommenden Reibungskupplung 73 verbunden ist, deren anderer Arm 74 über einen Drehzapfen mit einer Stange 75 verbunden ist, die die schematisch-bei 76 angedeutete Brennstoffpumpe der Maschine steuert. Das andere Ende des Ausgleichhebels 70 ist mittels eines Drehzapfens 77 mit einem Gestänge 78 verbunden. Der Drehpunkt 77 wird -- ausgenommen unter bestimmten unten beschriebenen Bedingungen - normalerweise festgehalten. Somit betätigt die Kraftstoffeinstellkurve 65 bei jeder durch die Maschinendrehzahleinstellkurve 64 bestimmten Maschinendrehzahleinstellung die Kraftstoffpumpe 76, so da,ß der Maschine i eine entsprechende Kraftstoffmenge zugeführt wird.Since a machine with fuel injection and compression ignition is selected as machine i. It is also necessary to control the amount of fuel delivered per revolution to each cylinder of the engine in order to vary the power output and maintain the correct fuel-to-air ratio. For this purpose, a fuel adjustment curve 65 is also attached to the control shaft 53, and a member 66 cooperating with this curve 65 is connected via a rod 68 to a pivot point 69 at an intermediate point of a compensating lever 7o. One end of the lever 70 is connected to a link 71 which, in turn, is connected to one arm 72 of a normal friction clutch 73 which comes into effect in the event of an overload, the other arm 74 of which is connected via a pivot to a rod 75, which is shown schematically -controls the machine's fuel pump indicated at 76. The other end of the compensating lever 70 is connected to a linkage 78 by means of a pivot 77. The pivot point 77 is normally retained, except under certain conditions described below. The fuel setting curve 65 thus actuates the fuel pump 76 for each engine speed setting determined by the engine speed setting curve 64, so that a corresponding amount of fuel is supplied to the engine i.

Es ist außerdem notwendig, Mitfel vorzusehen, um die Kraftstoffzufuhr zur Maschine zu verringern oder ganz zu unterbrechen und damit das Flugzeugtriebwerk stillzusetzen, wenn aus irgendeinem Grund, z. B. bei Ausfall einer Luftschraube, die Drehzahl des Turbokompressors einen z. B. aus mechanischen Gründen gegebenen Grenzwert überschreiten sollte. Zu diesem Zweck wird von der Turbokompressorwelle i i über ein mit dem Ritzel 21 im Eingriff stehendes Ritzel8o ein bei überdrehzahl der Turbine ansprechender Regler 79 angetrieben. Wenn die Grenzdrehzahl der Turbine überschritten wird, führt der Regler 79 hydraulische Flüssigkeit über die Leitung 81 auf die eine Seite des den Kraftstoff abstellenden Kolbens 82, der mit der die Brennstoffpumpe 76 steuernden Stange 75 verbunden ist. Der Druck des Kolbens 82 reicht aus, um den Reibungswiderstand der Kupp- Jung 73 zu überwinden, um damit die Steuerstange 75 zu betätigen, selbst wenn das Gestänge 72, 74 7o, 68 durch die Stellung der Kraftstoffeinstellkurve 65 unbeweglich festgelegt ist.It is also necessary to provide means around the fuel supply to reduce or completely interrupt the machine and thus the aircraft engine shut down if for any reason, e.g. B. if a propeller fails, the speed of the turbo compressor a z. B. given for mechanical reasons Should exceed limit value. This is done by the turbo compressor shaft i i via a pinion 8o meshing with pinion 21 in the event of overspeed the turbine responsive controller 79 is driven. When the limit speed of the turbine is exceeded, the controller 79 leads hydraulic fluid via the line 81 on one side of the fuel-off piston 82 with which the Fuel pump 76 controlling rod 75 is connected. The pressure of the piston 82 is sufficient to reduce the frictional resistance of the coupling Jung 73 to overcome in order to operate the control rod 75, even if the linkage 72, 74, 7o, 68 is fixed immovably by the position of the fuel adjustment curve 65.

Die Steuereinrichtung schließt außerdem eine Ladedruckrückste@lleinrichtung ein, die wirksam wird, um die Kraftstoffzufuhr zur Maschine i zu verringern und den Ausgleichhebel 48 wieder auszugleichen, wenn der augenblickliche Ladedruck unter den durch die Ladedruckeinstellkurve 51 eingestellten Ladedruck fallen sollte. Diese Situation kann beispielsweise über der kritischen Höhe auftreten, wenn der Servokolben 36 das Ende, seines Weges erreicht und die Turbokompressoranlage sich mit ihrer Grenzdrehzahl dreht, der in der Leitung 6 erhaltene Ladedruck dessenungeachtet aber infolge des geringeren Außenluftdrucks unter dem für die gewählte Leistungseinstellung erforderlichen Druck liegt.The control device also includes a boost pressure reset device a, which takes effect to reduce the fuel supply to the engine i and balance the balance lever 48 again when the instantaneous boost pressure falls below the boost pressure set by the boost pressure setting curve 51 should drop. These Situation can occur, for example, above the critical height when the servo piston 36 reached the end of his path and the turbo-compressor system with its Limit speed rotates, but the boost pressure received in line 6 regardless as a result of the lower outside air pressure below that for the selected power setting required pressure.

Die Ladedruckrückstelleinrichtung weist einen Rückstellkolben 85 auf, der in einem Zylinder .86 angeordnet ist, dessen oberes Ende über eine hydraulische Leitung 87 mit dem oberen Ende des Servozylinders 37 verbunden ist, d. h. dem Ende des Servozylinders, dem Druckflüssigkeit zugeführt wird, um die Drehzahl der Turbokompressoranlage zu erhöhen. Zwischen der Unterseite des Rückstellkolbens 85 und dem benachbarten Ende des Zylinders 86 ist eine steife Feder 88 angeordnet. Mit der Stange 5o und damit mit dem Ausgleichhebel 48 ist über eine Ladedruckrückstellfeder 9o ,eine an dem Kolben 85 befestigte Stange 89 verbünden. Die Stange 89 ist außerdem über das Gestänge 91, 78 mit dem Ausgleicharm 7o verbunden, welcher einen Teil der Kraftstoffsteuereinrichtung bildet.The boost pressure reset device has a reset piston 85 which is arranged in a cylinder .86, the upper end of which is connected via a hydraulic line 87 to the upper end of the servo cylinder 37, ie the end of the servo cylinder to which hydraulic fluid is supplied to increase the speed of the Increase turbo compressor system. A stiff spring 88 is arranged between the underside of the return piston 85 and the adjacent end of the cylinder 86. A rod 89 fastened to the piston 85 is connected to the rod 5o and thus to the compensating lever 48 via a boost pressure return spring 9o. The rod 89 is also connected via the linkage 91, 78 to the balance arm 7o, which forms part of the fuel control device.

Bei normalem Betrieb bewirkt jeder Abfall des Ladedrucks unter den gewählten Druck, daß sich die Stange 43 und damit der Schieber 4o nach oben bewegt, um Druckflüssigkeit auf die Oberseite des Servokolbens 36 zu bringen und so die Drehzahleinstellung des dem Turbokompressor zugeordneten Reglers 2o zu erhöhen, bis der erhöhte Druck auf die Membran 44 den Schieber 40 in seine Mittellage zurückführt. Unter diesen Bedingungen hält die unter dem Rückstellkolben 85 angeordnete Feder 88 diesen Kolben in seiner oberen Stellung. Wenn aber aus irgendeinem Grund der Kolben 36 nicht mehr bewegt werden kann, um die Drehzahl des Turbokompressors zu erhöhen - z. B. wenn er das Ende seines Weges erreicht oder auf einen Widerstand stößt - baut sich in dem Servozylinder 37 und damit in der Leitung 87 und in dem Zylinder 86 oberhalb des Kolbens 85 ein Druck auf, bis die Kraft der Feder 88 überwunden wird und sich die Stange 89 nach unten, bewegt. Die nach -unten ge- -richtete Bewegung der Stange 89 bewirkt über das Gestänge 91, 78;-7o, 71, 72, 74,- 75, daß die der Maschine zugeführte Kraftstoffmenge auf einen dem geringeren Ladedruck entsprechenden Wert verringert wird. Durch die Abwärtsbewegung der Stange 89 wird außerdem über die Rückstellfeder 9o ein ausgleichender- Druck auf den Ausgleichbalken 48 in entgegengesetzter Richtung zu der Ladedruckfeder 52 ausgeübt, und der Balken 48 wird dann bei dem verringerten Ladedruck ausbalanciert.During normal operation, any decrease in the boost pressure below the selected pressure causes the rod 43 and thus the slide 4o to move upwards in order to bring hydraulic fluid to the top of the servo piston 36 and thus to increase the speed setting of the controller 2o assigned to the turbo compressor, until the increased pressure on the membrane 44 returns the slide 40 to its central position. Under these conditions, the spring 88 arranged below the return piston 85 holds this piston in its upper position. But if for some reason the piston 36 can no longer be moved to increase the speed of the turbo compressor - z. B. when it reaches the end of its path or encounters resistance - a pressure builds up in the servo cylinder 37 and thus in the line 87 and in the cylinder 86 above the piston 85 until the force of the spring 88 is overcome and itself the rod 89 down, moved. The downward movement of the rod 89 has the effect, via the linkage 91, 78; -7o, 71, 72, 74, -75, that the amount of fuel supplied to the engine is reduced to a value corresponding to the lower boost pressure. The downward movement of the rod 89 also exerts a compensating pressure on the compensating bar 48 in the opposite direction to the boost pressure spring 52 via the return spring 9o, and the bar 48 is then balanced at the reduced boost pressure.

In Fig. 2 ist eine andere Bauart eines Umlauf-Differentialgetriebes dargestellt. In dieser Figur sind die den in Fig. i dargestellten Elementen entsprechenden Hauptteile aus Zweckmäßigkeitsgründen mit denselben Bezugszeichen versehen. Das vordere Ende 1,5 der Maschinenkurbelwelle ist koaxial mit und hinter den beiden Luftschraubenwellen 9 und io angeordnet und mit einem Sonnenrad 16 verbunden, das mit den das Sonnenrad umgebenden Planetenrädern kämmt, von denen nur das Planetenrad 17 gezeigt ist. Die Planetenräder sind in Lagern abgestützt, -die -in dem Planetenradträger 14 vorgesehen sind, der mit der. Welle 9 der vorderen Luftschraube starr verbunden ist. Die Planetenräder 17 kämmen außerdem mit dem Innenzahnkranz 18, der mit der Welle io der hinteren Luftschraube verbunden ist. In diesem Ausführungsbeispiel kämmt jedoch mit einem an dem Zahnkranz 18 befestigten Zahnkranz ioo das Ritzel 12 auf der Turbokompressorwelle i i. Auf diese Weise ist die Turbokompressoranlage mit der hinteren Luftschraube 8, statt wie in Fig. i mit der vorderen Luftschraube, direkt gekuppelt. Die vordere Luftschraube 7 ist in diesem Fall mit dem Steg bzw. Planetenträger 14 verbunden, und das Übersetzungsverhältnis zwischen den drei rotierenden Hauptelementen 16, 14, 18 ist auf diese Weise geändert.In Fig. 2, another type of epicyclic differential gear is shown. In this figure, the main parts corresponding to the elements shown in FIG. 1 have been given the same reference numerals for reasons of convenience. The front end 1.5 of the engine crankshaft is arranged coaxially with and behind the two propeller shafts 9 and io and connected to a sun gear 16 which meshes with the planet gears surrounding the sun gear, of which only the planet gear 17 is shown. The planetary gears are supported in bearings -the -are provided in the planetary gear carrier 14 with the. Shaft 9 of the front propeller is rigidly connected. The planet gears 17 also mesh with the internal ring gear 18, which is connected to the shaft io of the rear propeller. In this exemplary embodiment, however, the pinion 12 meshes with a gear rim ioo attached to the gear rim 18 on the turbo compressor shaft i i. In this way, the turbo-compressor system is coupled directly to the rear propeller 8 instead of to the front propeller as in FIG. The front propeller 7 is in this case connected to the web or planet carrier 14, and the transmission ratio between the three main rotating elements 16, 14, 18 is changed in this way.

Die hydraulischen Verbindungen 23, 24, 30 und 31 zwischen den beiden Reglereinheiten 2o und 25 und den Luftschraubenverstelleinrichtungen 22 und 29 sind zu Ringnuten in einem starr mit dem Getriebegehäuse 99 verbundenen feststehenden 'feil ioi geführt. Die Druckflüssigkeit wird durch mehrere radiale Bohrungen in einer mit dem-Sonnenrad 16 verbundenen Zwischenwelle io2, von denen nur eine bei 103 gezeigt ist, zu vier konzentrischen Leitungen übertragen, welche durch rohrförmige Bauteile 104, io5, io6 und io7 innerhalb der inneren Propellerwelle g gebildet sind.The hydraulic connections 23, 24, 30 and 31 between the two control units 2o and 25 and the propeller adjustment devices 22 and 29 are guided to annular grooves in a fixed element rigidly connected to the transmission housing 99. The pressure fluid is transmitted through several radial bores in an intermediate shaft io2 connected to the sun gear 16, only one of which is shown at 103, to four concentric lines which are formed by tubular components 104, io5, io6 and io7 within the inner propeller shaft g are.

Außerdem sind Mittel vorgesehen, durch die eine Anzeige der Drehmomentverteilung zwischen den verschiedenen Elementen des Getriebes erhalten wird. Da das Übersetzungsverhältnis des Umlaufgetriebes, d. h. das Verhältnis des mechanischen Nutzens zwischen der Kurbelwelle 15 und dem Steg 14 zu dem mechanischen Nutzen zwischen der Kurbelwelle 15 und.dem Zahnkranz 18 bekannt ist, reicht es im vorliegenden Beispiel -aüs, nur eine Anzeige der Drehmomentbelastung an der Kurbelwelle zu erhalten. Zu diesem Zweck ist das vordere Ende der Kurbelwelle 15 mit einem Radialflansch io8 versehen, der die Rückplatte einer Steggruppe bzw. eires Planetenträgers eines zweiten Umlaufgetriebes bildet, deren vordere Platte iog mittels Bolzen bzw. Säulen starr mit der hinteren Platte io8 verbunden und frei drehbar in einem Lager iio gelagert ist, das sich in einem festen Teil des Gehäuses abstützt. An im Winkel im Abstand stehenden Punkten sind an dem Steg mehrere Planetenräder i i i gelagert. Jedes Planetenrad I I i kämmt mit einem Sonnenrad 11.2, das an der Zwischenwelle io2 vorgesehen und damit mit dem Sonnenrad 16 verbunden ist, und außerdem mit einem innenverzahnten Zahnkranz 113, der die Reaktionskraft aufnimmt. Dieser Zahnkranz 113 ist mittels eines Bolzens 114 mit einer Kölbenstange 115 verbunden, die ihrerseits mit einem nicht gezeigten Kolben in Verbindung steht, der in einem feststehenden hydraulischen Zylinder 116 arbeitet. Der in dem Zylinder 116 entwickelte Druck wird zu irgendeiner entsprechenden Anzeige oder Überwachungseinrichtung geführt. Da als solches eine der bekannten Einrichtungen verwendet werden kann, ist eine ins einzelne gehende Beschreibung nicht erforderlich.Means are also provided by which an indication of the torque distribution between the various elements of the transmission is obtained. Since the gear ratio of the epicyclic gear, ie the ratio of the mechanical benefit between the crankshaft 15 and the web 14 to the mechanical benefit between the crankshaft 15 und.dem ring gear 18 is known, it is sufficient in the present example -aüs, only a display of the torque load the crankshaft. For this purpose, the front end of the crankshaft 15 is provided with a radial flange io8, which forms the back plate of a web group or a planet carrier of a second epicyclic gear, the front plate iog of which is rigidly connected to the rear plate io8 by means of bolts or columns and can be freely rotated in a bearing iio is stored, which is supported in a fixed part of the housing. A plurality of planet gears iii are mounted on the web at points at an angle. Each planet gear is meshed with a sun gear II i 11.2, which is provided on the intermediate shaft io2 and thus to the sun gear 16, and further comprising an internally toothed ring gear 1 13 which receives the reaction force. This ring gear 1 13 is connected by a bolt 114 with a Kölbenstange 115, which in turn communicates with an unshown piston in connection operating in a fixed hydraulic cylinder 116th The pressure developed in cylinder 116 is fed to some appropriate display or monitor. Since one of the known devices can be used as such, a detailed description is not required.

Es versteht sich, daß das Differentialgetriebe irgendeine: einer Anzahl verschiedener Ausführungsformen annehmen kann, die von den Betriebsbedingungen, unter denen die Maschinenanlage verwendet werden soll, der Charakteristik der Antriebsmaschinen, des Kompressors und der Luftschrauben und anderen Faktoren abhängt. Zwei vereinfachte alternative Umlaufdifferentialgetriebe sind als Beispiel in Fig. 3 und 4 dargestellt. In Fig. 3 ist die Turbokompressorwelle i i mit einem Ritzel 12 verbunden, welches mit einem Zäinkranz i2o kämmt, der mit einem Steg bzw. Planetenträger i21 verbünden ist, der seinerseits feste Verbindung mit der hinteren Luftschraube 8 aufweist. Die Turbokompressoranlage ist damit mechanisch direkt mit dem hinteren Propeller gekuppelt. Das vordere Ende der 1Vl;asellinenkurbelwelle 15 ist mit einem ersten Sonnenrad 122 verbunden, während ein zweites gleichachsig angeordnetes Sonnenrad i23 von größerem Teilkreisdurchmesser mit der vorderen Luftschraube 7 in Verbindung steht. Auf in dem Steg 121 vorgesehenen Wellen sind mehrere Planetenradgruppen gelagert, von denen jede zwei gleichachsige Planetenfrä''gr 124 und 125 mit verschiedenem Teilkreisdurchmesser umfaßt, die beide aus einem Stück gebildet sind und mit dem Sonnenrad 1.23 bzw. 122 kämmen. Die von der Kurbelwelle 15 abgegebene Leistung wird damit gemäß dem mechanischen Nutzen des Getriebes zwischen dem Sonnenrad i23 und dem Steg 121 und damit zwischen den beiden Luftschrauben 7 und 8 aufgeteilt.It will be understood that the differential gear can be any one of a number can assume various embodiments that depend on the operating conditions, under which the machinery is to be used, the characteristics of the prime movers, the compressor and propellers and other factors. Two simplified alternative epicyclic differential gears are shown as an example in FIGS. In Fig. 3, the turbo compressor shaft i i is connected to a pinion 12, which combs with a ring gear i2o, which connect with a web or planet carrier i21 is, which in turn has a fixed connection to the rear propeller 8. The turbo compressor system is mechanically directly connected to the rear propeller coupled. The front end of the 1Vl; aselline crankshaft 15 is connected to a first Sun gear 122 connected, while a second coaxially arranged sun gear i23 of larger pitch circle diameter with the front propeller 7 in connection stands. Several groups of planetary gears are mounted on the shafts provided in the web 121, each of which has two coaxial planetary cutters 124 and 125 with different Includes pitch circle diameter, both of which are formed in one piece and with the Comb sun gear 1.23 or 122. The power output by the crankshaft 15 is thus according to the mechanical benefit of the transmission between the sun gear i23 and the web 121 and thus divided between the two propellers 7 and 8.

Die in Fig. 4 dargestellte Anordnung entspricht der Anordnung in Fig. 2, bei der die Turbokompressorwelle i i und das zu dieser gehörige Ritzel 12 so angordnet sind, daß das letztere mit einem Zahnkranz ioo kämmt, der mit dem Zahnkranz 18 in Verbindung steht, nur daß hier die Kurbelwelle 15 mit dem Sonnenrad 16 direkt verbunden ist.The arrangement shown in Fig. 4 corresponds to the arrangement in Fig. 2, in which the turbo compressor shaft ii and the pinion 12 belonging to this are arranged so that the latter meshes with a ring gear which is connected to the ring gear 18, only that here the crankshaft 15 is directly connected to the sun gear 16.

Claims

PATENT CLAIMS: i. Aircraft engine with an internal combustion piston engine. and one. turbine driven by their exhaust gases as prime movers for two independently rotating propellers, at least one of which Verstelluftscrew is, wherein the turbine also a the piston engine supercharging Compressor drives, characterized in that the one drive machine (i) with the power-absorbing element (i6) of a differential gear is connected, its one power-emitting element (i4) with the one propeller (7) and its other power-emitting element (i8) with the other propeller (8) is veibunden, and that the second drive machine (2) directly with the one power donating element (i4) of the differential gear or its associated propeller (7) is directly connected to a fixed gear ratio.

2. Aircraft engine according to claim i, characterized in that the turbine (2) directly with the one propeller (7) and the piston engine (i) via the differential gear (i6, 17, 14, 18) with the other propeller (8) and the turbo compressor unit (2, 4) is connected.

3. aircraft engine according to claim i or 2 with a. the Operation of the main control unit monitoring the machine and two adjusting propellers, whose adjusting devices are operated by speed controllers, characterized in that that the speed controller (25), which the pitch of the propeller directly the Piston engine (i) assigned propeller (8) changed from the piston engine is driven and its setting from the speed cam (64) of the main control unit receives, so that this controller has the aim of the fier setting of the main control unit to keep the corresponding speed of the piston machine essentially constant, and that the controller (2o) assigned to the other propeller (7) of the turbine (2) is driven and receives its setting from a boost pressure regulator (36 to 47), its setting is controlled by the boost pressure cam (5 i) of the main control unit so that this controller endeavors to regulate the turbine speed in such a way that that - as far as possible - the one corresponding to the setting of the main control unit Boost pressure is kept constant.

4. Aircraft engine according to claim 3 with a Internal combustion piston engine with fuel injection and device for regulation the amount of fuel supplied to the engine per revolution, characterized by that the main control unit apart from the setting of the speed controller (25) of the piston machine and the boost pressure regulator (36) controlling the speed regulator (2o) of the turbine (2) to 47) also the setting of the control element (75) of the fuel injection pump (76) determined so that with this main control unit the power output of the engine and controlling the air-fuel ratio of the charge supplied to the reciprocating engine will.

5. Aircraft engine according to claim r to 4, characterized in that that the differential gear is an epicyclic gear and the two propellers, the epicyclic gearbox and at least one of the prime movers are coaxially arranged are.

6. aircraft engine according to claim i to 5, characterized in that the Differential gear is designed so that the gear ratio between-the Achievement-absorbing element and the one achievement-releasing element from the one between the performance-absorbing element and the other performance-releasing element differs.

7. aircraft engine according to claim i to 6, characterized by a torque meter associated with the differential gear; so arranged is that with its help the turret distribution on the two propellers is determinable.

8. aircraft engine according to claim i to 7, characterized by one associated with at least one of the propellers or prime movers Overspeed responsive regulator, which controls the fuel supply to the piston engine decreases or interrupts when the speed of the propeller or prime mover should exceed a predetermined limit. G. Aircraft engine according to claim i to 8, characterized in that the differential gear is one of the Drive machine driven first sun gear (i22) and a coaxially arranged, . the second one, rotating independently and connected to the one propeller (7) Sun gear (i23), one connected to the other propeller (8) and from the other drive machine driven web (12i) and at least one on the web Bearing planetary gear group includes which of two rotating together and equiaxed pinions (i24, i25) meshing with the first or second sun gear is formed. Documents considered: German Patent No. 876 04i.