DE964552C - Gasturbine, insbesondere fuer Flugzeuge - Google Patents

Description

Es ist bereits vorgeschlagen, bei Gasturbinen von Flugzeugen einen für durch Staudruck verdichtete Luft bestimmten Kanal vorzusehen, der Luft an kühl- oder abschlußbedürftige Innenbestandteile der Turbine führt. Dabei kann die durch Staudruck verdichtete Luft über eine Expansionsturbine geführt werden, die durch den Rotor der Maschine getragen ist und dessen Antrieb unterstützt. Durch die Expansionsturbine wird die durch Staudruck verdichtete Luft abgekühlt. Eine solche Expansionsturbine wird man dann vorsehen, wenn die durch Staudruck verdichtete Luft zu hohe Temperatur besitzt, um als Kühlmittel und Dichtungsmittel geeignet zu sein.

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Gasturbine, die mit einer derartigen Expansionsturbine ausgerüstet ist und besteht darin, daß diese Expansionsturbine als Anlaßturbine für die Gasturbine ausgebildet ist. Dabei kann die Expansionsturbine durch eine beliebige geeignete Druckgasquelle gespeist werden. Das Gas kann gepreßte Luft aus einem außerhalb der Turbine angeordneten Speicher sein. Es kann aber auch aus Verbrennungsgasen bestehen, welche der Explosion einer Pulver-

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kartuschladung entstammen. Von der Expansionsturbine wird die Luft über Leitungen an zu kühlende oder abzudichtende Stellen der Gasturbine geführt. Entstammen die Gase der Explosion einer Pulverladung, so müssen natürlich Vorkehrungen getroffen sein, um Beschädigungen durch diese Pulvergase auszuschließen.

Die Zeichnung zeigt Ausführungsformen eines

Teiles einer erfindungsgemäßen Gasturbine, und

ίο zwar

Fig. ι im Axialschnitt durch den die Expansionsturbine tragenden Teil der Gasturbine,

Fig. 2 im Axialschnitt durch eine ähnliche Ausführungsform einer Gasturbine, Fig- 3 eine Gasturbine mit Pulverkartusche.

Wie aus Fig. 1 ersichtlich, umfaßt ein Mantel 10 die Expansionsturbine. Der Mantel stellt die Innenwandung eines Einlaßkanals für den Kompressor dar und wird stromabwärts von· Stützen 11 getragen. An den Mantel 10 schließen sich stromabwärts die Laufschaufeln 12 des Kompressors an. In der Zeichnung ist nur der erste Laufkranz dargestellt. Der an seinem Umfang die Laufschaufeln tragende Rotor 13 besitzt an der Einlaßseite einen Nabenfortsatz 14, der auf Rollen 15 eines Lagergehäuses 16 gelagert ist. Das Lagergehäuse 16 befindet sich innerhalb des Mantels 10 und ist durch die Stützen 11 getragen.

Der Nabenfortsatz 14 stellt einen Teil eines Luftführungskanal dar, der durch die Maschine verläuft und über welchen Kühl- und Sperrluft an entsprechende Teile der Gasturbine geführt wird. Bei hoher Fluggeschwindigkeit des von der Gasturbine angetriebenen Flugzeuges wird Luft einem Kanal I4o zugeführt.

Der Mantel 10 besitzt eine Anzahl von Schlitzen

17, welche zusammen einen Ringschlitz darstellen, der zwischen den gleichachsigen Wandungen 18 und 19 des Kopfes angeordnet ist. In dem durch die Wandungen 18 und 19 gebildeten Ringkanal befindet sich ein in einem Gehäuse 20 angeordnetes Rückschlagventil, das durch die ringförmigen Ventilsitze 2O_O und 2O₆ einerseits und durch die ringförmigen, durch eine Feder 21 belasteten Ventilkörper 2o_c andererseits gebildet ist. Das Gehäuse 20 schließt an einem Ringkanal an, der durch die Außenwand 23 und eine domförmige Innenwand 24 gebildet ist. Beide Wandungen sind innerhalb des Mantels 10 angeordnet. Der durch die Wandungen 23 und 24 gebildete Kanal führt zu einer dreistufigen Expansionsturbine, deren Stator drei Reihen von Leitschaufeln 25 aufweist. Diese sind innerhalb eines Gehäuses 26 angeordnet, das einen Bestandteil des Mantels 10 darstellt. Der Rotor der Expansionsturbine besitzt Laufschaufeln 27, die wechselweise zwischen die Laufschaufeln 25 eingreifen. Die Laufschaufeln 27 sind an einem glockenförmigen Läufer 28 angeordnet, dessen Ende kleineren Durchmessers sich in die Nabe 14 erstreckt. Der Läufer 28 ist über Schaufeln 29 mit einem äußeren Deckglied 30 verbunden, das in die Nabe 14 eingeschraubt ist und zusammen mit dem glockenförmigen Läufer 28 einen dem Kanal I4_e vorgeschalteten Kanal bildet. Die die dritte Stufe der Expansionsturbine verlassende Luft gelangt in axialer Richtung zu dem durch den Läufer 28 und dessen Deckscheibe 30 gebildeten Kanal, und zwar unter Vermittlung eines gekrümmten Flansches z6_a des Statorgehäuses 26. Die so geführte Luft erhält durch Leitbleche 31 des Flansches 26_a eine tangentiale Komponente, welche die Luft zu den Schaufeln 29 leitet.

Fliegt das die Gasturbine tragende Flugzeug mit hoher Geschwindigkeit, so tritt durch Staudruck verdichtete Luft durch den Ringschlitz 17 ein und hebt den Ventilkörper 2o_c von seinen Sitzen 20_a und 2o_& ab. Die eingetretene Luft gelangt in die Expansionsturbine, wo sie sich ausdehnt und abkühlt. Da der Turbinenrotor 27, 28, 29 und 30 mit der einen Teil der Gasturbine darstellenden Nabe 14 verbunden ist, so wird durch die durch Staudruck verdichtete Luft der Antrieb der Turbine unterstützt.

Um nun die Expansionsturbine 27 bis 30 zum Starten der Gasturbine heranziehen zu können, ist ein Druckgasführungsrohr 32 vorgesehen, das innerhalb der Nase des Gehäuses 10 liegt. Das Druckgas gelangt über Leitbleche 33 in den Ringkanal zwischen der Wand 23 und dem domförmigen Ringglied 24. Letzteres ist über die Leitbleche 33 mit dem Ventilgehäuse 20 verbunden. Der Ventilkörper 20,, verhindert das Austreten von Druckgas durch die Schlitze 17.

Das Druckgas kann entweder Luft sein oder einer Druckgasquelle entstammen, die räumlich vom Flugzeug oder von der Gasturbine getrennt ist. Die Druckgasquelle kann auch eine Verbrennungskammer sein, in welcher unter Entwicklung von Druckgas eine Ladung zur Entzündung und Explosion gebracht wird, wie unten noch zu beschreiben sein wird. Wird mit Explosionsgasen gearbeitet, so sind Vorkehrungen zu treffen, daß durch die Explosionsgase Beschädigungen der inneren Teile der Gasturbine vermieden werden.

In Fig. 2 ist eine der Fig. 1 ähnliche Anordnung dargestellt, mit der Abweichung, daß die Expansionsturbine die Nabe 14 umfaßt. Die Laufschaufeln 27 des Turbinenrotors sind am Umfang eines glockenförmigen Läufers 34 befestigt, der unmittelbar auf der Nabe 14 befestigt ist. Die Leitschaufeln 25 der Expansionsturbine sind unmittelbar an der Außenwand des Lagergehäuses 35 angeordnet. Dieses Lagergehäuse trägt darüber hinaus eine Anzahl von am Umfang einer Querwand 37 befestigten Leitschaufeln 36. Diese Querwand 37 trägt somit die Lagerrollen 15, ein Ölabdichtungslied 38 und das domförmige Ringglied 24. Die Abluft der Expansionsturbine strömt zwischen der Abströmseite des Läufers 34 und einem Ringglied ab, das mit der Außenwand des Lagergehäuses verbunden ist. Die expandierte Luft oder das Gas fließt hinter der Expansionsturbine* zu Öffnungen 40 in der Welle oder Nabe 14. Das Anströmende dieser Welle 14 ist durch einen Gewindebolzen 41 verschlossen. Der Ring 39 besitzt einen

axial gerichteten Fortsatz 39_α, welcher mit dem Kompressorrotor 13 zusammen eine Labyrinthdichtung bildet, die den Übertritt von Luft oder Gas aus der Kompressorwelle 14 in den Kompressoreinlaß verhindern soll.

Kommt das Gas zum Antrieb der Expansionsturbine von einer außerhalb der Gasturbine liegenden Druckgasquelle, so ist in dem Kanal 32 ein Ventil vorgesehen. Dieses ist so einstellbar, daß der Kanal 32 mit der Druckgasquelle und mit einer Zwischenstufe des Kompressors verbunden werden kann, um so eine Zufuhr von Kühlluft zur Gasturbine nach dem Start und bei geringer Fluggeschwindigkeit zu gewährleisten.
Gemäß einer anderen Ausführungsform kann eine Zwischenstufe des Kompressors mit der Eintrittsseite der Expansionsturbine verbunden sein, z. B. mit dem Raum zwischen den Wandungen 23 und 24. Diese Verbindung kann über eine oder ao mehrere Hohlstützen 11 herbeigeführt werden und enthält ein Ventil, welches entweder von Hand oder selbsttätig bei niederer Fluggeschwindigkeit geöffnet und bei hoher Fluggeschwindigkeit geschlossen wird. Es ist auch eine Anordnung getroffen, die ein Schließen des Ventils bewerkstelligt, wenn für Startzwecke bestimmtes Druckgas dem Kanal 32 zugeführt wird.

Die Druckgasquelle kann ein hochkomprimiertes Gas enthaltender Zylinder sein. Dabei ist ein geeignetes Reduzierventil vorgesehen. Die Druckgasquelle kann auch aus Wasserstoffsuperoxyd bestehen, das durch Dissoziation das Preßgas ergibt. Befindet sich die Druckgasquelle im Flugzeug, so ist sie ständig über ein Steuerventil und eine Leitung mit dem Kanal 32 verbunden. Wird jedoch eine vom Flugzeug unabhängige Druckgasquelle verwendet, so ist der Kanal 32 an seinem offenen Ende mit einem geeigneten Kupplungselement versehen, das den Anschluß an die Druckgasquelle gestattet. Die Druckgasquelle kann in bestimmten Fällen der Kompressor einer anderen Maschine des Flugzeuges sein.

Fig. 3 zeigt eine besondere Ausführungsform einer Druckgasquelle für die Expansionsturbine. Zu diesem Zweck ist in der Nase des Gehäuses 10 ein Kartuschenrohr 50 bekannter Art zur Aufnahme einer Pulverladung angeordnet. Das Gehäuse 10 ist zu diesem Zweck mit einer lösbaren oder angelenkten Kappe 51 versehen, die nach ihrer Abnähme Zugangsmöglichkeit zum Kartuschenrohr 50 schafft.

Diese besteht aus einem Zylinder 52, der zur Aufnahme einer Kartuschhülse 53 bestimmt ist. Das Auslaßende des Zylinders 52 ist in einen Fortsatz 2Orf des Ventilgehäuses 20 eingeschraubt und mündet in den Kanal 32. Zwischen dem Zylinder 52 und dem Kanal 32 ist ein Gitter 54 angeordnet, das den Eintritt von Festbestandteilen in die Maschine verhindert. Die Kartusche 50 ist des weiteren mit einem Deckel 55 versehen, welcher auf den Zylinder aufschraubbar und durch Hebel 56 gesichert ist. Der Außenumfang 53_a der Kartuschhülse 53 -ist zwischen dem Zylinder und dem Deckel 55 eingeklemmt. Der Deckel 55 trägt im übrigen auch den Zündstift 57, welcher für elektrische Betätigung ausgebildet sein kann. Bei Abbrennen der Pulverladung treten die Verbrennungsgase über das Gitter 54 in den Kanal 32 und beaufschlagen die Laufschaufeln der Expansionsturbine.

Die Entnahme der Kartuschhülse erfolgt durch Abnehmen des Deckels 55, der zu diesem Zweck mit einer Auswurfvorrichtung versehen ist. Nach der Entnahme der Kartuschhülse kann eine neue Kartuschhülse mit Ladung eingesetzt und der Deckel 55 geschlossen werden.

Die Einrichtung besitzt den Vorteil, daß ein besonderer Startmotor, wie z. B. Elektromotor, oder eine gesonderte Turbine nicht erforderlich ist. Das Gewicht des Flugzeuges ist verringert.

Claims (4)

80 Patentansprüche:

1. Gasturbine, insbesondere für Flugzeuge, welche in einem Kanal eine mit durcli Staudruck verdichteter Luft beaufschlagte Expansionsturbine aufweist, deren durch Expansion abgekühlte Abluft als Kühl- und Sperrluft für die Gasturbine verwendet wird, dadurch gekennzeichnet, daß die Expansionsturbine als Anlasser der Gasturbine verwendet wird und für den Anschluß an eine Druckgasquelle ausgebildet ist.

2. Gasturbine nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Einlaß der Expansionsturbine mit Kupplungselementen zum Anschluß an eine außerhalb der Maschine angeordnete Druckgasquelle ausgerüstet ist.

3. Gasturbine nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine zur Aufnahme einer Pulverladung eingerichtete Kammer, deren Auslaß too mit dem Einlaß der Expansionsturbine verbunden ist.

4. Gasturbine nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Expansionsturbine einen ringförmigen, in der Bewegungsrichtung der Gasturbine >bzw. des Flugzeuges offenen Einlaß (17, 18, 19) aufweist, daß in dem ringförmigen Einlaß ein ringförmiges Rückschlagventil (20_a, 20_&, 20_c) angeordnet ist und daß innerhalb des Ringkanals und durch diesen umfaßt ein Zuführungskanal (32) für Druckgas angeordnet ist, der mit seinem einen Ende in den Ringkanal (18, 19 bzw. 23, 24) hinter dem Rückschlagventil (20_a, 2o₆, 2O_C) einmündet.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

© 609 736/212 12.56 (709 522/293 5.57)