WO2008113088A1 - Turbopropellertriebwerk - Google Patents

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WO2008113088A1
WO2008113088A1 PCT/AT2008/000089 AT2008000089W WO2008113088A1 WO 2008113088 A1 WO2008113088 A1 WO 2008113088A1 AT 2008000089 W AT2008000089 W AT 2008000089W WO 2008113088 A1 WO2008113088 A1 WO 2008113088A1
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WO
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propeller
turbopropellerertriebwerk
hollow
combustion chamber
engine
Prior art date
Application number
PCT/AT2008/000089
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Inventor
Gottfried Arnold
Original Assignee
Arni's Hotprop Turbine Ges.M.B.H.
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Publication date
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to a turbopropeller with. at least one rotatably mounted on a shaft compressor for compressing via air intakes sucked air, at least one combustion chamber for igniting and burning mixed with a fuel supplied via injectors fuel compressed air, with at least one exhaust for discharging the gases formed during combustion, and with a A propeller having a plurality of propeller blades arranged on a rotatable shaft, wherein the shaft of the propeller is connected via a gear to the shaft of the at least one compressor and at least one propeller blade for guiding the gases is hollow with an exhaust arranged thereon, which is formed by an outlet nozzle. such that the rotational movement of the propeller is caused directly by the combustion and the discharge of the air fuel mixture by the outlet nozzles on each hollow propeller blade.
  • the subject engine is particularly applicable for surface, rotor or so-called VTOL (Vertical Take-off and Landing) aircraft but also for other vehicles which are to be set in motion with a propeller.
  • VTOL Vertical Take-off and Landing
  • turboprop engine according to the present description is described primarily as a propulsion for aircraft, an application for watercraft is conceivable.
  • the turboprop engine can be arranged both above water and under water.
  • turbopropeller engines consist of a gas turbine that drives a propeller via a gearbox as a shaft engine.
  • the thrust is generated almost exclusively by the propeller, to which the generated energy of the turbine is transmitted. To the thrust too generate, are sucked in by the propeller very large amounts of air and accelerated.
  • the gas turbine sucks in air which is compressed in an axial or radial one or more stage compressor.
  • the compressed air enters the combustion chamber, where it is mixed with the fuel and burned and thereby greatly expands.
  • the high-energy gas mixture flows through the mostly axially constructed and single or multi-stage turbine and is thereby relaxed.
  • the energy transferred to the turbine drives the compressor via a shaft and the propeller via a gearbox.
  • the exhaust gases are expelled via a corresponding exhaust.
  • propeller turbines Compared with drives with piston engines, propeller turbines have the advantage of lower weight with the same power, a smaller frontal area and a higher maximum output per engine.
  • turbo-propeller engines A disadvantage of turbo-propeller engines is the high rotational speeds and the extreme temperatures, so that measures are required for cooling the hot parts of the engine, the so-called "hot section", which increase the complexity of the engine and also its weight. that the rotating turbine of the engine must be made particularly accurate and made of expensive materials, since thermal expansions are permitted only in very small areas.Also, all the drive energy through the shaft of the engine and thus on the possible transmission to reduce the speed of the propeller The shaft and gearbox must be dimensioned accordingly, which in turn leads to a higher weight and also to higher costs for the engine.
  • US 3 930 625 A describes a drive for a helicopter, by means of steam, which is blasted through the rotor blades to the outside, this is set in motion.
  • the steam is generated by heating water in a boiler and then passed appropriately into the hollow rotor blades.
  • throttle elements By means of throttle elements, the inlet of the steam can be regulated in the rotor blades.
  • the condensate water produced in the rotor is returned to the water tank.
  • the construction is particularly complex and not applicable for the propulsion of aircraft.
  • Turbopropeller engines in which at least one combustion chamber is arranged in at least one hollow-shaped propeller blade, are already known from some documents. However, such drives could not enforce, since probably no acceptable efficiencies could be achieved.
  • GB 227 151 A describes a propeller engine in which the hollow propeller blades serve as combustion chamber.
  • the gear ratio of the gearbox obtained as well as the geometry of the combustion chamber and outlets does not allow an acceptable efficiency, since no reasonable outflow speed can be achieved.
  • US 2 490 623 A1 shows another construction of a propeller engine, however, in which likewise no compression can be achieved, which would be sufficient to bring about a useful combustion and to operate the engine with an acceptable efficiency.
  • US 2 508 673 A1 shows a further construction of a propeller drive with hollow propeller blades, wel - zi ere serve as combustion chambers, which would also not be able to achieve the desired compression ratios and thus an acceptable efficiency.
  • the hollow propeller blades would not be able to withstand the temperature of the flames without a special firing and shielding chamber.
  • GB 614 676 A shows a propeller engine with relatively long and thin pipes, over which the necessary air flow would not be accomplished.
  • a turbopropeller of the subject type is also described in US 2 397 357 A, but the hollow-shaped propeller blade itself serves as a combustion chamber and thus the propeller blade is exposed to unacceptably high thermal loads.
  • the gas flow in the propeller blade in the constructions according to this document is not homogeneous, so that turbulence results and finally no high efficiency can be achieved.
  • DE 12 14 543 Bl describes a turbopropeller with hollow shaped propeller blades, which are designed as afterburner.
  • the hollow-shaped propeller blades is formed as a combustion chamber, whereby the combustion is not completed until the outlet, and thus a poor efficiency is achieved.
  • the aim of the present invention is therefore to provide an above-mentioned turbopropeller engine, which is as simple as possible and has a high efficiency. Disadvantages of known turbopropellers should be avoided or at least be reduced.
  • the object of the invention is achieved by an above-mentioned turbopropeller, wherein the combustion chamber is arranged with bores or the like.
  • the combustion chambers are laid in the propeller blades.
  • only one propeller blade of the propeller needs to be made hollow and serve as a combustion chamber. Due to the asymmetry, a corresponding counterweight would be arranged opposite this single propeller blade.
  • embodiments are preferred where at least two opposing propeller blades are hollow and act as combustion chambers of the engine or all propeller blades of the propeller are designed as combustion chambers. Through the bores or the like.
  • the compressed air flows into the combustion chamber and supplies the necessary oxygen to the flame while cooling the combustion chamber.
  • the air entering the combustion chamber holds the flame in the combustion chamber in position and keeps the heat away from the combustion chamber.
  • the combustion chamber is dimensioned so that the combustion is completed in all load conditions before exiting the outlet nozzle, resulting in a high Ausbrand efficiency.
  • holes and slots or nozzles or the like may be arranged in the combustion chamber.
  • guide blades can also be used for further compression of the air before it is mixed with the fuel.
  • the elements for conducting the gases can be used on the one hand for diverting the gases but also for targeted cooling of the structures.
  • the construction according to the invention is characterized in that at least one part, the so-called “hot section” of the engine, preferably the entire "hot section ⁇ of the engine is displaced into the propeller blades of the propeller After the propeller is constantly circulated during operation with air , Thus, a cooling of the hot parts of the engine is achieved automatically, without the need for additional measures are necessary.
  • This costs and weight can be saved In the compressor precompressed air passed into the hollow propeller blades and further compressed by the centrifugal forces before the fuel is added via the injectors and finally ignited and burned. The energy conversion that takes place during combustion accelerates the gases until they are expelled from the air outlets, whereby a torque acts on the propeller.
  • the propulsion is mainly caused by the geometry and the angle of attack of the propeller blades.
  • the rotation of the propeller is here opposite to the power flow in conventional turbopropellers from the propeller to the compressor, so that this part of the energy can be supplied to compress further sucked air.
  • each exhaust on the propeller blade is formed by an outlet nozzle.
  • the outlet nozzles are designed as so-called Laval nozzles whose cross-section narrows and widens again until the gas emerges, whereby the inner thermodynamic energy is converted with a flowing, heated gas so that this gas can be greatly accelerated for the purpose of recoil, without that it comes to heavy losses.
  • Laval nozzles other nozzles of the same type and characteristics of function are also usable.
  • the present design is particularly inexpensive to build and versatile applicable to various types of vehicles. Also on the fuel no special requirements are made, so that cheaper fuel can be used and still increased flight safety is offered.
  • the engine according to the present description can be made cheaper and easier.
  • the usually very precise and thus expensive manufactured drive wheels of the turbine are not essential, so the cost can be further reduced.
  • the subject engine is also characterized by the fact that fewer moving parts are provided and fewer tolerance problems occur. The operation of such an engine can be done via a one- or three-lever control, so that a change the pilot and users no problems.
  • the internal parts of the subject engine are not heated compared to conventional designs, so that the risk of fire of the engine can be reduced.
  • conventional measures which indicate and / or prevent a risk of fire in conventional engines can be dispensed with.
  • Each hollow-shaped propeller blade is preferably made of metal, for example steel or a corresponding steel alloy. But also plastic composite materials with appropriate properties are theoretically applicable.
  • outlet nozzles are movable.
  • the outflow direction can be adapted to the respective operating conditions and thus an optimal efficiency can be achieved.
  • the movable outlet nozzles are provided with an adjusting device, such as e.g. Servo motors or piezoelectric actuators, and a Steuefungs adopted connected.
  • the movement of the outlet nozzles can take place both in the vertical direction and in the horizontal direction for influencing the efficiency and the outflow direction.
  • the cross section of the outlet nozzles is adjustable.
  • the adjustment of the cross section is possible in various ways, for example via actuators, servo drives or piezo drives.
  • the geometry of the outlet nozzles can be adjustable.
  • the adjustment of the cross section and / or the geometry of the outlet nozzles can also be done automatically to respond to the different flow and load conditions. In this way, an automatic speed limitation can be realized.
  • the propeller blade of the turbopropeller engine can be designed in several parts in the longitudinal direction, wherein the outer segment of the propeller blade is designed to be rotatable about the longitudinal axis. As a result, the angle of attack of the outer part of the propeller blade can be adjusted even better.
  • corresponding servomotors which are connected to a control device, may be provided.
  • each hollow-shaped propeller blade is arranged at the free end of the propeller blade.
  • the outlet nozzles are arranged not at the free end, but in the region of the outer half of the length of the propeller blade.
  • the combustion chamber is formed in each hollow-shaped propeller blade as a reverse combustion chamber.
  • the direction of the gas flow is changed, so that a good mixing of the air / fuel mixture is achieved.
  • a good mixing of the fuel with the compressed air is very important. As a result, the active burning length becomes larger, and the outflow does not take place at the free end of the propeller blade.
  • supporting elements for reinforcement can be arranged in the hollow propeller blades. With an appropriate arrangement of the support elements, these can be used simultaneously for flow guidance and stabilization.
  • the propeller shaft is connected via a gear with a ratio of at least 1:10 with the shaft of the at least one compressor of the engine. Only through such ratios, the necessary speeds and thus compression values for an acceptable effect be achieved.
  • the transmission can be formed for example by a multi-stage gear transmission, planetary gear or a cycloidal gear.
  • the transmission can also be formed by a plurality of parallel connected multi-stage smaller individual gear, which compensate by opposing arrangement or in the triangle, the bending loads of the shaft.
  • Further embodiments of the transmission can be formed by an electrical intermediate stage with different high-speed generators and motors or by a hydraulic flow gear.
  • the injection nozzles for introducing the fuel into the combustion chamber are advantageously arranged in the combustion chamber of the hollow propeller blades.
  • the injection nozzles can be realized by atomizers, hook pipes, etc.
  • combustion chambers can also be arranged outside the hollow propeller blades and the injection nozzles can be arranged in these.
  • the combustion chambers arranged in the propeller blades would be used for afterburning.
  • the disadvantage here is that at least a part of the "hot section" of the engine is in turn arranged on the inside.
  • the fuel can be transported to the injection nozzles via supply lines, which are guided, for example, by a hollow shaft. It is also possible that a pump for conveying the fuel is arranged on the shaft.
  • the hollow propeller blades are arranged rotatable in a conventional manner for adjusting the angle of attack about its longitudinal axis.
  • the compressor formed by axial or radial compressor with a compression of at least 1: 3.
  • axial or radial superchargers can be arranged.
  • An improvement of the flow conditions and a reduction in noise can be achieved by arranging a cylindrical casing around the propeller.
  • the propeller is surrounded by a flow-conducting cylinder, whereby the noise is reduced and the flow guidance is improved.
  • the casing is attached to the engine with flow around webs.
  • the gases should be compressed as highly as possible with optimized efficiency, and the highest possible air throughput at a low outflow velocity should be achieved.
  • guide vanes for stabilizing and orienting the flow can be arranged on the casing in front of and / or behind the propeller.
  • a second propeller may be provided with a plurality of propeller blades arranged on a rotatable shaft, a combustion chamber being arranged in at least one hollow propeller blade of the second propeller, the exhaust being formed by at least one outlet nozzle on the hollow propeller blade and the direction of rotation of the second propeller is opposite to the direction of rotation of the first propeller, wherein the shaft of the second propeller is connected via a gear to the shaft of the first propeller.
  • the two propellers can have a common axis of rotation or different rotational axes arranged at a certain angle to one another.
  • Each propeller can also have intermediate blades between the hollow and functioning as combustion propeller blades, which contribute to an improvement of the propulsion.
  • Air inlets corresponding filter, grid or the like. Be arranged.
  • Fig. 1 is a schematic, partially sectioned side view of a conventional turbopropeller engine
  • FIG. 2 is a front view of the engine of FIG. 1;
  • Fig. 3 is a schematic, partially sectioned side view of an embodiment of a turboprop engine according to the invention.
  • FIG. 4 is a front view of the engine of FIG. 3;
  • Fig. 5 shows a section through the propeller according to FIG. 4 along the section line V-V in a modified form
  • FIG. 6 shows a schematic, partially sectioned side view of a part of a further embodiment of an engine according to the invention.
  • Figure 7 is a schematic, partially sectioned side view of part of another embodiment of an engine according to the invention.
  • FIG. 8 shows a section through part of a hollow propeller blade with combustion chamber arranged therein
  • FIG. 10 shows a schematic sectional view through a further embodiment of the turbopropeller with a Ummante- ment
  • FIG. 13 shows an embodiment of an outlet nozzle with a variable cross section in a schematic, sectional view.
  • the engine 1 shows a schematic, partially sectioned schematic diagram of a conventional turbopropeller engine.
  • the engine 1 consists of a compressor 2 or compressor and a propeller 4, which is driven by drive wheels 8 of a turbine.
  • Fresh air enters the compressor via air inlets. Impurities in the intake air can be prevented from penetrating into the engine 1 by means of filters or screens (not shown).
  • means for preventing the icing of the engine 1 may be arranged (not shown).
  • the compressor 2 which may be constructed axially, radially or multi-stage, the sucked air is compressed or compressed.
  • the compressor 2 is also referred to as a "cold section.” Thereafter, the compressed air passes through at least one combustion chamber 5.
  • Fuel is supplied via injection nozzles 6 and mixed with the air stream in the combustion chamber (s) 5. After ignition takes place combustion chamber (s) 5 combustion of the fuel / air mixture and thereby expansion, heating and acceleration of the gases For the purpose of high efficiency, it is important that the combustion in the combustion chamber (s) 5 is completed are then fed to the drive wheels 8, where the energy from the gas stream is converted into rotational energy, thereby rotating the shaft 9 connected to the drive wheels 8.
  • a set of drive wheels 8 may consist of one or more disks and may be radial or The exhaust gases are expelled via correspondingly arranged exhausts 10. Since the combustion chamber (s) 5 and the T friction wheels 8 and in the exhaust 10 higher temperatures prevail, these components are also called "Hot Section".
  • a portion of the rotational energy obtained in the drive wheels 8 is conducted via the shaft 11 into the compressor 2, which compresses the air flowing in via the air inlet 7.
  • the rest of the rotational energy of the drive wheels 8 drives the propeller 4.
  • the relatively high speed n 2 of the shaft 9, 11 is converted by a gear 12 to a lower speed ni, so that the output shaft 13 drives the propeller 4 with a correspondingly lower speed ni.
  • the propeller 4 may consist of two or more propeller blades 14 and is usually designed as a so-called "constant speed" propeller and has a mechanical speed controller 15.
  • the propulsion is regulated by adjusting the angle of attack of the propeller blades 14.
  • the propeller blades 14 are rotatably mounted in the speed governor 15 or "Governor.” Depending on the required forward or reverse drive (braking or reverse operation), the angle of attack of the propeller blades 14 is changed via the speed regulator 15.
  • the illustrated propeller 4 comprises two propeller blades 14.
  • any number of propeller blades 14 can be arranged.
  • two, three and four propeller blades are the most common.
  • FIGS. 3 and 4 show a first embodiment of a Turbopropellerentriebwerks invention 1 in a schematic, partially sectioned side view and in the view from the front.
  • the propeller blades 14 of the propeller 4 is hollow and at least a part of the combustion chamber (s) 5 is arranged therein.
  • the combustion chamber 5 is formed by a structure which shields the high temperatures of combustion from the propeller blade 14. For the supply of compressed air corresponding holes 27 or the like. In the combustion chamber 5 are arranged.
  • the combustion chamber 5 in the hollow-shaped propeller blade is explained in more detail with reference to FIG. 8. About corresponding air inlets 7 fresh air is sucked again.
  • compressor 2 are all classic versions in question, which are functionally available.
  • the compressor 2 can be designed axially, diagonally or radially and in one or more stages. Also, as known from the prior art, various hybrid forms possible and applicable here.
  • the fresh gas stream flows through the supply passage 17 further into the hollow propeller blades 14 and the combustion chamber arranged therein 5.
  • the deflection of the gases can be performed with simple vanes or structurally same as a centrifugal compressor to a bring about further compression (not shown).
  • the fuel is injected into the combustion chamber 5 via the injection nozzles 6 connected to the tank (not shown) via a fuel line 3.
  • the ignition is arranged at a suitable location and preferably also integrated in the propeller blades 14.
  • the combustion chamber 5 is arranged in the hollow propeller blade 14 and has a decisive for the burning gas flow cross-section.
  • the combustion can be done in the propeller blades 14 linear outward without strong turbulence and ümlenkungen as Umlenkbrennhuntn and space-related folded combustion chambers. Due to the usual large dimensions of a propeller blade 14, the combustion has sufficient time to achieve a good burnout efficiency.
  • the radial gas flow is directed into corresponding outlet nozzles 20. It can be provided 19 for deflecting the gas flow air guide elements.
  • outlet nozzles 20 is forced the exhaust gas flow in the desired tangential direction, and there arises on the one hand a component for a strong torque for rotational drive of the propeller 4 and engine 1 and secondly, a definable component for propulsion.
  • the remaining propulsion of the engine 1 takes place by the rotating about the output shaft 13 propeller blades 14 of the propeller 4, which are stored in the appropriate angle in the speed controller 15.
  • the other, necessary for the operation of the engine 1 components are in turn summarized in the unit 16. These include components that ensure the starting, operation and monitoring of the engine 1. Also the generator for a further power supply and a fresh gas useful air outlet (“bleedair”) from the compressed and thus already preheated air flow are possible.
  • bleedair fresh gas useful air outlet
  • the rotating propeller 4 drives via the output shaft 13 and a gear 12 with a correspondingly higher speed back to the compressor 2, which compresses the inflowing air.
  • the transmission 12 can be performed much weaker in the engine 1 according to the invention, since only the necessary energy for the compressor 2 must be transmitted and not the entire drive energy. This also reduces the overall weight of the engine 1, which in turn leads to fuel savings.
  • the line feeds to the rotating combustion chambers 5 must be carried out accordingly.
  • flame introduction into the feed duct 17 can take place in such a way that these flames ignite into the combustion chambers 5 in the propeller blades 14 and a stable combustion persists there.
  • a conventional ignition directly in the combustion chambers 5 of the rotating propeller blades 14 is possible via inductive paths or slip rings. The same applies to the entire sensor system for optical, thermal and mechanical data acquisition of the operating states.
  • the propeller 4 of this exemplary embodiment has two propeller blades 14. However, it is also possible to provide a plurality of propeller blades 14.
  • the drive of the engine 1 is achieved by the rotation and propulsion component of the exit of the gases via the outlet nozzles 20 and by the angle of attack of the propeller blades 14, through which the air is accelerated in the desired direction.
  • the angle of attack of the propeller blades 14 is changed by the speed controller 15.
  • Fig. 5 shows a sectional view through a propeller blade 14 along the section line V-V of Fig. 4.
  • the combustion chamber 5 is arranged.
  • appropriate support members 18 may be provided to achieve the required strength, torsional rigidity and vibration damping.
  • FIG. 6 shows a schematic, partially sectioned side view of part of a further embodiment of an inventive According to the invention engine 1.
  • a feed pump 23 is used as an additional pump for the fuel in the form of a shaft 11 arranged on the centrifugal compressor.
  • the fuel supplied via a feed line 24 from a tank (not shown) is pumped via the fuel line 3 with high injection pressure to the injection nozzles 6.
  • the air inlet 7 is located at the front.
  • the fresh air is sucked in via a correspondingly designed suction element 21, the so-called “spinner” with a not undesirable "Ram Air ⁇ effect and a radial compressor 22 with upstream, single or multi-stage, axial or radial supercharger 26 in the plane of rotation of the propeller 4 and then passed into the combustion chambers 5 in the propeller blades 14.
  • FIG. 7 shows a schematic, partially sectioned side view of part of a further embodiment of an engine 1 according to the invention.
  • the radial compressor 22 In this embodiment of the engine 1, within the plane of rotation of the propeller 4, there is the radial compressor 22. This sucks in the air via the air inlets 7 and this leads to the radial compressor 22 at best with a pre-compression (not shown) to. It is also conceivable that the air is sucked both from the front (as in Fig. 6) and from behind (as in Fig. 7). This is not shown separately, but can be realized by double-flow compressors. The outflow from the centrifugal compressor 22 is at least in all variants in a straight line in the propeller blades 14.
  • the supply of the fuel to the injection nozzles 6 can take place via a hollow shaft or via a delivery pump 23 mounted on the shaft 11.
  • the combustion energy conversion accelerates the gases in this redesigned and structurally very long combustor 5 within the propeller blades 14, giving the gases a relatively long time for substantially complete combustion.
  • the hot gases flow through the propeller blades 14 to the outlet nozzles 20. Due to the tangential deflection of the gases in front of the outlet nozzles 20, which is associated with corresponding guide elements 19. is supported, causes the exiting gas flow on the one hand a strong moment, which contributes to the rotation of the propeller 4; In addition, the exiting gas flow already leads to a propulsion component.
  • FIG. 8 shows the sectional view through part of a propeller blade 14 with combustion chamber 5 arranged therein.
  • the combustion chamber 5 shields the high combustion temperatures from the propeller blade 14.
  • the fuel is supplied via fuel lines 3 to the injection nozzles 6, which may be formed, for example, as Hakenrschreibchen, and ignited with an initial ignition (not shown).
  • the compressed air flows through corresponding bores 27 or the like into the combustion chamber 5 and supplies the necessary oxygen to the flame and at the same time cools the combustion chamber 5.
  • the air flowing into the combustion chamber 5 keeps the air Flame in the combustion chamber 5 in position and keeps the heat away from the combustion chamber 5.
  • the combustion chamber 5 is dimensioned so that the combustion is completed in all load conditions before exiting the outlet nozzle 20, resulting in a high burnout efficiency.
  • holes 27 and slots or nozzles or the like may be arranged in the combustion chambers 5.
  • the function of an inverse combustion chamber is shown.
  • a combustion chamber 5 designed as a reversing combustion chamber the direction of the gas flow is changed, so that a good mixing of the air / fuel mixture is achieved.
  • a good compromise between efficient mixing and aerodynamic (loss-free) air flow is very easy to achieve with a return flow zone in the primary region of the combustion chamber 5.
  • Other possibilities are the arrangement of evaporator tubes or a Rotationsverwirbelung (not shown).
  • FIG. 9 shows a sectional view through part of a propeller blade 14 in the region of the outlet nozzle 20, whose cross-section is adjustable.
  • a constriction pin is formed 25, which is arranged adjustable in the direction of the opening of the outlet nozzle 20, so that the annular space between constriction pin 25 and the inner wall of the outlet nozzle 20 can be adjusted.
  • the outlet nozzle 20 may be designed in the form of segments 28, wherein these segments 28 are adjustable, so that the geometry of the opening of the outlet nozzle 20 is ver ⁇ adjustable, which is indicated by the arrows.
  • This adjustment of the segments 28 of the outlet nozzle 20 can also be used to restrict the outlet nozzle 20 only on one side in their Geome ⁇ trie, whereby a vectorial, ie directionally changed, outflow is made possible.
  • the outlet nozzle 20 can also be pivoted by an articulated mounting of the outlet nozzle 20 (not shown), and thus the flow direction can be changed.
  • FIG. 10 shows schematically a further embodiment of the turbopropeller engine 1 according to the invention, in which a substantially cylindrical casing 29 is arranged around the rotating propeller 4.
  • the cylindrical sheath 29 improves the flow conditions and reduces the noise.
  • the jacket 29 is fixed by means of webs 30 on the engine 1.
  • guide vanes for stabilizing and orienting the flow may be arranged on the casing 29 in front of and / or behind the propeller 4 (not shown).
  • the webs 30 can be designed to stabilize and orient the flow accordingly.
  • FIGS. IIa and IIb show two alternative embodiments of an outlet nozzle 20 with automatic change of the cross section in a schematic, sectional view.
  • the cross section of the outlet nozzles 20 is defined by two air guide elements 31, 32.
  • the air guide element 31 is fixedly arranged on the inside of the outlet nozzle, while the other air guide element 32 is movably arranged via a spring element 33, so that the air guide element 32 is moved substantially transversely to the flow direction of the gases as a function of the rotational speed of the propeller blade 14.
  • the force acting on the movably arranged air guiding element 32 is symbolized by the arrow F.
  • the control can be designed very simply and efficiently.
  • an automatic speed control and an increase in the efficiency can be achieved by an optimal adjustment of the operating point.
  • an automatic speed limitation can be realized by the exhaust nozzles 20 close automatically from a certain speed.
  • Fig. 12 shows an embodiment of a movable outlet nozzle 20 in a schematic view.
  • the movable outlet nozzle 20 is connected to an adjusting device, such as a servomotor 34 and a control device (not shown).
  • the movement of the outlet nozzles 20 can take place both in the vertical direction and in the horizontal direction for influencing the efficiency and the outflow direction.
  • FIG. 13 shows an embodiment of an outlet nozzle 20 with a variable cross-section in a schematic, sectional view.
  • the air guide elements 35 defining the cross section of the outlet nozzle 20 can be adjusted by means of corresponding actuators 36.

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Turbopropellertriebwerk (1) mit zumindest einem drehbar auf einer Welle (11) angeordneten Verdichter (2) zum Verdichten von über Lufteinlässe (7) angesaugter Luft, zumindest einer Brennkammer (5) zum Zünden und Verbrennen der mit einem über Einspritzdüsen (6) zugeführten Brennstoff vermischten verdichteten Luft, mit zumindest einem Auspuff (10) zum Ausstoßen der bei der Verbrennung gebildeten Abgase, und mit einem Propeller (4) mit mehreren auf einer drehbaren Welle (13) angeordneten Propellerblättern (14). Zur Verbesserung des Propellertriebwerks (1) ist vorgesehen, dass die Brennkammer (5) mit Bohrungen (27) oder dergl. zur Zuführung der verdichteten Luft im hohl ausgebildeten Propellerblatt (14) angeordnet ist, und dass Elemente (19) zum Leiten der Gase vorgesehen sind.

Description

Turbopropellertriebwerk
Die Erfindung betrifft ein Turbopropellertriebwerk mit. zumindest einem drehbar auf einer Welle angeordneten Verdichter zum Verdichten von über Lufteinlässe angesaugter Luft, zumindest einer Brennkammer zum Zünden und Verbrennen der mit einem über Einspritzdüsen zugeführten Brennstoff vermischten verdichteten Luft, mit zumindest einem Auspuff zum Ausstoßen der bei der Verbrennung gebildeten Gase, und mit einem Propeller mit mehreren auf einer drehbaren Welle angeordneten Propellerblättern, wobei die Welle des Propellers über ein Getriebe mit der Welle des zumindest einen Verdichters verbunden ist und zumindest ein Propellerblatt zur Führung der Gase hohl ausgebildet ist mit daran angeordnetem Auspuff, welcher durch eine Auslassdüse gebildet ist, so dass die Drehbewegung des Propellers direkt durch die Verbrennung und den Ausstoß des Luftbrennstoffgemisches durch die Auslassdüsen an jedem hohl ausgebildeten Propellerblatt verursacht wird.
Das gegenständliche Triebwerk ist insbesondere für Flächen-, Rotor- oder sogenannte VTOL (Vertical Take-off and Landing) -Luftfahrzeuge aber auch für andere Fahrzeuge, welche mit einem Propeller in Bewegung versetzt werden sollen, anwendbar.
Obgleich das Turbopropellertriebwerk gemäß der vorliegenden Beschreibung hauptsächlich als Antrieb für Flugzeuge beschrieben wird, ist eine Anwendung auch für Wasserfahrzeuge denkbar. Dabei kann das Turbopropellertriebwerk sowohl über Wasser als auch unter Wasser angeordnet sein.
Der Antrieb eines Propellers, insbesondere für Flugzeuge kleinerer Bauart, erfolgte früher mit Kolbenmotoren. Dabei wurde die Linearbewegung des Kolbens auf eine Drehbewegung des Propellers umgesetzt. Beim Turbopropellertriebwerk wird der Propeller im Gegensatz zu einem Kolbenmotor durch eine Turbine angetrieben. Diese Antriebsart wird auch als Turboprop bezeichnet. Turbopropellertriebwerke bestehen aus einer Gasturbine, die als Wellentriebwerk einen Propeller über ein Getriebe antreibt. Der Schub wird nahezu ausschließlich vom Propeller erzeugt, auf den die erzeugte Energie der Turbine übertragen wird. Um den Schub zu erzeugen, werden vom Propeller sehr große Luftmengen angesaugt und beschleunigt. Die Gasturbine saugt Luft ein, die in einem axialen oder radialen ein- oder mehrstufigen Kompressor verdichtet wird. Anschließend gelangt die verdichtete Luft in die Brennkammer, wo sie mit dem Treibstoff vermischt und verbrannt wird und sich dabei stark ausdehnt. Das energiereiche Gasgemisch strömt durch die meist axial aufgebaute und ein- oder mehrstufige Turbine und wird dabei entspannt. Die auf die Turbine übertragene Energie treibt über eine Welle den Verdichter und über ein allfälliges Getriebe den Propeller an. Die Abgase werden über einen entsprechenden Auspuff ausgestoßen.
Gegenüber Antrieben mit Kolbenmotoren haben Propellerturbinen den Vorteil eines geringeren Gewichts bei gleicher Leistung, eine kleinere Stirnfläche und eine höhere Maximalleistung pro Triebwerk.
Nachteilig bei Turbopropellertriebwerken sind die hohen Drehzahlen und die extremen Temperaturen, so dass zur Kühlung der heißen Teile des Triebwerks, der sogenannten „Hot Section", Maßnahmen erforderlich sind, welche die Komplexität des Triebwerks und auch dessen Gewicht erhöhen. Ein weiterer Nachteil besteht darin, dass die rotierende Turbine des Triebwerks besonders genau und aus teuren Materialien gefertigt sein muss, da wärmebedingte Ausdehnungen nur in sehr geringen Bereichen zulässig sind. Da die gesamte Antriebsenergie über die Welle des Triebwerks und somit über das allfällige Getriebe zum Herabsetzen der Drehzahl des Propellers übertragen werden muss, sind die Welle und das Getriebe entsprechend groß zu dimensionieren. Dies führt wieder zu einem höheren Gewicht und auch zu höheren Kosten für das Triebwerk.
Turbopropellertriebwerke sind beispielsweise in der US 4 815 273 und der US 4 817 382 A sowie der US 6 928 822 B2 beschrieben.
Zur Vermeidung der Nachteile von Turbopropellertriebwerken wurden verschiedene Konstruktionen entwickelt, welche sich in der Praxis jedoch nicht bewährt haben.
Beispielsweise beschreibt die US 3 930 625 A einen Antrieb für einen Hubschrauber, wobei mittels Dampf, der über die Rotorblätter nach außen gestrahlt wird, dieser in Bewegung versetzt wird. Der Dampf wird durch Erhitzen von Wasser in einem Boiler erzeugt und dann entsprechend in die hohl ausgebildeten Rotorblätter geleitet. Über Drosselelemente kann der Einlass des Dampfs in die Rotorblätter geregelt werden. Das im Rotor entstehende Kondens- wasser wird wieder in den Wasserbehälter rückgeführt. Die Konstruktion ist besonders aufwendig und für den Antrieb von Flugzeugen nicht anwendbar.
Aus der WO 84/03480 Al ist ebenfalls ein Antrieb eines Hubschraubers bekannt, bei dem die Abluft einer Turbine über die Rotorblätter nach außen geleitet wird. Die Verbrennung des Treibstoff/Luftgemisches erfolgt in herkömmlicher Weise in einer entsprechenden Brennkammer. Dabei wird die ganze rotierende Einheit wegen der heißen Gase stark erhitzt. Auch diese Konstruktion ist relativ aufwendig und für den Antrieb eines Flugzeugs nicht geeignet.
Turbopropellertriebwerke, bei denen zumindest eine Brennkammer in zumindest einem hohl ausgebildeten Propellerblatt angeordnet ist, sind aus einigen Dokumenten bereits bekannt. Durchsetzen konnten sich derartige Antriebe jedoch nicht, da vermutlich keine akzeptablen Wirkungsgrade erzielt werden konnten.
Beispielsweise beschreibt die GB 227 151 A ein Propellertriebwerk, bei dem die hohl ausgebildeten Propellerblätter als Brenn-, kammer dienen. Das dabei erzielte Übersetzungsverhältnis des Getriebes sowie die Geometrie der Brennkammer und Auslässe lässt jedoch keinen akzeptablen Wirkungsgrad zu, da keine vernünftige Ausströmungsgeschwindigkeit erzielt werden kann.
Die US 2 490 623 Al zeigt eine andere Konstruktion eines Propellertriebwerks, bei dem jedoch ebenfalls keine Verdichtung erzielt werden kann, die ausreichen würde, um eine brauchbare Verbrennung zustande zu bringen und das Triebwerk mit einem akzeptablen Wirkungsgrad betreiben zu können.
Die US 2 508 673 Al zeigt eine weitere Konstruktion eines Propellertriebwerks mit hohl ausgebildeten Propellerblättern, wel- - zi ehe als Brennkammern dienen, welche ebenfalls nicht in der Lage wäre, die gewünschten Verdichtungsgrade und somit einen akzeptablen Wirkungsgrad zu erreichen. Zusätzlich würden die hohlen Propellerblätter ohne spezieller Brenn- und Abschirmkammer der Temperatur der Flammen nicht standhalten können.
Das Triebwerk gemäß der US 2 612 021 A zeigt einen rotierenden Ventilverdichter, der aufgrund der in der Praxis geforderten hohen Drehzahlen nicht lauffähig wäre.
Schließlich zeigt die GB 614 676 A ein Propellertriebwerk mit relativ langen und dünnen Rohrleitungen, über welche der notwendige Luftdurchsatz nicht zu bewerkstelligen wäre.
Ein Turbopropellertriebwerk der gegenständlichen Art wird auch in der US 2 397 357 A beschrieben, wobei jedoch das hohl ausgebildete Propellerblatt selbst als Brennkammer dient und somit das Propellerblatt unzulässig hohen thermischen Belastungen ausgesetzt wird. Zudem verläuft die Gasströmung im Propellerblatt bei den Konstruktionen gemäß diesem Dokument nicht homogen, so dass Verwirbelungen resultieren und schließlich kein hoher Wirkungsgrad erzielbar ist.
Die DE 12 14 543 Bl beschreibt ein Turbopropellertriebwerk mit hohl ausgebildeten Propellerblättern, welche als Nachbrenner ausgebildet sind. Dabei wird nur der äußere Teil der hohl ausgebildeten Propellerblätter als Brennkammer ausgebildet, wodurch die Verbrennung bis zur Auslassdüse nicht abgeschlossen ist, und somit ein schlechter Wirkungsgrad erzielt wird.
Sämtlichen Dokumenten des Standes der Technik ist gemeinsam, dass die Konstruktion der Auspuffe zum Ausstoßen der bei der Verbrennung in den Propellerblättern gebildeten Gase keine vernünftige thermodynamische Energieumsetzung und Abströmungsge- schwindigkeit zulässt.
Ziel der vorliegenden Erfindung ist daher die Schaffung eines oben genannten Turbopropellertriebwerks, welches möglichst einfach aufgebaut ist und einen hohen Wirkungsgrad aufweist. Nachteile bekannter Turbopropellertriebwerke sollen vermieden oder zumindest reduziert werden.
Gelöst wird die erfindungsgemäße Aufgabe durch ein oben genanntes Turbopropellertriebwerk, wobei die Brennkammer mit Bohrungen oder dergl. zur Zuführung der verdichteten Luft im hohl ausgebildeten Propellerblatt angeordnet ist, und Elemente zum Leiten der Gase vorgesehen sind. Das erfindungsgemäße Triebwerk zeichnet sich dadurch aus, dass die Brennkammern in die Propellerblätter verlegt werden. Prinzipiell braucht nur ein Propellerblatt des Propellers hohl ausgeführt sein und als Brennkammer dienen. Aufgrund der Asymmetrie würde gegenüber diesem einzelnen Propellerblatt ein entsprechendes Gegengewicht angeordnet . Bevorzugt sind jedoch Ausführungsformen, wo zumindest zwei gegenüberliegende Propellerblätter hohl ausgebildet sind und als Brennkammern des Triebwerks fungieren bzw. alle Propellerblätter des Propellers als Brennkammern ausgebildet sind. Über die Bohrungen oder dergl. in der Brennkammer strömt die verdichtete Luft in die Brennkammer und führt der Flamme den notwendigen Sauerstoff zu und kühlt gleichzeitig die Brennkammer. Die in die Brennkammer einströmende Luft hält dabei die Flamme in der Brennkammer in ihrer Position und hält die Hitze von der Brennkammer fern. Die Brennkammer wird so dimensioniert, dass die Verbrennung in allen Lastzuständen vor Austritt aus der Auslassdüse abgeschlossen ist, resultierend in einem hohen Ausbrand- Wirkungsgrad. Anstelle von Bohrungen können auch Schlitze oder Düsen oder Ähnliches in der Brennkammer angeordnet sein. An der Blattwurzel der Propellerblätter können entsprechend gestaltete Führungsschaufeln auch zu einer weiteren Verdichtung der Luft, bevor diese mit dem Brennstoff vermengt wird, eingesetzt werden. Die Elemente zum Leiten der Gase können einerseits zum Umlenken der Gase eingesetzt werden aber auch zum gezielten Kühlen der Strukturen. Die erfindungsgemäße Konstruktion zeichnet sich dadurch aus, dass zumindest ein Teil, die sogenannte „Hot Section" des Triebwerks, vorzugsweise die gesamte „Hot Sectionλλ des Triebwerks in die Propellerblätter des Propellers verlagert wird. Nachdem der Propeller während des Betriebs ständig mit Luft umströmt wird, wird somit automatisch eine Kühlung der heißen Teile des Triebwerks erzielt, ohne dass dafür zusätzliche Maßnahmen notwendig sind. Dadurch können Kosten und Gewicht eingespart werden. Bei der erfindungsgemäßen Konstruktion wird die im Verdichter vorverdichtete Luft in die hohl ausgebildeten Propellerblätter geleitet und durch die Fliehkräfte noch weiter verdichtet, bevor der Brennstoff über die Einspritzdüsen beigemengt und schließlich gezündet und verbrannt wird. Die bei der Verbrennung stattfindende Energieumwandlung beschleunigt die Gase, bis diese aus den Luftauslässen ausgestoßen werden, wodurch ein Drehmoment auf den Propeller wirkt. Der Vortrieb wird hauptsächlich durch die Geometrie und den Anstellwinkel der Propellerblätter bewirkt. Die Rotation des Propellers überträgt sich hier entgegengesetzt dem Kraftfluss bei herkömmlichen Turbopropellertriebwerken vom Propeller auf den Verdichter, so dass diesem ein Teil der Energie zur Verdichtung weiterer angesaugter Luft zugeführt werden kann. Weiters ist für die vorliegende Erfindung wesentlich, dass jeder Auspuff am Propellerblatt durch eine Auslassdüse gebildet ist. Durch eine derartige Auslassdüse wird der Gasstrom stark beschleunigt und der thermodynamische Druck beim Abströmen abgebaut, wodurch der Gesamtwirkungsgrad stark verbessert wird.
Vorteilhafterweise sind die Auslassdüsen als sogenannte Laval- Düsen ausgebildet, deren Querschnitt sich verengt und bis zum Gasaustritt wieder aufweitet, wodurch bei einem durchströmenden, erhitzten Gas die innere thermodynamische Energie so umgesetzt wird, dass dieses Gas zum Zweck des Rückstoßes stark beschleunigt werden kann, ohne dass es zu starken Verlusten kommt. Abgesehen von derartigen Laval-Düsen sind auch andere Düsen gleicher Funktionsart und -eigenschaften verwendbar.
Die vorliegende Konstruktion ist besonders kostengünstig aufbaubar und vielseitig für verschiedenste Arten von Fahrzeugen anwendbar. Auch an den Brennstoff werden keine besonderen Anforderungen gestellt, so dass auch billigere Treibstoffe verwendet werden können und trotzdem eine erhöhte Flugsicherheit geboten wird. Dadurch, dass die Lagerungen der Wellen und rotierenden Teile außerhalb der heißen Teile des Triebwerks, der sogenannten „Hot Section", stattfindet, ist auch die Schmierung dieser Lagerungen weniger kritisch und eine thermische Lagerbelastung geringer.
Dadurch, dass die herkömmlichen rotierenden Teile der Turbine wegfallen, kann das Triebwerk gemäß der vorliegenden Beschreibung kostengünstiger und leichter hergestellt werden. Die üblicherweise sehr präzise und somit teuer hergestellten Treibräder der Turbine sind nicht unbedingt erforderlich, weshalb die Kosten noch weiter gesenkt werden können. Das gegenständliche Triebwerk zeichnet sich zudem dadurch aus, dass weniger bewegliche Teile vorgesehen sind und weniger Toleranzprobleme auftreten. Die Bedienung eines solchen Triebwerks kann über eine Ein- oder Drei-Hebelsteuerung erfolgen, so dass ein Umstieg den Piloten und Anwendern keine Probleme bereitet.
Aufgrund der ständigen Kühlung der Brennkammern ist es auch möglich, das Triebwerk kurzfristig mit höherer Leistung zu betreiben, da die dabei auftretenden thermischen Belastungen nicht gleich zum Betrieb an oder über der Belastungsgrenze führen. Dies kann in NotSituationen von erheblicher Bedeutung sein.
Dadurch, dass sich die Brennkammern im Sichtbereich der Piloten befinden, kann eine Kontrolle des Startes und Laufes über den Auslass der Abgase am Ende der Propellerblätter erfolgen. Sogenannte „Hotstartsλx würden durch sichtbaren Ausstoß von Flammen an den Luftauslässen sofort erkannt. Darüber hinaus sind derartige „Hotstarts"" beim gegenständlichen Triebwerk nahezu ausgeschlossen, da durch mehrere Umdrehungen des Propellers nur mit Luftdurchsatz ohne Brennstoff das Triebwerk bereits komplett entlüftet ist. Unverbrannter Brennstoff würde durch die Schwerkraft und die Zentrifugalkraft austreten, wenn das Propellerblatt entsprechend bewegt wird.
Dadurch, dass der als Brennkammer ausgebildete Propeller während des Betriebs erwärmt wird, sind auch keine Maßnahmen, welche ein Vereisen des Propellers verhindern, zu setzen. Dies bringt wiederum Kostenersparnis und Gewichtsersparnis sowie erhöhte Sicherheit mit sich. Aber auch andere Komponenten des mit dem Triebwerk angetriebenen Fahrzeugs, wie z.B. der Rumpf und die Windschutzscheibe sowie innenliegende Tragflächenteile, werden durch die heißen Abgase teilweise vor einer Vereisung geschützt.
Dadurch, dass vorteilhafterweise die gesamte „Hot Section" des Triebwerks außenliegend angeordnet ist, wird der Austausch bzw. die Wartung dieser Teile erleichtert. Im Gegensatz dazu mussten bei herkömmlichen Triebwerken zeit- und kostenaufwendige Schritte zum Ausbau der „Hot Section" der Triebwerke unternommen werden.
Die innenliegenden Teile des gegenständlichen Triebwerks werden gegenüber herkömmlichen Bauweisen nicht stark erwärmt, so dass die Brandgefahr des Triebwerks reduziert werden kann. Dadurch können herkömmliche Maßnahmen, welche eine Brandgefahr bei herkömmlichen Triebwerken anzeigen und bzw. oder verhindern, entfallen.
Jedes hohl ausgebildete Propellerblatt ist vorzugsweise aus Metall, beispielsweise Stahl bzw. einer entsprechenden Stahllegierung, gebildet. Aber auch Kunststoff-Verbundmaterialien mit entsprechenden Eigenschaften sind theoretisch einsetzbar.
Von Vorteil ist weiters, wenn die Auslassdüsen bewegbar sind. So kann die Abströmrichtung an die jeweiligen Betriebsbedingungen angepasst und somit ein optimaler Wirkungsgrad erzielt werden.
Dabei sind die bewegbaren Auslassdüsen mit einer Verstelleinrichtung, wie z.B. Servomotoren oder piezoelektrischen Antrieben, und einer Steuefungseinrichtung verbunden. Die Bewegung der Auslassdüsen kann sowohl in vertikaler Richtung als auch horizontaler Richtung zur Beeinflussung des Wirkungsgrades und der Abströmrichtung erfolgen.
Weitere Vorteile werden dadurch erzielt, dass der Querschnitt der Auslassdüsen verstellbar ist. Dadurch kann der Durchsatz an Gasen eingestellt und an die jeweiligen Betriebsbedingungen optimal angepasst und somit immer der optimale Arbeitsbereich der Auslassdüse eingestellt werden. Die Verstellung des Querschnittes ist auf verschiedene Arten, beispielsweise über Stellantriebe, Servoantriebe oder Piezoantriebe möglich. Weiters kann die Geometrie der Auslassdüsen verstellbar sein. Die Verstellung des Querschnitts und bzw. oder der Geometrie der Auslassdüsen kann auch automatisch erfolgen, um auf die verschiedenen Strömungsund Lastzustände zu reagieren. Auf diese Weise kann auch eine automatische Drehzahlbegrenzung realisiert werden. Das Propellerblatt des Turbopropellertriebwerks kann in Längsrichtung mehrteilig ausgebildet sein, wobei das äußere Segment des Propellerblatts um die Längsachse drehbar ausgebildet ist. Dadurch kann der Anstellwinkel des äußeren Teils des Propellerblatts noch besser angepasst werden. Zur Verstellung des äußeren Teils des Propellerblatts können entsprechende Servomotoren, welche mit einer Steuerungseinrichtung verbunden sind, vorgesehen sein.
Um die volle Länge des Propellerblattes als Brennkammer auszunützen, wäre es von Vorteil, wenn die Auslassdüse jedes hohl ausgebildeten Propellerblattes am freien Ende des Propellerblattes angeordnet ist. Da am freien Ende die höchsten Umfangsgeschwindigkeiten auftreten, ist es jedoch von Vorteil, wenn die Auslassdüsen nicht am freien Ende, sondern im Bereich der äußeren Hälfte der Länge des Propellerblatts angeordnet sind.
Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung ist die Brennkammer in jedem hohl ausgebildeten Propellerblatt als Umkehrbrennkammer ausgebildet. Bei einer Umkehrbrennkammer wird die Richtung des Gasstroms geändert, so dass eine gute Durchmischung des Luft/Brennstoffgemischs erzielt wird. Für eine gute und schnelle Verbrennung ist eine gute Vermischung des Treibstoffes mit der verdichteten Luft sehr wichtig. Dadurch wird die aktive Brennlänge größer, und die Abströmung findet nicht am freien Ende des Propellerblatts statt.
Um eine hohe Stabilität der Propellerblätter bei gleichzeitig geringen Materialdicken und somit niedrigerem Gewicht zu erzielen, können in den hohl ausgebildeten Propellerblättern Stützelemente zur Verstärkung angeordnet sein. Bei entsprechender Anordnung der Stützelemente können diese gleichzeitig zur Strömungsführung und Stabilisierung eingesetzt werden.
Vorteilhafterweise ist die Propellerwelle über ein Getriebe mit einer Übersetzung von mindestens 1:10 mit der Welle des zumindest einen Verdichters des Triebwerks verbunden. Erst durch derartige Übersetzungsverhältnisse können die notwendigen Drehzahlen und damit Verdichtungswerte für einen akzeptablen Wirkungs- grad erzielt werden.
Dabei kann das Getriebe beispielsweise durch ein mehrstufiges Zahnradgetriebe, Planetengetriebe oder ein Zykloidengetriebe gebildet sein. Das Getriebe kann auch durch mehrere parallel geschaltete mehrstufige kleinere Einzelgetriebe gebildet sein, die durch gegenüberliegende Anordnung oder im Dreieck die Biegebelastungen der Welle kompensieren. Weitere Ausführungsformen des Getriebes können durch eine elektrische Zwischenstufe mit verschieden hoch drehenden Generatoren und Motoren oder durch ein hydraulisches Strömungsgetriebe gebildet werden.
Die Einspritzdüsen zur Einbringung des Brennstoffs in die Brennkammer sind vorteilhafterweise in der Brennkammer der hohl ausgeführten Propellerblätter angeordnet. Die Einspritzdüsen können durch Zerstäuber, Hakenrohre etc. realisiert werden.
Alternativ dazu können auch außerhalb der hohl ausgeführten Propellerblätter Brennkammern und in diesen die Einspritzdüsen angeordnet sein. Bei einer derartigen Ausführungsform würden die in den Propellerblättern angeordneten Brennkammern zu einem Nachbrennen herangezogen werden. Nachteilig dabei ist jedoch, dass zumindest ein Teil der „Hot Section" des Triebwerks wiederum innenliegend angeordnet ist.
Der Brennstoff kann zu den Einspritzdüsen über Zuleitungen, welche beispielsweise durch eine hohl ausgebildete Welle geführt werden, transportiert werden. Ebenso ist es möglich, dass auf der Welle eine Pumpe zur Förderung des Brennstoffs angeordnet ist.
Die hohl ausgeführten Propellerblätter werden in an sich bekannter Weise zur Verstellung des Anstellwinkels um ihre Längsachse verdrehbar angeordnet.
Dabei kann diese verdrehbare Anordnung über einen mechanischen oder elektrischen Drehzahlregler bzw. „Governor", wie nach dem Stand der Technik üblich, erfolgen.
Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung wird der Verdichter durch Axial- oder Radialverdichter mit einer Verdichtung von mindestens 1:3 gebildet. Zusätzlich können axiale oder radiale Vorverdichter angeordnet werden.
Eine Verbesserung der Strömungsverhältnisse und eine Lärmreduktion kann dadurch erzielt werden, dass um den Propeller eine zylinderförmige Ummantelung angeordnet ist. Somit wird der Propeller von einem strömungsleitenden Zylinder umgeben, wodurch sich die Geräuschentwicklung reduziert und die Strömungsführung verbessert wird. Die Ummantelung wird mit umströmten Stegen am Triebwerk befestigt. Für eine möglichst hohe Lärmreduktion sollen bei optimiertem Wirkungsgrad die Gase möglichst hoch verdichtet werden und ein möglichst hoher Luftdurchsatz bei niedriger Abströmgeschwindigkeit erreicht werden.
Zusätzlich können an der Ummantelung vor und bzw. oder hinter dem Propeller Leitschaufeln zur Stabilisierung und Orientierung der Strömung angeordnet sein.
Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung kann ein zweiter Propeller mit mehreren auf einer drehbaren Welle angeordneten Propellerblättern vorgesehen sein, wobei eine Brennkammer in zumindest einem hohl ausgebildeten Propellerblatt des zweiten Propellers angeordnet ist, wobei der Auspuff durch zumindest eine Auslassdüse am hohl ausgebildeten Propellerblatt gebildet ist und die Drehrichtung des zweiten Propellers entgegengesetzt zur Drehrichtung des ersten Propellers ist, wobei die Welle des zweiten Propellers über ein Getriebe mit der Welle des ersten Propellers verbunden ist. Durch zwei über ein Getriebe verbundene gegenläufige Propeller, kann der Reaktionsgrad der Propellerstufe und damit der Wirkungsgrad der Umsetzung der mechanischen Leistung auf die Luftströmung erhöht werden. Die beiden Propeller können eine gemeinsame Drehachse oder verschiedene in einem bestimmten Winkel zueinander angeordnete Drehachsen besitzen.
Jeder Propeller kann zwischen den hohl ausgebildeten und als Brennkammern fungierenden Propellerblättern auch Zwischenblätter aufweisen, die zu einer Verbesserung des Vortriebs beitragen.
Um das Triebwerk vor Verschmutzung zu schützen, können vor den Lufteinlässen entsprechende Filter, Gitter oder dergl. angeordnet sein.
Die vorliegende Erfindung wird nachfolgend anhand der beiliegenden Figuren, welche Ausführungsformen der Erfindung zeigen, näher erläutert. Darin zeigen:
Fig. 1 eine schematische, teilweise geschnittene Seitenansicht eines herkömmlichen Turbopropellertriebwerks;
Fig . 2 eine Ansicht auf das Triebwerk gemäß Fig. 1 von vorne;
Fig . 3 eine schematische, teilweise geschnittene Seitenansicht einer Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Turbopropellertriebwerks ;
Fig . 4 eine Ansicht auf das Triebwerk gemäß Fig. 3 von vorne;
Fig . 5 einen Schnitt durch den Propeller gemäß Fig. 4 entlang der Schnittlinie V-V in einer abgewandelten Form;
Fig. 6 eine schematische, teilweise geschnittene Seitenansicht eines Teils einer weiteren Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Triebwerks;
Fig. 7 eine schematische, teilweise geschnittene Seitenansicht eines Teils einer weiteren Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Triebwerks;
Fig. 8 einen Schnitt durch einen Teil eines hohl ausgeführten Propellerblatts mit darin angeordneter Brennkammer;
Fig. 9 einen Schnitt durch ein Propellerblatt im Bereich der
Auslassdüse mit der Möglichkeit einer Verstellung der Düsengeometrie;
Fig. 10 ein schematisches Schnittbild durch eine weitere Ausführungsform des Turbopropellertriebwerks mit einer Ummante- lung;
Fig. IIa und IIb zwei Ausführungsvarianten einer Auslassdüse mit automatischer Veränderung des Querschnitts in schemati- scher, geschnittener Ansicht;
Fig. 12 eine Ausführungsform einer bewegbaren Äuslassdüse in schematischer Ansicht; und
Fig. 13 eine Ausführungsform einer Auslassdüse mit veränderbarem Querschnitt in schematischer, geschnittener Ansicht.
Fig. 1 zeigt eine schematische, teilweise geschnittene Prinzipskizze eines herkömmlichen Turbopropellertriebwerks 1. Stan- dardmäßig besteht das Triebwerk 1 aus einem Verdichter 2 bzw. Kompressor und einem Propeller 4, welcher von Treibrädern 8 einer Turbine angetrieben wird. Über Lufteinlässe 7 gelangt Frischluft in den Verdichter 2. Verunreinigungen in der angesaugten Luft können mit Hilfe von Filtern oder Sieben (nicht dargestellt) an einem Eindringen in das Triebwerk 1 gehindert werden. Darüber hinaus können Einrichtungen zur Verhinderung des Verei- sens des Triebwerks 1 angeordnet sein (nicht dargestellt) . Im Verdichter 2, der axial, radial oder mehrstufig aufgebaut sein kann, wird die angesaugte Luft verdichtet bzw. komprimiert. Der Verdichter 2 wird auch als sogenannte „Cold Section" bezeichnet. Danach durchläuft die verdichtete Luft zumindest eine Brennkammer 5. Über Einspritzdüsen 6 wird Treibstoff zugeführt und in der bzw. den Brennkammer (n) 5 mit dem Luftstrom vermengt. Nach der Zündung erfolgt in der bzw. den Brennkammern 5 die Verbrennung des Treibstoff/Luftgemisches und dadurch eine Expansion, Erhitzung und Beschleunigung der Gase. Zur Erzielung eines hohen Wirkungsgrades ist es wichtig, dass die Verbrennung in der bzw. den Brennkammer (n) 5 abgeschlossen ist. Die Gase werden dann den Treibrädern 8 zugeführt, in denen die Energie aus dem Gasstrom in Rotationsenergie umgewandelt wird. Dadurch wird die mit den Treibrädern 8 verbundene Welle 9 in Drehung versetzt. Ein Satz Treibräder 8 kann aus einer oder mehreren Scheibe (n) bestehen und radial oder axial ausgeführt sein. Über entsprechend angeordnete Auspuffe 10 werden die Abgase ausgestoßen. Da in der bzw. den Brennkammer (n) 5 und den Treibrädern 8 sowie im Auspuff 10 höhere Temperaturen herrschen, werden diese Komponenten auch „Hot Section" genannt.
Ein Teil der in den Treibrädern 8 gewonnenen Rotationsenergie wird über die Welle 11 in den Verdichter 2 geleitet, welcher die über den Lufteinlass 7 nachströmende Luft verdichtet. Der Rest der Rotationsenergie der Treibräder 8 treibt den Propeller 4 an. Die relativ hohe Drehzahl n2 der Welle 9, 11 wird durch ein Getriebe 12 auf eine niedrigere Drehzahl ni umgesetzt, so dass die Abtriebswelle 13 den Propeller 4 mit einer entsprechend niedrigeren Drehzahl ni antreibt. Der Propeller 4 kann aus zwei oder mehreren Propellerblättern 14 bestehen und ist meist als sogenannter „Constant Speed"-Propeller ausgeführt und besitzt einen mechanischen Drehzahlregler 15. Durch die Rotation der Propel- lerblätter 14, welche durch den Anstellwinkel die Luft in die gewünschte Richtung beschleunigen und damit den nötigen Vortrieb herbeiführen, wird das mit dem Triebwerk 1 ausgestattete Flugzeug oder dergl. angetrieben. Der Vortrieb wird durch Verstellung des Anstellwinkels der Propellerblätter 14 geregelt. Zu diesem Zweck sind die Propellerblätter 14 im Drehzahlregler 15 bzw. „Governor" drehbar gelagert. Je nach benötigtem Vor- oder Rücktrieb (Brems- bzw. Reverserbetrieb) wird der Anstellwinkel der Propellerblätter 14 über den Drehzahlregler 15 verändert.
Um den Wirkungsgrad möglichst hoch zu halten, wird bei dieser Art des Triebwerks 1 die Restenergie des Abgasstrahls, welcher aus dem bzw. den Auspuff (en) 10 abgegeben wird, möglichst gering gehalten. Um diesen Restschub auszunützen, wird der Abgasstrom in die entgegengesetzte Richtung zur gewünschten Fortbewegungsrichtung geleitet. Dieser Anteil trägt jedoch nur minimal zum Antrieb bei.
Im dargestellten Aggregat 16 befinden sich die restlichen, für den Betrieb des Triebwerks 1 notwendigen Komponenten, wie Starter, Generator für die Stromversorgung, etc. (nicht dargestellt) .
Wie aus Fig. 2 ersichtlich ist, umfasst der dargestellte Propeller 4 zwei Propellerblätter 14. Es können prinzipiell beliebig viele Propellerblätter 14 angeordnet sein. In der Praxis sind zwei, drei und vier Propellerblätter am häufigsten.
Bei herkömmlichen Turbopropellertriebwerken ist die „Hot Secti- on" und die „Cold Section" beliebig umdrehbar, womit dann der Triebwerks-Luftstrom entgegengesetzt durch das Triebwerk 1 läuft. Ausführungen, die immer den gleichen Grundprinzipien folgen, mit mehreren unabhängigen, aber strömungsverkoppelten Triebwerkswellen sind auch bekannt.
Bei reinen Strahltriebwerken ohne Wellenabtrieb bildet der oben beschriebene Restschub den Hauptbestandteil des Vortriebs und ist daher konstruktiv möglichst hoch zu halten.
Die Fig. 3 und Fig. 4 zeigen eine erste Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Turbopropellertriebwerks 1 in schematischer, teilweise geschnittener Seitendarstellung und in der Ansicht von vorne. Dabei ist zumindest ein Teil der Propellerblätter 14 des Propellers 4 hohl ausgebildet und darin zumindest ein Teil der Brennkammer (n) 5 angeordnet. Die Brennkammer 5 ist durch eine Konstruktion gebildet, welche die hohen Temperaturen der Verbrennung vom Propellerblatt 14 abschirmt. Für die Zufuhr der verdichteten Luft sind entsprechende Bohrungen 27 oder dergl. in der Brennkammer 5 angeordnet. Die Brennkammer 5 im hohl ausgebildeten Propellerblatt wird anhand Fig. 8 noch näher erläutert. Über entsprechende Lufteinlässe 7 wird wieder Frischluft angesaugt. Als Verdichter 2 kommen alle klassischen Ausführungen in Frage, die funktional verfügbar sind. Der Verdichter 2 kann axial, diagonal oder radial sowie ein- oder mehrstufig ausgeführt sein. Auch sind, wie aus dem Stand der Technik bekannt, diverse Mischformen möglich und hier anwendbar. Nachdem die Luft im Verdichter 2 verdichtet wurde, strömt der Frischgasstrom durch den Zuleitungskanal 17 weiter in die hohl ausgeführten Propellerblätter 14 und in die darin angeordnete Brennkammer 5. Die Umlenkung der Gase kann mit einfachen Leitschaufeln oder konstruktiv gleich wie ein Radialverdichter ausgeführt werden, um eine weitere Verdichtung herbeizuführen (nicht dargestellt) . Über die über eine Treibstoffleitung 3 mit dem Tank (nicht dargestellt) verbundenen Einspritzdüsen 6 wird der Treibstoff in die Brennkammer 5 eingespritzt. Die Zündung ist an einer geeigneten Stelle angeordnet und vorzugsweise ebenfalls in den Propellerblättern 14 integriert. Die Brennkammer 5 ist im hohl ausgebildeten Propellerblatt 14 angeordnet und weist einen für den verbrennenden Gasstrom maßgeblichen Querschnitt auf.
Die Verbrennung kann in den Propellerblättern 14 linear nach außen gerichtet ohne starke Verwirbelungen und ümlenkungen wie bei Umlenkbrennkammern und platzbedingt gefalteten Brennkammern erfolgen. Durch die üblichen großen Dimensionen eines Propellerblattes 14 hat die Verbrennung ausreichend Zeit um einen guten Ausbrand-Wirkungsgrad zu erreichen. Im Bereich der äußeren Hälfte der Länge der Propellerblätter 14 wird die radiale Gasströmung in entsprechende Auslassdüsen 20 gerichtet. Dabei können zur Umlenkung der Gasströmung Luftleitelemente 19 vorgesehen sein. Durch die entsprechend angeordneten Auslassdüsen 20 wird der Abgasstrom in die gewünschte tangentiale Richtung gezwungen, und es entsteht einerseits eine Komponente für ein starkes Drehmoment zum Rotationsantrieb des Propellers 4 und Triebwerks 1 und zweitens auch eine definierbare Komponente für einen Vortrieb. Der restliche Vortrieb des Triebwerks 1 findet durch die um die Abtriebswelle 13 rotierenden Propellerblätter 14 des Propellers 4 statt, welche im entsprechenden Anstellwinkel im Drehzahlregler 15 gelagert sind.
Die sonstigen, zum Betrieb des Triebwerks 1 notwendigen Komponenten sind wiederum im Aggregat 16 zusammengefasst . Dazu gehören Komponenten, welche das Starten, den Betrieb und die Überwachung des Triebwerks 1 sicherstellen. Auch der Generator für eine weitere Stromversorgung und ein Frischgas-Nutzluftablass („bleedair") aus dem komprimierten und damit schon vorgewärmten Luftstrom sind möglich.
Beim erfindungsgemäßen Triebwerk 1 findet die Umwandlung der heißen Gase in Rotationsenergie auf sehr einfache und effektive Weise statt. Dabei gibt es im Gegensatz zu üblichen Triebwerken mit extremer Passgenauigkeit und den evidenten Ausdehnungsproblemen in der „Hot Section" keine großen Toleranzprobleme. Diesbezüglich kommt es in der „Hot Section" herkömmlicher Turboproptriebwerke 1 durch die Ausdehnung der Treibräder häufig zu Beschädigungen der Treibräder (meist bedingt durch Materialermüdung, Überhitzung, Überlastung, etc.).
Der rotierende Propeller 4 treibt über die Abtriebswelle 13 und ein Getriebe 12 mit entsprechend höherer Drehzahl wieder den Verdichter 2 an, der die nachströmende Luft verdichtet. Im Gegensatz zu herkömmlichen Triebwerken 1 kann das Getriebe 12 beim erfindungsgemäßen Triebwerk 1 viel schwächer ausgeführt werden, da nur die notwendige Energie für den Verdichter 2 übertragen werden muss und nicht die gesamte Antriebsenergie. Dies reduziert auch gleichzeitig das Gesamtgewicht des Triebwerks 1, was wiederum zu Treibstoffersparnis führt.
Durch die hohe Umströmung der im Propellerblatt 14 befindlichen Brennkammern 5 mit Kaltluft erfolgt auch eine gute Kühlung der tragenden und strömungsleitenden Strukturen um die inneren Ver- brennungsvorgänge in den Propellerblättern 14. Bei thermischen Problemen im Inneren des Propellerblatts 14 könnte auch durch Leit- und Kühlbleche (oder sogar Kühleinlässe) Kühlluft im Inneren der Brennkammern 5 zugemischt werden. Andererseits sind beim erfindungsgemäßen Triebwerk nicht zwinge'nd Maßnahmen zur Verhinderung einer Vereisung des Propellers 4 notwendig, da die Propellerblätter 14 immer „gewärmt" werden.
Selbstverständlich müssen bei der erfindungsgemäßen Konstruktion des Triebwerks 1 die Leitungszuführungen zu den rotierenden Brennkammern 5 entsprechend ausgeführt werden. Für die Zündung kann eine Flammeneinbringung in den Zuleitungskanal 17 so erfolgen, dass diese Flammen bis in die Brennkammern 5 in den Propellerblättern 14 durchzünden und dort eine stabile Verbrennung bestehen bleibt. Auch ist über induktive Wege oder Schleifringe eine klassische Zündung direkt in den Brennkammern 5 der rotierenden Propellerblätter 14 möglich. Gleiches gilt für die gesamte Sensorik zur optischen, thermischen und mechanischen Datenerfassung der Betriebszustände .
Wie der Fig. 4 entnommen werden kann, weist der Propeller 4 dieses Ausführungsbeispiels zwei Propellerblätter 14 auf. Es können jedoch auch mehrere Propellerblätter 14 vorgesehen sein. Der Antrieb des Triebwerks 1 wird durch die Dreh- und Vortriebskompo- nente des Austritts der Gase über die Auslassdüsen 20 und durch den Anstellwinkel der Propellerblätter 14, durch welche die Luft in die gewünschte Richtung beschleunigt wird, erzielt. Je nach benötigtem Vor- oder Rücktrieb (Brems- bzw. Reverserbetrieb) wird der Anstellwinkel der Propellerblätter 14 durch den Drehzahlregler 15 geändert.
Fig. 5 zeigt ein Schnittbild durch ein Propellerblatt 14 entlang der Schnittlinie V-V aus Fig. 4. Im Propellerblatt 14 ist die Brennkammer 5 angeordnet. Nötigenfalls können entsprechende Stützelemente 18 vorgesehen werden, um die erforderliche Festigkeit, Verwindungssteifigkeit und Vibrationsdämpfung zu erreichen.
Fig. 6 zeigt eine schematische, teilweise geschnittene Seitenansicht eines Teils einer weiteren Ausführungsform eines erfin- dungsgemäßen Triebwerks 1. Dabei wird eine Förderpumpe 23 als Zusatzpumpe für den Treibstoff in Form eines auf der Welle 11 angeordneten Radialverdichters eingesetzt. Mit Hilfe der Förderpumpe 23 wird der über eine Zuleitung 24 von einem Tank (nicht dargestellt) zugeführte Brennstoff über die Treibstoffleitung 3 mit hohem Einspritzdruck zu den Einspritzdüsen 6 gepumpt. Bei dieser Ausführungsform des Triebwerks 1 befindet sich der Luf- teinlass 7 an der Vorderseite. Die Frischluft wird über ein entsprechend gestaltetes Ansaugelement 21, dem sogenannten „Spinner" mit einem nicht unerwünschten „Ram AirλΛ-Effekt angesaugt und über einen Radialverdichter 22 mit etwaig vorgeschaltetem, ein- oder mehrstufigen, axialen oder radialen Vorverdichter 26 in der Drehebene des Propellers 4 geführt und dann in die Brennkammern 5 in den Propellerblättern 14 geleitet.
Fig. 7 zeigt eine schematische, teilweise geschnittene Seitenansicht eines Teils einer weiteren Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Triebwerks 1. Bei dieser Ausführungsform des Triebwerks 1 befindet sich innerhalb der Drehebene des Propellers 4 der Radialverdichter 22. Dieser saugt die Luft über die Luftein- lässe 7 an und führt diese dem Radialverdichter 22 allenfalls mit einer Vorverdichtung (nicht dargestellt) zu. Es ist auch denkbar, dass die Luft sowohl von vorne (wie in Fig. 6) als auch von hinten angesaugt wird (wie in Fig. 7) . Dies ist nicht extra dargestellt, ist aber durch doppelflutige Verdichter realisierbar. Die Abströmung aus dem Radialverdichter 22 erfolgt jedenfalls bei allen Varianten geradlinig in die Propellerblätter 14. Durch die Fliehkräfte kommt es zu einer weiteren Verdichtung bevor das Frischgas mit dem Brennstoff im unteren Teil der Brennkammern 5 in den Propellerblättern 14 vermischt, gezündet und verbrannt wird. Die Zufuhr des Brennstoffs zu den Einspritzdüsen 6 kann über eine Hohlwelle oder über eine auf der Welle 11 gelagerte Förderpumpe 23 erfolgen. Die bei der Verbrennung stattfindende Energieumwandlung beschleunigt die Gase in dieser neu gestalteten und konstruktiv bedingt sehr langen Brennkammer 5 innerhalb der Propellerblätter 14, was den Gasen relativ viel Zeit für eine im Wesentlichen vollständige Verbrennung gibt. Die heißen Gase strömen durch die Propellerblätter 14 zu den Auslassdüsen 20. Durch die tangentiale Umlenkung der Gase vor den Auslassdüsen 20, was mit entsprechenden Leitelementen 19 unter- stützt wird, bewirkt der austretende Gasstrom einerseits ein starkes Moment, welches zur Rotation des Propellers 4 beiträgt; zusätzlich führt der austretende Gasstrom bereits zu einer Vortriebskomponente .
Fig. 8 zeigt das Schnittbild durch einen Teil eines Propellerblatts 14 mit darin angeordneter Brennkammer 5. Die Brennkammer 5 schirmt die hohen Temperaturen der Verbrennung vom Propellerblatt 14 ab. Der Treibstoff wird über Treibstoffleitungen 3 den Einspritzdüsen 6, welche beispielsweise als Hakenröhrchen ausgebildet sein können, zugeführt und mit einer Initialzündung (nicht dargestellt) gezündet. In dem zwischen Brennkammer 5 und Propellerblatt 14 gebildeten Raum strömt die verdichtete Luft durch entsprechende Bohrungen 27 oder dergl. in die Brennkammer 5 und führt der Flamme den notwendigen Sauerstoff zu und kühlt gleichzeitig die Brennkammer 5. Die in die Brennkammer 5 einströmende Luft hält dabei die Flamme in der Brennkammer 5 in ihrer Position und hält die Hitze von der Brennkammer 5 fern. Die Brennkammer 5 wird so dimensioniert, dass die Verbrennung in allen Lastzuständen vor Austritt aus der Auslassdüse 20 abgeschlossen ist, resultierend in einem hohen Ausbrand-Wirkungsgrad. Anstelle von Bohrungen 27 können auch Schlitze oder Düsen oder Ähnliches in den Brennkammern 5 angeordnet sein. An der vergrößert dargestellten Detailansicht im Bereich der Einspritzdüsen 6 der Brennkammer 5 ist die Funktion einer Umkehrbrennkammer dargestellt. Bei einer als Umkehrbrennkammer ausgebildeten Brennkammer 5 wird die Richtung des Gasstroms geändert, so dass eine gute Durchmischung des Luft/Brennstoffgemischs erzielt wird. Dabei ist ein guter Kompromiss zwischen effizienter Vermischung und strömungsgünstiger (verlustfreier) Luftführung sehr einfach mit einer Rückstromzone im Primärbereich der Brennkammer 5 zu erreichen. Dies kann entsprechend Fig. 8 durch Einspritzdüsen 6, welche gegen die Gasströmung gerichtet sind, erfolgen. Andere Möglichkeiten sind die Anordnung von Verdampferrohren oder eine Rotationsverwirbelung (nicht dargestellt) .
Fig. 9 zeigt ein Schnittbild durch einen Teil eines Propellerblatts 14 im Bereich der Auslassdüse 20, deren Querschnitt verstellbar ist. Zu diesem Zweck wird im Bereich der Verengung der als Laval-Düse ausgebildeten Auslassdüse 20 ein Verengungszapfen 25 angeordnet, der in Richtung der Öffnung der Äuslassdüse 20 verstellbar angeordnet ist, so dass der Ringraum zwischen Verengungszapfen 25 und der Innenwand der Auslassdüse 20 verstellt werden kann. Weiters kann die Auslassdüse 20 in Form von Segmenten 28 ausgeführt sein, wobei diese Segmente 28 verstellbar sind, so dass die Geometrie der Öffnung der Auslassdüse 20 ver¬ stellbar ist, was durch die Pfeile angedeutet wird. Diese Verstellung der Segmente 28 der Auslassdüse 20 kann auch dazu genützt werden, die Auslassdüse 20 nur einseitig in ihrer Geome¬ trie einzuengen, wodurch eine vektorielle, also richtungsverän- derte, Abströmung ermöglicht wird. Schließlich kann auch durch eine gelenkig gelagerte Halterung der Auslassdüse 20 (nicht dargestellt) die Auslassdüse 20 verschwenkt werden und damit die Strömungsrichtung verändert werden.
Fig. 10 zeigt schematisch eine weitere Ausführungsform des erfindungsgemäßen Turbopropellertriebwerks 1, bei dem um den rotierenden Propeller 4 eine im Wesentlichen zylinderförmige Um- mantelung 29 angeordnet ist. Die zylinderförmige Ummantelung 29 verbessert die Strömungsverhältnisse und reduziert die Geräuschentwicklung. Die Ummantelung 29 wird mit Hilfe von Stegen 30 am Triebwerk 1 befestigt. Zusätzlich können an der Ummantelung 29 vor und bzw. oder hinter dem Propeller 4 Leitschaufeln zur Stabilisierung und Orientierung der Strömung angeordnet sein (nicht dargestellt) . Auch die Stege 30 können zur Stabilisierung und Orientierung der Strömung entsprechend ausgebildet werden.
Die Fig. IIa und IIb zeigen zwei Ausführungsvarianten einer Auslassdüse 20 mit automatischer Veränderung des Querschnitts in schematischer, geschnittener Ansicht. Der Querschnitt der Auslassdüsen 20 wird durch zwei Luftleitelemente 31, 32 festgelegt. Das Luftleitelement 31 ist an der Innenseite der Auslassdüse fix angeordnet, während das andere Luftleitelement 32 über ein Federelement 33 beweglich angeordnet ist, so dass das Luftleitelement 32 in Abhängigkeit der Drehgeschwindigkeit des Propellerblattes 14 im Wesentlichen quer zur Strömungsrichtung der Gase bewegt wird. Die Kraftwirkung auf das beweglich angeordnete Luftleitelement 32 ist durch den Pfeil F symbolisiert. Durch derartige Konstruktionen kann eine automatische Regelung der Auslassdüsen 20 zur Reaktion auf verschiedene Strömungs- und Lastzustände realisiert werden. Durch Kombinationen der Äusfüh- rungsformen gemäß den Fig. IIa und IIb und durch entsprechende Gestaltung der Charakteristik der Federelemente 33 kann die Regelung sehr einfach und effizient gestaltet werden. Durch derartige Fliehkraftgeregelte Auslassdüsen 20 kann eine automatische Drehzahlregelung und eine Erhöhung des Wirkungsgrades durch eine optimale Anpassung des Arbeitspunkts erzielt werden. Auch kann mit solchen Fliehkraft-geregelten Auslassdüsen 20 eine automatische Drehzahlbegrenzung realisiert werden, indem die Auslassdüsen 20 ab einer gewissen Drehzahl automatisch schließen.
Fig. 12 zeigt eine Ausführungsform einer bewegbaren Auslassdüse 20 in schematischer Ansicht. Dabei ist die bewegbare Auslassdüse 20 mit einer Verstelleinrichtung, wie einem Servomotor 34 und einer Steuerungseinrichtung (nicht dargestellt) , verbunden. Die Bewegung der Auslassdüsen 20 kann sowohl in vertikaler Richtung als auch in horizontaler Richtung zur Beeinflussung des Wirkungsgrades und der Abströmrichtung erfolgen.
Schließlich zeigt Fig. 13 eine Ausführungsform einer Auslassdüse 20 mit veränderbarem Querschnitt in schematischer, geschnittener Ansicht. Bei dieser Konstruktion sind die den Querschnitt der Auslassdüse 20 festlegenden Luftleitelemente 35 mit Hilfe entsprechender Stellantriebe 36 verstellbar.

Claims

Patentansprüche :
1. Turbopropellertriebwerk (1) mit zumindest einem drehbar auf einer Welle (11) angeordneten Verdichter (2) zum Verdichten von über Lufteinlässe (7) angesaugter Luft, zumindest einer Brennkammer (5) zum Zünden und Verbrennen der mit einem über Einspritzdüsen (6) zugeführten Brennstoff vermischten verdichteten Luft, mit zumindest einem Auspuff (10) zum Ausstoßen der bei der Verbrennung gebildeten Gase, und mit einem Propeller (4) mit mehreren auf einer drehbaren Welle (13) angeordneten Propellerblättern (14), wobei die Welle (13) des Propellers (4) über ein Getriebe (12) mit der Welle (11) des zumindest einen Verdichters
(2) verbunden ist, und zumindest ein Propellerblatt (14) zur Führung der Gase hohl ausgebildet ist mit daran angeordnetem Auspuff (10) , welcher durch eine Auslassdüse (20) gebildet ist, so dass die Drehbewegung des Propellers (4) direkt durch die Verbrennung und den Ausstoß des Luft/Brennstoffgemisches durch die Auslassdüsen (20) an jedem hohl ausgebildeten Propellerblatt
(14) verursacht wird, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennkammer (5) mit Bohrungen (27) oder dergl. zur Zuführung der verdichteten Luft im hohl ausgebildeten Propellerblatt (14) angeordnet ist, und dass Elemente (19) zum Leiten der Gase vorgesehen sind.
2. Turbopropellertriebwerk (1) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Auslassdüsen (20) als Laval-Düsen ausgebildet sind.
3. Turbopropellertriebwerk (1) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Auslassdüsen (20) zur Anpassung der Ab- strömrichtung bewegbar sind.
4. Turbopropellertriebwerk (1) nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die bewegbaren Auslassdüsen (20) mit einer Verstelleinrichtung und einer Steuerungseinrichtung verbunden sind.
5. Turbopropellertriebwerk (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass der Querschnitt der Auslassdüsen
(20) verstellbar ist.
6. Turbopropellertriebwerk (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass das Propellerblatt (14) in Längsrichtung mehrteilig ausgebildet ist, und dass das äußere Segment des Propellerblattes (14) um die Längsachse drehbar ausgebildet ist .
7. Turbopropellertriebwerk (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Auslassdüsen (20) im Bereich der äußeren Hälfte der Länge des Propellerblattes (14) angeordnet sind.
8. Turbopropellertriebwerk (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennkammer (5) in jedem hohl ausgebildeten Propellerblatt (14) als Umkehrbrennkammer ausgebildet ist.
9. Turbopropellertriebwerk (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass im hohl ausgebildeten Propellerblatt (14) Stützelemente (18) zur Verstärkung angeordnet sind.
10. Turbopropellertriebwerk (1) nach einem der Ansprüche 1 bis
9, dadurch gekennzeichnet, dass das Getriebe (12) eine Übersetzung von mindestens- 1 : 10 aufweist.
11. Turbopropellertriebwerk (1) nach einem der Ansprüche 1 bis
10, dadurch gekennzeichnet, dass das Getriebe (12) durch ein mehrstufiges Zahnradgetriebe gebildet ist.
12. Turbopropellertriebwerk (1) nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass das Getriebe (12) durch ein mehrstufiges Planetengetriebe gebildet ist.
13. Turbopropellertriebwerk (1) nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass das Getriebe (12) durch ein Zykloidengetriebe gebildet ist.
14. Turbopropellertriebwerk (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 13, dadurch gekennzeichnet, dass die Einspritzdüsen (6) in der Brennkammer (5) der hohl ausgeführten Propellerblätter (14) angeordnet sind.
15. Turbopropellertriebwerk (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 13, dadurch gekennzeichnet, dass auch außerhalb der hohl ausgeführten Propellerblätter (14) Brennkammern (5) angeordnet sind, und dass in diesen die Einspritzdüsen (6) angeordnet sind.
16. Turbopropellertriebwerk (1) nach einem der Ansprüche 1 bis
15, dadurch gekennzeichnet, dass auf der Welle (11) eine Pumpe (23) zur Förderung des Brennstoffs angeordnet ist.
17. Turbopropellertriebwerk (1) nach einem der Ansprüche 1 bis
16, dadurch gekennzeichnet, dass die hohl ausgeführten Propellerblätter (14) in an sich bekannter Weise zur Verstellung des Anstellwinkels um ihre Längsachse verdrehbar angeordnet sind.
18. Turbopropellertriebwerk (1) nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, dass die Propellerblätter (14) über einen mechanischen oder elektrischen Drehzahlregler (15) drehbar angeordnet sind.
19. Turbopropellertriebwerk (1) nach einem der Ansprüche 1 bis
18, dadurch gekennzeichnet, dass der Verdichter (2) durch Axialoder Radialverdichter (22) mit einer Verdichtung von mindestens 1:3 gebildet ist.
20. Turbopropellertriebwerk (1) nach einem der Ansprüche 1 bis
19, dadurch gekennzeichnet, dass um dem Propeller (4) eine zylinderförmige Ummantelung (29) angeordnet ist.
21. Turbopropellertriebwerk (1) nach Anspruch 20, dadurch gekennzeichnet, dass an der Ummantelung (29) vor und bzw. oder hinter dem Propeller (4) Leitschaufeln zur Stabilisierung und Orientierung der Strömung angeordnet sind.
22. Turbopropellertriebwerk (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 21, dadurch gekennzeichnet, dass ein zweiter Propeller mit mehreren auf einer drehbaren Welle angeordneten Propellerblättern vorgesehen ist, wobei eine Brennkammer in zumindest einem hohl ausgebildeten Propellerblatt des zweiten Propellers angeordnet ist, wobei der Auspuff durch zumindest eine Auslassdüse am hohl ausgebildeten Propellerblatt gebildet ist, und dass die Drehrichtung des zweiten Propellers entgegengesetzt zur Drehrichtung des ersten Propellers ist, wobei die Welle des zweiten Propellers über ein Getriebe mit der Welle des ersten Propellers verbunden ist.
23. Turbopropellertriebwerk (1) nach einem der Ansprüche 1 bis
22, dadurch gekennzeichnet, dass jeder Propeller (4) zwischen den hohl ausgebildeten Propellerblättern (14) Zwischenblätter aufweist.
24. Turbopropellertriebwerk (1) nach einem der Ansprüche 1 bis
23, dadurch gekennzeichnet, dass vor den Lufteinlässen (7) Filter, Gitter oder dergl . angeordnet sind.
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