DE1083086B

DE1083086B - Jet engine

Info

Publication number: DE1083086B
Application number: DEL25979A
Authority: DE
Inventors: George Simpson Ledgerwood
Original assignee: GEORGE SIMPSON LEDGERWOOD
Current assignee: GEORGE SIMPSON LEDGERWOOD
Priority date: 1956-10-13
Filing date: 1956-10-13
Publication date: 1960-06-09

Description

Strahltriebwerk Die Erfindung betrifft Strahltriebwerke, die nach. anderen Grundsätzen arbeiten als die Lorinmotoren, bei denen die Luft nicht mechanisch komprimiert oder als die Turbinenlaftstrahltriebwerke, bei denen eine Anzahl von Brennkammern radial rings an einem Mantel, und zwar indessen konvergierendem Teil angeordnet sind und bei denen eine Turbine in der Bahn der aus den Brennkammern ausgestoßenen Gase liegt und ein Kompressor von der Turbine angetrieben wird und die Brennkammern mit Druckluft versorgt, wobei der Kompressor im vorderen Teil des Mantels, vor, den Brennkammern angeordnet ist.Jet engine The invention relates to jet engines, which according to. other principles work than the Lorin motors, in which the air is not mechanical compressed or called the turbine jet engines, in which a number of Combustion chambers radially around a jacket, namely in the meantime converging part are arranged and in which a turbine in the path of the out of the combustion chambers emitted gases lies and a compressor is driven by the turbine and the combustion chambers are supplied with compressed air, the compressor in the front part of the Jacket, in front of the combustion chambers is arranged.

Ein schwerwiegender Nachteil der bekannten Turbinenluftstrahltriebwerke besteht darin, daß wegen der Lage der Turbine zu den Brennkammern spezielle Materialien für die Turbine erforderlich sind, weil die auftretenden Temperaturen sehr hoch sind und die Lager für die Turbinenwelle manchmal ebenfalls in einem Gebiet sehr hoher Temperatur liegen. Materialien die gegen so hohe Temperaturen widerstandsfähig sind und die zum Bau der Turbinenschaufeln verwendet werden, sind verhältnismäßig teuer, aber notwendig, weil die Turbine ständig in einem Gebiet hoher Temperatur arbeitet, so daß die Konstruktion und Herstellung dieser Turbine große Schwierigkeiten bereitet.A serious disadvantage of the known turbine air jet engines is that because of the position of the turbine to the combustion chambers, special materials are required for the turbine because the temperatures that occur are very high and the bearings for the turbine shaft are sometimes also in one area high temperature. Materials that are resistant to such high temperatures and that are used to build the turbine blades are proportionate expensive but necessary because the turbine is constantly in a high temperature area works, so that the design and manufacture of this turbine great difficulty prepares.

Z4 s sind weiterhin Strahltriebwerke bekannt, bei denen zwei Luftstr5mungen Verwendung find-en. Eine -Strömung besteht aus einerLuft-Brennstoff-Mischung, die aus Mischkammern kommt und in einen Venturiteil eintritt. Die in diesem Venturiteil verbrennende Mischung induziert eine weitere Luftströmung, die durch die Turbine führt und ebenfalls in ein Venturiteil gerichtet ist, in dem die eigentliche Verbrennung stattfindet. Diese bekannte Anordnung hat vor allem den Nachteil, daß die für den Antrieb der Turbine indluzierte Luft durch die Brenner strömen muß, die einen verhältnismäßig kleinen Querschnitt haben, so daß die durch die Turbine strömende Luft gedrosselt wird. Außerdem besteht bei dieser bekannten Anordnung die Gefahr, daß die Flamme infolge des großen Volumens der an der Flamme vorbeiströmenden Luft erlischt, und weiterhin ist bei dieser bekannten Ausführung keine Vorsorge getroffen, daß eine entspr ende Turbulenzhildung erfolgt.Z4 s jet engines are also known in which two air currents Find use. A flow consists of an air-fuel mixture that comes from mixing chambers and enters a venturi part. The one in this Venturi part Burning mixture induces another air flow through the turbine leads and is also directed into a Venturi part, in which the actual combustion takes place. This known arrangement has the main disadvantage that for the Propulsion of the turbine induced air must flow through the burner, which is a relatively have a small cross-section, so that the air flowing through the turbine is throttled will. In addition, with this known arrangement there is a risk that the flame goes out due to the large volume of air flowing past the flame, and Furthermore, in this known embodiment, no provision is made that a corresponding turbulence is generated.

Diese Nachteile werden durch das erfindungsgemäße Strahltriebwerk beseitigt, bei dein die durch die Turbine strömende Luft nicht gedrüsselt wird und die eigentliche Verbrennung in Verbrennungskammern erfolgt, so, daß die für eine wirkungsvolleVerbrennung erforderliche Turb-ulenz vorhanden ist und auß,erdem die Verbrennung nicht durch die durch den Venturiteil strömende Luft beeinträchtigt wird.These disadvantages are caused by the jet engine according to the invention eliminated, in which the air flowing through the turbine is not throttled and the actual combustion takes place in combustion chambers so that the for one Effective combustion required turbulence is present and also the Combustion not affected by the air flowing through the venturi will.

Dieses Ziel wird gemäß der Erfindung dadurch erk3 reicht, daß ein Strahltriebwerk mit einem Gehäuse, das an seinem vorderen Ende einen Lufteinlaß und an seinem rückwärtigen Ende einen Auslaß für die abströmenden Gase hat und das innerhalb des Ge!-hä,uses wenigstens eine Verbrennungskammer oder einen Brenner enthält, ferner einen Kompressor, durch denein erster Luftstrom in die Verbrennungskammer oder in den Brenner geführt wird, sowie eine Turhine, die mit dem Kompressor mechanisch verbunden ist und die durch den in einem- Strahlapparat von dem über den Kompressor geführten ersten Luftstrom induzierten zweiten Luftstrom angetrieben wird, gemäß der Erfindung so ausgebildet ist, daß der erste Luftstrom bereits vor Eintritt in den Strahlapparat in der Brennkammer oder dem Brenner erhitzt wird.This aim is achieved according to the invention in that a Jet engine with a housing that has an air inlet at its front end and at its rear end has an outlet for the outflowing gases and that inside the housing uses at least one combustion chamber or burner further includes a compressor through which a first flow of air enters the combustion chamber or into the burner, as well as a turhine that mechanically connects to the compressor is connected and the through the in a jet apparatus from the over the compressor guided first air flow induced second air flow is driven according to the invention is designed so that the first air stream before entering the jet apparatus is heated in the combustion chamber or the burner.

Eine weitere Ausgestaltung der Erfindung kann nach den in den Unteransprüchen, gegebenen Lehren erfolgen, wobei die im Anspruch 4 gekennzeichneten Maßnahmen als an sich bekannt nur in Verbindung mit dem Hauptanspruch unter Schutz stehen sollen.A further embodiment of the invention can according to the subclaims, given teachings take place, the measures characterized in claim 4 as known per se should only be protected in connection with the main claim.

Beispielsweise Ausführungsformen der Erfindung werden im folgenden an Hand der Zeichnungen bieschrieben, in denen Fig. 1 einen Längsschnitt durch ein gemäß der Erfindung ausgebildetes Strahltriebwerk darstellt und Fig. 2 in einem Teil-Längsschnitt eine andere Ausführungsform der Erfindung zeigt.Exemplary embodiments of the invention are described below with reference to the drawings, in which FIG. 1 shows a longitudinal section through a jet engine designed according to the invention and FIG. 2 shows another embodiment of the invention in a partial longitudinal section.

Das in den Figuren dargestellte Strahltrieb-werk hat einen Mantel 1, der vorn konisch zuläuft und einen nach innen zeigenden kegelstumpfförmigen Lufteinlaß 2 hat, der zu zwei konzentrisch angeordneteriLufteintrittsÖffnungen 3 und 4 führt, durch die die Luft strömt, die dem Kompressor und der Turbine zugeführt wird.The jet engine shown in the figures has a jacket 1 which tapers conically at the front and has an inwardly facing frustoconical air inlet 2 which leads to two concentrically arranged air inlet openings 3 and 4 through which the air flows which is supplied to the compressor and the turbine will.

In dem Gehäuse ist ferner ein zweistufiger Zentrifugalkompressor angeordnet, dessen Schaufelräder 5 und 6 an einer gemeinsamen Welle 7 befestigt sind, die drehbar in hinteren Lagern 8 und in vorderen Lagern gelagert ist, die mit dem Gehäuse 9 verbunden sind, daß in an sich bekannter Weise Hilfseinrichtungen und eine Starteinrichtung enthält.In the housing a two-stage centrifugal compressor is also arranged, the impellers 5 and 6 of which are attached to a common shaft 7 which is rotatably mounted in rear bearings 8 and in front bearings which are connected to the housing 9 , in a manner known per se Contains auxiliary equipment and a starting device.

Der Lufteinlaß 2 enthält feste Leitschaufeln 10, die die Luft in die erste Stufe des Kompressors lenken, und Leitschaufeln 11, die die Luft in die Turbine lenken, die aus einer Reihe von Schaufeln 12 besteht, die von dem Kompressor der ersten Stufe aus radial verlaufen -und mit diesem Kompressor fest verbunden sind.The air inlet 2 includes fixed vanes 10 which direct the air into the first stage of the compressor and vanes 11 which direct the air into the turbine which consists of a series of vanes 12 extending radially from the first stage compressor -and are firmly connected to this compressor.

An der hinteren oder zweiten Stufe des Kompressors sind mehrere Brennkammern oder Brenner angeordnet, die äußere Gehäuse 13 und Flammrohre 14 aufweisen, wobei die Flammrohre 14 je in einer Düse 15 enden. Die Brennka mmern liegen längs der Innenwände der Mäntel, so daß Kanäle entstehen, durch die die Luft frei über die äußeren Gehäuse streichen kann.At the rear or second stage of the compressor, several combustion chambers or burners are arranged, which have outer housings 13 and flame tubes 14, the flame tubes 14 each ending in a nozzle 15. The Brennka mmern lie along the inner walls of the jackets, so that channels are created through which the air can sweep freely over the outer housing.

Der Mantel kovergiert nach hinten zu und bildet eine Ausstoßdüse 16, die einen axial angeordneten Kern 17 enthält, um den konzentrisch ein Auslaßkegel 18 angeordnet ist, in den die Brenngase aus den Brennkammern über die Düsen 15 eintreten, wobei die Anordnung derart ausgebildet ist, daß die Luft durch die Strahlwirkung der aus den Brennkammern austretenden Gase an den festen Schaufeln 11 vorbei und durch die Schaufeln 12 der Turbine gezogen wird, um diese und den damit verbundenen zweistufigen Kompressor anzutreiben. In der in Fig. 1 dargestellten Anordnung des Auslaßkegels 18 und des Kernes 17 innerhalb der konvergierenden Wände der Ausstoßdüse 16 ist ein zweistufiger Strahlapparat vorgesehen, der eine gute S augwirkung auf die durch dien Einlaß 2 eintretende Luft ausübt, selbst wenn sich das Luftfahrzeug nicht bewegt und infolgedessen keine Stauwirkung auftritt.The jacket converges to the rear and forms a discharge nozzle 16 which contains an axially arranged core 17 around which an outlet cone 18 is arranged concentrically, into which the combustion gases enter from the combustion chambers via the nozzles 15 , the arrangement being designed such that the air is drawn by the jet effect of the gases emerging from the combustion chambers past the fixed blades 11 and through the blades 12 of the turbine in order to drive the latter and the two-stage compressor connected to it. In the embodiment shown in Fig. 1 configuration of the outlet cone 18 and the core 17 within the converging walls of the discharge nozzle 16 is a two-stage jet apparatus is provided which augwirkung a good S on entering through dien inlet 2 air exerts, even when the aircraft is not moving and as a result, no jamming effect occurs.

Durch die nach innen konisch verlaufende Form des Einlasses 2 wird bei einer Bewegung des Luftfahrzeuges relativ zur umgebenden Luft eine Stauwirkung erzeugt, durch die das Gewicht der in den zweistufigen Kompressor und in die mit dessen erster Stufe verbundene Turbine hineingetriebenen Luft erhöht wird. Die Strömung der Luft durch die Turbine und an den Brennkammern vorbei und aus der Ausstoßdüse heraus ist in den Figuren durch mit vollen Linien gezeichneten Pfeilen angezeigt, während die Luftströmung durch den zweistufigen Kompressor und durch die Brennkammern und schließlich aus der Ausstoßdüse heraus durch mit strichpunktierten Linien gezeichnete Pfeile angezeigt wird.The inwardly conical shape of the inlet 2 is a damming effect when the aircraft moves relative to the surrounding air generated by the weight of the in the two stage compressor and in the with whose first stage connected turbine is increased by air driven into it. The current of air through the turbine and past the combustion chambers and out of the exhaust nozzle out is indicated in the figures by arrows drawn with full lines, while the air flow through the two-stage compressor and through the combustion chambers and finally out of the discharge nozzle by drawn with dot-dash lines Arrows is displayed.

Die in die Turbine eintretende Luft hat eine äußerst geringe Temperatur, und man kann gelegentlich mit einer Vereisung rechnen. Infolgedessen kann es zweckmäßig sein, im Lufteinlaß eine Enteisungsvorrichtung anzubringen, die bei der hier dargestellten Ausführungsform als mit Öffnungen versehenes Ringrohr 19 ausgebildet ist, in das aus den Brennkammern ausgestoßenes, heißes Gas über die innerhalb des Mantels angeordneten Verbindungsrohre 20 eingeleitet werden.The temperature of the air entering the turbine is extremely low, and icing can be expected from time to time. As a result, it may be expedient to install a deicing device in the air inlet, which in the embodiment shown here is designed as an annular tube 19 provided with openings, into which hot gas expelled from the combustion chambers is introduced via the connecting tubes 20 arranged within the jacket.

Die in Fig. 2 dargestellte abgeänderte Ausführungsform hat einen Mantel, der in diesem Fall einen inneren Mantel 21 umschließt, der von der Verbindungsstelle dieser beiden Mäntel im Abstand vom äußeren Mantel nach hinten zu verläuft, wobei der innere Mantel 21 am Umfang angeordnete Öffnungen 22 aufweist.The modified embodiment shown in Fig. 2 has a jacket, which in this case encloses an inner jacket 21 from the junction these two coats at a distance from the outer coat to the rear, wherein the inner jacket 21 has openings 22 arranged on the circumference.

Der Auslaßkegel 18 ist bei diesem Ausführungsbeispiel innerhalb des Innenmantels und im Abstand von diesem angeordnet und umgibt einen abgeänderten Kern oder eine Nadel 17, wobei die Anordnung dieser Teile so gewählt ist, daß eine dreistufige Strahlwirkung erzielt wird. Die Anzahl der Stralilstufen hängt zum großen Teil von der Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges ab, in das das Strahltriebwerk eingeba.ut ist. Wenn eine, höhere Horizontalgeschwindigkeit erforderlich ist ' dann kann ein Strahltriebwerk mit einer bei niedrigenGeschwindigkeitenverhältnismäßig geringen Leistung Verwendung finden, so daß der höchste Wirkungsgrad des Triebwerkes bei einer höheren Horizontalgeschwindigkeit erreicht wird. So können ein-, zwei-, drei- oder sogar vierstufige Strahltriebwerke verwendet -,verden, je nach der Geschwindigkeit, die für das betreffende Flugzeug vorgesehen ist. Der wirtschadtlichste Motor liegt dann vor, wenn die höchste Wirksamkeit des Strahltriebwerkes bei geringen Geschwindigkeiten auftritt, wobei sich etwa die gleichen Charakteristiken ergeben wie bei einem Mantelstromtriebwerk, da eine große Gasmasse mit geringer Geschwindigkeit ausgestoßen wird und, nicht eine geringe Gasmasse mit hoher Geschwindigkeit, so daß eine große Lücke bei den mit Strahltriebwerken angetriebenen Luftfahrzeugen ausgefüllt wird.In this embodiment, the outlet cone 18 is arranged within the inner jacket and at a distance therefrom and surrounds a modified core or needle 17, the arrangement of these parts being chosen so that a three-stage jet effect is achieved. The number of Stralil stages depends largely on the speed of the aircraft in which the jet engine is installed. If a "higher horizontal speed is required " then a jet engine with relatively little power at low speeds can be used so that the highest efficiency of the engine is achieved at a higher horizontal speed. One, two, three or even four-stage jet engines can be used, depending on the speed that is intended for the aircraft in question. The most economical engine is when the maximum efficiency of the jet engine occurs at low speeds, with roughly the same characteristics as with a turbofan engine, since a large mass of gas is expelled at low speed and, not a small mass of gas at high speed, so filling a large gap in jet-powered aircraft.

Obgleich die Erfindung an Hand eines Ausführungsbeispieles erläutert wurde, bei dem ein zweistufiger ZentrifugaJkompressor verwendet wurde, so kann dieser Kompressor auch durch einen Veridichter mit Axialströnlung oder durch einen Verdichter mit kombinierter Axial- und Radialströmung ersetzt wer-den, je nach den gerade vorliegenden Erfordernissen.Although the invention was explained on the basis of an exemplary embodiment in which a two-stage centrifugal compressor was used, this compressor can also be replaced by a compressor with axial flow or by a compressor with combined axial and radial flow, depending on the requirements at hand.

- In die Turbine kann eine verhältnismäßig große Anzahl von Schaufeln eingebaut werden, da diese Turbine einen verhältnismäßig großen Durchmesser hat, während die Schaufeln einschließlich der festen Leitschaufeln, da sie nicht den hohen Temperaturen der Verbrennungsgase ausglesetzt sind, aus verhältnismäßig billigem Material bestehen können. Obwohl die Stirnfläche des Strahltriebwerkes größer als bei den bekannten Turbinenluftstrahlwerken ist, so ist diese große Stirnfläche keine Ursache für eine Verminderung des Wirkungsgrades des Motors, da die gesamte Stirnfläche nutzbringend verwendet wird, weil die Stauwirkung proportional zur Größe dieser Stirnfläche vergrößert wird. - In the turbine, a relatively large number may be installed by the blades, since this turbine has a relatively large diameter, while the blades including the fixed vanes, since it the combustion gases are not ausglesetzt the high temperatures may be made of relatively inexpensive material. Although the frontal area of the jet engine is larger than that of the known turbine air jet units, this large frontal area is not a cause of a reduction in the efficiency of the engine, since the entire frontal area is used profitably because the backing effect is increased proportionally to the size of this frontal area.

Beim Betrieb bringt man den Kompressor in an sich bekannterWeise vermittels einerStarteinrichtung zum Anlaufen und nach der Entzündung der Brenner treten die Verbrennungsgase von den Brennerdüsen aus und ziehen Luft durch die Turbine, so daß der zweistufige Kompressor mit so großer Geschwindigkeit angetrieben wird, daß die für den Betrieb erforderliche Kraft ge:liefert wird. Wenn das Luftfahrzeug nach vorn fliegt, dann tritt eine Stattwirkung auf, die wesentlich zum Umlauf der Turbine und des damit verbundenen Kompressors beiträgt.During operation, the compressor is brought to start in a manner known per se by means of a starting device and after the burners have been ignited, the combustion gases emerge from the burner nozzles and draw air through the turbine, so that the two-stage compressor is driven at such a high speed that the for the Operation required power ge: is supplied. When the aircraft flies forward, an instead of acting occurs which contributes significantly to the rotation of the turbine and the associated compressor.

Die aus den Düsen der V,erbrennungskammern, austretenden Gase können sich frei entspannen, da keine Verluste durch innere Reibung oder durch Wirbelbildung auftreten.The gases escaping from the nozzles of the combustion chambers can relax freely, as there are no losses due to internal friction or vortex formation appear.

Da die austretenden Gase eine verhältnismäßig geringe Temperatur haben und da reichlich unverbrannter Sauerstoff mit der Luft angeliefert wird, die durch die Turbine strömt, so kann man mit großem Vorteil eine Art von Nachverbrennting anwenden. Der besonders große Schub, der auf diese Weise erzielt wird, könnte bei besonderen Gelegenheiten, beispielsweise beim Start mit schwerer Ladung oder bei rascher Beschleunigung, verwendet werden.Since the exiting gases have a relatively low temperature and since abundant unburned oxygen is supplied with the air flowing through the turbine, a type of post-combustion can be used to great advantage. The particularly large thrust that is achieved in this way could be used on special occasions, for example when starting with a heavy load or when accelerating rapidly.

Das oben beschriebene Strahltriebwerk kann als I-I-aupttriebwerk bei Luftfahrzeugen Verwendung finden und erreicht seinen maximalen Wirkunggsgrad, wann sich das Luftfahrzeug mit seiner Betrieibsgeschwindigkeit fortbewegt.The jet engine described above can be used as an I-I main engine Aircraft are used and when they reach their maximum efficiency the aircraft is moving at its operating speed.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Jet engine with a housing which has an air inlet at its front end and an outlet for the outflowing gases at its rear end and which contains at least one combustion chamber or a burner inside the housing, and also a compressor which a first air flow into the combustion chamber or into the burner is carried out, and a turbine which is mechanically connected to the compressor and second by the current induced in a jet apparatus of the guided via the compressor first air stream air flow is driven, characterized overall features that the first air stream is heated in the combustion chamber or the burner before it enters the jet apparatus.

2. Jet engine according to claim 1, characterized in that the second air stream, which has done work in the turbine and has cooled, is passed over the compressor housing in order to cool the compressor in a manner known per se. 3. jet engine according to claim 1 or 2, characterized by one of a number of Auslaßkeg..el standing jet apparatus. 4. The jet engine according to one of claims 1 to 3, characterized in that the compressor and the turbine are arranged coaxially, wherein the Lufteintr 'ittsöffnung is annular for the turbine and surrounds the air inlet to the compressor blades. Considered publications, German Patent No. 807 574; Swiss Patent No. 269602; French Patent No. 959 283; British Patent Nos. 666 062, 588 085; USA. Patent Nos. 2,648,193, 2,588,532.