DE1242943B

DE1242943B - Combination jet engine

Info

Publication number: DE1242943B
Application number: DES76727A
Authority: DE
Inventors: Konrad August Werner Eichholtz
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 1960-11-18
Filing date: 1961-11-16
Publication date: 1967-06-22

Description

Kombinations-Strahltriebwerk Die Erfindung bezieht sich auf Kombinations-Strahltriebwerke und bezweckt, ein solches Triebwerk zu schaffen, das bei allen Geschwindigkeiten, d. h. im Stand, bei Unterschallgeschwindigkeit und bei Überschallgeschwindigkeit einen guten Wirkungsgrad aufweist bzw. einen großen Schub bei möglichst geringem spezifischemKraftstoffverbrauchliefert.Combination Jet Engine The invention relates to combination jet engines and aims to create such an engine that works at all speeds, d. H. at a standstill, at subsonic speed and at supersonic speed has a good efficiency or a large thrust with as little as possible specific fuel consumption.

Es sind Kombinations-Strahltriebwerke bekannt, die aus einem Turbinenstrahltriebwerk und einem Staustrahltriebwerk bestehen. Bei hohen überschallgeschwindigkeiten ist die Leistung .derartiger Kombinations-Strahltriebwerke sehr erheblich, insbesondere infolge des großen Luftdurchsatzes des Staustrahltriebwerks, und ihr spezifischer Kraftstoffverbrauch kann infolge der starken Verdichtung im Einlauf eines jeden der Kanäle des Triebwerks gering sein. Wenn jedoch die Fluggeschwindigkeit abnimmt, nimmt der Anteil des Staustrahltriebwerks am Schub des Kombinations-Strahltriebwerkes ab, und beim Start ist der dann nur von dem Turbinenstrahltriebwerk gelieferte Schub gering. Kombinations-Strahltriebwerke dieser Art können einen gemeinsamen Einlaß mit einer Vorrichtung aufweisen, welche die Luft wahlweise auf einen der beiden Triebwerkkanäle verteilt.Combination jet engines are known which consist of a turbine jet engine and a ramjet. At high supersonic speeds it is the performance of such combination jet engines is very considerable, in particular as a result of the large air throughput of the ramjet, and its more specific Fuel consumption can be a result of the strong compression in the inlet of each the ducts of the engine must be small. However, when the airspeed decreases, takes the share of the ramjet engine in the thrust of the combination jet engine off, and at take-off is the thrust then only supplied by the turbine jet engine small amount. Combination jet engines of this type can have a common inlet with a device that selectively applies the air to one of the two Distributed engine channels.

Es sind ferner Zweikreisturbinenstrahltriebwerke bekannt, bei welchen bei Unterschallgeschwindigkeiten und mäßigen Überschallgeschwindigkeiten ein sehr günstiger spezifischer Kraftstoffverbrauch erhalten werden kann, da die Unterteilung des das Triebwerk durchströmenden Luftstroms in einen Drucklufterzeugerstrom und einen Leistungsstrom gestattet, für jeden Ström das geeignete Druckverhältnis zu wählen. Jedoch ergeben sich bei hohen Fluggeschwindigkeiten große - Druckunterschiede in den beiden Strömen, die zu Druckverlusten und Störungen führen, wenn beide Ströme aus einer einzigen Leitung austreten. Andererseits ist eine konvergentdivergente Schubdüse mit zwei koaxialen regelbaren Ausgängen kompliziert und sperrig, insbesondere bei Nachverbrennung.There are also two-circuit turbine jet engines known in which at subsonic speeds and moderate supersonic speeds a very more favorable specific fuel consumption can be obtained because of the subdivision of the air flow flowing through the engine into a compressed air generator flow and a power flow allows the appropriate pressure ratio for each flow Select. However, there are large pressure differences at high flight speeds in the two streams that lead to pressure drops and disturbances when both streams emerge from a single line. On the other hand is a convergent divergent Thrust nozzle with two coaxial adjustable outlets complicated and bulky, in particular after combustion.

Bekannt ist weiter ein Kombinations-Strahltriebwerk mit einem ersten, einen Drucklufterzeuger enthaltenden Kanal und einem zweiten Kanal, der einen Niederdruckverdichter enthält; welcher durch eine Turbine angetrieben ist, der eine Brennkammer zugeordnet ist, die über eine von dem ersten Kanal zu dem zweiten Kanal führende regelbare Verbindungsleitung von dem Drucklufterzeuger in dem ersten Kanal mit Druckluft versorgt wird. Dieses bekannte Triebwerk kann jedoch nicht für überschallgeschwindigkeiten verwendet werden. Die Erfindung geht von einem Kombinations-Strahltriebwerk der zuletzt genannten Art aus. Gemäß der Erfindung ist ein solches Triebwerk gekennzeichnet durch die gemeinsame Anwendung folgender an sich bekannter Merkmale: a) für die beiden Kanäle ist ein gemeinsamer regelbarer konvergent-divergenter Einlaufdiffusor vorgesehen, dem eine Vorrichtung nachgeordnet . ist, welche die Luft auf die beiden Kanäle verteilt; b) der Niederdruckverdichterweist zur A assung des zweiten Kanals an Staustrahlbetrieb # e Vor- richteng zum Ändern des Durchsatzes und des Druckverhältnisses auf; c) dem Niederdruckverdichter ist eine Zwischenbrennkammer nachgeordnet; d) eine konvergent-divergente Schubdüse am Ende des zweiten Kanals.Also known is a combination jet engine with a first duct containing a compressed air generator and a second duct containing a low-pressure compressor; which is driven by a turbine to which a combustion chamber is assigned, which is supplied with compressed air from the compressed air generator in the first channel via a controllable connecting line leading from the first channel to the second channel. However, this known engine cannot be used for supersonic speeds. The invention is based on a combination jet engine of the last-mentioned type. According to the invention, such an engine is characterized by the common use of the following known features: a) a common controllable convergent-divergent inlet diffuser is provided for the two channels, followed by a device. is which distributes the air to the two channels; b) the low-pressure compressor points to the drain of the second channel to ramjet operation # e pre erect to change the flow rate and the pressure ratio; c) the low-pressure compressor is followed by an intermediate combustion chamber; d) a convergent-divergent nozzle at the end of the second channel.

Gemäß einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung kann die dem Niederdruckverdichter in dem zweiten Kanal nachgeordnete Zwischenbrennkammer in einen stromauf liegenden Abschnitt, der sich stromauf bis an den Niederdruckverdichter erstreckt und die von diesem abgegebene Luft aufnimmt, und einen stromab liegenden Mischabschnitt unterteilt sein, und sowohl in dem stromauf liegenden Brennkammerabschnitt als auch in dem stromab liegenden Brennkammerabschnitt können Brenner vorgesehen sein.According to an advantageous embodiment of the invention, the dem Low-pressure compressor in the second channel downstream intermediate combustion chamber in an upstream section that extends upstream to the low-pressure compressor extends and takes in the air discharged from this, and a downstream Mixing section be divided, and both in the upstream combustion chamber section Burners can be provided as well as in the downstream combustion chamber section be.

Das Ändern des Durchsatzes und des Druckverhältnisses des Niederdruckverdichters kann vorzugsweise dadurch erhalten werden, däß die Statorschaufein des Niederdruckverdichters um radiale Achsen senkrecht schwenkbar sind.Changing the flow rate and pressure ratio of the low pressure compressor can preferably be obtained by having the stator blades of Low-pressure compressor are vertically pivotable about radial axes.

Durch die Erfindung wird ein Kombinations-Strahltriebwerk erhalten, welches die günstigen Eigenschaften des Zweikreisstrahltriebwerks bei kleinen Geschwindigkeiten mit denen der Kombination eines Turbinenstrahltriebwerks mit einem Staustrahltriebwerk bei großen Geschwindigkeiten vereinigt.A combination jet engine is obtained by the invention, which the favorable properties of the twin-circle jet engine at low speeds with those of the combination of a turbine jet engine with a ramjet engine united at high speeds.

Die dem gemeinsamen Einlauf diffusor nachgeordnete Vorrichtung kann z. B. eine an der Trennstelle der beiden Ströme angebrachte Klappe sein.The device downstream of the common inlet diffuser can z. B. be a flap attached to the point of separation of the two streams.

Bei einer Ausführungsform der Erfindung wird die Nutzleistung des Drucklufterzeugers von einem Turboverdichter geliefert, welcher von einer einem Gasturbinentriebwerk nachgeschalteten Arbeitsturbine angetrieben ist, und als pneumatische Energie über die Verbindungsleitung in den zweiten Kanal übertragen, wo sie an die den Niederdruckverdichter antreibende Turbine abgegeben wird. Nach der Entspannung in dieser Turbine vergrößert diese aus dem ersten Kanal stammende Druckluft die Durchsatzmenge des zweiten Kanals, wobei die Turbine selbsttätig den gleichen statischen Druck in beiden Strömen herstellt. Der stromauf liegende Abschnitt der Zwischenbrennkammer im vom Niederdruckverdichter geförderten kalten Strom des zweiten Kanals gestattet auch den Ausgleich der Temperaturen der beiden Ströme. Die Druckverluste an der Vereinigungsstelle der beiden Ströme sind daher gering. Der stromab liegende Abschnitt der Zwischenbrennkammer indem zweiten Kanal wirkt als Nachbrennkammer. Die konvergent-divergente Schubdüse des zweiten Kanals wird dementsprechend eingestellt. Der Drucklufterzeuger kann auch von beliebiger anderer Bauart sein.In one embodiment of the invention, the useful power of the Compressed air generator supplied by a turbo compressor, which of a one Gas turbine engine downstream power turbine is driven, and as a pneumatic Energy is transferred via the connecting line to the second channel, where it is sent to the the turbine driving the low-pressure compressor is delivered. After relaxation in this turbine, this compressed air coming from the first channel increases the Throughput of the second channel, the turbine automatically having the same static Creates pressure in both streams. The upstream section of the intermediate combustion chamber in the cold flow of the second channel conveyed by the low-pressure compressor also equalizing the temperatures of the two streams. The pressure losses at the The junction of the two streams is therefore small. The downstream section the intermediate combustion chamber in the second channel acts as an afterburning chamber. The convergent-divergent The thrust nozzle of the second channel is adjusted accordingly. The compressed air generator can also be of any other type.

Der in dem zweiten Kanal angeordnete Niederdruckverdichter weist als Vorrichtung zum Andern des Durchsatzes und des Druckverhältnisses insbesondere verstellbare Leitschaufeln auf. Die obere Grenze des Durchsatzes durch den zweiten Kanal ist durch die zulässige mit der Drehzahl des Niederdruckverdichters zu vereinbarende Axialmachzahl gegeben.The low-pressure compressor arranged in the second channel has as Device for changing the throughput and the pressure ratio, in particular adjustable Guide vanes on. The upper limit of the throughput through the second channel is by the permissible to be agreed with the speed of the low-pressure compressor Axial Mach number given.

Im Stand, bei Unterschallgeschwindigkeiten und bei mäßigen Überschallgeschwindigkeiten ist das erfindungsgemäß ausgebildete Triebwerk in seinem Verhalten mit einem Zweikreis-Turbinenstrahltrieb- werk -ergleichbar. Bei Vollast und bei Betrieb ohne Nachverbrennung ist der spezifische Kraftstoffverbrauch gering. Bei Betrieb der Zwischenbrennkammer kann eine große zusätzliche Leistung erhalten werden.In the state, at subsonic speeds and at moderate supersonic speeds, the engine designed according to the invention is in its behavior with a two-circuit turbine jet engine. work-comparable. At full load and when operating without After combustion, the specific fuel consumption is low. When the intermediate combustion chamber is in operation, a great deal of additional power can be obtained.

Wenn man unter gleichen Bedingungen die beiden Kanäle des erfindungsgemäß ausgebildeten Triebwerks mit einem Triebwerk mit zwei voneinander unabhängigen, als Turbinenstrahltriebwerk bzw. als Staustrahltriebwerk gleichzeitig arbeitenden Kanälen vergleicht, stellt man fest, daß in einem weiten Temperaturbereich des Betriebs der Zwischenbrennkammer die von dem Niederdruckverdichter herrührende zusätzliche Verdichtung eine geringere Entropiezunahme in dem aus dem zweiten Kanal des erfindungsgemäß ausgebildeten Triebwerks austretenden Strahl als in dem aus dem Vergleichs-Staustrahltriebwerk austretenden Strahl zur Folge hat. Andererseits verursachen die Verluste in der zum Antrieb des Drucklufterzeugers dienenden Turbine eine zusätzliche Entropiezunahme in den aus dem Drucklufterzeugerkanal, also dem ersten Kanal austretenden Strahl, welche in dem Kanal des Vergleichs-Turbinenstrahltriebwerks nicht vorhanden ist. Es zeigt sich jedoch, daß für den ganzen Geschwindigkeitsbereich bis jenseits des Betriebspunktes, bei dem der Einlaßdruck am Verdichter des Drucklufterzeugers gleich dem Druck hinter seiner Antriebsturbine ist, die Summe der Entropiezunahmen in den beiden Kanälen bei dem erfindungsgemäß ausgebildeten Triebwerk geringer ist als bei dem zum Vergleich herangezogenen Aggregat mit einem Turbinenstrahltriebwerk und einem Staustrahltriebwerk, woraus sich ein höherer thermodynamischer Wirkungsgrad ergibt.If, under the same conditions, the two channels of the invention trained engine with one engine with two independent, as a turbine jet engine or as a ramjet engine operating at the same time Comparing channels, one finds that in a wide temperature range of operation the intermediate combustion chamber the additional one originating from the low-pressure compressor Compression a smaller increase in entropy in that from the second channel of the invention formed engine jet than in the one from the comparison ramjet engine resulting in an exiting beam. On the other hand, cause the losses in the The turbine used to drive the compressed air generator has an additional increase in entropy into the jet emerging from the compressed air generator duct, i.e. the first duct, which is not present in the channel of the comparison turbine jet engine. It turns out, however, that for the entire speed range beyond the Operating point at which the inlet pressure on the compressor of the compressed air generator is the same the pressure behind its drive turbine is the sum of the entropy increases in the two channels in the engine designed according to the invention is less than in the case of the unit with a turbine jet engine used for comparison and a ramjet, resulting in higher thermodynamic efficiency results.

Bei hohen Überschallgeschwindigkeiten ist der Druck in den beiden Kanälen sehr verschieden, aber die beiden Düsen können entsprechend eingestellt werden und mit geringsten Verlusten arbeiten. Die Arbeitsweise des zweiten Kanals nähert sich dann der eines Staustrahltriebwerks. Um das Triebwerk bei diesen Fluggeschwindigkeiten unter Höchstleistung mit Betrieb der Zwischenbrennkammer arbeiten zu lassen, kann der Durchsatz des zweiten Kanals durch Vergrößern des Anstellwinkels der Leitschaufeln des Niederdruckverdichters erheblich gesteigert werden, dessen Verdichtungsverhältnis bei entsprechender Drehzahlabnahme dann bis in die Nähe von 1 abnimmt.At high supersonic speeds the pressure is in the two Channels very different, but the two nozzles can be adjusted accordingly and work with the least possible losses. How the second channel works then approaches that of a ramjet. To the engine at these airspeeds to let work with the operation of the intermediate combustion chamber at maximum power the throughput of the second channel by increasing the angle of attack of the guide vanes of the low-pressure compressor can be increased significantly, its compression ratio with a corresponding decrease in speed then decreases to the vicinity of 1.

Beim Aufheben des von dem Drucklufterzeuger in den zweiten Kanal übertragenen Luftstroms bleibt der durch den zweiten Kanal hindurchgehende Strom, welcher einen hohen Druck und eine niedrige Temperatur hat, in einem geringen Querschnitt konzentriert, welcher fast vollständig für die Durchsatzregelung verfügbar ist.When canceling the transmitted from the compressed air generator in the second channel Air flow remains the flow passing through the second channel, which one has high pressure and low temperature, concentrated in a small cross-section, which is almost completely available for throughput control.

Bei geringer Teillast ohne Betrieb der Zwischenbrennkammer und bei verringertem Durchsatz und vergrößertem Druckverhältnis, wobei die Niederdruckverdichterantriebsturbine mit verringerter Temperatur arbeitet, erfolgt die Aufhetzung des kalten Stromes des zweiten Kanals ausschließlich durch Mischung mit den Abgasen der Turbine. Das Triebwerk kann mit gutem Wirkungsgrad ohne Änderung der Drehzahl des Drucklufterzeugers arbeiten. Das Arbeiten des Drucklufterzeugers bei konstanter Drehzahl unter verschiedenen Flugbedingungen ist insbesondere für den Antrieb der Bordhilfsanlagen vorteilhaft.At low partial load without operation of the intermediate combustion chamber and at reduced throughput and increased pressure ratio, the low pressure compressor drive turbine works at a reduced temperature, the cold current is generated of the second channel exclusively by mixing with the exhaust gases from the turbine. That The engine can operate with good efficiency without changing the speed of the compressed air generator work. The work of the compressed air generator at constant speed under different Flight conditions are particularly advantageous for the propulsion of the on-board auxiliary systems.

Aus dem gleichen Grund läßt dieses Triebwerk schnelle Leistungsänderungen zu.For the same reason, this engine allows rapid performance changes to.

Die Erfindung wird nachstehend unter Bezugnahme auf die Zeichnung beispielsweise erläutert, die einen schematischen Längsschnitt durch ein Kombinations-Strahltriebwerk gemäß der Erfindung darstellt.The invention is described below with reference to the drawing for example, which is a schematic longitudinal section through a combination jet engine represents according to the invention.

Das dargestellte Strahltriebwerk enthält zwei getrennte Kanäle 1 und 2, die in getrennte konvergentdivergente Schubdüsen 3 und 4 auslaufen, welche durch nicht dargestellte Einrichtungen geregelt werden können. Die beiden Kanäle haben einen gemeinsamen, ebenfalls konvergent-divergenten regelbaren Lufteinlauf 5. An der Trennstelle der beiden Ströme ist eine Vorrichtung, beispielsweise eine bewegbare Klappe 6, vorgesehen, welche die Anpassung der Kanäle an die gewünschte Verteilung der Durchsatzmengen erleichtert.The jet engine shown contains two separate channels 1 and 2, which terminate in separate convergent-divergent thrusters 3 and 4 which pass through facilities not shown can be regulated. The two channels have a common, likewise convergent-divergent controllable air inlet 5. An the point of separation of the two streams is a device, for example a movable one Flap 6, provided, which allows the adaptation of the channels to the desired distribution which facilitates throughput quantities.

In dem Kanal 1 ist als Drucklufterzeuger ein Verdichter 7 angeordnet, dessen Rotor durch eine Welle 8 mit einer Arbeitsturbine 9 gekuppelt ist, die einem Gasturbinentriebwerk nachgeschaltet ist, welches aus einem Verdichter 11, einer Brennkammer 13 und einer Turbine 10 besteht, wobei die Gase dann durch die konvergent-divergente regelbare Düse 3 ausströmen.In the channel 1 , a compressor 7 is arranged as a compressed air generator, the rotor of which is coupled by a shaft 8 to a power turbine 9, which is connected downstream of a gas turbine engine, which consists of a compressor 11, a combustion chamber 13 and a turbine 10 , the gases then flow out through the convergent-divergent adjustable nozzle 3.

Der Verdichter 7 fördert in die Verbindungsleitung 14, die mit einem Regelventil 15 und einer Abzweigung 23 versehen ist. Die Verbindungsleitung 14 mündet in eine Brennkammer 16, die eine Turbine 17 speist, welche durch eine Welle 18 mit einem Niederdruckverdichter 19 gekuppelt ist, der eine schematisch bei 24 dargestellte Vorrichtung aufweist, welche es gestattet, die Winkelanstellung der Schaufeln der Gesamtheit oder eines Teils der Leitbeschaufelung 25 und 26 zu ändern. Der Turboverdichtersatz 17 bis 19 mit Brennkammer 16 ist in dem Kanal 2 angeordnet. Ein zwischen dem Gehäuse dieser Einheit und der Wand des Kanals 2 gebildeter Ringkanal 20, der den stromaufwärtigen Abschnitt einer Zwischenbrennkammer darstellt, ist mit einer Aufheizvorrichtung 27 versehen, welche in der Strömung der von dem Niederdruckverdichter 19 geförderten Luft liegt. Diese Luft mischt sich anschließend mit den Abgasen der Turbine 17 in einer dem stromab liegenden Zwischenbrennkammerabschnitt bildenden mit einer Nachverbrennungsvorrichtung 22 versehenen Kammer 21, um schließlich durch die konvergentdivergente regelbare Düse 4 auszuströmen.The compressor 7 delivers into the connecting line 14, which is provided with a control valve 15 and a branch 23 . The connecting line 14 opens into a combustion chamber 16 which feeds a turbine 17 which is coupled by a shaft 18 to a low-pressure compressor 19, which has a device shown schematically at 24 , which allows the angular adjustment of the blades of all or part of the Change guide vanes 25 and 26. The turbo compressor set 17 to 19 with the combustion chamber 16 is arranged in the duct 2. An annular channel 20 formed between the housing of this unit and the wall of the channel 2 , which represents the upstream section of an intermediate combustion chamber, is provided with a heating device 27 which lies in the flow of the air conveyed by the low-pressure compressor 19. This air then mixes with the exhaust gases from the turbine 17 in a chamber 21, which forms the downstream intermediate combustion chamber section and is provided with an afterburning device 22 , in order to finally flow out through the convergent divergent controllable nozzle 4 .

Claims

Claims: 1. Combination jet engine with a first, a compressed air generator containing duct and a second duct containing a low-pressure compressor, which is driven by a turbine, which is associated with a combustion chamber which leads from the first duct to the second duct controllable connecting line from the compressed air generator in the first channel is supplied with compressed air, characterized by the common use of the following known features: a) a common controllable convergent-divergent inlet diffuser (5) is provided for the two channels (1, 2) , the a device (6) is arranged downstream, which distributes the air to the two channels (1, 2); b) the low-pressure compressor (19) has a device for changing the throughput and the pressure ratio in order to adapt the second channel (2) to ram jet operation; c) the low-pressure compressor (19) is followed by an intermediate combustion chamber (20, 21); d) a convergent-divergent exhaust nozzle (4) at the end of the second channel (2).

2. Engine according to claim 1, characterized in that the low-pressure compressor (19) in the second channel (2) downstream intermediate combustion chamber in an upstream section (20) which extends upstream to the low-pressure compressor (19) and from this takes in discharged air, and a downstream mixing section (21) is divided and that both in the upstream combustion chamber section (20) and in the downstream combustion chamber section (21) burners (27 and 22) are provided.

3. Engine according to claim 1 or 2, characterized in that the stator blades of the low-pressure compressor (19) can be pivoted perpendicularly about radial axes. Considered publications: German Auslegeschriften Nos. 1058 315, 1057 392; Swiss Patent No. 244 980; U.S. Patent Nos. 2,912,188, 2,696,079, 2,409,177; "Interaria", Volume 13, Issue 9 (September 1958); P. 956; "Flight", volume 72, volume 2531 (July 26, 1957), p.108.