DE1214053B - Turbinenstrahltriebwerk - Google Patents

Description

• Turbinenstrahltriebwerk Die Erfindung betrifft ein Turbinenstrahltriebwerk mit einem mehrstufigen Axialverdichter, einer Ringbrennkammer und einer in gleicher Richtung wie der Verdichter von der aus der Brennkammer tretenden Gasströmung durchlaufenden, den Verdichter antreibenden Turbine.
• Die bisher bekannten Strahltriebwerke zur Erzeugung des Vortriebs sind auf Grund ihrer axialen Länge ungeeignet, zur Erzeugung eines reinen Auftriebsschubes in Flugzeugen senkrecht eingebaut zu werden; will man sie dennoch verwenden, so müssen besondere Schwenkvorrichtungen zum Übergang vom senkrechten, zum waagerechten Schub vorgesehen werden. Whrend beim Betrieb eines Flugzeuges, insbesondere beim Starten der wesentliche Schubkraftbedarf in senkrechter Richtung liegt, d. h. etwa dem Flugzeuggewicht gleichkommt, beträgt der Reiseschub während des normalen Fluges ein Zehntel dieses Wertes.
• Aus diesem Grund ist es zweckmäßig und bereits bekannt, besondere nur für den Start- und Landebetrieb bestimmte Hubtriebwerke fest in das Flugzeug einzubauen. Diese Antriebsgeräte, die während des Reisefluges stillgelegt sind, sollen möglichst kleine axiale Abmessungen sowie ein geringes Baugewicht besitzen. Darüber hinaus soll das Verhältnis von Hubkraft zu Gewicht so groß wie möglich werden. Zum letzteren Teil dieser Aufgabenstellung, die naturgemäß auch für alle anderen Triebwerksarten gilt, sind eine Vielzahl von Lösungsvorschlägen bekannt. Sie betreffen jedoch nur waagerecht angeordnete Strahltriebwerke.
• Erfindungsgemäß werden die axialen Abmessungen bei einem Turbinenstrahltriebwerk der eingangs bezeichneten Art durch die gemeinsame Anwendung folgender für sich bekannter Merkmale klein gehalten sowie ein großes Verhältnis von Hub zu Gewicht erreicht: a) Die als Umkehrbrennkammer ausgebildete Brennkammer (8) umgibt den Verdichter (2) konzentrisch; b) wenigstens eine Verdichterendstufe ist mit Zwei-Etagen-Schaufeln (6,7) ausgerüstet, deren radial äußere Etage die Turbine (7) bildet, wobei die vom Verdichter (2) gelieferte Druckluft über rückwärts gekrümmte Kanäle der Brennkammer zugeführt wird, welche Kanäle dabei die ringförmige Turbinenabgasleitung etwa radial durchdringen; c) in den Krümmungen der Luftzuführungskanäle zur Brennkammer sind gekrümmte Leitbleche (13) angeordnet; d) die Luftzuführungskanäle weisen in dem die Ringleitung durchdringenden radial gerichteten Abschnitt (12) ein flaches, in bezug auf die Strömung in der Ringleitung stromlinienförmiges Querschnittsprofil auf; e) die Druckluft umströmt auf ihrem Weg zur Brennkammer dieselbe in einem flachen ringförmigen Durchlaß nacheinander radial außerhalb, dann vorn und schließlich radial innerhalb.
• Für weitere Ausgestaltungen der Erfindung sind die in den Unteransprüchen 2 bis 6 angegebenen Maßnahmen vorgesehen, die Schutz nur in Verbindung mit dem Gegenstand des Hauptanspruches genießen sollen, da sie sämtlich an sich bekannt sind.
• Die Erfindung ist nachstehend an zwei in den Zeichnungen angegebenen Ausführungsbeispielen erläutert.
• F i g. 1 stellt zwei schematische Halbaxialschnitte von Turbinenstrahltriebwerken gemäß der Erfindungdar. Der rechts der Mittelachse gelegene Halbschnitt, zeigt ein mit einem stromabwärts angeordneten Turbine-Gebläse-Rad versehenes Triebwerk; F i g. 2 ist ein Querschnitt durch ein Turbinenstrahltriebwerk gemäß F i g,' 1 entlang der Linien II-11 in der Höhe der Arme, in denen die kalte Luft die austretenden heißen Gase kreuzt; F i g. 3 und 4 sind schematische Darstellungen der Anordnung eines Turbinenstrahltriebwerkes gemäß der Erfindung im Rumpf bzw. in der Tragflächenwurzel eines Flugzeuges. Die F i g. 1 und 2 zeigen ein Turbinenstrahltriebwerk, dessen bewegliche Teile um die Achse 1 rotieren. Der Axialverdichter 2 ist mit einer zylindrischen Außenwand 3 versehen und wird durch zwei Lager 4 und 5 getragen. Seine letzte Stufe 6 ist in bekannter Weise mit einer Turbinenstufe 7 kombiniert. Zu diesem Zweck trägt .jede oder mehrere Verdichterschaufeln zusammen eine Turbinenschaufel und einen Teil der Innenabdichtung. Mit dem Bezugszeichen 8 ist allgemein die gesamte, den Verdichter 2 umgebende Brennkammer bezeichnet. Die Wand 3 ist der Brennkammer 8 und dem Verdichter gemeinsam. Eine den eigentlichen Brennraum begrenzende Innenwand 9 ist mit Öffnungen versehen, durch welche die zur Verbrennung erforderliche Luft eintritt. Eine zweite Wand 10 umgibt diese Innenwand radial außen und führt die verdichtete Luft zur Kühlung um die Innenwand 9, bevor sie in das Innere der Kammer eintritt, um-dort an der Verbrennung mitzuwirken. Die verdichtete Luft macht auf ihrem Weg zu der als Umkehrbrennkammer ausgebildeten Brennkammer zwei Wendungen um 180°. Die Brennstoffeinspritzvorrichtung ist mit 11 bezeichnet.
• Nach ihrem Austritt aus der stromabwärts gelegenen Stufe 6 des Verdichters 2 kreuzt die verdichtete Luft den Strom der heißen Gase, die sich in der Turbine entspannten. Die kalte Luft wird durch Ablenkflügel 13 unterstützt in den Profilarmen 12 geführt. Diese Arme entfalten sich stromabwärts, um nach ihrer Wiedervereinigung die zusammenhängenden Wände 10 und 14 zu bilden. Einige dieser Arme, z. B. 15 und 16, können als Durchführung für die Wellen 17 und 18 dienen, welche die in den seitlichen Gehäusen 19 und 20 angeordneten Hilfsmaschinen und -geräte antreiben. Die Wellen 17 und 18 können über ein von dem stromabwärts gelegenen Ende des Verdichters getragenen Winkelgetriebe oder über ein Vorgelege 22, welches eine zusätzliche Untersetzung bewirkt, angetrieben werden.
• Schließlich kann auf den Lagern 23 und 24 unterhalb der Turbinenstufe 6 und den profilierten Armen 12 ein Turbine-Gebläse-Rad angeordnet werden. Seine Turbinenstufe 25 trägt die außen gelegene und über eine aus der Außenwand 10 der Brennkammer und eine Wand 27 gebildete Luftführung gespeiste Gebläsestufe 26.
• Während des Betriebes eines derartigen Turbinenstrahltriebwerkes durchläuft die Verbrennungsluft eine schleifenförmige Bahn. Nach ihrem Austritt aus dem Verdichter 2 wird sie durch die Schaufeln 13 umgelenkt und tritt in die Hohlarme 12 ein. Anschließend kühlt sie die Innenwand 9, bevor sie in den Brennraum 8 eintritt und an der Verbrennung der bei 11 eingespritzten Flüssigkeit teilnimmt. Schließlich verläßt die Luft die genannte Kammer und entspannt sich in der Turbinenstufe 7. Sie strömt dann an den Armen 12 vorbei und wird schließlich in der Turbinenstufe 25 des stromabwärts gelegenen Turbine-Gebläse-Rades nötigenfalls ein letztes Mal entspannt. Durch die Gebläsestufe 26 wird eine Hilfsluftströmung zwischen den Wänden 27 und 10 erzeugt. In F i g. 1 sind die geschilderten Strömungsverhältnisse durch Pfeile verdeutlicht. Turbinendüsenschaufeln, z. B. 28, vervollständigen die Vorrichtungen zur Ablenkung der Gasströmung und dienen darüber hinaus zum Stützen und Zentrieren verschiedener mechanischer Elemente des Strahltriebwerkes. Ein derartiger Aufbau weist insbesondere folgende Vorteile auf: Seine axiale Länge ist wesentlich herabgesetzt, sie entspricht etwa seinem Durchmesser oder ist sogar geringer. Der Abstand zwischen den Lagern ist ebenfalls geringer, wodurch die Konstruktion des Rotors wesentlich erleichtert wird. Durch die Doppelausnutzung verschiedener Organe der Maschine wird eine wesentliche Verringerung des Gewichtes für einen gegebenen Schub erzielt. So dient z. B. die Wand 3 gleichzeitig als Begrenzung für die Brennkammer 8 und den Verdichter 2 und entsprechend die Wand 10 als Begrenzung für die Brennkammer und die Hilfsluftführung.
• Die Befestigung der Schaufeln 7 am Ende der Schaufeln 6 hat den gleichen Vorteil und führt darüber hinaus zu einer Kühlung der Schaufelfüße, was für das Verhalten der Schaufeln von Vorteil ist. Dieselbe Anordnung, die mit einer geringen Druckdifferenz in den Stufen 6 und 7 gemeinsam geht, erlaubt es folglich, die diese beiden Stufen trennende Dichtungsvorrichtung zu vereinfachen.
• Durch die von der verdichteten Luft gekühlten Arme 12 wird schließlich ein Teil der Austrittswärme der Maschine zurückgeführt. Die Arme tragen das Lager 5 für den Kompressor 2 und gegebenenfalls die Lager 23 und 24 für das Turbine-Gebläse-Rad. Der Verdichter und das Turbine-Gebläse-Rad sind somit mit einem Teil der Maschine fest verbunden, der eine relativ niedrige Temperatur aufweist.
• F i g. 3 zeigt die Anordnung eines Turbinenstrahltriebwerkes im Rumpf eines Luftfahrzeuges gemäß der Erfindung. Seine Achse 1 liegt im wesentlichen senkrecht in der Symmetrieebene des Fahrzeuges. Die Zubehörteile sind innerhalb des seitlich verschiebbaren Raumes 20 angeordnet.
• F i g. 4 zeigt die Anordnung eines Turbinenstrahltriebwerkes gemäß der Erfindung, dessen axiale Länge kleiner ist als sein Durchmesser in der Tragflächenwurzel eines Flugzeuges. Die Achse 1 liegt ebenfalls senkrecht.
• Diese Merkmale gelten nicht lediglich für ein Hubstrahltriebwerk, bei dem eine einzige Welle den Verdichter mit einer Turbinenstufe verbindet. Der Aufbau gemäß der Erfindung mit sich kreuzenden Strömungen läßt sich auch bei anderen Typen mit Axialverdichtern, mit mehreren Turbinenstufen und selbst mit mehreren Wellen verwirklichen.

Claims (6)

1. Patentansprüche: 1. Turbinenstrahltriebwerk mit einem mehrstufigen Axialverdichter, einer Ringbrennkammer und einer in gleicher Richtung wie der Verdichter von der aus der Brennkammer tretenden Gasströmung durchlaufenen, den Verdichter antreibenden Turbine, gekennzeichnet durch die gemeinsame Anwendung folgender für sich bekannter Merkmale: a) Die als Umkehrbrenner ausgebildete Brennkammer (8) umgibt den Verdichter (2) konzentrisch; b) wenigstens eine Verdichterendstufe ist mit Zwei-Etagen-Schaufeln (6, 7) ausgerüstet, deren radial äußere Etage die Turbine (7) bildet, wobei die vom Verdichter (2) gelieferte Druckluft über rückwärts gekrümmte Kanäle der Brennkammer zugeführt wird, welche Kanäle dabei die ringförmige Turbinengasleitung etwa radial durchdringen; c) in den Krümmungen der Luftzuführungskanäle zur Brennkammer sind gekrümmte Leitbleche (13) angeordnet; d) die Luftzuführungskanäle weisen in dem die Ringleitung durchdringenden radial gerichteten Abschnitt (12) ein flaches, in bezug auf die Strömung in der Ringleitung stromlinienförmiges Querschnittsprofil auf; e) die Druckluft umströmt auf ihrem Weg zur Brennkammer dieselbe in einem flachen ringförmigen Durchlaß nacheinander radial außerhalb, dann vorn und schließlich radial innerhalb.
2. 2. Triebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Verdichter eine äußere Wand (3) aufweist, welche die innere Begrenzung der ringförmigen Brennkammer (8) bildet.
3. 3. Triebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Antriebswellen (17, 18) für in seitlichen äußeren Gehäusen (19, 20) untergebrachte Zusatz- und Hilfsgeräte innerhalb von Hohlprofilarmen (15, 16) laufen, die der Strömungsrichtung der Verbrennungsgase angepaßt deren Kanäle quer durchziehen.
4. 4. Triebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Verdichter (2) in einem antriebsseitig gelegenen Lager (5) läuft, das fest mit den durch die Wände (12) gebildeten Luftzuführungsleitungen vom Verdichter zur Brennkammer verbunden ist.
5. 5. Triebwerk nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch ein hinter der durch die Wände (12) gebildeten und die Luft am Ausgang des Verdichters führenden Biegung angeordnetes Turbine-Gebläse-Rad (25, 26), mit Zwei-Etagen-Schaufeln, deren radial äußere Etage (26) das Gebläse und deren radial innere (25) die Turbine bilden.
6. 6. Triebwerk nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die äußere Wand (10) der Brennkammer (S) die innere Begrenzung der Führung für die durch das Gebläse (26) erzeugte Hilfsluftströmung bildet. In Betracht gezogene Druckschriften: Deutsche Patentschrift Nr. 872 699; französische Patentschriften Nr.1003 656, 977495, 938 967, 919 275; britische Patentschriften Nr. 758 206, 686 908, 586 556, 585 334; USA.-Patentschriften Nr. 2 936 973, 2 929 203, 2 907171, 2 296 023; »Luftfahrttechnik«, 6. Band, Nr. 1 (10. 1. 1960), S. 23; »La Technique Moderne«, H. 6 (Juni 1955), S. 39.