DE1214053B

DE1214053B - Turbine jet engine

Info

Publication number: DE1214053B
Application number: DES75752A
Authority: DE
Inventors: Marcel Joseph Tournere
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 1960-09-14
Filing date: 1961-09-14
Publication date: 1966-04-07

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.Turbine Jet Engine The invention relates to a turbine jet engine with a multi-stage axial compressor, an annular combustion chamber and one in the same Direction as the compressor is passing through the gas flow emerging from the combustion chamber, the turbine driving the compressor.

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.The previously known jet engines for generating propulsion Due to their axial length, they are unsuitable for generating pure lift thrust to be installed vertically in aircraft; if you want to use them anyway, so need special swivel devices for the transition from vertical to horizontal Thrust can be provided. During the operation of an aircraft, especially when Starting the main thrust requirement is in the vertical direction, d. H. approximately equals the aircraft weight, the travel thrust is during normal flight a tenth of this value.

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.For this reason it is expedient and already known to be special only lift engines intended for take-off and landing operations firmly in the aircraft to be built in. These propulsion units, which are shut down during the cruise, should have the smallest possible axial dimensions and a low overall weight. In addition, the ratio of lifting force to weight should be as large as possible. For the latter part of this task, which naturally also applies to all others Types of engine applies, a large number of proposed solutions are known. You concern but only horizontally arranged jet engines.

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.According to the invention, the axial dimensions of a turbine jet engine of the type described above are kept small by the joint application of the following known features and a large ratio of stroke to weight is achieved: a) The combustion chamber (8) designed as a reversed combustion chamber concentrically surrounds the compressor (2) ; b) at least one compressor output stage is equipped with two-tier blades (6,7) , the radially outer tier of which forms the turbine (7), the compressed air supplied by the compressor (2) being fed to the combustion chamber via backward-curved ducts, which ducts penetrate the annular turbine exhaust pipe approximately radially; c) curved guide plates (13) are arranged in the curves of the air supply ducts to the combustion chamber; d) in the radially directed section (12) penetrating the ring line, the air supply ducts have a flat cross-sectional profile which is streamlined with respect to the flow in the ring line; e) on its way to the combustion chamber, the compressed air flows around the same in a flat annular passage one after the other radially outside, then in front and finally radially inside.

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.For further refinements of the invention are those in the subclaims 2 to 6 specified measures are provided, the protection only in connection with the object of the main claim should enjoy, since they are all known per se.

Die Erfindung ist nachstehend an zwei in den Zeichnungen angegebenen Ausführungsbeispielen erläutert.The invention is indicated below at two in the drawings Embodiments explained.

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.F i g. 1 shows two schematic half-axial sections of turbine jet engines according to the invention. The half-section to the right of the central axis shows a engine provided with a downstream turbine-blower wheel; F. i g. FIG. 2 is a cross-section through a turbine jet engine according to FIG. 1 along of lines II-11 at the level of the arms, in which the cold air is exiting hot gases crosses; F i g. 3 and 4 are schematic representations of the arrangement a turbine jet engine according to the invention in the fuselage or in the wing root of an airplane. The F i g. 1 and 2 show a turbine jet engine, its moving parts rotate around axis 1. The axial compressor 2 is with a cylindrical outer wall 3 and is supported by two bearings 4 and 5. His the last stage 6 is combined with a turbine stage 7 in a known manner. To this Purpose carries .each or several compressor blades together a turbine blade and part of the inner seal. With the reference number 8 is generally the entire, the combustion chamber surrounding the compressor 2 denotes. The wall 3 is the combustion chamber 8 and the compressor together. An inner wall delimiting the actual combustion chamber 9 is provided with openings through which the air required for combustion entry. A second wall 10 surrounds this inner wall radially on the outside and guides the compressed air for cooling around the inner wall 9 before it enters the interior of the chamber occurs in order to participate in the combustion there. The compressed air opens its way to the combustion chamber designed as a reversed combustion chamber two turns by 180 °. The fuel injection device is denoted by 11.

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.After their exit from the downstream stage 6 of the compressor 2, the compressed air crosses the flow of hot gases that are in the turbine relaxed. The cold air is supported by deflector blades 13 in the profile arms 12 led. These arms unfold downstream to after their reunion to form the contiguous walls 10 and 14. Some of these arms, e.g. B. 15 and 16, can serve as a passage for the shafts 17 and 18, which are in the lateral Enclosures 19 and 20 arranged auxiliary machines and devices drive. The waves 17 and 18 can be carried over one of the downstream end of the compressor Angular gear or a countershaft 22, which has an additional reduction causes to be driven.

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.Finally, on the bearings 23 and 24 below the turbine stage 6 and the profiled arms 12, a turbine-blower wheel can be arranged. His Turbine stage 25 carries the outside and via one from the outer wall 10 of the Combustion chamber and a wall 27 formed air guide-fed blower stage 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.During the operation of such a turbine jet engine passes through the combustion air forms a loop-shaped path. After their exit from the compressor 2 it is deflected by the blades 13 and enters the hollow arms 12. Afterward it cools the inner wall 9 before it enters the combustion chamber 8 and the combustion participating in the liquid injected at 11. Eventually the air leaves that called chamber and relaxes in the turbine stage 7. It then flows to the Arms 12 pass and will eventually be in the turbine stage 25 of the downstream Turbine fan wheel relaxed one last time if necessary. Through the blower level 26, an auxiliary air flow is generated between the walls 27 and 10. In Fig. 1, the flow conditions described are illustrated by arrows. Turbine nozzle blades, z. B. 28, complete the devices for deflecting the gas flow and serve in addition to supporting and centering various mechanical elements of the Jet engine. Such a structure has the following advantages in particular: Its axial length is significantly reduced, it corresponds approximately to its diameter or is even lower. The distance between the bearings is also smaller, whereby the construction of the rotor is made much easier. Due to the double use various organs of the machine will make a substantial reduction in weight obtained for a given thrust. So z. B. the wall 3 at the same time as a boundary for the combustion chamber 8 and the compressor 2 and, accordingly, the wall 10 as a boundary for the combustion chamber and the auxiliary air duct.

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.The attachment of the blades 7 to the end of the blades 6 is the same Advantage and also leads to a cooling of the blade roots, what for that Behavior of the blades is beneficial. Same arrangement that with a minor Pressure difference in stages 6 and 7 goes together, it consequently allows this to simplify sealing device separating two stages.

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.The arms 12, which are cooled by the compressed air, finally become part of the heat leaving the machine is returned. The arms carry the camp 5 for the compressor 2 and possibly the bearings 23 and 24 for the turbine-blower wheel. The compressor and the turbine fan wheel are thus part of the machine firmly connected, which has a relatively low temperature.

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. 3 shows the arrangement of a turbine jet engine in the fuselage of an aircraft according to the invention. Its axis 1 is essentially perpendicular in the plane of symmetry of the vehicle. The accessories are inside the side displaceable space 20 arranged.

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.F i g. 4 shows the arrangement of a turbine jet engine according to FIG of the invention, the axial length of which is less than its diameter in the wing root of an airplane. The axis 1 is also perpendicular.

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.These features do not only apply to a reciprocating jet engine, in which a single shaft connects the compressor to a turbine stage. Of the Construction according to the invention with intersecting currents can also be used with others Types with axial compressors, with several turbine stages and even with several Realize waves.

Claims

Claims: 1. Turbine jet engine with a multi-stage Axial compressor, an annular combustion chamber and one in the same direction as the compressor of the gas flow emerging from the combustion chamber through the compressor driving turbine, characterized by the following common application for well-known features: a) The combustion chamber (8), which is designed as a reversible burner, surrounds the compressor (2) concentrically; b) at least one compressor output stage has two-tier blades (6, 7) equipped, the radially outer floor of which forms the turbine (7), the Compressed air supplied by the compressor (2) through backward curved channels in the combustion chamber is supplied, which channels thereby the ring-shaped turbine gas line penetrate approximately radially; c) in the curves of the air supply ducts to the combustion chamber curved baffles (13) are arranged; d) the air supply channels point in the radially directed section (12) penetrating the ring line has a flat, with respect to the flow in the ring main streamlined cross-sectional profile on; e) the compressed air flows around the same on its way to the combustion chamber in a flat annular passage one after the other radially outside, then in front and finally radially within.

2. Engine according to claim 1, characterized in that the compressor an outer wall (3) which defines the inner boundary of the annular combustion chamber (8) forms.

3. Engine according to claim 1, characterized in that the drive shafts (17, 18) for additional and lateral housings (19, 20) Auxiliary devices run within hollow profile arms (15, 16) that correspond to the direction of flow adapted to the combustion gases pass through their channels transversely.

4. engine according to claim 1, characterized in that the compressor (2) is located in a drive-side Bearing (5) runs, which is fixed to the air supply lines formed by the walls (12) is connected from the compressor to the combustion chamber.

5. Engine according to claim 1, characterized by one behind the one formed by the walls (12) and the air at the outlet of the The turbine-blower wheel (25, 26) arranged in the bend leading to the compressor, with two-tier blades, whose radially outer tier (26) is the fan and whose radially inner tier (25) is the turbine form.

6. Engine according to claim 5, characterized in that the outer wall (10) the combustion chamber (S) the inner limit of the guide for the fan (26) generated auxiliary air flow forms. Publications considered: German U.S. Patent No. 872,699; French patents nos. 1003 656, 977495, 938 967, 919 275; British Patent Nos. 758 206, 686 908, 586 556, 585 334; U.S. Patent Nos. 2,936,973, 2,929,203, 2,907,171, 2,296,023; »Aviation Technology«, 6th Volume, No. 1 (January 10, 1960), p. 23; "La Technique Moderne", no. 6 (June 1955), p. 39.