DE1231064B

DE1231064B - Gas turbine jet engine plant for aircraft

Info

Publication number: DE1231064B
Application number: DER36807A
Authority: DE
Inventors: John Gregory Keenan; Shelton Lock; Jack Palfreyman; John Bertram Holliday
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 1962-12-17
Filing date: 1963-12-16
Publication date: 1966-12-22

Description

Gasturbinenstrahltriebwerksanlage für Flugzeuge Die Erfindung bezieht sich auf eine Gasturbinenstrahltriebwerksanlage mit einem Hauptgasturbinentriebwerk, das von einem Hauptlufteinlaß mit Luft gespeist wird und für überschallfluggeschwindigkeit ausgelegt ist und mit einem oder mehreren Hilfsdruckgaserzeugern mit einer Einrichtung zur Einleitung des erzeugten Druckgases in den Abgaskanal des Haupttriebwerkes und mit wenigstens einer mit dem Haupteinlaß in Verbindung stehenden Leitung, durch die der oder die Druckgaserzeuger mit Luft gespeist werden.Aircraft gas turbine jet engine system The invention relates to focus on a gas turbine jet engine system with a main gas turbine engine, which is fed with air from a main air inlet and for supersonic flight speed is designed and with one or more auxiliary compressed gas generators with a device for introducing the generated compressed gas into the exhaust duct of the main engine and with at least one line communicating with the main inlet which the compressed gas generator or generators are fed with air.

Bei einer bekannten Triebwerksanlage dieser Bauart werden die Hilfsdruckgaserzeuger von der Niederdruckwelle des Haupttriebwerkes über ein Kegelgetriebe angetrieben. Die von den Hilfsdruckgaserzeugern und dem Getriebe benötigte Leistung muß daher von dem Haupttriebwerk abgezweigt werden.In a known power plant of this type, the auxiliary compressed gas generators Driven by the low pressure shaft of the main engine via a bevel gear. The power required by the auxiliary compressed gas generators and the transmission must therefore be branched off from the main engine.

Aufgabe der Erfindung ist es, bei einer derartigen Triebwerksanlage den Gesamtschub insbesondere im Unterschallbereich zu vergrößern.The object of the invention is, in such a power plant to increase the overall thrust, especially in the subsonic range.

Erfindungsgemäß geschieht dies dadurch, daß der oder die Druckgaserzeuger in an sich bekannter Weise als Hilfsgasturbinentriebwerke ausgebildet sind und daß ein Ventil vorgesehen ist, um die Luftströmung in die Hilfstriebwerksspeiseleitung zu steuern.According to the invention, this is done in that the compressed gas generator or generators are designed in a manner known per se as auxiliary gas turbine engines and that a valve is provided to regulate the flow of air into the auxiliary power unit feed line to control.

Bei Unterschallgeschwindigkeit wird demgemäß wie bei der bekannten Anordnung überschüssige Luft abgesaugt, und es wird ein Hilfsstrahl erzeugt, der den Gesamtschub vergrößert, da dieser Hilfsstrahl nicht vom Haupttriebwerk erzeugt wird. Dagegen bleibt bei überschallflug der Nebenschlußkanal geschlossen, so daß das Haupttriebwerk ausreichend mit Luft versorgt wird, wobei die Hilfstriebwerke abgeschaltet sind.At subsonic speed, accordingly, is the same as with the known one Arrangement suctioned off excess air, and an auxiliary jet is generated which the total thrust increased, as this auxiliary jet is not generated by the main engine will. In contrast, the shunt channel remains closed during supersonic flight, so that the main engine is adequately supplied with air, the auxiliary engines are switched off.

Gemäß einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, daß jede Hilfstriebwerksspeiseleitung außerdem mit dem Abgaskanal des Haupttriebwerkes derart in Verbindung steht, daß die durch diese Leitung strömende Luft, die nicht durch die Hilfstriebwerke verbraucht wird, dem Abgaskanal des Haupttriebwerkes zugeführt wird.According to a further embodiment of the invention it is provided that each auxiliary engine feed line also with the exhaust duct of the main engine is in communication such that the air flowing through this duct does not is consumed by the auxiliary engines, fed to the exhaust duct of the main engine will.

Nach einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung kann jedes Hilfstriebwerk in an sich bekannter Weise zwischen einer Horizontalstellung, in der die Abgase in den Abgaskanal des Haupttriebwerkes eintreten, und einer Vertikalstellung oder einer nach unten geneigten Stellung verschwenkbar sein, in der die Abgase nach unten gerichtet sind. Dadurch kommt den Hilfstriebwerken zu Steuerungszwecken oder zum Start und zur Landung eine zusätzliche Bedeutung zu, wobei die Luftzuführung zu diesen Hilfstriebwerken unabhängig vom Haupteinlaß des Haupttriebwerkes erfolgt.According to a further embodiment of the invention, each auxiliary power unit in a manner known per se between a horizontal position in which the exhaust gases enter the exhaust duct of the main engine, and a vertical position or be pivotable in a downwardly inclined position in which the exhaust gases move downwards are directed. This comes to the auxiliary engines for control purposes or to Takeoff and landing have an additional meaning, with the air supply too these auxiliary engines takes place independently of the main inlet of the main engine.

Das Haupttriebwerk kann in an sich bekannter Weise entweder als Gasturbinenstrahltriebwerk oder als Staustrahltriebwerk arbeitsfähig sein.The main engine can, in a manner known per se, either as a gas turbine jet engine or be able to work as a ramjet.

Bei einer derartigen Triebwerksanlage, bei der das Haupttriebwerk mit einem Hauptströmungskanal und mit zusätzlichen Strömungskanälen ausgestattet ist, wobei der Hauptströmungskanal in Strömungsrichtung hintereinander mit einem Kompressor, einer Primärverbrennungseinrichtung, einer Turbine, einem Nachbrenner und einem Abgaskanal ausgestattet ist, und die zusätzlichen Strömungskanäle mit dem Haupteinlaß derart in Verbindung stehen, daß ihnen Stauluft zugeführt werden kann, die dann im Nebenschluß zu dem Kompressor der Primärverbrennungseinrichtung und der Turbine dem Nachbrenner zugeführt wird, wird nach einer zweckmäßigen Ausgestaltung der Erfindung die Anordnung derart getroffen, daß wenigstens ein Teil der durch die zusätzlichen Kanäle strömenden Luft den Hilfstriebwerken zugeführt wird und daß die durch die Hilfstriebwerke nicht verbrauchte Luft dem Abgaskanal des Haupttriebwerkes zugeführt wird.In such an engine system in which the main engine equipped with a main flow channel and additional flow channels is, wherein the main flow channel in the flow direction one behind the other with a Compressor, a primary combustion device, a turbine, an afterburner and an exhaust duct, and the additional flow ducts with communicate with the main inlet in such a way that they are supplied with ram air can, which then shunted to the compressor of the primary combustion device and the turbine is fed to the afterburner, according to an expedient embodiment the invention made the arrangement such that at least part of the through the additional ducts flowing air to the auxiliary power units fed and that the air not consumed by the auxiliary power units goes to the exhaust duct the main engine is supplied.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachstehend an Hand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigt F i g. 1 einen Schnitt eines Überschallflugzeuges nach der Linie 1-1 gemäß F i g. 3, F i g. 2 eine Draufsicht des in F i g. 1 dargestellten Flugzeuges von unten in Richtung des Pfeiles 2, gemäß F i g. 1 betrachtet, F i g. 3 einen Querschnitt längs der Linie 3-3 gemäß F i g. 1.An embodiment of the invention is described below with reference to the Drawing described. In the drawing, F i g. 1 shows a section of a supersonic aircraft after the line 1-1 according to FIG. 3, fig. FIG. 2 is a plan view of the FIG. 1 shown Aircraft from below in the direction of arrow 2, according to FIG. 1 considered, FIG. 3 shows a cross section along the line 3-3 according to FIG. 1.

Das Überschallflugzeug 10 weist einen Rumpf 11 auf, in den die Triebwerksanlage eingebaut ist, die zwei symmetrisch zur Längsachse liegende Haupttriebwerke 12 aufweist.The supersonic aircraft 10 has a fuselage 11 in which the engine system is installed, which has two main engines 12 which are symmetrical to the longitudinal axis.

Den Haupttriebwerken 12 wird durch Überschall-Lufteinlässe 13 Luft zugeführt.Air is supplied to the main engines 12 through supersonic air inlets 13.

Jedem Haupttriebwerk 12 sind zwei Hilfsgasturbinentriebwerke 14 und 15 zugeordnet, die mit horizontaler Achse übereinander seitlich der Haupttriebwerke in den Rumpf eingebaut sind. Statt dessen kann, wie in F i g. 3 strichliert angedeutet, das-obere Hilfstriebwerk 15 durch ein Hilfstriebwerk 16 ersetzt werden, das auf der dem Hilfstriebwerk 14 gegenüberliegenden Seite des Haupttriebwerkes 12 angeordnet ist. Bei dieser Ausführungsform könnten die Hilfstriebwerke 16 schwenkbar im Rumpf gelagert sein, so daß sie als Hubtriebwerke wirken können.Each main engine 12 has two auxiliary gas turbine engines 14 and 14 15 assigned, the horizontal axis one above the other to the side of the main engines are built into the fuselage. Instead, as shown in FIG. 3 indicated by dashed lines, the-upper auxiliary power unit 15 can be replaced by an auxiliary power unit 16, which is on the side of the main engine 12 opposite the auxiliary engine 14 is. In this embodiment, the auxiliary power units 16 could be pivotable in the fuselage be stored so that they can act as lift engines.

Die Abgase der Hilfstriebwerke 14,15 werden über eine Leitung 17 in den Hauptabgaskanal 18 des Haupttriebwerkes 12 eingeleitet. Jedes Hilfstriebwerk wird über eine Hilfstriebwerksspeiseleitung 20 mit Luft versorgt, die mit dem Hauptlufteinlaß 13 über ein Ventil 21 in Verbindung steht. Durch das als Schwenkklappe ausgebildete Ventil kann wahlweise ein Teil der Luft aus dem Hauptlufteinlaß 13 in die Hilfstriebwerksspeiseleitung 20 abgezweigt werden. The exhaust gases from the auxiliary engines 14 , 15 are introduced into the main exhaust gas duct 18 of the main engine 12 via a line 17. Each auxiliary power unit is supplied with air via an auxiliary power unit feed line 20 which is connected to the main air inlet 13 via a valve 21. By means of the valve, which is designed as a swivel flap, part of the air can optionally be branched off from the main air inlet 13 into the auxiliary power unit feed line 20.

Bei hohen Überschallgeschwindigkeiten bleiben die Ventilklappen 21 geschlossen, da die Hilfstriebwerke in diesem Bteriebszustand nicht arbeiten.At high supersonic speeds, the valve flaps 21 remain closed because the auxiliary power units do not work in this operating state.

Bei geringeren Fluggeschwindigkeiten sind die Klappen 21 geöffnet, um einen Teil der Luft aus dem Hauptlufteinlaß nach den Hilfstriebwerken abzuzweigen. Dadurch wird der den Haupttriebwerken in diesem Betriebszustand angelieferte Luftüberschuß herabgesetzt. Die Abgase der Hilfstriebwerke werden über die Leitungen 17 dem Hauptabgaskana118 zugeführt und eine Überexpansion der Abgase der Haupttriebwerke in diesem Hauptabgaskana118 verhindert. Die Haupttriebwerke 12 können so ausgebildet sein, daß sie entweder als Gasturbinenstrahltriebwerke oder als Staustrahltriebwerke wirken können. Zu diesem Zweck weist jedes Haupttriebwerk 12 einen oder mehrere Kompressoren 23, eine Verbrennungseinrichtung 24 und eine oder mehrere Turbinen 25 sowie einen Nachbrenner 26 auf. Außerdem besitzt jedes Haupttriebwerk in der Zeichnung nicht dargestellte zusätzliche Kanäle, welche unmittelbar oder mittelbar mit dem Hauptlufteinlaß 13 in Verbindung stehen und aus diesem mit Stauluft versorgt werden können und im Nebenschluß zu dem Kompressor 23, der Verbrennungseinrichtung 24 und der Turbine 25 den Nachbrenner 26 mit Luft versorgen. Hierbei kann die Hilfstriebwerksspeiseleitung 20 eines jeden Hilfstriebwerkes wenigstens einen Teil der durch die zusätzlichen Kanäle strömenden Luft aufnehmen und braucht in diesem Fall nicht unmittelbar mit dem Hauptlufteinlaß 13 in Verbindung zu stehen.At lower flight speeds, the flaps 21 are opened in order to divert part of the air from the main air inlet to the auxiliary engines. As a result, the excess air supplied to the main engines in this operating state is reduced. The exhaust gases from the auxiliary engines are fed via the lines 17 to the main exhaust duct and an over-expansion of the exhaust gases from the main engines is prevented in this main exhaust duct. The main engines 12 can be designed so that they can act as either gas turbine jet engines or ramjet engines. For this purpose, each main engine 12 has one or more compressors 23, a combustion device 24 and one or more turbines 25 as well as an afterburner 26. In addition, each main engine has additional ducts, not shown in the drawing, which are directly or indirectly in connection with the main air inlet 13 and can be supplied with ram air from this and in shunted connection to the compressor 23, the combustion device 24 and the turbine 25 with the afterburner 26 Supply air. The auxiliary power unit feed line 20 of each auxiliary power unit can take up at least part of the air flowing through the additional ducts and in this case does not need to be directly connected to the main air inlet 13.

Die Leitungen 20 können sich auch über die Hilfstriebwerke hinaus erstrecken und an ihren stromunterseitigen Enden mit dem Hauptabgaskanal 18 so verbunden sein, daß die in den Leitungen 20 befindliche und nicht von den Hilfstriebwerken verbrauchte Luft in den Hauptabgaskanal 18 eingeleitet wird.The lines 20 can also extend beyond the auxiliary power units and be connected to the main exhaust gas duct 18 at their downstream ends in such a way that the air located in the lines 20 and not consumed by the auxiliary power units is introduced into the main exhaust gas duct 18 .

Claims

Claims: 1. Gas turbine jet engine system with a main gas turbine engine, which is fed with air from a main air inlet and for supersonic flight speed is designed, and with one or more auxiliary compressed gas generators with a device for introducing the generated compressed gas into the exhaust duct of the main engine and with at least one line communicating with the main inlet which the compressed gas generator (s) are fed with air, characterized in that that the compressed gas generator or generators in a manner known per se as auxiliary gas turbine engines (14,15) are formed and that a valve (21) is provided to the air flow to control in the auxiliary power unit feed line (20).

2. Power plant according to claim 1, characterized in that each auxiliary power unit feed line (20) is also connected to the exhaust duct (18) of the main engine (12) in such a way that the air flowing through this line (20) which is not through the auxiliary power units ( 14,15) is consumed, the exhaust duct (18) of the main engine (12) is fed.

3. Power plant according to claim 1 or 2, characterized in that each auxiliary power unit (14, 15) in a manner known per se between a horizontal position in which the exhaust gases enter the exhaust duct (18) of the main engine (12) and a vertical position or is pivotable in a downwardly inclined position in which the exhaust gases are directed downward.

4. Power plant after a of the preceding claims, characterized in that the main engine (12) in a manner known per se either as a gas turbine jet engine or as a ramjet engine is able to work.

5. Power plant according to claim 4, in which the main engine is equipped with a main flow duct and with additional flow ducts, the main flow duct being equipped with a compressor, a primary combustion device, a turbine, an afterburner and an exhaust duct, one behind the other in the direction of flow, and the additional flow ducts with the Main inlet are in communication in such a way that ram air can be fed to them, which is then fed to the afterburner in shunted connection to the compressor of the primary combustion device and the turbine, characterized in that at least part of the air flowing through the additional ducts is fed to the auxiliary engines (14,15 ) is supplied, and that the air not consumed by the auxiliary engines is supplied to the exhaust duct (18) of the main engine (12) .

6. Power plant according to one of the preceding claims, characterized in that the valve (21) is formed in a known manner by at least one pivotable flap. Considered publications: German Auslegeschriften No. 1131 467, 1077 919; French Patent No. 1280103; British Patent No. 905,534; "Aviation Week", Volume 67, No. 10 (9.9.1957), p.101.