DE1234098B

DE1234098B - Gas turbine jet engine

Info

Publication number: DE1234098B
Application number: DEB80820A
Authority: DE
Inventors: Leonard Stanley Snell
Original assignee: Bristol Siddeley Engines Ltd
Current assignee: Bristol Siddeley Engines Ltd
Priority date: 1964-03-06
Filing date: 1965-03-05
Publication date: 1967-02-09

Description

Gasturbinenstrahltriebwerk Die Erfindung betrifft ein Gasturbinenstrahltriebwerk mit einem Hauptkompressor, einem zusätzlichen Kompressor, von dessen geförderter Luft der eine Teil über Luftkanalführung und Drehschubdüse in die Atmosphäre und der andere Teil in den Hauptkompressor strömt, ferner mit einer dem Hauptkompressor nachgeordneten Verbrennungseinrichtung und einer daran zum Antrieb der Kompressoranlage koaxial zu dieser angeschlossenen Turbine, deren gesamte Ab 'gabe über Gaskanalführung und Drehschubdüse in die Atmosphäre strömen, sowie mit zwei drehbaren Schubdüsen, die an dem hinteren Teil des Triebwerkes auf entgegengesetzten Seiten einer die Umlaufachse des Triebwerkes enthaltenden senkrechten Ebene angeordnet sind, wobei jede Düse um eine Achse, die im Winkel zu ihrer Abgaberichtung und zur Umlaufachse des Triebwerkes liegt, drehbar ist, um ihre Abgaberichtung über einen bogenförmigen Bereich von wenigstens im wesentlichen 90' zu verändern.Gas turbine jet engine The invention relates to a gas turbine jet engine with a main compressor, an additional compressor, one part of which flows into the atmosphere via the air duct and rotary thrust nozzle and the other part flows into the main compressor, and also with a combustion device downstream of the main compressor and a combustion device on it for driving the compressor plant coaxially therewith connected turbine, the entire Ab 'output via gas ducting and Drehschubdüse in the atmosphere to flow, and with two rotatable thrusters which the vertical plane containing engine are arranged at the rear part of the engine on opposite sides of the axis of rotation, each The nozzle is rotatable about an axis which is at an angle to its discharge direction and to the axis of rotation of the engine, in order to change its discharge direction over an arcuate region of at least substantially 90 ' .

Bei diesen bekannten Gasturbinenstrahltriebwerken arbeitet das Triebwerk entlang einer symmetrischen Längsachse, wobei diese Symmetrie für eine Flustabilität sorgt. Das Flugtriebwerk ist hier so aus-Crebildet, daß das Turbinenabgas mit der Bypass-Luft C C von der Kompressoranlage vermischt wird, bevor das Ausströmen durch eine gemeinsame Düse stattfindet. Die Erfindung geht nun von der Erkenntnis aus, daß es nicht notwendig ist, eine solche perfekte Stabilität zu fordern, sondern daß ein asymmetrisch arbeitendes Triebwerk durchaus zufriedenstellende Ergebnisse zeigt, insbesondere bei Flugzeugen mit mehreren C Triebwerken. C Der Erfindung liegt mithin die Aufgabe zugrunde, ein Gasturbinenstrahltriebwerk zu schaffen, das insbesondere für Flugzeuge anwendbar ist, die senkrecht starten und landen können, indem eines oder mehrere Paare von Triebwerksgondeln vorgesehen sind, die jeweils ein Triebwerk mit Drehschubdüsen aufnehmen, welche so angeordnet sind, daß sie zum Erzeugen eines senkrechten Schubes in eine Stellung für den Vorwärtsschub zu verschwenken sind. Bei einem solchen Flugzeug ist es auf Grund der paarweisen Triebwerksanordnung unwichtig, ob bei den einzelnen Triebwerken die Schübe der beiden Düsen bei allen Betriebszuständen gleich sind, da die Triebwerksgondeln der einzelnen Paare in bezug auf die Anordnung der Düsen gegensinnige Triebwerke aufnehmen können. In jedem Fall ist, wenn der Abstand der Triebwerksgondeln im Vergleich zum Abstand der Düsen jeder einzelnen Gondel groß ist, die Wirkung ungleicher Schübe der Düsen einer Gondel relativ unbedeutend und kann durch kleine Unterschiede in der Schubleistung der entsprechenden Triebwerke leicht ausgeglichen werden.In these known gas turbine jet engines, the engine operates along a symmetrical longitudinal axis, this symmetry ensuring flow stability. The aircraft engine is designed here in such a way that the turbine exhaust gas is mixed with the bypass air CC from the compressor system before it flows out through a common nozzle. The invention is based on the knowledge that it is not necessary to require such perfect stability, but that an asymmetrically operating engine shows entirely satisfactory results, especially in aircraft with several C engines. The invention is therefore based on the object of creating a gas turbine jet engine that can be used in particular for aircraft that can take off and land vertically by providing one or more pairs of engine nacelles that each accommodate an engine with rotary thrust nozzles which are arranged in this way that they are to be pivoted into a position for the forward thrust in order to generate a vertical thrust. In such an aircraft, due to the engine arrangement in pairs, it is unimportant whether the thrusts of the two nozzles are the same for the individual engines in all operating states, since the engine nacelles of the individual pairs can accommodate engines in opposite directions with regard to the arrangement of the nozzles. In any case, if the spacing of the engine nacelles is large compared to the spacing of the nozzles of each individual nacelle, the effect of unequal thrusts of the nozzles of a nacelle is relatively insignificant and can easily be compensated for by small differences in the thrust performance of the corresponding engines.

Das nach der Erfindung vorgesehene Gasturbinenstrahltriebwerk zeichnet sich demgemäß dadurch aus, daß die Gaskanalführung mit der einen Drehschubdüse und die Luftkanalführung mit der anderen Drehschubdüse verbunden sind.The gas turbine jet engine provided according to the invention is characterized is accordingly characterized in that the gas duct guide with a rotary thrust nozzle and the air duct guide is connected to the other rotary thrust nozzle.

Die nach der Erfindung erzielten Vorteile sind beachtlich. Ein etwaiger, durch die asymmetrische Schubverteilung möglicher Nachteil wird mit dem nach der Erfindun- -eschaffenen Triebwerk dadurch ausgeglichen, daß die beim Abstimmen der Kompressor- und Turbinenleistungen vorkommenden Schwierigkeiten bei den bekannten Triebwerken entfallen, in welchen das Turbinenabgas mit der Bypass-Luft von der Kompressoranlage vermischt wird, bevor die Ab- gabe durch eine gemeinsame Düse stattfindet. Fernerhin -estattet die erfindungsgemäße Anordnung auch ein leichteres Anbringen der Düse im Vergleich zu einem Triebwerk mit symmetrischer Abgabe der Ab-"ase und der Bypass -Luft durch gesonderte Düsen.The advantages achieved according to the invention are considerable. Any possible disadvantage due to the asymmetrical thrust distribution is compensated for with the engine created according to the invention in that the difficulties encountered when coordinating the compressor and turbine outputs are eliminated with the known engines, in which the turbine exhaust gas with the bypass air from the Compressor system is mixed before the discharge takes place through a common nozzle. Furthermore, the arrangement according to the invention also enables the nozzle to be attached more easily in comparison to an engine with symmetrical discharge of the exhaust air and the bypass air through separate nozzles.

Es ist jedoch auch möglich, ein Triebwerk gemäß dieser Erfindung im hinteren Ende eines Flugzeug, rumpfes zu verwenden.However, it is also possible to use an engine according to this invention in aft end of an airplane fuselage to use.

In jedem Fall wird das Triebwerk gemäß der Erfindung vorzugsweise in einer verkleideten Aufhängung untergebracht, durch deren Seitenflächen die Düsen vorstehen, wobei diese Seitenflächen hinter den Düsen gegeneinander konvergieren und die zwischen einer Stellung, in der ihre Ausstoßrichtung nach unten gerichtet ist, und einer Stellung, in der ihre Ausstoßrichtung nach hinten weist und die die Ausstoßströme sich abströmseitig von den konvergierenden Seitenflächen überschneiden, drehbar sind.In any case, the engine according to the invention is preferred housed in a covered suspension, through whose side surfaces the nozzles protrude, these side surfaces converge against each other behind the nozzles and the between a position in which their ejection direction is after is directed downward, and a position in which its ejection direction is rearward and which the discharge flows are downstream from the converging side surfaces overlap, are rotatable.

Die Erfindung wird im folgenden an Hand der in den Zeichnungen veranschaulichten Ausführungsbeispiele erläutert. Es zeig F i g. 1 eine Seitenansicht einer Triebwerksgondel teilweise im Schnitt, F i g. 2 einen waagerechten Schnitt nach der Linie 2-2 der F i g. 1, wobei jedoch das Triebwerk nicht im Schnitt gezeigt ist, F i g. 3 einen senkrechten Schnitt durch eine Triebwerksgondel nach der Linie 3-3 der F i g. 2, F i g. 4 eine Ansicht des Triebwerks mit den Düsen von hinten, F i g. 5 eine ähnliche Ausführungsforin des rückwärtigen Teiles wie F i g. 2.The invention is explained below with reference to the exemplary embodiments illustrated in the drawings. It shows F i g. 1 shows a side view of an engine nacelle, partially in section, FIG. 2 shows a horizontal section along the line 2-2 in FIG . 1, although the engine is not shown in section, FIG. 3 shows a vertical section through an engine nacelle along line 3-3 in FIG . 2, Fig. 4 shows a view of the engine with the nozzles from the rear, FIG. 5 shows a similar embodiment of the rear part as FIG. 2.

Die F i g. 1 bis 4 zeigen eine in waagerechter Richtung langgestreckte Triebwerksgondel 10, die von einer an der Unterseite einer Flugzeuggtragfläche angeordneten Verstrebung 11 gehaltert ist. Die Gondel ist im allgemeinen von im wesentlichen kreisförmigen Querschnitt, weist jedoch einen konvergierenden rückwärtigen Endabschnitt mit konkaven Seitenflächen 26 auf, was im folgenden ausführlicher beschrieben wird. In der Gondel ist ein Gasturbinenstrahltriebwerk- 13 so angeordnet, daß seine Symmetrieachse 14 etwa parallel in Längsrichtung zur Triebwerksgondel 10 verläuft. Das Triebwerk weist an seinem vorderen Ende einen Niederdruckkompressor 15 auf, zu dem Luft durch einen nach vom gerichteten Ansaugkanal 16 strömt. Ein Teil dieser in dem zusätzlichen Kompressor 15 komprimierten Luft strömt durch einen Kanal 17 in einen Hauptkompressor, eine Verbrennungseinrichtung sowie eine Turbinenanlage, die alle in einem Gehäuse 18 untergebracht sind, wobei die Turbinenanlage koaxial zu den Kompressoren liegt und diese in bekannter Weise antreibt. An dem hinteren Ende des Triebwerks ist jeweils auf einer Seite einer senkrechten Ebene durch die Symmetrieachse 14 ein Paar drehbarer Drehschubdüsen 19 und 20 in der Form von Rohrkrümmern angeordnet. Die Düse 19 ist durch eine Abgaskanalführung 21 zur Aufnahme des Abgases von der Turbinenanlage angeschlossen, während die andere Düse 20 zur Aufnahme der in dem zusätzlichen Kompressor 15 komprimierten Luft an eine Luftkanalführung 22 angeschlossen ist. Es können geringe Luftinengen von dem Kompressor 15 für untergeordnete Zwecke, z. B. zum Kühlen, abgenommen werden. Abgesehen hiervon wird die gesamte in dem Kompressor 15 komprimierte Luft, die nicht zu dem Hauptkompressor und von dort zu der Verbrennungseinrichtung strömt, von der Luftkanalführung 22 aufgenommen.The F i g. 1 to 4 show an engine nacelle 10 which is elongated in the horizontal direction and which is held by a strut 11 arranged on the underside of an aircraft wing. The nacelle is generally generally circular in cross-section but has a converging rearward end portion with concave side surfaces 26 as will be described in more detail below. A gas turbine jet engine 13 is arranged in the nacelle in such a way that its axis of symmetry 14 runs approximately parallel in the longitudinal direction to the engine nacelle 10 . At its front end, the engine has a low-pressure compressor 15 , to which air flows through an intake duct 16 directed forward. Part of this air compressed in the additional compressor 15 flows through a duct 17 into a main compressor, a combustion device and a turbine system, all of which are housed in a housing 18 , the turbine system being coaxial with the compressors and driving them in a known manner. At the rear end of the engine, a pair of rotatable rotary thrust nozzles 19 and 20 in the form of elbows are arranged in each case on one side of a vertical plane through the axis of symmetry 14. The nozzle 19 is connected by an exhaust gas duct 21 for receiving the exhaust gas from the turbine system, while the other nozzle 20 is connected to an air duct 22 for receiving the air compressed in the additional compressor 15. There can be small amounts of air from the compressor 15 for subordinate purposes, e.g. B. for cooling, can be removed. Apart from this, all of the air compressed in the compressor 15 , which does not flow to the main compressor and from there to the combustion device, is taken up by the air duct guide 22.

Der Kompressor 15 ist der »zusätzliche Kompressore, auf den oben Bezug genommen wurde, während der Hochdruckkompressor der »Hauptkompressor(c ist. Wahlweise zu der gezeigten Anordnung kann der C im Hauptkompressor, der Luft zu der Verbrennungseinrichtung liefert, eine gesonderte Luftansaugvorrichtun- aufweisen. Als wahlweise mögliche An-C ordnun- kann der- zusätzliche Kompressor 15 ein so-"enannter Heckverdichter sein, der die Turbine kon zentrisch umschließt und deren Leitschaufelkranz unmittelbar mit den Enden der Turbinenlaufschaufeln verbunden ist. Die Drehschubdüsen 19 und 20 sind mit Bezug auf die Abgaskanalführung 21 und die Luftkanalführung 22 durch Lager 23 drehbar gelagert, so daß sie sich um die Achsen 24 drehen können, die im Winkel zur Symmetrieachse 14 des Triebwerks und zu den Ausstoßrichtungen 25 der Düsen liegen. Die Düsen 19,20 sind so dargestellt, daß ihre Ausstoßrichtungen im wesentlichen in einer waagerechten Ebene zum Vorwärtsantrieb liegen und sie können um ihre Achsen 24 so gedreht werden, daß sie zum senkrechten Starten oder Landen mit ihren Austrittsöffnungen senkrecht nach unten weisen. In der dargestellten Anordnung ist die Achse 24 jeder Düse 19, 20 im rechten Winkel zur Ausstoßrichtung 25 angeordnet und liegt in einer waagerechten Ebene. Außerdem verläuft die das Lager 23 passierende Durchschnittsströmung schräg zu der Achse 24, so daß bei einem Vergleich, bei dem die Richtung der Durchschnittsströmung mit der Achse 24 zusammenfällt, die Ablenkungen weniger scharf verlaufen und die Stirnseite der Düse dem freien Luftstrom außerhalb der Gondel eine mehr geneigte Oberfläche zuwendet, wenn sich die Düse in ihrer waagerechten Antriebsstellung befindet. Die letztgenannte Wirkung wird dadurch erhöht, und die vorstehende vordere Fläche der Düsen dadurch verkleinert, daß man die Düsen so anordnet, daß sie die ausströmenden Gase auf die konkav gestalteten Seitenflächen 26 des hinteren Endes der Gondel leiten. Diese Seitenflächen 26 können als Expansions- oder Führungsflächen wirken, wobei die beiden Düsenströme an dem hinteren Ende der Gondel 10 zusammenlaufen. Hierdurch kann das hintere Ende der Gondel schärfer konvergierend ausgebildet und daher gekürzt werden. Fernerhin kann das Ende eine Formgebung erfahren, wie sie in einem freien Luftstrom benötigt wird, ohne dadurch den Luftwiderstand am hinteren Ende der Gondel zu erhöhen. Die Lager 23 können bei grundsätzlich ähnlicher Ausbildung der Strömungskanäle im Durchmesser verkleinert werden, indem man die Schrägung der Achse 24 zur durchschnittlichen Strömungsrichtung verkleinert, und zwar dadurch, daß man die Achse 24 etwas mehr nach hinten richtet. In diesem Fall ist es jedoch notwendig, die Achsen 24 mit Bezug auf deren Längsrichtung abzusenken, damit eine Einstellung der Düsen für eine senkrechte Ausstoßrichtung erzielbar ist.Compressor 15 is the "auxiliary compressor referred to above, while the high pressure compressor is the" main compressor (c. Optionally to the arrangement shown, the C in the main compressor that supplies air to the combustor may have a separate air intake device. as the optionally possible to C ordnun- 15 may be a so "enannter rear compressor which encloses the turbine con centric and the guide vane ring is connected directly to the ends of the turbine blades DER additional compressor. the rotational thrust nozzles 19 and 20 are with reference to the exhaust passage guide 21 and the air guides mounted 22 rotatably supported by bearings 23 so that they can rotate about axes 24 that are at an angle to the symmetry axis 14 of the engine and to the emission directions 25 of the nozzles. the nozzles 19,20 are illustrated as their directions of ejection are essentially in a horizontal plane to the forward drive and they can about their Axes 24 are rotated so that they point for vertical take-off or landing with their outlet openings vertically downwards. In the arrangement shown, the axis 24 of each nozzle 19, 20 is arranged at right angles to the discharge direction 25 and lies in a horizontal plane. In addition, the average flow passing through the bearing 23 runs obliquely to the axis 24, so that in a comparison in which the direction of the average flow coincides with the axis 24, the deflections are less sharp and the face of the nozzle is one more to the free air flow outside the nacelle facing inclined surface when the nozzle is in its horizontal drive position. The latter effect is increased and the protruding front surface of the nozzles is reduced by arranging the nozzles so that they direct the outflowing gases onto the concave side surfaces 26 of the rear end of the nacelle. These side surfaces 26 can act as expansion or guide surfaces, the two nozzle streams converging at the rear end of the nacelle 10 . This allows the rear end of the nacelle to converge more sharply and therefore be shortened. Furthermore, the end can be shaped as required in a free flow of air without thereby increasing the air resistance at the rear end of the nacelle. The bearings 23 can be reduced in diameter with a basically similar design of the flow channels by reducing the inclination of the axis 24 to the average direction of flow, namely by directing the axis 24 a little more backwards. In this case, however, it is necessary to lower the axes 24 with respect to their longitudinal direction, so that an adjustment of the nozzles for a vertical ejection direction can be achieved.

Wenn, wie bereits erwähnt, Vorkehrungen für eine wahlweise Brennstoffverbrennung in dem Luttkanal 22 getroffen werden, um einen zusätzlichen Schub vorzusehen, kann es auch nötig sein, Anordnungen zu treffen, mit deren Hilfe der Auslaß der Düse 20 verändert werden kann. Dieses kann gemäß der Darstellung in F i g. 5 dadurch erreicht werden, daß die Oberfläche, über welche der Düsenstrahl dieser Düse geteilt wird, als verstellbare Leitplatte 31 ausgebildet wird, die um eine Achse 33 am hinteren Ende der Gondel 10 drehbar ist und ein Vorderende besitzt, welches als ein einstellbares Visier 34 mit Bezug auf den Düsenauslaß wirkt, wenn z. B. die Düse 20 sich in ihrer Vorwärtsantriebsstellun- befindet. Wenn andererseits der zusätzliche Schub nur dann nötig wird, wenn sich die Düsen in ihren Stellungen für einen senkrechten Düsenstrahl befinden, nämlich zum senkrechten Starten und Landen, dann kann die Oberfläche 26 (F i g. 2) in einer solchen Stellung arretiert werden, in welcher ein vorderer Endabschnitt ein nicht einstellbares Visier zur Auslaßverkleinerung für die Düse 20 bildet, wobei die Form einer Ausnehmung 27 (s. F i g. 1) unterhalb der Düse so ist, daß die gesamte Auslaßfläche der Düse wirksam werden kann. Ähnliche Anordnungen können bei der Düse 19 benutzt werden, wenn es erwünscht ist, durch Verbrennuno, von zusätzlichem Brennstoff in der Abaaskanal-C im führung 21 eine Schubzunahme zu erreichen. F i g. 5 zeigt ein fest angeordnetes Visier 35 am vorderen Ende einer Leitplatte 30, welche mit der Drehschubdüse 19 zusammenarbeitet.If, as already mentioned, provision is made for selective fuel combustion in the air duct 22 to provide additional thrust, it may also be necessary to make arrangements by means of which the outlet of the nozzle 20 can be changed. According to the illustration in FIG. 5 can be achieved in that the surface over which the jet of this nozzle is divided is designed as an adjustable guide plate 31 , which is rotatable about an axis 33 at the rear end of the gondola 10 and has a front end, which as an adjustable visor 34 with Relation to the nozzle outlet acts when z. B. the nozzle 20 is in its forward drive position. On the other hand, if the additional thrust is only needed when the nozzles are in their vertical jet positions, namely vertical take-off and landing, then the surface 26 ( FIG. 2) can be locked in such a position, in which a front end portion forms a non-adjustable visor for the outlet reduction for the nozzle 20, wherein the shape of a recess 27 (see Fig. 1) below the nozzle is such that the entire outlet area of the nozzle can be effective. Similar arrangements can be used in the nozzle 19 when it is desired to Verbrennuno to achieve a thrust increase of additional fuel into the Abaaskanal-C in the guide 21st F i g. 5 shows a fixed visor 35 at the front end of a guide plate 30, which works together with the rotary thrust nozzle 19 .

Ein beachtlicher Vorteil der gezeigten Düsenanordnung, in welcher die Achse 24 jeder Düse 19, 20 im wesentlichen senkrecht zur Seitenfläche der Gondel 10 angeordnet ist, besteht darin, daß die waagerechte Innenabmessung der Ausnehmung 27 - die unterhalb der Düse 19 bzw. 20 zur Gewährleistung eines unbehinderten Gasaustritts nach unten notwendig ist - im Vergleich zu der erforderlichen Innenabmessung bei irgendeiner anderen Neigung der C t3 Achse 24 zur Längsachse der Gondel 10 wesentlich verkleinert wird.A considerable advantage of the nozzle arrangement shown, in which the axis 24 of each nozzle 19, 20 is arranged essentially perpendicular to the side surface of the gondola 10 , is that the horizontal inner dimension of the recess 27 - the one below the nozzle 19 or 20 to ensure a unimpeded gas exit downwards is necessary - compared to the required inner dimension with any other inclination of the C t3 axis 24 to the longitudinal axis of the nacelle 10 is significantly reduced.

Claims

Claims: 1. Gas turbine jet engine with a main compressor, an additional compressor, one part of which flows air through the air duct and rotary thrust nozzle into the atmosphere and the other part into the main compressor, also with a combustion device downstream of the main compressor and a combustion device connected to it for driving the Compressor system coaxial to this connected turbine, the entire exhaust gases of which flow into the atmosphere via the gas duct and rotary thrust nozzle, as well as with two rotatable thrust nozzles, which are arranged on the rear part of the engine on opposite sides of a vertical plane containing the axis of rotation of the engine, with each nozzle around an axis which is rotatable at an angle to its discharge direction and to the axis of rotation of the engine, in order to change its discharge direction over an arcuate region of at least substantially 900 C , characterized in that the gas duct guide with the one D. Deer thrust nozzle and the air duct guide are connected to the other rotary thrust nozzle.

2. An engine according to claim 1, which is arranged in a faired suspension, through the side surfaces of which nozzles protrude, which side surfaces converge with respect to one another behind the nozzles and the nozzles between positions in which their discharge directions point downwards and positions in which their ejection directions point backwards, are rotatable, characterized in that the ejection flows intersect with rearwardly directed nozzles on the downstream side of the converging side surfaces (26) . 3. In a housing housed engine according to spoke 2, characterized in that the converging side surfaces (26) are provided with rearwardly extending concave recesses and that the nozzles (19, 20) are arranged in a position that the outflow of the from the nozzles escaping media takes place to the rear via the concave recesses. 4. In a housing housed engine according to claim 2 or 3, characterized in that the converging side surfaces (26) have outflow-side end walls (30, 31) which, when the nozzles are rotated in a discharge direction, rearward a reduction in the effective outlet area of the nozzles cause. 5. A housed engine according to claim 4, characterized in that one of the converging side surfaces is arranged so that it can retract into the fairing so as not to reduce the effective outlet area of the nozzles. 6. Engine according to spoke 1, in which the axis of rotation of each nozzle is at right angles to the discharge direction and each nozzle is arcuate in the shape of a pipe bend and is rotatably supported by an annular bearing, characterized in that the average flow direction of each channel (21 , 22) to the nozzle (19, 20) assigned to it is inclined to the axis (24) of the nozzle bearing (23) and the inclination extends in such a direction that it reduces the bend in the nozzle. t3 Publications considered: "The Airplane", 98. Volume No. 2521 (February 12, 1960), p.194.