DE1626114B2 - Gasturbinenstrahltriebwerk für Flugzeuge - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Gasturbinenstrahltriebwerk für Flugzeuge, mit einem ringförmigen Strömungskanal, in dem ein Niederdruckkompressor, ein Hochdruckkompressor, eine Verbrennungseinrichtung, eine Hochdruckturbine und eine Niederdruckturbine in Strömungsrichtung hintereinander angeordnet sind, wobei eine Anzahl hohler Kompressorauslaß-Leitschaufeln über eine radial innere Ringkammer und öffnungen in der Innenwand des Kompressorauslaß-Kanals mit diesem und über eine äußere Ringkammer mit einer Kompressordruckluft verbrauchenden Einrichtung, z. B. der Kabinenbelüftung in Verbindung steht.

Ein solches Triebwerk ist aus der GB-PS 932 000 bekannt. Hierbei wird die gesamte in der äußeren Ringkammer zur Weiterleitung an die Verbraucher benötigte Druckluft über den Kranz von Kompressorauslaß-Leitschaufeln angeliefert. Diese Leitschaufeln müssen daher einen großen inneren Strömungsquerschnitt aufweisen, was dazu führt, daß sie in axialer Richtung des Triebwerks betrachtet, eine Länge aufweisen müssen, die beträchtlich größer ist als für ihre Leitfunktion erforderlich. Hierdurch bedingt wird auch die axiale Gesamtabmessung des Triebwerks und zugleich dessen Gewicht vergrößert, was höchst unerwünscht ist.

Günstig an der bekannten Druckluftführung ist der Umstand, daß die Druckluft am radial inneren Teil des ringförmigen Luftströmungskanals abgezapft wird, d. h. an einer Stelle, wo die geringste Staubkonzentration zu erwarten ist. Eine unmittelbare Verbindung zwischen äußerer Ringkammer und dem ringförmigen Luftströmungskanal würde Luft aus den radial äußeren Bereichen in die Ringkammer fördern, was dazu führen würde, daß die so abgezapfte Luft einen hohen Staubanteil besitzt.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, der äußeren Ringkammer zur Weiterleitung an die Verbraucher staubfreie Luft aus dem radial inneren Teil des Strömungskanals zuzuführen, ohne den Querschnitt der Leitschaufeln über das durch ihre Strömungsfunktion bedingte Maß vergrößern zu müssen und so die axiale Gesamtabmessung des Triebwerks klein zu halten.

Gemäß der Erfindung wird diese Aufgabe bei einem Gasturbinenstrahltriebwerk der eingangs genannten Gattung dadurch gelöst, daß das ringförmige Flammrohr der Verbrennungseinrichtung stromoberseitig der

ίο Brennstoffeinspritzdüsen durch mehrere im Winkelabstand radial angeordnete Hohlstreben gehalten ist, die mit ihrem inneren Ende bis nahe an die Innenwand des Kompressorauslaßkanals und mit ihrem äußeren Ende in die äußere Ringkammer reichen.

Durch diese Ausbildung wird die Möglichkeit geschaffen, Leitschaufeln zu benutzen, die die gleiche axiale Erstreckung haben wie die normalerweise benutzten Leitschaufeln, über die keine Hilfsluft abgezapft wird. Die das Flammrohr tragenden Streben, die erfindungsgemäß einen Großteil der Hilfsluft führen, müssen konstruktiv immer vorhanden sein, um die Verbrennungseinrichtung zu tragen, so daß durch ihre zusätzliche Leitfunktion keine Vergrößerung irgendwelcher Dimensionen des Triebwerks erforderlich wird.

Um für diese die Hilfsluft führenden Streben einen Temperaturausgleich zu ermöglichen, sind gemäß einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung diese Hohlstreben radial auf Zapfen gleitbar, die am Triebwerksgehäuse befestigt sind.

Nachstehend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung an Hand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigt

F i g. 1 eine schematische teilweise aufgebrochene Ansicht eines Gasturbinenstrahltriebwerks, F i g. 2 eine vergrößerte Teilschnittansicht des Triebwerks gemäß F i g. 1 im Bereich des Kompressorauslasses bzw. des stromoberseitigen Teils der Verbrennungseinrichtung.

Das in F i g. 1 dargestellte Gasturbinenstrahltriebwerk weist einen ringförmigen, durch eine Innenwand 12 und eine Außenwand 13 gebildeten Hauptströmungskanal 11 auf. Dieser Hauptströmungskanal enthält in Strömungsrichtung hintereinander einen Niederdruckkompressor 15, einen Hochdruckkompressor 16, einen Kranz von hohlen Auslaßleitschaufeln 17, eine Verbrennungseinrichtung mit einem ringförmigen Flammrohr 18, eine Hochdruckturbine 19 und eine Niederdruckturbine 20 sowie eine Schubdüse 21.

Das Flammrohr 18 ist von der Außenwand 13 durch einen Ringkanal 23 getrennt, der die Sekundärluft führt, die über Einlaßöffnungen 22 in das Flammrohr eintritt. Das Flammrohr 18 ist von der Innenwand 12 durch eine innere Ringkammer 25 getrennt, die die Verdünnungsluft führt, welche über radial innere Einlasse 24 in das Flammrohr eintritt. Zur Brennstoffzuführung dienen radial verlaufende Leitungen 26, die in Brennstoffeinspritzdüsen 27 enden.

Das stromoberseitige Ende des Flammrohrs, d. h. der Flammrohrkopf 30 wird vom Außengehäuse 14 über einen Kranz von Hohlstreben 21 getragen, die mit dem Flammrohr 18 verschweißt sind; mit ihren radial äußeren Enden sind die Hohlstreben 31 auf Zapfen 32 gleitbar, die am Triebwerksgehäuse 14 befestigt sind. Der Flammrohrkopf kann sich daher gegenüber dem Triebwerksgehäuse 14 radial bewegen, um Wärmedehnungen aufzunehmen, wobei dennoch eine feste axiale Lage gewährleistet ist.

Die radial innenliegenden Enden 33 der Hohlstreben

31 stehen mit der inneren Ringkammer 25 in Verbindung, so daß Luft aus dieser Ringkammer 25 über die Hohlstreben 31 in eine äußere Ringkammer 34 gelangen kann, aus der die Luft über eine Leitung den Verbrauchern z. B. zur Kabinenbelüftung zugeführt wird.

Über Öffnungen 36 der Innenwand 12 kann ein weiterer Anteil von Druckluft aus der inneren Ringkammer 25 in bekannter Weise über einen Ringkanal 37 und die hohlen Leitschaufeln 17 in die äußere Ringkammer 34 gelangen.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims (2)

Patentansprüche:

1. Gasturbinenstrahltriebwerk für Flugzeuge, mit einem ringförmigen Strömungskanal, in dem ein Niederdruckkompressor, ein Hochdruckkompressor, eine Verbrennungseinrichtung, eine Hochdruckturbine und eine Niederdruckturbine in Strömungsrichtung hintereinander angeordnet sind, wobei eine Anzahl hohler Kompressorauslaß-Leitschaufeln über eine radial innere Ringkammer und Öffnungen in der Innenwand des Kompressorauslaßkanals mit diesem und über eine äußere Ringkammer mit einer Kompressordruckluft verbrauchenden Einrichtung, z. B. der Kabinenbelüftung in Verbindung steht, dadurch gekennzeichnet, daß das ringförmige Flammrohr (18) der Verbrennungseinrichtung stromoberseitig der Brennstoffeinspritzdüsen (27) durch mehrere im Winkelabstand radial angeordnete Hohlstreben (31) gehalten ist, die mit ihrem inneren Ende (33) bis nahe an die Innenwand (12) des Kompressorauslaßkanals (11) und mit ihrem äußeren Ende in die äußere Ringkammer (34) reichen.

2. Gasturbinenstrahltriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Hohlstreben (31) radial auf Zapfen (32) gleitbar sind, die am Triebwerksgehäuse (14) befestigt sind.