DE829829B

DE829829B - Gas turbine

Info

Publication number: DE829829B
Application number: DE1950W0003525
Authority: DE
Inventors: Wilkmsburg Penns Stewart Way (V St A)
Original assignee: Westmghouse Electric Corporation East Pittsburgh, Penns (V St A)
Filing date: 1950-09-09
Publication date: 1951-12-02

Description

Die Erfindung bezieht sich allgemein auf Gasturbinen und insbesondere auf Gasturbinentriebwerke für den Vortrieb von Flugzeugen.The invention relates generally to gas turbines and, more particularly, to gas turbine engines for propulsion of aircraft.

Hauptgegenstand der Erfindung ist die Schaffung einer verbesserten Gasturbine, die aus einem an beiden Enden offenen Gehäuse besteht und aus einem axial in diesem Gehäuse angeordneten Kern, der einen Verdichterläufer und einen Turbinenläufer umfaßt, wobei in einem ringförmigen KanalThe main object of the invention is to provide an improved gas turbine, which consists of a The housing is open at both ends and consists of a core arranged axially in this housing, which comprises a compressor rotor and a turbine rotor, wherein in an annular channel

ίο zwischen dem Verdichterläufer und Turbinenläufer eine Wandung angeordnet ist, die einander sich umgebende Luft- und Brennkammern !begrenzt, und wobei die Brennkammer bzw. Brennkammern in Strömungsrichtung vom Verdichter zur Turbine einen zunehmenden Strömungsquerschnitt erhalten und in der erwähnten Wandung Öffnungen vorgesehen und axial längs derselben verteilt sind, um den Zutritt von Luft in die Brennkammer bzw. Brennkammern aus der diese umgebenden Luftkammer bzw. Luftkammern zu ermöglichen.ίο between the compressor rotor and turbine rotor a wall is arranged that delimits the surrounding air and combustion chambers! and wherein the combustion chamber or chambers in the flow direction from the compressor to the turbine obtained an increasing flow cross-section and provided openings in the aforementioned wall and are distributed axially along the same in order to allow air to enter the combustion chamber or To enable combustion chambers from the surrounding air chamber or air chambers.

Die in den Wandungen der erwähnten Brennkammern vorgesehenen Öffnungen nehmen vom schmaleren zum breiteren Ende dieser Brennkammer zu, so daß der Gesamtquerschnitt der Öffnungen in einer der Brennkammern Vorzugsweise größer ist als der Austrittsquerschnitt dieser Brennkammer.The openings provided in the walls of the combustion chambers mentioned take off narrower to the wider end of this combustion chamber, so that the total cross-section of the Openings in one of the combustion chambers is preferably larger than the exit cross-section of this Combustion chamber.

Zum besseren Verständnis der Erfindung soll diese durch die nachstehende, ins Einzelne gehende Beschreibung einiger bevorzugter Ausführungsformen derselben unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher erläutert werden.For a better understanding of the invention, it is intended to go through the following in more detail Description of some preferred embodiments thereof with reference to the drawings are explained in more detail.

Fig. ι ist ein Aufriß eines Strahltriebwerks gemäß der Erfindung; Fig. 1 is an elevation of a jet engine according to the invention;

Fig. 2 a und 2 b zeigen zusammen einen Längsschnitt des in Fig. 1 dargestellten Triebwerks' in vergrößertem Maßstab;FIGS. 2a and 2b together show a longitudinal section of the engine shown in FIG enlarged scale;

Fig. 3 und 4 zeigen Schnittansichten nach der Linie III-III und IV-IV der Fig. 2a bzw. 2b;3 and 4 show sectional views along the line III-III and IV-IV of FIGS. 2a and 2b, respectively;

Fig. 5 ist eine Teilansicht im Schnitt, die eine andere Ausführungsform der Brennkammer zeigt.Fig. 5 is a partial sectional view showing another embodiment of the combustion chamber.

Die Brennkammer bzw. Brennkammern ist bzw. sind so ausgebildet, daß sie Luft und Kraftstoff mit \'erhältismäßig hohem Wirkungsgrad bei ver-The combustion chamber or chambers is or are designed to contain air and fuel with a high degree of efficiency at different

hältnismäßig geringem Druckabfall auszunutzen, um eine hohe Verbrennungsgeschwindigkeit aufrechtzuerhalten, wobei die Brennkammer bzw. Brennkammern durch ein Bauteil von verhältnismäßig geringem Durchmesser gebildet werden kann bzw. können, das sowohl eine statische als auch dynamische Verbindung von Turbine und Verdichter gestattet. Da sowohl der Verdichter als auch die Turbine von der Axialbauart sind und der Verdichter mehrstufig ist, können die Durchmesser dieser Bauteile verhältnismäßig klein gehalten und eine Richtungsänderung der Strömung vermieden werden. Diese und andere Merkmale gestatten hohe Verbrennungsgeschwindigkeiten bei einer die Turbine und den Verdichter verbindenden Konstruktion von verhältnismäßig kleinem Maximaldurchmesser und tragen dazu bei, ein Triebwerk zu schaffen, das zur Erzielung eines guten Wirkungsgrades in geringerem Maße von hohen Fluggeschwindigkeiten abhängig ist und das bei einer gegebenen Größe, d. h. bei einem bestimmten Maximaldurchmesser, eine beträchtlich höhere Leistung abgibt. Um eine konstruktive Umgestaltung oder Abhängigkeit sowohl des Verdichters als auch der Turbine von der Brennkammer oder umgekehrt und jede wesentliche Richtungsänderung der Strömung zu vermeiden, sind die Läufer der Turbine und des Verdichters in ausreichendem Abstand voneinander angeordnet, so daß die erwähnte ringförmige Brennkammer sowie ein Diffusor zwischen der Brennkammer und dem Verdichter untergebracht werden kann, und dienen, zur Umwandlung der Geschvyindigkeit der aus dem Verdichter austretenden Luft in Druck und zur Weiterleitung der auf diese Weise weiterverdichteten Luft zur Brennkammer, wobei eine sich verjüngende Düse zwischen der Brennkammer und der Turbine angeordnet ist, um eine Expansion des Treibmittels unter Umwandlung von Wärmeenergie in Geschwindigkeitsenergie für den Betrieb der Turbine zu ermöglichen. Das mit einer bestimmten Restgeschwindigkeit aus der Turbine austretende Treibmittel erfährt eine weitere Expansion mit weiterer Umwandlung von Wärmeenergie in Geschwindigkeitsenergie in einem geeignet ausgebildeten Düsenkanal, der hinter der Turbine angeordnet ist, um einen Schub zu erzeugen. Die verschiedenen Bauelemente sind hintereinander angeordnet, um einen axialen Gasdurchtritt zu ermöglichen. Die erforderliehe, mit Bezug auf die Abmessungen des Triebwerks sehr hohe Wärmezufuhr wird durch die Ausbildung der Brennkammern erzielt, die in der Anordnung einer Wandung zwischen dem Verdichter- und dem Turbinenläufer besteht, welche die vorerwähnten sich überschneidenden Luft- und Brennkammern begrenzt, wobei Kraftstoff dem vorderen Ende bzw. den vorderen Enden der ■Brennkammer bzw. Brennkammern zugeführt wird und die Verbrennung desselben durch die Luft getragen wird, die aus der die letztere(n) umgebenden Luftkammer bzw. Luftkammern durch längs der Wandung vorgesehene öffnungen eintritt und wobei die Luft auch dazu dient, um in Mischung mit den heißen Verbrennungsprodukten ein Treibmittel von geeigneter Temperatur für die Turbine zu liefern. Die Verdichter- und Turbinenläufer sind durch eine Welle verbunden, so daß eine Wellenanordnung entsteht, die mit Bezug auf das Gehäuse in diesem gleichachsig gelagert ist, was durch eine entsprechende Anordnung der Lager der Wellenanordnung im Gehäuse erreicht werden kann. Die Art und Weise, in welcher die Luft aus der Brennkammer bzw. den Brennkammern aus der bzw. den diese umgebenden Luftkammer bzw. Luftkammern zugeführt wird, bedingt eine Brennkammer von geringstmöglicher Länge, wodurch die Schaffung eines Geradstromtriebwerks von geringstmöglicher Länge möglich wird und die Erzielung eines geringstmöglichen Druckabfalls, was den höchsten Wirkungsgrad für eine gegebene Höchsttemperatur gewährleistet. Ein sich verjüngender Kernteil im Gehäuse bildet mit diesem einen Düsenkanal, in dem das aus der Turbine austretende Treibmittel sich ausdehnen kann, wobei in dem erwähnten Kern Mittel vorgesehen sind, die eine Veränderung des Düsenkanalaustrittsquerschnittes gestatten, um das für die jeweiligen Betriebsbedingungen günstigste Ausdehnungsverhältnis in der Düse zu ermöglichen. Zu diesem Zweck ist in dem rohrförmigen Gehäuse ein zusammengesetzter Kern angeordnet, der mit diesem einen ringförmigen Strömungskanal bildet, welcher im wesentlichen einen geradlinigen Verlauf hat oder sich in axialer Richtung vom Einlaß zum Auslaß erstreckt, wobei der zusammengesetzte Kern aus einem Verdichterläufer und einem Turbinenläufer besteht mit feststehenden, vor dem Verdichterläufer, hinter dem Turbinenläufer und zwischen den Läufern angeordneten Bauteilen. Die vorstehend geschilderten vorteilhaften Konstruktionsmerkmale ermöglichen die Schaffung eines Strömungskanals, der von einem Ende zum anderen im wesentlichen geradlinig verläuft, in dem die verschiedenen Bauteile so angeordnet sind, daß trotz hoher Verbrennungsgeschwindigkeiten und der hohen Leistungskapazität der Maximaldurchmesser des Gehäuses verhältnismäßig klein gehalten werden kann und dem Gehäuse auf seiner Außenseite die gewünschte Stromlinienform gegeben werden kann, ohne daß dadurch der maximale Außendurchmesser erhöht wird, was zur Folge hat, daß der Luftwiderstand des Triebwerks verringert wird und der maximale Durchmesser desselben klein genug gehalten werden kann, um die Verwendung des Triebwerks für Flugzeuge in geeigneter Weise zu ermöglichen einschließlich des Einbaus desselben in die Tragflügel ohne eine nachteilige Ausbuchtung des Tragflächenprofils auf der Ober- und Unterseite desselben.take advantage of the relatively low pressure drop in order to maintain a high combustion rate, wherein the combustion chamber or chambers by a component of relatively small diameter can be formed, which is both a static and dynamic Connection of turbine and compressor permitted. Since both the compressor and the Turbines are of the axial type and the compressor is multi-stage, the diameters of these Components kept relatively small and a change in direction of the flow avoided will. These and other features permit high burn rates at one die The turbine and the compressor connecting construction of relatively small maximum diameter and help to create an engine that enables good efficiency to a lesser extent is dependent on high airspeeds and that with a given size, d. H. at a certain maximum diameter, a considerably higher output gives away. To a structural redesign or dependency of both the compressor and the Turbine from the combustion chamber or vice versa and any significant change in direction of the flow to avoid, the rotors of the turbine and the compressor are at a sufficient distance arranged from each other, so that the aforementioned annular combustion chamber and a diffuser between the combustion chamber and the compressor can be accommodated and used for conversion the speed of the air exiting the compressor in pressure and for forwarding the air further compressed in this way to the combustion chamber, with a tapered nozzle is arranged between the combustion chamber and the turbine to allow expansion of the propellant converting thermal energy into speed energy for the operation of the turbine to enable. The propellant emerging from the turbine at a certain residual speed experiences a further expansion with further conversion of thermal energy into velocity energy in a suitably designed nozzle channel, which is arranged behind the turbine to generate a boost. The various components are arranged one behind the other to create a to allow axial gas passage. The required, with reference to the dimensions of the engine very high heat input is achieved through the formation of the combustion chambers in the Arrangement of a wall between the compressor and the turbine runner, which the The aforementioned overlapping air and combustion chambers are limited, with fuel being the front end or the front ends of the ■ combustion chamber or combustion chambers is supplied and the combustion of the same is carried by the air emanating from that surrounding the latter (s) Air chamber or air chambers enters through openings provided along the wall and the air also serving to create a propellant in admixture with the hot products of combustion of suitable temperature for the turbine to be supplied. The compressor and turbine rotors are connected by a shaft so that a shaft arrangement is formed which, with reference to the Housing is mounted coaxially in this, which is achieved by a corresponding arrangement of the bearings Shaft arrangement in the housing can be achieved. The way in which the air comes out the combustion chamber or chambers from the surrounding air chamber or Air chambers is supplied, requires a combustion chamber of the shortest possible length, whereby the creation of a straight flow engine of the shortest possible length is possible and the Achieving the lowest possible pressure drop, which is the highest efficiency for a given Maximum temperature guaranteed. A tapered core part in the housing forms with this a nozzle channel in which the propellant emerging from the turbine can expand, wherein Means are provided in the core mentioned, which change the nozzle duct outlet cross-section allow for the most favorable expansion ratio for the respective operating conditions to allow in the nozzle. For this purpose there is a composite in the tubular housing Arranged core, which forms an annular flow channel with this, which has a substantially straight course or extends in the axial direction from the inlet to the outlet extends, the composite core of a compressor runner and a turbine runner consists of stationary, in front of the compressor rotor, behind the turbine rotor and between the runners arranged components. The advantageous design features outlined above allow the creation of a flow channel that runs from one end to the other in the essentially straight, in which the various components are arranged so that despite high combustion speeds and the high power capacity of the maximum diameter the housing can be kept relatively small and the housing on his Outside the desired streamlined shape can be given, without thereby the maximum Outside diameter is increased, with the result that the drag of the engine is reduced and the maximum diameter of the same can be kept small enough to to enable the use of the engine for aircraft in an appropriate manner including the Installation of the same in the wing without a disadvantageous bulge of the wing profile on the Top and bottom of the same.

Zum besseren Verständnis der Erfindung soll diese nunmehr an Hand der Zeichnungen näher erläutert werden. Das rohrförmige Gehäuse, das allgemein mit 10 bezeichnet ist, ist an seinem vorderen und hinteren Ende mit einer Verjüngung ausgebildet, um hierdurch eine strömungsgünstige Form zu schaffen. Ein zusammengesetzter Kern,For a better understanding of the invention, it will now be explained in more detail with reference to the drawings explained. The tubular housing, indicated generally at 10, is at its front and rear end formed with a taper, thereby a streamlined To create form. A composite core

der allgemein mit ii l>ezeichnet ist, ist im Innern des Gehäuses angeordnet und in diesem gelagert in der Weise, daß durch beide ein ringförmiger Strömungskanal begrenzt wird, der sich vom Einlaß- oder vorderen Ende 12 des Triebwerks zum Auslaß- oder Austrittsende 14 desselben erstreckt, wobei die Anordnung so getroffen ist, daß dieser Strömungskanal im wesentlichen geradlinig oder axial mit einem Minimum an Richtungsänderung oder plötzlicher Querschnittsveränderung verläuft.which is generally marked with ii l> e is inside of the housing arranged and stored in this in such a way that by both an annular Flow channel is limited, which extends from the inlet or front end 12 of the engine extends to the outlet or discharge end 14 thereof, the arrangement being made so that this flow channel is substantially rectilinear or is axial with a minimum of change in direction or sudden change in cross-section.

Der zusammengesetzte, mit 11 bezeichnete KernThe composite core labeled 11

besteht aus einem Verdichterläufer 15 und einem Turbinenläufer 16, der von diesem im Abstand nach rückwärts angeordnet ist. Die gleich-consists of a compressor rotor 15 and a turbine rotor 16, which is at a distance from this is arranged to the rear. The same-

»5 achsig angeordneten Läufer sind miteinander durch eine Welle 17 verbunden, so daß eine Wellenanordnung gebildet wird, wobei diese Wellenanordnung mit Lagerstellen ausgebildet ist, mit denen sie in Lagern drehbar ist, die vom Gehäuse»5 axially arranged rotors are connected to each other by a shaft 17, so that a shaft arrangement is formed, this shaft arrangement is formed with bearings, with which it is rotatable in bearings by the housing

ao getragen werden, so daß sie mit Bezug auf das Gehäuse in gleichachsiger Lage zu diesem gehalten werden kann und in einer bestimmten axialen Stellung zu demselben. Zu diesem Zweck hat der Verdichterläufer einen Lagerungsteil 18, der sichao are worn so that they are held in a coaxial position with respect to the housing can be and in a certain axial position to the same. For this purpose the Compressor rotor has a bearing part 18, which

as von demselben nach vorn erstreckt, während die Verbindungswelle 17 einen doppelkegelförmigen, kombinierten Radial- und Drucklagerteil 19 hat und einen zwischen den Läufern befindlichen Lagerungsteil 20. Die Lagerungsteile 18, 19 bzw. 20 sind in Lagern 21, 22 und 23, die innerhalb des Gehäuses 10 angeordnet sind, gelagert.as extends forward from it, while the Connecting shaft 17 has a double-conical, combined radial and thrust bearing part 19 and a bearing part 20 located between the rotors. The bearing parts 18, 19 and 20, respectively are in bearings 21, 22 and 23, which are arranged within the housing 10, stored.

Vor dem Verdichterläufer 15 ist der Kern mit einem Verkleidungskegel 25 ausgebildet, der im Innern des Gehäuses von diesem getragen wird.In front of the compressor rotor 15, the core is formed with a fairing cone 25, which is in the Inside the housing is carried by this.

Der Verkleidungskegel deckt die Stirnfläche des Verdichterläufers 15 ab, umgibt die Lager 21, und bildet mit dem Gehäuse einen ringförmigen Eintrittskanal 26 für den konvergierenden Verdichterkanal 27.The fairing cone covers the end face of the compressor rotor 15, surrounds the bearings 21, and forms with the housing an annular inlet channel 26 for the converging compressor channel 27

Der Verdichterläufer bzw. das Gehäuse tragen eine Anzahl umlaufender bzw. feststehender Schaufeln 28 bzw. 29, die wechselweise im Kanal 27 angeordnet sind und einen mehrstufigen Axialverdichter bilden, wobei die Schaufeln in ihrer Länge in Strömungsrichtung in der Weise kürzer werden, daß sie sich der Verengung des Kanals 27 anpassen. Die Axialturbine besteht aus zusammenarbeitenden feststehenden und umlaufenden Schaufelreihen 30 bzw. 31, die am Gehäuse 10 bzw. am Läufer 16 gelagert sind.The compressor rotor or the housing carry a number of rotating or stationary ones Blades 28 and 29, which are arranged alternately in the channel 27 and a multi-stage axial compressor form, the blades being shorter in length in the direction of flow be that they adapt to the narrowing of the channel 27. The axial turbine consists of cooperating fixed and revolving blade rows 30 and 31, which are attached to the housing 10 and on Runner 16 are stored.

Der Kern 11 besteht ferner aus den inneren rohrförmigen Wandungsteilen 32, 33, 34, 35 und 36, die zusammen mit dem Gehäuse IO den Mittelteil des zwischen den Läufern 15 und 16 angeordneten ringförmigen Kanals bilden, der den Verdichteraustrittsquerschnitt mit dem Turbineneinlaßquerschnitt verbindet. Der Mittelteil des ringförmigen Kanals umfaßt ferner einen allgemein mit 37 bezeichneten Diffusorabschnitt, der über dem Brennkammerabschnitt 38 mit dem Düsenabschnitt 39 verbunden ist.The core 11 also consists of the inner tubular wall parts 32, 33, 34, 35 and 36 which, together with the housing IO, form the central part of the rotor 15 and 16 arranged between the rotors Form annular channel that connects the compressor outlet cross-section with the turbine inlet cross-section connects. The central portion of the annular channel further includes a diffuser portion, generally indicated 37, which extends over the combustion chamber section 38 is connected to the nozzle section 39.

Im Gehäuse 10-angeordnet ist ferner ein innerer rohrförmiger Wandungsteil, der sich nach rückwärts erweitert und mit dem sich nach rückwärts verengenden Wandungsteil 33 einen divergierenden Diffusorkanal Teil 141 des allgemein mit 37 bezeichneten Diffusors bilden. Der Wandungsteil 36 konvergiert nach rückwärts und bildet mit einem von dem Gehäuse getragenen konvergierenden Wandungsteil 42 eine ringförmige Düse 39, die mit dem Austrittsende des Brennkammerraumes in Verbindung steht und von geeignet konvergierender Form ist zur Entspannung des Treibmittels für die Turbine.Also arranged in the housing 10 is an inner tubular wall part which extends backwards expanded and with the rearward narrowing wall part 33 a diverging one Diffuser channel part 141 of the generally designated 37 Form diffuser. The wall portion 36 converges rearward and forms with one carried by the housing converging wall portion 42 an annular nozzle 39, which with communicates with the exit end of the combustion chamber space and is suitably converging Form is to relax the propellant for the turbine.

Wie bei 37 gezeigt, besteht der Diffusor aus mehreren Reihen feststehender Schaufeln 43, 44 und 45, die .die Aufgabe haben, die Richtung des aus dem Verdichter mit einer tangentialen Komponente austretenden Luftstromes allmählich in eine Richtung umzuwandeln, die im wesentlichen nur axial ist. Hierbei bewirken die Umlenlcschaufeln eine Diffusion, wobei ein wesentlicher Teil der tangentialen Geschwindigkeitskomponente in Druck umgewandelt wird. Die Geschwindigkeit der aus dem Tangentialdiffusor austretenden Axialströmung wird dann im Axialdiffusorka.nal 41 in Druck umgewandelt, durch den die so verdichtete Luft in die Zwischenbrennkammer 38 gefördert wird.As shown at 37, the diffuser consists of a plurality of rows of fixed vanes 43,44 and 45, who have the task of determining the direction of the from the compressor with a tangential component exiting air flow gradually into a Convert direction that is essentially only axial. The Umlenlcschaufeln cause this a diffusion, where a substantial part of the tangential velocity component is in pressure is converted. The speed of the axial flow emerging from the tangential diffuser is then in the Axialdiffusorka.nal 41 in Pressure converted by means of which the air compressed in this way is conveyed into the intermediate combustion chamber 38 will.

Die Brennkammer 38 wird durch die Wandung 47 in einen ummantelnden Druckluftraum 49, der nach dem Austrittsende des Diffusorkanais 41 offen ist und in eine ummantelnde Brennkammer bzw. Brennkammern oder Brennerraum bzw. Brennerräume 50 unterteilt, die nach dem Düsenkanal 39 offen ist, bzw. sind. Wie aus den Fig. 2 b und 5 ersichtlich, bildet die Wandung einander ummantelnde Luft- und Brennkammern, wobei die erstere in Richtung der Luftströmung axial konvergiert und die letztere axial divergiert. Der Kraftstoff wird am vorderen Ende bzw. an den vorderen Enden der Brennkammer bzw. Brennkammern geeigneten Zerstäubern 51 zugeführt, die mit Zündvorrichtungen 52 versehen sind. In der Wandung sind öffnungen 53 vorgesehen, die längs derselben angeordnet sind, um den Eintritt verdichteter Luft in die Brennkammer bzw. Brennkammern 50 aus der ummantelnden Luftkammer 49 zu gestatten. Die eintretende Luft unterstützt die Verbrennung des Kraftstoffes und mischt sich mit den heißen Verbrennungsprodukten, wobei sie ein Gemisch von Luft und Verbrennungsprodukten von geeigneter Temperatur für den Betrieb der Turbine liefert. Die die Luft- und Brennerräume abteilende Wandung 47 kann in beliebiger Weise ausgebildet sein, vorausgesetzt, daß sie iso angeordnet ist, daß der Luftraum den Verbrennungsraum axial ummantelt und die Luft in den letzteren längs der Wandung desselben eintreten kann, um die Verbrennung iao innerhalb der axialen Länge des Verbrennungsraumes zu vervollständigen oder im wesentlichen zu vervollständigen. Auf diese Weise wird nicht nur die axiale Länge des Gerätes auf einer Mindestgröße gehalten, sondern auch eine Trennung ia$ des primären Verbrennungsluftstromes vom Haupt-The combustion chamber 38 is divided by the wall 47 into a jacketed compressed air space 49, which is open after the outlet end of the diffuser channel 41 and into a jacketed combustion chamber or combustion chambers or burner space or burner spaces 50, which is or are open after the nozzle duct 39 . As can be seen from FIGS. 2 b and 5, the wall forms air and combustion chambers surrounding one another, the former converging axially in the direction of the air flow and the latter axially diverging. At the front end or the front ends of the combustion chamber or combustion chambers, the fuel is supplied to suitable atomizers 51 which are provided with ignition devices 52. In the wall openings 53 are provided, which are arranged along the same in order to allow the entry of compressed air into the combustion chamber or combustion chambers 50 from the surrounding air chamber 49. The incoming air aids in the combustion of the fuel and mixes with the hot products of combustion, providing a mixture of air and products of combustion of a suitable temperature for the turbine to operate. The wall 47 dividing the air and burner spaces can be designed in any desired manner, provided that it is arranged iso, that the air space axially envelops the combustion space and the air can enter the latter along the wall of the same to ensure combustion iao within the To complete or substantially complete the axial length of the combustion chamber. In this way, the axial length of the device is not only maintained at a minimum size, but also a separation ia $ of the primary combustion air stream from the main

strom in der Weise, daß ein Restsekundärluftstrom zur Vermischung mit demselben verbleibt, überflüssig. Das anfänglich überfette Kraftstoffgemisch wird so allmählich und ständig mit immer größer werdenden Luftmengen verdünnt und hierdurch die Verbrennung vervollständigt. Auf diese Weise läßt sich jedes nachträgliche Vermischen von Warm- und Kaltstrom vermeiden, wobei die Verbrennung vervollständigt und die Verbrennungsprodukte in der Brennkammer verdünnt werden, was eine gedrungene Bauform und eine verminderte axiale Länge des Gerätes ermöglicht. Wie bereits erwähnt, wird durch die Trennwand ein in Strömungsrichtung konvergierender Luftraum und ein in Strömungsrichtung divergierender Verbrennungsraum geschaffen. Außerdem ist vorgesehen, den Eintrittsquerschnitt der öffnungen 53 größer zu machen als den Austrittsquerschnitt des 'Verbrennungsraumes. Auf diese W⁷eise erhält man eine Brennkammer, in der die Strömungsrichtung beim Übergang vom Luftraum in den Verbrennungsraum eine geringstmögliche Umlenkung erfährt und eine im wesentlichen gleichförmige Gasgeschwindigkeit über den ganzen Weg durch denflow in such a way that a residual secondary air flow remains to mix with the same, superfluous. The initially excessively rich fuel mixture is gradually and continuously diluted with ever increasing amounts of air, thereby completing the combustion. In this way, any subsequent mixing of hot and cold flow can be avoided, the combustion being completed and the combustion products being diluted in the combustion chamber, which enables a compact design and a reduced axial length of the device. As already mentioned, the partition wall creates an air space that converges in the direction of flow and a combustion space that diverges in the direction of flow. In addition, provision is made to make the inlet cross section of the openings 53 larger than the outlet cross section of the combustion chamber. In this W ⁷ else to obtain a combustion chamber in which the flow direction at the transition from air space in the combustion chamber undergoes the least possible deflection and a substantially uniform gas velocity all the way through the

as Luft- und Verbrennungsraum, wobei die Länge der Brennkammer geringer sein kann, da die Verbrennung im Verbrennungsraum vervollständigt oder im wesentlichen vervollständigt wird und der Druckabfall in der Brennkammer verhältnismäßig sehr klein ist.as air and combustion space, the length of the Combustion chamber can be smaller as the combustion completes in the combustion chamber or is substantially completed and the pressure drop in the combustion chamber is proportionate is very small.

Das aus dem Verbrennungsraum bzw. den Verbrennungsräumen 50 austretende, verdichtete und erhitzte Treibmittel tritt in das Einlaßende des Düsenkanals 39 ein und erfährt eine Ausdehnung im letzteren mit gleichzeitiger Umwandlung von Wärmeenergie in Geschwindigkeitsenergie, um eine ringförmige Strömung von geeigneter Geschwindigkeit zur Beaufschlagung der Turbinenbeschaufelung 30 und 31 zu erzeugen, so daß ein Teil dieser Geschwindigkeitsenergie durch die letztere aufgenommen werden kann.That from the combustion chamber or chambers 50 exiting, compressed and heated propellant enters the inlet end of the Nozzle channel 39 and experiences an expansion in the latter with simultaneous conversion of Thermal energy in velocity energy to create an annular flow of suitable velocity to generate to act on the turbine blades 30 and 31, so that a Part of this speed energy can be absorbed by the latter.

Hinter der Turbine trägt das Gehäuse 10 mittels radialer Verstrebungen 54 den feststehenden Kernabschnitt 55, der zusammen mit dem Gehäuse einen ringförmigen Düsenkanal 56 begrenzt, dessen Eintrittsquerschnitt durch den Turbinenaustrittsquerschnitt gebildet wird. Normalerweise nimmt der Düsenkanal 56 das Treibmittel mit der Turbinenrestgeschwindigkeit auf und ermöglicht eine Ausdehnung desselben mit weiterer Umwandlung von Wärmeenergie in Geschwindigkeitsenergie zur Erhöhung der Geschwindigkeit und damit zur Erzeugung eines Schubes, wobei, da der Strahl in die Außenluft austritt, das Ausdehnungsverhältnis des Düsenkanals 56 so gewählt werden sollte, daß es den Betriebsbedingungen entspricht und den wirksamsten Vortrieb gewährleistet. Es ist daher Vorsorge für eine Regelbarkeit des Düsenaustrittsquerschnittes getroffen, was vorzugsweise durch die Anordnung eines kegeligen Schwanzstückes 57 erreicht werden kann, das teleskopartig innerhalb der Wandung 55 gelegen ist und in derselben zur Veränderung des Düsenaustrittsquerschnittes axial verstellbar ist. Wenn das Schwanzstück sich in seiner vordersten in Fig. 1 und 2 b mit vollausgezogenen Linien gezeichneten Stellung befindet, kann der Austrittsquerschnitt des Düsenkanals 56 etwas größer sein als dessen Eintrittsquerschnitt, was der Bedingung entspricht, die für den Start wünschenswert ist, für den die Düs" den geringstmöglichen Gegendruck auf die Turbine ausüben soll. Wenn das Schwanzstück 57 nach rückwärts bewegt wird, wird der Düsenaustrittsquerschnitt vermindert, und wenn es in seine hintere Endstellung gebracht wird, die in den beiden erwähnten Figuren mit strichpunktierten Linien angedeutet ist, ist der Düsenaustrittsquerschnitt um den gewünschten Betrag kleiner als der Eintrittsquerschnitt, um ein geeignetes Expansionsverhältnis zu erzielen mit wesentlicher Umwandlung von Wärmeenergie in Geschwindigkeitsenergie, um einen immer wirksamer werdenden Schub zu erzeugen. Während des Startvorganges wird durch die Düse wegen des verhältnismäßig großen Düsenaustrittsquerschnittes, der zur Verminderung des Gegendrucks auf die Turbine vorgesehen ist, kein sehr wirksamer Schub erzeugt, während jedoch nach dem Start im Normalbetrieb das Schwanzstück nach rückwärts verstellt wird, um den Düsenaustrittquerschnitt zu vermindern, so daß die Düse als Mittel zur Expansion des Treibmittels mit Umwandlung von Wärmeenergie in Geschwindigkeitsenergie immer wirksamer wird, was eine Erhöhung des Vortriebswirkungsgrades des Strahles zur Folge hat.Behind the turbine, the housing 10 supports the stationary core section by means of radial struts 54 55, which delimits an annular nozzle channel 56 together with the housing, the Inlet cross section is formed by the turbine outlet cross section. Usually takes the nozzle channel 56 on the propellant with the remaining turbine speed and enables a Expansion of the same with further conversion of thermal energy into velocity energy for Increasing the speed and thus generating a thrust, since the jet in the Outside air escapes, the expansion ratio of the nozzle channel 56 should be chosen so that it corresponds to the operating conditions and ensures the most efficient propulsion. It is therefore precaution taken for a controllability of the nozzle outlet cross-section, which is preferably achieved by the Arrangement of a tapered tail piece 57 can be achieved which telescopes within the wall 55 is located and in the same for changing the nozzle outlet cross-section axially is adjustable. If the tail piece is in its foremost in Fig. 1 and 2 b with fully extended The position shown in the lines is located, the outlet cross-section of the nozzle channel 56 be slightly larger than its inlet cross-section, which corresponds to the condition for the start it is desirable for the nozzles to exert the least possible back pressure on the turbine target. When the tail piece 57 is moved backward, the nozzle exit area becomes diminished, and when it is brought into its rear end position, those mentioned in the two Figures is indicated with dot-dash lines, the nozzle outlet cross-section is around the desired Amount smaller than the inlet cross-section in order to achieve a suitable expansion ratio achieve with substantial conversion of thermal energy into velocity energy in order to to generate an increasingly effective thrust. During the start-up process, the nozzle because of the relatively large nozzle outlet cross-section, which is used to reduce the Back pressure is provided on the turbine, while not producing very effective thrust, however after the start in normal operation, the tail piece is adjusted backwards to the To reduce nozzle outlet cross-section, so that the nozzle as a means for expanding the propellant with the conversion of thermal energy into speed energy becomes more and more effective what a The result is an increase in the propulsion efficiency of the jet.

Wie gezeigt, wird das vordere Lager 21 vorzugsweise im Innern des Gehäuses 10 mittels einer Reihe Verdichterleitschaufeln 58 getragen, die ein speichensternförmiges, das Lager tragendes Bauteil bilden. Der Verkleidungskegel 25 wird ebenfalls von diesem speichenförmigen Bauteil getragen in der Weise, daß dieser die Stirnfläche des Verdichterläufers abdeckt und das Lager umgibt. Das kombinierte radiale Drucklager 22 wird vorzugsweise durch eine Verspannungskonstruktion getragen, die einen Teil des Gehäuses bildet, wobei diese Verspannungskonstruktion zusammen mit dem rohrförmigen Abschnitt 35 der Brennkammer und mit den feststehenden Turbinenschaufeln 30 zur Befestigung des Lagers 23 dient. Am Gehäuse n° ist ferner ein verhältnismäßig steifes und starkes ringförmiges Verspannungselement 59 befestigt, das durch Verstrebungen 61 mit dem Lager 22 verbunden ist, wobei das Lager 22 mit dem Lager 23 durch das hülsenförmige Teil 35 und die Verspannungsstreben 60 im Luftraum 41 verbunden ist, wobei die Enden der Verspannungsstreben 60 am Verspannungsring 59 und am Hülsenteil 35 befestigt sind, um eine starre Verspannung zur Festlegung der Lager zu bilden. Die Lager 23 werden zusätzlich noch durch mit den Turbinenleitschaufeln 30 verbundene Verstrebungen gehalten. Dies kann durch Anordnung eines zweiten verhältnismäßig steifen und starken ringförmigen Verstrebungselementes geschehen, das einen Teil der Gehäusekonstruktion bildet und an dem die Schau-As shown, the front bearing 21 is preferably located inside the housing 10 by means of a Series of compressor vanes 58 carried, which is a spoke star-shaped, the bearing supporting member form. The fairing cone 25 is also carried by this spoke-shaped component in such a way that it covers the end face of the compressor rotor and surrounds the bearing. The combined radial thrust bearing 22 is preferably made by a bracing construction carried, which forms part of the housing, this bracing structure together with the tubular section 35 of the combustion chamber and with the stationary turbine blades 30 for fastening the bearing 23 is used. On the housing n ° there is also a relatively stiff and strong one attached annular bracing element 59, which is connected to the bearing 22 by struts 61 is, the bearing 22 with the bearing 23 through the sleeve-shaped part 35 and the bracing struts 60 is connected in the air space 41, the ends of the bracing struts 60 at the Bracing ring 59 and are attached to the sleeve part 35 in order to establish a rigid bracing to form the camp. The bearings 23 are additionally still through with the turbine guide vanes 30 connected struts held. This can be done proportionally by arranging a second stiff and strong annular bracing element that is part of the Housing construction and on which the display

fein 30 befestigt sind, das mittels des konischen j Ringes 64 mit dem l>enac htaarten Ende des Lagers j 23 verbunden ist. Das Lager 23 wird daher von den Ixiideu Verspannungsringen 59 und 62 durch eine Konstruktion gehalten, die eine geeignete Steifigkeit und Festigkeit gewährleistet, um die Lager 22 und ^3 in der richtigen Lage zueinander zu halten.finely 30 are attached, which by means of the conical j Ring 64 with the l> enac htaarten end of the bearing j 23 is connected. The bearing 23 is therefore of the Ixiideu tension rings 59 and 62 through held a construction that ensures a suitable rigidity and strength to the To keep bearings 22 and ^ 3 in the correct position to each other.

Aus dem Vorstehenden geht hervor, daß die |From the foregoing it appears that the |

Erfindung sich auf ein stromlinienförmiges Trieb- j werk bezieht, das bei Entwicklung hoher Leistun- j gen und einem hohen Wirkungsgrad bei einer ' gegebenen Höchsttemperatur mit einem verhältnismäßig kleinen Maximaldurchmesser ausgebildetInvention relates to a streamlined engine which, when developed at high power, is used gen and a high efficiency at a 'given maximum temperature with a relatively small maximum diameter formed

'5 werden kann. Dieser verhältnismäßig kleine Maximaldurchmesser ergibt sich durch die Verwendung von Bauteilen, in denen die Strömungsrichtung im wesentlichen axial verläuft, wobei die Anordnung dieser Bauteile so getroffen ist, daß eine im wesentliehen geradlinige Axialströmung von einem Ende zum anderen Ende des Triebwerkes vorhanden ist und durch die Verwendung einer Konstruktion, I die die Turbine und den Verdichter sowohl statisch als auch dynamisch verbindet und einen Verbren-'5 can be. This relatively small maximum diameter results from the use of components in which the direction of flow is im runs essentially axially, the arrangement of these components is made so that one in wesentlie straight axial flow is present from one end to the other end of the engine and by using a design that makes the turbine and compressor both static as well as dynamically and a combustion

*5 nungsraum oder Verbrennungsräume bildet, der bzw. die axial durch den Luftraum ummantelt werden, was zur Folge hat, daß hohe Verbrennungsgeschwindigkeiten erzielt werden können und die Verbindungsteile durch Luft gegen die Wirkung hoher Verbrennungstemperaturen geschützt oder isoliert werden. Außer der durch die Luftströmung gewährten Schutzwirkung, die einen verhältnismäßig kleinen Durchmesser der Verbindungsteile möglich macht, wird diese Wirkung noch durch die Anordnung der ummantelnden und ummantelten Luft- und Verbrennungsräume gefördert, da sie hohe Verbrennungsgeschwindigkeiten ermöglicht dadurch, daß der Kraftstoff dem vorderen Ende bzw. den vorderen Enden des Verbrennungsraumes oder der Verbrennungsräume zugeführt wird und die Luft zu dem bzw. zu den letzteren durch öffnungen Zutritt erhält, die längs der Trennwand angeordnet sind zur wirksamen Unterstützung der Verbrennung des Kraftstoffes und zur Vermischung mit den heißen Verbrennungsprodukten, um ein Treibmittel zu erhalten, das aus dem Verbrennungsraum oder den Verbrennungsräumen mit für den Turbinenantrieb geeigneten Temperaturen austritt. Durch die Anordnung des Luftraumes in der Weise, daß dieser den Verbrennungsraum ummantelt, werden nicht nur die vorerwähnten Vorteile erzielt, sondern auch eine axiale Strömungsanordnung beibehalten von geringstmöglicher Länge und günstigstem Wirkungsgrad bei einer gegebenen Höchsttemperatur, wobei die die Luft- und Verbrennungsräume abteilende Wandung so angeordnet ist, daß sich eine geringstmögliche Abweichung in der Richtung der Luftströmung ergibt und ein Zutritt von Luft in den Verbrennungsraum in der Weise, daß die Verbrennung innerhalb der axialen Länge des letzteren vervollständigt oder im wesentlichen vervollständigt werden kann, wodurch die Länge der Brennkammer und damit die Gesamtlänge des Triebwerkes auf einem Mindestmaß gehalten werden kann. Außerdem gewährleistet die geringe Richtungsänderung der Luftströmung an der Stelle des Eintritts aus dem Luftraum in den Verbrennungsraum zusammen mit dem für diesen Zweck reichlich vorgesehenen Durchtrittsquerschnitt, daß in der Brennkammer ein Minimum an Druckabfall vorhanden ist, so daß die ausnutzbare Energie des Treibmittels auf günstigste Weise ausgenutzt wird.* 5 forms the opening space or combustion space, which is encased axially by the air space with the consequence that high combustion rates can be achieved and the connecting parts are protected against the effects of high combustion temperatures by air or be isolated. In addition to the protective effect provided by the air flow, which is a relative one makes small diameter of the connecting parts possible, this effect will still promoted by the arrangement of the jacketed and jacketed air and combustion chambers, since it enables high combustion rates by the fact that the fuel is the front end or the front ends of the combustion chamber or the combustion chambers supplied is and the air to the latter or to the latter receives access through openings, the longitudinal the partition wall are arranged to effectively support the combustion of the fuel and for mixing with the hot combustion products to obtain a propellant, that from the combustion chamber or the combustion chambers suitable for the turbine drive Temperatures leaks. By arranging the air space in such a way that it is the combustion chamber encased, not only the aforementioned advantages are achieved, but also one Maintain axial flow arrangement of the shortest possible length and the most favorable degree of efficiency at a given maximum temperature, the wall dividing the air and combustion spaces being arranged so that a results in the smallest possible deviation in the direction of the air flow and an ingress of air in the combustion chamber in such a way that the combustion is within the axial length of the latter can be completed or substantially completed, thereby increasing the length of the Combustion chamber and thus the total length of the engine are kept to a minimum can. In addition, ensures the slight change in direction of the air flow at the point of entry from the air space into the combustion space along with that for this purpose ample passage cross-section provided that a minimum of pressure drop in the combustion chamber is present, so that the usable energy of the propellant is used in the most favorable manner will.

Claims

PATENT CLAIMS:

1. Gas turbine with axial compressor and axial turbine in a housing on the the same shaft are mounted, the fluid between the housing and the Verdichtertufbinenaggregat formed annular space in practically unchanged Flows through direction from one open end of the housing to the other, characterized in that that between the compressor (15) and the turbine (16) a wall (47) in the mentioned annular space is arranged so that axially enveloping air and combustion chambers (49 or 50) are formed, wherein the section (s) of the combustion chambers) expand in the direction of flow perpendicular to this direction, and where

axially distributed openings (53) are provided in the aforementioned wall.

2. Gas turbines according to claim i, characterized in that that the combustion chambers (50) are arranged on the circumference and diverge axially in the direction of the turbine rotor (16) in order to to compensate for the increase in specific volume in the combustion chambers to create heated air.

3. Gas turbines according to claim 1 or 2, characterized in that the overall cross section of the openings (53) per unit length of the combustion chambers (50) from the narrower ones Ends to the wider ends of these chambers increases.

4. Gas turbines according to claim 1, 2 or 3, characterized in that the total cross-section of the openings (53) in each combustion chamber is larger than the exit cross-section of this combustion chamber.

5. Gas turbine according to claims 1 to 4, characterized in that the walls, the limit the surrounding air and combustion chambers (49 and 50), so designed are that the air chambers (50) have increasing cross-section in the direction of the air flow. "O

1 sheet of drawings