Verbrennungsturbinen-Kraftanlage für Luftfahrzeuge. Die Erfindung bezieht sich auf Verbren nungsturbinen-Kraftanlagen für Luftfahr zeuge, bei welcher Luft in einem Kompressor komprimiert, in einer Verbrennungskammer unter konstantem Druck erhitzt, dann in einer Turbine auf einen niedrigeren Druck zurückexpandiert und schliesslich einer Strahl reaktionsdüse zugeleitet wird.
Die Erfindung bezweckt, bei der Kraftan lage der erwähnten Art für einen besseren Vortrieb zu sorgen. Die Vortriebswirkung einer Strahlreaktions-Kraftanlage ist niedrig relativ zu derjenigen einer gleichen Kraft anlage mit. Luftschraubenvortriebsmitteln, und zwar wegen der niedrigen Massenströmung im Vergleich zu derjenigen, die durch einen gleichwertigen Luftschraubenpropeller er zeugt wird. Es ist daher erwünscht, die ganze Vortriebswirkung der Kraftanlage durch ro tierende Vortriebsmittel zu verbessern, die er möglichen, eine grössere Luftmassenströmung bei niedriger Geschwindigkeit zu erzielen.
Gemäss der Erfindung sind ausser den für den Antrieb des Kompressors verwendeten Turbinenstufen noch zusätzliche Turbinen stufen vorhanden, welche durch die Auspuff gase der den Kompressor treibenden Tur- binenstufen betätigt werden und mit rotieren den Vortriebsmitteln in Antriebsverbindung stehen.
Die Vortriebsmittel können als Propeller, entweder einfache oder gegenläufige, oder als ein Gebläse ausgebildet sein, das eine oder mehrere Reihen von Gebläseschaufeln besitzt, die in einem ringförmigen Leitkanal laufen, welcher den übrigen Teil der Kraftanlage umgibt, eine Einlassöffnung hat und in einer ringförmigen Auslassöffnung endigt, welche das Auslassende des die Turbinenauspuffgase leitenden Kanals umgibt.
Der ringförmige Gebläseleitkanal und der Turbinenauspuff-Leitkanal können in dersel ben Ebene endigen, was konzentrische Strahl- reaktionsdüsen für die Luft und die Auspuff gase ergibt, oder der Auspuff-Leitkanal kann innerhalb der den ringförmigen Crebläseleit- kanal umgebenden Aussenwand endigen, was einen Endraum ergibt, in welchem die Luft von dem Gebläseleitkanal und die Auspuff gase gemischt werden, bevor sie durch eine einfache Reaktionsdüse austreten. Der Kom pressor und die Turbine sind vorteilhaft ko axial in Tandem angeordnet,
wobei beide von Axia.lbauart sind, und die ringförmige Ver brennungskammer liegt symmetrisch um die Achse der Turbine und des Kompressors zwi schen diesen, derart, dass sich ein im wesent lichen gerader durchgehender Strömungs kanal vom Einlass des Kompressors zum Aus lass der Turbine ergibt.
Auf der beiliegenden Zeiehnung sind zwei Ausführungsbeispiele des Erfindungsgegen-. Standes dargestellt.
Fig. 1 ist teilweise eine Seitenanischt und teilweise ein Längsschnitt. einer Verbrennungs- turbinen-Kraftanlage mit einem Paar gegen läufig rotierender Druckpropeller.
Fig. 2 ist eine gleiche Ansicht bzw. ein Schnitt einer abgeänderten Anlage, bei wel cher die Propeller durch ein in einem Leit- kanal angeordnetes Gebläse für die Erhöhung des Druckes des Reaktionsstrahls ersetzt ist, und Fig. 3 und 4 sind senkrechte Längsschnitte von zwei alternativen Ausführungsformen von Reaktionsstrahldüsen für die in Fig. 2 dar gestellte Anlage.
In Fig. 1 ist die äussere Haut der die Krafteinheit umschliessenden Gondel mit 10 bezeichnet, wobei der vordere Rand 10a der Haut einwärts gefaltet und an einer aus den Ringen 11, 12 und 13 aufgebauten Trommel befestigt ist. Diese Trommel bildet das Sta torgehäuse, welches einwärts vorstehende Sta torschaufeln 48 eines Mehrstufen-Axialkom- pressors trägt, dessen Rotor Rotorschaufeln 47 besitzt, die auf der Aussenfläche einer Trom mel 14 angeordnet sind, deren vorderes Ende an einer Stirnwand 15 befestigt ist, die mit einer Welle 17 aus einem Stück besteht, welche mittels Lager 16 durch ein Stützglied 18 ge tragen wird, das an dem Gehäusering 13 durch Rippen 19 angebracht ist, die zugleich Einlassleitflügel für den Kompressor bilden.
Das hintere Ende der Rotortrommel 14 besitzt eine konische Verlängerung 20, welche in einer Büchse 21 endigt, die durch ein Lager 22 in einem festen konischen Gehäuse 23 ab gestützt ist, das an einem Ring 24 befestigt ist, welcher am Gehäusering 12 durch Rippen 25 angebracht ist, die zugleich als Auslass- leitflügel für den Kompressor dienen. Eine weitere Welle 27 ist durch eine Keilverbin dung 26 mit der Büchse 21 verbunden und trägt einen Turbinenrotor 28, der zwei Rei hen von Turbinenrotorschaufeln 29 trägt, welche mit zwei Reihen von Statorschaufeln 30 ineinandergreifen, um zwei Turbinenstufen zu bilden.
Die Statorschaufeln sind auf der Innenseite eines Turbinenstatorgehäuses 31 angeordnet, wobei die vordere Reihe von Sta torschaufeln 30 dazu dienen, das Gehäuse 31 mit einem Innenring 32 zu verbinden, welcher seinerseits mit clean hintern Ende des konischen Gehäuses 23 durch eine Stirnwand 33 verbunden ist, welche gewellt ist, um sieh Ausdehnungswirkungen anzupassen.
Der Turbinenrotor ist durch wärmeisolie rende Stirnwände 34, 35 eingehüllt. Zwischen dem hintern Ende des Kom- pressors und dem vordern Ende der Turbine ist eine ringförmige Verbrennungskammer an geordnet, oder es ist eine Reihe von über den Umfang verteilten Verbrennungskammern vor gesehen, deren äussere Wand mit 38 und deren innere MTand mit 39 bezeichnet ist.
Diese Kammern sind mit Flanmmrohren 40, 41 versehen, wobei die Primärluft durch Löcher 42 in das Flammrohr 40 eintritt, um die Brennstoffeinspritzorgane 43 zu erreichen, welche innerhalb des Flammrohres 40 liegen, während die Sekundärluft zwischen den Ver- br ennungskammerwänden 38, 39 und dem Flammrohr 40 hindurchgeht, wobei ein wenig Luft ferner zwischen den Wänden 38, 39 und demn Flammrohr 41 hindurchgeführt wird, um Tertiärluft zu bilden und auch um die Wände 38, 39 kühl zu halten.
Vorn am Kompressor ist, das Stützglied 18 durch eine Verkleidung 49 fortgesetzt. Ein ringförmiger Strömungsleitkanal wird also durch den einwärts gebogenen Rand 10a der äussern Gondelhaut und die Verkleidung 49 (welche den Einlass bilden), durch den Ring 13 und das Glied 18 (feststehend), den Ge häusering 11(feststehend) und die Kompressor- rotortromme114 (drehbar), durch dieRinge 12 und 24, durch die Verbrennungskammerwände 38, 39, das Turbinenstatorgehäuse 31, den Ring 32 (feststehend) und den Turbinen rotor 28 (drehbar) und endlich durch Ver kleidungen 36 und 37 begrenzt, wobei diese zwei letzten Verkleidungen eine Reaktionsdüse bilden.
Bei diesem Verlauf des Strömungsleit- kanals wird das Arbeitsflaidum keiner Strö- inungsumkehr unterworfen, so dass die Ener gieverluste durch Turbulenz und Reibung ver- mindert werden; der vorwärtsgerichtete Luft- einlass ergibt den Vorteil der Ausnützung der Vortriebsgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges.
Hinter den zwei Turbinenstufen mit den Schaufeln 29 und 30 sind noch zwei zusätz liche Turbinenstufen durch gegenläufige, Schaufeln 61 bzw. 57 tragende Turbinenroto ren 60, 56 gebildet, die auf konzentrischen Wellen 59, 55 angeordnet sind, von welchen die innere Welle 59 in einem Lager 58 ab gestützt ist, das durch die äussere Welle 55 getragen wird, welche ihrerseits durch ein Lager 54 in einem Gehäuse 53 abgestützt ist, das an einer Zwischenwand 52 befestigt ist, die ihrerseits durch Rippen 51 amn Turbinen statorgehäuse 31 angebracht ist; die Rippen 51 dienen zugleich als Auslassleitflügel dieser Kraftturbine. Dabei ist der Turbinenrotor 60 auch zum Turbinenrotor 28 gegenläufig.
hin Getriebegehäuse 62 nimmt die Wellen 55, 59 auf und enthält ein Reduktionsgetriebe, durch welches die Wellen 55, 59 mit herab gesetzter Geschwindigkeit konzentrische ge genläufige Propellerwellen 65, 66 antreiben, die gegenläufige Druckpropeller 67, 68 tragen.
Bei der Anlage nach Fig. 2 sind zum Un terschied von der Anlage nach Fig. 1 die Wel len der gegenläufigen Kraftturbinenrotoren 56, 60 durch Büchsen 55x, 59x ersetzt., die mittels Lager 51x, 58x auf einer festen, an der Zwischenwand 52 befestigten Achse 69 abgestützt sind, und es ist ein äusserer ring förmiger Leitkanal vorgesehen, in welchem ein Gebläse arbeitet, das durch die zusätz lichen Turbinenstufen angetrieben wird und die Propeller nach Fig.1 ersetzt.
Dieser äussere Leitkanal wird durch einen Flansehring 70, der am Kompressorgehäuse ring 12 befestigt ist, und einen durch Rippen mit diesem verbundenen äussern Ring 72, durch einen Flansehring 73 und einen wei teren Ring 74l, wobei die Ringe 72, 73, 71 miteinander verbunden sind, um ein äusseres Gehäuse zu bilden, und wobei der Ring 74 mit nach innen vorstehenden Rippen 75, 76 ver sehen ist, durch einen Zwischenring 77, der mit den Rippen 51 und 76 aus einem Stück besteht, und endlieb durch Verkleidungen 81, 82, 83, 81 und 85 gebildet.
Die Verkleidung 81 ist am Ring 72 befestigt und geht in den vordern Rand der äussern Gondelhaut 10 über; die Verkleidung 82 ist am Ring 74 be festigt; die Verkleidung 83 ist am Flanseh- ring 70 angebracht und bestimmt mit der Verkleidung 81 den Einlass des Gebläseleit- kanals; der vordere Rand 83a der Verklei dung 83 ist für die Befestigung am Kom pressorgehäusering 13 zurückgebogen, wodurch mit der Verkleidung 49 der Einlasskanal des Kompressorleitkanals bestimmt wird;
die Ver kleidung 84 ist am Flanschring 70 und den Rippen 75 befestigt, und die Verkleidung 85 ist am Zwischenring 77 befestigt, der auch die Verkleidung 37 abstützt, welche mit der konischen Verkleidung 36 den Auslassleitkanal der Turbine bestimmt.
Das Gebläse selbst wird durch die äussern Teile 78, 79 von zweiteiligen Schaufeln ge bildet, deren innern Teile 57x, 61x die Schau feln der Kraftturbinenrotor en 56, 60 bilden. Jede der zweiteiligen Schaufeln ist mit Um hüllungsteilen 80, 80a versehen, welche bei in die zwei Rotoren eingebauter Schaufelung vollständige Umhüllungsringe bilden, die den Turbinen-Leitkanal von dem Gebläse-Leit- kanal trennen. Die Spielräume zwischen den so gebildeten Umhüllungsringen und dem Gehäuse 31 bnv. dem Zwischenring 77 sind durch Packungsmittel abgedichtet, welche nicht im einzelnen gezeigt sind.
Da sieh die Turbinenrotoren 56 und 60 gegenläufig dre hen, benötigt das Gebläse keine Statorschaufe- lung; hingegen wirken die Rippen 75, 74 als Einlass- und Auslassleitflügel.
Es ist. ersichtlich, dass der ringförmige Leitkanal, in welchem das Glebläse wirkt, konzentrisch zum. ringförmigen Leitkanal des Kompressors und der Turbinen ist und ausser halb desselben lieg;; er erstreckt sich von einer vordern Einlassöffnung in der gleichen Ebene, wie diejenige des andern Leitkanals bis zu einer hintern Auslassöffnung.
Nach den Fig. 3 und 4 ist die Gondel- aussenhaut 10 mit der innern Verkleidung 82 bei 88 verbunden, um die äussere Begren zung der äussern Düse zu bilden, und die Verkleidungen 85, 37 sind bei 89 miteinander verbunden, um die äussere Begrenzung der innern Düse für die Turbinenauspuffgase zu bilden, innerhalb der sich die Spitze 90 der innern konischen Verkleidung 36 befindet.
Gemäss Fig.3 endigt der Auspuff-Leit- kanal 86 kurz vor der Spitze 90 und der End- öffnung 92, so dass das Arbeitsfluidum im Raum 91 mit der Luft gemischt wird, welche durch das Gebläse im Leitkanal 87 gefördert wird.
Gemäss Fig. 4 erstrecken sich die Leit- kanäle 86, 87 bis zur Ebene der Verbindungs stelle 88 der Verkleidung, um konzentrische Düsenöffnungen 93, 94 zu bilden, durch deren innere Öffnung 93 die Turbinenauspuffgase und deren äussere Öffnung 94 die vom Ge bläse geförderte Luft entweichen.
Bei den dargestellten Anlagen ist die Lei stungsaufnahme der Propeller oder des Ge bläses unabhängig von der Leistungsaufnahme des Kompressors, da der Antrieb durch un abhängige Turbinenstufen erfolgt. Dies er möglicht eine bessere Anpassung im Entwurf, da die Kraftturbine so entworfen werden kann, dass sie mit einer für den unmittelbaren Antrieb des Gebläses geeigneten Geschwindig keit bzw. derart läuft, dass für den Propeller antrieb ein einfaches Getriebe geniigt, wo durch ein Doppel- oder Mlehrstufenreduktions- getriebe vermieden wird.