Strahltriebwerk. Vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein Strahltriebwerk für den Antrieb zum Bei spiel von Flugzeugen und für andere Zwecke, wobei die Energie der nach hinten entweichen den Auspuffgase einer Verbrennungsturbine oder -kollienniasehine zur Unterstützung der Fortbewegung durch sogenamite Strahlwir- kung benutzt wird.
Die Erfindung bezieht sich insbesondere auf einen Schubverstärker mit einer Triebturbine, welche durch Verbren nungsgase angetrieben wird und ihrerseits ein Luftgebläse antreibt, das Luft zusätzlich zu der für die Verbrennung benutzten Luft be schleunigt, wodurch die Vortriebswirkung we sentlich erhöht wird.
Es ist im allgemeinen einerseits bekannt, dass die Wirksamkeit der Fortbewegung durch Strahlwirkung u. a. von der Geschwindigkeit der aus der Maschine austretenden Verbren nungsprodukten abhängt.
Anderseits ist es bekannt, dass das Verhält nis der in den eine Verbrennungsmas,ehine verlassenden Verbrennungsprodukten enthal tenen Restenergie zu der durch die Verbren nungsmaschine entwickelten, äusserlich be- nützbaren mechanischen Energie über einen weiten Bereich geändert werden kann, wie ins besondere durch Aufladung und durch Rege lung des Verhältnisses der Luft zu dein für die innere Verbrennung benützten Brenn stoff;
auf diese Weise kann die Anordnung als Grenzfall so getroffen sein, dass die Ver- brennungsAiasehine der Kolben- oder Tür- binentype keinen namhaften Betrag an äusser lich verwendbarer mechanischen Energie, son dern im wesentlichen ihre ganze Nutzenergie in Form eines gasförmigen Antriebsfluidums abgibt, welches in verschiedener Weise, z. B. zum Antrieb einer Turbine, benützt werden kann.
Ferner ist es bei Gasturbinenanlagen in i allgemeinen bekannt, dass die zur Kompres sion der Luft vor ihrem Eintritt in die Ver brennungskammern benötigte Energie einen sehr beträchtlichen Teil der nachfolgend in der Turbine durch die Verbrennungsprodukte, entwickelten Energie ausmacht.
Aus diesem Grunde ergeben kleine Verbesserungen in der thermodynamischen oder mechanischen Aus führung der Turbine oder des Kompressors oder beider verhältnismässig grosse Energie gewinne, bezogen auf die restliche Energie- inenge, das heisst die, welche nach Abzug der für den Kompressor benötigten Energie ver bleibt.
'Wenn indessen die über die erforder- liclie Energie zum Antrieb des Verbren nungsluftkompressors hinausgehende, in den Verbrennungsprodukten enthaltene Energie für die Fortbewegung durch Strahlwirkung benützt, wird, ergibt der durch diese genann ten Verbesserungen erzielte Gewinn an ver fügbarer Fortbewegungsenergie pro Liter Brennstoff keine gleich grosse Erhöhung der Vortriebswirkung, weil der Gewinn notwen digerweise sich in einer Erhöhung der Gas- besehwindigkeit auswirkt.
Durch diese Er- höhung der Gasgeschwindigkeit ergibt sich eine beträchtliche Verringerung des Vortriebs- wirkimgsgrades, wodurch der Gesamtwir kungsgrad der Fortbewegungsanlage um einen entsprechenden Betrag verringert wird. Diese Unzuträglichkeit kann in bekannter Weise verringert werden, indem man einen Teil der in den Auspuffgasen beim Verlassen der Kompressorturbine enthaltenen Energie zur Kompression von Zusatzluft ausnützt, welche entweder in einer gesonderten Düse oder zu sammen mit den Auspuffgasen der Gasturbine in einer gemeinsamen Strahldüse expandiert werden kann.
Auf diese Weise können Strahl geschwindigkeiten erzielt werden, welche näher an jene Werte herankommen, bei wel chen ein rationeller Strahlantrieb erzielt wer den kann, da auf diese Weise trotz Verringe rung der Antriebskraft pro Gewichtseinheit Gas plus Zusatzluft im Vergleich zur An triebskraft pro Gewichtseinheit des Verbren nungsgases allein die Gesamtmasse des Strahls (Luft plus Gas) in einem verhältnismässig viel grösseren Verhältnis erhöht werden kann.
Die vorerwähnte Reduktion der St.rahl- ge.,schwindigkeit könnte mittels zusätzlicher Turbinenstufen zum Antrieb eines Nieder druckkompressors zusammen mit der Anord nung von Rohrleitungen und getrennten Strahldüsen erreicht:
werden, aber eine der artige Ausführung der Anlage müsste sehr vo- luminös und schwer sein, insbesondere deshalb, weil die Umlaufzahl eines solchen Aggregates verhältnismässig niedrig sein müsste wegen der verhältnismässig grossen, zu komprimierenden Luftmenge, weil das Gewicht dieser Zusatz hut ein Mehrfaches jenes des Gases sein müsste, wenn eine namhafte Erhöhung des Wirkungsgrades der Strahlfortbewegung er zielt werden soll, insbesondere bei Flugzeugen mit mässigen Geschwindigkeiten.
Das Strahltriebwerk gemäss der Erfindung zeichnet sich aus durch einen Schubverstär ker, welcher mindestens zwei gleichachsige ge genläufige, mit Beschaufelung versehene Tur binenrotoren für den Antrieb mittels Ver brennungsgasen besitzt, von welchen jeder einen Schaufelkranz eines Luftgebläses treibt, welcher einen grösseren mittleren Durchmes ser als die Turbinenbeschaufelimg besitzt und von welchen Rotoren mindestens einer mehr Turbinensehaufelkränze als Luftgebläseschau- felkränze besitzt.
Die Verwendung von Schubverstärkern ist an und für sich bei Gasturbinenanlagen bereits bekannt, aber der gegenläufige Schub verstärker in der oben angegebenen Anord nung ermöglicht eine Verringerung des Ge wichtes dieses Teils des Triebwerkes wegen der verhältnismässig geringen Anzahl Luft- gebläseräder, wodurch in wirksamer Weise mit verhältnismässig geringen Umfangsge schwindigkeiten in diesen Turbinenkränzen das verfügbare Wärmegefälle ausgenützt wer den kann.
Es ist dies ein wichtiger Gesichts punkt, da die Umfangsgeschwindigkeit der Luftgebläseschaufeln durch den Kompressi- bilitätseffekt begrenzt ist, welcher einen be trächtlichen Energieverlust verursacht, sobald die relative Geschwindigkeit der durch die Schaufel hindurchströmenden Luft sich der Schallgeschwindigkeit nähert.
Als weitere beachtenswerte _NUrkung wird infolge der Gegenläufigkeit der Kränze die Kreiselwirkung derselben auf ein Minimum verringert, was besonders dann wichtig ist, wenn ein Flugzeug sehr rasch die Riehtun- wechseln muss.
Es ist die Tatsache zu beach ten, dass dort, wo die Anzahl Luftschrauben oder Schaufelkränze des; Luftgebläses gleich der Anzahl Kränze der Antriebsturbine ist, der in dem Gas, welches in die gegenläufige Turbine eintritt, pro Schaufelkranz verfüg bare Wärmeabfall ein Mehrfaches des Wärme anstieges pro Schaufelkranz des Luftgebläses sein würde,
während anderseits die Umfan sgs- geschwindigkeit der gegenläufigen Turbinen- Zn wesentlich geringer ist als jene der Luftgebläseschaufelkrä.nze. Während nor malerweise zwei Gebläseschaufelkränze ausrei chend sind für die Beschleunigung bzw. Kom pression der erforderlichen Luft, sind mehr als zwei Turbinenschaufelkränze erforderlich, um die in den Gasen, wie z.
B. in den die Kom- pressorturbine verlassenden, vor einer wei teren Expansion in der Strahldüse verfüg- bare Energie wirksam auszunützen. Die zwei oder mehr aneinandergereihten Kränze von in der einen oder andern Richtung sich dre henden Turbinenschaufeln, von welchen die Energie auf eine kleinere Anzahl Luftgebläse schaufelkränze übertragen wird, sind zweck mässigerweise durch eine Welle oder Büchse oder einen Zylinder oder ein ähnliches Ver bindungsmittel miteinander verbunden;
eine solche Büchse oder ein Zylinder kann eine Ilohlwelle sein oder kann auf der Innenseite der Beschaufelung liegen und sogar eine rotie rende Wand oder einen Teil einer Wand eines Gas- oder Luftkanals oder einer -düse sein.
Die Gebläseschaufelkränze können je aus einem Stück mit den Schaufeln einer der Tur- binenschaufelkränze bestehen und auf diese Weise übereinander angeordnete Schaufel kränze bilden; oder sie können an den Teilen befestigt sein, welche die oben erwähnten zwei oder mehr Turbinenschaufelkränze miteinan der verbinden; oder die zwei Schaufelkränze können je in sich selbständig und selbsttra gend ausgebildet und durch Büchsen oder Zylinder als Ganzes mit dem Kranz einer der Turbinenschaufelkränze oder mit dem Ver bindungsorgan verbunden sein.
Diese letztere Konstruktion eignet sich auch zur Benützung bei Luftschrauben.
Ein Gebläseschaufelkranz wird zweck- mässigerweise unmittelbar mit jenen Tur binenkränzen verbunden, welche mit. den nied rigsten Drücken arbeiten, um die Austritts verluste vom innern zum äussern Kranz auf ein Minimum zu reduzieren. Im Falle eines in einem Kanal arbeitenden Gebläses kann die Endexpansion des Gases und der Luft zur Aussenluft in gleichachsigen Düsen erfolgen, oder die beiden Ströme können vor der voll ständigen Expansion in einer einzigen Düse miteinander vereinigt werden.
Bei Gasturbi- nen-Strahltriebwerken kann der Schubver stärker g@leicliachsig mit undunmittelbar neben der Konipressorturbine, und zwar vorzugs weise auf der Auslassseite der letzteren, an geordnet werden. Durch einen solchen Zusam menbau wird der Platzbedarf für den Gas- durehgang auf ein Minimum reduziert und die Wirksamkeit der Geschwindigkeit der Gase aufs Beste ausgenützt.
Da. die kalte Zusatzluft vom Schubver stärker den armen Gasstrom ringförmig um geben kann, kann dieser Verstärker ohne An ordnung einer Zwischenwand aus Wärmeiso liermaterial in das Flugzeug eingebaut wer den.
Ferner kann der Axialschub der Luft schraube bzw. des Luftgebläseschaufelkranzes dem durch das Hindurchströmen des Gases durch die Turbinenbeschaufelung des Schub verstärkers ausgeübten Schub entgegengesetzt sein, wodurch sich diese beiden Schübe in vor teilhafter Weise gegenseitig ganz oder zum Teil aufheben; es können indessen auch erfor derlichenfalls Ausgleichskolben bekannter Art verwendet werden, um den Schub auf die Lager auf das in jedem Einzelfall als zulässig erachtete Mindestmass zu reduzieren.
In einer zweckmässigen Ausführungsform des Erfindungsgegenstandes kann zwischen dem letzten Kranz der Kompressorturbinen- schaufeln und dem ersten Kranz der Tur binenschaufeln des Schubverstärkers ein Kranz ortsfester Leitschaufeln angeordnet sein, welche zum Beispiel auf einer festen Scheibe befestigt sein können; an der letzteren kann ein nichtdrehender Achsstumpf ange bracht sein, auf welchem die Rotoren des Ver stärkers aufgesetzt sind, wodurch das Ganze eine selbständige Einheit bildet.
Wenn indes sen keine solchen Leitschaufeln vorhanden sind, kann eine Achse vorgesehen sein, welche in passender Weise in ihrer Lage am Auslass ende der Turbine des Schubverstärkers abge stützt ist, oder die Rotoren können auf einer Verlängerung der Welle der Kompressortur- bine aufgesetzt. sein.
Dank der Verwendung dieses Verstärkers kann der ZV ärmeabfall im letzten Kranz der Kompressorturbine erhöht werden, so dass die Geschwindigkeit des diesen letzten Kranz ver lassenden Gases eine Tangentialkomponente hat. In diesem Fall ist es vorteilhaft, wenn die Drehrichtung des ersten Schaufelkranzes der Turbine des Schubverstärkers umgekehrt ist zu jener des letzten Kranzes der Kompressor turbine.
Obwohl hier die Verwendung von in einem Kanal arbeitenden Gebläserädern der Ein fachheit halber beschrieben ist, ist es klar, dass an deren Stelle gewünschtenfalls Luftschrau ben verwendet werden können. Bei Luft schrauben kann der äussere Kanal weggelassen werden; selbstverständlich kann die Strahl düse entweder fest und an einem ortsfesten Teil, wie z. B. dem Achsstumpf, befestigt oder drehend sein, in welchem Falle sowohl die äussere Wand als auch die innere Wand ge trennt am letzten sich drehenden Rotor oder Rad, z. B. der Turbine, befestigt sind.
Ferner kann, obwohl im nachstehenden der Verstär ker als einer Gasturbinenanlage zugeordnet beschrieben ist, der Turbinenteil des Verstär kers sein elastisches Antriebsfluidiun von einer Verbrennungskolbenmaschine erhalten, deren mechanische Leistung mindestens zum Teil zum Antrieb einer äussern Last, wie z. B. eines Propellers., benützt wird, da die Mittel, durch welche die Verbrennungsgase erzeugt werden, an und für sich in bezug auf die Er findung ohne Bedeutung sind.
Obwohl zweckmässige Ausbildungen der Teile des Triebwerkes natürlich zu einer An ordnung führen, bei welcher die Verbren nungsprodukte zuerst durch die Kompressor- turbine und hierauf durch die Turbine des Schubverstärkers strömen, ist diese Anord nung in keiner Weise von grundsätzlicher Be deutung, und Anordnungen, bei welchen die Strömung zuerst durch die Turbine des Schub verstärkers und hierauf durch die Kompres- sorturbine geht, welch letztere dann ihre Ab gase an die Strahldüse abgibt,
liegen inner halb des Bereiches der Erfindung.
Mehrere Ausführungsbeispiele des Erfin dungsgegenstandes sind in der Zeichnung dargestellt, deren 17 Figuren rein schema tische Schnitte durch die obere Hälfte je einer Form des Verstärkers zeigen. Zwecks Verein fachung sind alle konstruktiven Einzelheiten, wie Stopfbüchsen, Lagerabdichtungen, für den Zusammenbau erforderliche Verbindun gen oder Flanschen usw., weggelassen.
In Fig. 1 der Zeichnung sind 1a und 1b ringförmige Wandungen, welche die Begren zungswände für den zur Strahldüse führen den Ringraum darstellen, in welcher Strahl düse die aus der Verbrennungsturbine austre tenden Abgase expandieren. Die letztere ist als unmittelbar rechts in der Figur (und allen andern Figuren) angeordnet zu denken, so dass der Auslass der Kompressor turbine mit dem rechten Ende der ringförmigen Wandran- gen la und 1b verbunden ist, obgleich, wie in Fig.1 dargestellt,
zwischen der Kompressor turbine und der Turbine des Schubverstärker ein Kranz fester Schaufeln ? an-eordnet ist, welche auf einer Scheibe 3 .sitzen, die an einem nichtdrehenden Achsstumpf 4 angebracht ist.
Der in Fig.1 dargestellte Verstärker hat drei gegenläufige TLirbinenschaufelkränze (im vorliegenden Falle für Niederdruck) und zwei Gebläseseha-Lifelkräxize, welch letztere im ringförmigen Kanal zwischen der ringförmi gen Wandung 1a und einer äussersten @\'an- dung 5 angeordnet sind, wobei die zu Tör- dernde Luft, wie durch den obern der zwei Pfeile angedeutet, in das rechte Ende des Ka nals eintritt.
Wie bereits erwähnt, kommt die äusserste Wand-Luig 5 in Wegfall, wenn die Kränze Ia und IIa Luftschrauben sind.
Die gestrichelte Linie 1c bedeutet eine Verlängerung der ringförmigen Wandung 1a. In Fig.1 bis 12 werden die Schaufelkränze sowohl der Turbine als auch des Luftgebläse: von rechts nach links gezählt, nämlich in Rich tung der Luft- bzw. Gasströmung, und mit. römischen Zahlen bezeichnet.
In Fig.1 sitzen die ersten und die letzten Verstärkerturbinenkränze I und III auf Scheiben 6 und 7, welche starr mit einer Dreh büchse 8 verbunden sind, die auf Kugellagern 9 und 10 läuft, deren innere Laufringe auf dem Achsstumpf 4 sitzen. Der mittlere Tur- binenschaufelkra.nz II sitzt auf einer Seheibe 11 mit einem Kugellager 12, dessen innerer Ring auf dein äussern ITmfang der Drehbüchse 8 sitzt.
Die gegenläufig angeordneten Gebläse schaufelkränze sind mit Ic, und IIa bezeicli- net und bilden zusammen mit den Kränzen 1I und III der Turbinenbeschaufelung Doppel schaufelkränze.
Aus der in Fig.l dargestellten Anord nung ergibt, sich, dass der zweite Gebläse- schaufelkranz Ha durch die zwei Kränze 1 und III der Turbinenbeschaufelung gedreht wird, während der erste Gebläseschaufelkranz Ia durch den Mittelkranz Il der Triebturbine gedreht wird.
Die in Fig. 2 dargestellte Anordnung nii- terscheidet sich von jener nach Fig.1 da durch, dass keine festen Leitschaufeln 2 vor gesehen sind. Bei 2a ist strichpunktiert der letzte Laufseliaufelkranz der Kompressortur- bine angegeben, während die Achse 4 anstatt durch eine feste Scheibe 3 mittels radialer Arme 13 abgestützt ist, welche in bezug auf. die Gas- und Luftströmung zwischen den Wandungen<I>1b, la</I> und ö .stromlinienförmig ausgebildet sind.
Solche Armkreuze oder ähn liche sind bei allen dargestellten Ausführungs formen vorgesehen, wo dies erforderlich ist.
Mit Rücksicht auf die Anordnung des letz ten Laufsehaufelkranzes 2ca der Kompressor- turbine unmittelbar neben dein in entgegen gesetzter Richtung drehenden ersten Kranz I der Triebturbine ist.
es angezeigt, einen grö sseren Wärmeabfall in den Schaufeln ?a vor zusehen und das aus diesen Schaufeln austre tende Gas mit einer Abs,olutgewliwindigkeit auszulassen, welche eine Tangent.ia.lkompo- nente in der Bewegungsrichtung der angren zenden Triebturbinenschaufelung I hat, wäh rend die Querschnittsumrisse und Geschwin digkeiten der letzteren und der nachfolgenden Schaufelkränze II und III derart. sind, dass das Gas die Schaufeln III im wesentlichen in Axialriehtung verlässt.
Falls erwünscht kann die Tangentialkomponente der Luftgeschwin digkeit während des Durchganges durch die zwei Gebläseschaufelkränze geändert werden, z. B. durch die Einführung von Leitschaufeln 100 am Einlass, oder durch Ausbildung der Arme 13 in Leitschaufelform oder durch beides.
Die in Fig. 3 dargestellte Ausführungs form unterscheidet sich von jenen nach Fig. 1 und 2 nur dadurch, dass die innern Laufringe der Kugellager 9 und 10 für die Triebturbi- nenkränze III und I auf einem Wellenansatz 4a sitzen, welcher an der die Beschaufelung 2a, welche den letzten Laufschraufelkranz der Kompressorturbine bildet, tragenden Scheibe ?b angeordnet ist.
Es ist, darauf hinzuweisen, dass in den Ausführungsformen nach Fig. 2 und 3 die Turbinenschaufelkränze I und III sich in der entgegengesetzten Richtung zu jener des letz ten Schaufelkranzes \?a der Kompressortur- bine drehen.
Ausserdem sind die Gebläseschau- fell:rä.nze IIa. und Ica den Turbinenseliaufel- kränzen niedrigsten Druckes II und III zu geordnet. Diese Anordnung ist an und für sich vorteilhaft, aber nicht wesentlich.
Aus Fig. 3 ergibt sich, dass durch die Mon tage der beiden Rotoren der Triebturbine auf der Welle selbst der Kompressort.urbine an statt auf deren Verlängerungsansatz dem Kranz I der Triebturbine Verbrennungspro dukte direkt aus dem Aussasskanal der Ver- brennungskammer zugeführt werden können und die Gase der Triebturbine aus dem Kranz HI unmittelbar in den ersten Laufschaufel kranz der Kompressorturbine geleitet werden können, welch letztere Turbine schliesslich ihre Abgase in den zur Strahldüse führenden Ka nal abgibt.
Bei der Ausführungsform nach Fig. 4 wird der zweite Kranz Ha der Gebläsebesehaufe- lung durch den vierten Kranz IV der Tur- binenbeschaufelung angetrieben, welche auf einer Scheibe 1.1 sitzt, die auf einer zentralen Welle 4b befestigt ist, welch letztere an jedem Ende mittels Kugellagern 15 bzw. 16 gelagert ist, deren Gehäuse an der ZVandung lb über Radialscheiben 13a, 13b abgestützt sind.
Die Beschaufelung des zweiten Turbinenkranzes II sitzt auf einer ebenfalls auf der Welle 4b be festigten Scheibe 6a. Der erste Kranz I der Turbinenbeschaufelung sitzt auf einem auf der Drehbüchse 18 befestigten Scheibe 17, und die erstere ist mittels Kugellagern 19 und 20 auf der Welle 4b abgestützt.
Der erste Gebläseschaufelkranz Ia und der dritte Turbinenschaufelkranz III sind beide am einen Ende eines Mantels 21 aufgesetzt, dessen anderes Ende auf dem äussern Umfang des Turbinenscharüelkranzes I sitzt. Der in nere Umfang des Turbinenschaiüelkranzes III ist an einer Scheibe 22 oder einem innern Tragring befestigt. Ausserdem ist wie in Fig.1 eine Reihe feststehender Leitschaufeln 2 vor gesehen.
Fig. 5 zeigt einen Verstärker mit vier Tur- binerischaufelkränzen als Kombination der Anordnung mit drei Turbinenkränzen nach Fig. 2 und der Anordnung mit vier Turbinen kränzen nach Fig. 4, wie aus Fig. 5 ohne wei teres ersichtlich, weshalb sich eine besondere Beschreibung derselben erübrigen dürfte.
Die Ausführungsform nach Fig.6 zeigt eine andere Turbine mit vier Schaufelkränzen ähnlich der Ausbildung nach Fig. 3, wie sich aus Fig. 6 ohne weiteres ergibt, so dass hier von einer Beschreibung abgesehen werden kann.
Die Ausführungsform nach Fig.7 unter scheidet sich von jener nach Fig. 6 dadurch, dass die Gehäuseschaiüelkränze Ica im.d Ha axial verschoben sind, so dass sie über den mittleren Turbinenkränzen II und III zu. lie gen kommen.
Zu diesem Zweck ist der Schaufelkranz Ha auf das rechte Ende eines Tragringes 23 aufgesetzt, dessen linkes Ende am äussern Ring 24 des Turbinenschaufelkranzes IV fest genietet ist. Die Schaufeln des Kranzes Ia sind in gleicher Weise am linken Ende eines Ringes 25 befestigt, dessen rechtes Ende an der Büchse 21 befestigt ist,.
Die Gebläseschau- feln müssen jedoch nicht unbedingt wie dar gestellt angeordnet sein; dieselben können in Strömungsrichtung gesehen zum Beispiel auch vor oder hinter den Turbinenschaufeln ange ordnet sein; im letzteren Falle kann der Sehaufelbasisdurchmesser der Gebläsesehau- feln kleiner sein als der Spitzendurchmesser der Turbinenschaufeln.
Die Ausführungsform nach Fig. 8 unter <I>s</I> e 'heidet <B>,</B> sich von den oben angegebenen Aus- führungsformen in der Hauptsache dadurch, dass die Turbinenbeschaufelung sechs Kränze aufweist, wobei die Kränze abwechselnd an in- nein und äussern Trommeln 26 und 27 be festigt sind.
Die Trommel 26 ist. in der Mitte ihrer Länge durch eine Scheibe 28 gehalten, welche auf einer Drehbüchse 29 befestigt. ist. Die Trommel 27 ist an ihrem Ende über den Beschaufelungskranz I durch eine Scheibe 30 gehalten, welche auf einer die Drehbüchse 29 gleichachsig umgebenden Drehbüchse 31 sitzt, und beide Drehbüchsen sind, wie gezeichnet, auf Kugellagern gelagert.
Es ist klar, dass die Scheiben 28 und 30 und auch jede andere der in allen diesen Fi- g@uen gezeigten Scheiben, gewünsehtenfalls durch gewölbte Scheiben ersetzt werden kön nen, welche im Vergleich zu ihrem Gewicht eine beträchtliche Starrheit in amaler Rich tung besitzen, aber in radialer Richtung in bezug auf den feststehenden Teil etwas bieg sam sind.
Fig. 9 zeigt eine Ausführungsform mit einer vierkränzigen Turbinenbeschaufelung, von welchen der erste Kranz und der letzte Kranz in ähnlicher Weise wie in Fig. 4 dar stellt auf einer zentralen M' eile 4b sitzen. Diese Welle kann an beiden Enden mittels Lagern an einer Wandung der Expansions düse abgestützt. sein. Der zweite und dritte Turbinenkranz sitzen auf Seheiben 3\_' und 33, deren innerer Umfang mit, einer Drehbüchse 4 verbunden ist.
Diese Drehbüchse läuft in 3<B>3</B> Lagern 35, deren äussere Laufringe in einer Büchse 36 sitzen, welche ihrerseits von einer Scheibe 37 gehalten ist., deren äusserer Um fang in einem Tragring 38 für eine Reihe fester Leitschaufeln 39 sitzt. Der äussere Um fang dieser Leitschaufeln 39 ist an der ring förmigen Kanalwandung la befestigt, welche durch Arme 100 mit der Aussenwandung verbunden ist.
Fig. 10, 11 -und 12 zeigen weitere Ausfüh- rungsformen, welche an Hand der Zeichnung sowie der Beschreibung der vorhergehenden Ausführungsformen ohne weiteres verständ lich sein dürften, so dass eine nähere Beschrei bung unnötig ist.
Die Ausführungsformen nach Fig. 13 und 14 zeigen Verstärkeranordnungen,wclche un ter anderem übereinander angeordnete Tur- binenbeschaufelungen mit aus der Zeichnung ersichtlicher Umkehrung der Strömung der von der Kompressorturbine kommenden Gase enthalten, deren Endkranz bei 2 gestrichelt angegeben ist.; die Strömungsumkehrung er folgt in Ringkanälen -10 und 41.
Bei 42 in Fig.13 ist strichpunktiert ein gekrümmter Luftkreuzungskanal angegeben, welcher zu dem nicht dargestellten Kompressor für die Verbrennungsluft, führt, welcher Luft im Ringkanal 1a, 5 entnehmen kann, wobei eine Vorverdichtung durch die gegenläufigen Ge- bläseschaufelkränze Ia und Ila erfolgt.
Solche Anordnungen mit übereinander an geordneten Turbinenschaufelkränzen können natürlich mit den Anordnungen nach den vor hergehenden Figuren kombiniert werden. Bei der Ausführungsform nach Fig. 15 ist die Anordnung, soweit die Triebturbine in Betracht kommt., ähnlich derjenigen nach Fig. 3, und es besteht.
lediglich ein Unter schied, indem die im Ringkanal arbeitender Gebläsesehaufelkränze Ia und IIa der Fig. 3 hier durch Flügelräder Ia' und IIa' von Luft schrauben ersetzt sind und der äusserste Wand teil 5 weggelassen ist..
Ferner ist hier als Bei spiel die Düsenwandung 1a (der Fig. 1 bis 12) mit dem letzten Kranz III der Triebturbinen- beschaufelung drehfest verbunden; indessen muss bei dieser Anordnung die Wandung la nicht. drehbar sein.
Bei der Ausführungsform nach Fig. 16 werden die nicht in einem Kanal arbeitenden, aber eventuell einzeln ummantelten Luft schrauben Ia' und Ila' durch die im wesent lichen gleiche Anordnung wie in Fig. 7 ange trieben, aber ausser der Weglassung der äusser sten Düsenwandung 5 und den äussern Teilen der Radialarme 13 ist der Tragming 23 (der Fig.7) so abgeändert, dass er bei<I>23a</I> nach links verlängert ist, während der Ring 25 der Fig. 7 länger gemacht ist, wie bei 25a in Fig.16 gezeigt,
um die Luftschraube Ia' näher an die Luftschraube IIa' heranzurücken; fer ner kann das rechte Ende der Düsenwandung la fest. mit dem Turbinenschaufelkranz 2-1 verbunden sein. Schliesslich ist die in Fig.17 dargestellte Ausführungsform grundsätzlich gleich wie gewisse der vorgehend dargestellten Beispiele.
Die Gebläsebesehaufelung ist, in Form von Luftschrauben Ia' und Ha' ausgeführt, welche auf denTurbinenschaufelkränzen IIIxundIVy angeordnet sind und mit, diesen Doppelschau felkränze bilden.
Es kann sein, dass praktisch die Schaufelkränze IIIx und IVy die Gase hindurchlassen, ohne dass dieselben eine grosse Arbeit darin leisten, so dass an deren Stelle einfache Öffnungen vorgesehen werden kön nen; in diesem Fall müssen natürlich zusätz liche Tur binenschaufelkränze Iz und IIz, wel che, wie gezeichnet montiert sind, vorgesehen sein.
Während in den Fig. 15 und 16 die Wan dung 1a der Düse am letzten Rotorkranz be festigt. ist, so dass sie sich mit diesem dreht, kann natürlich gewünselitenfalls der innerste Wandteil. 1b auch starr mit einem Rotor ver bunden sein, der eine Welle besitzt, welche ilber den letzten Rotorkranz hinausragt.
Jet engine. The present invention relates to a jet engine for propulsion, for example, of aircraft and for other purposes, the energy of the exhaust gases of a combustion turbine or collienniasehine escaping to the rear being used to support the locomotion by so-called jet effect.
The invention relates in particular to a thrust booster with a drive turbine which is driven by combustion gases and in turn drives an air blower that accelerates the air in addition to the air used for combustion, whereby the propulsion effect is significantly increased.
It is generally known on the one hand that the effectiveness of locomotion u. a. depends on the speed of the combustion products emerging from the machine.
On the other hand, it is known that the ratio of the residual energy contained in the combustion products leaving a combustion engine to the externally usable mechanical energy developed by the combustion engine can be changed over a wide range, in particular through charging and through Regulation of the ratio of air to the fuel used for internal combustion;
In this way, the arrangement can, as a borderline case, be such that the combustion aliases of the piston or door bin type do not emit a significant amount of externally usable mechanical energy, but essentially emit all of their useful energy in the form of a gaseous drive fluid, which in in various ways, e.g. B. can be used to drive a turbine.
Furthermore, it is generally known in gas turbine systems that the energy required to compress the air before it enters the combustion chambers makes up a very considerable part of the energy subsequently developed in the turbine by the products of combustion.
For this reason, small improvements in the thermodynamic or mechanical design of the turbine or the compressor or both result in relatively large energy gains, based on the remaining amount of energy, that is, that which remains after subtracting the energy required for the compressor.
If, however, the energy contained in the combustion products in excess of the energy required to drive the combustion air compressor is used for locomotion by jet effect, the gain in available locomotion energy per liter of fuel achieved through these improvements is not the same Increasing the propulsion effect, because the gain necessarily results in an increase in the gas velocity.
This increase in the gas velocity results in a considerable reduction in the propulsion efficiency, as a result of which the overall efficiency of the propulsion system is reduced by a corresponding amount. This inconvenience can be reduced in a known manner by using part of the energy contained in the exhaust gases when leaving the compressor turbine to compress additional air, which can be expanded either in a separate nozzle or together with the exhaust gases of the gas turbine in a common jet nozzle .
In this way, jet speeds can be achieved which come closer to those values at which a rational jet propulsion can be achieved, since in this way despite the reduction in the propulsion force per unit weight of gas plus additional air compared to the propulsion force per unit weight of combustion tion gas alone, the total mass of the jet (air plus gas) can be increased in a relatively much larger ratio.
The aforementioned reduction in the radiation speed could be achieved by means of additional turbine stages to drive a low pressure compressor together with the arrangement of pipes and separate jet nozzles:
be, but such a design of the system would have to be very voluminous and heavy, especially because the number of revolutions of such a unit would have to be relatively low because of the relatively large amount of air to be compressed, because the weight of this additional has a multiple of that of the Gas would have to be if a significant increase in the efficiency of the jet propulsion is to be achieved, especially in aircraft with moderate speeds.
The jet engine according to the invention is characterized by a thrust booster, which has at least two coaxial ge counter-rotating, bladed turbine rotors for propulsion by means of combustion gases, each of which drives a blade ring of an air blower, which has a larger mean diameter than the Turbinenbeschaufelimg has and of which rotors at least one has more turbine blade rings than air fan blade rings.
The use of thrust boosters is already known in and of itself in gas turbine systems, but the counter-rotating thrust booster in the arrangement given above allows a reduction in the weight of this part of the engine because of the relatively small number of air blowers, which is effective with relatively low circumferential speeds in these turbine rings, the available heat gradient can be exploited.
This is an important consideration as the peripheral speed of the air fan blades is limited by the compressibility effect, which causes a considerable loss of energy as soon as the relative speed of the air flowing through the blade approaches the speed of sound.
As a further noteworthy note, the gyroscopic effect of the rings is reduced to a minimum due to the fact that the rings rotate in opposite directions, which is particularly important when an aircraft has to change direction very quickly.
Note the fact that wherever the number of propellers or blades of the; Air blower is equal to the number of rings of the drive turbine, which in the gas entering the counter-rotating turbine would be a multiple of the heat increase available per blade ring of the air blower per blade ring,
while, on the other hand, the circumferential speed of the counter-rotating turbine Zn is significantly lower than that of the air fan blade rings. While normally two fan blade rings are sufficient for the acceleration or com pression of the required air, more than two turbine blade rings are required to be in the gases such.
B. in the energy that leaves the compressor turbine and is available for further expansion in the jet nozzle. The two or more lined up rings of rotating turbine blades in one direction or the other, from which the energy is transferred to a smaller number of air blower blade rings, are conveniently connected to one another by a shaft or sleeve or a cylinder or a similar connection means;
Such a bushing or cylinder can be a hollow shaft or can be on the inside of the blading and even be a rotating wall or part of a wall of a gas or air duct or nozzle.
The fan blade rings can each consist of one piece with the blades of one of the turbine blade rings and in this way form blade rings arranged one above the other; or they can be attached to the parts which connect the above-mentioned two or more turbine blade rings to one another; or the two blade rings can each be designed independently and self-supporting and connected by bushings or cylinders as a whole to the ring of one of the turbine blade rings or to the connecting member.
This latter construction is also suitable for use with propellers.
A fan blade ring is expediently connected directly to those turbine rings which are connected to. work at the lowest pressures to reduce leakage losses from the inner to the outer rim to a minimum. In the case of a fan working in a duct, the final expansion of the gas and the air to the outside air can take place in coaxial nozzles, or the two flows can be combined in a single nozzle before the full expansion.
In the case of gas turbine jet engines, the thrust booster can be arranged more linearly with and directly next to the Konipressor turbine, preferably on the outlet side of the latter. Such an assembly reduces the space required for the gas passage to a minimum and the effectiveness of the speed of the gases is optimally used.
There. the cold additional air from the thrust booster can give the poor gas flow a ring, this booster can be installed in the aircraft without the need for a partition made of thermal insulation material.
Furthermore, the axial thrust of the air screw or the air blower blade ring can be opposed to the thrust exerted by the flow of the gas through the turbine blades of the thrust booster, whereby these two thrusts cancel each other out in whole or in part; however, if necessary, compensating pistons of a known type can also be used to reduce the thrust on the bearings to the minimum that is considered permissible in each individual case.
In an expedient embodiment of the subject matter of the invention, a ring of stationary guide vanes can be arranged between the last ring of the compressor turbine blades and the first ring of the turbine blades of the thrust booster, which, for example, can be attached to a fixed disk; A non-rotating stub axle can be attached to the latter, on which the rotors of the amplifier are placed, making the whole thing an independent unit.
If, however, no such guide vanes are present, an axle can be provided which is appropriately supported in its position at the outlet end of the turbine of the thrust booster, or the rotors can be placed on an extension of the shaft of the compressor turbine. be.
Thanks to the use of this amplifier, the ZV heat drop in the last ring of the compressor turbine can be increased, so that the speed of the gas leaving this last ring has a tangential component. In this case, it is advantageous if the direction of rotation of the first blade ring of the turbine of the thrust booster is reversed to that of the last ring of the compressor turbine.
Although the use of fan wheels working in a duct is described here for the sake of simplicity, it is clear that air screws can be used in their place if desired. With air screws the outer channel can be omitted; Of course, the jet nozzle can either be fixed and on a stationary part, such as. B. the stub axle, attached or rotating, in which case both the outer wall and the inner wall ge separates on the last rotating rotor or wheel, z. B. the turbine are attached.
Furthermore, although in the following the amplifier is described as assigned to a gas turbine system, the turbine part of the amplifier can receive its elastic drive fluid from an internal combustion piston engine, the mechanical power of which is at least partially used to drive an external load, such as. B. a propeller., Is used, since the means by which the combustion gases are generated, in and of themselves with respect to the invention He is irrelevant.
Although appropriate designs of the parts of the engine naturally lead to an arrangement in which the combustion products first flow through the compressor turbine and then through the turbine of the thrust booster, this arrangement is in no way of fundamental importance, and arrangements which the flow first goes through the turbine of the thrust amplifier and then through the compressor turbine, which the latter then releases its exhaust gases to the jet nozzle,
are within the scope of the invention.
Several embodiments of the subject of the invention are shown in the drawing, the 17 figures of which show purely schematic sections through the upper half of one form of the amplifier. For the purpose of simplification, all structural details, such as stuffing boxes, bearing seals, connections or flanges required for assembly, etc., are omitted.
In Fig. 1 of the drawing are 1a and 1b annular walls, which are the limita- tion walls for the lead to the jet nozzle represent the annulus, in which jet nozzle the exhaust gases exiting from the combustion turbine expand. The latter is to be thought of as being arranged immediately to the right in the figure (and all other figures), so that the outlet of the compressor turbine is connected to the right-hand end of the annular wall rings 1a and 1b, although, as shown in FIG.
A ring of solid blades between the compressor turbine and the turbine of the thrust booster? is arranged, which sit on a disk 3, which is attached to a non-rotating stub axle 4.
The booster shown in FIG. 1 has three counter-rotating blades (in the present case for low pressure) and two fan blades, the latter being arranged in the ring-shaped channel between the ring-shaped wall 1a and an outermost wall 5, the Air to be spoiled, as indicated by the top of the two arrows, enters the right end of the channel.
As already mentioned, the outermost wall Luig 5 is omitted if the rings Ia and IIa are propellers.
The dashed line 1c means an extension of the annular wall 1a. In Fig.1 to 12, the blade rings of both the turbine and the air blower: counted from right to left, namely in the direction of the air or gas flow, and with. Roman numerals.
In Figure 1, the first and last booster turbine rings I and III sit on disks 6 and 7, which are rigidly connected to a rotary sleeve 8, which runs on ball bearings 9 and 10, the inner races of which sit on the stub axle 4. The middle turbine blade chain II sits on a Seheibe 11 with a ball bearing 12, the inner ring of which sits on the outer circumference of the rotating sleeve 8.
The fan blade rings arranged in opposite directions are denoted by Ic and IIa and, together with the rings 11 and III of the turbine blading, form double blade rings.
The arrangement shown in Fig.l shows that the second fan blade ring Ha is rotated by the two rings 1 and III of the turbine blades, while the first fan blade ring Ia is rotated by the central ring II of the drive turbine.
The arrangement shown in FIG. 2 differs from that according to FIG. 1 in that no fixed guide vanes 2 are seen. At 2a, the last running wheel rim of the compressor turbine is indicated by dash-dotted lines, while the axis 4 is supported by means of radial arms 13 instead of a fixed disk 3, which with reference to FIG. the gas and air flow between the walls <I> 1b, la </I> and ö. are streamlined.
Such arm crosses or similar are provided in all of the illustrated execution forms, where necessary.
With regard to the arrangement of the last blade ring 2ca of the compressor turbine, immediately next to the first ring I of the drive turbine rotating in the opposite direction.
It is advisable to provide for a greater heat loss in the blades and to let out the gas emerging from these blades with an absolute velocity which has a tangent component in the direction of movement of the adjoining turbine blade I while the cross-sectional outlines and speeds of the latter and the subsequent blade rings II and III such. are that the gas leaves the blades III essentially in the axial direction.
If desired, the tangential component of the Luftgeschwin speed can be changed during passage through the two fan blade rings, e.g. B. by introducing guide vanes 100 at the inlet, or by designing the arms 13 in the form of a guide vane, or both.
The embodiment shown in FIG. 3 differs from those according to FIGS. 1 and 2 only in that the inner races of the ball bearings 9 and 10 for the drive turbine rings III and I sit on a shaft extension 4a, which is attached to the blading 2a , which forms the last rotor blade ring of the compressor turbine, supporting disk? b is arranged.
It should be pointed out that in the embodiments according to FIGS. 2 and 3 the turbine blade rings I and III rotate in the opposite direction to that of the last blade ring of the compressor turbine.
In addition, the blowers are: room IIa. and Ica are assigned to the turbine volute rims of lowest pressure II and III. This arrangement is advantageous in and of itself, but not essential.
From Fig. 3 it can be seen that through the assembly of the two rotors of the drive turbine on the shaft itself of the compressor turbine instead of its extension to the ring I of the drive turbine, combustion products can be fed directly from the exhaust duct of the combustion chamber and the Gases of the drive turbine from the ring HI can be passed directly into the first rotor blade ring of the compressor turbine, which latter turbine finally emits its exhaust gases into the channel leading to the jet nozzle.
In the embodiment according to FIG. 4, the second ring Ha of the blower blading is driven by the fourth ring IV of the turbine blading, which sits on a disk 1.1 which is fastened to a central shaft 4b, the latter at each end by means of ball bearings 15 or 16 is mounted, the housing of which is supported on the ZVandung lb via radial disks 13a, 13b.
The blades of the second turbine ring II are seated on a disk 6a which is also fastened to the shaft 4b. The first ring I of the turbine blading is seated on a disk 17 fastened on the rotating sleeve 18, and the former is supported on the shaft 4b by means of ball bearings 19 and 20.
The first fan blade ring Ia and the third turbine blade ring III are both placed on one end of a jacket 21, the other end of which sits on the outer circumference of the turbine blade ring I. The in nere scope of the turbine shell ring III is attached to a disc 22 or an inner support ring. In addition, as in Figure 1, a number of fixed guide vanes 2 is seen before.
5 shows an amplifier with four turbine blade rings as a combination of the arrangement with three turbine rings according to FIG. 2 and the arrangement with four turbine rings according to FIG. 4, as can be readily seen from FIG. 5, which is why a special description of the same is necessary should be superfluous.
The embodiment according to FIG. 6 shows another turbine with four blade rings similar to the design according to FIG. 3, as can be readily seen from FIG. 6, so that a description can be dispensed with here.
The embodiment according to FIG. 7 differs from that according to FIG. 6 in that the housing shell rings Ica im.d Ha are axially displaced so that they close over the middle turbine rings II and III. lie come.
For this purpose, the blade ring Ha is placed on the right end of a support ring 23, the left end of which is firmly riveted to the outer ring 24 of the turbine blade ring IV. The blades of the ring Ia are attached in the same way to the left end of a ring 25, the right end of which is attached to the sleeve 21.
However, the fan blades do not necessarily have to be arranged as shown; the same can, for example, be arranged in front of or behind the turbine blades when viewed in the direction of flow; in the latter case, the blade base diameter of the fan blades can be smaller than the tip diameter of the turbine blades.
The embodiment according to FIG. 8 under <I> s </I> e 'is called <B>, </B> from the above-mentioned embodiments mainly in that the turbine blading has six rings, the rings alternating on inner and outer drums 26 and 27 are fastened.
The drum 26 is. held in the middle of its length by a disk 28 which is attached to a rotating sleeve 29. is. The drum 27 is held at its end over the blading ring I by a disk 30, which sits on a rotating sleeve 31 surrounding the rotating sleeve 29 on the same axis, and both rotating sleeves are, as shown, mounted on ball bearings.
It is clear that the disks 28 and 30 and also any other of the disks shown in all of these figures can, if desired, be replaced by curved disks which, compared to their weight, have considerable rigidity in the amal direction, but are somewhat flexible sam in the radial direction with respect to the fixed part.
9 shows an embodiment with a four-ring turbine blading, of which the first ring and the last ring are seated on a central section 4b in a manner similar to that in FIG. 4. This shaft can be supported at both ends by means of bearings on a wall of the expansion nozzle. be. The second and third turbine ring sit on Seheiben 3 \ _ 'and 33, the inner circumference of which is connected to a rotary sleeve 4.
This rotary bush runs in 3 bearings 35, the outer races of which sit in a bush 36 which in turn is held by a disk 37, the outer circumference of which sits in a support ring 38 for a number of fixed guide vanes 39 . The outer order of these guide vanes 39 is attached to the ring-shaped duct wall la, which is connected by arms 100 to the outer wall.
10, 11 and 12 show further embodiments which should be readily understandable with reference to the drawing and the description of the preceding embodiments, so that a more detailed description is unnecessary.
The embodiments according to FIGS. 13 and 14 show amplifier arrangements which, among other things, contain turbine blades arranged one above the other with reversal of the flow of the gases coming from the compressor turbine, which can be seen in the drawing, the end ring of which is indicated by dashed lines at 2; the flow reversal he follows in ring channels -10 and 41.
At 42 in FIG. 13, a curved air intersection duct is indicated by dash-dotted lines, which leads to the compressor for the combustion air, not shown, from which air can be drawn in the annular duct 1a, 5, precompression being carried out by the opposing fan blade rings Ia and Ila.
Such arrangements with turbine blade rings arranged one above the other can of course be combined with the arrangements according to the preceding figures. In the embodiment according to FIG. 15, the arrangement, insofar as the drive turbine comes into consideration, is similar to that according to FIG. 3, and it exists.
only a difference in that the blower blade rings Ia and IIa of FIG. 3 working in the ring duct are replaced here by impellers Ia 'and IIa' of air screws and the outermost wall part 5 is omitted ..
Furthermore, here, as an example, the nozzle wall 1a (of FIGS. 1 to 12) is non-rotatably connected to the last ring III of the drive turbine blading; however, with this arrangement, the wall does not have to be la. be rotatable.
In the embodiment according to FIG. 16, the air screws Ia 'and Ila', which do not work in a channel but may be individually sheathed, are driven by the essentially same arrangement as in FIG. 7, but except for the omission of the outer nozzle wall 5 and the outer parts of the radial arms 13, the support ring 23 (of FIG. 7) is modified so that it is extended to the left at <I> 23a </I>, while the ring 25 of FIG. 7 is made longer, as at 25a shown in Figure 16,
to move the propeller Ia 'closer to the propeller IIa'; Furthermore, the right end of the nozzle wall la can be fixed. be connected to the turbine blade ring 2-1. Finally, the embodiment shown in FIG. 17 is basically the same as certain of the examples shown above.
The fan blading is designed in the form of propellers Ia 'and Ha', which are arranged on the turbine blade rings IIIx and IVy and form with these double blade rings.
It may be that in practice the blade rings IIIx and IVy allow the gases to pass through without them doing any great work in them, so that simple openings can be provided in their place; in this case, of course, additional turbine blade rings Iz and IIz, which are mounted as shown, must be provided.
While in Figs. 15 and 16, the Wan extension 1a of the nozzle on the last rotor ring be strengthened. so that it rotates with it, the innermost part of the wall can of course if desired. 1b can also be rigidly connected to a rotor which has a shaft which protrudes beyond the last rotor ring.