DE1131467B

DE1131467B - Compound engine for propulsion of aircraft

Info

Publication number: DE1131467B
Application number: DED30571A
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Peter Duettmann
Original assignee: Daimler Benz AG
Current assignee: Daimler Benz AG
Priority date: 1959-04-30
Filing date: 1959-04-30
Publication date: 1962-06-14
Also published as: DE1131467C2

Description

Verbundtriebwerk zum Antrieb von Flugzeugen Die Erfindung bezieht sich auf ein Verbundtriebwerk zum Antrieb von Flugzeugen, bestehend aus einem Gasturbinenstrahltriebwerk (TL-Triebwerk) und einem Staustrahltriebwerk, die wechselweise den Vortrieb des Flugzeuges übernehmen, das TL-Triebwerk im niedrigeren und das Staustrahltriebwerk im höheren Geschwindigkeitsbereich, wobei innerhalb des gemeinsamen Lufteinlaufs eine Einrichtung zur wechselweisen Freigabe bzw. Sperrung der Luftzufuhr zu je einem der beiden vorgenannten Triebwerke vorgesehen ist.Compound engine for propulsion of aircraft The invention relates based on a compound engine for propulsion of aircraft, consisting of a gas turbine jet engine (TL engine) and a ramjet, which alternately propel the Take over the aircraft, the TL engine in the lower and the ramjet engine in the higher speed range, with within the common air inlet a device for the alternating release or blocking of the air supply to one at a time of the two aforementioned engines is provided.

Ein bekanntes Flugzeugbaumuster benutzt zum Antrieb ein Verbundtriebwerk, bei dem die Luftzufuhr zu den beiden Einzeltriebwerken ungesteuert erfolgt. Während des Staustrahlbetriebes wird hierbei das konzentrisch angeordnete Gasturbinenstrahltriebwerk lediglich stillgelegt, wobei es durch seine Lage im Luftstrom als zentraler Staukörper wirkt. Dies bringt jedoch den Nachteil mit sich, daß es nicht möglich ist, über den gesamten Geschwindigkeitsbereich für den Staustrahlbetrieb wirkungsgradmäßig günstige aerodynamische Verhältnisse zu schaffen.A well-known aircraft type uses a compound engine for propulsion, in which the air supply to the two individual engines is uncontrolled. While the ramjet operation is the concentrically arranged gas turbine jet engine merely shut down, whereby it acts as a central baffle due to its position in the air flow works. However, this has the disadvantage that it is not possible to over the entire speed range for ramjet operation in terms of efficiency to create favorable aerodynamic conditions.

Ferner sind aus der Literatur Triebwerkskombinationen für Flugzeuge bekannt, die aus einem Gasturbinenstrahltriebwerk und einem Staustrahltriebwerk mit einem gemeinsamen Lufteinlaufdiffusor bestehen, die beide übereinanderliegend angeordnet sind und durch Klappen in dem Sinne steuerbar sind, daß entweder das Gasturbinenstrahltriebwerk oder das Staustrahltriebwerk von der Luftzufuhr abgesperrt ist.Furthermore, engine combinations for aircraft are from the literature known from a gas turbine jet engine and a ramjet engine with a common air inlet diffuser, both of which are superimposed are arranged and can be controlled by flaps in the sense that either the Gas turbine jet engine or the ramjet engine shut off from the air supply is.

Der Vorteil der getrennten und gesteuerten Luftzufuhr zu den einzelnen Triebwerken wird hier mit dem Nachteil der Übereinanderanordnung der einzelnen Triebwerke erkauft, die mehr Einbauraum beansprucht als die konzentrische Anordnung beider Triebwerke ineinander. Außerdem ist eine Steuerung der vorverdichteten Luft und der heißen Treibgase mittels Klappen mechanisch und technologisch schwer zu beherrschen.The advantage of separate and controlled air supply to each Engines is here with the disadvantage of stacking the individual engines bought, which takes up more installation space than the concentric arrangement of both Engines in each other. In addition, a control of the pre-compressed air and the hot propellant gases are mechanically and technologically difficult to control by means of flaps.

Weiter ist es bei einer getrennten Anordnung des Gasturbinenstrahltriebwerkes und des Staustrahltriebwerkes bekannt, bei geschlossenem Staustrahldiffusor nach dem Verdichter des Turbotriebwerkes mit Hilfe von Klappen Luft abzuleiten und den Brennkammern des Staustrahltriebwerkes zuzuführen, so daß ein zweiter Schubkreis gebildet wird. Um diesen Betriebszustand zu erreichen, sind nachteiliger Weise eine getrennte Anordnung beider Einzeltriebwerke und eine Steuerung der Verbrennungsluft mittels anfälliger Klappen erforderlich.It is also with a separate arrangement of the gas turbine jet engine and the ramjet engine known, with the ramjet diffuser closed to divert air from the compressor of the turbo engine with the help of flaps and the To supply combustion chambers of the ramjet engine, so that a second thrust circuit is formed. In order to achieve this operating state, are disadvantageous separate arrangement of both individual engines and a control of the combustion air required by means of vulnerable flaps.

Bei Gasturbinentriebwerken ist es zur Schubverstärkung bekannt, am Brennkammereintritt Wasser-Methanol einzuspritzen und nach dem Verdichter eine durch eine Klappe gesteuerte Luftabzweigung vorzusehen, durch die ein zusätzlicher zweiter Schubkreis mit Brennkammer und Schubdüse beschickt wird. Dieser Nebenkreis stellt jedoch baulich einen zusätzlichen Aufwand dar.In gas turbine engines, it is known for boosting thrust, am Inject water-methanol into the combustion chamber and after the compressor one through Provide a flap controlled air branch through which an additional second Thrust circuit is charged with combustion chamber and thrust nozzle. This sub-circle represents However, structurally, this represents an additional expense.

Schließlich ist bei einem Kombinationstriebwerk mit konzentrisch innenliegendem Staustrahltriebwerk und außen angeordnetem Gasturbinenstrahltriebwerk bekannt, bei Gasturbinenbetrieb den Staustrahllufteinlauf mit einem in axialer Richtung beweglich gelagerten, in seinem Aufbau komplizierten Schieber zu sperren. Beide Einzeltriebwerke weisen außerdem einen voneinander getrennten Lufteinlauf auf. Zum Schließen des TL-Kreises bei Staustrahlbetrieb ist eine besondere Einrichtung erforderlich, was einen zusätzlichen konstruktiven Aufwand und mehr Gewicht bedeutet.Finally, with a combination engine with concentric internal Ramjet engine and externally arranged gas turbine jet engine known at Gas turbine operation the ram jet air inlet with a movable in the axial direction to lock stored, in its structure complicated slide. Both individual engines also have a separate air inlet. To close the TL-Kreis in ramjet operation, a special facility is required, what means an additional construction effort and more weight.

Die Erfindung hat sich die Aufgabe gestellt, bei einem Verbundtriebwerk der eingangs beschriebenen Art einen für beide Triebwerke konstruktiv einfachen und in seiner Funktion zweckmäßigen sowie aerodynamisch beherrschbaren gesteuerten Lufteinlauf zu schaffen.The invention has the task in a compound engine of the type described above, one that is structurally simple for both engines and in its function functional and aerodynamically controllable controlled To create air inlet.

Um diese Aufgabe zu lösen, besteht die Erfindung darin, daß bei an sich bekannter konzentrischer Anordnung des Staustrahltriebwerkes um das TL-Triebwerk die wechselweise Sperreinrichtung als ein in axialer Richtung verstellbarer Sperrschieber in Form eines Rotationskörpers ausgebildet ist, dessen hinterer zylindrisch ausgebildeter Abschnitt in an sich bekannter Weise auf dem Außenmantel des TL-Triebwerkes gleitet, während sein vorderer, nach vorn offener Abschnitt derart kegelförmig oder gekrümmt gestaltet ist, daß seine vordere Kante in vorgestellter Lage (TL-Betrieb) innen an der Vorderkante des Triebwerksaußenmantels bzw. der Einlaufmündung anliegt, während in zurückgestellter Lage (Staustrahlbetrieb) seine vordere Kante am Verdrängerkegel, etwa im Bereich seines größten Durchmessers, aufsitzt.To solve this problem, the invention consists in that at known concentric arrangement of the ramjet engine around the TL engine the alternating locking device as a locking slide adjustable in the axial direction is in the form of a body of revolution, the rear of which is cylindrically shaped Section slides in a known manner on the outer shell of the TL engine, while its front, open to the front section is so conical or curved is designed that its front edge in the imagined position (TL operation) inside at the leading edge of the Engine outer jacket or the inlet port is applied, while its front edge in the retracted position (ramjet operation) sits on the displacement cone, approximately in the area of its largest diameter.

Durch die erfindungsgemäße Art der Steuerung des Lufteinlaufs für beide Einzeltriebwerke werden sowohl bei Staustrahl- als auch bei Gasturbinenbetrieb ungestörte und aerodynamisch gerechte Einlaufverhältnisse geschaffen, d. h., der vorgeschlagene Schieber stört weder in seiger Anordnung noch in seiner Form in vorgezogener und zurückgestellter Lage die erforderliche Auslegung des Lufteinlaufs für TL-Betrieb und Staustrahlbetrieb.The inventive type of control of the air inlet for Both individual engines are used in both ramjet and gas turbine operation undisturbed and aerodynamically fair inlet conditions created, d. h., the The proposed slide does not interfere either in seiger arrangement or in its form in the preferred one and set back position, the required design of the air inlet for TL operation and ramjet operation.

Um bei TL-Betrieb mit Wassereinspritzung das Ausblasen einer Teilmenge der verdichteten Luft in die Brennkammer des vorn geschlossenen Staustrahltriebwerkes zu ermöglichen, wird weiter vorgeschlagen, im zylindrischen Teil des Sperrschiebers Luftaustrittsöffnungen vorzusehen. Durch das Ausblasen einer Luftteilmenge und Wassereinspritzung in die Brennkammer des Staustrahltriebwerkes wird bei TL-Betrieb trotz geschlossenem Staustrahldiffusor eine zusätzliche Schubverstärkung erwirkt. Dies ist vor allem von Bedeutung während des übergangsstadiums zwischen TL-Betrieb und Staustrahlbetrieb, wo sich eine erhöhte Übergangsleistung günstig auswirkt.In order to blow out a partial amount in TL operation with water injection the compressed air into the combustion chamber of the ramjet engine, which is closed at the front to enable is further proposed in the cylindrical part of the locking slide Provide air outlet openings. By blowing out a partial amount of air and injecting water in the combustion chamber of the ramjet engine is in TL operation despite the closed The ramjet diffuser provides additional thrust reinforcement. This is above all of importance during the transition stage between TL operation and ramjet operation, where an increased transition performance has a beneficial effect.

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellt. Es zeigt Fig. 1 das Verbundtriebwerk im Längsschnitt bei TL-Betrieb, Fig. 2 das Verbundtriebwerk im Längsschnitt bei Staustrahlbetrieb und Fig. 3 das Verbundtriebwerk im Längsschnitt bei TL-Betrieb, wobei das TL-Triebwerk als Zweiwellentriebwerk ausgebildet ist.An exemplary embodiment of the invention is shown in the drawing. It shows Fig. 1 the compound engine in longitudinal section in TL operation, Fig. 2 the Compound engine in longitudinal section during ramjet operation and FIG. 3 the compound engine in longitudinal section in TL operation, the TL engine being designed as a twin-shaft engine is.

Wie aus Fig. 1 und 2 hervorgeht, ist um ein Gasturbinentriebwerk G ein Staustrahltriebwerk S konzentrisch angeordnet. Das Gasturbinentriebwerk G besteht in der Hauptsache aus einem Verdichter 11, einer Verdichterantriebsturbine 12, einer oder mehreren Brennkammem 13 mit Brennstoffeinspritzdüsen 14 und einer Schubdüse 15.As is apparent from FIGS. 1 and 2, a gas turbine engine G a ramjet engine S arranged concentrically. The gas turbine engine G consists Mainly from a compressor 11, a compressor drive turbine 12, a or several combustion chambers 13 with fuel injection nozzles 14 and a thrust nozzle 15th

Das Staustrahltriebwerk wird hauptsächlich gebildet durch einen Außenmantel 16, innerhalb dem im vorderen Teil die mit hoher Geschwindigkeit einströmende Luft verzögert und damit verdichtet und dann der Brennkammer 17 zugeführt wird, in die Brennstoffeinspritzdüsen 18 ragen. Der hintere Teil des Außenmantels 16 stellt die Schubdüse 19 dar. Die Innenbegrenzung des Staustrahltriebwerkes S bildet der Außenmantel 20 des Gasturbinentriebwerkes G.The ramjet engine is mainly formed by an outer casing 16, within which the air flowing in at high speed is retarded in the front part and thus compressed and then fed to the combustion chamber 17, into which fuel injection nozzles 18 protrude. The rear part of the outer shell 16 represents the thrust nozzle 19. The inner boundary of the ramjet engine S is formed by the outer shell 20 of the gas turbine engine G.

Innerhalb des gemeinsamen Lufteinlaufes E ist ein in axialer Richtung verstellbarer Sperrschieber 21 gelagert, der mit seinem zylindrischen hinteren Teil auf dem Außenmantel 20 gleitet und dessen vorderer Teil geschoßspitzenartig derart gestaltet ist, daß er in vorgestellter Lage (TL-Betrieb) mit seiner Vorderkante 21' innen an der Vorderkante 16' des Außenmantels 16 anliegt, während er in zurückgestellter Lage mit seiner Vorderkante 21' am Verdrängerkegel 22 aufsitzt.Within the common air inlet E there is one in the axial direction adjustable slide valve 21 mounted with its cylindrical rear part slides on the outer jacket 20 and its front part like a bullet-point is designed so that it is in the position presented (TL operation) with its leading edge 21 'rests on the inside of the front edge 16' of the outer jacket 16, while it is in the retracted position Position is seated with its front edge 21 'on the displacement cone 22.

Nach dem Verdichter 11 sind am Außenmantel 20 des Gasturbinentriebwerkes G Wechselklappen 23 schwenkbar gelagert, die bei TI-Betrieb ohne Wassereinspritzung geschlossen sind (Fig. 1). Zur Erhöhung des Startschubes kann zusätzlich mittels der Düsen 24 Wasser eingespritzt werden, wodurch die Durchsatzmenge vergrößert wird und ein gewisser Rückstau für den Verdichter 11 entsteht. Infolge dieses Rückstaues muß andererseits vom Verdichter Luft eingeblasen werden, um ein Pumpen desselben zu verhindern. Die abgeblasene Luft wird durch die geöffnete Wechselklappe 23' zu der Brennkammer 17 des Staustrahltriebwerkes geleitet, dort wird Brennstoff beigemischt und gezündet (Nachverbrennung), wodurch zur Schubkraft des Gasturbinentriebwerkes G ein zusätzlicher Schub in der Düse 19 erzeugt wird.After the compressor 11 , interchangeable flaps 23 are pivotably mounted on the outer casing 20 of the gas turbine engine G and are closed during TI operation without water injection (FIG. 1). In order to increase the starting thrust, water can also be injected by means of the nozzles 24, whereby the throughput is increased and a certain back pressure for the compressor 11 arises. As a result of this back pressure, on the other hand, air must be blown in by the compressor in order to prevent it from pumping. The blown air is passed through the opened interchangeable flap 23 'to the combustion chamber 17 of the ramjet engine, where fuel is mixed in and ignited (post-combustion), whereby an additional thrust is generated in the nozzle 19 in addition to the thrust of the gas turbine engine G.

In Fig. 2 ist das Verbundtriebwerk auf Staustrahlbetrieb eingestellt, d. h., der Einlauf E ist nur in Richtung Staustrahltriebwerk S geöffnet, wobei das Gasturbinentriebwerk G stillgelegt ist.In Fig. 2 the compound engine is set to ramjet mode, d. i.e., the inlet E is only open in the direction of the ramjet engine S, whereby the Gas turbine engine G is shut down.

In Fig. 3 ist ein Verbundtriebwerk mit einem als Zweiwellentriebwerk arbeitenden Gasturbinentriebwerk G' gezeigt. Dieses besteht außer einer Brennkammer 36 aus einem Niederdruckverdichter 30, der von einer Niederdruckturbine 31 angetrieben wird, und aus einem Hochdruckverdichter 32, der von einer Hochdruckturbine 33 angetrieben wird. Der Sperrschieber 34 weist nach dem Niederdruckverdichter 30 Öffnungen 35 auf, durch die ein Teil der vom Niederdruckverdichter 30 erzeugten vorverdichteten Luft in das Staustrahltriebwerk S' strömt, das dadurch bei TI-Betrieb als zusätzlicher Nachbrenner arbeitet. Die vordere Kante des Sperrschiebers 34 ist mit 34' bezeichnet.In Fig. 3 is a compound engine with a twin-shaft engine working gas turbine engine G 'shown. This consists of a combustion chamber 36 from a low-pressure compressor 30, which is driven by a low-pressure turbine 31 and from a high pressure compressor 32 driven by a high pressure turbine 33 will. The locking slide 34 has openings 35 downstream of the low-pressure compressor 30 on, through which a portion of the pre-compressed generated by the low-pressure compressor 30 Air flows into the ramjet engine S ', which as a result in TI operation as an additional Afterburner works. The front edge of the locking slide 34 is denoted by 34 '.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Compound engine for propelling aircraft, consisting of a gas turbine jet engine (TL engine) and a ramjet engine, which alternately take over the propulsion of the aircraft, the TL engine in the lower speed range and the ramjet engine in the higher speed range, with one within the common air inlet Device for alternately releasing or blocking the air supply to each of the two aforementioned engines is provided, characterized in that in the known concentric arrangement of the ramjet engine (S or S ') around the TL engine (G or G3, the alternately Locking device is designed as an axially adjustable locking slide (21 or 34) in the form of a rotary body, the rear, cylindrically designed section of which is mounted in a known manner on the outer casing (20 or 20 ') of the TL engine (G or G ') slides, while its front section, which is open to the front, is so ke is designed gel-like or curved that its front edge (21 ' or 34') in the forward position (TL operation) rests on the inside against the front edge (16 ') of the engine outer casing (16) or the inlet port, while in the retracted position ( Ramjet mode) its front edge (16 'or 34') is seated on the displacement cone (22), approximately in the region of its largest diameter.

2. Compound engine according to claim 1, characterized in that in the cylindrical part of the locking slide (34) air outlet openings (35) are provided in order in known TL operation with water injection (24) partial amounts of air in a known manner from the TL engine (G or G ') to be able to feed the combustion chamber of the ramjet engine (S or S').

3. Compound engine according to claim 1 and 2, wherein the gas generator of the TL engine apart from the combustion chamber of a low-pressure compressor, which is driven by a low-pressure turbine, and a high-pressure compressor, which is driven by a high-pressure turbine, both of which are mechanically separated from each other, there is characterized in that the air outlet openings (35) are arranged in the gate valve (34) immediately after the low-pressure compressor (30). Documents considered: Swiss Patent No. 244 761; French Patent Nos. 1006 682, 998 659; British Patent Nos. 704 669, 701324; U.S. Patent Nos. 2,831,627, 2,696,078, 2,577,919; Luftfahrttechnik, Volume 4, No. 6 (June 15, 58), p. 167; Aviation Week, Volume 67, No. 10 ( 9.9.57), pp. 101, 103,105,106; Flight, Volume 72, No. 2531 (July 26, 57), p. 108; The Airplane, Volume 87, No. 2254 (10/1/54), pp. 516 to 520.