DE1153215B

DE1153215B - Twin-flow gas turbine jet engine

Info

Publication number: DE1153215B
Application number: DER27549A
Authority: DE
Inventors: Arthur Henry Lefebvre; Robert Arthur Rice; John Valentine Tindale
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 1959-03-13
Filing date: 1960-03-12
Publication date: 1963-08-22

Description

Zweistrom-Gasturbinenstrahltriebwerk Die Erfindung bezieht sich auf ein Zweistrom-Gasturbinenstrahltriebwerk mit Führungskanälen zur Mischung der Nebenschlußluft mit Turbinenabgasen in einem innerhalb des Strahlrohres angeordneten Mischraum und mit einem Nachbrenner, der Brennstoffeinspritzdüsen und eine Verbrennungsstabilisierungseinrichtung aufweist, die im Strahlrohr im Pfad der Abgase und stromoberseitig des Mischraumes angeordnet sind.Turbocharged gas turbine jet engine The invention relates to a twin-flow gas turbine jet engine with guide channels for mixing the bypass air with turbine exhaust gases in a mixing space arranged inside the jet pipe and with an afterburner, the fuel injectors and a combustion stabilizer has that in the jet pipe in the path of the exhaust gases and upstream of the mixing chamber are arranged.

Bei einer bekannten Einrichtung, bei der der Nachbrennerbrennstoff in einer aus Nebenschlußluft und Abgasen bestehenden Mischung verbrannt wird, besteht der Nachteil, daß zu der Zeit, zu der die Nebenschlußluft und die Abgase die Verbrennungseinrichtung erreichen, eine vollständige Vermischung noch nicht stattgefunden hatte, so daß die Verbrennung des Nachbrennerbrennstoffs wenigstens innerhalb der kalten Nebenschlußluft unbefriedigend war. Um bei dieser bekannten Anordnung eine zufriedenstellende Verbrennung zu erreichen, müßte die Strömungsführung ein beträchtliches Stück verlängert werden, wodurch die Gesamtlänge des Strahlrohres in unerwünschter Weise vergrößert würde.In a known device in which the afterburner fuel is burned in a mixture consisting of bypass air and exhaust gases the disadvantage that at the time the bypass air and the exhaust gases reach the incinerator reach, complete mixing had not yet taken place, so that the combustion of the afterburner fuel at least within the cold bypass air was unsatisfactory. In order to achieve a satisfactory combustion with this known arrangement To achieve this, the flow guide would have to be lengthened a considerable amount, whereby the total length of the jet pipe would be increased in an undesirable manner.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Zweistrom-Gasturbinentriebwerk zu schaffen, bei welchem der Nachbrennerbrennstoff in einer Mischung verbrannt werden kann, die aus der gesamten Nebenschlußluft und den gesamten vom Triebwerk gelieferten Abgasen besteht, ohne daß hierdurch die Gesamtlänge des Triebwerkes in unzweckmäßiger Weise vergrößert wird.The invention is based on the object of a twin-flow gas turbine engine to create in which the afterburner fuel is burned in a mixture that can be obtained from the total bypass air and the total supplied by the engine Exhaust gases exist, without thereby reducing the overall length of the engine in an inexpedient manner Way is enlarged.

Gemäß der Erfindung ist ein Zweistrom-Gasturbinentriebwerk der eingangs genannten Bauart in der Weise ausgebildet, daß das stromunterseitige Ende des Führungskanals, durch welches die Nebenschlußluft innerhalb der Begrenzung des Abgasstromes ausströmt, Abschnitte aufweist, die gegenüber der Strömung der Nebenschlußluft geschlossen sind und die Verbrennungsstabilisierungseinrichtung tragen.In accordance with the invention, a turbofan gas turbine engine is as described in the opening paragraph mentioned design in such a way that the downstream end of the guide channel, through which the bypass air flows out within the limitation of the exhaust gas flow, Has sections that are closed to the flow of the bypass air and carry the combustion stabilizer.

Diese Anordnung hat den Vorteil, daß die Verbrennungsstabfisierungseinrichtung dadurch, daß sie nur dem heißen Abgasstrom und nicht dem kalten Nebenschlußluftstrom ausgesetzt ist, eine gleichmäßige Temperatur behält, so daß die Verbrennung des gachbrennerbrennstoffs an allen Stellen rings um den Umfang der Verbrennungsstabilisierungseinrichtung gleichmäßig beginnt. Wenn sich die Umfangstemperatur ändert, würde keine zufriedenstellende gleichmäßige Verbrennung erlangt werden können. Da das stromunterseitige Ende der Führung bzw. des Kanals die Verbrennungsstabilisierungseinrichtung trägt, wird es erfindungsgemäß möglich, diese unmittelbar stromoberseitig des Mischraumes für die Vermischung der Nebenschlußluft mit den Abgasen anzuordnen, und da der Kanal Nebenschlußluft innerhalb der Begrenzung des Abgasstromes ausströmen läßt, findet die Verbrennung des Nachbrennerbrennstoffes innerhalb einer Mischung statt, die aus den gesamten Abgasen und der gesamten Nebenschlußluft besteht.This arrangement has the advantage that the combustion stabilization device in that they only the hot exhaust gas flow and not the cold bypass air flow is exposed to maintains a uniform temperature, so that the combustion of the gachburner fuel in all locations around the perimeter of the combustion stabilizer starts evenly. If the peripheral temperature changes, it will not be satisfactory even combustion can be obtained. Since the downstream end of the Guide or the channel carries the combustion stabilization device, it will possible according to the invention, this directly upstream of the mixing space for the Mixing the shunt air with the exhaust gases to arrange, and there the channel shunt air allows to flow out within the limitation of the exhaust gas flow, the combustion takes place of the afterburner fuel within a mixture held from the whole Exhaust gases and the entire bypass air.

Gemäß einer weiteren Ausgestaltung sind bei einem Zweistrom-Gasturbinentriebwerk, bei welchem ein kegelstumpfförmiger Zentralkörper im Strahlrohr unmittelbar stromunterseitig der Turbine des Triebwerkes angeordnet ist, wobei Zentralkörper und Strahlrohr zwischen sich einen ringförmigen Abgaskanal bilden. der in einen kreisförmigen Kanal übergeht, erfindungsgemäß die stromunterseitigen Enden der Brennstoffeinspritzeinrichtung radial außerhalb des Endes des Zentralkörpers mit kleinem Durchmesser derart angeordnet und gerichtet, daß gewährleistet wird, daß die Flamme des Nachbrenners nicht an dem Zentralkörperende mit kleinem Durchmesser oder in dessen Nähe brennt.According to a further embodiment, in a twin-flow gas turbine engine, in which a frustoconical central body in the jet pipe immediately downstream the turbine of the engine is arranged, with the central body and jet pipe between form an annular exhaust duct. which merges into a circular channel, according to the invention, the ends of the fuel injection device on the underside of the current so arranged radially outside the end of the small diameter central body and directed that guaranteed becomes that the flame of the afterburner does not burn at or near the small diameter center body end.

Weitere Vorteile und Einzelheiten der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung eines Ausführungsbeispieles an Hand der Zeichnung. In der Zeichnung zeigt Fig. 1 eine teilweise aufgebrochene perspektivische Ansicht eines Teils eines Gasturbinenstrahltriebwerkes gemäß der Erfindung, Fig.2 einen Schnitt nach der Linie 2-2 gemäß Fig. 3, Fig. 3 einen Schnitt nach der Linie 3-3 gemäß Fig. 2.Further advantages and details of the invention emerge from the following description of an embodiment with reference to the drawing. In the The drawing shows Fig. 1 a partially broken away perspective view of a Part of a gas turbine jet engine according to the invention, Figure 2 is a section according to the line 2-2 according to FIG. 3, FIG. 3 shows a section according to the line 3-3 according to FIG. 2.

Das in der Zeichnung dargestellte Gasturbinenstrahltriebwerk ist von der Bauart mit einem im Nebenschluß liegenden Luftkanal und weist ein Triebwerksgehäuse 10 auf, dessen stromabwärts liegendes Ende ein Strahlrohr bildet.The gas turbine jet engine shown in the drawing is of the type with a shunted air duct and has an engine housing 10 , the downstream end of which forms a jet pipe.

In dem Triebwerksgehäuse 10 ist ein inneres Gehäuse 10' angeordnet, in welchem in Strömungsrichtung hintereinander ein Niederdruck- und ein Hochdruckkompressor (in der Zeichnung nicht dargestellt), Brennkammern (in der Zeichnung nicht dargestellt) und eine Turbine 11 angeordnet sind. Ein hohler kegelstumpfförmiger Zentralkörper 12 ist in dem Gehäuse 10' mittels Streben 13 befestigt. Der Zentralkörper 12 liegt unmittelbar stromabwärts der Turbine 11. Der Zentralkörper 12 und das Gehäuse 10' bilden auf diese Weise zwischen sich einen ringförmigen Auslaßkanal 14 für die Turbinenabgase, der in einen Abgaskanal 15 kreisförmigen Querschnitts mündet.In the engine casing 10, an inner housing 10 'is arranged in which, in flow series, a low pressure and a high pressure compressor (in the drawing, not shown), combustion chambers (not shown in the drawing) and a turbine are arranged. 11 A hollow frustoconical central body 12 is fastened in the housing 10 ′ by means of struts 13. The central body 12 is immediately downstream of the turbine 11. The central body 12 and the housing 10 'thus form between them an annular outlet duct 14 for the turbine exhaust gases which opens into an exhaust duct 15 of circular cross-section.

Ein ringförmiger Nebenschlußkanal 16 innerhalb des Gehäuses 10 führt die Nebenschlußluft, welche durch den Niederdruckkompressor verdichtet worden ist. Die Nebenschlußluft strömt im Nebenschluß zu dem Hochdruckkompressor, den Brennkammern und der Turbine 11. An annular bypass channel 16 within the housing 10 carries the bypass air which has been compressed by the low pressure compressor. The bypass air flows to the high pressure compressor, the combustion chambers and the turbine 11 in shunt.

Mehrere Führungskanäle bildende hohle Streben 17, die um gleiche Winkel zueinander versetzt angeordnet sind, erstrecken sich radial über die Abgaskanäle 14, 15 der Turbine. Die stromaufwärts liegenden Enden der Streben 17 stehen mit dem Nebensehlußkanal 16 in Verbindung.Several guide channels forming hollow struts 17 at the same angle Are arranged offset to one another, extend radially over the exhaust ducts 14, 15 of the turbine. The upstream ends of the struts 17 are with the bypass channel 16 in connection.

Der axiale Querschnitt jeder dieser Streben 17 nimmt in Richtung stromabwärts zu. Das stromabwärts liegende Ende einer jeden Strebe weist drei radial im Abstand zueinander liegende Teile 18 auf, die zusammengedrückt sind, um zu verhindern, daß die Nebenschlußluft hindurchströmt. Durch die Zusammendrückungen der Teile 18 werden bei jeder Strebe 17 vier im Abstand zueinander liegende Düsenteile 19 geschaffen, die einen rhombischen Querschnitt haben.The axial cross-section of each of these struts 17 increases in the downstream direction. The downstream end of each strut has three radially spaced portions 18 which are compressed to prevent the bypass air from flowing therethrough. Due to the compression of the parts 18, four nozzle parts 19 , which are spaced apart from one another and have a rhombic cross-section, are created for each strut 17.

Durch die zusammengedrückten Teile 19 werden drei konzentrisch zueinander liegende ringförmige V-förmig gestaltete, die Verbrennung stabilisierende Rinnen 20, 21 und 22 getragen, während eine vierte derartige Rinne 23 innerhalb der hohlen Streben 17 befestigt ist. Die drei Rinnen 20 bis 23 liegen somit in dem Weg der heißen Abgase, sind jedoch gegenüber der kalten Nebenschlußluft geschützt. Die Rinnen liegen unmittelbar stromaufwärts jenes Raumes, in welchem die Nebenschlußluft und die Abgase vermischt werden.The compressed parts 19 support three concentric, annular V-shaped channels 20, 21 and 22 which are designed to stabilize the combustion, while a fourth channel 23 of this type is fastened within the hollow struts 17. The three channels 20 to 23 are thus in the path of the hot exhaust gases, but are protected from the cold bypass air. The gutters are located immediately upstream of the room in which the bypass air and the exhaust gases are mixed.

In dem Nebenschlußkanal 16 ist eine ringförmige Brennstoffzuführungsleitung 24 derart angeordnet, daß sie durch die Nebenschlußluft gekühlt wird. Die Leitung 24 steht mit mehreren Rohrstummeln 25 in Verbindung, die im Winkelabstand zueinander angeordnet sind und stromaufwärts der Rinnen 20 bis 23 liegen. Jeder Rohrstummel 25 weist einen sich in Radialrichtung erstreckenden Teil 26, einen innerhalb einer axialen Vertiefung 28 in dem Zentralkörper 12 verlaufenden Teil 27 und einen radial nach außen gerichteten Endteil 29 auf.An annular fuel supply line 24 is arranged in the bypass duct 16 in such a way that it is cooled by the bypass air. The line 24 is connected to a plurality of pipe stubs 25 which are arranged at an angular distance from one another and are upstream of the channels 20 to 23 . Each tubular stub 25 has a part 26 extending in the radial direction, a part 27 running within an axial recess 28 in the central body 12, and a radially outwardly directed end part 29.

Der Endteil 29 eines jeden Rohrstummels 25 ist geschlossen und mit einem kleinen Loch zur Einspritzung des Brennstoffes in die durch die Kanäle 14, 15 strömenden Abgase ausgestattet. Der auf diese Weise aus dem Teil 29 eingespritzte Brennstoff wird durch die Abgase nach den Rinnen 23 getragen, wo er in der Rückführzone unmittelbar stromabwärts der Rinne 23 verbrannt wird. Die Anordnung des stromabwärts liegenden Endes des Teiles 29 ist derart getroffen, daß der hierdurch eingespritzte Brennstoff nicht am stromabwärts liegenden oder mit kleinem Durchmesser ausgestatteten Ende des Zentralkörpers 12 oder in der Nähe desselben verbrannt wird.The end part 29 of each pipe stub 25 is closed and equipped with a small hole for injecting the fuel into the exhaust gases flowing through the channels 14, 15. The fuel injected in this way from the part 29 is carried by the exhaust gases to the chutes 23, where it is burned in the recirculation zone immediately downstream of the chute 23. The arrangement of the downstream end of the part 29 is such that the fuel injected thereby is not burned at the downstream or small-diameter end of the central body 12 or in the vicinity thereof.

Der Teil 26 eines jeden Rohrstummels 25 trägt zwei radial im Abstand zueinander liegende Kreuzrohre 30, 31. Die Rohre 30, 31 sind mit in der Zeichnung nicht dargestellten Löchern ausgestattet, durch welche der in die Rohre 30, 31 aus dem Rohr 25 eintretende Brennstoff in die Turbinenabgase derart eingespritzt werden kann, daß er nach den Rinnen 20 bzw. 21 getragen wird. Aus der Leitung 24 wird Brennstoff nach Rohrstummeln 32 geleitet, die mit in der Zeichnung nicht dargestellten Löchern ausgestattet sind, durch welche der an der äußeren Rinne 22 zu verbrennende Brennstoff in die Verbrennungsgase eingespritzt wird.The part 26 of each tube stub 25 carries two radially spaced cross tubes 30, 31. The tubes 30, 31 are equipped with holes, not shown in the drawing, through which the fuel entering the tubes 30, 31 from the tube 25 in the turbine exhaust gases can be injected in such a way that it is carried to the gutters 20 and 21 , respectively. From the line 24 fuel is passed to pipe stubs 32 which are equipped with holes, not shown in the drawing, through which the fuel to be burned at the outer channel 22 is injected into the combustion gases.

Die in der Zeichnung dargestellte Konstruktion weist mehrere Vorteile auf. So ist es in einem Nachbrennersystem erwünscht, die Anordnung derart zu treffen, daß die die Verbrennung stabilisierenden Rinnen durch einen Aufbau getragen werden, der der Gasströmung einen möglichst geringen Widerstand entgegensetzt und der nicht selbst als zusätzliche, die Verbrennung stabilisierende Einrichtung dient. Dadurch, daß die Rinnen 20 bis 23 durch die Streben 17 getragen werden, wird diese Forderung erreicht.The construction shown in the drawing has several advantages. In an afterburner system, it is desirable to arrange such that the channels stabilizing the combustion are supported by a structure which offers the least possible resistance to the gas flow and which does not itself serve as an additional device stabilizing the combustion. Because the grooves 20 to 23 are supported by the struts 17 , this requirement is achieved.

Der rhombische Querschnitt der Düsenteile 19 ist derart, daß die Oberfläche der Grenzschicht zwischen der kalten Nebenschlußluft und den heißen Abgasen groß ist, wodurch die Mischung der Gase gefördert wird. Die kalte Nebenschlußluft trifft die Rückführungszonen unmittelbar stromabwärts der Rinnen 20 bis 23, und es kann die Anordnung derart getroffen werden, daß der Mischungsverlauf ein vorbestimmtes Luft-Brennstoff-Verhältnis zu erlangen gestattet.The rhombic cross section of the nozzle parts 19 is such that the surface the boundary layer between the cold bypass air and the hot exhaust gases is, whereby the mixture of gases is promoted. The cold bypass air hits the recirculation zones immediately downstream of the gutters 20-23, and it can the arrangement can be made such that the course of the mixture is a predetermined one Air-fuel ratio allowed to be obtained.

Da die Rinnen 20 bis 23 stromaufwärts des Mischraumes angeordnet und gegenüber der kalten Nebenschlußluft geschützt sind, ist es unnötig, ein ungünstig langes Strahlrohr vorzusehen. Der gesamte Brennstoff wird gleichzeitig in die heiße Zone eingespritzt, wodurch die Bildung von Brennstofflachen vermieden wird, die wegen möglicher Explosionen gefährlich sind.Since the channels 20 to 23 are arranged upstream of the mixing space and are protected against the cold bypass air, it is unnecessary to use an inconvenient long jet pipe to be provided. All of the fuel goes into the hot one at the same time Injected zone, thereby avoiding the formation of fuel pools that are dangerous because of possible explosions.

Die Einspritzung des Brennstoffes erfolgt über die Rohrstummel 25. Die Leitung 24 ist in dem Kanal für die Nebenschlußluftströmung angeordnet, so daß eine überhitzung und ein Kochen des Brennstoffes vermieden wird, was in Leitungen auftreten könnte, die den heißen Abgasen ausgesetzt sind. Die große Zahl der Rohrstummel 25 verbessert die Flammenverteilung auf der äußeren Rinne 22.The fuel is injected via the pipe stub 25. The line 24 is arranged in the channel for the bypass air flow so that overheating and boiling of the fuel is avoided, which occurs in pipes exposed to the hot exhaust gases. The size number the pipe stub 25 improves the flame distribution on the outer channel 22.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. Twin-flow gas turbine jet engine with guide channels for mixing the shunt air with turbine exhaust gases in one inside the jet pipe arranged mixing chamber and with an afterburner, the fuel injectors and a combustion stabilization device which is located in the jet pipe in the path the exhaust gases and are arranged upstream of the mixing chamber, characterized in that that the downstream end of the guide channel (17) through which the bypass air flowing out within the limitation of the exhaust gas flow, sections (19) which are closed to the flow of the bypass air and the combustion stabilization device (20 to 23) wear.

2. Twin-flow gas turbine jet engine according to claim 1, wherein a hollow, frustoconical central body is arranged in the jet pipe immediately downstream of the turbine of the engine, the central body and jet pipe between them form an annular exhaust duct which merges into a circular duct, characterized in that the Downstream ends (29) of the fuel injection device (25) are arranged and directed radially outside the end of the central body (12) with a small diameter in such a way that it is ensured that the flame of the afterburner does not burn at the central body end with a small diameter or in its vicinity. Contemplated references: French Patent Nos 1146227, 1086 315, 995 131;. British Patent No. 804,379; . USA. Patent Nos 2,847,821, 2,659,196, 2,653,445; Aeronautical engineering, e.g. Volume, Issue 7 (July 15, 1956), p. 190; Flight, Volume 74, No. 2595 (October 17, 1958), p. 640.