DE1235149B

DE1235149B - Blower for a wing blower screw plane

Info

Publication number: DE1235149B
Application number: DER31942A
Authority: DE
Inventors: John Melvin Peterson
Original assignee: Ryan Aeronautical Co
Current assignee: Teledyne Ryan Aeronautical Corp
Priority date: 1962-01-23
Filing date: 1962-01-23
Publication date: 1967-02-23

Description

Gebläse für ein Flügelgebläsesehraubenflugzeug Die Erfindung betrifft ein Gebläse für ein Flügelgebläseschraubenflugzeug, dessen Propellerflügel innerhalb eines die Trag- oder Leitflächen durchsetzenden Kanals von kreisförmigem Querschnitt drehbar angeordnet sind und an ihrem Umfang einen Ring mit radialer Turbinenbeschaufelung tragen, welche von den Verbrennungsgasen eines Strahltriebwerkes Über einen vom Ausstoßrohr des Strahltriebwerkes abzweigenden, innerhalb der Trag- oder Leitfläche befindlichen Zufuhrkanal beaufschlagt sind, der in eine Ringkammer mündet, deren innere öffnung den Kanal bildet.Blower for a wing blower helicopter The invention relates to a fan for a wing fan screw airplane, its propeller blades inside a channel of circular cross-section penetrating the support or guide surfaces are rotatably arranged and on its circumference a ring with radial turbine blades carry, which of the combustion gases of a jet engine via a from The exhaust pipe of the jet engine branching off within the wing or guide surface located supply channel are acted upon, which opens into an annular chamber, whose inner opening forms the channel.

Solche Gebläse sind bekannt, Bei den bekannten Gebläsen erfolgt die Beaufschlagung der Turbinenschaufeln mit den Verbrennungsgasen in axialer Richtung des Gebläses; offenbar deshalb, weil man der Auffassung war, daß auch die Verbrennungsgase möglichst frühzeitig, also vor Beaufschlagung der Turbinenschaufeln, in Axialrichtung umgelenkt werden müssen, da dies beim Senkrechtstarten die Richtung des von den Propellerflügeln bewegten Luftstroms ist. In Kauf genommen wird dabei eine in Axialrichtung relativ große Bauhöhe, so daß mit den bekannten Gebläsen ausgerüstete Flugzeuge zwangläufig dicke Flügel erhalten müssen.Such fans are known. In the known fans, the Exposure of the turbine blades to the combustion gases in the axial direction of the fan; apparently because it was believed that the combustion gases As early as possible, i.e. before the turbine blades are acted upon, in the axial direction must be diverted, as this will determine the direction of the from the vertical take off Propeller blades moving air flow is. One in the axial direction is accepted relatively large overall height, so that aircraft equipped with the known fans inevitably have to get thick wings.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine besondere Gebläsebeaufschlagung zu finden, die es ermöglicht, solche Gebläse auch in sehr dünne Flügel einzubauen. Gemäß der Erfindung wird diese Aufgabe bei einem Gebläse der eingangs genannten Art dadurch gelöst, daß zum Antrieb der Propellerflügel die Beaufschlagung der Turbinenschaufeln mit den Verbrennungsgasen über in der Ebene der Turbinenschaufeln angeordnete Gaszuführungsspiralen tangential erfolgt.The invention is based on the object of a special blower admission to find that makes it possible to install such fans in very thin blades. According to the invention, this object is achieved in the case of a blower as mentioned at the beginning Kind of solved in that to drive the propeller blades the application of the turbine blades with the combustion gases via gas supply spirals arranged in the plane of the turbine blades takes place tangentially.

Durch die Erfindung ist es einmal möglich, die Gebläse in dünneren Tragflächen unterzubringen, da eine tangential beaufschlagte Turbine eine wesentliche geringere axiale Bauhöhe hat als eine axial beaufschlagte Turbine. Außerdem wird durch die tangentiale Beaufschlagung der Schaufeln auch die Durchmischung der heißen Abgase mit der kalten Außenluft inniger, was zu einer gleichmäßigen, mittleren Temperatur innerhalb des Kanals führt und damit zu einer gleichmäßigeren Strömung. Schließlich kann infolge der geringen axialen Bauhöhe das Gebläse nach der Erfindung in viele Flugzeugtypen eingebaut werden.The invention makes it possible to use the fan in thinner To accommodate wings, as a tangential turbine is an essential has a lower axial height than an axially loaded turbine. Also will the tangential application of the blades also means that the hot ones are mixed Exhaust gases become more intimate with the cold outside air, resulting in an even, medium temperature leads inside the channel and thus to a more uniform flow. In the end can, due to the low axial height, the fan according to the invention in many Aircraft types are installed.

Es ist zwar auch ein Flügelgebläseschraubenfluzeug bekanntgeworden, bei dem an den Enden der Propellerflügel verstel!lt----.e Schaufeln angeordnet sind, bei denen die Luftzufuhr in der Ebene der Schaufeln tangential erfolgt; jedoch dienen diese Schaufeln nicht zum Antrieb der Flügel, sondern dienen dem Zweck, durch eine in der Flügelvorderkante angeordnete Öffnung, Luft anzusaugen, die nach hinten zur Erzeugung eines Vortriebs ausgestoßen wird. Die Propellerflügel werden bei diesem Flugzeug zur Durchführung des Senkrechtstarts Über einen besonderen Motor angetrieben. Die Schaufeln werden hierbei also zu einem ganz anderen Zweck verwendet, als dies bei der Erfindung der Fall ist.It is true that a wing fan screw aircraft has also become known, in which at the ends of the propeller blades adjustable ----. e blades are arranged, in which the air supply is tangential in the plane of the blades; however serve These blades do not drive the wings, but serve the purpose of driving through a Opening arranged in the leading edge of the wing to suck in air which is directed towards the rear Generating a propulsion is ejected. The propeller blades are on this Airplane for performing the vertical take-off. Powered by a special motor. The blades are used here for a completely different purpose than this is the case with the invention.

In zweckmäßiger Ausgestaltung der Erfindung sind die Turbinenschaufeln des Turbinenlaufrings in bekannter Weise innerhalb der Ringkammer derart an-Cleordnet, daß ihre Innenkanten etwa mit der inneren C - Trennwand der Ringkammer abschließen, die diese Ringkammer von dem von den Propellerflügeln bestrichenen Kanal von kreisförmigem Querschnitt trennt.In an expedient embodiment of the invention, the turbine blades of the turbine raceway are arranged in a known manner within the annular chamber in such a way that their inner edges terminate approximately with the inner C partition of the annular chamber, which separates this annular chamber from the circular cross-section channel swept by the propeller blades.

Vorzugsweise sind bei der Erfindung am Austritt des - Zuführkanals in bekannter Weise Leitschaufeln für die Beaufschlagung der Turbinenschaufeln mit den Ab ' gasen angeordnet.Feed channel arranged in a known manner guide vanes for the loading of the turbine blades with the Ab 'gases - of preferably are in the present invention at the outlet.

Ein Äusführungsbeispiel der Erfindung ist in der Zeichnung bei einem Flügelgebläseschraubenflugzeug dargestellt und wird im folgenden näher beschrieben. In der Zeichnung zeigt F i g. 1 eine Teildraufsicht auf ein Flügelgebläseschraubenflugzeug, F i 2 einen vergrößerten Schnitt durch den Flügel nach Linie 2-2 der F i g. 1, F i g. 3 einen vergrößerten Teilschnitt nach Linie 3-3 der F i g. 2, F i g. 4 einen vergrößerten Teilschnitt nach Linie 4-4 der F i g. 3-, F i g. 5 einen vergrößerten Teilschnitt nach Linie 5-5 der F i g. 3. An embodiment of the invention is shown in the drawing in the case of a wing fan screw aircraft and is described in more detail below. In the drawing, F i g. 1 is a partial plan view of a wing fan propeller aircraft, FIG. 2 is an enlarged section through the wing along line 2-2 of FIG . 1, Fig. 3 shows an enlarged partial section along line 3-3 of FIG . 2, Fig. 4 shows an enlarged partial section along line 4-4 of FIG . 3-, Fig. 5 shows an enlarged partial section along line 5-5 of FIG . 3.

Das in F i g. 1 dargestellte Flugzeug ist grundsätzlich bekannt. Es hat einen Rumpf 10, innere Flügelfelder 12 und 14, äußere Flügelfelder 16 und 18, eine Seitenflosse 20 und ein Höhenleitwerk 22. Das Flugzeug wird durch vier Triebwerke angetrieben, wobei die Innenbordtriebwerke24 auf beiden Seiten des Rumpfes 10 und die Außenbordtriebwerke 26 an den Außenenden der inneren Flügelfelder 12 und 14 angeordnet sind. Die Triebwerke sind in Gondeln 28 bzw. 30 eingeschlossen. In beiden inneren Flügelfeldem 12 und im Höhenleitwerk 22 sind Gebläse untergebracht.The in Fig. 1 shown aircraft is known in principle. It has a fuselage 10, inner wing panels 12 and 14, outer wing panels 16 and 18, a fin 20 and a horizontal stabilizer 22. The aircraft is propelled by four engines, with the inboard engines 24 on both sides of the fuselage 10 and the outboard engines 26 at the outer ends the inner wing panels 12 and 14 are arranged. The engines are enclosed in nacelles 28 and 30, respectively. Blowers are housed in both inner wing panels 12 and in the horizontal stabilizer 22.

Da die Anordnung der Gebläse und der Triebwerke für beide Flügelfelder 12 und 14 identisch ist, wird die Bauweise nur in Verbindung mit dem Flügel 12, der im einzelnen in F i g. 2 und 3 gezeigt ist, erläutert.Since the arrangement of the fans and the engines for both wing panels 12 and 14 is identical, the construction is only used in conjunction with the wing 12, which is shown in detail in FIG. 2 and 3 is explained.

Das Flügelfeld 12 weist einen großen kreisförmigen Kanal 32 auf, der sich ganz durch den Flügel hindurch von seiner Oberseite 34 zu der Unterseite 36 erstreckt. Axial in dem Kanal 32 ist eine feste Achse 38 angeordnet, deren Enden in Trägem 40 und 42 gelagert sind. Diese Träger erstrecken sich sehnenartig, parallel zur Flugzeuglängsachse, quer über den Kanal. Auf der Achse 38 sind zum freien Umlauf zwei gegensinnig umlaufende, mit mehreren Schaufeln versehene Rotoren 44 und 46 angeordnet, die je- weils eine mittlere Nabe 4 mit Lager 50 aufweisen. Fest an dem Umfang des oberen Rotors 44 und konzentrisch zu demselben ist ein Turbinenlaufring 52 mit mehreren einzelnen Schaufeln 54 angeordnet. Dieser Turbinenlaufring wird durch mehrere Auflager 56 gehalten, die jeweils radial auf einem Stumpf 58 gleiten (vgl. F i g. 4). Dieser Stumpf 58 erstreckt sich von der Spitze jedes einzelnen Flügels 60 fort. Somit ist der Turbinenlaufring 52 fest zum Umlauf mit den Flügeln 60 verbunden, kann sich jedoch begrenzt radial ausdehnen, was infolge der Erwärmung im Betrieb notwendig ist. An dem unteren Rotor 46 ist ein ähnlicher Turbinenlaufring 62 angeordnet. Die Turbinenlaufringe 52 und 62 erstrecken sich in radialer Richtung durch den Kanal 32 hindurch und sind selbst außerhalb des Kanals 32 angeordnet, wobei ein Deckring 64 den axialen Abschluß bildet. Dieser Deckring 64 ist etwas größer als der Kanal und konzentrisch zu ihm angeordnet, um eine Ringkammer 66 zu bilden, in welcher die Turbinenlaufringe 52, 62 umlaufen.The wing panel 12 has a large circular channel 32 that extends all the way through the wing from its top 34 to the bottom 36 . A fixed axis 38 is arranged axially in the channel 32 , the ends of which are mounted in supports 40 and 42. These carriers extend chord-like, parallel to the longitudinal axis of the aircraft, across the canal. For free rotation, two rotors 44 and 46, which rotate in opposite directions and are provided with a plurality of blades, each having a central hub 4 with bearing 50 are arranged on the axis 38. A turbine race 52 with a plurality of individual blades 54 is arranged fixedly on the circumference of the upper rotor 44 and concentrically therewith. This turbine raceway is held by several supports 56 which each slide radially on a stump 58 (see FIG. 4). This stump 58 extends from the tip of each individual wing 60 . The turbine running ring 52 is thus firmly connected to the vanes 60 for rotation, but can expand radially to a limited extent, which is necessary as a result of the heating during operation. A similar turbine race 62 is arranged on the lower rotor 46. The turbine races 52 and 62 extend in the radial direction through the channel 32 and are themselves arranged outside the channel 32 , with a cover ring 64 forming the axial end. This cover ring 64 is somewhat larger than the channel and arranged concentrically to it in order to form an annular chamber 66 in which the turbine races 52, 62 rotate.

Wie F i g. 3 zeigt, ist das Außenbordtriebwerk 26 mit einem Abgasrohr 68 versehen, mit dem eine nach innen gerichtete Spirale 70 mit einem Einlaß 72 verbunden ist. Die Spirale 70 erstreckt sich durch den Deckring 64 über einen Abschnitt seines Umfanges, um in die Ringkammer 66 (vgl. F i g. 2) zu führen, wobei diese Spirale einen engen schlitzartigen Auslaß 76 aufweist, dessen Fläche, im wesentlichen gleich der Fläche des Einlasses 72 ist. Der Auslaß 76 ist mit den Schaufeln 54 des oberen Turbinenlaufringes 52 ausgerichtet und wird durch einen Absperrschieber 74 wirksam geschlossen. In dem Auslaß 76 sind mehrere Leitschaufeln 78 vorgesehen.Like F i g. 3 shows, the outboard engine 26 is provided with an exhaust pipe 68 to which an inwardly directed scroll 70 having an inlet 72 is connected. The spiral 70 extends through the shroud 64 over a portion of its circumference to lead into the annular chamber 66 (see FIG. 2), this spiral having a narrow slot-like outlet 76 , the area of which is essentially equal to the area of inlet 72 is. The outlet 76 is aligned with the blades 54 of the upper turbine race 52 and is effectively closed by a gate valve 74. A plurality of guide vanes 78 are provided in the outlet 76.

Um einen leistungsfähigen Betrieb sicherzustellen, ist es wichtig, daß die gesamte Austrittsfläche für das Abgas konstant ist. Daher muß bei einer Freilegung des Einlasses 72 durch Bewegung des Absperrschiebers 74 das Abgasrohr 68 um ein entsprechendes Ausmaß geschlossen werden. Dieses kann durch zwei in Scharnieren gelagerte lidartige Leitbleche 79 erzielt werden, die auf dem Abgasrohr angeordnet sind. Diese Anordnung ist in F i g. 3 gezeigt, in welcher der Absperrschieber teilweise geöffnet und die Leitbleche teilweise geschlossen dargestellt sind.To ensure efficient operation, it is important that the total exit area for the exhaust gas be constant. Therefore, when the inlet 72 is exposed by moving the gate valve 74, the exhaust pipe 68 must be closed by a corresponding amount. This can be achieved by two hinged lid-like guide plates 79 which are arranged on the exhaust pipe. This arrangement is shown in FIG. 3 , in which the gate valve is shown partially open and the guide plates are shown partially closed.

Das Innenbordtriebwerk 24 ist in ähnlicher Weise angeordnet und mit einer Spirale 80 versehen, die sich von dem Abgasrohr 82 zur Ringkammer 66 erstreckt. Jedoch ist der Auslaß 84 dieser Spirale mit dem unteren Turbinenlaufring 62 ausgerichtet.The inboard engine 24 is arranged in a similar manner and is provided with a spiral 80 which extends from the exhaust pipe 82 to the annular chamber 66 . However, the outlet 84 of this scroll is aligned with the lower turbine race 62.

Vom Abgasrohr 82 führt ein Anzapfrohr 112 zur Beaufschlagung des Leitwerkgebläses mit einem Teil der Abgase des Innenbordtriebwerks 24. Zur Ab- sperrung ist ein Absperrblech 116 vorgesehen.A bleed pipe 112 leads from the exhaust pipe 82 to act on the tail unit fan with part of the exhaust gases from the inboard engine 24. A shut- off plate 116 is provided for blocking.

Die obere und untere öffnung des Kanals 32 ist mit einer gebogenen Einlaßlippe 85 versehen. Der Kanal 32 ist oben und unten durch mehrere jalousieartige Blenden 86, 98 abgedeckt, die sich parallel zur Querachse des Flugzeuges über das Flügelfeld 12 erstrecken und auf jeder Seite der Träger 40, 42 geteilt sind. Diese Blenden sind durch Scharniere 88 an die Träger 40, 42 angeschlossen und überlappen sich leicht in geschlossenem Zustand, so daß die Oberseite des Flügels so glatt wie möglich ist. Auch das Leitwerkgebläse besitzt entsprechende Blenden 118 und 120.The upper and lower openings of the channel 32 are provided with a curved inlet lip 85 . The channel 32 is covered at the top and bottom by several louvre-like screens 86, 98 , which extend parallel to the transverse axis of the aircraft over the wing panel 12 and are divided on each side of the supports 40, 42. These panels are connected to the brackets 40, 42 by hinges 88 and, when closed, slightly overlap so that the top of the wing is as smooth as possible. The tail fan also has corresponding apertures 118 and 120.

Beim Senkrechtstart strömen die Abgase durch die Turbinenlaufringe 52 und 62 in die Kanäle 32 und werden mit dem Schubstrahl der Flügel nach unten geführt, wie es in den F i g. 4 und 5 gezeigt ist. Obwohl die Gase nach ihrem Durchgang zwischen den Turbinenlaufschaufeln 54 nach der Darstellung in F i g. 3 im wesentlichen radial in den Kanal 32 eintreten, ist ihre Geschwindigkeit verhältnismäßig gering, da sie ihre Energie beim Aufprall gegen die Turbinenlaufschaufeln abgegeben haben. Somit stören diese Gase den von oben nach unten gerichteten Durchfluß der Luft durch den Kanal nicht übermäßig.During a vertical take-off, the exhaust gases flow through the turbine races 52 and 62 into the channels 32 and are guided downward with the thrust jet of the blades, as shown in FIGS. 4 and 5 is shown. Although the gases after their passage between the turbine blades 54 as shown in FIG. 3 enter the channel 32 essentially radially, their speed is relatively low, since they have given up their energy on impact against the turbine rotor blades. Thus, these gases do not unduly interfere with the top-down flow of air through the duct.

Wenn die Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeuges bis zu dem Punkt ansteigt, an dem die Flügel zum Auftrieb beitragen und sich das Flugzeug sicher über der überziehgeschwindigkeit befindet, werden die Absperrschieber74 und die Absperrbleche116 vollkommen geschlossen und die Leitbleche79 geöffnet, so daß der gesamte Triebwerksschub nach hinten gerichtet wird. Hierbei sind alle Blenden86, 98, 118 und 120 geschlossen, um glatte Flügel- und Leitwerksflächen zu bilden. In diesem Zustand ist das Flugzeug fähig, bei hoher Geschwindigkeit zu fliegen, wobei seine Leistung derjenigen der bekannten Düsenflugzeuge entspricht.When the forward speed of the aircraft increases to the point where the wings are contributing to lift and the aircraft is safely above stall speed, gate valves 74 and gate plates 116 are completely closed and baffles 79 are opened so that all of the engine thrust is directed aft . In this case, all apertures 86, 98, 118 and 120 are closed in order to form smooth wing and tail surfaces. In this state, the aircraft is capable of flying at high speed, its performance being equivalent to that of the known jet aircraft.

Claims

Claims: 1. Blower for a propeller-wing blower aircraft, the rotors of which are rotatably arranged within a channel of circular cross-section penetrating the support or guide surfaces and carry a ring with radial turbine blades on its circumference, which branch off from the combustion gases of a jet engine via a branching off from the exhaust pipe of the jet engine , are acted upon feed channel located within the support or guide surface, which opens into an annular chamber, the inner opening of which forms the channel, characterized in that for driving the rotors (44, 46) the application of the combustion gases to the turbine blades (54) via in the plane of the turbine blades ″ K arranged gas supply spirals (70, 80) takes place tangentially.

2. Fan according to claim 1, characterized in that the turbine blades (54) of the turbine raceway (52, 62) are arranged within the annular chamber (66) such that their inner edges terminate approximately with the inner partition of the annular chamber (66), which this Annular chamber separates from the channel (32) swept by the rotors (44, 46) and has a circular cross-section. 3. Blower according to claim 1 or 2, characterized in that at the outlet of the gas supply spirals (70, 80) guide vanes (78) for the application of the blades (54) of the turbine raceway (52, 62) with the exhaust gases are arranged. Documents considered: German Auslegeschrift No. 1092 311; French Patent No. 1 210 147; British Patent Nos. 811 840, 828 884, 839 977; USA. Patent Nos. 2,753,132, 2,940 691 W. J ust, vertical take-off aircraft and hovercraft, report 33 the German Research Center for helicopters and vertical technique e. V., January 1961, Verlag Flugtechnik Stuttgart, pp. 49, 50. Umschau, 1961, issue 12, pp. 685 to 688. Flugwelt, 1966, issue 1, pp. 18 to 24.