Gasturbinentriebwerk mit eigener Anwerfvorrichtung für Flugzeuge. Die Erfindung betrifft ein GastuTbinen- ,riebwerk mit eigener Anwerfvorrichtung für Flugzeuge.
Zweck der Erfindung ist, eine Anwerf- vo.rrichtung zu schaffen, die es ermöglicht, ohne einen eigenen Anwerfmotor auszukom men, so dass auch keine besondere, nur für den Betrieb eines solchen Motors dienende Brennstoffsorte mitzuführen ist.
Um diesen Zweck zu erreichen, weist bei dem GaGturbi- nentriebwerk gemäss Erfindung die Anwerf- vorrichtung Hilfseinrichtungen zum Erzeu- < (Ven von Treibgas auf, wobei dieses Treibgas die Turbine des Triebwerkes beaufschlagt. Als Treibgaserzeuger kann mindestens eine Hilfsbrennkammer dienen, deren Brennluft- bedarf,
falls das Flugzeug mit einer eigenen Bordpressluftanlage ausgestattet ist, von einer Bordpressluftflasche gedeckt werden kann. Die Verbrennung in der Hilfsbrenukammer kann dann bei annähernd konstantem Volu inen erfolgen, indem die Brenngase fremdge zündet werden und ein Rückschlagen in die Zufuhrleitung für das Luft-BTennstoff- gemisch mit Hilfe eines Rückschlagventils verhindert wird.
Auf der beiliegenden Zeichnung sind ver schiedene beispielsweise Ausführungsformen des Erfindungsgegenstandes in vereinfachter Darstellungsweise veransehaulieht, und zwar zeigt: Fig. 1 einen Teil des axialen Längs schnittes durch das Gasturbinentriebwerk eines Flugzeuges, bei dem die Hilfsbrenn- kammer .der A:
nwerfvorrichtung am äussern Umfang der Hauptbrennkammer des Trieb werkes angeordnet ist, Fig., 2 einen der Fig. 1 entsprechenden Schnitt durch eine zweite Ausführungsform, bei welcher die in der Hilfsbrennkammer er zeugten Treibgase die äussern Schaufelpartien der radial verlängerten Laufschaufeln der ersten Stufe der Triebwerksturbine beauf- sch'lagen, Fig. 3 einen ebenfalls der Fig. 1 ent sprechenden Schnitt durch eine dritte Aus führungsform,
bei weIcheT die Hilfskammer der Anwerfvorrichtung innerhalb der innern Begrenzungswand der Hauptbrennkammer des Triebwerkes angeordnet ist und die in der Hilfsbrennkammer erzeugten Treibgase eine in der Nabe .der Triebwerkturbine ge legene Hilfsschaufelung dieser Turbine be- aufschlagen, Fig. 4 einen der Fig. 1 entsprechenden Schnitt durch eine Ausführungsform,
bei welcher in der Anwerfvorrichtung als Treib- gase.rzeuger Patronen, die einen langsam ver brennenden Brennstoff enthalten, zur Ver wendung kommen, und Fig. 5 zeigt einen Schnitt nach der Linie V-V der Fig. 4.
Fig. 6 zeigt einen Schnitt nach der Linie VI-VI der Fig. 7 durch eine Ausführungs form, bei welcher die Hauptbrennkammer in zwei Teilkammern unterteilt ist und zwischen diesen auf gleichem Umfang zwei Hilfs- brennkammern angeordnet sind, und Fig. 7 ist ein Schnitt nach der Linie VII-VII der Fig. 6:.
In Fig. 1 bezeichnet 1 :den Eintrittsdiffu- sor des Gasturbinentriebwerkes eines Flug zeuges, .das sich in Richtung des Pfeils A fortbewegt. Dieses Triebwerk weist ein Ge bläse 2, eine Hauptbrennkammer 3. und eine Turbine 4 auf. Beim Fliegen strömt Luft dem Gebläse 2 durch den Diffusor 1 zu, wobei in diesem ein Teil ihrer kinetischen Energie in Druck umgewandelt wird. Der im Gebläse 2 weiter verdichtete Luftstrom wird in die ringförmige Hauptbrennkammer 3 gefördert, die aus einem Tank 5 mit Brenn stoff gespi:esen wird.
Das in .der Brennkam- mer 3 sich bildende Luft-Brennstoffgemisch wird gezündet und die,dabei erzeugten Treib gase beaufschlagen dann die Turbine 4, in der sie sich unter Leistungsabgabe entspan nen. Die Turbine 4 treibt das Gebläse 2 an, und die aus derselben tretenden Treibgase durchströmen noch eine Düse 6" worauf sie mit grosser Geschwindigkeit in die Umge bung ausgestossen werden. Das Flugzeug ist mit einer eigenen Bo.rdpressluftanlage ausge rüstet, die einen Kompressor 7 aufweist.
Dieser erhält seinen Antrieb über ein Zahn radgetriebe 8 vom Läufer des Gebläses 2 und fördert die verdichtete- Luft in eine Pressluft- flaeche 9.
Zum Anwerfen des beschriebenen Gas turbinentriebwerkes ist eine Anwerfvorrich- tung vorgesehen, .die Hilfseinrichtungen zum Erzeugen von Treibgas aufweist. Hierzu ge hört eine ringförmige Hilfsbrennkammer 10, die am äussern Umfang eines Teils der Hauptbrennkammer 3 angeordnet ist.
Die Verbindung zwachen der Hilfskammer 10 und dem rechten Ende der Hauptbrennkam- mer 3 wird von einer Anzahl längs des Um fanges der Hilfsbrennkammer vorgesehener Klappen 13 beherrscht. Das Öffnen dieser Klappen 13, die während des normalen Fluges die Schliesslage einnehmen, erfolgt durch einen äussern Eingriff.
Die Anzahl der Klappen ist den Erfordernissen angepasst; unter Umständen lässt sich bereits mit einer einzigen auskommen. Die Brennstoffzufuhr zur Hilfsbrennkam- mer 10 geschieht mit Hilfe der aus einer Pressluftflasche 9 entnommenen:
Pressluft, welche eine Venturidüse 11 durchströmt, :die durch eine Leitung 12 an den Brennstofftank 5 angeschlossen ist, co,dass jene Pressluft beim Durchströmen der Venturidüse 11 .den für die Verbrennung in der Hilfsb@rennkammer 10 benötigten Brennstoff aus dem Tank 5 an saugt und in diese Brennkammer fördert.
Die Verbrennung in der Hilfs'.brennkammer 10 erfolgt bei offenen Klappen 13, und zwar bei annähernd konstantem Volumen, indem dae Luft-Brennstoffgemisch fremdgezündet wird und ein Rückschlagen in die Zufuhrleitung 14 für dieses Gemisch durch ein nicht ge zeichnetes Rückschlabventil verhindert wird. Das in der Hilfsbrennkammer 10 erzeugte Treibgas beaufscblagt bei offenen Klappen 13 die Turbine 4 des Triebwerkes, wodurch dieses angeworfen wird.
Beider in Fig. 2 gezeigten Ausführungs form ist die ringförmige Hilfsbrennkammer 15 der Anwerfvorrichtung ebenfalls am äussern Umfang eines Teils der Hauptbrenn- kammer 16 des Gasturbinentriebwerke-3 an geordnet. Auch der Luftbedarf der Hil%s- brennkamzner 15 wird von einer Bordpress- luftflasche 17 und der Brennstoffbedarf von einem den beiden Kammern 15, 16 gemein samen Brennstofftank 18 gedeckt.
Der Ililfs- brennkammer 15 ist eine eigene Brennstoff pumpe 1.9 zugeordnet, die von :einem Elektro motor 2,0 angetrieben wird. Letzterer steuert gleichzeitig in nicht gezeigter Weise die Zündung des in :
der Hilfsbrennkammer 15 gebildeten Luft-Brennstoffgemie.eheu. Die Verbrennung erfolgt in der Hilfsbrennkam- mer 15 bei annähernd konstantem Volumen und die erzeug gen Treibgase beaufschlagen die äussern Schaufelpartien der mit radial verlängerten Laufschaufeln 2'1 versehenen ersten Stufe der Triebwerksturbine 22, um hierauf nach Durchströmen eines düsenartig ausgebildeten Teils 22' in die Umgebung aus- gestossen zu werden.
Die in der Hilfsbrennkammer erzeugten Treibgase können auch die äussern Schaufel- partien irgend einer mit radial verlängerten Laufschaufeln versehenen Stufe oder mehre rer mit solchen Laufschaufeln versehenen Stufen der Triebwerksturbine beaufschlagen.
Die in Fig. 3 gezeigte Ausführungsform unterscheidet sich von der zuletzt beschrie benen vor allem dadurch, dass die Hilfsbrenn- kammer 23 der Anwerfvorrichtung inner halb der innern Begrenzungswand 24 der Hauptbrennkammer 25 angeordnet ist.
Die in der Hilfsbrennkammer 28 erzeugten Treib gase beaufschlagen eine in der Nabe 2'6 der Triebwerksturbine 27 gelegene Hilfsschaufe- lung 28 dieser Turbine und gelangen hierauf durch eine oder mehrere Öffnungen 29, welche während des Anwerfens durch Öff nen entsprechender Klappen 30 freigegeben werden, in die Austrittsdüse des Triebwerkes.
In den Fig. 4 und 5 ist eine Anwerfvor- richtung gezeigt, bei der zur Treibgaserzeu- gung für das Anwerfen des Gasturbinen triebwerkes Patronen zur Verwendung kom men, welche einen langsam verbrennenden Brennstoff in flüssigem oder festem Zustand enthalten. Diese Anwerfvorrichtung weist eine Hilfsbrennkammer 30 auf, die wiederum am äussern Umfang eines Teils der Haupt- brennkammer 3,1 des Triebwerkes angeord net ist.
Die Patronen 32 werden durch eine mit einer Hilfsantriebswelle,des, Triebwerkes verbundene Vorschubeinrichtung bei Drehung des Triebwerkrotors nacheinander in die Zündlage und hierauf elektrisch über Schleif kontakte gezündet.
Die so erzeugten Treib gase beaufsch'Iagen die äussern Schaufelpar tien der mit radial verlängerten Laufschau- fe#1n 34 versehenen ersten Stufe der Turbine 33 und werden nach Durchströmen eines düsenartig ausgebildeten Teils 35 unmittel bar in die Umgebung ausgestossen.
Die Ausströmquerschnitte der Haupt- brennkammer und mindestens einer Hilfs- brennkammer können auch auf gleichem Um fang angeordnet sein, so dass sowohl beim normalen Betrieb als auch beim Anwerfen die erste Stufe der Triebwerksturbine ,nur teilbeaufschlagt wird. Eine solche Ausfüh- rungsform ist in den Fig. 6 und 7 veran- schaulicht.
Die Hauptbrennkammer ist hier in zwei Teilkammern 40 und 41 unterteilt. Zwischen diesen sind auf gleichem Umfang zwei Hilfsbrennkammern vorgesehen, von denen in den Figuren nur eine veranschau licht ist; sie ist mit dem Bezugszeichen 42 belegt.
Die Ausströmquersahnitte der zwei Teilkammern 40, 41 und der zwischen die sen angeordneten zwei Hilfsbrennkammern liegen somit auch alle auf gleichem Umfang, so dass die erste Stufe 43 der Tri & bwerks- turbine sowohl beim normalen Betrieb als auch beim Anwerfen nur teilbeaufschlagt wird.
Die Abmessung der Hilfsbrennkam- mern in der Umfangsrichtung beträgt nur einen. Bruchteil :der Abmessung der Teilkam mern 40, 41 in der erwähnten Richtung, so dass die Teilbeaufechlagung der Stufe 43 beim Anwerfen nur einen Bruchteil derjeni gen bei normalem Betrieb ausmacht.
Gas turbine engine with its own starter device for aircraft. The invention relates to a gas turbine engine with its own starter device for aircraft.
The purpose of the invention is to create a starter device which makes it possible to do without a separate starter motor, so that no special type of fuel that is only used to operate such a motor needs to be carried.
In order to achieve this purpose, in the gas turbine engine according to the invention, the starter device has auxiliary devices for generating propellant gas, this propellant gas acting on the turbine of the engine. At least one auxiliary combustion chamber can serve as a propellant gas generator, which requires combustion air ,
if the aircraft is equipped with its own on-board compressed air system, it can be covered by an on-board compressed air cylinder. The combustion in the auxiliary combustion chamber can then take place at an approximately constant volume by igniting the combustion gases externally and preventing flashback into the supply line for the air-fuel mixture with the aid of a non-return valve.
In the accompanying drawing, various exemplary embodiments of the subject matter of the invention are shown in a simplified representation, namely: FIG. 1 shows part of the axial longitudinal section through the gas turbine engine of an aircraft in which the auxiliary combustion chamber. Der A:
Throwing device is arranged on the outer circumference of the main combustion chamber of the engine, Fig. 2 shows a section corresponding to Fig. 1 through a second embodiment in which the propellant gases generated in the auxiliary combustion chamber beauf the outer blade parts of the radially elongated rotor blades of the first stage of the engine turbine - Sch'lagen, FIG. 3 shows a section, likewise corresponding to FIG. 1, through a third embodiment,
In which the auxiliary chamber of the starter device is arranged within the inner boundary wall of the main combustion chamber of the engine and the propellant gases generated in the auxiliary combustion chamber affect an auxiliary blade of this turbine located in the hub of the engine turbine, Fig. 4 shows a section corresponding to Fig. 1 an embodiment,
in which cartridges containing a slowly burning fuel are used as propellant gas generators in the starter device, and FIG. 5 shows a section along the line V-V of FIG.
Fig. 6 shows a section along the line VI-VI of Fig. 7 through an embodiment form in which the main combustion chamber is divided into two sub-chambers and two auxiliary combustion chambers are arranged between these on the same circumference, and Fig. 7 is a section according to the line VII-VII of Fig. 6 :.
In FIG. 1, 1 denotes: the inlet diffuser of the gas turbine engine of an aircraft, which moves in the direction of arrow A. This engine has a blower 2, a main combustion chamber 3 and a turbine 4. When flying, air flows to the fan 2 through the diffuser 1, in which part of its kinetic energy is converted into pressure. The air stream that is further compressed in the fan 2 is conveyed into the annular main combustion chamber 3, which is fed from a tank 5 with fuel.
The air-fuel mixture that forms in the combustion chamber 3 is ignited and the propellant gases generated in the process then act on the turbine 4, in which they relax with power output. The turbine 4 drives the blower 2, and the propellant gases emerging from the same flow through a nozzle 6 ″ whereupon they are ejected into the environment at high speed. The aircraft is equipped with its own compressed air system, which has a compressor 7 .
This receives its drive via a toothed wheel drive 8 from the rotor of the fan 2 and conveys the compressed air into a compressed air area 9.
To start the gas turbine engine described, a starter device is provided which has auxiliary devices for generating propellant gas. This includes an annular auxiliary combustion chamber 10, which is arranged on the outer periphery of part of the main combustion chamber 3.
The connection between the auxiliary chamber 10 and the right end of the main combustion chamber 3 is dominated by a number of flaps 13 provided along the circumference of the auxiliary combustion chamber. These flaps 13, which assume the closed position during normal flight, are opened by an external intervention.
The number of flaps is adapted to the requirements; it may be possible to get by with just one. The fuel is supplied to the auxiliary combustion chamber 10 with the aid of the:
Compressed air, which flows through a Venturi nozzle 11, which is connected to the fuel tank 5 by a line 12, co that that compressed air, as it flows through the Venturi nozzle 11, sucks in the fuel required for the combustion in the auxiliary combustion chamber 10 from the tank 5 and promotes into this combustion chamber.
The combustion in the auxiliary combustion chamber 10 takes place with the flaps 13 open, with an approximately constant volume, in that the air-fuel mixture is externally ignited and a non-return valve is prevented from kicking back into the supply line 14 for this mixture. When the flaps 13 are open, the propellant gas generated in the auxiliary combustion chamber 10 pressurizes the turbine 4 of the engine, causing it to start.
In the embodiment shown in FIG. 2, the annular auxiliary combustion chamber 15 of the starter device is also arranged on the outer circumference of a part of the main combustion chamber 16 of the gas turbine engine 3. The air requirement of the auxiliary combustion chambers 15 is also covered by an on-board compressed air bottle 17 and the fuel requirement is covered by a fuel tank 18 shared by the two chambers 15, 16.
The auxiliary combustion chamber 15 is assigned its own fuel pump 1.9, which is driven by: an electric motor 2.0. The latter simultaneously controls the ignition of the in:
the auxiliary combustion chamber 15 formed air-fuel mixture.eheu. The combustion takes place in the auxiliary combustion chamber 15 at an approximately constant volume and the propellant gases generated act on the outer blade sections of the first stage of the engine turbine 22, which is provided with radially elongated blades 2'1, and then after flowing through a nozzle-like part 22 'into the environment to be expelled.
The propellant gases generated in the auxiliary combustion chamber can also act on the outer blade parts of any stage provided with radially elongated rotor blades or several stages of the engine turbine provided with such rotor blades.
The embodiment shown in FIG. 3 differs from the last described one mainly in that the auxiliary combustion chamber 23 of the starting device is arranged within the inner boundary wall 24 of the main combustion chamber 25.
The propellant gases generated in the auxiliary combustion chamber 28 act on an auxiliary blade 28 of this turbine located in the hub 2'6 of the engine turbine 27 and then pass through one or more openings 29 which are released by opening corresponding flaps 30 during start-up the outlet nozzle of the engine.
4 and 5 show a starter device in which cartridges are used to generate propellant gas for starting the gas turbine engine, which cartridges contain a slowly burning fuel in liquid or solid state. This starter device has an auxiliary combustion chamber 30, which in turn is arranged on the outer circumference of part of the main combustion chamber 3, 1 of the engine.
The cartridges 32 are successively ignited by a feed device connected to an auxiliary drive shaft of the engine when the engine rotor rotates into the ignition position and then electrically via sliding contacts.
The propellant gases generated in this way act on the outer blade parts of the first stage of the turbine 33, which is provided with radially elongated barrel # 1n 34, and after flowing through a nozzle-like part 35 are expelled directly into the environment.
The outflow cross-sections of the main combustion chamber and at least one auxiliary combustion chamber can also be arranged on the same circumference, so that the first stage of the engine turbine is only partially pressurized both during normal operation and when starting. Such an embodiment is illustrated in FIGS. 6 and 7.
The main combustion chamber is divided into two sub-chambers 40 and 41 here. Between these two auxiliary combustion chambers are provided on the same scale, of which only one is illustrated in the figures; it is given the reference number 42.
The outflow cross center of the two sub-chambers 40, 41 and the two auxiliary combustion chambers arranged between them are therefore all on the same circumference, so that the first stage 43 of the turbine turbine is only partially pressurized both during normal operation and when starting.
The dimension of the auxiliary combustion chambers in the circumferential direction is only one. Fraction: the dimension of the Teilkam mern 40, 41 in the mentioned direction, so that the partial loading of the step 43 when starting is only a fraction of that in normal operation.