DE1242453B - Dual-circuit gas turbine jet engine with lateral thrust nozzles - Google Patents

Description

DEUTSCHES WTWWi- PATENTAMTGERMAN WTWWI PATENT OFFICE

AUSLEGESCHRIFT F02kEDITORIAL F02k

DeutscheKl.: 62 b-37/02 German class: 62 b -37/02

Nummer: 1242 453Number: 1242 453

Aktenzeichen: R 36585 XI/62 bFile number: R 36585 XI / 62 b

J 242453 Anmeldetag: 15.November 1963J 242453 filing date: November 15, 1963

Auslegetag: 15. Juni 1967Open date: June 15, 1967

Die Erfindung bezieht sich auf ein Zweikreisgasturbinenstrahltriebwerk mit kaltem Druckluft- und heißem Abgasantriebsstrahl und seitlichen, als schwenkbare Knierohre ausgebildeten Schubdüsen.The invention relates to a two-circuit gas turbine jet engine with cold compressed air and hot exhaust gas drive jet and lateral thrust nozzles designed as swiveling knee tubes.

Bei einem bekannten Zweikreistriebwerk dieser Bauart sind auf jeder Seite in etwa gleichem Abstand vor bzw. hinter der Flugzeugquerachse als Knierohre ausgebildete Schwenkdüsen um Querachsen schwenkbar gelagert, von denen das vordere Paar mit Druckluft gespeist wird und das hintere Paar lediglich den Abgasstrom ausläßt.In a known dual-circuit engine of this type, there are approximately the same distance on each side in front of or behind the aircraft transverse axis designed as knee tubes swivel nozzles around transverse axes pivotally mounted, of which the front pair is fed with compressed air and the rear pair only leaves out the exhaust gas flow.

Bei einer solchen Anordnung bereitet es Schwierigkeiten, den Schub der vorderen und hinteren Düsenpaare beim Vertikalflug oder beim Schrägflug im Gleichgewicht zu halten, insbesondere dann, wenn durch zusätzliche Verbrennung der Druckluft und einen Nachbrenner im Abgasstrom die maximale Leistung ausgenutzt werden soll.Such an arrangement has difficulty in thrusting the front and rear pairs of nozzles to keep in balance when flying vertically or at an angle, especially when through additional combustion of the compressed air and an afterburner in the exhaust gas flow, the maximum Performance should be exploited.

Aufgabe der Erfindung ist es, diese Nachteile zu vermeiden und ein Zweikreisgasturbinenstrahltriebwerk zu schaffen, welches bei relativ einfacher baulicher Ausgestaltung eine günstige Steuerung für Vorwärtsschub, Vertikalhub oder Bremsschub ermöglicht. The object of the invention is to avoid these disadvantages and a two-circuit gas turbine jet engine to create, which with a relatively simple structural design a favorable control for Forward thrust, vertical stroke or braking thrust enabled.

Gemäß der Erfindung wird diese Aufgabe dadurch gelöst, daß die kalte Druckluft und die heißen Abgase im Triebwerk zusammengeführt und durch eine oder mehrere gemeinsame Düsen ausgestoßen werden. Hierbei wird die Vermischung von Druckluft und Abgasen in einer Mischkammer vor jeder Kniedüse durchgeführt, so daß die Schubgase bereits in gut vermischtem Zustand in die Düse ein- und aus dieser austreten.According to the invention, this object is achieved in that the cold compressed air and the hot exhaust gases are brought together in the engine and ejected through one or more common nozzles. The mixing of compressed air and exhaust gases takes place in a mixing chamber in front of each knee nozzle performed so that the thrust gases in and out of the nozzle in a well mixed state this exit.

Durch die erfindungsgemäße Triebwerksgestaltung wird einerseits ein Schwenkdüsenpaar mit seinem verhältnismäßig komplizierten Schwenkgetriebe eingespart, und es wird außerdem der Vorteil erlangt, daß der kalte Druckluftstrahl und der heiße Abgasstrahl in keinem exakt vorbestimmten Verhältnis zueinander stehen müssen, weil sie in einer gemeinsamen Düse einen resultierenden Schub erzielen.The engine design according to the invention on the one hand a pair of swivel nozzles with his relatively complicated swivel gear saved, and it is also the advantage that that the cold compressed air jet and the hot exhaust gas jet are not in an exactly predetermined ratio must stand to each other because they achieve a resultant thrust in a common nozzle.

Es ist zwar, bereits bei Mantelstromtriebwerken bekannt, einen Teil der vom Niederdruckkompressor verdichteten Luft im Nebenschluß zu der Verbrennungseinrichtung und der Turbine nach der Schubdüse zu leiten, der ebenfalls die Abgase zugeführt werden, wobei eine Vermischung von Abgasen und Druckluft vor Austritt aus der Schubdüse erfolgt. Hierbei handelt es sich aber ausschließlich um Triebwerke, bei denen die Gase in einer am stromunterseitigen Ende des Triebwerks angeordneten Düse austreten.Although it is already known for turbofan engines, a part of the low-pressure compressor compressed air shunted to the combustor and turbine after the exhaust nozzle to conduct, which also the exhaust gases are fed, with a mixing of exhaust gases and Compressed air takes place before exiting the nozzle. However, these are exclusively engines in which the gases in a nozzle arranged at the downstream end of the engine step out.

Zweikreisgasturbinenstrahltriebwerk mit
seitlichen SchubdüsenDual-circuit gas turbine jet engine with
side thrusters

Anmelder:Applicant:

Rolls-Royce Limited, Derby, Derbyshire
(Großbritannien)Rolls-Royce Limited, Derby, Derbyshire
(Great Britain)

Vertreter:Representative:

Dipl.-Ing. C. Wallach, Patentanwalt,
München 2, Kaufingerstr. 8Dipl.-Ing. C. Wallach, patent attorney,
Munich 2, Kaufingerstr. 8th

Als Erfinder benannt:Named as inventor:

Norman Robert Robinson, Derby, Derbyshire;Norman Robert Robinson, Derby, Derbyshire;

John Albert Mullins,John Albert Mullins,

Darley Abbey, Derby, Derbyshire;Darley Abbey, Derby, Derbyshire;

Peter Arthur Ward, Derby, DerbyshirePeter Arthur Ward, Derby, Derbyshire

(Großbritannien)(Great Britain)

Beanspruchte Priorität:Claimed priority:

Großbritannien vom 5. Oktober 1963 (39 309) - -Great Britain October 5, 1963 (39 309) - -

Auch bei Ausbildung einer solchen mit Druckluft und Abgasen gespeisten Düse als Schwenkdüse ließe sich jedoch nicht das durch die Erfindung angestrebte Ziel verwirklichen, denn aus Stabilitätsgründen ist es zweckmäßig und notwendig, die als Knierohre ausgebildeten Schubdüsen mit ihrer Schwenkachse in der durch den Massenmittelpunkt gehenden Hugzeugquerachse anzuordnen, was wiederum erfordert, daß diese Kniedüsen im allgemeinen nicht stromunterseitig der Turbine angeordnet werden können, sondern die Düsen müssen weiter stromaufwärts liegen, wenn man, wie es die Erfindung anstrebt, auf weitere, nur mit Druckluft gespeiste, in der Höhe des Kompressorausgangs liegende Kniedüsen verzichten will.Even if such a nozzle fed with compressed air and exhaust gases was designed as a swivel nozzle However, the aim pursued by the invention cannot be achieved, because for reasons of stability it is useful and necessary to swivel the thrust nozzles, which are designed as knee tubes to be arranged in the Hugzeug transverse axis going through the center of mass, which in turn requires that these knee nozzles can generally not be arranged downstream of the turbine, rather, the nozzles must be further upstream if, as the invention aims at, on Do not use any other knee nozzles that are only fed with compressed air and are located at the level of the compressor outlet want.

Nach einer zweckmäßigen Ausgestaltung der Erfindung erfahren daher die heißen Abgase im Triebwerk eine Strahlablenkung um 180° und gelangen entgegen der Strömungsrichtung der Druckluft in die Mischkammer.According to an expedient embodiment of the invention, the hot exhaust gases are therefore found in the engine deflects the jet by 180 ° and enters the compressed air against the direction of flow Mixing chamber.

Vorzugsweise sind beiderseits des Triebwerks in der Hugzeugquerachse Knierohre als Schubdüsen angeordnet, die über ein Getriebe gemeinsam und gleichsinnig verstellbar sind. In den Druckluftleitungen können zur kurzzeitigen Erhöhung desElbow tubes are preferably used as thrust nozzles on both sides of the engine in the transverse axis of the Hugzeug arranged, which are adjustable together and in the same direction via a gear. In the compressed air lines can be used to temporarily increase the

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Schubes Verbrennungseinrichtungen vorgesehen sein, und die Abgaskanäle können zu dem gleichen Zweck einen Nachbrenner aufweisen.Thrust combustion devices may be provided, and the exhaust ducts can serve the same purpose have an afterburner.

Die nach der Mischkammer führenden Druckluftleitungen können vom Niederdruckkompressor abzweigen, der seine Fördermenge in einen Teilstrom für den Hochdruckkompressor und für die Druckluftleitungen aufteilt. Statt dessen kann aber auch der Kompressor einen weiteren Kompressor antreiben, der beispielsweise in ringförmiger Anordnung um ihn herum angeordnet ist, wobei die Schaufeln des weiteren Kompressors mit den Schaufeln des einzigen Kompressors verbunden sind.The compressed air lines leading to the mixing chamber can branch off from the low-pressure compressor, which its delivery rate in a partial flow for the high pressure compressor and for the compressed air lines divides. Instead, the compressor can also drive another compressor, which is arranged, for example, in an annular arrangement around it, the blades furthermore Compressor are connected to the blades of the single compressor.

Die Zeichnung veranschaulicht einige Ausführungsbeispiele, die nachstehend beschrieben werden. In der Zeichnung zeigtThe drawing illustrates some exemplary embodiments which are described below. In the Drawing shows

F i g. 1 eine teilweise geschnittene schematische Ansicht eines Zweikreisgasturbinenstrahltriebwerks gemäß der Erfindung,F i g. 1 is a partially sectioned schematic view of a two-cycle gas turbine jet engine according to the invention,

F i g. 2 ein der F i g. 1 entsprechendes Triebwerk mit einer Vorrichtung zur gleichsinnigen Einstellung der Knierohre,F i g. 2 one of the F i g. 1 corresponding engine with a device for adjustment in the same direction the knee tubes,

F i g. 3 eine Ansicht des Triebwerks gemäß F i g. 2 in Richtung des Pfeiles 3, F i g. 3 is a view of the engine according to FIG. 2 in the direction of arrow 3,

F i g. 4 eine der F i g. 1 entsprechende Ansicht einer anderen Ausführungsform eines Zweikreistriebwerks, F i g. 4 one of the F i g. 1 corresponding view of another embodiment of a dual-circuit engine,

F i g. 5 eine der F i g. 4 ähnliche Ansicht einer weiteren Ausführungsform,F i g. 5 one of the F i g. 4 similar view of a further embodiment,

F i g. 6 einen Schnitt nach der Linie 6-6 gemäß Fig. 5,F i g. 6 a section along the line 6-6 according to FIG. 5,

F i g. 7 eine Ansicht eines in einem Flugzeug installierten erfindungsgemäßen Zweikreisgasturbinenstrahltriebwerks, F i g. 7 shows a view of a dual-circuit gas turbine jet engine according to the invention installed in an aircraft;

F i g. 8 einen Schnitt einer anderen Ausführungsform eines Triebwerks mit einem Düsenpaar, bei welchem die Düsen in Lagern schwenkbar sind, die ihrerseits von der Flugzeugzelle getragen werden.F i g. 8 shows a section of another embodiment of an engine with a pair of nozzles, at which the nozzles are pivotable in bearings which in turn are supported by the airframe.

Gemäß F i g. 1 bis 3 der Zeichnung weist die Triebwerksanlage einen Niederdruckaxialkompressor 10, einen Hochdruckaxialkompressor 12, eine Verbrennungseinrichtung 14 und eine Turbinenanlage 15 auf, die in Strömungsrichtung hintereinander angeordnet sind.According to FIG. 1 to 3 of the drawing, the engine system has a low-pressure axial compressor 10, a high-pressure axial compressor 12, a combustion device 14 and a turbine system 15 , which are arranged one behind the other in the direction of flow.

Die Turbinenanlage kann eine Niederdruckturbine und eine Hochdruckturbine aufweisen, die unabhängig voneinander drehbar und antriebsmäßig mit dem Niederdruckkompressor 10 bzw. dem Hochdruckkompressor 12 über konzentrisch angeordnete Wellen 13 bzw. 19 verbunden sind.The turbine system can have a low-pressure turbine and a high-pressure turbine, which are rotatable independently of one another and are connected in terms of drive to the low-pressure compressor 10 and the high-pressure compressor 12 via concentrically arranged shafts 13 and 19 , respectively.

Das Triebwerk ist mit einem Gehäuse 16 ausgestattet, und ein Ringkanal 18 befindet sich zwischen der inneren Oberfläche des Gehäuses 16 und einem den Hochdruckkompressor umgebenden Gehäuse 17. Der Ringkanal 18 steht an einem Ende mit der Druckseite des Niederdruckkompressors und an der anderen Seite mit einer Ringleitung 20 in Verbindung. In dem Ringkanal 18 sind Wirbelschaufeln 21 in ringförmiger Anordnung an einem Punkt in der Nähe der Verbindung mit der Ringleitung 20 vorgesehen, welche bewirken, daß die in die Ringleitung eintretende Luft in Umfangsrichtung der Ringleitung in Wirbelung versetzt wird.The engine is equipped with a housing 16 , and an annular duct 18 is located between the inner surface of the housing 16 and a housing 17 surrounding the high pressure compressor. The annular duct 18 is at one end with the pressure side of the low pressure compressor and at the other end with a ring conduit 20 in connection. In the annular channel 18 vortex blades 21 are provided in an annular arrangement at a point in the vicinity of the connection with the ring line 20 , which cause the air entering the ring line to be caused to swirl in the circumferential direction of the ring line.

Die durch den Niederdruckkompressor 10 verdichtete Luft wird, wenn sie aus diesem austritt, in zwei Ströme geteilt, und zwar derart, daß ein Teil der Luft in die Ringleitung 18 eintritt und demgemäß nach der Ringleitung geführt wird, während dieThe air compressed by the low-pressure compressor 10 , when it emerges therefrom, is divided into two streams in such a way that part of the air enters the ring line 18 and is accordingly guided to the ring line, while the

übrige Luft nach dem Hochdruckkompressor 12 geleitet wird.remaining air is directed to the high pressure compressor 12 .

Nachdem diese übrige Luft im Hochdruckkompressor verdichtet worden ist, tritt sie in die Verbrennungseinrichtung ein, in welcher sie mit Brennstoff vermischt und verbrannt wird. Die sich hieraus ergebenden Verbrennungsprodukte oder Gase treten durch die Turbinenanlage hindurch und bewirken eine Drehung der Kompressoren. Die Gase treten dann aus dem Turbinenauslaß 24 aus und strömen in eine abgeschlossene Kammer 25, die durch eine Fortsetzung des Gehäuses 16 und eine Stirnwand 26 gebildet wird. Die Stirnwand 26 ist so ausgebildet, daß die Brenngase, die in die Kammer eintreten, um 180° abgelenkt und in eine Ringleitung 22 geführt werden, die mit der Ringleitung 20 in Verbindung steht.After this remaining air has been compressed in the high pressure compressor, it enters the combustion device in which it is mixed with fuel and burned. The resulting combustion products or gases pass through the turbine system and cause the compressors to rotate. The gases then exit the turbine outlet 24 and flow into an enclosed chamber 25 which is formed by a continuation of the housing 16 and an end wall 26 . The end wall 26 is designed in such a way that the combustion gases which enter the chamber are deflected by 180 ° and guided into a ring line 22 which is connected to the ring line 20 .

Außerdem sind Wirbelschaufeln 27 in der Leitung 22 angeordnet, um die Gase in Umfangsrichtung der Ringleitung 20 zu richten, derart, daß diese mit der darin befindlichen Luft gemischt werden.In addition, vortex blades 27 are arranged in the line 22 in order to direct the gases in the circumferential direction of the ring line 20 such that they are mixed with the air therein.

An dem Triebwerk sind zwei knierohrartige Schubdüsen 28 derart gelagert, daß sie mit der Ringleitung 20 in Verbindung stehen, und ihre Anordnung ist diametral zueinander, Die Düsen 28 sind um eine gemeinsame Achse 30 schwenkbar, die die Längsachse des Triebwerks schneidet und rechtwinklig zu dieser verläuft. {j Two elbow-like thrust nozzles 28 are mounted on the engine in such a way that they are in communication with the ring line 20 , and their arrangement is diametrically opposite to one another.The nozzles 28 can be pivoted about a common axis 30 which intersects the longitudinal axis of the engine and runs at right angles to it . {j

Gemäß dem in F i g. 1 dargestellten Ausführungsbeispiel sind die Düsen 28 schwenkbar seitlich am Triebwerk gelagert. Die die Düsen tragenden Lager können statt dessen jedoch auch vom Flugzeug getragen werden.According to the in FIG. 1, the nozzles 28 are pivotably mounted on the side of the engine. However, the bearings carrying the nozzles can instead also be carried by the aircraft.

Zum Beispiel könnten die Lager von Streben in der Nähe der inneren Oberfläche der Flugzeugwandung getragen werden, und die Düsen selbst könnten mit ihren Einlassen an die Seiten des Triebwerks, über kurze Verbindungsrohre angeschlossen werden. Diese Rohre könnten mit leicht lösbaren Verbindungen an beiden Enden ausgestattet sein, so daß nach Lösen der Verbindungsrohre von den Düsen Triebwerk und Düsen nicht mehr in Verbindung stehen und das Triebwerk aus dem Flugzeug entfernt werden kann.For example, the bearings of struts could be located near the inner surface of the aircraft wall be carried, and the nozzles themselves could with their inlets on the sides of the engine, can be connected via short connecting pipes. These pipes could be made with easily detachable connections be equipped at both ends so that after loosening the connecting pipes from the nozzles The engine and nozzles are no longer connected and the engine is removed from the aircraft can be.

Ein Ausführungsbeispiel dieser Art der erfindungsgemäßen Triebwerksgestaltung ist in F i g. 8 dargestellt. In dieser Figur ist ein kurzer Rohrstummel 300 seitlich am TriebwerkSOl angesetzt. Ein Fortsatz 302 ist mittels Bolzen 303 an den Rohrstummel 300 befestigt. Am äußeren Ende des Fortsatzes befindet sich eine Dichtung 303 a, die ein Entweichen von Gas aus dem Verbindungsstück 302 verhindert. Ein weiteres Übergangsstück 304 liegt zwischen dem Verbindungsstück 302 und dem ersten Teil 305 einer drehbar gelagerten Knierohrdüse 306. Die Düse 306 wird von einem Lager 307 getragen, das seinerseits von einem Teil des Flugzeugkörpers 308 getragen wird. Die Düse 306 steht durch eine öffnung 309 in der stromlinienförmigen Verkleidung 310 durch, welche einen Teil der Außenhaut des Flugzeuges bildet. Die Zugkräfte werden hierbei von der Düse 306 über das Lager 307 auf den Bauteil 308 und demgemäß auf das Flugzeug übertragen. Hierdurch wird es überflüssig, große Belastungen über das Verbindungsstück auf das Triebwerk und dann zurück auf das Flugzeug zu übertragen.An embodiment of this type of engine design according to the invention is shown in FIG. 8 shown. In this figure, a short stub tube 300 is attached to the side of the engine SOL. An extension 302 is fastened to the pipe stub 300 by means of bolts 303. At the outer end of the extension there is a seal 303 a, which prevents gas from escaping from the connection piece 302. Another transition piece 304 lies between the connecting piece 302 and the first part 305 of a rotatably mounted elbow pipe nozzle 306. The nozzle 306 is carried by a bearing 307 , which in turn is carried by a part of the aircraft body 308 . The nozzle 306 protrudes through an opening 309 in the streamlined fairing 310 , which forms part of the outer skin of the aircraft. The tensile forces are hereby transmitted from the nozzle 306 via the bearing 307 to the component 308 and accordingly to the aircraft. This eliminates the need to transfer large loads through the connector to the engine and then back to the aircraft.

Gemäß dem in den F i g. 1 und 2 dargestellten Ausführungsbeispiel werden die Düsen 28 mittelsAccording to the in FIGS. 1 and 2 illustrated embodiment, the nozzles 28 by means of

eines Luftmotors 36 um die Achse 30 gedreht. Die Ausgangswelle 38 des Luftmotors 36 ist antriebsmäßig mit einem Getriebe 40 verbunden. Zwei Antriebswellen 43 stehen aus dem Getriebe 40 vor und sind über flexible Kupplungen 42 und eine Zwischenwelle 44 mit einem weiteren Getriebe 46 verbunden.an air motor 36 rotated about the axis 30. The output shaft 38 of the air motor 36 is drivingly connected to a transmission 40 . Two drive shafts 43 protrude from the gear 40 and are connected to a further gear 46 via flexible couplings 42 and an intermediate shaft 44 .

Ein Ritzel eines weiteren Getriebes 46 steht mit einem Zahnkranz am Umfang des Flansches 48 der Düse 28 im Eingriff, so daß die Düsen bei Betätigung des Luftmotors 36 gleichzeitig gedreht werden.A pinion of a further gear 46 is engaged with a ring gear on the circumference of the flange 48 of the nozzle 28 , so that the nozzles are rotated simultaneously when the air motor 36 is actuated.

Wenn sich die Düsen 28 in der in den F i g. 1 und 2 gezeigten Lage befinden, wird ein Vorwärtsschub erzeugt. Wenn die Düsen 28 jedoch derart gedreht werden, daß die Schubstrahlen nach unten gerichtet werden, erzeugen sie einen Vertikalschub.When the nozzles 28 are in the position shown in FIGS. 1 and 2 are in the position shown, a forward thrust is generated. However, when the nozzles 28 are rotated so that the thrust jets are directed downward, they produce vertical thrust.

Demgemäß können, wenn eine solche Triebwerksanlage gemäß F i g. 7 in einem Flugzeug angeordnet wird und wenn die Düsen 28 nach unten gerichtet werden, Auftriebskräfte auf das Flugzeug übertragen werden, die unabhängig von den Auftriebskräften sind, welche durch die aerodynamischen Oberflächen des Flugzeuges beim Vorwärtsflug erzeugt werden. Ebenso können die Düsen gleichzeitig nach vorn gerichtet werden, um eine Bremswirkung auszuüben.Accordingly, if such a power plant according to FIG. 7 is arranged in an aircraft and when the nozzles 28 are directed downwards, lift forces are transmitted to the aircraft which are independent of the lift forces generated by the aerodynamic surfaces of the aircraft during forward flight. The nozzles can also be directed forwards at the same time in order to exert a braking effect.

Gemäß F i g. 4 weist das Strahltriebwerk einen Axialniederdruckkompressor 110, einen Hochdruckkompressor 112, eine Verbrennungseinrichtung 114 und eine Turbinenanlage 115 auf, die aus einer Niederdruckturbine und einer Hochdruckturbine besteht. Diese beiden Turbinen sind unabhängig voneinander drehbar und antriebsmäßig mittels konzentrisch angeordneter Wellen 113 und 119 mit dem NiederdruckkompressorllO bzw. dem Hochdruckkompressor 112 verbunden.According to FIG. 4, the jet engine has an axial low- pressure compressor 110, a high-pressure compressor 112, a combustion device 114 and a turbine system 115 , which consists of a low-pressure turbine and a high-pressure turbine. These two turbines can be rotated independently of one another and are drivingly connected to the low-pressure compressor 110 and the high-pressure compressor 112 by means of concentrically arranged shafts 113 and 119 .

Die Triebwerksanlage ist mit einem Gehäuse 116 ausgestattet, und ein Ringkanal 118 verläuft zwischen der inneren Oberfläche des Gehäuses 116 und einem den Hochdruckkompressor 112 umgebenden Gehäuse 117. Der Ringkanal 118 steht mit einer Ringleitung 120 und dem Auslaß des Niederdruckkompressors 110 in Verbindung.The power plant is equipped with a housing 116, and an annular passage 118 extends between the inner surface of the housing 116 and a high pressure compressor 112 surrounding housing 117. The annular channel 118 communicates with an annular conduit 120 and the outlet of the low pressure compressor 110 in conjunction.

Wie bei dem oben beschriebenen Ausführungsbeispiel wird vom Niederdruckkompressor 110 verdichtete Luft am Ausgang des Niederdruckkompressors in zwei Ströme aufgeteilt, wobei ein Teil in den Ringkanal 118 eintritt und der Rest dem Hochdruckkompressor 112 zugeführt wird. Ein Ringkanal 122, der an einem Ende mit dem Auslaß 124 der Turbinenanlage in Verbindung steht, ist am anderen Ende über mehrere Mischtrichter 123 mit der Ringleitung 120 verbunden, wodurch die Brenngase, nachdem sie die Turbinenanlage verlassen haben, in die Ringleitung 120 geleitet und in dieser mit der von dem NiederdruckkompressorllO verdichteten Luft vermischt werden können.As in the exemplary embodiment described above, air compressed by the low-pressure compressor 110 is split into two streams at the outlet of the low-pressure compressor, one part entering the annular channel 118 and the remainder being fed to the high-pressure compressor 112. An annular channel 122, which is connected at one end to the outlet 124 of the turbine system, is connected at the other end via a plurality of mixing hoppers 123 to the ring line 120 , whereby the fuel gases, after they have left the turbine system, are passed into the ring line 120 and in this can be mixed with the air compressed by the NiederdruckkompressorllO.

Der Auslaß 124 der Turbinenanlage steht mit einer abgeschlossenen Kammer 125 in Verbindung, die durch die Endwand 126 und einen Fortsatz des Gehäuses 116 gebildet wird. Die Endwand 126 ist derart gestaltet, daß die in die Kammer eintretenden Brenngase um 180° abgelenkt und dann in den Kanal 122 geleitet werden.The outlet 124 of the turbine system is in communication with an enclosed chamber 125 which is formed by the end wall 126 and an extension of the housing 116 . The end wall 126 is designed such that the combustion gases entering the chamber are deflected by 180 ° and then directed into the channel 122 .

Zwei Knieschubdüsen 128 sind an dem Triebwerk derart gelagert, daß sie mit der Ringleitung 120 in Verbindung stehen und diametral zueinander liegen. Jede Düse ist derart gelagert, daß sie um eine gemeinsame Achse 130 drehbar ist, die die Längsachse der Triebwerksanlage schneidet und rechtwinkeligTwo knee thrusters 128 are mounted on the engine in such a way that they are in communication with the ring line 120 and are diametrically opposed to one another. Each nozzle is mounted such that it is rotatable about a common axis 130 which intersects the longitudinal axis of the power plant and is at right angles

hierzu steht. In der aus F i g. 4 ersichtlichen Stellung erzeugt die Düse 128 einen Vorwärtsschub. Wie bei dem vorher beschriebenen Ausführungsbeispiel sind Einrichtungen vorgesehen, durch welche die Düsen 128 um die Achse 130 derart gedreht werden können, daß sie nach unten zwecks Erzeugung eines Vertikalschubes gerichtet sind.this stands. In the from FIG. 4, the nozzle 128 generates a forward thrust. As in the previously described embodiment, means are provided by which the nozzles 128 can be rotated about the axis 130 in such a way that they are directed downwards for the purpose of generating a vertical thrust.

Wenn eine solche Triebwerksanlage, wie aus F i g. 7 ersichtlich ist, in einem Flugzeug montiert istIf such a power plant, as shown in FIG. 7 can be seen, is mounted in an aircraft

ίο und wenn die Düsen 128 nach unten gerichtet sind, können Auftriebsschubkräfte auf das Flugzeug unabhängig von den Auftriebskräften erzeugt werden, die während des Vorwärtsfluges des Flugzeuges durch die aerodynamischen Oberflächen hervorgerufen werden.ίο and when the nozzles 128 are directed downward, lift thrust forces can be generated on the aircraft independently of the lift forces generated by the aerodynamic surfaces during the forward flight of the aircraft.

Die Düsen 128 sind, wie in Verbindung mit dem ersten Ausführungsbeispiel beschrieben, derart verbunden, daß jede Düse jeweils in die gleiche Richtung weist wie die andere, d. h., sie sind beide gleichzeitig nach unten oder nach rückwärts gerichtet, um einen Vertikalschub oder einen Vorwärtsschub zu erzeugen. In gleicher Weise können die Düsen gleichzeitig nach vorn gerichtet werden, um eine Bremswirkung hervorzurufen. The nozzles 128 , as described in connection with the first embodiment, are connected such that each nozzle points in the same direction as the other, that is, they are both directed downwards or backwards at the same time for vertical thrust or forward thrust produce. In the same way, the nozzles can be directed forwards at the same time in order to produce a braking effect.

In dem in den F i g. 5 und 6 dargestellten Ausführungsbeispiel weist die Triebwerksanlage einen axialen Niederdruckkompressor 210, einen axialen Hochdruckkompressor 212, eine Verbrennungseinrichtung 214 und eine Turbinenanlage 215 in Strömungsrichtung hintereinander auf. Die Turbinenanlage besteht aus einer Niederdruckturbine und einer Hochdruckturbine, die unabhängig voneinander drehbar und einzeln mit dem Niederdruckkompressor 210 bzw. mit dem Hochdruckkompressor 212 mittels konzentrischer Wellen 213 und 217 verbunden sind.In the FIG. 5 and 6, the power plant has an axial low-pressure compressor 210, an axial high-pressure compressor 212, a combustion device 214 and a turbine system 215 one behind the other in the direction of flow. The turbine system consists of a low-pressure turbine and a high-pressure turbine, which can be rotated independently of one another and are individually connected to the low-pressure compressor 210 or to the high-pressure compressor 212 by means of concentric shafts 213 and 217 .

Ein Ringkanal 218 ist zwischen der inneren Oberfläche des Triebwerksgehäuses 216 und einem Gehäuse 217 angeordnet, das den Hochdruckkompressor umgibt, und der Ringkanal 218 stellt eine Verbindung zwischen dem Förderende des Niederdruckkompressors und einer Ringleitung 220 dar.An annular channel 218 is arranged between the inner surface of the engine housing 216 and a housing 217 that surrounds the high pressure compressor, and the annular channel 218 represents a connection between the delivery end of the low pressure compressor and a ring line 220 .

In dem Ringkanal 218 ist eine ringförmige Platte 232 angeordnet, die mehrere Löcher 234 aufweist, durch welche Luft in die Ringleitung 220 eintreten muß, wodurch eine Durchmischung von Luft und Brenngasen in der Ringleitung verbessert wird.An annular plate 232 is arranged in the annular channel 218 and has a plurality of holes 234 through which air must enter the annular duct 220 , as a result of which the mixing of air and fuel gases in the annular duct is improved.

Die Leitung 220 steht außerdem mit dem Auslaß 224 der Turbinenanlage in Verbindung, die wie bei den obigen Ausführungsbeispielen mit einer geschlossenen Kammer 225 verbunden ist, welch letztere durch eine Endwand 226 und einen Gehäusefortsatz 216 gebildet wird. Die Wandung 226 ist derart gestaltet, daß die Brenngase um 180° abgelenkt und in einen Ringkanal 222 geleitet werden, der zwischen der inneren Oberfläche des rückwärtigen Endes des Gehäuses 216 und einem Ringbauteil 236 vorgesehen ist, der einen Fortsatz des Gehäuses 217 bildet.
Zwei Düsen 228 sind ebenso wie bei den weiter oben beschriebenen Ausführungsbeispielen am Triebwerk derart gelagert, daß sie mit der Leitung 220 in Verbindung stehen. Die Düsen 228 sind in einer gemeinsamen diametralen Linie angeordnet. Jede Düse 228 ist derart gelagert, daß sie um eine gemeinsame Achse 230 drehbar ist, die die Längsachse des Triebwerkes rechtwinklig schneidet.The line 220 is also connected to the outlet 224 of the turbine system, which, as in the above exemplary embodiments, is connected to a closed chamber 225 , the latter being formed by an end wall 226 and a housing extension 216 . The wall 226 is designed in such a way that the combustion gases are deflected by 180 ° and directed into an annular channel 222 which is provided between the inner surface of the rear end of the housing 216 and an annular component 236 which forms an extension of the housing 217.
As in the exemplary embodiments described above, two nozzles 228 are mounted on the engine in such a way that they are connected to line 220 . The nozzles 228 are arranged in a common diametrical line. Each nozzle 228 is mounted such that it is rotatable about a common axis 230 which intersects the longitudinal axis of the engine at right angles.

Wenn sich die Düsen in der in den Fig. 5 und 6 dargestellten Stellung befinden, wird ein Vorwärts-When the nozzles are in the position shown in Figs. 5 and 6, a forward

Claims (3)

schub erzeugt. Durch Drehung der Düsen 228 um die Achse 230 kann jedoch erreicht werden, daß sie einen Vertikalschub erzeugen. Die Düsen 228 sind außerdem wie bei den vorbeschriebenen Ausführungsbeispielen derart miteinander verbunden, daß jede Düse in der gleichen Richtung liegt wie die andere. Bei den vorbeschriebenen Ausführungsbeispielen weist die Kompressoranlage unabhängig voneinander drehbare Axialkompressoren auf. Statt dessen kann die Kompressoranlage jedoch auch aus einem einzigen Axialkompressor bestehen, von welchem ein Teil der komprimierten Luft an irgendeinem Punkt längs des Kompressors abgezapft und in die Leitung 20 gerichtet wird. Wenn nur ein einziger Axialströmungskompressor benutzt wird, kann dieser zum Antrieb eines Gebläses oder eines Kompressors benutzt werden, der in einem Ringkanal angeordnet ist, welcher das Gehäuse 16 umgibt, wobei die Rotorbeschaufelung des ao Gebläses oder des Kompressors Fortsätze der Rotorbeschaufelung des einzigen Kompressors bilden. In diesem Falle strömt die durch den Kompressor oder das Gebläse verdichtete Luft nach einer Sammelleitung, um mit den Abgasen des Triebwerkes vermischt zu werden. Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel kann der Kompressor ein Zentrifugalkompressor sein. Bei den vorbeschriebenen Triebwerksanlagen kann in den Kanälen 18, 118 und 218 Brennstoff verbrannt werden, um den durch die Düsen 28 erzeugten Schub zu erhöhen. In diesem Falle muß jedoch der Auslaß der Düsen 28 im Querschnitt vergrößert werden, wenn Brennstoff verbrannt wird. Falls erforderlich, kann der Brennstoff in den Kanälen 22, 122 oder 222 verbrannt werden. Bei dem in F i g. 7 dargestellten Flugzeug sind die Schubdüsen 28, 128 und 288 derart angeordnet, daß ihre Rotationsachsen in der gleichen Querebene wie der Massenmittelpunkt des Flugzeuges liegen, so daß die Düsen, wenn sie nach unten zwecks Erzeugung eines Vertikalschubes gerichtet werden, eine Schubresultierende liefern, die durch den Massenmittelpunkt des Flugzeuges verläuft. Es ist bereits bekannt, die Abgase in die Atmo-Sphäre durch zwei einstellbare Düsen auszustoßen, von denen je eine auf jeder Seite des Triebwerkes vorgesehen ist, wobei ein Teil der durch die Kompressoranlage verdichteten Luft über zwei einstellbare Düsen strömt, die ebenso, je eine an einer Seite des Triebwerkes, angeordnet sind. Demgemäß kann bei der bekannten Anordnung, wenn diese in einem Flugzeug angeordnet ist, ein vertikales Starten und Landen durchgeführt werden, wenn alle vier Düsen nach unten gerichtet werden. Bei einer derartigen Anordnung ist es jedoch notwendig, jedes Düsenpaar auf gegenüberliegenden Seiten des Massenmittelpunktes des Flugzeuges anzuordnen, was den Nachteil hat, daß, wenn z. B. der Schub durch Verbrennung von Brennstoff in den Abgasen oder in der komprimierten Luft erhöht wird, eine Neigung des Flugzeuges die Folge ist. Bei der erfindungsgemäßen Triebwerksanordnung führt das Flugzeug bei Erhöhung des Triebwerksschubes keine Längsneigung durch, da der gesamte Schub am Massenmittelpunkt des Flugzeuges angreift. Ein weiterer Vorteil der erfindungsgemäßen Anordnung besteht darin, daß bei einer unausgeglichenen Druckverteilung am Einlaß des Niederdruckkompressors (wenn z. B. ein Luftring den Umfang des Einlasses umgibt, der unter einem höheren Druck steht als die übrige in den Kompressor eintretende Luft) die Stabilität des Flugzeuges nicht beeinträchtigt wird. Bei der Vierdüsenanordnung könnte jedoch die Luft von dem unter höherem Druck stehenden Ring in die Düsen eintreten, denen ein Teil der Kompressorluft geliefert wird, und da der Druck größer ist, wird hierdurch der Schub der die Düsen verlassenden Strahlen erhöht, wodurch wiederum eine Längsneigung des Flugzeuges bewirkt wird. Eine solche Längsneigungsbewegung des Flugzeuges könnte natürlich durch Steuerdüsen am Bug und am Schwanz des Flugzeuges korrigiert werden, die bei einem Vertikalstartflugzeug installiert werden, um dessen Stabilität zu gewährleisten. Jedoch würde die Menge der zusätzlichen Luft, die zur Erzeugung des Reaktionsmomentes erforderlich wäre, nachteilige Folgen auf die Arbeitsweise des Triebwerks ausüben. Weitere Vorteile ergeben sich bei der Triebwerksanlage, bei welcher die Abgase und die Luft vor Durchströmung der Schubdüsen vermischt werden. Da die Schubströmung aus einer Mischung von Gas und Luft besteht, ist sie kühler, als wenn nur Abgase austreten, so daß z. B. der Werkstoff der Düse billiger gewählt werden kann, da er nicht den hohen Temperaturen der Abgase ausgesetzt werden muß. Außerdem können die Lager für die Düsen aus einem billigeren Werkstoff hergestellt werden, da das Strömungsmittel eine niedrigere Temperatur aufweist. Außerdem können Temperatureinflüsse auf benachbarte Flugzeugbauteile vermindert werden. Es ist weiterhin für die Erfindung kennzeichnend, daß das Strömungsmittel eine geringere Geschwindigheit hat, als wenn nur Gase ausströmen, so daß auch der Geräuschpegel vermindert wird. Außerdem wird durch die geringere Geschwindigkeit die Bodenerosion während des Vertikalstartes und während der Vertikallandung vermindert. Durch die Anwendung von nur zwei Düsen an Stelle der bekannten Vier-Düsen-Anordnung wird auch eine störende Beeinflussung der Strömungen, die aus den vorderen und hinteren Düsen austreten, vermieden. Patentansprüche:thrust generated. However, by rotating the nozzles 228 about the axis 230 it can be achieved that they generate a vertical thrust. The nozzles 228 are also connected to one another, as in the above-described embodiments, so that each nozzle is in the same direction as the other. In the exemplary embodiments described above, the compressor system has axial compressors which can be rotated independently of one another. Instead, however, the compressor system can also consist of a single axial compressor, from which part of the compressed air is drawn off at some point along the compressor and directed into the line 20. If only a single axial flow compressor is used, this can be used to drive a fan or a compressor which is arranged in an annular channel which surrounds the housing 16, the rotor blades of the ao fan or of the compressor forming extensions of the rotor blades of the single compressor. In this case, the air compressed by the compressor or the fan flows to a collecting line in order to be mixed with the exhaust gases of the engine. According to a further exemplary embodiment, the compressor can be a centrifugal compressor. In the case of the engine systems described above, fuel can be burned in the channels 18, 118 and 218 in order to increase the thrust generated by the nozzles 28. In this case, however, the outlet of the nozzles 28 must be enlarged in cross section when fuel is burned. If necessary, the fuel in the channels 22, 122 or 222 can be burned. In the case of the one shown in FIG. 7, the thrust nozzles 28, 128 and 288 are arranged such that their axes of rotation lie in the same transverse plane as the center of mass of the aircraft, so that the nozzles, when they are directed downwards to produce a vertical thrust, provide a thrust resultant that is produced by the center of mass of the aircraft runs. It is already known to expel the exhaust gases into the atmosphere through two adjustable nozzles, one of which is provided on each side of the engine on one side of the engine. Accordingly, with the known arrangement, when it is arranged in an aircraft, vertical take-off and landing can be carried out when all four nozzles are directed downwards. With such an arrangement, however, it is necessary to arrange each pair of nozzles on opposite sides of the center of mass of the aircraft, which has the disadvantage that if, for. B. the thrust is increased by the combustion of fuel in the exhaust gases or in the compressed air, an inclination of the aircraft is the result. In the engine arrangement according to the invention, the aircraft does not incline any longitudinal inclination when the engine thrust is increased, since the entire thrust acts on the center of mass of the aircraft. Another advantage of the arrangement according to the invention is that in the event of an unbalanced pressure distribution at the inlet of the low-pressure compressor (e.g. if an air ring surrounds the circumference of the inlet, which is at a higher pressure than the rest of the air entering the compressor), the stability of the Aircraft is not affected. With the four-nozzle arrangement, however, the air from the higher-pressure ring could enter the nozzles to which some of the compressor air is being delivered, and since the pressure is greater, this increases the thrust of the jets exiting the nozzles, which in turn tilts the Aircraft is effected. Such a pitch movement of the aircraft could of course be corrected by control nozzles on the nose and tail of the aircraft, which are installed in a vertical take-off aircraft in order to ensure its stability. However, the amount of additional air that would be required to generate the reaction torque would have detrimental effects on the operation of the engine. Further advantages arise in the case of the engine system, in which the exhaust gases and the air are mixed before they flow through the thrust nozzles. Since the thrust flow consists of a mixture of gas and air, it is cooler than if only exhaust gases escape, so that, for. B. the material of the nozzle can be chosen cheaper because it does not have to be exposed to the high temperatures of the exhaust gases. In addition, the bearings for the nozzles can be made of a cheaper material because the fluid is at a lower temperature. In addition, the effects of temperature on neighboring aircraft components can be reduced. It is further characteristic of the invention that the fluid has a lower speed than if only gases flow out, so that the noise level is also reduced. In addition, the lower speed reduces soil erosion during vertical take-off and during vertical landing. By using only two nozzles instead of the known four-nozzle arrangement, a disruptive influence on the flows emerging from the front and rear nozzles is avoided. Patent claims: 1. Zweikreisgasturbinenstrahltriebwerk mit kaltem Druckluft- und heißem Abgasantriebsstrahl und seitlichen, als schwenkbare Knierohre ausgebildeten Schubdüsen, dadurch gekennzeichnet, daß die kalte Druckluft und die heißen Abgase im Triebwerk zusammengeführt und durch eine oder mehrere gemeinsame Düsen ausgestoßen werden.1. Dual-circuit gas turbine jet engine with cold compressed air and hot exhaust gas propulsion jet and lateral thrust nozzles designed as swiveling knee tubes, characterized in that that the cold compressed air and the hot exhaust gases are brought together in the engine and through one or more common nozzles be expelled. 2. Zweikreisgasturbinenstrahltriebwerk nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine Mischkammer (20) vor jeder Düse.2. Two-circuit gas turbine jet engine according to claim 1, characterized by a mixing chamber (20) in front of each nozzle. 3. Zweikreisgasturbinenstrahltriebwerk nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die heißen Abgase im Triebwerk eine Strahlablenkung um 180° erfahren und entgegen der Strömungsrichtung der Druckluft in die Mischkammer gelangen.3. Dual-circuit gas turbine jet engine according to claim 1 and 2, characterized in that that the hot exhaust gases in the engine experience a beam deflection by 180 ° and against that Direction of flow of the compressed air get into the mixing chamber.