DE3614157C2 - Gasturbinentriebwerk mit gegenläufigen Propellern - Google Patents
Gasturbinentriebwerk mit gegenläufigen PropellernInfo
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf ein Gasturbinenwerk mit
gegenläufigen Propellern gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruches 1.
Ein derartiges Gasturbinentriebwerk ist aus DE 33 38 456 A1 bekannt.
Zum Antreiben von Flugzeugen stehen gegenwärtig mehrere
Typen von Gasturbinentriebwerken zur Verfügung. Das Turbo
fan- und das Turboprop-Triebwerk sind zwei Beispiele für
solche Triebwerke. Das Turbofan-Triebwerk enthält ein Kern
triebwerk, d. h. einen Gasgenerator zum Erzeugen von Ver
brennungsgasen, die durch eine Leistungsturbine expandieren,
um einen Fan anzutreiben, während das Turboprop-Triebwerk
einen Gasgenerator und eine Leistungsturbine aufweist, die
einen Propeller antreibt.
Übliche Turboprop-Triebwerke unterscheiden sich in mehreren
grundsätzlichen Beziehungen von Turbofan-Triebwerken. Bei
spielsweise haben Turboprop-Triebwerke üblicherweise einen
viel größeren Schaufeldurchmesser als Turbofan-Triebwerke.
Dadurch können die Schaufeln eine relativ große Luftmasse
bewegen, um Schub zu erzeugen. Ferner wird für eine gege
bene Eingangsenergie in die Schaufeln der darüber hinweg
strömenden Luft eine relativ kleine Geschwindigkeitserhö
hung gegeben. Kleine Geschwindigkeitsvergrößerungen haben
hohe Antriebswirkungsgrade des Triebwerkes zur Folge.
Einfach ausgedrückt, ist der Antriebswirkungsgrad ein Maß,
wie viel verfügbare Energie in Antriebskraft umgewandelt
wird. Große Geschwindigkeitsvergrößerungen für die über
die Antriebsschaufeln strömende Luft haben "verlorene"
kinetische Energie und einen kleineren Antriebswirkungs
grad zur Folge.
Turbofan-Triebwerke bewegen eine etwas kleinere Luftmasse
als Turboprop-Triebwerke bei gleicher Eingangsenergie und
erteilen der Luft eine größere Geschwindigkeitskomponente,
um den erforderlichen Schub zu erreichen. Dies hat einen
kleineren Antriebswirkungsgrad zur Folge. Turbofan-Trieb
werke weisen auch eine Gondel auf, die die Fans bzw. Bläser
radial umgibt. Dies übt einen zusätzlichen Strömungswider
stand auf das Triebwerk aus, der den Gesamtwirkungsgrad des
Triebwerks verschlechtert. Jedoch bildet die Gondel einen
Einlauf, der die in den Bläser eintretende Luftströmung
verteilt, wodurch deren Geschwindigkeit verlangsamt wird.
Auf diese Weise tritt Luft in den Fan bzw. Bläser mit einer
relativ kleinen axialen Geschwindigkeit ein, die im allge
meinen unabhängig von der Fluggeschwindigkeit ist. Diese
kleinen axialen Geschwindigkeiten verkleinern Strömungs
widerstandsverluste der Schaufel, wodurch höhere Reisege
schwindigkeiten erzielbar sind.
Mittelgroße Transportflugzeuge, beispielsweise zum Trans
portieren von 100 bis 180 Passagieren, haben typisch Turbo
fan-Triebwerke für den Vortrieb. Turbofan-Triebwerke lie
fern den relativ hohen Schub, der zum Antreiben dieser
Flugzeuge in relativ großen Höhen und bei Reisegeschwin
digkeiten von etwa Mach 0,6 bis etwa Mach 0,8 erforder
lich ist. Für Flugzeuge, die für niedrigere Reisegeschwin
digkeiten ausgelegt sind, werden typisch herkömmliche Tur
boprop-Triebwerke benutzt, da diese hinsichtlich der Lei
stungsfähigkeit und des Wirkungsgrades überlegen sind.
Beispielsweise sind beträchtliche Verringerungen des ver
brannten Brennstoffes, d. h. der Brennstoffmenge, die pro
Passagiermeile verbraucht wird, durch die Verwendung des
aerodynamisch wirksameren Turboprop-Triebwerks gegenüber
dem Turbofan-Triebwerk möglich.
Es wäre demgemäß wünschenswert, Vorteile des Turbofan-
Triebwerks mit den Vorteilen des Turboprop-Triebwerks zu
kombinieren, um ein Verbundtriebwerk zu erzielen, das einen
besseren Gesamtwirkungsgrad des Triebwerks bei Flugzeugrei
segeschwindigkeiten hat, die für Flugzeuge mit Turbofan-
Triebwerken typisch sind.
Der Gesamtwirkungsgrad eines Gasturbinentriebwerkes für ein
Flugzeug ist das Produkt des thermischen Wirkungsgrades,
des Übertragungswirkungsgrades und des Antriebswirkungs
grades. Der thermische Wirkungsgrad steht mit dem Kern
triebwerk in Beziehung und ist ein Maß, wie effektiv die
Energie im Brennstoff in verfügbare Energie in den Abgasen
des Kerntriebwerkes umgewandelt wird. Der Übertragungswir
kungsgrad steht in Beziehung mit den strukturellen Trieb
werkskomponenten, abgesehen von dem Kerntriebwerk, und ist
ein Maß, wie effektiv die Abgasenergie des Kerntriebwerks
in kinetische Energie umgewandelt wird, die der Luftströ
mung erteilt wird. Die Triebwerkskomponenten, die den
Übertragungswirkungsgrad beeinflussen, umfassen die An
triebsschaufeln, das Getriebe, die Arbeits- bzw. Leistungs
turbine und die Triebwerksgondel. Demzufolge ist es wün
schenswert, ein Compound- bzw. Verbundtriebwerk zu erhal
ten, das relativ hohe Übertragungs- und Antriebswirkungs
grade bei relativ hohen Unterschall-Machzahlen hat.
Einfach eine maßstäblich vergrößerte Version eines herkömm
lichen Turboprop-Triebwerks, das für den Antrieb eines
mittelgroßen Transportflugzeuges geeignet ist, würde bei
den Reisegeschwindigkeiten und Flughöhen, die für Flug
zeuge mit Turbofan-Triebwerken typisch sind, einen einzi
gen Propeller von etwa 4,8 m Durchmesser erfor
dern. Sie müßte außerdem 15000 Wellen-PS erzeugen, was das
mehrfache der Ausgangsleistung von herkömmlichen Turboprop-
Triebwerken ist.
Ein herkömmliches Turboprop-Triebwerk, das für diese Er
fordernisse ausgelegt wird, würde weiter die Entwicklung
eines relativ großen und unerwünscht schweren Untersetzungs
getriebes zum Übertragen der erforderlichen Leistung und
des erforderlichen Drehmoments bei relativ niedriger Dreh
zahl auf den Propeller erfordern. Derartige Getriebe er
zeugen leicht Verluste, die den Übertragungswirkungsgrad
des Triebwerks verkleinern. Die Drehgeschwindigkeit des
einen großen Durchmesser aufweisenden Propellers ist ein
begrenzender Faktor, um die Drallgeschwindigkeit der Pro
pellerspitze, d. h. die Flugzeuggeschwindigkeit plus die
Tangentialgeschwindigkeit der Propellerspitze unterhalb von
Überschallgeschwindigkeiten zu halten. Das ist erwünscht,
weil eine Propellerspitze, die bei Überschallgeschwindigkei
ten arbeitet, ein beträchtliches Ausmaß an unerwünschtem
Geräusch erzeugt und zu einem Verlust an aerodynamischem
Wirkungsgrad führt.
Gasturbinentriebwerke zum Antreiben von Propellern oder
Fans ohne die Verwendung eines Untersetzungsgetriebes sind
bekannt. Sie enthalten typisch gegenläufige Turbinenro
toren relativ niedriger Drehzahl, die relativ wenige Schau
felkranzstufen haben, welche ein Paar gegenläufiger Fans
oder Propeller antreiben. Bei diesen Triebwerken gibt es
verschiedene Ausführungsformen, bei denen die Fans oder
Propeller lediglich benutzt werden, um den durch den Ab
gasstrahl erzeugten Schub zu erhöhen.
Eine derartige Verstärkung kann für einige Zwecke wirksam
sein. Die Schubverstärkung erfordert jedoch, daß ein we
sentlicher Schub erzeugt wird durch die Abgase, die aus
der Leistungsturbine und der Kerndüse austreten. Dies ver
kleinert den Gesamtwirkungsgrad des Triebwerks durch Ver
schlechterung des Antriebswirkungsgrades.
Zum Antreiben eines modernen mittelgroßen Flugzeuges, das
eine relativ große Ausgangsleistung benötigt, ist jedoch
ein praktisches und den Brennstoff relativ gut ausnutzendes
Triebwerk einer neuen Generation erforderlich, dessen
Leistung gegenüber herkömmlichen Turbofan- und Turboprop-
Triebwerken und gegenüber den vorgenannten Triebwerken mit
gegenläufigen Turbinenrotoren wesentlich größer ist.
Es ist Aufgabe der Erfindung, ein Gasturbinen
triebwerk zu schaffen, um ein Flugzeug bei Reisegeschwin
digkeiten von mehr als 0,6 Mach und weniger als 1,0 Mach
mit einem verbesserten Gesamtwirkungsgrad des Triebwerks
anzutreiben.
Die Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die Merkmale des
Patentanspruches 1 gelöst.
Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den
Unteransprüchen beansprucht.
Ausführungsbeispiele der Erfindung und dadurch erzielbare Vorteile werden im folgenden
unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben.
Es zeigt
Fig. 1 eine schematische Darstellung einer Ausführungs
form eines Gasturbinentriebwerks nach der Er
findung, das eine Arbeitsturbine aufweist, die
zwei gegenläufige Rotoren hat, welche hinten
angeordnete, gegenläufige Propeller antreiben,
Fig. 2 ein Flugzeug mit zwei Gasturbinentriebwerken
der in Fig. 1 dargestellten Art, die am Heck
des Flugzeuges befestigt sind,
Fig. 3 eine andere Art der Befestigung eines Gastur
binentriebwerks der in Fig. 1 dargestellten
Art, nämlich an einer Tragfläche eines Flug
zeuges,
Fig. 4 eine Ansicht eines Gasturbinentriebwerks gemäß
einem anderen Ausführungsbeispiel der Erfin
dung,
Fig. 5 eine genauere Ansicht des Gasgenerators des
Triebwerks gemäß Fig. 4,
Fig. 6 eine genauere Darstellung der Arbeits- bzw.
Leistungsturbine des Triebwerks gemäß Fig. 4,
Fig. 7 eine vergrößerte Ansicht entlang der Linie
7-7 in Fig. 4.
Fig. 1 zeigt ein Gasturbinentriebwerk 10 oder nicht umman
teltes Fan-Triebwerk (unducted fan engine) als eine Ausfüh
rungsform der Erfindung. Das Triebwerk 10 hat eine Längs
mittelachse 12 und ein ringförmiges Gehäuse 14, das koaxial
um die Achse 12 angeordnet ist. Das Triebwerk 10 enthält
außerdem einen herkömmlichen Gasgenerator 16, der beispiels
halber einen Zusatzverdichter 18, einen Verdichter 20, eine
Brennkammer 22, eine Hochdruckturbine 24 und eine Zwischen
druckturbine 26 enthält, die alle koaxial um die Längsachse
12 des Triebwerks 10 und axial in Reihe angeordnet sind.
Eine erste ringförmige Antriebswelle 28 stellt eine feste
Verbindung zwischen dem Verdichter 20 und der Hochdruck
turbine 24 her. Eine zweite ringförmige Antriebswelle 30
stellt eine feste Verbindung zwischen dem Zusatzverdichter
18 und der Zwischendruckturbine 26 her.
Im Betrieb liefert der Gasgenerator 16 Druckluft aus dem
Zusatzverdichter 18 und dem Verdichter 20 zu der Brenn
kammer 22, in der sie mit Brennstoff vermischt und gezün
det wird, um Verbrennungsgase zu erzeugen. Die Verbren
nungsgase treiben die Hochdruckturbine 24 und die Zwischen
druckturbine 26 an, die ihrerseits den Verdichter 20 bzw.
den Zusatzverdichter 18 antreiben. Die Verbrennungsgase
werden aus dem Gasgenerator 16 über die Zwischendrucktur
bine 26 in einem mittleren Auslaßradius R1 von der Längs
achse 12 abgegeben.
An dem hintersten Ende des Gehäuses 14 und hinter dem Gas
generator 16 ist ein ringförmiges Tragteil 30 befestigt.
Das Tragteil 30 erstreckt sich radial nach innen und von
dem hinteren Ende des Gehäuses 14 aus in Richtung nach
hinten. Das Tragteil 30 hat mehrere in gegenseitigem Um
fangsabstand angeordnete Streben 32, die sich von dem hin
teren Ende des Gehäuses 14 radial nach innen erstrecken,
und eine ringförmige Nabe 34, die an den radial inneren
Enden der Streben 32 starr befestigt ist und sich in Rich
tung nach hinten erstreckt. Die Streben 32 tragen die Nabe
34 und leiten Verbrennungsgase aus dem Gasgenerator 16 zu
einer Arbeitsturbine 36, die gemäß einer Ausführungsform
der Erfindung aufgebaut ist.
Die Energie der Verbrennungsgase, die aus dem Gasgenerator
ausgestoßen werden, wird auf effiziente Weise umgewandelt
in resultierenden oder Nettoschub des Triebwerks durch Mit
tel, die nachfolgend näher beschrieben werden. Diese Mittel
umfassen die Arbeitsturbine 36 oder einfach die Niederdruck
turbine 36, die auf der Nabe 34 drehbar gelagert ist.
Die Niederdruckturbine 36 hat einen ersten ringförmigen
Trommelrotor 38, der mittels Lagern 40 auf der Nabe 34 am
vorderen und hinteren Ende 42 bzw. 44 derselben drehbar ge
lagert ist. Der erste Rotor 38 hat mehrere erste Turbinen
schaufelkränze 46, die sich von ihm radial nach außen er
strecken und in gegenseitigem radialem Abstand auf ihm an
geordnet sind.
Die Niederdruckturbine 36 hat außerdem einen zweiten ring
förmigen Trommelläufer 48, der radial außerhalb des ersten
Rotors 38 und der ersten Schaufelkränze 46 angeordnet ist.
Der zweite Rotor 48 hat mehrere zweite Turbinenschaufel
kränze 50, die sich von ihm aus radial nach innen erstrec
ken und in gegenseitigem axialem Abstand auf ihm angeord
net sind. Der zweite Rotor 48 ist auf der Nabe 34 mittels
Lagern 52 drehbar gelagert, die an den radial inneren En
den eines vordersten Schaufelkranzes 50a der zweiten
Schaufelkränze 50 und an den radial inneren Enden eines
hintersten Schaufelkranzes 50b angeordnet sind, der auf dem
auf der Nabe 34 gelagerten ersten Rotor 38 drehbar ange
ordnet ist.
Wie in Fig. 1 gezeigt ist, wird die ringförmige Strömungs
bahn für die durch die Schaufelreihen 46 und 50 strömenden
Verbrennungsgase durch einen ersten Trommelrotor 38 und
einen zweiten Trommelrotor 48 gebildet. Zusätzlich zur Be
grenzung der Strömungsbahn bilden die ersten und zweiten
Trommelrotoren 38 und 48 innere und äußere Strömungsbahn
oberflächen 38a bzw. 48a. Auf diese Weise ist die Nieder
druckturbine 36 leichter als übliche bekannte Turbinen,
die relativ große Scheiben aufweisen.
Die ersten und zweiten Turbinenschaufelkränze 46 bzw. 50
enthalten jeweils mehrere in gegenseitigem Umfangsabstand
angeordnete Turbinenschaufeln, wobei die ersten Schaufel
kränze 46 abwechselnd im Abstand mit zweiten Schaufelkränzen 50 oder
zwischen diesen angeordnet sind. Verbrennungsgase, die
durch die Schaufelkränze 46 und 50 strömen, strömen in
einem mittleren Strömungswegradius R2, der definitionsgemäß
einen Schaufelradius darstellt, in dem resultierende Ar
beitsbelastungen der Niederdruckturbine 36 als konzentriert
angenommen werden. Beispielsweise kann der Radius R2 als der
mittlere Teilkreisradius von sämtlichen Schaufelkränzen der
Niederdruckturbine 36 definiert werden.
Verbrennungsgase, die von dem Gasgenerator 16 in dem mitt
leren Strömungswegradius R1 abgegeben werden, werden durch
die Streben 32 zu der Niederdruckturbine 36 geleitet. In
der Niederdruckturbine 36 werden die Verbrennungsgase in
den ersten und zweiten Turbinenschaufelkränzen 46 bzw.
50 in dem mittleren Strömungswegradius R2 entspannt, wo
durch den Gasen im wesentlichen sämtliche Ausgangsleistung
entnommen wird, mit der der erste und der zweite Rotor 38,
48 gegenläufig mit Drehzahlen angetrieben werden, die re
lativ niedriger sind als diejenigen der ersten Antriebs
welle 28.
Der Gasgenerator 16 und die Niederdruckturbine 36, wie sie
oben beschrieben sind, ergeben ein neues und verbessertes
Gasturbinentriebwerk mit gegenläufigen Rotoren, das Aus
gangswellenleistung bei relativ niedrigen Drehzahlen lie
fert. Zu den wesentlichen Merkmalen der Erfindung gehört
die komplementäre Anordnung der Triebwerkselemente. Die
Hochdruckturbine 24 ist hinter der Brennkammer 22 angeord
net, um zuerst die Verbrennungsgase relativ hohen Druckes
zu empfangen, die aus der Brennkammer abgegeben werden.
Die Hochdruckturbine 24 hat den besten Wirkungsgrad, wenn
sie und die erste Antriebswelle 28 für Drehzahlen von etwa
10000 bis 15000 U/min bei einem Triebwerk mit 15000 Wellen-
PS ausgelegt sind. Diese Drehzahl nutzt die Hochdruckver
brennungsgase aus der Brennkammer 22 am besten aus.
Die Verbrennungsgase haben nach dem Passieren der Hochdruck
turbine 24 einen Zwischendruck, der niedriger ist als der
hohe Druck. Die Zwischendruckgase strömen dann durch die
Zwischendruckturbine 26, die den Druck der Gase weiter auf
einen relativ niedrigen Druck reduziert, wobei Leistung am
wirksamsten gewonnen wird, wenn sich die zweite Antriebs
welle 30 und der Zusatzverdichter 18 mit Drehzahlen drehen,
die relativ niedriger sind als die der Hochdruckturbine 24.
Schließlich werden die Niederdruckverbrennungsgase in die
Niederdruckturbine 36 geleitet, wo sie weiter entspannt
werden und wo im wesentlichen die gesamte verbleibende
Energie derselben entnommen wird, um den ersten und den
zweiten Rotor 38, 48 zum Liefern der Ausgangswellenlei
stung in Drehung zu versetzen. Wenig Energie verbleibt
für den im allgemeinen ineffizienten Schub, der durch die
eine relativ hohe Geschwindigkeit aufweisenden Gase in dem
Abgasstrahl erzeugt wird, der aus der Niederdruckturbine
36 abgegeben wird. Da die Niederdruckturbine 36 der letzte
Abschnitt in dem Triebwerk 10 ist, ist sie den Verbren
nungsgasen niedrigster Temperatur ausgesetzt und deshalb
sind die erzeugten Wärmespannungen geringer.
Zum wirksamsten Entnehmen von Energie aus den Verbrennungs
gasen in der Niederdruckturbine 36 sollte der mittlere Strö
mungswegradius R2 derselben größer sein als der mittlere
Ausstoßradius R1 des Gasgenerators 16. In der in Fig. 1
dargestellten Ausführungsform ist der mittlere Strömungs
wegradius R2 ungefähr doppelt so groß wie der mittlere
Ausstoßradius R1. Diese Anordnung bringt die Turbinen
schaufelkränze 46 und 50 in einen größeren radialen Abstand
von der Längsachse 12, wodurch die relativen Tangentialge
schwindigkeiten derselben vergrößert werden zum Verkleinern
der Schaufelbelastung, wodurch sich den über sie hinweg
strömenden Gasen Energie wirksam entziehen läßt.
In dem in Fig. 1 gezeigten Ausführungsbeispiel treibt die
Niederdruckturbine 36 gegenläufige, entgegengesetzte Stei
gung aufweisende Propeller an, und zwar einen vorderen
Propeller 54 und einen hinteren Propeller 56. Von dem hin
tersten Ende des ersten Rotors 38 erstreckt sich ein hinte
rer Schaufelkranz 46a radial nach außen bis etwa in die
radiale Position des zweiten Rotors 48.
An den radial äußeren Enden des hinteren Schaufelkranzes
46a ist ein ringförmiges Ummantelungsteil 58 mit einem
hinteren, drehbaren Gondelring 128 befestigt, der für die
glatte Luftströmung sorgt. Die Blätter des hinteren Pro
pellers 56 sind an dem Ummantelungsteil 58 befestigt. Eben
so sind die Blätter des vorderen Propellers 54 an einem
ringförmigen Mantelteil zu dem vorderen, drehbaren Gondel
ring 126 befestigt, der an einem vorderen Ende des zweiten
Rotors 48 befestigt ist. Steigungsverstellvorrichtungen 60
sind zum unabhängigen Steuern der Steigung des vorderen
Propellers 54 und des hinteren Propellers 56 vorgesehen.
Jeder Gondelring, der die Arbeitsturbine umgibt, und die
Propellerschaufeln, die an dem Ring befestigt sind, bilden
ein Propellersystem.
Eines der wichtigsten Merkmale der Erfindung ist ein Gas
turbinentriebwerk 10, das eine Niederdruckturbine 36 ent
hält, die eine relativ hohe Ausgangsleistung und ein rela
tiv hohes Drehmoment bei relativ niedrigen Drehzahlen ohne
die Verwendung eines Untersetzungsgetriebes liefert. Ein
Untersetzungsgetriebe und das für dieses erforderliche Zu
behör würden das Gewicht und die Komplexität eines Trieb
werks beträchtlich vergrößern, das in der Lage ist, den
relativ starken Schub zu erzeugen, der für den Antrieb
eines Transportflugzeuges, wie beispielsweise eines Flug
zeuges für 150 Passagiere, erforderlich ist. Darüber hinaus
verkleinern alle Verluste, die mit dem Getriebe zusammen
hängen, den Übertragungswirkungsgrad.
Eine Drehzahluntersetzung ist erforderlich, wenn ein Gas
turbinentriebwerk zum Antreiben von Blättern, wie bei
spielsweise Propeller- oder Fanblätter, benutzt wird. Eine
herkömmliche Niederdruckturbine (nicht dargestellt) ent
hält einen einzigen Rotor, der sich typisch mit etwa 10000
bis etwa 15000 U/min dreht. Diese Drehzahlen müssen auf
die relativ niedrigen Drehzahlen von etwa 1000 bis etwa 2000
U/min für den Antrieb der Propeller- oder Fanblätter unter
setzt werden. Propeller und Fans sind dafür ausgelegt, eine
relativ große Luftmenge mit relativ niedrigen axialen Ge
schwindigkeiten zu bewegen, um Schub zu erzeugen, und ar
beiten bei den relativ niedrigen Drehzahlen mit besserem
Wirkungsgrad. Darüber hinaus sind die niedrigen Drehzahlen
erforderlich, um die Drall- oder Schraubenspitzengeschwin
digkeit der Propeller auf Geschwindigkeiten unterhalb der
Überschallgeschwindigkeit zu begrenzen.
Dadurch, daß dem zweiten Rotor 48 der Niederdruckturbine
36 nach Fig. 1 gestattet wird, sich in zu der Drehrich
tung des ersten Rotors 38 entgegengesetzter Richtung zu
drehen, sind gemäß der Erfindung zwei Abtriebswellen, d. h.
der erste Rotor 38 und der zweite Rotor 48 vorgesehen, die
sich mit etwa einem Viertel der Drehzahl eines Einzelrotors
einer herkömmlichen Niederdruckturbine mit äquivalenter
Ausgangsleistung drehen, wodurch für die Drehzahl
senkung gesorgt wird.
Eine weitere Drehzahlsenkung ist erzielbar, indem die
Anzahl der ersten und zweiten Turbinenschaufelkränze 46
und 50, d. h. die Anzahl der Stufen-erhöht wird. Durch Ver
größern der Anzahl der Schaufelreihen wird die pro Stufe
entzogene Energiemenge verkleinert. Dies gestattet eine
Senkung der Rotordrehzahl und der aerodynamischen Belastung
der Schaufel jeder Reihe. Um also die gewünschten niedri
geren Drehzahlen zu erreichen und im wesentlichen sämtliche
verbleibende Energie aus den Verbrennungsgasen auf effi
ziente Weise zu entziehen (durch verminderte Schaufelbela
stung), würde eine größere Anzahl von Stufen erforderlich
sein.
Eine geringere Stufenzahl kann jedoch zum Erreichen dieses
Ziels benutzt werden, indem größere Werte für das Verhält
nis R2/R1 vorgesehen werden, wodurch die Verbrennungsgase
der Niederdruckturbine 36 in einem größeren mittleren Strö
mungswegradius R2 zugeführt werden. Zu viele Stufen sind
wegen der größeren Komplexität, der größeren Baugröße und
des größeren Gewichtes unerwünscht, und eine Niederdruck
turbine 36, die weniger Stufen und ein relativ hohes Ver
hältnis R2/R1 hat, ist wegen der größeren Frontalfläche und
des größeren Gewichts, die darauf zurückzuführen sind, un
erwünscht. Gemäß der Erfindung ist, wie oben beschrieben,
festgestellt worden, daß ein Verhältnis R2/R1 von etwa 2,0
zu bevorzugen ist.
In der in Fig. 1 dargestellten Ausführungsform wird zum
Antreiben der gegenläufigen Propeller 54 und 56 eine
Niederdruckturbine 36 mit etwa 14 Stufen bevorzugt, um die
Ausgangswellendrehzahlen des ersten und des zweiten Rotors
38, 48 von etwa 1200 U/min zu erzielen. Diese Drehzahl ist
viel kleiner als die Drehzahlen der ersten und der zweiten
Antriebswelle 28, 30. Darüber hinaus hat gemäß einem wei
teren Merkmal der vorliegenden Erfindung hat die Niederdruck
turbine 36 eine Gesamtzahl von Schaufelreihen, die die
Spitzendrehzahlen der Propellerschaufeln unter Schallge
schwindigkeit halten.
Die Verkleinerung der Drehzahl der Rotoren 38 und 48 der
Niederdruckturbine 36 hat eine Verkleinerung zweiter Ord
nung von zentrifugal hervorgerufenen Beanspruchungen zur
Folge. Beispielsweise hat eine Drehzahlsenkung um ein
Viertel eine Verkleinerung der Zentrifugalbeanspruchung
um sieben Sechzehntel zur Folge. Dies ist von großer Be
deutung, da die Niederdruckturbine 36 weniger Material
erfordert, um die Zentrifugalbeanspruchung aufzunehmen,
was zu einer Niederdruckturbine 36 mit geringerem Gewicht
zur Folge hat. Beispielsweise verkleinert die Verwendung
von Trommelrotoren 38 und 48 anstelle von Scheiben das
Gewicht wesentlich. Die Gesamtwirkung der Verwendung einer
gegenläufigen Niederdruckturbine 36 ist eine wesentliche
Senkung des Triebwerkgewichts im Vergleich zu einem Trieb
werk, das eine übliche Niederdruckturbine und ein Unter
setzungsgetriebe verwendet.
Die Mittel zum Verbessern des Übertragungswirkungsgrades
können auch eine Dichtung 53 enthalten, die zwischen dem
Gehäuse 14 und dem zweiten Trommelrotor 48 angeordnet ist.
Durch diese Anordnung wird die Leckage oder eine Strömung
von Verbrennungsgasen zwischen dem stationären Gehäuse 14
und dein Rotor 48 verkleinert. Diese Anordnung bildet eine
einzige Dichtung in dem einen relativ hohen Druck aufwei
senden Bereich der Strömungsbahn nahe den Strebenteilen
32 und vor der Niederdruckturbine 36. Es existieren keine
anderen Leckagebereiche mit relativ großem Durchmesser
bis unmittelbar hinter der hintersten Schaufelreihe 50b.
An dieser hinteren Stelle ist der Druck der Verbrennungs
gase stark gesenkt, und somit ist jede Leckage in diesem
Bereich klein relativ zu den weiter stromaufwärts gelege
nen Leckagestellen.
Die Mittel zum Verbessern des Übertragungswirkungsgrades
enthalten ferner gegenläufige Propeller 54 und 56 an dem
Triebwerk 10 hinten und radial außen von sowohl dem ersten
Rotor 38 als auch dem zweiten Rotor 48. Diese Propeller
haben einen Nabenradius R3 und einen Spitzenradius R4,
die von der Längsachse 12 gemessen werden. Mit "Naben
radius" ist die Strecke gemeint, die von der Triebwerks
mittellinie 12 zur äußeren Oberfläche des umlaufenden Gon
delringes gemessen wird, von dem jede Propellerschaufel
ausgeht. In ähnlicher Weise ist der "Spitzenradius" die
Strecke von der Triebwerksmittellinie 12 zum radial äußeren
Ende jeder Propellerschaufel. Die Befestigung der Propeller
54 und 56 radial außen von dem zweiten Rotor 48 vergrößert
das Naben/Spitzenverhältnis R3/R4 der Propeller auf einen
relativ großen Wert im Vergleich zu üblichen, über ein
Getriebe angetriebenen Propellern, die üblicherweise einen
kleinen Nabenradius und somit ein relativ kleines Naben/
Spitzenverhältnis aufweisen. Diese Anordnung sorgt für eine
Verbesserung des aerodynamischen Wirkungsgrades. Beispiels
weise ist das Nabenradius/Spitzenradius-Verhältnis größer
als etwa 0,4 und in einem bevorzugten Ausführungsbeispiel
zwischen etwa 0,5 bis 0,4. Weiterhin behindern die Propel
ler nicht die Strömung der aus dem Niederdrucktriebwerk 36
austretenden Verbrennungsgase, was anderenfalls den Wir
kungsgrad des Triebwerks verkleinern und Kühlmaßnahmen er
forderlich machen würde, um eine thermische Beschädigung
der Propeller 54 und 56 zu verhindern.
Andere Merkmale der Schaufeln der Propeller 54 und 56 sind
am besten in den Fig. 4 und 7 gezeigt. Jede Schaufel
ist in Richtung auf die Spitze pfeilförmig. Diese Pfeilung (sweep)
verkleinert die relative Machzahl der Spitze, wodurch Ver
luste bei Reisemachzahlen von mehr als 0,6 verkleinert wer
den. Jede Schaufel ist ferner mit einer Verwindung vom Fuß
bis zur Spitze versehen, um für eine richtige Sehnenorien
tierung für erhöhte Schaufeldrehzahl mit größer werdendem
Radius zu sorgen. Jede Schaufel hat ein relativ kleines
Verhältnis der Dicke (T) zur Sehne (C), wie es durch den
Schaufelschnitt in Fig. 7 gezeigt ist. Beispielsweise ist
das Verhältnis T/C kleiner als 0,14 an der Schaufelnabe
und es beträgt etwa 0,02 an der Spitze.
Die Verwendung von zwei Propellern anstatt eines einzigen
Propellers gestattet, daß die Propeller einen kleineren
Durchmesser haben. Beispielsweise erzeugen bei Reisege
schwindigkeiten des Flugzeuges von etwa 0,7 Mach bis etwa
0,8 Mach zwei Propeller mit einem Durchmesser von etwa
3,6 m bei einer Drehzahl von etwa 1200 U/min
einen äquivaleten Schub eines einzigen Propellers mit
einem Durchmesser von etwa 4,8 m bei einer
Drehzahl von etwa 900 U/min. Der kleinere Durchmesser hat
kleinere Propellerspitzengeschwindigkeiten und infolge
dessen weniger Lärm zur Folge.
In dem Ausführungsbeispiel des Triebwerks 10 mit einer
Arbeits- bzw. Leistungsturbine mit etwa 14 Stufen wird
außerdem vorgezogen, daß R1/R4, R2/R4 und R3/R4 gleich
etwa 0,18, 0,35 bzw. 0,45 sind. Die Anzahl der Stufen der
Niederdruckturbine 36 kann jedoch zwischen etwa 10 und
etwa 18 Stufen liegen, und R1/R4, R2/R4 und R3/R4 können
zwischen etwa 0,2 bis 0,16, 0,4 bis 0,3 bzw. 0,5 bis 0,4
liegen. Diese Beziehungen werden bevorzugt, damit sich
ein Triebwerk ergibt, mit dem sich die gegenläufigen Pro
peller 54 und 56 bei Drehzahlen von etwa 1200 U/min am
wirksamsten antreiben lassen.
Das in Fig. 1 dargestellte Ausführungsbeispiel des Trieb
werks 10 ergibt weitere Vorteile. Beispielsweise ist durch
das Anordnen der Propeller 54 und 56 am hinteren Ende des
Triebwerks 10 ein ringförmiges Einlaßgebiet 62 des Trieb
werks 10 relativ frei von die Strömung störenden Hinder
nissen. Demgemäß können das Einlaßgebiet 62 und eine ring
förmige Gondel 64, die das Triebwerk 10 umgibt, so ausge
legt werden, daß eine größere aerodynamische Leistung der
in das Triebwerk 10 eintretenden und über dieses hinweg
strömenden Luft erzielt wird.
Die ringförmige Gondel 64 trägt zu dem Übertragungswirkungs
grad des Triebwerks 10 bei. Die Gondel 64 bildet eine äuße
re Kontur oder einen Umriß, der vordere, hintere und mitt
lere Abschnitte 120, 122 bzw. 124 enthält. Der äußere Umriß
ist die einzige Oberfläche, die die Strömungsbahn der Luft
zu den Propellern 54 und 56 bildet. Der vordere Abschnitt
120 bildet einen Einlaß zum Einlaßabschnitt 62, der für
den Gasgenerator 16 optimal gestaltet ist ohne Berücksich
tigung von die Strömung behindernden Hindernissen. Der hin
tere Abschnitt 124 bildet einen aerodynamisch glatten Über
gang zum vorderen drehbaren Gondelring 126. Der Zwischen
abschnitt 122 bildet einen maximalen Radius R5 des Gehäuses,
der größer als der Nabenradius R3 des Propellers 54 ist
(wobei R3 auch der Radius des vorderen drehbaren Gondel
ringes 126 ist). Wenn R5 größer als R3 ist, verteilt sich
die Strömung über die Gondel 64 (Diffusorwirkung) , wenn
sie über den Zwischenabschnitt 122 strömt, wodurch die Ge
schwindigkeit der Luft nahe der Nabe des Propellers 54 ge
senkt wird. Dies senkt die Verluste und verbessert den
Wirkungsgrad des Propellers.
Fig. 2 zeigt ein Flugzeug 66 mit zwei Triebwerken 10, die
gegenläufige Propeller der in Fig. 1 dargestellten Art
antreiben und am hintersten Ende des Flugzeuges 66 befestigt
sind. Die hinten befestigten erfindungsgemäßen Triebwerke
10 mit gegenläufigen Propellern geben dem Flugzeug 66 eine
bessere Leistung und sorgen für einen niedrigeren Brenn
stoffverbrauch pro Passagiermeile. Weiter haben die Trieb
werke 10 im Vergleich zu einem herkömmlichen Turboprop-
Triebwerk, das für eine identische Schubabgabe ausgelegt
ist, ein geringeres Gewicht. Es ist außerdem ein geringeres
Propellergeräusch realisierbar, was eine Verringerung des
Ausmaßes der Geräuschdämpfungsmodifizierungen des Flugzeuges
gestattet und so das Gesamtflugzeuggewicht weiter redu
ziert.
Fig. 3 stellt eine alternative Anordnung zum Befestigen
von Triebwerken 10 mit gegenläufigen Propellern der in
Fig. 1 dargestellten Art an einer Tragfläche 68 eines Flug
zeuges (nicht dargestellt) dar. In diesem Ausführungsbei
spiel ist die Nabe 34 des Triebwerks 10 nach hinten ver
längert und an der Tragfläche 68 befestigt. Ein stationärer,
ringförmiger Abgaskanal 70 ist an der Nabe 34 befestigt,
um die Abgase des Triebwerks 10 unter die Tragfläche 68
zu leiten. Das in Fig. 3 dargestellte Ausführungsbeispiel
des Triebwerks 10 veranschaulicht deutlich einen bedeutsa
men Vorteil des Tragteils 30 des Triebwerks 10. Das Trag
teil 30 dient nicht nur zur Lagerung der Niederdruckturbi
ne 36 in dem Triebwerk 10, sondern auch zum Befestigen des
gesamten Triebwerks 10 an einer Tragfläche 68 eines Flug
zeuges.
In den Fig. 4 bis 7 ist eine genauere Querschnittsan
sicht eines tatsächlichen Gasturbinentriebwerks 10 gemäß
einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung ge
zeigt. Das Triebwerk 10 weist einen Gasgenerator 16 zum
Erzeugen von Verbrennungsgasen auf. Einzelheiten des Gas
generators 16 sind in Fig. 5 gezeigt, wobei entsprechende
Bezugszahlen ähnliche Komponenten in Fig. 1 bezeichnen.
Weiter enthält das Triebwerk 10 Mittel zum effizienten
Übertragen der Energie der Verbrennungsgase in einen resul
tierenden oder Nettoschub des Triebwerkes, zu denen die Nieder
druckturbine 36, vordere und hintere C/R Propeller 54 bzw.
56 und das ringförmige Gehäuse 64 gehören.
Die Leistungsturbine oder die Niederdruckturbine 36 ist
mit größeren Einzelheiten in Fig. 6 gezeigt. Obwohl sie
grundsätzlich die gleiche wie die Niederdruckturbine 36
in Fig. 1 ist, enthält die Niederdruckturbine 36 gemäß
Fig. 6 mehrere unterschiedliche Merkmale. Zu diesen gehö
ren mehrere Einlaßführungsschaufeln 49a, die axial vor den
ersten und zweiten Schaufelreihen 46 und 50 angeordnet
sind. In ähnlicher Weise sind Auslaßführungsschaufeln 49b
axial hinter den Schaufelreihen 46 und 50 angeordnet. Die
Einlaßführungsschaufeln 49a erteilen den Verbrennungsgasen
einen Umfangsdrall, wogegen die Auslaßführungsschaufeln 49b
die Funktion haben, im wesentlichen den gesamten Umfangs
drall aus den über sie hinwegströmenden Gasen zu beseitigen.
Auf diese Weise kann mehr Arbeit auf effiziente Weise aus
den vorderen und hintersten Schaufelreihen der Niederdruck
turbine 36 entzogen werden, wodurch ihr Wirkungsgrad ver
bessert wird.
Die Schaufeln der hinteren und vorderen gegenläufigen Pro
peller 56 und 54 sind an ersten und zweiten drehbaren Gon
delringen 128 und 126 an ersten und zweiten Radien R6 bzw.
R7 befestigt. Die Radien R6 und R7 entsprechen den Naben
radien der Propeller 56 bzw. 54. Der hintere Propeller 56
ist direkt mit dem ersten Rotor 38 verbunden und durch die
sen angetrieben, und der vordere Propeller 54 ist direkt
mit dem zweiten Rotor 48 verbunden und durch diesen ange
trieben. Die ringförmigen Gondelringe 126 und 128 bilden
die einzigen Oberflächen, die die Luftströmung in dem Be
reich der Propellerschaufeln steuern.
Die gegenläufigen Propeller 54 und 56 sind radial außen von
der Niederdruckturbine 36 angeordnet. In einem bevorzugten
Ausführungsbeispiel ist jeder vordere Propeller 54 und hin
tere Propeller 56 axial zwischen den vorderen und hinteren
Enden der Niederdruckturbine 36 angeordnet. Auf diese Weise
wird eine verbesserte dynamische Stabilität des Triebwerks
erreicht.
Vor der Niederdruckturbine 36 sind mehrere Strebenteile 32
angeordnet, die sich radial nach innen durch die Strömungs
bahn erstrecken und an ihren radial inneren Enden an dem
ringförmigen Nabenteil 34 fest angebracht sind. Auf diese
Weise haben die Strebenteile 32 die Funktion, sowohl das
Nabenteil 34 zu haltern als auch Verbrennungsgase vom Gas
generator zur Niederdruckturbine 36 zu kanalisieren.
Der erste ringförmige Trommelrotor 38 weist radial nach
innen ragende Trägerteile 130, 132 und 134 auf. Jedes Trä
gerteil 130, 132 und 134 ist im wesentlichen konisch, wobei
die radial inneren Enden der Teile 130 und 132 durch ein im
wesentlichen zylindrisches Trägerteil 136 verbunden sind.
Der Rotor 38 ist an dem Nabenteil 34 durch ein Rollenlager
138 und ein Schublager 139 drehbar gelagert. Das Rollen
lager 138 ist im allgemeinen in dem vorderen Abschnitt der
Niederdruckturbine 36 an der Verbindung der Trägerteile
130 und 136 angeordnet. Das Schublager 139 ist in dem all
gemein hinteren Abschnitt der Niederdruckturbine 36 und
an dem radial inneren Ende des Trägerteils 134 angeordnet.
Das Nabenteil 34 ist mit einem im wesentlichen zylindri
schen, vorderen Nabenteilabschnitt 34a und einem im all
gemeinen zylindrischen, hinteren Nabenteilabschnitt 34b
versehen, das von dem Nabenteil 34 nahe den Lagern 138
bzw. 139 radial verläuft. Auf diese Weise bildet das Naben
teil 34 eine verbesserte Halterung für den Rotor 38.
Der zweite Rotor 48 weist im wesentlichen konische Träger
teile 140 und 142 auf. Der Rotor 48 ist an dem Trägerteil
136 des Rotors 38 durch ein Differentialschublager 144
und ein Differentialrollenlager 146 abgestützt. Das Diffe
rentialschublager 144 ist an dem radial inneren Ende des
Trägerteils 140 angeordnet, und das Differentialrollenlager
146 ist an dem radial inneren Ende des Trägerteils 142
angeordnet.
Im Betrieb rotiert der Rotor 38 um das ringförmige Nabenteil
34 in einer ersten Richtung. Gleichzeitig rotiert der Rotor
48 in einer zweiten Richtung, die zu der ersten Richtung
entgegengesetzt ist. Durch die Verwendung von Differential
lagern 144 und 146 ist der Rotor 48 in einem axialen und
radialen Abstand zum Rotor 38 gehalten, während er gleich
zeitig gegenläufig zu diesem ist.
Fig. 6 zeigt einen Steigungsverstellmechanismus 150 mit
weiteren Einzelheiten bei einem Triebwerk gemäß der Er
findung.
Es sind zwar die bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung
beschrieben worden, im Rahmen der Erfindung sind jedoch wei
tere Ausführungsformen möglich.
Beispielsweise kann der Gasgenerator 16 nach Fig. 1 ohne
einen Zusatzverdichter 18 und eine Zwischendruckturbine
26 ebenfalls zum Erzeugen von Verbrennungsgasen benutzt
werden. Weiter können, da die gegenläufige Niederdruck
turbine 36 eine relativ große Ausgangsleistung und ein
relativ großes Drehmoment bei niedrigen Drehzahlen lie
fert, die Gasturbinentriebwerke, die solche Niederdruck
turbinen enthalten, beispielsweise zum Antreiben von
Schiffen, Generatoren und großen Pumpen benutzt werden,
die so ausgelegt werden können, daß sie gegenläufig ro
tierende Eingangswellen haben, welche an dem ersten bzw.
dem zweiten Rotor 38 bzw. 48 der Niederdruckturbine 36
befestigt werden.
Weiter ist die Erfindung zwar für den Fall der Verwendung
bei einem Triebwerk mit 15000 Wellen-PS beschrieben worden,
sie kann jedoch auch Triebwerken mit anderer Leistung an
gepaßt werden. Beispielsweise würde bei einem kleineren
Triebwerk mit 1500 Wellen-PS, das kleinere Propeller 54 und
56 antreibt, die Hochdruckturbine 24 so ausgelegt werden,
daß sie mit etwa 30000 U/min arbeitet. Der erste Rotor 38
und der zweite Rotor 48 der Niederdruckturbine 36 nach
Fig. 1 würden entsprechend so ausgelegt werden, daß sie
mit einer Drehzahluntersetzung von etwa 10 zu 1, d. h. mit
etwa 3000 U/min arbeiten. Die Propeller 54 und 56 haben,
obgleich sie mit etwa 3000 U/min arbeiten, kleinere Spitzen
radien R4, weshalb die Drall- oder Schraubenspitzenge
schwindigkeiten unter Überschallgeschwindigkeiten gehalten
werden können.
Claims (8)
1. Gasturbinentriebwerk mit einem Gasgenerator (16) zum
Erzeugen von Verbrennungsgasen und
Mitteln zum effizienten Übertragen der Energie der Gase in einen resultierenden Triebwerksschub, wobei die Mittel enthalten:
Mitteln zum effizienten Übertragen der Energie der Gase in einen resultierenden Triebwerksschub, wobei die Mittel enthalten:
- a) eine Arbeits- bzw. Leistungsturbine (36), die einen
ersten Rotor (38) mit mehreren ersten Turbinenschaufel
reihen (46), die sich von dem ersten Rotor (38) radial nach
außen erstrecken, und einen zweiten Motor (48) mit mehreren
zweiten Turbinenschaufelreihen (50) aufweist, die sich von
dem zweiten Rotor (48) radial nach innen erstrecken, wobei:
- i) die ersten und zweiten Rotoren (38, 48) innere und äußere Strömungsbahn-Oberflächen (38a, 48a) aufweisen für die durch die Arbeits- bzw. Leistungsturbine (36) strömenden Verbrennungsgase, und
- ii) die Arbeits- bzw. Leistungsturbine (36) die Ver brennungsgase empfängt und daraus im wesentlichen die gesamte Ausgangsleistung entzieht zum Antreiben der ersten und zweiten Rotoren (38, 48) in entgegen gesetzten Richtungen,
- b) erste und zweite gegenläufige Propeller (54, 56),
die jeweils mehrere Schaufeln aufweisen, die an ersten bzw.
zweiten drehbaren Gondelringen (126, 128) befestigt sind,
wobei:
- i) die ersten und zweiten Propeller (54, 56) direkt mit den ersten bzw. zweiten Rotoren (38, 48) verbunden und durch diese angetrieben sind und radial außen von der Arbeits- bzw. Leistungsturbine (36) angeordnet sind, und
- ii) die ersten und zweiten gegenläufigen Propeller (54, 56) jeweils axial zwischen den stromaufwärtigen und stromabwärtigen Enden der Arbeits- bzw. Leistungs turbine (36) angeordnet sind,
- c) eine ringförmige Gondel (64) radial außen von dem Gasgenerator (16) angebracht ist, deren äußerer Umriß die einzige die Luftströmungsbahn der Propeller (54, 56) be grenzende Oberfläche ist und vordere, mittlere und hintere Abschnitte bildet, wobei der vordere Abschnitt (120) eine Einströmung bildet, die für den Gasgenerator (16) optimal gestaltet ist, und der hintere Abschnitt (124) einen aero dynamisch glatten Übergang zum zweiten drehbaren Gondelring (128) bildet,
dadurch gekennzeichnet, daß der Zwischenabschnitt (122) den
maximalen Radius (R5) der Gondel (64) bildet, der größer
als der maximale Radius (R3) der Gondelringe (126, 128)
ist.
2. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Arbeits- bzw. Leistungsturbine (36)
mehrere Einlaßführungsschaufeln (49a), die axial vor den
ersten und zweiten Schaufelreihen (46, 50) angeordnet sind
und den Verbrennungsgasen eine Drallbewegung in Umfangs
richtung erteilen, und
mehrere Auslaßführungsschaufeln (49b) aufweist, die axial
hinter den ersten und zweiten Schaufelreihen (46, 50)
angeordnet sind und im wesentlichen den gesamten Umfangs
drall aus den hindurchströmenden Gasen entziehen.
3. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekenn
zeichnet, daß eine Dichtung (53) zwischen dem Gehäuse (14)
und dem zweiten Rotor (48) angeordnet ist zum Vermindern
hindurchströmender Verbrennungsgase.
4. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Gesamtzahl der ersten und zweiten
Schaufelreihen (46, 50) kleiner als etwa 18 Reihen und
größer als etwa 10 Reihen ist,
die Verbrennungsgase aus dem Gasgenerator (16) an einem mittleren Ausgangsradius (R1) von der Längsachse (12) des Triebwerks ausgestoßen werden,
die Gase durch die Arbeits- bzw. Leistungsturbine (36) entlang einem mittleren Strömungsbahnradius (R2) expan dieren und
der mittlere Strömungsbahnradius (R2) etwa die doppelte Größe hat wie der mittlere Ausstoßradius (R1).
die Verbrennungsgase aus dem Gasgenerator (16) an einem mittleren Ausgangsradius (R1) von der Längsachse (12) des Triebwerks ausgestoßen werden,
die Gase durch die Arbeits- bzw. Leistungsturbine (36) entlang einem mittleren Strömungsbahnradius (R2) expan dieren und
der mittlere Strömungsbahnradius (R2) etwa die doppelte Größe hat wie der mittlere Ausstoßradius (R1).
5. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekenn
zeichnet, daß das Nabenradius/Spitzenradius-Verhältnis
(R3/R4) der propellerschaufeln größer als etwa 0,4 ist und
die Gesamtzahl der ersten und zweiten Turbinenschaufel
reihen (46, 50) kleiner als etwa 18 Reihen und größer als
etwa 10 Reihen ist.
6. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 4, dadurch gekenn
zeichnet, daß das Nabenradius/Spitzenradius-Verhältnis
(R3/R4) der propellerschaufeln zwischen etwa 0,5 und 0,4
liegt.
7. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekenn
zeichnet, daß das Dicken/Sehnen-Verhältnis (T/C) der
Propellerschaufeln kleiner als 0,14 an der Schaufelnabe und
etwa 0,02 an der Schaufelspitze ist.
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