-
Gasturbinenantrieb für Flugzeuge Die Erfindung betrifft einen mit
Gleichdruckverbrennung des Treibmittels arbeitenden Gasturbinenantrieb für Flugzeuge,
bei dem die Turbinenleistung zur Verdichtung des Arbeitsmittels benutzt wird und
die Abgase zwecks Erzeugung einer Rückstoßwirkung mit hoher Geschwindigkeit nach
außen ausgeblasen werden, und besteht darin, daß die verwendete Turbine eine vollbeaufschlagte,
axial durchströmte Turbine ist, an deren letztem Schaufelkranz unmittelbar eine
Raketendüse angeschlossen ist, in welche die Abgase aus dem letzten Turbinenkranz
ungehindert einströmen und deren Auslaßöffnung, aus der die Turbinenabgase an die
Außenluft austreten, kleiner ist als der Querschnitt des letzten Turbinenschaufelkranzes.
-
Der wesentliche Fortschritt, den die Anwendung einer axial durchströmten
Turbine in Verbindung mit der Querschnittverengung am Ausgang mit sich bringt, läßt
sich wie folgt nachweisen Es sei angenommen, daß das Flugzeug von einer Gasturbinenanlage
mit einem Druck von 3 ata und einer Temperatur von 700° C betrieben wird. Die Verdichterarbeit
für i kg Luft unter Voraussetzung eines Verdichterwirkungs.gra.des von 8o o/o wird
29,2 cal, die Turbinenarbeit also 62 X 0,88 = 54,5 cal und die Zugkraftarbeit
des Propellers (54,5 -29,2) X o,75 = 19 cal eff. Vorausgesetzt ist, daß der Propellerwirkungsgrad
75 0% beträgt. Um einen Turbinenwirkungsgrad von 88 % zu erhalten, ist der Auslaßverlust
der Turbine so niedrig, etwa 1 0/0, als o,oI X 62 = o,62 cal, was einer Auslaßgeschwindigkeit
von 72 m/Sek. entspricht. Wird jetzt angenommen, daß die Flugzeuggeschwindigkeit
72o km/Std. beträgt, was Zoo m/Sek. entspricht, dann haben die Abgase also eine
absolute Geschwindigkeit vorwärts von 200 - 72 = 128 m/Sek., wenn keine Querschnittsverengung
hinter der Turbine vorhanden ist.
-
Um i kg Luft sekundlich auf eine Geschwindigkeit von 128 m/Sek. zu
beschleunigen, ist eine Kraft von erforderlich, die als Widerstand
auf das Flugzeug wirkt. Die Widerstandsarbeit für i kg Luft sekundlich wird
die von der nützlichen Zugkraftarbeit abgezogen wird. Die Nettozugkraftarbeit wird
folglich 19 - 6,1= 12,9 cal.
-
Wenn man aber eine Querschnittsverengung macht, welche ein Druckgefälle
entsprechend 4,2 cal Wärmegefälle erzeugt, so wird das nützliche Wärmegefälle in
der Turbine nur 62 -4,2 = 57,8 cal, also NTurb = 0,88 X 57,8 = 50,8 cal, also die
Zugkraftarbeit des Propellers (5o,8 -:29,2) # 0,75 = 16,2 cal.
-
Der normale Auslaßverlust von der Turbine wird wie vorher i o/o, also
o,oi X 57,8 = 0578.
Dazu kommt -.,.2 cal, wie angenommen, also insgesamt
,I"8, was 20o m/Sek. Auslaßgeschwindigkeit entspricht. Nichts wird nun von der berechneten
Zugkraftarbeit abgezogen, sondern ist diese 16,2 cal statt 12,9 cal ohne-Querschnittsverengung.
-
Eine Querschnittsverengung entsprechend, z. B. Io cal wird jetzt angenommen.
Die Turbine wird also o,88 X (62- 10) = .45,7 cal, die Zugkraft des Propellers
(:I5,7-29,2) 0,75 - 12.:1. cal, der normale Auslaßverlust der ,Turbine
0,01 # 52 = o,52. Dazu kommt Io cal, also total Io,52.
-
Also hat die Luft eine relative Geschwindigkeit von
also eine absolute Geschwindigkeit rückwärts von -297 - Zoo = c)7 m/Sek.
-
Die Rückstoßkraft vorwärts für' i kg Luft wird also
Hieraus erhält man eine Zugkraftarbeit von 9,9;--; Zoo= I98okg
also eine wirkliche Zugkraftarbeit von 12,4.;-; 1.,6= 17 cal.
-
Wählt man eine Querschnittsverengung von 2o cal, erhält man mit demselben
Rechnungsvorgang eine Zugkraft des Propellers von 5,8 cal und eine Zugkraftarbeit
durch die Rückstoßkraft von 10,2 cal, also total Io,2 -1- 5,8 = 16,o, woraus hervorgeht,
daß der Höchstwert bei dieser Querschnittsverengung überschritten ist. Folglich
darf diese Querschnittsverengung nicht zu weit getrieben werden.
-
Wie aus dem Obigen hervorgeht, erhält man eine größere Zugkraftarbeit
durch Verwendung einer Querschnittsverengung hinter der Turbine. Außerdem bekommt
man eine billigere Turbine, da das Wärmegefälle in der Turbine erniedrigt, folglich
die Anzahl der Schaufeln verringert und der Auslaß der Turbine kleiner wird als
in dem Falle, in welchem keine Querschnittsverengung hinter der Turbine vorgenommen
ist.
-
Ausführungsbeispiele der Erfindung sind in der Zeichnung dargestellt.
Es -zeigen Fig. i ein Flugzeug mit zwei propellerlosen Gasturbinen, Fig. a eine
axial durchströmte Turbinenanlage in vergrößerter Darstellung, Fig. 3 eine Endansicht
der Turbine nach Fig. 2 , Fig. .I eine andere Ausbildung der Turbinenanlage.
-
In Fig. i bedeutet i den Rumpf des Flugzeuges, 2 den hinteren Rumpfteil
oder Schwanzteil des Flugzeuges, an dein die Höhenruder 3 und die Seitenruder d.
angeordnet sind. 5 sind die Flügel. auf denen rechts und links vom Rumpf je eine
Gasturbinenanlage 6 aufgesetzt ist. Die Luft tritt durch die Öffnung 7 in die Ansaugseite
des Verdichters 8 ein, wird hier verdichtet und durch die :Mantelkanäle zu einer
Verbrennungskammer 9 geführt, in welcher die verdichtete Luft durch Einspritzen
von @@ennstoff weiter erhitzt wird. Aus der Verbrennungskammer 9 treten die Brenngase
zur "axial durchströmten Turbine i o-, durchströmen deren Laufschaufelkränze und
verlassen die Turbine durch den Auslaßkanal i i, der sich in axialer Richtung nach
hinten frei öffnet.
-
In dein gezeichneten Ausführungsbeispiel hat die Anlage keinen Propeller,
so daß die Turbine in diesem Ausführungsbeispiel lediglich die Verdichterarbeit
leistet, die notwendig ist, um die Luft bis zu einem bestimmten Druck, etwa :1.
bis Io atü, zu verdichten. Die Brennstoffeinspritzung bewirkt Druck- und Temperatursteigerung,
die Geschwindigkeit der von der Turbine abströmenden Abgase die Raketenwirkung,
die das Flugzeug vorwärts treibt.
-
Die besondere Ausführungsart der Turbinenanlage geht aus den Fig.
a und 3 hervor.-Das Verdichtergehäuse besteht aus einzelnen Gehäuseteilen 20, 21,
22, 23, in denen die Laufräder a,., 25, 26, -27 umlaufen. Nach vorn ist der Verdichter
durch eine ringförmige Kappe 28 abgedeckt, die zusammen mit einer nach vorn verjüngten
Wellennabe 29 einen ringförinigen Einlaßkanal 3o für die Luft bildet. Innerhalb
der Gehäusekappe =8 ist, durch Rippen 31 gehalten, das vordere Lager 32 für
die Läuferwelle 33 angeordnet. Am rechten Ende des Verdichtergehäuses ist, durch
eine kegelige Wand 3:I gehalten, ein :Mittellager 35 angeordnet, in welchem der
Wellenteil 33 gelagert ist. An diesen schließt sich der Turbinenläufer 36 an. An
den rückwärtigen Verdichtergehäuseteil 23 schließt sich ein Ge- i häusemantel 37
an, der an seinem Ende eine ringförmige Blechwand 38 trägt, an deren inneren Umfang
glas Turbinengehäuse 39 befestigt ist, welches andererseits durch eine kegelige
Zwischenwand 4o finit der Wand 34 verbunden ist.
-
Zwischen dem Außengehäuse 37 und dein Turbinengehäuse 39 liegt eine
die Turbine rings umgehende Verbrennungskammer 4I. Die vorn Verdichter gelieferte
Luft verlält das Verdichtergehäuse durch den Ringkanal 42, gebt dann um den Verbrennungsraum
.11 herum und tritt durch die Öffnungen .I3 in die Verbrennungskammerein. Hier sind
eine .\nzahl Lrennstoffeinspritzdüsen-I4 angeordnet. durch welche Brennstoff in
die Luft eingespritzt wird, die durch die folgende Verbrennung Boch erhitzt wird.
Das erhitzte Treibmittel tritt dann durch mehrere Kanäle .I5 zti der Beschaufelung
der Turbine, durchströmt die Schaufelkränze und verläßt die Turbine in axialer Richtung
nach hinten strömend.
Im Auslaß, des Turbinengehäuses 39 sind radiale
Zwischenrippen 46 angeordnet, welche ein Endlager 47 tragen, in welchem das rechte
Ende der Turbinenwelle 36 läuft. An den inneren Umfang des Turbinenauslasses 46
schließt sich eine Endkappe 48 an, die sich nach hinten stromlinienförmig verjüngt
und in einer zweckmäßig etwas abgerundeten Spitze 49 endet. An den äußeren Umfang
des Turbinenauslasses schließt sich ein kegeliger Auslaßgehäusestutzen 5o an. Die
Teile 48 und 5o bilden zusammen den Auslaßkanal 51 der Turbine. Eine Endkappe 52
verbindet das Ende des Gehäuseteiles 37 mit dem Ende des Gehäuseteiles 5o. Die Endöffnung
ist mit 53 bezeichnet.
-
Wie aus der Zeichnung hervorgeht, strömt die zu verdichtende und zu
erhitzende Luft der Anlage in axialer Richtung zu, .d. h. der Fahrwind drückt die
Luft mit hoher Geschwindigkeit in die erste Verdichterstufe hinein, die ihrerseits
durch die Saugwirkung diese Einströmung unterstützt. Die Wirkung des Verdichters
wird also durch die Axialeinströmung der Luft an der Stirn der Anlage wesentlich
unterstützt. Der Abfluß des Treibmittels erfolgt in axialer Richtung nach hinten,
so daß der Raketeneffekt 4n vollem Umfange zur Auswirkung gelangen kann.
-
In dem Ausführungsbeispiel nach Fig. 4 ist der Aufbau der Anlage grundsätzlich
derselbe. Die Luft und Treibmittelwege sind durch Pfeile angedeutet, jedoch ist
hier die-Anlage so eingerichtet, daß vorn auf die Verdichterwelle ein Propeller
54 aufgesetzt ist. In diesem Falle wird der Energieinhalt des Treibmittels derart
ausgenutzt, daß es in der Turbine nicht nur die zum Antrieb des Verdichters erforderliche
Leistung, sondern darüber hinaus noch eine weitere Leistung zum Antrieb des Propellers
abgibt, während die Restenergie im Auslaß zur Raketenwirkung herangezogen wird.
-
Der gemischte Antrieb, bei welchem die Treibmittelenergie teils zum
Propellerantrieb, teils zur Ausnutzung im Raketeneffekt nutzbar gemacht wird, wird
für geringere Flugzeuggeschwindigkeiten, der reine Raketeneffekt ohne Propellerwirkung
für Flugzeuge mit hoher Geschwindigkeit vorzuziehen sein.
-
Mit vereinigtem Raketen- und Propellereffekt kann man bei einem Flugzeug,
welches in etwa Io ooo m Höhe fliegt, bei einer Leistung von rund i i oo PS ein
Geschwindigkeit von 52o km pro Stunde erreichen. Dabei ist ein Brennstoffverbrauch
von 9ookg für eine Strecke von i 6oo km ausreichend. Wird bei gleicher Leistung
und gleicher Flugstrecke auf den Propellerantrieb verzichtet und nur mit der Raketenwirkung
gearbeitet, so steigt der Brennstoffverbrauch um etwa 700 kg. Trotzdem ist
aber der propellerlose Antrieb für hohe Geschwindigkeiten vorzuziehen, da er bedeutend
einfacher und demzufolge auch billiger im Bau des Flugzeuges ist. Dazu kommt noch,
daß es bei großen Geschwindigkeiten schwer wird, den Propeller mit befriedigendem
Wirkungsgrad zu bauen.
-
Die Verwendung der Gasturbine mit ihren ständig laufenden Verdichtern
gestattet aber eine weitere Verbesserung des Flugzeuges, insbesondere des Höhenflugzeuges.
In Fig. i ist der Pilotenraum 12 und der Fahrgastraum 15 gezeigt. Beide Räume werden
hermetisch abschließbar ausgebildet und das Innere der Kabinen durch Anzapfleitungen
16 mit dem Verdichter verbunden. Die von dem Verdichter. gelieferte Luft hat eine
Temperatur von etwa 140 bis 15o° und ist daher geeignet, die Kabinen zu heizen,
was beim Fliegen in großen Höhen notwendig ist. Zu diesem Zweck kann die innerhalb
der Kabinen liegende Leitung 16 als Rippenheizkörper 18 ausgebildet sein. Da aber
die vom Verdichter geförderte Luft auch unter Druck steht, so kann durch entsprechend
eingestellte Regelventile 17 innerhalb der Kabinen der Normalluftdruck hergestellt
werden. Ein weiteres Regelventil i9 dient zum Ausstoßen der verbrauchten Luft, so
daß -mittels Einstellung der Ein- und Auslaßregelventile 17 und i9 und Drosselventile
beliebiger Art die Kabinen stets auf für die Insassen geeigneten Druck- und Temperaturverhältnissen
gehalten werden können, wobei die Verdichterluft auch infolge des dauernden Ersatzes
eine gute Belüftung des Flugzeuginneren bewirkt.