AT520831B1

AT520831B1 - Vorrichtung zum antrieb eines generators

Info

Publication number: AT520831B1
Application number: ATA50328/2018A
Authority: AT
Inventors: Fuchs Alfred
Original assignee: Fuchs Alfred
Priority date: 2018-04-18
Filing date: 2018-04-18
Publication date: 2019-08-15
Also published as: AT520831A4; WO2019201969A1

Abstract

Vorrichtung zum Antrieb eines Generators (3) zur Erzeugung elektrischer Energie, die Vorrichtung umfassend einen um eine Drehachse (5) drehbar gelagerten Rotor (10). Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass am Rotor (10) in einem radialen Abstand (D) zur Drehachse (5) mehrere Raketentriebwerke (14) mit einseitig offenen Brennräumen umfänglich angeordnet und starr mit dem Rotor (10) verbunden sind, um in einem Betriebszustand der Vorrichtung um die Drehachse (5) zu kreisen und so den Rotor (10) um die Drehachse (5) rotatorisch anzutreiben, wobei die Brennräume vorzugsweise als Expansionsdüsen (9) ausgebildet sind.

Description

[0001] Vorrichtung zum Antrieb eines Generators zur Erzeugung elektrischer Energie, die Vorrichtung umfassend einen um eine Drehachse drehbar gelagerten Rotor.

STAND DER TECHNIK [0002] Der Wirkungsgrad der Energieumwandlung von festen Brennstoffen liegt weit hinter dem von Flüssigkeiten oder Gasen. Besonders wegen der großen installierten Kapazität von Kohlekraftwerken ist dies unbefriedigend.

[0003] Bei der Umwandlung thermischer Energie in mechanische Energie, insbesondere im Zusammenhang mit Stromerzeugung durch Verbrennung in einem Carnot-Prozess, ist der erreichbare Wirkungsgrad durch das Verhältnis von maximaler Arbeitstemperatur zu Abwärmetemperatur bestimmt. Technische Bemühungen versuchen daher vor allem, die Arbeitstemperatur zu maximieren, beispielsweise in einer Gasturbine. Besonders bei der Verbrennung unreiner Feststoffe treten jedoch Korrosionseffekte auf, die die zuverlässige Nutzung effizienter Umwandlungsprozesse verhindern.

[0004] Aus dem Stand der Technik, vgl. z.B. D.R. Hardy et al., ADVANCED MATERIALS & PROCESSES/APRIL 2007 p 30ff: „POWERING THE FUTURE, ADVANCED COAL COMBUSTION TECHNOLOGIES“, sind vor allem im Hinblick auf Kohle als Energieträger die folgenden Ansätze bekannt:

[0005] Ein Lösungsversuch besteht darin, die heißen Abgase einer Hochdruckverbrennung in einem hitzebeständigen Filter, beispielsweise aus Keramik, von korrosiven Partikeln zu filtern und danach einer Expansionsturbine zuzuführen. Filtermaterialien, die den extremen Anforderungen zuverlässig und dauerhaft gewachsen sind, sind jedoch nicht einfach zu finden.

[0006] Ein Betrieb einer Gasturbine mit Kohlenstaub ist praktisch nicht dauerhaft möglich, da bei der Kohleverbrennung Asche entsteht, die die Schaufeln der Gasturbine durch Abrieb schnell zerstören würde. Die Asche müsste daher aus dem heißen Gasstrom abgeschieden werden. Am Auffinden einer großtechnischen Lösung für dieses Problem wird derzeit noch gearbeitet. Daher besteht ein anderer bekannter Lösungsversuch darin, den festen Brennstoff in einem ersten Schritt in brennbare gasförmige Form überzuführen (beispielsweise Wasserstoff und Kohlenmonoxid) und diese anschließend in einer Gasturbine zu verbrennen. Der Reinigungsvorgang erfolgt dabei in der Vergasungsphase. Allerdings gelingt auch hier keine Vollständige Reinigung von Verunreinigungen wie z.B. von Schwefel und anderen Schadstoffen. Es sei bemerkt, dass die Hitze des bei der Verbrennung in der Gasturbine entstehenden Abgases zur Effizienzsteigerung zur Erzeugung von Dampf und damit zum Antrieb einer Dampfturbine genutzt werden kann, was auch als GuD-Prozess (Gas-und-Dampf-Prozess) bezeichnet wird.

[0007] Ein all diese Lösungsversuche einender Nachteil ist außerdem die begrenzte Skalierbarkeit der erzeugten elektrischen Leistung.

[0008] EP 3085922 A1 offenbart eine Vorrichtung zur Umwandlung von thermischer Energie in mechanische oder elektrische Energie, umfassend eine Welle und Düsentriebwerke, wobei die Düsentriebwerke Brennkammern aufweisen und in einem Betriebszustand Stützarme rotatorisch antreiben.

AUFGABE DER ERFINDUNG [0009] Ziel der vorliegenden Erfindung ist es, eine Vorrichtung zur Energieerzeugung zur Verfügung zu stellen, die die oben genannten Nachteile vermeidet und insbesondere eine gute Skalierbarkeit sowie das Erzielen hoher Wirkungsgrade bei der Verwendung von festen Brenn1 /19

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Patentamt stoffen erlaubt.

DARSTELLUNG DER ERFINDUNG [0010] Kern der Erfindung ist es, als thermodynamische Maschine einen Satz von kleinen Raketentriebwerken vorzusehen, die auf einem hochfesten Rotor montiert um eine gemeinsame Drehachse kreisen. Mittels einer solchen Vorrichtung kann wiederum ein Generator angetrieben werden, wobei die Umwandlung der erzeugten elektrischen Energie zur Netzfrequenz in an sich bekannter Weise elektronisch geschieht. Die Raketentriebwerke sind aktive Brenner, deren Leistung z.B. 1 MW betragen kann, wobei die Komplexität der Anlage vergleichsweise gering und die Leistung - im Gegensatz zu bekannten Lösungen - gut skalierbar ist. Die Aufteilung auf eine Vielzahl von Raketentriebwerken bzw. Brennern hat außerdem große Vorteile für die Systemverfügbarkeit. Entsprechend ist es bei einer Vorrichtung zum Antrieb eines Generators zur Erzeugung elektrischer Energie, die Vorrichtung umfassend einen um eine Drehachse drehbar gelagerten Rotor, erfindungsgemäß vorgesehen, dass am Rotor in einem radialen Abstand zur Drehachse mehrere Raketentriebwerke mit einseitig offenen Brennräumen umfänglich angeordnet und starr mit dem Rotor verbunden sind, um in einem Betriebszustand der Vorrichtung um die Drehachse zu kreisen und so den Rotor um die Drehachse rotatorisch anzutreiben, wobei die Brennräume vorzugsweise als Expansionsdüsen ausgebildet sind.

[0011] Die Öffnungen der Brennräume sind so angeordnet, dass die Stützmasse im Wesentlichen tangential zum Rotor bzw. zum Verlauf eines gedachten Kreises, dessen Radius der radiale Abstand ist und der um die Drehachse zentriert ist, ausgestoßen wird. Die Raketentriebwerke greifen im Wesentlichen tangential zum gedachten Kreis am Rotor an und können so eine Winkelbeschleunigung des Rotors erreichen bzw. eine Drehzahl des Rotors einstellen. Entsprechend bedeutet der „rotatorische“ Antrieb, dass im Betriebszustand eine Drehung des Rotors um die Drehachse durch die Raketentriebwerke bewirkt wird. „Im Wesentlichen tangential“ ist dabei so zu verstehen, dass die Raketentriebwerke mit einer Tangente an den gedachten Kreis einen kleinen Winkel, vorzugsweise von 0° bis 5°, einschließen können, sodass der Abgasstrahl bzw. die Stützmasse stärker vom Rotor weg gelenkt wird, um Beschädigungen des Rotors durch die Abgase zu vermeiden.

[0012] Vorzugsweise ist die Verteilung der Raketentriebwerke entlang des gedachten Kreises regelmäßig - d.h. in einer regelmäßigen Abfolge von Winkelabständen -, insbesondere in gleichen Winkelabständen.

[0013] Expansionsdüsen sind an sich bekannt und werden auch als Lavaldüsen bezeichnet.

[0014] Um die Masse in der Peripherie des Rotors zu minimieren und gleichzeitig eine hohe Festigkeit des Rotors zu garantieren, ist es bei einer bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung vorgesehen, dass der Aufbau des Rotors Kohlefasern in einer hitze- und druckbeständigen Matrix, vorzugsweise aus Siliziumkarbid, umfasst, wobei mehr als 50%, vorzugsweise mehr als 66%, der Kohlefasern so angeordnet sind, dass die jeweilige Kohlefaser quer zu einer Tangente verläuft, wobei die Tangente durch einen Punkt auf der jeweiligen Kohlefaser verläuft und in diesem Punkt einen Hilfskreis tangential berührt, welcher Hilfskreis um die Drehachse zentriert und in einer normal auf die Drehachse stehenden Ebene angeordnet ist und durch den Punkt verläuft. Der Punkt kann insbesondere ein beliebiger Punkt auf der jeweiligen Kohlefaser sein.

[0015] Die geringe Masse in der Peripherie des Rotors bewirkt ein geringes Trägheitsmoment und ermöglicht entsprechend hohe Winkelbeschleunigungen bei vergleichsweise geringem Energieeinsatz. Noch wichtiger dabei ist, dass durch die periphere Masse verursachte Zentrifugalkräfte, die das Material des Rotors beanspruchen, möglichst klein gehalten werden können.

[0016] Siliziumkarbid als Matrix hält nicht nur die bei Betrieb der Raketentriebwerke auftretenden erhöhten Temperaturen aus, sondern weist vorteilhafterweise außerdem eine hohe Korrosionsbeständigkeit auf, was sich positiv auf die Standfestigkeit bzw. Betriebssicherheit der erfindungsgemäßen Vorrichtung auswirkt.

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Patentamt [0017] Indem der überwiegende Teil der Kohlefasern quer zu entsprechenden Tangenten verläuft, verlaufen die Kohlefasern großteils zumindest grob parallel zu den auftretenden Zentrifugalkräften. D.h. die Kohlefasern sind so angeordnet, dass sie im Betriebszustand zumindest grob parallel zu jener Richtung belastet werden, in der sie ihrer maximale Festigkeit aufweisen, was die Festigkeit des Rotors im Hinblick auf die im Betriebszustand aufgrund der Zentrifugalkräfte auftretenden Belastungen enorm steigert.

[0018] Um die Festigkeit des Rotors noch weiter zu steigern, ist es bei einer besonders bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung vorgesehen, dass der Verlauf der jeweiligen Kohlefaser mit der Tangente einen Winkel von 55° bis 90°, vorzugsweise von 65° bis 90°, einschließt.

[0019] Insbesondere können die Kohlefasern also radial (zur Drehachse bzw. von dieser weg) verlaufen, wobei dann der genannte Winkel 90° beträgt.

[0020] Bei einer bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung ist vorgesehen, dass ein äußerer radialer Abschnitt des Rotors, in dem die Raketentriebwerke angeordnet sind, in einem Abgasraum angeordnet ist, dass vom äußeren radialen Abschnitt des Rotors zur Drehachse hin gesehen ein Gehäuse den Abgasraum gasdicht begrenzt, und dass zwischen dem Gehäuse und der Drehachse ein Arbeitsraum angeordnet ist, in dem ein innerer radialer Abschnitt des Rotors angeordnet ist, und wobei der Arbeitsraum evakuierbar ist, um im Betriebszustand der Vorrichtung die Anordnung des inneren radialen Abschnitts des Rotors im Vakuum zu ermöglichen.

[0021] D.h. das Gehäuse begrenzt den Arbeitsraum gegenüber dem Abgasraum gasdicht, sodass der Arbeitsraum evakuiert werden kann.

[0022] Vorzugsweise ist der Abgasraum im Wesentlichen geschlossen ausgebildet, wobei Mittel zum Abführen der Abgase vorgesehen sind.

[0023] Die Begriffe „evakuierbar“ und „Vakuum“ sind dabei klarerweise so zu verstehen, dass solche Vakua gemeint sind, die sich in der Praxis technisch problemlos realisieren lassen.

[0024] Zur Sicherstellung dieses Vakuums im Arbeitsraum kann der innere radiale Abschnitt des Rotors gegenüber dem Abgasraum z.B. mittels einer berührungslosen Dichtung abgedichtet sein, die im Bereich des Gehäuses angeordnet ist und beispielsweise völlig analog zu einem Rotor einer Evakuierungspumpe ausgestaltet sein kann. Zusätzlich kann ein an sich bekannter Gasvorhang bei der berührungslosen Dichtung vorgesehen sein.

[0025] Entsprechend der Anordnung des Arbeitsraums ist der innere radiale Abschnitt des Rotors zwischen dem äußeren radialen Abschnitt des Rotors und der Drehachse angeordnet.

[0026] Indem sich mit dem inneren radialen Abschnitt des Rotors ein wesentlicher Teil der vorhandenen Mechanik im Vakuum bewegt, werden Oberflächen, die den schnell bewegten Abgasen der Raketentriebwerke ausgesetzt sind, minimiert, was sich wiederum vorteilhaft auf die Standfestigkeit der erfindungsgemäßen Vorrichtung auswirkt.

[0027] Bei einer bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung ist vorgesehen, dass im Betriebszustand der Rotor mit einer Betriebsdrehzahl antreibbar ist, die in einem Bereich von 9000 min^-1 bis 36000 min^-1, vorzugsweise von 16000 min^-1 bis 24000 min^-1, liegt und vorzugsweise ein ganzzahliges Vielfaches einer Frequenz eines Niederspannungsstromnetzes ist.

[0028] In Europa kommen üblicherweise Niederspanungsstromnetze zum Einsatz, die 230 V einphasig bzw. 400 V dreiphasig mit 50 Hz Netzfrequenz zur Verfügung stellen. In manchen Ländern der Welt werden z.B. auch 60 Hz als Netzfrequenz verwendet.

[0029] Die Drehzahl ist hoch und vorzugsweise ein ganzzahliges Vielfaches der Netzfrequenz, z.B. 18000 min^-1.

[0030] Zur Umwandlung in eine im Niederspannungsstromnetz verwendbare Wechselspannung können unterschiedlichste, an sich bekannte Mittel verwendet werden.

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Patentamt [0031] Z.B. kann ein an sich bekannter, elektronisch arbeitender Frequenzumrichter eingesetzt werden, der insbesondere mit dem Generator ko-optimiert sein kann.

[0032] Alternativ oder zusätzlich wäre beispielsweise auch eine mechanische Lösung denkbar, indem ein Getriebe, z.B. ein Planetengetriebe mit einem starren Übersetzungsverhältnis, zwischen den Generator und die erfindungsgemäße Vorrichtung bzw. den Rotor geschaltet ist. Im Betrieb ist dabei dem mechanischen Verschleiß Rechnung zu tragen, z.B. durch übliche Wartungs- und Überprüfungsmaßnahmen.

[0033] Eine weitere Variante für die Konversion in im Niederspannungsstromnetz verwendbare Wechselspannung wäre z.B. die Verwendung eines Generators mit gegenläufigem Drehfeld im Rotor. Wenn der Rotor des Generators beispielsweise mit der 6-fachen Netzfrequenz rotiert, aber der Rotor gleichzeitig ein Erregerfeld mit der 5-fachen Netzfrequenz in der Gegenrichtung erzeugt, wird zugleich die Netzfrequenz in den Ständerwicklungen erzeugt, sodass nicht die gesamte erzeugte elektrische Leistung elektronisch umgeformt werden muss, sondern die Elektronik nur die Leistung des Erregerfeldes aufbringen muss.

[0034] Durch besagte Betriebsdrehzahl kann erreicht werden, dass die Umfangsgeschwindigkeit - also die Tangentialgeschwindigkeit der Expansionsdüse bzw. des Raketentriebwerks im oben genannten radialen Abstand bzw. Radius - ungefähr der Gasgeschwindigkeit entspricht, damit die Energieabgabe bei einem einstufigen Expansionsprozess maximiert wird, also z.B. 1500 m/s. Eine mögliche Parameterkombination ist z.B. eine Drehzahl von 18000 min^-1 und ein Radius von 0,8 m. Dabei tritt eine Zentrifugalbeschleunigung von rund 290000 g auf.

[0035] Die im Betriebszustand auftretende Zentrifugalbeschleunigung bzw. Zentrifugalkraft kann vorteilhafterweise dazu benutzt werden, um Brennstoff den Raketentriebwerken zuzuführen. Probleme, den Brennstoff in die Brennkammer gegen einen dort vorherrschenden Druck zu befördern, wie diese bei konventionellen Flüssigkeitsraketentriebwerken häufig auftreten, können so vermieden werden. Weiters hat der bei der Initiierung der Verbrennung verwendete hohe Druck, der ohne zusätzliche Aggregate durch die Rotation selber erzeugt wird, den Zusatzvorteil, dass niederfrequente Verbrennungsinstabilitäten unterdrückt werden. Entsprechend ist es bei einer bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung vorgesehen, dass im Bereich der Drehachse eine feststehende Zuleitung für Brennstoff vorgesehen ist, die in mindestens eine Brennstoffleitung mündet, wobei die mindestens eine Brennstoffleitung mit dem Rotor starr verbunden ist und vorzugsweise im Rotor ausgebildet ist, wobei sich die mindestens eine Brennstoffleitung radial bis zu den Raketentriebwerken erstreckt, um im Betriebszustand den Brennstoff mittels der durch die Drehung des Rotors vorliegenden Zentrifugalkraft in die Raketentriebwerke zu drücken. Der Rotor dreht sich gegenüber der feststehenden Zuleitung im Betriebszustand. Entsprechend kann die Brennstoffleitung in einem räumlichen Mündungsbereich, in welchem die Zuleitung in die Brennstoffleitung mündet, z.B. als ringförmige oder kreisförmige, jeweils um die Drehachse zentrierte, Ausnehmung ausgeführt sein, um der Relativbewegung zwischen Zuleitung und Rotor bzw. Brennstoffleitung Rechnung zu tragen.

[0036] Gemäß dem oben Gesagten ist vorzugsweise auch der Mündungsbereich im Arbeitsraum - und damit im Betriebszustand im Vakuum - angeordnet. Eine im Wesentlichen gasdichte bzw. vakuumdichte Abdichtung der Brennstoffleitung im Mündungsbereich gegenüber dem Arbeitsraum kann z.B. analog zur oben erläuterten gasdichten Abdichtung des evakuierten Arbeitsraums gegenüber dem Abgasraum mittels einer berührungslosen Dichtung erfolgen.

[0037] Bei einer besonders bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung ist vorgesehen, dass die Brennräume jeweils als Expansionsdüse mit einer Vorbrennkammer und einer daran anschließenden Hauptbrennkammer ausgeführt sind, wobei ein lichter Querschnitt der Expansionsdüse zwischen der Vorbrennkammer und der Hauptbrennkammer eine Verengung aufweist, wobei die mindestens eine Brennstoffleitung in einen Brennstoffzufuhrendabschnitt übergeht, der in die Vorbrennkammer mündet.

[0038] Vereinfacht kann gesagt werden, dass in der Hauptbrennkammer die eigentliche, möglichst vollständige Verbrennung stattfindet, während in der Vorbrennkammer eine Teilverbren4/19

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Patentamt nung stattfindet, die das Temperaturniveau anhebt, um die Zündverzugszeit zu verringern. Die Verengung zwischen der Vorbrennkammer und der Hauptbrennkammer verhindert Wirbel, die heiße Partikel mit einer Innenwand der Expansionsdüse in diesem Bereich in Berührung bringen und Korrosion unterstützen würden.

[0039] Da es sich um eine Expansionsdüse handelt, schließt an die Hauptbrennkammer ein Expansionsbereich an. Grundsätzlich verläuft bei bekannten Expansions- bzw. Lavaldüsen der lichte Querschnitt von der Hauptbrennkammer zum daran anschließenden Expansionsbereich so, dass sich der lichte Querschnitt in einem Übergang zwischen der Hauptbrennkammer und dem Expansionsbereich verjüngt und sodann im Expansionsbereich relativ stark zunimmt. Dieser Verlauf des lichten Querschnitts, der bei Expansions- bzw. Lavaldüsen bekannt ist, stellt sicher, dass ein aus der Expansionsdüse ausgestoßenes Fluid, welches die Stützmasse ausbildet, möglichst parallel zu einer Längsachse der Expansionsdüse ausströmt und dass sprunghafte Änderungen des Strömungszustands, sog. Verdichtungsstöße, vermieden werden, wenn das Fluid mit Überschallgeschwindigkeit strömt.

[0040] Bei der erfindungsgemäßen Vorrichtung kann vorgesehen sein, dass sich im Bereich des Übergangs der lichte Querschnitt zwar nicht verjüngt, aber auch nicht erweitert, um Kollisionen von Aschepartikeln mit einer Innenwand der Expansionsdüse im Bereich des Übergangs zu vermeiden. Die Funktion der Verjüngung des lichten Querschnitts im Bereich des Übergangs kann dann trotzdem - in fluidischer Form - realisiert werden, indem zumindest ein Fluid, bevorzugt Gas, besonders bevorzugt mit Stickstoff angereichertes Fluid bzw. Gas, im Bereich des Übergangs unter relativ hohem Druck ins Zentrum des lichten Querschnitts geleitet wird, sodass sich eine Fluidströmung ausbildet, die die Funktion der Verjüngung des lichten Querschnitts erfüllt.

[0041] Entsprechend wird bei der erfindungsgemäßen Vorrichtung bzw. bei deren Raketentriebwerken eine optimale Umsetzung der durch die Verbrennung des Brennstoffs erzeugten Wärmeenergie in Bewegungsenergie erzielt. Besagte Umsetzung findet durch Entspannung des Fluids im sogenannten Expansionsbereich der Expansionsdüse bzw. der Hauptbrennkammer statt.

[0042] Zur Erzielung einer optimalen Verbrennung ist die Verwendung eines Oxidators vorgesehen, wobei als Oxidator insbesondere Sauerstoff oder sauerstoffangereicherte Luft vorgesehen sein können. Der Sauerstoff bzw. die sauerstoffangereicherte Luft können dabei in verflüssigter Form vorliegen oder in gasförmiger Form, also jedenfalls als Fluid. Es sei bemerkt, dass der gasförmige Oxidator aufgrund von im Betrieb vorherrschenden hohen Drücken eine Dichte aufweisen kann, die fast so groß ist wie bei einem flüssigen Oxidator.

[0043] Weiters wird durch die Verwendung des Oxidators die Stickoxidproduktion bei der Verbrennung reduziert bzw. minimiert. Erfindungsgemäß kann wiederum die im Betriebszustand auftretende Zentrifugalkraft vorteilhaft dazu ausgenutzt werden, den Oxidator den Raketentriebwerken zuzuführen. Entsprechend ist es bei einer besonders bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung vorgesehen, dass mindestens eine Oxidatorleitung vorgesehen ist, die mit dem Rotor starr verbunden ist und vorzugsweise im Rotor ausgebildet ist, wobei sich die mindestens eine Oxidatorleitung zumindest abschnittsweise radial bis zu den Raketentriebwerken erstreckt, um im Betriebszustand einen Oxidator mittels der durch die Drehung des Rotors vorliegenden Zentrifugalkraft in die Raketentriebwerke zu drücken. D.h. es kann auf zusätzliche, aus dem Stand der Technik bekannte, Einrichtungen verzichtet werden, um den Oxidator in die Raketentriebwerke zu drücken.

[0044] Die dabei erzielbaren hohen Drücke des Oxidators können darüberhinaus dazu verwendet werden, um den Brennstoff in sehr kleine Teilchen oder Tröpfchen zu zerlegen. Hierzu ist es bei einer besonders bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung vorgesehen, dass jeweils in der Vorbrennkammer im Bereich der Verengung mehrere Öffnungen für den Oxidator vorgesehen sind, in welche Öffnungen Oxidatorzufuhrendabschnitte münden, wobei die Oxidatorzufuhrendabschnitte und die Öffnungen derart ausgelegt sind, dass im Betriebszustand der Oxidator mit einem Druck von mindestens 1500 bar, bevorzugt von 2000 bar

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Patentamt bis 6000 bar, besonders bevorzugt von 2500 bar bis 5000 bar, in Richtung der Verengung in die Vorbrennkammer einbringbar ist, um den Brennstoff im Bereich der Verengung zu zerkleinern.

[0045] Der Oxidator wird also mit hohem Druck in den Bereich der Verengung gewissermaßen von mehreren Seiten in einen im Wesentlichen zentralen Bereich bei der Verengung eingespritzt und zerschneidet in diesem Bereich aufgrund des hohen Drucks den Brennstoff - ähnlich bzw. analog wie eine Wasserstrahl-Schneidemaschine. Die genannte Verengung zwischen Vorbrennkammer und Hauptbrennkammer dient dabei gewissermaßen als Führung für die radiale bzw. ins Zentrum des lichten Querschnitts weisende Oxidatorzufuhr.

[0046] Der Durchmesser der so zerkleinerten Brennstoffteilchen bzw. -tröpfchen ist typischerweise kleiner gleich 10 μm.

[0047] Um besagtes Einspritzen in den zentralen Bereich von mehreren Seiten zu erreichen, ist der Verlauf der Oxidatorzufuhrendabschnitte im Wesentlichen sternförmig und vorzugsweise auf den zentralen Bereich ausgerichtet. Mit anderen Worten ist der Verlauf der Oxidatorzufuhrendabschnitte vorzugsweise zu einer Längsachse der Expansionsdüse weisend, welche Längsachse in einer Ebene des Rotors bzw. in einer auf die Drehachse normal stehenden Ebene liegt und im Wesentlichen tangential (zum Rotor) verläuft, und verlaufen die Oxidatorzufuhrendabschnitte zu einer Öffnungsrichtung der Expansionsdüse bzw. zur einseitigen Öffnung des jeweiligen Brennraums weisend.

[0048] Die erzielte kleine Partikelgröße des Brennstoffs trägt zu einer enormen Effizienzsteigerung der Verbrennung bei. Insbesondere trifft dies auf feste Brennstoffe, wie z.B. Kohle zu. Die Kohle kann in Form von größeren Körnern, die typischerweise Durchmesser im Bereich von 50 μm bis 1 mm aufweisen, bis in die Vorbrennkammer transportiert werden. Die Zuführung der Kohlenkörner mittels eines Fluids ist dabei nicht zwingend erforderlich, kann aber ggf. vorgesehen sein.

[0049] Bei einer besonders bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung ist vorgesehen, dass die mindestens eine Oxidatorleitung in Oxidatorringleitungen mündet, die jeweils ringförmig um eines der Raketentriebwerke im Bereich eines Übergangs von der Hauptbrennkammer zu einem Expansionsbereich der Expansionsdüse verlaufen, und dass die Oxidatorringleitungen jeweils in Kanäle in einer Wand der jeweiligen Expansionsdüse münden, welche Kanäle vom Bereich des Übergangs in den Bereich der Verengung der jeweiligen Expansionsdüse verlaufen. Diese Anordnung wirkt sich in zweierlei Hinsicht vorteilhaft aus. Zum einen wird der Oxidator in den Oxidatorringleitungen und Kanälen regenerativ angewärmt, was eine bessere Verbrennung zur Folge hat. Zum anderen wird die Hauptbrennkammer durch den Oxidator gekühlt, wodurch das Brennkammermaterial, insbesondere das Material der Hauptbrennkammer, vor Oxidation geschützt wird.

[0050] Zur Minimierung von Korrosion und Abrasion der Brennräume bzw. Brennkammern ist es bei einer bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung vorgesehen, dass die Brennräume aus einer temperaturbeständige Legierung mit oxidationsfestem Material ausgebildet sind und eine Keramikbeschichtung aufweisen. Als Keramikbeschichtung kommt insbesondere eine harte Oxidkeramik, wie z.B. AI₂O₃ (Aluminiumoxid), in Frage. Als temperaturbeständige Legierung kann z.B. eine Superlegierung, wie z.B. IN909, verwendet werden. Die Keramikbeschichtung wird dabei durch einen Mantel aus der Superlegierung auf Druck vorgespannt.

[0051] Um die Versorgung mit Oxidator sicherstellen zu können, ist es bei einer bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung vorgesehen, dass eine Luftzerlegungseinheit vorgesehen ist, um verflüssigte Luft in einen stickstoffreichen Anteil und einen sauerstoffreichen Anteil zu zerlegen und den sauerstoffreichen Anteil als Oxidator verwenden zu können.

[0052] Wie bereits erwähnt, muss der sauerstoffreiche Anteil bei der Verwendung als Oxidator nicht mehr in flüssiger Form vorliegen, sondern kann auch gasförmig sein. Selbiges gilt für den stickstoffreichen Anteil. D.h. nach der Luftzerlegung liegen in diesem Fall der Oxidator und/oder

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Patentamt der stickstoffreiche Anteil in gasförmiger Form vor.

[0053] Bei einer besonders bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung ist vorgesehen, dass die Luftzerlegungseinheit ein um die Drehachse rotierbares, mit dem Rotor starr verbundenes Gefäß für die verflüssigte Luft umfasst, in welchem Gefäß im Betriebszustand durch Rotation ein Druckgradient in der verflüssigten Luft ausbildbar ist, um mittels fraktionierter Kristallisation den sauerstoffreichen Anteil so zu erzeugen, dass der sauerstoffreiche Anteil im Gefäß radial weiter weg von der Drehachse angeordnet ist als der stickstoffreiche Anteil, und dass mindestens eine Oxidatorleitung zur Ableitung des sauerstoffreichen Anteils sowie mindestens eine Stickstoffleitung zur Ableitung des stickstoffreichen Anteils vorgesehen sind, wobei die Oxidatorleitung in einen Bereich des Gefäßes mündet, der radial weiter weg von der Drehachse angeordnet ist als ein Bereich des Gefäßes, in den die Stickstoffleitung mündet.

[0054] D.h. die Luftzerlegungseinheit arbeitet mittels fraktionierter Kristallisation (des Stickstoffs) aufgrund eines Druckgradienten (in der verflüssigten Luft), welches Prinzip an sich bereits bekannt ist, vgl. z.B. WO 2014/206792 A1. Dabei liegt die verflüssigte Luft bei einer gewissen Temperatur vor. Der Stickstoff kristallisiert aufgrund des Druckgradients in einem gewissen ersten Abstand von der Drehachse aus, wobei die Kristalle aufgrund ihrer im Vergleich zur verflüssigten Luft geringeren Dichte in Richtung zur Drehachse wandern. In einem zweiten Abstand von der Drehachse, der kleiner ist als der erste Abstand, erfolgt aufgrund des dort vorherrschenden geringeren Drucks wieder eine Verflüssigung des Stickstoffs. Dies hat zur Folge, dass die verflüssigte Luft in einem ersten Bereich beim ersten Abstand von der Drehachse einen erhöhten Sauerstoffgehalt aufweist und in einem zweiten Bereich beim zweiten Abstand von der Drehachse einen erhöhten Stickstoffgehalt. Durch einfache Ableitung der verflüssigten Luft (in axialer Richtung, parallel zur Drehachse) aus dem jeweiligen Bereich kann entsprechend der sauerstoffreiche oder der stickstoffreiche Anteil abgeschöpft werden.

[0055] Die im Betriebszustand vorliegende Rotation des Rotors kann im vorliegenden Fall zur Erzeugung des Druckgradienten bzw. zum Antrieb der Luftzerlegungseinheit benutzt werden, was eine nahtlose Implementierung der Luftzerlegungseinheit ermöglicht.

[0056] Außerdem kann die Luftzerlegungseinheit eine an sich bekannte Luftverflüssigungseinrichtung umfassen, der wiederum ein axialer Kompressor bzw. Lufteinlass vorgeschaltet ist.

[0057] Bei dieser Art der Luftzerlegung kann das Gegenstromprinzip benutzt werden, um die notwendige Kälteleistung zu minimieren und einen sehr hohen Wirkungsgrad zu erzielen. D.h. nach der Luftzerlegung werden die getrennten Komponenten bereits wieder erwärmt, aber wegen des hohen Drucks expandiert der Oxidator (genauso wie der Stickstoff bzw. der stickstoffreiche Anteil) nicht wesentlich. Dennoch befindet er sich nicht in der flüssigen, sondern in der gasförmigen Phase, allerdings ist die Dichte wegen des Drucks fast so hoch wie bei einer Flüssigkeit.

[0058] Der stickstoffreiche Anteil, der gemäß dem oben Gesagten in flüssiger oder gasförmiger Form vorliegen kann, kann in vorteilhafter Weise als Filmmantel zwischen die Verbrennungsgase und die Innenwand der Hauptbrennkammer rückgemischt werden, um das Material der Hauptbrennkammer bzw. der Innenwand noch besser vor Schädigung, insbesondere durch Korrosion, zu schützen. Um den stickstoffreichen Anteil mit entsprechendem Druck an die dafür vorgesehenen Stellen der Hauptbrennkammer zu befördern, kann wiederum die im Betriebszustand vorliegende Zentrifugalkraft ausgenutzt werden, d.h. es kann auf zusätzliche Einrichtungen zur Beförderung des stickstoffreichen Anteils unter hohem Druck verzichtet werden. Daher ist es bei einer besonders bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung vorgesehen, dass zur Ableitung von zumindest einem Teil des stickstoffreichen Anteils aus der Luftzerlegungseinheit mindestens eine Stickstoffleitung vorgesehen ist, die mit dem Rotor starr verbunden ist und vorzugsweise im Rotor ausgebildet ist, wobei sich die mindestens eine Stickstoffleitung zumindest abschnittsweise radial bis zu den Raketentriebwerken erstreckt, um im Betriebszustand den stickstoffreichen Anteil mittels der durch die Drehung des Rotors vorliegenden Zentrifugalkraft in die Raketentriebwerke zu drücken, und dass die mindestens eine Stickstoffleitung in Stickstoffringleitungen mündet, die jeweils ringförmig um eines der Raketen

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Patentamt triebwerke im Bereich eines Expansionsbereichs einer Hauptbrennkammer der Expansionsdüse verlaufen, wobei in der Hauptbrennkammer, insbesondere im Expansionsbereich, mehrere Öffnungen für den stickstoffreichen Anteil vorgesehen sind und die jeweilige Stickstoffringleitung in die Öffnungen mündet. Entsprechend wird der stickstoffreiche Anteil in die Hauptbrennkammer, insbesondere in den Expansionsbereich der Hauptbrennkammer, eingeleitet, um besagten Filmmantel auszubilden, sodass die Verbrennungsgase mit der Innenwand der Hauptbrennkammer kaum oder gar nicht in Berührung kommen.

[0059] Auf besagte Weise kann grundsätzlich der gesamte stickstoffreiche Anteil zu den bzw. in die Raketentriebwerke(n) abgeleitet werden. Ggf. kann es jedoch günstig sein, die Masse des Abgases in Relation zur eingebrachten Brennstoffmenge zu reduzieren, z.B. um bei einer Kombination der erfindungsgemäßen Vorrichtung mit einer nachgeschalteten Dampfturbine („Kombiprozess“) zu verhindern, dass dieser „Dampfturbinen-Generator“ dem Abgas zuviel Energie entzieht. In diesem Fall kann auch nur ein Teil des stickstoffreichen Anteils den Raketentriebwerken zugeführt werden, der restliche stickstoffreiche Anteil kann außen abgeleitet bzw. abgeblasen werden. Hierzu kann angemerkt werden, dass der Dampfturbinen-Generator dem Abgas zwar immer Energie entzieht, aber die Wärmemenge proportional dem oxidierten Brennstoff ist, während der durch die Verbrennung entstehende Temperaturanstieg auch durch die Wärmekapazität des rückgemischten stickstoffreichen Anteils reduziert wird. Damit in einem Kombiprozess bei bereits bestehendem Dampferzeuger dessen Wirkungsgrad nicht absinkt, soll das Temperaturniveau gegenüber dem Zustand ohne Raketentriebwerke möglichst beibehalten werden. Nur einen Teil des stickstoffreichen Anteils rückzumischen, reduziert daher den Massestrom und das Temperaturniveau bleibt trotz der durch den Dampfturbinen-Generator entzogenen Energie unverändert hoch.

[0060] Gemäß dem weiter oben Gesagten kann ein Generator mit der erfindungsgemäßen Vorrichtung wirkverbunden sein, um den Antrieb des Generators mittels der Vorrichtung zu ermöglichen. Insbesondere kann der Generator bzw. ein Rotor des Generators drehfest mit dem Rotorder Vorrichtung verbunden sein.

[0061] Darüberhinaus kann, wie bereits erwähnt, ein Frequenzumrichter vorgesehen sein, der mit dem Generator ko-optimiert ist. Entsprechend ist erfindungsgemäß ein System zur Erzeugung elektrischer Energie vorgesehen, das System umfassend eine erfindungsgemäße Vorrichtung sowie den Generator.

[0062] Die erfindungsgemäße Vorrichtung bzw. das erfindungsgemäße System kann zur weiteren Effizienzsteigerung mit einer nachgeschalteten Dampfturbine kombiniert werden, um einen Kombinationsprozess - analog zum bekannten GuD-Prozess - auszubilden. Die Raketentriebwerke bzw. rotierenden Brenner können hierzu z.B. in die Brennkammer eines bestehenden Dampferzeugers eingebracht werden. Entsprechend ist es bei einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems vorgesehen, dass eine Dampfturbine vorgesehen ist, die mittels der Abwärme von Abgasen der Raketentriebwerke antreibbar ist.

KURZE BESCHREIBUNG DER FIGUREN [0063] Die Erfindung wird nun anhand eines Ausführungsbeispiels näher erläutert. Die Zeichnungen sind beispielhaft und sollen den Erfindungsgedanken zwar darlegen, ihn aber keinesfalls einengen oder gar abschließend wiedergeben.

[0064] Dabei zeigt:

[0065] Fig. 1 eine schematische Darstellung eines Rotors einer erfindungsgemäßen Vorrichtung in Draufsicht [0066] Fig. 2 eine schematische Darstellung einer Schnittansicht durch ein Raketentriebwerk der erfindungsgemäßen Vorrichtung, wobei eine Längsachse des Raketentriebwerks in der Schnittebene liegt

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Patentamt [0067] Fig. 3 eine schematische Darstellung eines erfindungsgemäßen Systems mit einer erfindungsgemäßen Vorrichtung, an die ein Generator gekoppelt ist, in einer Schnittansicht, wobei eine Drehachse in der Schnittebene liegt

WEGE ZUR AUSFÜHRUNG DER ERFINDUNG [0068] In Fig. 1 ist ein Rotor 10 einer erfindungsgemäßen Vorrichtung zum Antrieb eines Generators 3 zur Erzeugung elektrischer Energie in Draufsicht schematisch dargestellt. Der Rotor 10 ist um eine Drehachse 5, die in Fig. 1 normal auf die Zeichenebene steht, drehbar gelagert.

[0069] In einem radialen Abstand D sind am Rotor 10 mehrere Raketentriebwerke 14 umfänglich angeordnet. In Fig. 1 ist zur klareren Illustration ein Kreis 25 mit Radius D strichpunktiert eingezeichnet. Im gezeigten Ausführungsbeispiel sind acht Raketentriebwerke 14 regelmäßig und mit gleichen Winkelabständen zueinander entlang dieses Kreises 25 angeordnet.

[0070] Zur besseren Übersicht ist in Fig. 1 außerdem ein die Raketentriebwerke 14 und den Rotor 10 umgebender Umkreis 26 strichliert eingezeichnet. Der Kreis 25 und der Umkreis 26 sind um die Drehachse 5 zentriert, wobei der Umkreis 26 klarerweise einen größeren Radius als der Kreis 25 hat.

[0071] Die Raketentriebwerke 14 sind mit dem Rotor 10 starr verbunden. Dabei ist jedes Raketentriebwerk 14 so angeordnet, dass dessen Längsachse 22 im Wesentlichen tangential den Kreis 25 berührt. Die Raketentriebwerke 14 weisen einseitig offene Brennräume auf, wobei jeweils eine entsprechende Öffnung 27 des Brennraums entlang der Längsachsen 22 und in der Ansicht der Fig. 1 entgegen dem Uhrzeigersinn weist.

[0072] Eine entlang der Längsachse 22 gemessene Länge L der Raketentriebwerke beträgt typischerweise 0,15 m.

[0073] Die Brennräume der Raketentriebwerke 14 sind im dargestellten Ausführungsbeispiel als Expansionsdüsen 9, die manchmal auch als Lavaldüsen bezeichnet werden, ausgebildet und weisen entsprechend eine Hauptbrennkammer 9.11 und einen daran anschließenden Expansionsbereich 9.12 auf.

[0074] Weiters schließt im dargestellten Ausführungsbeispiel eine Vorbrennkammer 9.10 an die Hauptbrennkammer 9.11 an, vgl. Fig. 2. Ein lichter Querschnitt der Expansionsdüsen 9 weist eine Verengung 15 zwischen der Vorbrennkammer 9.10 und der Hauptbrennkammer 9.11 auf. Entlang der Längsachse 22 und von der Verengung 15 aus gesehen endet der Expansionsbereich 9.12 mit der Öffnung 27.

[0075] In einem Betriebszustand der Vorrichtung stoßen die Raketentriebwerke 14 aus den Öffnungen 27 Stützmasse aus und treiben so den Rotor 10 rotatorisch an, indem die Raketentriebwerke 14 entlang des Kreises 25 um die Drehachse 5 kreisen. Indem an den Rotor 10, insbesondere über die Drehachse 5, der Generator 3 gekoppelt wird, kann die Vorrichtung so den Generator 3, genauer gesagt einen Rotor des Generators 3, rotatorisch antreiben, vgl. Fig. 3. Die Umwandlung der mittels des Generators 3 erzeugten elektrischen Energie zur Netzfrequenz eines Niederspannungsstromnetzes kann dabei in an sich bekannter Weise z.B. elektronisch erfolgen, insbesondere unter Verwendung von Frequenzumrichtern.

[0076] Typischerweise kann der Rotor 10 mittels der Raketentriebwerke 14 im Betriebszustand mit Betriebsdrehzahlen, die einem ganzzahligen Vielfachen der Netzfrequenz entsprechen und im Bereich von 9000 min^-1 bis 36000 min^-1, beispielsweise bei 18000 min^-1, liegen, angetrieben werden.

[0077] Durch besagte Betriebsdrehzahl kann erreicht werden, dass die Umfangsgeschwindigkeit - also die Tangentialgeschwindigkeit der jeweiligen Expansionsdüse 9 bzw. des jeweiligen Raketentriebwerks 14 im oben genannten radialen Abstand D - ungefähr der Abgasgeschwindigkeit bzw. der Geschwindigkeit der ausgestoßenen Stützmasse entspricht, damit die Energieabgabe bei einem einstufigen Expansionsprozess maximiert wird, also z.B. 1500 m/s. Eine mögliche Parameterkombination ist z.B. eine Drehzahl von 18000 min^-1 und ein radialer Ab

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Patentamt stand D von 0,8 m. Dabei tritt eine Zentrifugalbeschleunigung von rund 290000 g auf.

[0078] Der Rotor 10 ist im gezeigten Ausführungsbeispiel entsprechend sowohl leicht als auch hochfest ausgeführt, wobei der Aufbau des Rotors 10, insbesondere in Bereichen von Stützstrukturen 9.7, Kohlefasern in einer hitze- und druckbeständigen Matrix aus Siliziumkarbid umfasst. Die Kohlefasern verlaufen dabei in den Stützstrukturen 9.7 parallel zur Längserstreckung der jeweiligen Stützstruktur 9.7 und somit grob - im dargestellten Ausführungsbeispiel bis auf ca. 22° - parallel zu den auftretenden Zentrifugalkräften.

[0079] Wie insbesondere aus Fig. 3 klar hervorgeht, ist ein äußerer radialer Abschnitt 21 des Rotors 10, in welchem die Raketentriebwerke 14 angeordnet sind, in einem Abgasraum 4 angeordnet. Der Abgasraum 4 ist durch ein Gehäuse 7 (aus Gründen der Vollständigkeit auch in Fig. 1 dargestellt) von einem Arbeitsraum 6 gasdicht getrennt, wobei eine berührungslose Dichtung 8 vorgesehen ist, die den gasdichten Durchtritt des Rotors 10 durch das Gehäuse 7 ermöglicht. Im Arbeitsraum 6 ist ein innerer radialer Abschnitt 23 des Rotors 10 angeordnet, wobei der Arbeitsraum 6 evakuierbar ist, um im Betriebszustand der Vorrichtung die Anordnung des inneren radialen Abschnitts 23 des Rotors 10 im Vakuum zu ermöglichen. Wie insbesondere aus Fig. 3 hervorgeht, befindet sich im Betriebszustand somit ein wesentlicher Teil der vorhandenen Mechanik im Vakuum, sodass Oberflächen, die den schnell bewegten Abgasen der Raketentriebwerke 14 ausgesetzt sind, minimiert werden, was sich wiederum vorteilhaft auf die Standfestigkeit der erfindungsgemäßen Vorrichtung auswirkt.

[0080] Um den Raketentriebwerken 14 Brennstoff zuzuführen, wird die im Betriebszustand auftretende Zentrifugalkraft ausgenutzt. Wie in Fig. 3 gut erkennbar ist, ist im gezeigten Ausführungsbeispiel im Bereich der Drehachse 5 eine feststehende Zuleitung 13 für den Brennstoff vorgesehen. Die Zuleitung 13 mündet in mehrere Brennstoffleitungen 13‘, die im Bereich der Drehachse 5 kreisförmig ausgebildet sind bzw. sich in einer zentralen kreisförmigen Ausnehmung 28 vereinigen. Gegenüber dem Arbeitsraum 6 ist die Brennstoffleitung 13‘ bzw. die Ausnehmung 28 im besagten Mündungsbereich bzw. im Bereich der Drehachse 5 mittels einer gasbzw. vakuumdichten Abdichtung 24 abgedichtet.

[0081] Die Brennstoffleitungen 13‘ sind mit dem Rotor 10 starr verbunden und vorzugsweise im Rotor 10 ausgebildet. Die Brennstoffleitungen 13‘ erstrecken sich radial bis zu den Raketentriebwerken 14, sodass im Betriebszustand der Brennstoff mittels der durch die Drehung des Rotors 10 vorliegenden Zentrifugalkraft in die Raketentriebwerke 14 gedrückt wird.

[0082] Konkret wird dabei im gezeigten Ausführungsbeispiel der Brennstoff jeweils durch einen Brennstoffzufuhrendabschnitt 9.1 der Brennstoffleitungen 13‘ in die Vorbrennkammern 9.10 gedrückt.

[0083] Der Brennstoff wird unter Verwendung eines Oxidators, bei dem es sich im dargestellten Ausführungsbeispiel um sauerstoffangereicherte Luft handelt, verbrannt. Im Folgenden ist unter „Sauerstoff“ der Oxidator zu verstehen, sofern nicht explizit anderes angegeben ist. Der Oxidator kann dabei im verflüssigten oder gasförmigen Zustand vorliegen.

[0084] Auch der Oxidator wird unter Zuhilfenahme der Zentrifugalkraft den Raketentriebwerken 14 zugeführt. Im dargestellten Ausführungsbeispiel sind hierzu Oxidatorleitungen 12 vorgesehen, die mit dem Rotor 10 starr verbunden sind und vorzugsweise im Rotor 10 ausgebildet sind. Dabei erstrecken sich die Oxidatorleitungen 12 radial bis zu den Raketentriebwerken 14, um im Betriebszustand den Oxidator mittels der durch die Drehung des Rotors 10 vorliegenden Zentrifugalkraft in die Raketentriebwerke 14 zu drücken.

[0085] Konkret wird dabei im gezeigten Ausführungsbeispiel der Oxidator jeweils durch eine Oxidatorzufuhr 9.4 in die Vorbrennkammern 9.10 gedrückt. Weiters münden die Oxidatorleitungen 12 in Oxidatorringleitungen 9.2, die jeweils ringförmig um eines der Raketentriebwerke 14 im Bereich eines Übergangs 16 von der Hauptbrennkammer 9.11 zum Expansionsbereich 9.12 der Expansionsdüse 9 verlaufen. Die Oxidatorringleitungen 9.2 münden jeweils in Kanäle 9.9 in einer Wand der jeweiligen Expansionsdüse 9, welche Kanäle 9.9 vom Bereich des Übergangs 16 in den Bereich der Verengung 15 der jeweiligen Expansionsdüse 9 verlaufen. Hierdurch

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Patentamt erfolgt eine regenerative Kühlung der Hauptbrennkammer 9.11 der Expansionsdüse 9 und gleichzeitig eine Vorwärmung des Oxidators.

[0086] In den Vorbrennkammern 9.10 sind jeweils im Bereich der Verengung 15 mehrere Öffnungen 17 für den Oxidator vorgesehen, in welche Öffnungen 17 Oxidatorzufuhrendabschnitte 18 münden, wobei die Kanäle in die Oxidatorzufuhrendabschnitte 18 übergehen. Die Oxidatorzufuhrendabschnitte 18 und die Öffnungen 17 sind derart ausgelegt, dass im Betriebszustand der Oxidator mit einem Druck von mindestens 1500 bar, bevorzugt von 2000 bar bis 6000 bar, besonders bevorzugt von 2500 bar bis 5000 bar, in Richtung der Verengung 15 in die Vorbrennkammer 9.10 eingebracht wird, um den Brennstoff im Bereich der Verengung 15 in Partikel bzw. Tröpfchen mit Durchmessern von kleiner 10 μm zu zerkleinern. Insbesondere können die Oxidatorzufuhrendabschnitte 18 samt Öffnungen 17 hierzu jeweils sternförmig und zur Verengung 15 weisend angeordnet sein.

[0087] Wie aus Fig. 3 hervorgeht, die ein erfindungsgemäßes System aus der erfindungsgemäßen Vorrichtung und dem Generator 3 zeigt, umfasst die erfindungsgemäße Vorrichtung im dargestellten Ausführungsbeispiel auch eine Luftzerlegungseinheit 2 (aus Klarheitsgründen in Fig. 3 entlang der Drehachse 5 unterbrochen dargestellt, wobei die Unterbrechung durch die zwei geknickten Linien angedeutet ist), die mit dem Rotor 10 gekoppelt ist. Die Luftzerlegungseinheit 2 wiederum beinhaltet eine an sich bekannte Luftverflüssigungseinrichtung (nicht dargestellt; kann insbesondere im nicht dargestellten Bereich der Unterbrechung angeordnet sein) zur Verflüssigung von Luft, wobei der Luftverflüssigungseinrichtung ein Lufteinlass mit einem axialen Kompressor 1 vorgeschaltet ist, um die zu verflüssigende Luft anzusaugen.

[0088] Die Luftzerlegungseinheit 2 ist dazu vorgesehen, um die verflüssigte Luft in einen stickstoffreichen Anteil und einen sauerstoffreichen Anteil zu zerlegen und den sauerstoffreichen Anteil als Oxidator verwenden zu können, wobei der Oxidator, wie bereits erwähnt, nicht notwendigerweise in flüssiger Form vorliegen muss, sondern auch gasförmig verwendet werden kann. Die Luftzerlegungseinheit 2 weist ein um die Drehachse 5 rotierbares, mit dem Rotor 10 starr verbundenes Gefäß 19 für die verflüssigte Luft auf. Im Gefäß 19 wird im Betriebszustand durch Rotation ein Druckgradient in der verflüssigten Luft ausgebildet, um mittels fraktionierter Kristallisation den sauerstoffreichen Anteil so zu erzeugen, dass der sauerstoffreiche Anteil im Gefäß 19 radial weiter weg von der Drehachse 5 angeordnet ist als der stickstoffreiche Anteil.

[0089] Dieses Zerlegungsprinzip ist an sich bereits bekannt, vgl. z.B. WO 2014/206792 A1. Dabei liegt die verflüssigte Luft bei einer gewissen Temperatur vor. Der Stickstoff kristallisiert aufgrund des Druckgradients in einem gewissen ersten Abstand von der Drehachse 5 aus, wobei die Kristalle aufgrund ihrer im Vergleich zur verflüssigten Luft geringeren Dichte in Richtung zur Drehachse 5 wandern. In einem zweiten Abstand von der Drehachse 5, der kleiner ist als der erste Abstand, erfolgt aufgrund des dort vorherrschenden geringeren Drucks wieder eine Verflüssigung des Stickstoffs. Dies hat zur Folge, dass die verflüssigte Luft in einem ersten Bereich beim ersten Abstand von der Drehachse 5 einen erhöhten Sauerstoffgehalt aufweist und in einem zweiten Bereich beim zweiten Abstand von der Drehachse 5 einen erhöhten Stickstoffgehalt. Durch einfache Ableitung der verflüssigten Luft (in axialer Richtung, parallel zur Drehachse 5) aus dem jeweiligen Bereich kann entsprechend der sauerstoffreiche oder der stickstoffreiche Anteil abgeschöpft werden. In weiterer Folge können aufgrund von Erwärmung der sauerstoffreiche Anteil und/oder der stickstoffreiche Anteil vom flüssigen Zustand in den gasförmigen Zustand übergehen. D.h. auch der stickstoffreiche Anteil kann in gasförmiger Form weiterverwendet werden.

[0090] Entsprechend sind im dargestellten Ausführungsbeispiel die Oxidatorleitungen 12 zur Ableitung des sauerstoffreichen Anteils sowie Stickstoffleitungen 11 zur Ableitung des stickstoffreichen Anteils vorgesehen, wobei die Oxidatorleitungen 12 in einen Bereich des Gefäßes 19 münden, der radial weiter weg von der Drehachse 5 angeordnet ist als ein Bereich des Gefäßes 19, in den die Stickstoffleitungen 11 münden.

[0091] Der stickstoffreiche Anteil wird im dargestellten Ausführungsbeispiel - zumindest teilweise - ebenfalls den Raketentriebwerken 14 zugeleitet, und zwar um einen schützenden Filmman /19

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Patentamt tel in der jeweiligen Hauptbrennkammer 9.11 auszubilden. Dies geschieht wiederum unter Ausnutzung der Zentrifugalkraft. Hierzu sind die Stickstoffleitungen 11 nicht nur starr mit dem Rotor 10 verbunden und vorzugsweise im Rotor 10 ausgebildet, sondern verlaufen radial bis zu den Raketentriebwerken 14, um im Betriebszustand den stickstoffreichen Anteil mittels der durch die Drehung des Rotors 10 vorliegenden Zentrifugalkraft in die Raketentriebwerke 14 zu drücken. Die Stickstoffleitungen 11 münden in Stickstoffringleitungen 9.3, die jeweils ringförmig um eines der Raketentriebwerke 14 im Expansionsbereich 9.12 der Hauptbrennkammer 9.11 der Expansionsdüse 9 verlaufen. In der jeweiligen Hauptbrennkammer 9.11, insbesondere im jeweiligen Expansionsbereich 9.12, sind mehrere Öffnungen 20 für den stickstoffreichen Anteil vorgesehen, wobei die jeweilige Stickstoffringleitung 9.3 in die Öffnungen 20 mündet, vgl. Fig.

2.

[0092] Genauer erfolgt die Zuleitung des stickstoffreichen Anteils zu den Öffnungen 20 in jenem Bereich, der zwischen der Verengung 15 und dem Übergang 16 liegt, über innere Stickstoffringleitungen 9.8, die mit den Stickstoffringleitungen 9.3 (fluidisch) verbunden sind. D.h. in diesem Bereich münden die inneren Stickstoffringleitungen in die Öffnungen 20.

[0093] Entsprechend wird der stickstoffreiche Anteil in die Hauptbrennkammern 9.11 und die Expansionsbereiche 9.12 eingeleitet, um besagten Filmmantel auszubilden, sodass die Verbrennungsgase mit der Innenwand der Hauptbrennkammern 9.11 und der Expansionsbereiche

9.12 kaum oder gar nicht in Berührung kommen.

[0094] Zur weiteren Minimierung von Korrosion und Abrasion der Brennkammern 9.10, 9.11,

9.12 sind diese im gezeigten Ausführungsbeispiel durch einen Metallmantel 9.5 aus einer temperaturbeständigen Superlegierung, wie z.B. IN909, mit einer inneren Keramikbeschichtung 9.6, z.B. aus Aluminiumoxid, ausgebildet. Die Keramikbeschichtung 9.6 wird dabei durch den Metallmantel 9.5 auf Druck vorgespannt.

[0095] Zur Regulierung der Menge des Brennstoffs und/oder des Oxidators und/oder stickstoffreichen Anteils kann jeweils eine Drossel 29 vorgesehen sein. Die Drosseln 29 sind im dargestellten Ausführungsbeispiel im Rotor 10, genauer in dessen innerem radialen Abschnitt 23 angeordnet, vgl. Fig. 3.

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BEZUGSZEICHENLISTE

Axialer Kompressor

Luftzerlegungseinheit

Generator

Abgasraum

Drehachse

Arbeitsraum

Gehäuse

Berührungsfreie Dichtung

Expansionsdüse

9.1 Brennstoffzufuhrendabschnitt

9.2 Oxidatorringleitung

9.3 Stickstoffringleitung

9.4 Oxidatorzufuhr Vorbrennkammer

9.5 Metallmantel

9.6 Keramikbeschichtung

9.7 Stützstruktur

9.8 Innere Ringleitung Stickstoff

9.9 Kanäle für regenerative Kühlung

9.10 Vorbrennkammer

9.11 Hauptbrennkammer

9.12 Expansionsbereich

Rotor

Stickstoffleitung bzw. Leitung für (verflüssigte oder gasförmige) Luft mit stickstoffreichem Anteil

Oxidatorleitung bzw. Leitung für (verflüssigte oder gasförmige) Luft mit sauerstoffreichem Anteil

Zuleitung für Brennstoff

13‘ Brennstoffleitung

Raketentriebwerk

Verengung

Übergang

Öffnung für Oxidator

Oxidatorzufuhrendabschnitt

Gefäß der Luftzerlegungseinheit

Öffnung für stickstoffreichen Anteil

Äußerer radialer Abschnitt des Rotors

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Längsachse eines Raketentriebwerks

Innerer radialer Abschnitt des Rotors

Abdichtung der Brennstoffleitung

Kreis mit Radius D

Umkreis

Öffnung

Ausnehmung

Drossel

D Radialer Abstand

L Länge des Raketentriebwerks

Claims

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Patentansprüche

1. Vorrichtung zum Antrieb eines Generators (3) zur Erzeugung elektrischer Energie, die Vorrichtung umfassend einen um eine Drehachse (5) drehbar gelagerten Rotor (10), wobei am Rotor (10) in einem radialen Abstand (D) zur Drehachse (5) mehrere Raketentriebwerke (14) mit einseitig offenen Brennräumen umfänglich angeordnet und starr mit dem Rotor (10) verbunden sind, um in einem Betriebszustand der Vorrichtung um die Drehachse (5) zu kreisen und so den Rotor (10) um die Drehachse (5) rotatorisch anzutreiben, wobei die Brennräume vorzugsweise als Expansionsdüsen (9) ausgebildet sind, dadurch gekennzeichnet, dass der Aufbau des Rotors (10) Kohlefasern in einer hitze- und druckbeständigen Matrix, vorzugsweise aus Siliziumkarbid, umfasst, wobei mehr als 50%, vorzugsweise mehr als 66%, der Kohlefasern so angeordnet sind, dass die jeweilige Kohlefaser quer zu einer Tangente verläuft, wobei die Tangente durch einen Punkt auf der jeweiligen Kohlefaser verläuft und in diesem Punkt einen Hilfskreis tangential berührt, welcher Hilfskreis um die Drehachse (5) zentriert und in einer normal auf die Drehachse (5) stehenden Ebene angeordnet ist und durch den Punkt verläuft.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Verlauf der jeweiligen Kohlefaser mit der Tangente einen Winkel von 55° bis 90°, vorzugsweise von 65° bis 90°, einschließt.
3. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 2, dadurch gekennzeichnet, dass ein äußerer radialer Abschnitt (21) des Rotors (10), in dem die Raketentriebwerke (14) angeordnet sind, in einem Abgasraum (4) angeordnet ist, dass vom äußeren radialen Abschnitt (21) des Rotors (10) zur Drehachse (5) hin gesehen ein Gehäuse (7) den Abgasraum (4) gasdicht begrenzt, und dass zwischen dem Gehäuse (7) und der Drehachse (5) ein Arbeitsraum (6) angeordnet ist, in dem ein innerer radialer Abschnitt (23) des Rotors (10) angeordnet ist, und wobei der Arbeitsraum (6) evakuierbar ist, um im Betriebszustand der Vorrichtung die Anordnung des inneren radialen Abschnitts (23) des Rotors (10) im Vakuum zu ermöglichen.
4. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass im Betriebszustand der Rotor (10) mit einer Betriebsdrehzahl antreibbar ist, die in einem Bereich von 9000 min'¹ bis 36000 min^-1, vorzugsweise von 16000 min^-1 bis 24000 min^-1, liegt und vorzugsweise ein ganzzahliges Vielfaches einer Frequenz eines Niederspannungsstromnetzes ist.
5. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass im Bereich der Drehachse (5) eine feststehende Zuleitung (13) für Brennstoff vorgesehen ist, die in mindestens eine Brennstoffleitung (13‘) mündet, wobei die mindestens eine Brennstoffleitung (13‘) mit dem Rotor (10) starr verbunden ist und vorzugsweise im Rotor (10) ausgebildet ist, wobei sich die mindestens eine Brennstoffleitung (13‘) radial bis zu den Raketentriebwerken (14) erstreckt, um im Betriebszustand den Brennstoff mittels der durch die Drehung des Rotors (10) vorliegenden Zentrifugalkraft in die Raketentriebwerke (14) zu drücken.
6. Vorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennräume jeweils als Expansionsdüse (9) mit einer Vorbrennkammer (9.10) und einer daran anschließenden Hauptbrennkammer (9.11) ausgeführt sind, wobei ein lichter Querschnitt der Expansionsdüse (9) zwischen der Vorbrennkammer (9.10) und der Hauptbrennkammer (9.11) eine Verengung (15) aufweist, wobei die mindestens eine Brennstoffleitung (13‘) in einen Brennstoffzufuhrendabschnitt (9.1) übergeht, der in die Vorbrennkammer (9.10) mündet.
7. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 5 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens eine Oxidatorleitung (12) vorgesehen ist, die mit dem Rotor (10) starr verbunden ist und vorzugsweise im Rotor (10) ausgebildet ist, wobei sich die mindestens eine Oxidatorleitung (12) zumindest abschnittsweise radial bis zu den Raketentriebwerken (14) erstreckt, um im Betriebszustand einen Oxidator mittels der durch die Drehung des Rotors (10) vorliegenden Zentrifugalkraft in die Raketentriebwerke (14) zu drücken.

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8. Vorrichtung nach Anspruch 7 und Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass jeweils in der Vorbrennkammer (9.10) im Bereich der Verengung (15) mehrere Öffnungen (17) für den Oxidator vorgesehen sind, in welche Öffnungen (17) Oxidatorzufuhrendabschnitte (18) münden, wobei die Oxidatorzufuhrendabschnitte (18) und die Öffnungen (17) derart ausgelegt sind, dass im Betriebszustand der Oxidator mit einem Druck von mindestens 1500 bar, bevorzugt von 2000 bar bis 6000 bar, besonders bevorzugt von 2500 bar bis 5000 bar, in Richtung der Verengung (15) in die Vorbrennkammer (9.10) einbringbar ist, um den Brennstoff im Bereich der Verengung (15) zu zerkleinern.
9. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 7 bis 8 und Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die mindestens eine Oxidatorleitung (12) in Oxidatorringleitungen (9.2) mündet, die jeweils ringförmig um eines der Raketentriebwerke (14) im Bereich eines Übergangs (16) von der Hauptbrennkammer (9.11) zu einem Expansionsbereich (9.12) der Expansionsdüse (9) verlaufen, und dass die Oxidatorringleitungen (9.2) jeweils in Kanäle (9.9) in einer Wand der jeweiligen Expansionsdüse münden, welche Kanäle (9.9) vom Bereich des Übergangs (16) in den Bereich der Verengung (15) der jeweiligen Expansionsdüse (9) verlaufen.
10. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Brennräume aus einer temperaturbeständigen Legierung mit oxidationsfestem Material (9.5) ausgebildet sind und eine Keramikbeschichtung (9.6) aufweisen.
11. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass eine Luftzerlegungseinheit (2) vorgesehen ist, um verflüssigte Luft in einen stickstoffreichen Anteil und einen sauerstoffreichen Anteil zu zerlegen und den sauerstoffreichen Anteil als Oxidator zu verwenden.
12. Vorrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass die Luftzerlegungseinheit (2) ein um die Drehachse (5) rotierbares, mit dem Rotor (10) starr verbundenes Gefäß (19) für die verflüssigte Luft umfasst, in welchem Gefäß (19) im Betriebszustand durch Rotation ein Druckgradient in der verflüssigten Luft ausbildbar ist, um mittels fraktionierter Kristallisation den sauerstoffreichen Anteil so zu erzeugen, dass der sauerstoffreiche Anteil im Gefäß (19) radial weiter weg von der Drehachse (5) angeordnet ist als der stickstoffreiche Anteil, und dass mindestens eine Oxidatorleitung (12) zur Ableitung des sauerstoffreichen Anteils sowie mindestens eine Stickstoffleitung (11) zur Ableitung des stickstoffreichen Anteils vorgesehen sind, wobei die Oxidatorleitung (12) in einen Bereich des Gefäßes mündet, der radial weiter weg von der Drehachse (5) angeordnet ist als ein Bereich des Gefäßes (19), in den die Stickstoffleitung (11) mündet.
13. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 11 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass zur Ableitung von zumindest einem Teil des stickstoffreichen Anteils aus der Luftzerlegungseinheit (2) mindestens eine Stickstoffleitung (11) vorgesehen ist, die mit dem Rotor (10) starr verbunden ist und vorzugsweise im Rotor (10) ausgebildet ist, wobei sich die mindestens eine Stickstoffleitung (11) zumindest abschnittsweise radial bis zu den Raketentriebwerken (14) erstreckt, um im Betriebszustand den stickstoffreichen Anteil mittels der durch die Drehung des Rotors (10) vorliegenden Zentrifugalkraft in die Raketentriebwerke (14) zu drücken, und dass die mindestens eine Stickstoffleitung (11) in Stickstoffringleitungen (9.3) mündet, die jeweils ringförmig um eines der Raketentriebwerke (14) im Bereich eines Expansionsbereichs (9.12) einer Hauptbrennkammer (9.11) der Expansionsdüse (9) verlaufen, wobei in der Hauptbrennkammer (9.11), insbesondere im Expansionsbereich (9.12), mehrere Öffnungen (20) für den stickstoffreichen Anteil vorgesehen sind und die jeweilige Stickstoffringleitung (9.3) in die Öffnungen (20) mündet.
14. System zur Erzeugung elektrischer Energie, umfassend eine Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 13 sowie den Generator (3).

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15. System nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass eine Dampfturbine vorgesehen ist, die mittels der Abwärme von Abgasen der Raketentriebwerke (14) antreibbar ist.