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Die
vorliegende Erfindung betrifft ein Triebwerk gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs
1.
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Aus
dem Stand der Technik sind Turbofantriebwerke bekannt, bei denen
ein Luftstrom in einen inneren Luftstrom, der in eine eigentliche
Gasturbine eingeleitet wird, und einen äußeren Luftstrom – den sog.
Bypass-Strom oder Nebenstrom – aufgeteilt wird,
der außen
an der eigentlichen Gasturbine vorbeigeführt wird. Die eigentliche Gasturbine
besteht dabei im Allgemeinen aus einer oder mehreren Verdichterstufen,
einer Brennkammer, einer oder mehreren Turbinenstufen sowie einer
Düse, die
alle in Reihe geschaltet sind. Der Bypass-Strom wird durch einen
der Gasturbine gewöhnlich
vorgeschalteten Fan erzeugt.
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Bei
diesen Turbofantriebwerken ist der Vortriebswirkungsgrad umso höher, je
höher das
Massenverhältnis
des Bypass-Stroms zu dem inneren Luftstrom ist (sog. Bypass-Verhältnis).
Der Massenanteil des Bypass-Stroms,
d. h. das Bypass-Verhältnis,
und somit der Wirkungsgrad kann durch Vergrößern des Fandurchmessers erhöht werden.
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Heutzutage
werden bei Turbofantriebwerken in der Regel ummantelte Fans verwendet,
die gegenüber
Propellern und offenen Propfans deutliche Vorteile bei der Lärmemission
bieten. Ummantelte Fans mit sehr großen Durchmessern weisen einen
hohen Gondelwiderstand auf und lassen sich im Flugzeug nur mit Nachteilen
integrieren. So werden bei der üblichen
Triebwerksanordnung unter dem Flügel
hohe Fahrwerke erforderlich und infolge der Triebwerks-/Flügelinterferenz
steigen zudem die Installationswiderstände an. Folglich kann der Fandurchmesser
nicht beliebig erhöht
werden.
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Zur
Lösung
dieser Problematik wurde der Einsatz einer Vielzahl kleiner Antriebe
im Flugzeug zur Verringerung der Installationswiderstände diskutiert,
jedoch wurde eine derartige Lösung
aufgrund der schlechten Wirkungsgrade der kleinen Hochdruckkomponenten
nicht realisiert.
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Neben
der Erhöhung
des Bypass-Verhältnisses
kann der Wirkungsgrad eines Triebwerks durch Optimierung des thermischen
Wirkungsgrads erhöht werden.
Der thermische Wirkungsgrad eines herkömmlichen Gasturbinenprozesses,
wie er bei Turbofantriebwerken der o. g. Art angewendet wird, verbessert
sich mit zunehmender Brennkammeraustrittstemperatur und zunehmendem
Gesamtdruckverhältnis.
Weitere Steigerungen der Brennkammeraustrittstemperaturen sind jedoch
nur noch bedingt möglich,
da die zulässigen
Werkstofftemperaturen überschritten
werden und die NOx-Emissionen bei hohen Temperaturen stark
anwachsen. Unter diesem Gesichtspunkt sind aus stationären Gasturbinen
Kreisprozesse mit Zwischenkühler,
Abgaswärmetauscher und
Zwischenüberhitzung
bekannt, die bei gleicher Maximaltemperatur eine Verbesserung des
thermischen Wirkungsgrades ermöglichen.
Die Integration von Zwischenkühler,
Abgaswärmetauscher
und Zwischenüberhitzung
in eine Flugzeuggasturbine ist jedoch bspw. aus Gewichtsgründen problematisch,
so dass bis jetzt von einer Umsetzung abgesehen wurde.
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Daher
ist es die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Triebwerk vorzusehen,
das ein hohes Bypass-Verhältnis
ermöglicht
sowie einen hohen thermischen Wirkungsgrad erreicht.
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Die
Aufgabe der vorliegenden Erfindung wird mit einem Triebwerk mit
den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.
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Erfindungsgemäß wird ein
Triebwerk vorgeschlagen, das im Wesentlichen aus zwei Baugruppen besteht,
und zwar einem Kerntriebwerk und mindestens einem dem Kerntriebwerk
(in funktionaler/strömungstechnischer
und/oder baulicher Hinsicht) nachgeschalteten Vortriebserzeuger.
Das Kerntriebwerk umfasst dabei eine Verdichterstufe, eine Hochdruckbrennkammer
und eine die Verdichterstufe antreibende Hochdruckturbine, die in
Reihe geschaltet sind. Der Vortriebserzeuger umfasst eine Niederdruckbrennkammer
und eine Niederdruckturbine, die einen Fan antreibt.
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Diese
funktionale Aufteilung in Kerntriebwerk und Vortriebserzeuger ermöglicht Verbesserungen bezüglich des
Vortriebswirkungsgrads, des thermischen Wirkungsgrads und der Integration
im Flugzeug.
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Durch
die Vorschaltung des Kerntriebwerks kann dieses für mehrere
Vortriebserzeuger, die jeweils einen Bypass-Strom erzeugen, vorgesehen werden.
Somit kann über
die Anzahl der Vortriebserzeuger das Bypassverhältnis, d. h. der Vortriebswirkungsgrad,
erhöht
werden, ohne den Fandurchmesser erhöhen zu müssen.
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Des
Weiteren ermöglicht
die funktionale Aufteilung auch eine bauliche Trennung von Kerntriebwerk
und Vortriebserzeugern, d. h. der Vortriebserzeuger kann extern
von dem Kerntriebwerk angeordnet werden. Dies hat einerseits den
Vorteil, dass Kerntriebwerk und Vortriebserzeuger separat konstruiert
und dimensioniert werden können
und so optimal an jeweilige Bedingungen angepasst werden können, und
andererseits den Vorteil, dass sich eine große Anordnungsfreiheit am Flugzeug
ergibt. Dadurch können
die Installationswiderstände
minimiert werden und die Vortriebserzeuger können bspw. an Positionen am
Flugzeug angeordnet werden, an denen sie die Flugzeugaerodynamik
nicht stören,
sondern positiv beeinflussen.
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Die
Integration der der Hockdruckturbine nachgeschalteten Niederdruckbrennkammer
(Zwischenüberhitzung)
in das Triebwerk führt
bei gleicher Maximaltemperatur aufgrund höherer mittlerer Temperatur
zu einer Verbesserung des thermischen Wirkungsgrads.
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Bevorzugt
hat das Triebwerk einen Abgaswärmetauscher,
der dem aus der Niederdruckturbine ausströmenden Abgas Wärme entnimmt
und diese dem Luftstrom vor der Hochdruckbrennkammer zuführt. Dies
unterstützt
die Erhitzung des Luftstroms in der Hochdruckbrennkammer, wodurch
der thermische Wirkungsgrad weiter verbessert werden kann.
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Bevorzugt
hat das Triebwerk des Weiteren einen Zwischenkühler, der dem aus dem Niederdruckverdichter
austretenden Luftstrom vor dessen Eintritt in den Hochdruckverdichter
kühlt.
Auch dies führt
zu einer Erhöhung
des thermischen Wirkungsgrads.
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Im
Falle von mehreren Vortriebserzeugern, die dem Kerntriebwerk zugeordnet
sind, wird das von der Hochdruckbrennkammer des Kerntriebwerks abgegebene
Abgas bevorzugt zu annähernd
gleichen Teilen in die jeweiligen Niederdruckbrennkammern der Vortriebserzeuger
eingeleitet.
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Bevorzugt
weist das Triebwerk mindestens zwei dem Kerntriebwerk nachgeschaltete
Vortriebserzeuger auf, wobei die Vortriebserzeuger selbst parallel
geschaltet sind und jeweils einen Fan antreiben. Falls mehrere dieser
Vortriebserzeuger je Kerntriebwerk eingesetzt werden, lassen sich
hohe Bypass-Verhältnisse
bei kleinem Fandurchmesser verwirklichen. Ein weiterer Vorteil der
Anordnung in Baugruppen ist, dass die Anzahl der Kerntriebwerke pro
Flugzeug beschränkt
werden kann, so dass die Hochdruckkomponenten ausreichend gute Wirkungsgrade
aufweisen können,
sowie Anzahl bzw. Gewicht von den Komponenten Zwischenkühler und Abgaswärmetauscher
minimiert werden können.
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Die
Integration des Abgaswärmetauschers und
des Zwischenkühlers,
wie vorstehend beschrieben, erhöht
den thermischen Wirkungsgrad gegenüber dem konventionellen in
Turbofantriebwerken eingesetzten Gasturbinenprozess deutlich.
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Vorteilhafte
weitere Entwicklungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.
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Die
Erfindung wird nachstehend anhand einer bevorzugten Ausführungsform
unter Bezugnahme auf die begleitenden Zeichnungen näher erläutert.
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1 ist
eine Prinzipskizze einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Triebwerks.
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2 zeigt
den Kreisprozess der bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Triebwerks
in einem h-s-Diagramm.
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3 als
Diagramm zeigt einen Vergleich des thermischen Wirkungsgrades des
erfindungsgemäßen Triebwerks
mit einer herkömmlichen
Gasturbine.
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4 zeigt
ein prinzipielles Beispiel für
die Integration des erfindungsgemäßen Triebwerks im Flugzeug.
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Mit
Bezug auf 1 wird zunächst der prinzipielle Aufbau
einer bevorzugten Ausführungsform des
erfindungsgemäßen Triebwerks
beschrieben. Das Triebwerk, das bevorzugt in einem Flugzeug eingesetzt
wird, besteht grundsätzlich
aus zwei Baugruppen, nämlich
einem Kerntriebwerk und einem dem Kerntriebwerk nachgeschalteten
Vortriebserzeuger. Das Kerntriebwerk weist im Wesentlichen einen
Niederdruckverdichter 1, einen Hochdruckverdichter 2,
eine Hochdruckbrennkammer 3 sowie eine Hochdruckturbine 4 auf,
die in Reihe geschaltet sind. Die Hochdruckturbine 4 ist
in bekannter Weise über eine
Welle und/oder ein Getriebe mit dem Niederdruckverdichter 1 und
dem Hochdruckverdichter 2 gekoppelt.
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Der
Vortriebserzeuger besteht im Wesentlichen aus einer Niederdruckbrennkammer 6 und
einer der Niederdruckbrennkammer 6 nachgeschalteten Niederdruckturbine 7,
die über
eine Welle und/oder ein Getriebe einen Fan 5 antreibt.
In dieser Ausführungsform
ist der Vortriebserzeuger bzw. die zur Niederdruckturbine 7 zugehörige Welle
unabhängig
und baulich getrennt von der Welle des Kerntriebwerks bzw. dem gesamten
Kerntriebwerk vorgesehen. Der Vortriebserzeuger selbst bildet eine
Art eigenständiges
Triebwerk mit einem inneren und einem Bypass-Strom. D. h. es gibt
eine Trennung in einen inneren Luftstrom, der in die Niederdruckbrennkammer 6 eintritt
und anschließend
als austretendes Abgas die Niederdruckturbine 7 antreibt,
und einen äußeren Luftstrom
bzw. Bypass-Strom, der mittels des von der Niederdruckturbine 7 angetriebe nen Fans 5 an
der Niederdruckbrennkammer 6 und der Niederdruckturbine 7 vorbeigeführt wird.
Der innere Luftstrom, der in die Niederdruckbrennkammer 6 eingeleitet
wird, besteht dabei aus Abgas, das aus der Hochdruckbrennkammer 3 über die
Hochdruckturbine 4 ausströmt, wie in 1 gezeigt
ist.
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Zur
Verbesserung des thermischen Wirkungsgrades des Triebwerks ist ein
Wärmetauscher 8 vorgesehen,
der dem aus der Niederdruckturbine 7 austretenden Abgas
Wärme entnimmt.
Der Wärmetauscher 8 führt diese
Wärme einem
aus dem Hochdruckverdichter 2 austretenden Luftstrom zu,
um dessen anschließende
Erhitzung in der Hochdruckbrennkammer 3 zu unterstützen. Darüber hinaus
ist ein Zwischenkühler 9 vorgesehen,
der den aus dem Niederdruckverdichter 1 austretenden Luftstrom
vor dessen Eintritt in den Hochdruckverdichter 2 kühlt. Dies
führt zu
einer weiteren Verbesserung des thermischen Wirkungsgrads.
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Wie
in 1 gestrichelt angedeutet ist, können mehrere
Vortriebserzeuger je Kerntriebwerk vorgesehen sein. Die Vortriebserzeuger
sind dabei bevorzugt parallel geschaltet angeordnet, d. h. aus der Hochdruckbrennkammer 3 über die
Hochdruckturbine 4 des Kerntriebwerks ausströmendes Abgas
wird vorteilhafterweise in annähernd
gleiche Massenströme
aufgeteilt, die in die jeweiligen Niederdruckbrennkammern 6 der
Vortriebserzeuger eingeleitet werden. In Abhängigkeit der spezifischen Anordnung/Dimensionierung
der Vortriebserzeuger ist jedoch auch eine abweichende Aufteilung
denkbar. Vorteilhaft wird bei einer derartigen Anordnung jedem Vortriebserzeuger Abgaswärme entnommen
und dem Wärmetauscher 8 zugeführt.
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Durch
die Verwendung mehrerer Vortriebserzeuger pro Kerntriebwerk kann
das Bypassverhältnis im
Vergleich zu konventionellen Triebwerken erhöht werden, ohne dass sich die
Installationswiderstände stark
erhöhen.
Zudem können
Komponenten des Triebwerks, wie z. B. der Wärmetauscher 8, von
allen Vortriebserzeugern gemeinsam genützt werden, was im Hinblick
auf das Gewicht und die Anzahl der Bauteile günstig ist. Vor allem können durch
die Verwendung mehrerer Vortriebserzeuger pro Kern triebwerk ausreichend
große
Abmessungen für
das Kerntriebwerk mit guten Wirkungsgraden der Hochdruckkomponenten
verwirklicht werden.
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Nachfolgend
wird nun die Funktion bzw. der thermodynamische Prozessablauf der
bevorzugten Ausführungsform
des erfindungsgemäßen Triebwerks
mit Bezug auf das h-s-Diagramm von 2 beschrieben.
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Zunächst wird
Umgebungsluft angesaugt und in dem von der Hochdruckturbine 4 angetriebenen
Niederdruckverdichter 1 verdichtet (L1→L2). Der verdichtete Luftstrom
wird dann mittels des Zwischenkühlers 9 abgekühlt (L2→L3), bevor
er in dem ebenfalls von der Hochdruckturbine 4 angetriebenen Hochdruckverdichter 2 weiter
verdichtet wird (L3→L4).
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Anschließend wird
dem verdichteten Luftstrom im Wärmetauscher 8 (mit
WT in 2 gekennzeichnet) Wärme zugeführt (L4→L5), die er dem Abgas des Vortriebserzeugers
entnimmt, wie später
beschrieben ist. Diese zugeführte
Wärme muss
nicht mehr in der Brennkammer zugeführt werden, so dass der thermische
Wirkungsgrad steigt. In der Hochdruckbrennkammer 3 wird
dem Luftstrom Kraftstoff zugeführt
und das entstehende Gemisch verbrannt (L5→L6), wodurch die Temperatur
stark ansteigt, während
der Druck annähernd
gleich bleibt. Das aus der Hochdruckbrennkammer 3 ausströmende Abgas trifft
dann auf die Hochdruckturbine 4 und treibt diese an (L6→L7).
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Im
Anschluss strömt
das Abgas in die Niederdruckbrennkammer 6 des Vortriebserzeugers,
in der nochmals Kraftstoff zugeführt
und verbrannt wird (L7→L8)
(Zwischenüberhitzung).
Danach trifft das aus der Niederdruckbrennkammer 6 ausströmende Abgas
auf die Niederdruckturbine 7 und treibt diese an (L8→L9). Die
Niederdruckturbine 7 treibt wiederum den Fan 5 an,
der den Bypass-Strom erzeugt. Nachdem das Abgas die Niederdruckturbine 7 durchströmt hat,
wird ihm über
den Wärmetauscher 8 Wärme entzogen
(mit WT in 2 gekennzeichnet) (L9→L10), die
dem Luftstrom nach dem Hochdruckverdichter 2 zugeführt wird.
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Wie
bereits aus 2 erkennbar ist, führt die Verwendung
des Zwischenkühlers 9,
des Abgaswärmetauschers 8 sowie
der der Hochdruckbrennkammer 3 nachgeschalteten Niederdruckbrennkammer 6 (Zwischenüberhitzung)
zu einer wesentlichen Verbesserung des Wirkungsgrads infolge der
geringeren Wärmezufuhr
in der Brennkammer und der höheren mittleren
Temperatur in der Brennkammer. Dies ist auch im Diagramm gemäß 3 dokumentiert,
das einen Vergleich des thermischen Wirkungsgrades in Abhängigkeit
vom Gesamtdruckverhältnis
des erfindungsgemäßen Triebwerks
mit herkömmlichen
Gasturbinen zeigt.
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Wie
in 3 erkennbar ist, hat die herkömmliche Gasturbine (durchgehende
Linie) ohne Wärmetauscher,
Zwischenkühler
und zweiter Brennkammer, den niedrigsten thermischen Wirkungsgrad.
Die Integration eines Wärmetauschers
(gepunktete Linie) bzw. eines Zwischenkühlers (Strich-Punkt-Linie) führt zu einer
leichten Erhöhung
des thermischen Wirkungsgrads, im Fall des Wärmetauschers tendenziell eher
bei niedrigerem Gesamtdruckverhältnis
und im Fall des Zwischenkühlers
tendenziell eher bei höherem
Gesamtdruckverhältnis.
Der thermische Wirkungsgrad erhöht
sich weiter, falls sowohl Wärmetauscher
und Zwischenkühler
kombiniert in dem Gasturbinenprozess verwendet werden (Zwei-Strich-Linie)
und ist am höchsten,
falls zusätzlich
noch ein Zwischenüberhitzer
(Niederdruckbrennkammer 6) integriert wird.
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4 zeigt
ein Beispiel für
die Integration des Triebwerks in einem Flugzeug. In dem in 4 gezeigten
Beispiel sind einem Kerntriebwerk vier Vortriebserzeuger zugeordnet,
in deren jeweilige Niederdruckbrennkammern das aus der Hochdruckbrennkammer über die
Hochdruckturbine des Kerntriebwerks austretende Abgas eingeleitet
wird. Der Aufbau des Kerntriebwerks und der Vortriebserzeuger entspricht
dem vorstehend beschriebenen Aufbau. Die Vortriebserzeuger sind
so angeordnet, dass sie einen möglichst
geringen Installationswiderstand bieten, und die Aerodynamik des
Flugzeugs nicht beeinträchtigen.
Im Speziellen sind die Vortriebserzeuger an der Oberseite des Hauptflügels entlang
dessen Hinterkante in Reihe angeordnet. Ferner sind die Vortriebserzeuger
an ihrer Oberseite durch einen schmäleren Nebenflügel bedeckt.