DE102011106961A1 - Fluggasturbinentriebwerk mit Kühlelementen am Kerntriebwerksgehäuse - Google Patents
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-
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Abstract
Die Erfindung bezieht sich auf ein Fluggasturbinentriebwerk mit einem Kerntriebwerk 10, welches von einem Nebenstromkanal 29 umgeben ist, welcher radial innen von einem Kerntriebwerksgehäuse 21 begrenzt wird, durch welches eine Teilströmung 30 aus dem Nebenstromkanal 29 zur Kühlung des Kerntriebwerks 10 radial nach Innen geleitet wird, wobei die Teilströmung 30 durch zumindest einen Ringbereich 31 abgeleitet wird, in welchem zumindest ein Strömungsleitelemente 32 angeordnet ist, wobei das Strömungsleitelement als Kühlerelement ausgebildet ist.
Description
- Die Erfindung bezieht sich auf ein Fluggasturbinentriebwerk mit einem Kerntriebwerk, welches von einem Nebenstromkanal umgeben ist. Eine Teilströmung der den Nebenstromkanal durchströmenden Luft wird in den inneren Bereich des Kerntriebwerks geleitet, um dieses zu kühlen, so wie dies aus dem Stand der Technik bekannt ist.
- Aus dem Stand der Technik ist es bekannt, im Bereich des Nebenstromkanals Ölkühler, Wärmetauscher oder Kühlerelemente (diese Begriffe werden nachfolgend als gleichwertig betrachtet) anzuordnen. Derartige Kühlerelemente benötigen einen relativ großen Einbauraum, führen zu erhöhtem Gesamtgewicht, beeinträchtigen die Durchströmung des Nebenstromkanals und erschweren die Zugänglichkeit zu dem Kerntriebwerk bzw. zu Komponenten des Kerntriebwerks.
- Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Fluggasturbinentriebwerk zu schaffen, bei welchem eine effiziente Kühlung durch Kühlerelemente unter Vermeidung der Nachteile des Standes der Technik gewährleistet ist.
- Erfindungsgemäß wird die Aufgabe durch die Merkmalskombination des Anspruchs 1 gelöst, die Unteransprüche zeigen weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.
- Erfindungsgemäß ist somit vorgesehen, dass die Strömungsleitelemente, welche dazu vorgesehen sind, eine Teilströmung aus dem Nebenstromkanal zur Kühlung des Kerntriebwerks radial nach innen umzulenken, als Kühlerelemente ausgebildet sind.
- Erfindungsgemäß ergibt sich somit eine sehr effektive und platzsparende Anordnung eines Kühlerelements, da die aus dem Stand der Technik bekannten, bereits vorhandenen Strömungsleitelemente als Kühlerelement verwendet werden. Es ergibt sich somit der Vorteil, dass kein zusätzlicher Bauraum erforderlich ist, so dass die axiale Länge der Fluggasturbine nicht vergrößert werden muss, um, wie aus dem Stand der Technik bekannt, zusätzlichen Platz für Kühlerelemente, Ölkühler oder Wärmetauscher, zu schaffen.
- Ein weiterer, wesentlicher Vorteil der erfindungsgemäßen Ausgestaltung besteht darin, dass die Kühlerelemente, welche als Strömungsleitelemente ausgebildet sind, ringartig in Umfangsrichtung vorgesehen sein können. Hierdurch ergibt sich die Möglichkeit, eine größtmögliche Wärmeübergangsfläche vorzusehen. Weiterhin ist durch die Ableitung der Teilströmung aus dem Nebenstromkanal sichergestellt, dass die Kühlerelemente unter allen Betriebsbedingungen ausreichend umströmt werden, um den Wärmeübergang sicherzustellen.
- Erfindungsgemäß können die Kühlerelemente als Oberflächenkühler und/oder als Matrixkühler ausgebildet sein. Bei dem Oberflächenkühler erfolgt der Wärmeübergang an der Oberfläche des Kühlerelements selbst, während bei einem Matrixkühler eine Vielzahl von zusätzlichen Kanälen vorgesehen ist, um das Kühlerelement selbst zusätzlich zu durchströmen.
- Erfindungsgemäß können in Axialrichtung mehrere Kühlerelemente in Form von Strömungsleitelementen angeordnet sein, wobei die Dimensionierung und Ausgestaltung der einzelnen Kühlerelemente an die jeweils vorliegenden baulichen Gegebenheiten angepasst werden können.
- In bevorzugter Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass die Kühlerelemente am abströmseitigen Endbereich von Statorschaufeln des Nebenstromkanals angeordnet sind. Hierdurch ergibt sich eine effektive Nutzung des zur Verfügung stehenden Bauraums.
- Die erfindungsgemäße Lösung vermeidet somit die Nachteile des Standes der Technik. Es sind keine zusätzlichen Bauelemente vorzusehen, durch welche die axiale Baugröße vergrößert würde. Weiterhin sind die erfindungsgemäßen Kühlerelemente so angeordnet, dass sie den Zugang zu den Komponenten des Kerntriebwerks nicht stören oder beeinträchtigen. Es ergibt sich eine gute Strömungsführung, so dass die Durchströmung des Nebenstromkanals ebenso wenig behindert wird, wie die Ableitung einer Teilströmung in den Innenbereich des Kerntriebwerks. Auch die Anordnung von Anschlussleitungen oder Ähnlichem zur Zuführung bzw. Ableitung des zu kühlenden Fluids kann in einfacher Weise vom Innenraum des Kerntriebwerksgehäuses aus erfolgen.
- Im Folgenden wird die Erfindung anhand eines Ausführungsbeispiels in Verbindung mit der Zeichnung beschrieben. Dabei zeigt:
-
1 eine schematische Darstellung eines Gasturbinentriebwerks gemäß der vorliegenden Erfindung, -
2 eine perspektivische Seitenansicht, ähnlich1 , mit Darstellung der Einbaulage der erfindungsgemäßen Kühlelemente, und -
3 eine vergrößerte Teilansicht des in2 gezeigten Bereichs A. - Das Gasturbinentriebwerk
10 gemäß1 ist ein Beispiel einer Turbomaschine, bei der die Erfindung Anwendung finden kann. Aus dem Folgenden wird jedoch klar, dass die Erfindung auch bei anderen Turbomaschinen verwendet werden kann. Das Triebwerk10 ist in herkömmlicher Weise ausgebildet und umfasst in Strömungsrichtung hintereinander einen Lufteinlass11 , einen in einem Gehäuse umlaufenden Fan12 , einen Zwischendruckkompressor13 , einen Hochdruckkompressor14 , Brennkammern15 , eine Hochdruckturbine16 , eine Zwischendruckturbine17 und eine Niederdruckturbine18 sowie eine Abgasdüse19 , die sämtlich um eine zentrale Triebwerksachse1 angeordnet sind. - Der Zwischendruckkompressor
13 und der Hochdruckkompressor14 umfassen jeweils mehrere Stufen, von denen jede eine in Umfangsrichtung verlaufende Anordnung fester stationärer Leitschaufeln20 aufweist, die allgemein als Statorschaufeln bezeichnet werden und die radial nach innen vom Triebwerksgehäuse21 in einem ringförmigen Strömungskanal durch die Kompressoren13 ,14 vorstehen. Die Kompressoren weisen weiter eine Anordnung von Kompressorlaufschaufeln22 auf, die radial nach außen von einer drehbaren Trommel oder Scheibe26 vorstehen, die mit Naben27 der Hochdruckturbine16 bzw. der Zwischendruckturbine17 gekoppelt sind. - Die Turbinenabschnitte
16 ,17 ,18 weisen ähnliche Stufen auf, umfassend eine Anordnung von festen Leitschaufeln23 , die radial nach innen vom Gehäuse21 in den ringförmigen Strömungskanal durch die Turbinen16 ,17 ,18 vorstehen, und eine nachfolgende Anordnung von Turbinenschaufeln24 , die nach außen von einer drehbaren Nabe27 vorstehen. Die Kompressortrommel oder Kompressorscheibe26 und die darauf angeordneten Schaufeln22 sowie die Turbinenrotornabe27 und die darauf angeordneten Turbinenlaufschaufeln24 drehen sich im Betrieb um die Triebwerksachse1 . - Weiterhin zeigen die
1 und2 einen Nebenstromkanal29 , durch welchen die von dem Fan12 geförderte Luftmenge strömt. - Wie in den
1 und3 dargestellt, wird eine Teilströmung30 aus einer Nebenstromkanalströmung34 abgeleitet und in den Innenbereich des Gehäuses des Kerntriebwerks10 eingeleitet. Die Teilströmung30 wird in einem Ringbereich31 von Strömungsleitelementen32 umgeleitet. Diese Strömungsleitelemente32 sind erfindungsgemäß als Kühlerelemente ausgebildet. Diese können als Oberflächenkühler und/oder als Matrixkühler ausgebildet sein. Der Ringbereich31 erstreckt sich im Wesentlichen um den gesamten Umfang, so dass auch die Strömungsleitelemente32 im Wesentlichen über den gesamten Umfang vorgesehen sind. - Auf die Darstellung von Kühlmittelkanälen innerhalb der Strömungsleitelemente
32 wurde aus Gründen der Einfachheit ebenso verzichtet, wie auf die Darstellung der Anschlüsse oder Ähnliches. - Bezugszeichenliste
-
- 1
- Triebwerksachse
- 10
- Gasturbinentriebwerk/Kerntriebwerk
- 11
- Lufteinlass
- 12
- im Gehäuse umlaufender Fan
- 13
- Zwischendruckkompressor
- 14
- Hochdruckkompressor
- 15
- Brennkammern
- 16
- Hochdruckturbine
- 17
- Zwischendruckturbine
- 18
- Niederdruckturbine
- 19
- Abgasdüse
- 20
- Leitschaufeln
- 21
- Triebwerksgehäuse
- 22
- Kompressorlaufschaufeln
- 23
- Leitschaufeln
- 24
- Turbinenschaufeln
- 26
- Kompressortrommel oder -scheibe
- 27
- Turbinenrotornabe
- 28
- Auslasskonus
- 29
- Nebenstromkanal
- 30
- Teilströmung
- 31
- Ringbereich
- 32
- Strömungsleitelement/Kühlerelement
- 33
- Statorschaufel
- 34
- Nebenstromkanalströmung
Claims (5)
- Fluggasturbinentriebwerk mit einem Kerntriebwerk (
10 ), welches von einem Nebenstromkanal (29 ) umgeben ist, welcher radial innen von einem Kerntriebwerksgehäuse (21 ) begrenzt wird, durch welches eine Teilströmung (30 ) aus dem Nebenstromkanal (29 ) zur Kühlung des Kerntriebwerks (10 ) radial nach Innen geleitet wird, wobei die Teilströmung (30 ) durch zumindest einen Ringbereich (31 ) abgeleitet wird, in welchem zumindest ein Strömungsleitelement (32 ) angeordnet ist, wobei das Strömungsleitelement als Kühlerelement ausgebildet ist. - Fluggasturbinentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass sich das Kühlerelement (
32 ) ringartig in Umfangsrichtung erstreckt. - Fluggasturbinentriebwerk nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Kühlerelement (
32 ) als Oberflächenkühler und/oder als Matrixkühler ausgebildet ist. - Fluggasturbinentriebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass in Axialrichtung mehrere Kühlerelemente (
32 ) angeordnet sind. - Fluggasturbinentriebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühlerelemente (
32 ) am abströmseitigen Endbereich von Statorschaufeln (33 ) des Nebenstromkanals (29 ) angeordnet sind.
Priority Applications (1)
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---|---|---|---|
DE102011106961A DE102011106961A1 (de) | 2011-07-08 | 2011-07-08 | Fluggasturbinentriebwerk mit Kühlelementen am Kerntriebwerksgehäuse |
Applications Claiming Priority (1)
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DE102011106961A DE102011106961A1 (de) | 2011-07-08 | 2011-07-08 | Fluggasturbinentriebwerk mit Kühlelementen am Kerntriebwerksgehäuse |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
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DE102011106961A1 true DE102011106961A1 (de) | 2013-01-10 |
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Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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DE102011106961A Withdrawn DE102011106961A1 (de) | 2011-07-08 | 2011-07-08 | Fluggasturbinentriebwerk mit Kühlelementen am Kerntriebwerksgehäuse |
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DE (1) | DE102011106961A1 (de) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP3581781A1 (de) | 2018-06-13 | 2019-12-18 | Airbus Operations (S.A.S.) | Antriebssystem eines luftfahrzeugs mit einer befestigten innenstruktur, die einen auslassschlitz aufweist |
CN113606045A (zh) * | 2021-07-15 | 2021-11-05 | 南京航空航天大学 | 一种大涵道比涡扇发动机核心舱通风结构及其通风方法 |
Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2654300A1 (de) * | 1975-12-05 | 1977-06-08 | United Technologies Corp | Turbinentriebwerk |
DE2835903A1 (de) * | 1977-08-18 | 1979-03-01 | Gen Electric | Kuehlluft-kuehler fuer ein gasturbinentriebwerk |
DE3437076A1 (de) * | 1984-09-25 | 1986-04-10 | United Technologies Corp., Hartford, Conn. | Unter druck gesetzte gondelkammer fuer gasturbinentriebwerke mit aktiver spielraumsteuerung |
DE3540943A1 (de) * | 1985-11-19 | 1987-05-21 | Mtu Muenchen Gmbh | Gasturbinenstrahltriebwerk in mehr-wellen-zweistrom-bauweise |
US5269135A (en) * | 1991-10-28 | 1993-12-14 | General Electric Company | Gas turbine engine fan cooled heat exchanger |
DE19740228A1 (de) * | 1997-09-12 | 1999-03-18 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Turbofan-Flugtriebwerk |
EP1916399A2 (de) * | 2006-10-19 | 2008-04-30 | General Electric Company | Wärmetauscheranordnung für ein Gasturbinentriebwerk |
-
2011
- 2011-07-08 DE DE102011106961A patent/DE102011106961A1/de not_active Withdrawn
Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2654300A1 (de) * | 1975-12-05 | 1977-06-08 | United Technologies Corp | Turbinentriebwerk |
DE2835903A1 (de) * | 1977-08-18 | 1979-03-01 | Gen Electric | Kuehlluft-kuehler fuer ein gasturbinentriebwerk |
DE3437076A1 (de) * | 1984-09-25 | 1986-04-10 | United Technologies Corp., Hartford, Conn. | Unter druck gesetzte gondelkammer fuer gasturbinentriebwerke mit aktiver spielraumsteuerung |
DE3540943A1 (de) * | 1985-11-19 | 1987-05-21 | Mtu Muenchen Gmbh | Gasturbinenstrahltriebwerk in mehr-wellen-zweistrom-bauweise |
US5269135A (en) * | 1991-10-28 | 1993-12-14 | General Electric Company | Gas turbine engine fan cooled heat exchanger |
DE19740228A1 (de) * | 1997-09-12 | 1999-03-18 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Turbofan-Flugtriebwerk |
EP1916399A2 (de) * | 2006-10-19 | 2008-04-30 | General Electric Company | Wärmetauscheranordnung für ein Gasturbinentriebwerk |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP3581781A1 (de) | 2018-06-13 | 2019-12-18 | Airbus Operations (S.A.S.) | Antriebssystem eines luftfahrzeugs mit einer befestigten innenstruktur, die einen auslassschlitz aufweist |
FR3082551A1 (fr) * | 2018-06-13 | 2019-12-20 | Airbus Operations | Systeme de propulsion d'un aeronef comportant une structure interieure fixe presentant une fente d'evacuation |
US11047262B2 (en) | 2018-06-13 | 2021-06-29 | Airbus Operations Sas | Aircraft propulsion system comprising an internal fixed structure with a discharge slot |
CN113606045A (zh) * | 2021-07-15 | 2021-11-05 | 南京航空航天大学 | 一种大涵道比涡扇发动机核心舱通风结构及其通风方法 |
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