DE102019120618A1

DE102019120618A1 - Gasturbinentriebwerk

Info

Publication number: DE102019120618A1
Application number: DE102019120618.9A
Authority: DE
Inventors: Roderick M. Townes; Pascal Dunning; Michael J. WHITTLE
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 2018-08-10
Filing date: 2019-07-31
Publication date: 2020-02-13
Also published as: GB201813082D0; US10989112B2; US20210207528A1; US20230272752A1; US11668246B2; FR3084911A1; US20200049066A1; FR3084911B1; CN211397722U

Abstract

Ein hocheffizientes Gasturbinentriebwerk wird bereitgestellt. Der Fan des Gasturbinentriebwerks wird über ein Getriebe von einer Turbine angetrieben, sodass der Fan eine niedrigere Drehzahl als die Antriebsturbine aufweist und somit Effizienzsteigerungen erreicht werden. Das effiziente Fan-System ist auf einen Kern abgestimmt, der niedrige Anforderungen an den Kühlstrom und/oder die Hochtemperaturfähigkeit aufweist und der für eine bestimmte Leistung eine besonders geringe Masse aufweisen kann.

Description

Die vorliegende Offenbarung bezieht sich auf ein effizientes Gasturbinentriebwerk. Aspekte der vorliegenden Offenbarung beziehen sich auf eine Gasturbine mit einem über ein Getriebe angetriebenen Fan und einem hocheffizienten Triebwerkkern.
Die Gestaltung eines Gasturbinentriebwerks muss eine Reihe von konkurrierenden Faktoren ausgleichen. Im Allgemeinen ist es wünschenswert, den Kraftstoffverbrauch und das Gewicht zu minimieren. Gasturbinentriebwerke werden jedoch seit vielen Jahren eingesetzt und entwickelt, sodass die zugrunde liegenden Konstruktionen ausgereift sind. Diese hohe Konstruktionsreife bedeutet, dass die Fortschritte, die beispielsweise bei der Reduzierung des Kraftstoffverbrauchs und/oder des Gewichts erreicht wurden, in den letzten Jahren relativ klein und schrittweise waren.
Es ist wünschenswert, die Entwicklungsgeschwindigkeit von Gasturbinentriebwerken zu verbessern.
Gemäß einem Aspekt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend:

einen Triebwerkkern, umfassend:
eine erste Turbine, einen ersten Verdichter und eine erste Kernwelle, die die erste Turbine mit dem ersten Verdichter verbindet;
eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, wobei die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle so angeordnet sind,
dass sie sich mit einer höheren Drehzahl drehen als die erste Kernwelle; wobei die Gasturbine ferner Folgendes umfasst:
einen Fan, der eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und
ein Getriebe, das einen Eingang von der ersten Kernwelle (26) empfängt und
Ausgänge zum Fan antreibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die erste Kernwelle anzutreiben, wobei:
die Gesamtmasse der Turbine nicht mehr als 17 % der Gesamttrockenmasse des Gasturbinentriebwerks beträgt.

Die Gesamtmasse der Turbine kann die Masse der ersten Turbine plus die Masse der zweiten Turbine sein, beispielsweise wenn sich keine weiteren Turbinen im Triebwerk befinden.
Die Gesamtmasse der Turbine in Prozent der Gesamttrockenmasse des Gasturbinentriebwerks kann in einem Bereich liegen, der eine Untergrenze von 7 %, 8 %, 9 % oder 10 % und eine Obergrenze von 13 %, 14 %, 15 %, 16 % oder 17 % aufweist.
Die Gesamtmasse der zweiten Turbine beträgt möglicherweise nicht mehr als 7 %, 8 % oder 9 % der Gesamttrockenmasse des Gasturbinentriebwerks.
Die Masse der zweiten Turbine in Prozent der Gesamttrockenmasse des Gasturbinentriebwerks kann in einem Bereich liegen, der eine Untergrenze von 3 %, 4 % oder 5 % und eine Obergrenze von 7 %, 8 % oder 9 % aufweist.
Die Gesamttrockenmasse des Gasturbinentriebwerks kann definiert werden als die Masse des gesamten Gasturbinentriebwerks ohne Fluide (wie beispielsweise Öl und Kraftstoff) vor dem Einbau in ein Flugzeug, d. h. ohne Einbaumerkmale wie einen Pylon oder eine Gondel.
Die vorliegenden Erfinder haben herausgefunden, dass die Bereitstellung eines Gasturbinentriebwerks mit einer Turbinenmasse in den hierin definierten Bereichen - die niedriger ist als bei herkömmlichen Triebwerken mit einem Fan, der über ein Untersetzungsgetriebe von einer Turbine angetrieben wird - ein besonders effizientes Gasturbinentriebwerk bereitstellen kann.
Rein als Beispiel ist eine Möglichkeit, eine so geringe Turbinenmasse zu erreichen, der optimale Einsatz von keramischen Matrixverbundwerkstoffen in einem Gasturbinentriebwerk mit einem Fan, der über ein Untersetzungsgetriebe von einer Turbine angetrieben wird.
Die erste und/oder zweite Turbine kann mindestens eine Keramikmatrix-Verbundkomponente umfassen. Die zweite Turbine kann mindestens eine Keramikmatrix-Verbundkomponente umfassen, die im Bereich von 2 % bis 15 % der Gesamtmasse der zweiten Turbine liegen kann.
Herkömmlicherweise wurden Komponenten in einem Turbinenabschnitt eines Gasturbinentriebwerks aus einer Metalllegierung, wie beispielsweise einer Nickellegierung, hergestellt. Um jedoch einen höheren Wirkungsgrad des Triebwerks zu erreichen, wurde es als wünschenswert erachtet, die Temperatur des Kerngasstroms, der aus der Brennkammer in die Turbine eintritt, zu erhöhen. Typischerweise liegt die Temperatur des Gases, das an einigen Komponenten in der Turbine vorbeiströmt nahe oder oberhalb des Schmelzpunktes dieser Komponenten. Um eine ausreichende Lebensdauer dieser Komponenten zu gewährleisten, müssen sie daher stark gekühlt werden. Diese Kühlung erfolgt üblicherweise mit Luft aus dem Verdichter, die die Brennkammer umgeht. Der Kühlstrom, der die Brennkammer umgeht, führt zu einem reduzierten Triebwerkswirkungsgrad, da dieser Strom einfach im Verdichter komprimiert und dann durch die Turbine expandiert wird.
Des Weiteren muss der Kühlstrom so effizient wie möglich genutzt werden, um die Menge des verwendeten Kühlstroms zu minimieren und damit die Auswirkungen auf den Triebwerkswirkungsgrad zu minimieren. So sind beispielsweise die Kühlkanäle, die zur Kühlung solcher Turbinenkomponenten verwendet werden, üblicherweise kompliziert und erfordern ein komplexes Design und komplexe Herstellungstechniken. Dies erhöht die Kosten des Gasturbinentriebwerks erheblich.
Darüber hinaus erhöht das Kühlsystem selbst die Masse des Triebwerks.
Die selektive Verwendung von Keramikmatrix-Verbundwerkstoffen (CMCs) in der Turbine kann von Vorteil sein. So ist beispielsweise die Verwendung von CMC möglicherweise nicht in allen Bereichen sinnvoll. Durch dieses Verständnis haben die Erfinder den optimalen CMC-Nutzungsgrad in der Turbine so abgeleitet, dass er in den geforderten Bereichen liegt. Während sich beispielsweise die Wärmekapazität von CMCs - die üblicherweise höher ist als die ihrer metallischen Gegenstücke - in einigen Bereichen einsetzen lässt, bedeutet die verminderte Wärmeleitfähigkeit von CMCs (im Vergleich zu einer gleichwertigen metallischen Komponente), dass sie in einigen anderen Bereichen möglicherweise nicht geeignet sind. Nur als nicht einschränkendes Beispiel können die heißesten Teile der Turbine Temperaturen aufweisen, die sogar die Fähigkeit von CMCs übersteigen und somit weiterhin einen gewissen Kühlstrom erfordern. In einem solchen Fall kann es aufgrund der höheren Wärmeleitfähigkeit von Metallen, die die Wirksamkeit des Kühlstroms bei der Wärmeabfuhr aus der Komponente verbessern können, zweckmäßiger sein, ein Metall als ein CMC zu verwenden.
Rein exemplarisch kann das CMC SiC-SiC (d. h. Siliziumkarbidfasern in einer Siliziumkarbidmatrix) sein. Es ist jedoch zu beachten, dass jedes geeignete CMC verwendet werden kann, wobei die Turbine mehr als eine Zusammensetzung von CMC umfassen kann (z. B. mit verschiedenen Elementen). Für den CMC kann jedes geeignete Herstellungsverfahren verwendet werden, wie beispielsweise ein Dampfabscheidungsverfahren oder ein Dampfinfusionsverfahren.
Die Turbine kann Statorleitschaufeln, Rotorschaufeln, Dichtungssegmente (die zusammen einen im Allgemeinen ringförmigen Ring radial außerhalb der Rotorschaufeln bilden können), Rotorscheiben (auf denen Rotorschaufeln vorgesehen sind), ein oder mehrere radiale innere Gehäuseelemente und ein oder mehrere radiale äußere Gehäuseelemente umfassen. Die Turbinenmasse kann die Gesamtmasse aller dieser Turbinenkomponenten sein.
Bei Anordnungen, die CMCs einschließen, kann die Mindestmasse des Keramikmatrix-Verbundwerkstoffs in der zweiten Turbine 1 %, 2 %, 3 %, 4 %, 5 %, 6 %, 7 %, 8 %, 9 % oder 10 % der Gesamtmasse der zweiten Turbine betragen. Die maximale Masse des Keramikmatrix-Verbundwerkstoffs in der zweiten Turbine kann 20 %, 15 %, 14 %, 13 %, 12 %, 11 %, 10 %, 9 %, 8 %, 6 % oder 5 % der Gesamtmasse der zweiten Turbine betragen. Die Masse des Keramikmatrix-Verbundwerkstoffs in der zweiten Turbine als Prozentsatz der Gesamtmasse der zweiten Turbine kann in einem Bereich liegen, der einen der vorstehend als Untergrenze aufgeführten Mindestprozentsätze und einen vorstehend als Obergrenze aufgeführten kompatiblen Höchstprozentsatz aufweist.
Die zweite Turbine kann als axial stromaufwärts der ersten Turbine bezeichnet werden. Die erste Turbine kann mindestens eine Keramikmatrix-Verbundkomponente umfassen. Bei Anordnungen, die CMCs einschließen, kann die Masse des Keramikmatrix-Verbundwerkstoffs in den ersten und zweiten Turbinen im Bereich von 1 % bis 15 %, optional 2 % bis 12 % der Gesamtmasse der ersten und zweiten Turbine liegen.
Bei Anordnungen, die CMCs einschließen, kann die Mindestmasse des Keramikmatrix-Verbundwerkstoffs in den ersten und zweiten Turbinen 1 %, 2 %, 3 %, 4 %, 5 %, 6 %, 7 %, 8 %, 9 % oder 10 % der Gesamtmasse der ersten und zweiten Turbinen betragen. Bei Anordnungen, die CMCs einschließen, kann die maximale Masse des Keramikmatrix-Verbundwerkstoffs in den ersten und zweiten Turbinen 20 %, 15 %, 14 %, 13 %, 12 %, 11 %, 10 %, 9 %, 8 %, 7 %, 6 % oder 5 % der Gesamtmasse der ersten und zweiten Turbinen betragen. Die Masse des Keramikmatrix-Verbundwerkstoffs in der ersten und zweiten Turbine als Prozentsatz der Gesamtmasse der ersten und zweiten Turbine kann in einem Bereich liegen, der einen der vorstehend als Untergrenze aufgeführten Mindestprozentsätze und einen vorstehend als Obergrenze aufgeführten kompatiblen Höchstprozentsatz aufweist.
Wie vorstehend erwähnt, basieren die Prozentsätze der in der hierin beschriebenen und beanspruchten Turbine verwendeten CMCs auf Erkenntnissen über die am besten geeigneten Komponenten für die Verwendung von CMCs, wobei unter anderem die Temperaturschwankungen durch die Turbine berücksichtigt werden. Nachfolgend werden nicht einschränkende Beispiele für metallische und CMC-Komponenten im Gasturbinentriebwerk bereitgestellt.
Die Turbine kann mindestens eine Reihe von Statorleitschaufeln umfassen. Die am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Statorleitschaufeln kann metallisch sein. Alternativ kann die am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Statorleitschaufeln auch ein CMC sein. Die axial stromaufwärts gelegene Reihe von Statorleitschaufeln kann direkt stromabwärts der Brennkammer liegen. So kann es zum Beispiel vorkommen, dass sich keine Rotorschaufeln zwischen der Brennkammer und den Statorleitschaufeln befinden.
Die Begriffe „stromaufwärts“ und „stromabwärts“ werden hierin in der üblichen Weise verwendet, d. h. in Bezug auf den Durchfluss durch das Triebwerk bei normalem Gebrauch. Somit befinden sich beispielsweise Verdichter und Brennkammer in stromaufwärtiger Richtung in Bezug auf die Turbine.
Die Turbine kann mindestens eine Reihe von Rotorschaufeln umfassen. Die am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln kann metallisch sein. Alternativ kann die am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln auch ein CMC sein. Die am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln kann direkt stromabwärts von der am weitesten axial stromaufwärts gelegenen Reihe von Statorleitschaufeln liegen.
Die am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln und/oder die am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Statorleitschaufeln kann einen oder mehrere innere Kühlkanäle und/oder Filmkühlbohrungen aufweisen, beispielsweise wenn die Blätter und/oder Schaufeln metallisch sind. Solche inneren Kühlkanäle und/oder Filmkühlbohrungen können mit Kühlstrom aus dem Verdichter versorgt werden, der die Brennkammer umgangen hat.
Eine CMC-Komponente kann mit inneren Kühlkanälen und/oder Filmkühlbohrungen versehen sein oder auch nicht.
Die am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln in der Turbine kann ein Teil der zweiten Turbine sein. Die am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Statorleitschaufeln in der Turbine kann ein Teil der zweiten Turbine sein.
Die am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln in der Turbine kann radial von Dichtungssegmenten umgeben sein. Solche Dichtungssegmente können einen Keramikmatrix-Verbundwerkstoff umfassen.
Im Allgemeinen können die Dichtungssegmente die radial äußere Begrenzung (die ringförmig und/oder kegelstumpfförmig sein kann) bilden, in der sich die Turbinenschaufeln im Betrieb drehen. Die radial äußeren Spitzen der Turbinenschaufeln können angrenzend an die radial innere Oberfläche der Dichtungssegmente angeordnet sein.
Die Turbine kann mindestens zwei Reihen von Statorleitschaufeln umfassen. Die zweite am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Statorleitschaufeln (die direkt axial stromabwärts von der stromabwärts gelegenen Reihe der Rotorschaufeln sein kann) kann einen Keramikmatrix-Verbundwerkstoff umfassen.
Die Turbine kann mindestens zwei Reihen von Rotorschaufeln umfassen. Die zweite am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln kann einen Keramikmatrix-Verbundwerkstoff umfassen.
Die zweite am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln in der Turbine kann ein Teil der zweiten Turbine sein. Die zweite am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Statorleitschaufeln in der Turbine kann ein Teil der zweiten Turbine sein.
Die zweite am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln kann radial von Keramikmatrix-Verbunddichtungssegmenten umgeben sein.
Die zweite Turbine kann eine beliebige Anzahl von Statorleitschaufelreihen (z. B. 1, 2, 3, 4, 5 oder 6) umfassen, wobei eine oder mehrere von diesen einen Keramikmatrix-Verbundwerkstoff umfassen können. Die zweite Turbine kann eine beliebige Anzahl von Rotorschaufelreihen und/oder umlaufende Dichtungssegmente (z. B. 1, 2, 3, 4, 5 oder 6) umfassen, von denen eines oder mehrere einen Keramikmatrix-Verbundwerkstoff bilden können.
Die axial am weitesten stromaufwärts gelegene Reihe von Statorleitschaufeln in der ersten Turbine (die direkt stromabwärts von der axial am weitesten stromabwärts gelegenen Reihe von Rotorschaufeln in der zweiten Turbine sein kann) kann einen Keramikmatrix-Verbundwerkstoff umfassen.
Die axial am weitesten stromaufwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln in der ersten Turbine kann einen Keramikmatrix-Verbundwerkstoff umfassen. Die axial am weitesten stromaufwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln in der ersten Turbine kann von Keramikmatrix-Verbunddichtungssegmenten umgeben sein.
In jedem Aspekt der vorliegenden Offenbarung sind ein oder mehrere Rotorschaufeln, Statorleitschaufeln oder Dichtungssegmente (d. h. Dichtungsabschnitt, der mindestens einen Teil des radial äußeren Strömungswegs um eine Reihe von Rotorschaufeln herum bildet), der eine maximale Temperatur aufweist, kann eine maximale Leistungsbedingung, bei der das Triebwerk zertifiziert ist (die allgemein als „rote Linie“ bezeichnet werden kann), im Bereich von 1300 K bis 2200 K - zum Beispiel in einem Bereich mit einer Untergrenze von 1300 K, 1400 K oder 1500 K und einer Obergrenze von 1900 K, 2000 K, 2100 K oder 2200 K - mit einem CMC hergestellt werden. Bei einigen Anordnungen können die meisten oder sogar alle Rotorschaufeln, die in solchen Bereichen „Red-Line“-Temperaturen aufweisen, unter Verwendung eines CMC hergestellt werden. In einigen Anordnungen können die meisten oder sogar alle Rotorblätter, die in solchen Bereichen „Red-Line“-Temperaturen erfahren, unter Verwendung eines CMC hergestellt werden. In einigen Anordnungen können die meisten oder sogar alle Dichtungssegmente, die in solchen Bereichen „Red-Line“-Temperaturen erfahren, unter Verwendung eines CMC hergestellt werden. Rotorschaufeln, Statorleitschaufeln und Dichtungssegmente, die in solchen Bereichen keine „Red-Line“-Temperaturen erfahren, können unter Verwendung eines Metalls, wie beispielsweise einer Nickellegierung, hergestellt werden.
Gemäß einem Aspekt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend:

einen Triebwerkkern, umfassend:
eine Turbine, eine Brennkammer und einen Verdichter, wobei die Turbine eine erste Turbine und eine zweite Turbine umfasst und der Verdichter einen ersten Verdichter und einen zweiten Verdichter umfasst;
eine erste Kernwelle, die die erste Turbine mit dem ersten Verdichter verbindet;
eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, wobei die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle so angeordnet sind, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl drehen als die erste Kernwelle, wobei das Gasturbinentriebwerk ferner umfasst:
einen Fan, der eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und
ein Getriebe, das einen Eingang von der ersten Kernwelle (26) empfängt und Ausgänge zum Fan antreibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die erste Kernwelle anzutreiben, wobei:
- die zweite Turbine mindestens eine Keramikmatrix-Verbundkomponente umfasst; und
- die Masse des Keramikmatrix-Verbundwerkstoffs in der zweiten Turbine im Bereich von 2 % bis 15 % der Gesamtmasse der zweiten Turbine liegt.

Gemäß einem Aspekt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend:

einen Triebwerkkern, umfassend:
eine Turbine, einen Verdichter und eine Brennkammer;
einen Fan, der eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und
ein Getriebe, das einen Eingang von der ersten Kernwelle (26) empfängt und Ausgänge zum Fan antreibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die erste Kernwelle anzutreiben, wobei:
die Turbine mindestens eine Keramikmatrix-Verbundkomponente umfasst; und
die Masse des Keramikmatrix-Verbundwerkstoffs in der Turbine im Bereich von 1 % bis 15 % der Gesamtmasse der Turbine liegt, zum Beispiel im Bereich von 2 % bis 15 %.

einen Triebwerkkern, umfassend:
eine Turbine, eine Brennkammer und einen Verdichter, wobei die Turbine eine erste Turbine und eine zweite Turbine umfasst und der Verdichter einen ersten Verdichter und einen zweiten Verdichter umfasst;
eine erste Kernwelle, die die erste Turbine mit dem ersten Verdichter verbindet;
eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, wobei die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle so angeordnet sind, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl drehen als die erste Kernwelle, wobei das Gasturbinentriebwerk ferner umfasst:
einen Bypasskanal radial außerhalb des Triebwerkkerns;
einen Fan, der eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und
ein Getriebe, das einen Eingang von der ersten Kernwelle (26) empfängt und Ausgänge zum Fan antreibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die erste Kernwelle anzutreiben, wobei:
- ein Teil der Strömung, die in den Triebwerkkern eintritt, die Brennkammer umgeht und als Turbinenkühlstrom zum Kühlen der Turbine verwendet wird;
- der Fan-Durchmesser größer als 225 cm ist und/oder die Turbineneintrittstemperatur, die definiert ist als die Temperatur am Einlass zum axial stromaufwärts gelegenen Turbinenrotor bei einem maximalen Leistungszustand des Gasturbinentriebwerks, größer als 1800 K ist; und
- bei Reiseflugbedingungen ist das Verhältnis von Kühlung zu Bypass-Strömungswirkungsgrad kleiner als 0,02.

Das Verhältnis von Kühl- zu Bypass-Wirkungsgrad kann im Bereich von 0,005 bis 0,02 liegen. Das Verhältnis von Kühl- zu Bypass-Wirkungsgrad kann in einem Bereich liegen, der eine Untergrenze von 0,005, 0,006, 0,007 oder 0,008 und eine Obergrenze von 0,012, 0,013, 0,014, 0,015, 0,016, 0,017, 0,018, 0,019 oder 0,02 aufweist.
Das Verhältnis von Kühl- zu Bypass-Wirkungsgrad kann definiert werden als das Verhältnis des Massenstroms des Turbinenkühlstroms zum Massenstrom des Bypassstroms am Triebwerk. Das Verhältnis kann bei Triebwerkreiseflugbedingungen definiert werden.
Ein solches Verhältnis von Kühl- zu Bypass-Wirkungsgrad - das niedriger ist als bei herkömmlichen Triebwerken - kann ein besonders effizientes Gasturbinentriebwerk bereitstellen.
Gemäß einem Aspekt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend:

einen Triebwerkkern, umfassend:
eine erste Turbine, einen ersten Verdichter und eine erste Kernwelle, die die erste Turbine mit dem ersten Verdichter verbindet;
eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, wobei die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle so angeordnet sind, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen, wobei das Gasturbinentriebwerk ferner Folgendes umfasst:
einen Fan, der eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und
ein Getriebe, das einen Eingang von der ersten Kernwelle (26) empfängt und Ausgänge zum Fan antreibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die erste Kernwelle anzutreiben, wobei:
- der maximale Nettoschub des Triebwerks auf Meereshöhe mindestens 160 kN beträgt; und
- der normierte Schub im Bereich von 0,25 bis 0,5 kN/kg liegt.

Der normierte Schub kann definiert werden als der maximale Nettoschub (in kN) des Triebwerks auf Meereshöhe dividiert durch die Gesamtmasse der Turbine. Die Gesamtmasse der Turbine kann die Gesamtmasse der ersten Turbine und der zweiten Turbine sein, beispielsweise wenn sich keine weiteren Turbinen im Triebwerk befinden.
Der normierte Schub kann in einem Bereich liegen, der eine Untergrenze von 0,2, 0,25 oder 0,3 kN/kg und eine Obergrenze von 0,45, 0,5 oder 0,55 kN/kg aufweist.
Die Bereitstellung eines Gasturbinentriebwerks mit einem normierten Schub in den hierin definierten Bereichen - der höher ist als bei herkömmlichen Triebwerken - kann ein besonders effizientes Gasturbinentriebwerk bereitstellen.
Gemäß einem Aspekt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend:

einen Triebwerkkern, umfassend:
eine erste Turbine, einen ersten Verdichter und eine erste Kernwelle, die die erste Turbine mit dem ersten Verdichter verbindet;
eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, wobei die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle so angeordnet sind, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen, wobei das Gasturbinentriebwerk ferner Folgendes umfasst:
einen Fan, der eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und
ein Getriebe, das einen Eingang von der ersten Kernwelle (26) empfängt und Ausgänge zum Fan antreibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die erste Kernwelle anzutreiben, wobei:
- ein Teil der Strömung, die in den Triebwerkkern eintritt, die Brennkammer umgeht und als Turbinenkühlstrom zum Kühlen der Turbine verwendet wird;
- eine Kühlströmungsanforderung definiert ist als das Verhältnis des Massenstroms des Turbinenkühlstroms zum Massenstrom des in den Triebwerkkern (B) eintretenden Stroms unter Reiseflugbedingungen;
- eine Turbineneintrittstemperatur definiert ist als die Temperatur (K) am Eingang zum am weitesten axial stromaufwärts gelegenen Turbinenrotor im Gasturbinentriebwerk bei einem maximalen Leistungszustand des Gasturbinentriebwerks; und
- das Kühlwirkungsgradverhältnis, definiert als das Verhältnis zwischen der Turbineneintrittstemperatur und dem Kühlstrombedarf, im Bereich von 8000 bis 20000 K liegt.

Das Kühlwirkungsgradverhältnis kann in einem Bereich liegen, der eine Untergrenze von 8000, 9000 oder 10000 K und eine Obergrenze von 18000, 20000 oder 22000 aufweist.
Die Bereitstellung eines Gasturbinentriebwerks mit einem Kühlwirkungsgradverhältnis in den hierin definierten Bereichen - der höher ist als bei herkömmlichen Triebwerken - kann ein besonders effizientes Gasturbinentriebwerk bereitstellen.
Gemäß einem Aspekt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend:

einen Triebwerkkern umfassend eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet;
einen Fan, der eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und
ein Getriebe, das einen Eingang von der ersten Kernwelle (26) empfängt und
Ausgänge zum Fan antreibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die erste Kernwelle anzutreiben, wobei:
- bei einer maximalen Leistungsbedingung das Verhältnis der Turbineneintrittstemperatur (K) zur Fandrehzahl in U/min mindestens 0,7 K/U/min beträgt.
- Die maximale Leistungsbedingung kann dem an anderer Stelle hierin definierten „Red-Line“-Zustand entsprechen.
- Das Verhältnis der Turbineneintrittstemperatur (K) zur Fandrehzahl in U/min kann in einem Bereich liegen, der eine Untergrenze von 0,7, 0,8 oder 0,9 und eine Obergrenze von 1,5, 1,6, 1,7, 1,8, 1,9 oder 2 aufweist.

Die Bereitstellung eines Gasturbinentriebwerks mit einem Verhältnis der Turbineneintrittstemperatur (K) zur Fandrehzahl in U/min in den hierin definierten Bereichen - das höher ist als bei herkömmlichen Triebwerken - kann ein besonders effizientes Gasturbinentriebwerk bereitstellen.
Gemäß einem Aspekt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend:

einen Triebwerkkern, umfassend:
eine erste Turbine, einen ersten Verdichter und eine erste Kernwelle, die die erste Turbine mit dem ersten Verdichter verbindet;
eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, wobei die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle so angeordnet sind, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen, wobei das Gasturbinentriebwerk ferner Folgendes umfasst:
einen Fan, der eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und
ein Getriebe, das einen Eingang von der ersten Kernwelle (26) empfängt und Ausgänge zum Fan antreibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die erste Kernwelle anzutreiben, wobei:
- eine Turbineneintrittstemperatur (T0_{turb_in}) definiert ist als die Temperatur (K) am Eingang zum am weitesten axial stromaufwärts gelegenen Turbinenrotor im Gasturbinentriebwerk bei einem maximalen Leistungszustand des Gasturbinentriebwerks;
- eine Kerngröße definiert ist als $C S = W c o m p_{i n \cdot} \frac{\sqrt{T 0 c o m p_o u t}}{P 0 c o m p_o u t}$
  wobei:
  - Wcomp_in die Massenströmungsrate (kg/s) beim Eintritt in den Triebwerkkern ist;
  - T0comp_out die Staupunkttemperatur beim Austritt aus dem Verdichter ist;
  - P0comp_out der Staudruck beim Austritt aus dem Verdichter ist; und
  ein Schub-Kerneffizienz-Verhältnis TC mindestens 1,5 × 10⁷ kNkg^-1sPa beträgt, wobei das Schub-Kerneffizienz-Verhältnis definiert ist als $T C = (M a x N e t t o s c h u b a u f M e e r e s h ö h e) . \frac{\sqrt{T 0 t u r b_i n}}{C S} .$

Wcomp_in kann als die Massenströmungsrate beim Eintritt in den ersten Verdichter beschrieben werden. T0comp_out kann als die Staupunkttemperatur beim Austritt aus dem zweiten Verdichter beschrieben werden. P0comp_out kann als die Staupunkttemperatur beim Austritt aus dem zweiten Verdichter beschrieben werden.
Das Schub-Kerneffizienz-Verhältnis TC kann in einem Bereich mit einer Untergrenze von 1,5 × 10⁷, 1,6 × 10⁷, 1,7 × 10⁷, 1,8 × 10⁷, 1,9 × 10⁷ kNkg^-1sPa und einer Obergrenze von 3 kNkg^-1sPa, 3,5 × 10⁷ kNkg^{- 1}sPa oder 4 kNkg^-1sPa liegen.
Die Bereitstellung eines Gasturbinentriebwerks mit einem Schub-Kerneffizienz-Verhältnis in den hierin definierten Bereichen - der höher ist als bei herkömmlichen Triebwerken - kann ein besonders effizientes Gasturbinentriebwerk bereitstellen.
Gemäß einem Aspekt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend:

einen Triebwerkkern, umfassend:
eine erste Turbine, einen ersten Verdichter und eine erste Kernwelle, die die erste Turbine mit dem ersten Verdichter verbindet;
eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, wobei die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle so angeordnet sind, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen, wobei das Gasturbinentriebwerk ferner Folgendes umfasst:
einen Fan, der eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und ein Getriebe, das einen Eingang von der ersten Kernwelle (26) empfängt und Ausgänge zum Fan antreibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die erste Kernwelle anzutreiben, wobei:
eine Turbineneintrittstemperatur (T0_{turb_in}) definiert ist als die Temperatur (K) am Eingang zum am weitesten axial stromaufwärts gelegenen Turbinenrotor im Gasturbinentriebwerk bei einem maximalen Leistungszustand des Gasturbinentriebwerks;
eine Kerngröße definiert ist als $C S = W c o m p_{i n \cdot} \frac{\sqrt{T 0 c o m p_o u t}}{P 0 c o m p_o u t}$
wobei:
- Wcomp_in die Massenströmungsrate (kg/s) beim Eintritt in den Triebwerkkern ist;
- T0comp_out die Staupunkttemperatur beim Austritt aus dem Verdichter ist;
- P0comp_out der Staudruck beim Austritt aus dem Verdichter ist; und
- ein Fan-Kerneffizienz-Verhältnis FC mindestens 1,9 × 10⁵ mkg^-1sPa beträgt, wobei das Fan-Kerneffizienz-Verhältnis definiert ist als $F C = (F a n d u r c h m e s s e r) . \frac{\sqrt{T 0 t u r b_i n}}{C S} .$

Wcomp_in kann als die Massenströmungsrate beim Eintritt in den ersten Verdichter beschrieben werden. T0comp_out kann als die Staupunkttemperatur beim Austritt aus dem zweiten Verdichter beschrieben werden. P0comp_out kann als die Staupunkttemperatur beim Austritt aus dem zweiten Verdichter beschrieben werden.
Das Fan-Kerneffizienz-Verhältnis TC kann in einem Bereich liegen, der eine Untergrenze von 1,9 × 10⁵, 2 × 10⁵ oder 2,1 × 10⁵ mkg^-1sPa und eine Obergrenze von 2,5 × 10⁵, 3 × 10⁵ oder 3,5 × 10⁵ mkg^-1sPa aufweist.
Die Bereitstellung eines Gasturbinentriebwerks mit einem Fan-Kerneffizienz-Verhältnis in den hierin definierten Bereichen - der höher ist als bei herkömmlichen Triebwerken - kann ein besonders effizientes Gasturbinentriebwerk bereitstellen.
Der Fachmann wird erkennen, dass, außer wenn sie sich gegenseitig ausschließen, ein Merkmal oder eine Beziehung, der in Bezug auf irgendeinen der obigen Aspekte beschrieben ist, auf jeden anderen Aspekt angewendet werden kann. Außerdem kann, außer wenn sie sich gegenseitig ausschließen, jedes hierin beschriebene Merkmal oder jede hierin beschriebene Beziehung auf einen beliebigen Aspekt angewendet werden und/oder mit irgendeinem anderen hierin beschriebenen Merkmal oder einer Beziehung kombiniert werden.
Als nicht einschränkendes Beispiel kann eines oder mehrere der folgenden Merkmale und/oder Beziehungen, die hierin offenbart und nachfolgend in Bezug auf einen Aspekt aufgeführt sind, unabhängig von anderen Merkmalen oder Beziehungen kombiniert und/oder in einen anderen Aspekt der Erfindung einbezogen werden:

• Masse des Keramikmatrix-Verbundwerkstoffs in der zweiten Turbine in Prozent der Gesamtmasse der zweiten Turbine
• Masse des Keramikmatrix-Verbundwerkstoffs in der Turbine als Ganzes in Prozent der Gesamtmasse der Turbine als Ganzes
• Turbineneintrittstemperatur
• Verhältnis von Kühlung zu Bypass-Strömungswirkungsgrad
• Gesamtmasse der Turbine in Prozent der Gesamttrockenmasse des Gasturbinentriebwerks
• Normierter Schub des Triebwerks
• Kühlwirkungsgrad
• Verhältnis der Turbineneintrittstemperatur (K) zur Fandrehzahl in U/min
• Schub-Kerneffizienz-Verhältnis TC
• Fan-Kerneffizienz-Verhältnis

Wie hierin verwendet, kann die Turbineneintrittstemperatur, die auch als TET bezeichnet werden kann, als die maximale Temperatur beim Eintritt in die am weitesten axial stromaufwärts gelegene Rotorstufe der Turbine definiert werden, gemessen bei einem Zustand mit maximaler Leistung. Der maximale Leistungszustand kann der maximale Leistungszustand sein, für den das Triebwerk zertifiziert ist, und kann die maximale Temperatur an dieser Stelle während des Betriebs des Triebwerks darstellen. Ein solcher Zustand wird allgemein als „Red-Line“-Zustand bezeichnet. Ein solcher Zustand kann zum Beispiel bei einem Zustand mit hohem Schub auftreten, beispielsweise bei einem maximalen Abhebezustand (engl. maximum take-off, MTO). Die TET (die als maximale TET bezeichnet werden kann) bei Gebrauch des Triebwerks kann beispielsweise mindestens eines von Folgendem (oder in der Größenordnung von) sein: 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K, 2000 K, 2050 K oder 2100 K. Die maximale TET kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte aus dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können Ober- und Untergrenzen bilden). Es ist darauf hinzuweisen, dass dieser maximale Leistungszustand, bei dem die maximale TET gemessen wird, derselbe ist wie der Zustand, bei dem der maximale Nettoschub auf Meereshöhe oder der maximale Schub (wie hierin an beliebiger Stelle erwähnt) gemessen wird.
Wie an anderer Stelle hierin erwähnt, bezieht sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinentriebwerk. Ein solches Gasturbinentriebwerk kann so ausgelegt sein, dass es einen Triebwerkkern umfasst, der eine Turbine, eine Brennkammer, einen Verdichter und eine Kernwelle umfasst, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet. Ein solches Gasturbinentriebwerk kann einen Fan (mit Fan-Schaufeln) umfassen, der stromaufwärts des Triebwerkkerns angeordnet ist.
Wie an anderer Stelle hierin erwähnt, kann das Gasturbinentriebwerk ein Getriebe umfassen, das einen Eingang von der Kernwelle aufnimmt und Ausgänge zum Fan antreibt, um so den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben. Der Eingang zum Getriebe kann direkt von der Kernwelle oder indirekt von der Kernwelle erfolgen, beispielsweise über eine Stirnradwelle und/oder ein Getriebe. Die Kernwelle kann die Turbine und den Verdichter starr verbinden, sodass sich Turbine und Verdichter mit der gleichen Drehzahl drehen (wobei sich der Fan mit einer niedrigeren Drehzahl dreht).
Das Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann jede geeignete allgemeine Architektur aufweisen. Beispielsweise kann das Gasturbinentriebwerk eine beliebige Anzahl von Wellen aufweisen, die Turbinen und Verdichter verbinden, beispielsweise eine, zwei oder drei Wellen. Rein exemplarisch kann die mit der Kernwelle verbundene Turbine, die das Getriebe antreibt, eine erste Turbine sein, wobei der mit der Kernwelle verbundene Verdichter, der das Getriebe antreibt, ein erster Verdichter sein kann und die Kernwelle, die das Getriebe antreibt, eine erste Kernwelle sein kann. Der Triebwerkkern kann ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle umfassen, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet. Die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle können so angeordnet sein, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen.
In einer solchen Anordnung kann der zweite Verdichter axial stromabwärts des ersten Verdichters positioniert sein. Der zweite Verdichter kann angeordnet sein, um eine Strömung von dem ersten Verdichter zu empfangen (beispielsweise direkt zu empfangen, zum Beispiel über einen im Allgemeinen ringförmigen Kanal).
Das Getriebe kann so angeordnet sein, dass es von der Kernwelle angetrieben wird, die konfiguriert ist, um sich (beispielsweise im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen (beispielsweise von der ersten Kernwelle in dem obigen Beispiel). Beispielsweise kann das Getriebe so angeordnet sein, dass es nur von der Kernwelle angetrieben wird, die konfiguriert ist, um sich (beispielsweise im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen (beispielsweise nur von der ersten Kernwelle und nicht von der zweiten Kernwelle im obigen Beispiel). Alternativ kann das Getriebe so angeordnet sein, dass es von einer oder mehreren Wellen angetrieben wird, beispielsweise von der ersten und/oder zweiten Welle in dem obigen Beispiel.
Das Getriebe ist ein Untersetzungsgetriebe (da der Ausgang zum Fan eine niedrigere Drehzahl hat als der Eingang von der Kernwelle). Es kann jede Art von Getriebe verwendet werden. Beispielsweise kann das Getriebe ein „Planetengetriebe“ oder ein „Sterngetriebe“ sein, wie es an anderer Stelle hierin beschrieben ist. Das Getriebe kann ein beliebiges gewünschtes Untersetzungsverhältnis aufweisen (definiert als die Drehzahl der Eingangswelle geteilt durch die Drehzahl der Ausgangswelle), beispielsweise höher als 2,5, beispielsweise im Bereich von 3 bis 4, beispielsweise in der Reihenfolge von oder mindestens 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4,0, 4,1 oder 4,2. Das Übersetzungsverhältnis kann zum Beispiel zwischen beliebigen zwei von den Werten liegen, die in dem vorhergehenden Satz genannt sind. Rein exemplarisch kann das Getriebe ein „Stemgetriebe“ mit einer Übersetzung im Bereich von 3,1 oder 3,2 bis 3,8 sein. Bei einigen Anordnungen kann die Übersetzung außerhalb dieser Bereiche liegen.
In jedem Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann eine Brennkammer axial stromabwärts des Fans und des (der) Verdichter(s) vorgesehen sein. Zum Beispiel kann sich die Brennkammer direkt stromabwärts des zweiten Verdichters (beispielsweise an dessen Ausgang) befinden, wo ein zweiter Verdichter vorgesehen ist. Als weiteres Beispiel kann die Strömung am Ausgang zur Brennkammer an den Einlass der zweiten Turbine geliefert werden, wo eine zweite Turbine vorgesehen ist. Die Brennkammer kann stromaufwärts der Turbine(n) vorgesehen sein.
Der oder jeder Verdichter (beispielsweise der erste Verdichter und der zweite Verdichter, wie oben beschrieben) kann eine beliebige Anzahl von Stufen umfassen, beispielsweise mehrere Stufen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorleitschaufeln umfassen, die variable Statorleitschaufeln sein können (indem ihr Einfallswinkel variabel sein kann). Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorleitschaufeln können axial zueinander versetzt sein.
Die oder jede Turbine (beispielsweise die erste Turbine und die zweite Turbine, wie oben beschrieben) kann eine beliebige Anzahl von Stufen umfassen, beispielsweise mehrere Stufen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorleitschaufeln umfassen. Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorleitschaufeln können axial zueinander versetzt sein.
Jede Fan-Schaufel kann so definiert sein, dass sie eine radiale Spannweite aufweist, welche sich von einer Wurzel (oder Nabe) an einer radial inneren gasgewaschenen Stelle oder einer Position mit 0 % Spannweite zu einer Spitze an einer Position mit 100 % Spannweite erstreckt. Das Verhältnis des Radius der Fan-Schaufel an der Nabe zum Radius der Fan-Schaufel an der Spitze kann kleiner sein als (oder in der Größenordnung von): 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 oder 0,25. Das Verhältnis des Radius der Fan-Schaufel an der Nabe zum Radius der Fan-Schaufel an der Spitze kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte aus dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Diese Verhältnisse können allgemein als das Verhältnis von Nabe zu Spitze bezeichnet werden. Der Radius an der Nabe und der Radius an der Spitze können beide an der Anströmkante (oder dem axial vordersten Teil) der Schaufel gemessen werden. Das Verhältnis von Nabe zu Spitze bezieht sich natürlich auf den gasgewaschenen Abschnitt der Fan-Schaufel, d. h. auf den Abschnitt radial außerhalb irgendeiner Plattform.
Der Radius des Fans kann zwischen der Mittellinie des Triebwerks und der Spitze einer Fan-Schaufel an ihrer Anströmkante gemessen werden. Der Fandurchmesser (der einfach das Doppelte des Fanradius betragen kann) kann größer sein als (oder in der Größenordnung von): 225 cm, 250 cm (etwa 100 Zoll), 260 cm, 270 cm (etwa 105 Zoll), 280 cm (etwa 110 Zoll), 290 cm (etwa 115 Zoll), 300 cm (etwa 120 Zoll), 310 cm, 320 cm (etwa 125 Zoll), 330 cm (etwa 130 Zoll), 340 cm (etwa 135 Zoll), 350 cm, 360 cm (etwa 140 Zoll), 370 cm (etwa 145 Zoll), 380 (etwa 150 Zoll) cm, 390 cm (etwa 155 Zoll) oder 400 cm. Der maximale Fandurchmesser kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte aus dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können Ober- und Untergrenzen bilden).
Die Drehzahl des Fans kann bei Gebrauch variieren. Im Allgemeinen ist die Drehzahl bei Fans mit einem größeren Durchmesser niedriger. Gemäß einem nicht einschränkenden Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reiseflugbedingungen kleiner als 2500 U/min sein, beispielsweise kleiner als 2300 U/min. Rein als weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans bei Reiseflugbedingungen für ein Triebwerk mit einem Fandurchmesser im Bereich von 250 cm bis 300 cm (beispielsweise 250 cm bis 280 cm) im Bereich von 1700 U/min bis 2500 U/min, zum Beispiel im Bereich von 1800 U/min bis 2300 U/min, zum Beispiel im Bereich von 1900 U/min bis 2100 U/min, liegen. Rein als weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans bei Reiseflugbedingungen für ein Triebwerk mit einem Fandurchmesser im Bereich von 320 cm bis 380 cm im Bereich von 1200 U/min bis 2000 U/min, zum Beispiel im Bereich von 1300 U/min bis 1800 U/min, zum Beispiel im Bereich von 1400 U/min bis 1600 U/min, liegen.
Bei Gebrauch des Gasturbinentriebwerks dreht sich der Fan (mit zugehörigen Fan-Schaufeln) um eine Drehachse. Diese Drehung führt dazu, dass sich die Spitze der Fan-Schaufel mit einer Geschwindigkeit U_Spitze bewegt. Die Arbeit, die von den Fan-Schaufeln auf die Strömung geleistet wird, führt zu einem Enthalpieanstieg dH der Strömung. Eine Fanspitzenbelastung kann definiert werden als dH/U_Spitze ², wobei dH der Enthalpieanstieg (zum Beispiel der mittlere 1-D Enthalpieanstieg) über den Fan ist und U_Spitze die (translatorische) Geschwindigkeit der Fanspitze ist, zum Beispiel an der Anströmkante der Spitze (die definiert sein kann als der Fanspitzenradius an der Anströmkante multipliziert mit der Winkelgeschwindigkeit). Die Fanspitzenbelastung unter Reiseflugbedingungen kann größer sein als (oder in der Größenordnung von): 0,28, 0,29, 0,3, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 oder 0,4 (wobei alle Einheiten in diesem Absatz Jkg^-1K^-1/(ms¹)² sind). Die maximale Fanspitzenbelastung kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte aus dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können Ober- und Untergrenzen bilden).
Gasturbinentriebwerke gemäß der vorliegenden Offenbarung können ein beliebiges Bypass-Verhältnis aufweisen, wobei das Bypass-Verhältnis definiert ist als das Verhältnis der Massenströmungsrate der Strömung durch den Bypasskanal zu der Massenströmungsrate der Strömung durch den Kern unter Reiseflugbedingungen. In einigen Anordnungen kann das Bypassverhältnis größer sein als eines der Folgenden (oder in der Größenordnung hiervon): 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5 oder 17. Das maximale Bypass-Verhältnis kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte aus dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können Ober- und Untergrenzen bilden). Der Bypasskanal kann im Wesentlichen ringförmig sein. Der Bypasskanal kann sich radial außerhalb des Kerntriebwerks befinden. Die radiale Außenfläche des Bypasskanals kann durch eine Gondel und/oder ein Fangehäuse definiert sein.
Das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann definiert werden als das Verhältnis des Staudrucks stromaufwärts des Fans zu dem Staudruck am Ausgang des Höchstdruckverdichters (vor Eintritt in die Brennkammer). Als nicht einschränkendes Beispiel kann das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, unter Reiseflugbedingungen größer sein als eines der Folgenden (oder in der Größenordnung hiervon): 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Das Gesamtdruckverhältnis kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte aus dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können Ober- und Untergrenzen bilden).
Der spezifische Schub eines Triebwerks kann als der Nettoschub des Triebwerks dividiert durch den Gesamtmassenstrom durch das Triebwerk definiert werden. Unter Reiseflugbedingungen kann der spezifische Schub eines hierin beschriebenen und/oder beanspruchten Triebwerks kleiner sein als eines der Folgenden (oder in der Größenordnung hiervon): 110 Nkg^-1s, 105 Nkg^-1s, 100 Nkg^-1s, 95 Nkg^-1s, 90 Nkg^-1s, 85 Nkg^-1s oder 80 Nkg^-1s, Der spezifische Schub kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte aus dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Derartige Triebwerke können im Vergleich zu herkömmlichen Gasturbinentriebwerken besonders effizient sein.
Ein Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann jeden gewünschten maximalen Schub haben. Als nicht einschränkendes Beispiel kann eine Gasturbine, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, in der Lage sein, einen maximalen Schub von mindestens einem der Folgenden (oder in der Größenordnung hiervon) zu erzeugen: 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN oder 550 kN. Der maximale Schub kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte aus dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Der oben genannte Schub kann der maximale Nettoschub bei Standardatmosphärenbedingungen auf Meereshöhe plus 15 Grad Celsius (Umgebungsdruck 101,3 kPa, Temperatur 30 Grad Celsius) sein, wobei das Triebwerk statisch ist.
Eine Fan-Schaufel und/oder ein Luftleitblechabschnitt einer Fan-Schaufels, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, können aus jedem geeigneten Material oder einer Kombination von Materialien hergestellt sein. Zum Beispiel kann mindestens ein Teil der Fan-Schaufel und/oder der Tragfläche mindestens teilweise aus einem Verbundwerkstoff, beispielsweise einem Metallmatrixverbundwerkstoff und/oder einem organischen Matrixverbundwerkstoff, wie etwa Kohlefaser, hergestellt sein. Als weiteres Beispiel kann mindestens ein Teil der Fan-Schaufel und/oder der Tragfläche mindestens teilweise aus einem Metall, beispielsweise einem auf Titan basierenden Metall oder einem auf Aluminium basierenden Material (wie etwa einer Aluminium-Lithium-Legierung) oder einem auf Stahl basierenden Material, hergestellt sein. Die Fan-Schaufel kann mindestens zwei Regionen umfassen, die unter Verwendung unterschiedlicher Materialien hergestellt sind. Beispielsweise kann die Fan-Schaufel eine schützende Anströmkante aufweisen, die unter Verwendung eines Materials hergestellt werden kann, das besser in der Lage ist, einem Aufprall (beispielsweise von Vögeln, Eis oder anderem Material) zu widerstehen als der Rest der Schaufel. Eine derartige Anströmkante kann beispielsweise unter Verwendung von Titan oder einer Legierung auf Titanbasis hergestellt werden. Somit kann die Fan-Schaufel rein als Beispiel einen auf Kohlenstofffaser oder Aluminium basierenden Körper (wie etwa einer Aluminium-Lithium-Legierung) mit einer Anströmkante aus Titan aufweisen.
Ein Fan, wie er hierin beschrieben und/oder beansprucht wird, kann einen zentralen Abschnitt umfassen, von dem sich die Fan-Schaufeln erstrecken können, beispielsweise in einer radialen Richtung. Die Fan-Schaufeln können in jeder gewünschten Weise an dem zentralen Abschnitt befestigt sein. Beispielsweise kann jede Fan-Schaufel eine Befestigung aufweisen, die in einen entsprechenden Schlitz in der Nabe (oder Scheibe) eingreifen kann. Eine solche Befestigung kann rein als Beispiel in Form eines Schwalbenschwanzes vorliegen, der in einen entsprechenden Schlitz in der Nabe/Scheibe einsteckbar und/oder einrastbar ist, um die Fan-Schaufel an der Nabe/Scheibe zu befestigen. Als weiteres Beispiel können die Fan-Schaufeln einstückig mit einem zentralen Abschnitt ausgebildet sein. Eine derartige Anordnung kann als Schaufelscheibe oder Schaufelring bezeichnet werden. Jedes geeignete Verfahren kann zur Herstellung einer solchen Schaufelscheibe oder eines Schaufelrings verwendet werden. Zum Beispiel kann mindestens ein Teil der Fan-Schaufeln aus einem Block gefertigt sein und/oder mindestens ein Teil der Fan-Schaufeln kann durch Schweißen, wie etwa lineares Reibschweißen, an der Nabe/Scheibe befestigt sein.
Die hierin beschriebenen und/oder beanspruchten Gasturbinentriebwerke können mit einer flächenvariablen Düse (variable area nozzle, VAN) versehen sein oder nicht. Eine derartige flächenvariable Düse kann das Variieren der Austrittsfläche des Bypasskanals während des Gebrauchs ermöglichen. Die allgemeinen Prinzipien der vorliegenden Offenbarung können auf Triebwerke mit oder ohne VAN angewendet werden.
Der Fan einer Gasturbine, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann eine beliebige Anzahl von Fan-Schaufeln aufweisen, zum Beispiel 14, 16, 18, 20, 22, 24 oder 26 Fan-Schaufeln.
Wie hierin verwendet, können Reiseflugbedingungen die Reiseflugbedingungen eines Flugzeugs bezeichnen, an dem das Gasturbinentriebwerk angebracht ist. Solche Reiseflugbedingungen können konventionell definiert werden als die Bedingungen bei einem mittleren Reiseflug, z. B. die Bedingungen, die das Flugzeug und/oder das Triebwerk am Mittelpunkt (in Bezug auf Zeit und/oder Entfernung) zwischen dem Steigflug und dem Beginn des Abhebens erfährt.
Rein als Beispiel kann die Vorwärtsgeschwindigkeit unter Reiseflugbedingungen jeder Punkt im Bereich von Mach 0,7 bis 0,9, zum Beispiel 0,75 bis 0,85, zum Beispiel 0,76 bis 0,84, zum Beispiel 0,77 bis 0,83, zum Beispiel 0,78 bis 0,82, zum Beispiel 0,79 bis 0,81, zum Beispiel in der Größenordnung von Mach 0,8, in der Größenordnung von Mach 0,85 oder im Bereich von 0,8 bis 0,85 sein. Jede einzelne Geschwindigkeit innerhalb dieser Bereiche kann die Reiseflugbedingung sein. Bei einigen Flugzeugen können die Reiseflugbedingungen außerhalb dieser Bereiche liegen, beispielsweise unter Mach 0,7 oder oberhalb Mach 0,9.
Rein als Beispiel können die Reiseflugbedingungen den Standardatmosphärenbedingungen bei einer Höhe entsprechen, die im Bereich von 10.000 m bis 15.000 m, zum Beispiel im Bereich von 10.000 m bis 12.000 m, zum Beispiel im Bereich von 10.400 m bis 11.600 m (etwa 38.000 ft), zum Beispiel im Bereich von 10.500 m bis 11.500 m, zum Beispiel im Bereich von 10.600 m bis 11.400 m, zum Beispiel im Bereich von 10.700 m (etwa 35.000 ft) bis 11.300 m, zum Beispiel im Bereich von 10.800 m bis 11.200 m, zum Beispiel im Bereich von 10.900 m bis 11.100 m, zum Beispiel in der Größenordnung von 11.000 m, liegt. Die Reiseflugbedingungen können Standardatmosphärenbedingungen bei jeder gegebenen Höhe in diesen Bereichen entsprechen.
Rein als Beispiel können die Reiseflugbedingungen den folgenden entsprechen: einer Vorwärts-Mach-Zahl von 0,8; einem Druck von 23000 Pa; und einer Temperatur von -55 Grad C.
Wie an anderer Stelle hierin verwendet, können „Reiseflug“ oder „Reiseflugbedingungen“ die aerodynamischen Auslegungspunkte bezeichnen. Ein solcher aerodynamischer Auslegungspunkt (oder ADP) kann den Bedingungen entsprechen (die beispielsweise eine oder mehrere der Mach-Zahlen, Umgebungsbedingungen und Schubanforderungen umfassen), für die der Fan zum Betrieb ausgelegt ist. Dies kann beispielsweise die Bedingungen bezeichnen, unter denen der Fan (oder das Gasturbinentriebwerk) auf einen optimalen Wirkungsgrad ausgelegt ist.
Bei Gebrauch kann ein Gasturbinentriebwerk, wie es hierin beschrieben und/oder beansprucht ist, unter den Reiseflugbedingungen arbeiten, die an anderer Stelle hierin definiert sind. Derartige Reiseflugbedingungen können durch die Reiseflugbedingungen (beispielsweise die Streckenflugmitte-Bedingungen) eines Flugzeugs bestimmt werden, an dem mindestens ein (zum Beispiel 2 oder 4) Gasturbinentriebwerk(e) montiert werden kann, um einen Vortriebschub bereitzustellen.
Gemäß einem Aspekt wird ein Flugzeug umfassend ein Gasturbinentriebwerk, wie es hierin beschrieben und/oder beansprucht ist, bereitgestellt. Das Flugzeug gemäß diesem Aspekt ist das Flugzeug, für das das Gasturbinentriebwerk konzipiert wurde. Dementsprechend entsprechen die Reiseflugbedingungen gemäß diesem Aspekt der Streckenflugmitte des Flugzeugs, wie sie an anderer Stelle hierin definiert ist.
Gemäß einem Aspekt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks, wie es hierin beschrieben und/oder beansprucht ist, bereitgestellt. Der Betrieb kann bei Reiseflugbedingungen erfolgen, wie sie hierin an anderer Stelle definiert sind (zum Beispiel in Hinblick auf Schub, Atmosphärenbedingungen und Machzahl).
Gemäß einem Aspekt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugs umfassend ein Gasturbinentriebwerk, wie es hierin beschrieben und/oder beansprucht ist, bereitgestellt. Der Betrieb gemäß diesem Aspekt kann einen Betrieb bei Streckenflugmitte des Flugzeugs einschließen (oder sein), wie an anderer Stelle hierin definiert.
Ausführungsformen werden nun lediglich beispielhaft unter Bezugnahme auf die Figuren beschrieben, in denen:

1 eine Querschnittseitenansicht eines Gasturbinentriebwerks ist;
2 eine Querschnittseitenansicht eines stromaufwärtigen Abschnitts eines Gasturbinentriebwerks aus der Nähe ist;
3 eine teilweise aufgeschnittene Ansicht eines Getriebes für ein Gasturbinentriebwerk ist;
4 ein Schaubild ist, das eine vergrößerte Ansicht eines stromaufwärts gelegenen Abschnitts der Turbine des Gasturbinentriebwerks zeigt.

1 veranschaulicht ein Gasturbinentriebwerk 10 mit einer Hauptdrehachse 9. Das Triebwerk 10 umfasst einen Lufteinlass 12 und einen Vortriebfan 23, der zwei Luftströme erzeugt: einen Kernluftstrom A und einen Bypassluftstrom B. Das Gasturbinentriebwerk 10 umfasst einen Kern 11, der den Kernluftstrom A empfängt. Der Triebwerkkern 11 umfasst in axialer Strömungsfolge einen Niederdruckverdichter 14 (der hierin als erster Verdichter 14 bezeichnet werden kann), einen Hochdruckverdichter 15 (der hierin als zweiter Verdichter bezeichnet werden kann), eine Verbrennungsausrüstung 16, eine Hochdruckturbine 17 (die hierin als zweite Turbine bezeichnet werden kann), eine Niederdruckturbine 19 (die hierin als erste Turbine bezeichnet werden kann) und eine Kernauslassdüse 20. Eine Gondel 21 umgibt das Gasturbinentriebwerk 10 und definiert einen Bypasskanal 22 sowie eine Bypassauslassdüse 18. Der Bypassluftstrom B strömt durch den Bypasskanal 22. Der Fan 23 ist über eine Welle 26 und ein Umlaufrädergetriebe 30 an der Niederdruckturbine 19 angebracht und wird von dieser angetrieben.
Bei Gebrauch wird der Kernluftstrom A beschleunigt und durch den Niederdruckverdichter 14 komprimiert und in den Hochdruckverdichter 15 geleitet, wo er weiter komprimiert wird. Die aus dem Hochdruckverdichter 15 ausgestoßene komprimierte Luft wird in die Verbrennungsausrüstung 16 geleitet, wo sie mit Treibstoff vermischt wird und das Gemisch verbrannt wird. Die resultierenden heißen Verbrennungsprodukte dehnen sich dann durch die Hochdruck- und die Niederdruckturbine 17, 19 aus und treiben sie dadurch an, bevor sie durch die Düse 20 ausgestoßen werden, um einen gewissen Vortriebschub bereitzustellen. Die Hochdruckturbine 17 treibt den Hochdruckverdichter 15 über eine geeignete Verbindungswelle 27 an. Der Fan 23 stellt im Allgemeinen den Großteil des Vortriebschubs bereit. Das Umlaufrädergetriebe 30 ist ein Untersetzungsgetriebe.
Eine beispielhafte Anordnung für ein Getriebefan-Gasturbinentriebwerk 10 ist in 2 gezeigt. Die Niederdruckturbine 19 (siehe 1) treibt die Welle 26 an, die mit einem zentralen Ritzel oder Sonnenrad 28 der Umlaufrädergetriebeanordnung 30 gekoppelt ist. Radial auswärts von dem Sonnenrad 28 und in dieses eingreifend befindet sich eine Vielzahl von Planetenrädern 32, die durch einen Planetenträger 34 miteinander gekoppelt sind. Der Planetenträger 34 beschränkt die Planetenräder 32, um synchron um das Sonnenrad 28 zu präzessieren, während er jedem Planetenrad 32 ermöglicht, sich um seine eigene Achse zu drehen. Der Planetenträger 34 ist über Gestänge 36 mit dem Fan 23 gekoppelt, um seine Drehung um die Triebwerksachse 9 anzutreiben. Radial auswärts von den Planetenrädern 32 und in diese eingreifend befindet sich ein Zahnkranz oder Hohlrad 38, das über Gestänge 40 mit einer stationären Stützstruktur 24 gekoppelt ist.
Es ist zu beachten, dass die Begriffe „Niederdruckturbine“ und „Niederdruckverdichter“, wie sie hier verwendet werden, die Turbinenstufen mit dem niedrigsten Druck bzw. die Verdichterstufen mit dem niedrigsten Druck (d. h. nicht einschließlich des Fans 23) und/oder die Turbinen- und Verdichterstufen bedeuten, die durch die Verbindungswelle 26 mit der niedrigsten Drehzahl im Triebwerk verbunden sind (d. h. nicht einschließlich der Getriebeausgangswelle, die den Fan 23 antreibt). An einigen Literaturstellen können die „Niederdruckturbine“ und der „Niederdruckverdichter“, auf die hierin Bezug genommen wird, alternativ als die „Zwischendruckturbine“ und der „Zwischendruckverdichter“ bekannt sein. Wo eine solche alternative Nomenklatur verwendet wird, kann der Fan 23 als eine erste oder niedrigste Druckkompressionsstufe bezeichnet werden.
Das Umlaufrädergetriebe 30 ist in 3 beispielhaft in größerem Detail gezeigt. Jedes von dem Sonnenrad 28, den Planetenrädern 32 und dem Hohlrad 38 weist Zähne an seinem Umfang auf, um mit den anderen Zahnrädern in Eingriff zu treten. Aus Gründen der Klarheit sind in 3 jedoch nur beispielhafte Abschnitte der Zähne dargestellt. Es sind vier Planetenräder 32 dargestellt, obwohl es für den erfahrenen Leser offensichtlich ist, dass innerhalb des Schutzumfangs der beanspruchten Erfindung mehr oder weniger Planetenräder 32 vorgesehen sein können. Praktische Anwendungen eines Planetengetriebes 30 umfassen im Allgemeinen mindestens drei Planetenräder 32.
Das beispielhaft in den 2 und 3 dargestellte Umlaufrädergetriebe 30 ist vom Planetentyp, indem der Planetenträger 34 über Gestänge 36 mit einer Ausgangswelle gekoppelt ist, wobei das Hohlrad 38 fixiert ist. Es kann jedoch jeder andere geeignete Typ eines Umlaufrädergetriebes 30 verwendet werden. Als weiteres Beispiel kann das Umlaufrädergetriebe 30 eine Sternanordnung sein, bei der der Planetenträger 34 fixiert gehalten wird und sich das Hohlrad (der Zahnkranz) 38 drehen kann. Bei einer derartigen Anordnung wird der Fan 23 von dem Hohlrad 38 angetrieben. Als weiteres alternatives Beispiel kann das Getriebe 30 ein Differenzialgetriebe sein, bei dem sich sowohl das Hohlrad 38 als auch der Planetenträger 34 drehen können.
Es versteht sich, dass die in den 2 und 3 gezeigte Anordnung nur beispielhaft ist und dass verschiedene Alternativen innerhalb des Schutzumfangs der vorliegenden Offenbarung liegen. Als Beispiel kann jede geeignete Anordnung zum Unterbringen des Getriebes 30 in dem Triebwerk 10 und/oder zum Verbinden des Getriebes 30 mit dem Triebwerk 10 verwendet werden. Als weiteres Beispiel können die Verbindungen (wie etwa das Gestänge 36, 40 in dem Beispiel der 2) zwischen dem Getriebe 30 und anderen Teilen des Triebwerks 10 (wie etwa der Eingangswelle 26, der Ausgangswelle und der feststehenden Struktur 24) einen beliebigen gewünschten Grad an Steifigkeit oder Flexibilität aufweisen. Als weiteres Beispiel kann jede geeignete Anordnung der Lager zwischen rotierenden und stationären Teilen des Triebwerks (beispielsweise zwischen der Eingangs- und der Ausgangswelle des Getriebes und den feststehenden Strukturen wie etwa dem Getriebegehäuse) verwendet werden, und die Offenbarung ist nicht auf die beispielhafte Anordnung von 2 beschränkt. Wenn beispielsweise das Getriebe 30 eine Sternanordnung hat (oben beschrieben), würde der Fachmann leicht verstehen, dass die Anordnung von Ausgang und Stützgestängen und Lagerpositionen üblicherweise von der in 2 gezeigten Anordnung abweichen würde.
Demgemäß erstreckt sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinentriebwerk mit einer beliebigen Anordnung von Getriebetypen (beispielsweise Stern- oder Planetengetriebe), Stützstrukturen, Eingangs- und Ausgangswellenanordnung und Lagerpositionen.
Optional kann das Getriebe zusätzliche und/oder alternative Komponenten antreiben (z. B. den Zwischendruckverdichter und/oder einen Booster-Verdichter).
Andere Gasturbinentriebwerke, auf die die vorliegende Offenbarung angewendet werden kann, können alternative Konfigurationen aufweisen. Beispielsweise können solche Triebwerke eine alternative Anzahl von Verdichtern und/oder Turbinen und/oder eine alternative Anzahl von Verbindungswellen aufweisen. Als weiteres Beispiel weist das in 1 gezeigte Gasturbinentriebwerk eine geteilte Strömungsdüse 18, 20 auf, was bedeutet, dass die Strömung durch den Bypasskanal 22 ihre eigene Düse 18 hat, die von der Kerntriebwerkdüse 20 getrennt und radial außerhalb dieser angeordnet ist. Jedoch ist dies nicht einschränkend, und jeder Aspekt der vorliegenden Offenbarung kann auch auf Triebwerke angewendet werden, in denen die Strömung durch den Bypasskanal 22 und die Strömung durch den Kern 11 vor (oder stromaufwärts von) einer einzigen Düse, die als Mischströmungsdüse bezeichnet werden kann, gemischt oder kombiniert werden. Eine oder beide Düsen (ob gemischte oder geteilte Strömung) können eine feste oder variable Fläche aufweisen. Während sich das beschriebene Beispiel auf ein Turbofan-Triebwerk bezieht, kann die Offenbarung beispielsweise auf jede Art von Gasturbinentriebwerk angewendet werden, wie beispielsweise einen offenen Rotor (bei dem die Fanstufe nicht von einer Gondel umgeben ist) oder ein Turboprop-Triebwerk.
Die Geometrie des Gasturbinentriebwerks 10 und Komponenten davon ist durch ein herkömmliches Achsensystem definiert, das eine axiale Richtung (die mit der Drehachse 9 ausgerichtet ist), eine radiale Richtung (in der Richtung von unten nach oben in 1) und eine Umfangsrichtung (senkrecht zu der Seite in der Ansicht von 1) aufweist. Die axiale, die radiale und die Umfangsrichtung sind zueinander senkrecht.
4 zeigt einen Teil der Turbine ausführlicher. Insbesondere zeigt 4 einen stromabwärts gelegenen Abschnitt der Brennkammer 16, die zweite (HochdruckTurbine 17 und einen stromaufwärts gelegenen Abschnitt der ersten (NiederdruckTurbine 19. Die Hochdruckturbine 17 ist mit der zweiten Kernwelle 27 verbunden. Die Niederdruckturbine 19 ist mit der ersten Kernwelle 26 verbunden.
In dem veranschaulichten Beispiel umfasst die Hochdruckturbine 17 in Axialströmungsreihen eine erste (am weitesten axial stromaufwärts gelegene) Statorleitschaufelreihe 171, eine erste (am weitesten axial stromaufwärts gelegene) Rotorschaufelreihe 172, eine zweite (am weitesten stromaufwärts gelegene) Statorleitschaufelreihe 173 und eine zweite (zweite am weitesten stromaufwärts gelegene) Rotorschaufelreihe 174.
Die erste Rotorschaufelreihe 172 ist mit einer Rotorscheibe 177 verbunden. Die zweite Rotorschaufelreihe 174 ist mit einer Rotorscheibe 178 verbunden. Die beiden Rotorscheiben 177, 178 sind durch ein Verbindungselement 179 starr miteinander verbunden. Mindestens eine der Rotorscheiben (im dargestellten Beispiel die erste Rotorscheibe 177) ist über einen Arm 271 mit der zweiten Kernwelle 27 verbunden. Dementsprechend drehen sich im Betrieb die zweite Kernwelle 27, die Rotorscheiben 177, 178 und die Rotorschaufeln 172, 174 bei gleicher Drehzahl zusammen.
Das Gasturbinentriebwerk 10 umfasst auch Dichtungssegmente 175, die radial außerhalb der ersten Rotorschaufelreihe 172 angeordnet sind. Das Gasturbinentriebwerk 10 umfasst auch Dichtungssegmente 176, die radial außerhalb der zweiten Rotorschaufelreihe 174 angeordnet sind. Die Dichtungssegmente 175, 176 bilden die radial äußere Strömungsbegrenzung (die als radial äußere Ringlinie bezeichnet werden kann) im Bereich der jeweiligen Rotorschaufelreihe 172, 174, zum Beispiel über die axiale Ausdehnung der Spitzen der Rotorschaufeln 172, 174. Die Dichtungssegmente 175, 176 können mit den Spitzen der Rotorschaufeln eine Dichtung bilden, um zu verhindern - oder zumindest zu begrenzen - dass der Strom über oder an den Spitzen der Rotorschaufeln vorbeiströmt. Die Dichtungssegmente 175, 176 können durch die Rotorschaufeln abreibbar sein. So können beispielsweise die Dichtungssegmente 175, 176 durch die verwendeten Rotorschaufeln abgerieben werden, um dazwischen eine optimale Dichtung zu bilden. Jedes Segment kann ein Ringsegment oder ein kegelstumpfförmiges Segment bilden.
In dem veranschaulichten Beispiel ist die Hochdruckturbine 17 eine zweistufige Hochdruckturbine, indem sie zwei Stufen von Schaufeln und Blättern umfasst, wobei jede Stufe eine Statorleitschaufelreihe gefolgt von einer Rotorschaufelreihe umfasst. Es ist jedoch zu beachten, dass Gasturbinentriebwerke 10 gemäß der vorliegenden Offenbarung eine Hochdruckturbine mit einer beliebigen Anzahl von Stufen umfassen können, z. B. 1, 2, 3, 4, 5 oder mehr als 5 Stufen von Statorleitschaufeln und Rotorschaufeln.
Die Niederdruckturbine 19 wird stromabwärts der Hochdruckturbine 17 bereitgestellt. Eine axial am weitesten stromaufwärts gelegene Reihe von Statorleitschaufeln 191 in der Niederdruckturbine 19 ist unmittelbar stromabwärts der letzten Reihe von Rotorschaufeln 174 der Hochdruckturbine 17 angeordnet. Eine axial am weitesten stromabwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln 192 in der Niederdruckturbine 19 ist unmittelbar stromabwärts der axial am weitesten stromaufwärts gelegenen Reihe von Statorleitschaufeln 191 angeordnet. Die axial am weitesten stromaufwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln 192 ist über eine Rotorscheibe mit der ersten Kernwelle 26 verbunden. Im Betrieb treiben die Rotorschaufeln 192 der Niederdruckturbine 19 die erste Kernwelle 26 an, die wiederum den Niederdruckverdichter 14 antreibt und - über ein Getriebe 30 - auch den Fan 23.
4 zeigt nur einen stromaufwärts gerichteten Abschnitt der Niederdruckturbine 19. Es ist jedoch zu beachten, dass stromabwärts des veranschaulichten Abschnitts weitere Reihen von Statorleitschaufeln und Rotorschaufeln bereitgestellt werden können. So kann die Niederdruckturbine 19 beispielsweise 1, 2, 3, 4, 5 oder mehr als 5 Stufen von Statorleitschaufeln und Rotorschaufeln umfassen. Die axial am weitesten stromaufwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln 192 ist über ein Gestänge 199 mit einer oder mehreren (nicht dargestellten) stromabwärts gelegenen Rotorschaufelreihen verbunden, das mit der Scheibe 197 verbunden ist, auf der die Rotorschaufeln 192 gelagert sind. Mindestens ein Teil der Hochdruckturbine 17 und/oder der Niederdruckturbine 19 umfasst in dem veranschaulichten Beispiel einen CMC. Rein exemplarisch kann das CMC-Material Siliziumkarbidfasern und/oder eine Siliziumkarbidmatrix (SiC-SiC) sein, wobei zu beachten ist, dass auch andere CMCs verwendet werden können, wie beispielsweise ein Oxidoxid (Ox-Ox CMC-Material), eine monolithische Keramik und/oder dergleichen.
Wie bereits an anderer Stelle erwähnt, weisen CMCs andere Eigenschaften auf als herkömmliche Turbinenmaterialien, wie beispielsweise Nickellegierungen. CMCs weisen beispielsweise üblicherweise eine geringere Dichte auf und sind in der Lage, höheren Temperaturen standzuhalten als Metalle, wie beispielsweise Nickellegierungen. Die vorliegenden Erfinder haben verstanden, dass diese Eigenschaften in einigen Bereichen der Turbine 17, 19 nützlich sein können, aber andere Eigenschaften - wie beispielsweise die geringere Wärmeleitfähigkeit von CMCs im Vergleich zu Nickellegierungen - bedeuten, dass ihre Verwendung nicht in allen Bereichen der Turbine 17, 19 angemessen ist.
Je nach Triebwerktyp (z.B. in Bezug auf Architektur und/oder maximalen Schub) können beispielsweise eine oder mehrere der ersten (am weitesten stromaufwärts gelegenen) Statorleitschaufelreihe 171, der ersten (am weitesten stromaufwärts gelegenen) Rotorschaufelreihe 172, der zweiten (am zweitweitesten stromaufwärts gelegenen) Statorleitschaufelreihe 173, ist zweiten (am zweitweitesten stromaufwärts gelegenen) Rotorschaufelreihe 174 und ein erster oder zweiter Satz von Dichtungssegmenten 175, 176 der Hochdruckturbine mit CMCs hergestellt werden.
Komponenten in der obigen Liste, die nicht unter Verwendung von CMCs hergestellt werden, können mit einem Metall, wie beispielsweise einer Nickellegierung, hergestellt werden. Optional können in jedem Aspekt oder jeder Anordnung, die hierin beschrieben und/oder beansprucht werden, und unabhängig von der Anzahl der Stufen in der Hochdruckturbine 17, die Rotorschaufeln jeder Stufe in der Hochdruckturbine 17 von Dichtungssegmenten umgeben sein, und die Dichtungssegmente, die eine oder mehrere Stufen umgeben (z. B. alle Stufen), können aus einem CMC hergestellt sein.
Rein als nicht einschränkendes Beispiel werden bei der Anordnung in 4 die zweite Statorleitschaufelreihe 173, die zweite Rotorschaufelreihe 174 und der erste Satz von Dichtungssegmenten 175 und der zweite Satz von Dichtungssegmenten 176 der Hochdruckturbine aus CMCs hergestellt, während die erste Statorleitschaufelreihe 171 und die erste Rotorschaufelreihe 172 aus einer Nickellegierung hergestellt sind. In diesem speziellen Beispiel kann die Temperatur, die von der ersten Statorleitschaufelreihe 171 und der ersten Rotorschaufelreihe 172 erfahren wird, noch höher sein als die, die von CMCs toleriert werden kann. Dementsprechend bedeutet dies für dieses spezielle Beispiel, dass die erste Statorleitschaufelreihe 171 und die erste Rotorschaufelreihe 172 - die aufgrund ihrer Nähe zum Brennkammeraustritt 16 höhere Temperaturen als stromabwärtige Komponenten aufweisen - die relativ hohe Wärmeleitfähigkeit der Nickellegierung nutzen können, um mit Kühlluft (z. B. aus dem Verdichter), die den durch die Komponenten verlaufenden Durchgängen zugeführt werden kann, besser gekühlt zu werden.
Die Gesamtmasse der Hochdruckturbine 17 kann die Massen der Statorleitschaufeln 171, 173, Rotorschaufeln 172, 174, Dichtungssegmente 175, 176, Rotorscheiben 177, 178, eines oder mehrerer radial inneren Gehäuseelemente, die die innere Strömungsbegrenzung 220 über die axiale Ausdehnung der Hochdruckturbine 17 bilden, und eines oder mehrerer radial äußeren Gehäuseelemente einschließen, die die äußere Strömungsbegrenzung 230 über die axiale Ausdehnung der Hochdruckturbine 17 bilden.
CMCs können in geeigneten Teilen der Niederdruckturbine 19 verwendet werden, obwohl bei einigen Triebwerken 10 deren Verwendung in der Niederdruckturbine 19 möglicherweise nicht zweckmäßig ist und daher nicht verwendet werden darf. Rein als nicht einschränkendes Beispiel wird bei der Anordnung in 4 die axial stromaufwärts gelegene Reihe von Statorleitschaufeln 191 mit einem CMC hergestellt, während die axial stromabwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln 192 mit einer Metalllegierung (wie beispielsweise einer Nickellegierung) hergestellt wird. In diesem speziellen Beispiel ist die Temperatur, die von der axial am weitesten stromaufwärts gelegenen Reihe von Rotorschaufeln 192 erfahren wird, möglicherweise nicht hoch genug, um von der Verwendung von CMCs zu profitieren, obwohl zu berücksichtigen ist, dass in anderen Triebwerken 10 gemäß der vorliegenden Offenbarung die axial am weitesten stromaufwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln 192 und/oder die zugehörigen Dichtungssegmente 193 unter Verwendung von CMCs hergestellt werden können. Tatsächlich können bei einigen Triebwerken Komponenten (wie beispielsweise Schaufeln, Blätter und Dichtungen) stromabwärts der axial am weitesten stromaufwärts gelegenen Reihe von Rotorschaufeln 192 in der Niederdruckturbine 19 unter Verwendung von CMCs hergestellt werden.
Alle Komponenten, die unter Verwendung von CMCs hergestellt werden, können auch mit einer Umweltbarrierebeschichtung (EBC) versehen werden. Eine derartige EBC kann mindestens die mit Gas gewaschene Oberfläche dieser Komponenten bedecken. Eine derartige EBC kann den CMC vor Umweltschäden schützen, z. B. vor Schäden durch die Einwirkung von Wasserdampf. Eine derartige EBC kann beispielsweise Ytterbiumdisilikat (Yb₂Si₂O₇) sein, das mit jedem geeigneten Verfahren, wie beispielsweise dem Luftplasmaspritzen, aufgebracht werden kann.
Wie bereits an anderer Stelle erwähnt, weisen CMCs eine höhere Temperaturbeständigkeit auf als herkömmliche Materialien, wie beispielsweise Metalllegierungen. Das bedeutet, dass die selektive Verwendung von CMCs in der Turbine bedeuten kann, dass einige Komponenten, die gekühlt werden müssten, wenn sie aus einer Metalllegierung hergestellt werden sollen, nicht gekühlt werden müssen, da sie aus einem CMC hergestellt sind und/oder einige Komponenten, die mit einem CMC hergestellt werden, weniger gekühlt werden müssen als wenn sie aus einer Metalllegierung hergestellt werden sollen. Zusätzlich oder alternativ kann durch die Verwendung von CMCs die Möglichkeit bestehen, einige Komponenten einer höheren Temperatur auszusetzen, als dies sonst möglich wäre.
Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann die Optimierung der Verwendung von CMCs im Triebwerk (z.B. in einer oder mehreren Komponenten der Turbine 17, 19, wie hierin beschrieben) den Bedarf an Kühlströmung C reduzieren, was zu einem effizienteren Triebwerkkern führen kann (da eine geringere Strömung die Brennkammer umgeht), was bedeutet, dass für eine bestimmte Kernleistung der in den Kern eintretende Massenstrom reduziert werden kann und/oder die Größe und/oder Masse der Turbine(n) 17, 19 reduziert werden kann.
Die 1 und 4 zeigen schematisch die Turbinenkühlvorrichtung 50. Die Turbinenkühlvorrichtung extrahiert den Kühlstrom C aus dem Verdichter 14, 15. Der Kühlstrom C umgeht die Brennkammer 16. Der Kühlstrom C wird dann der Hochdruckturbine 17 und optional der Niederdruckturbine 19 zugeführt. Obwohl die Turbinenkühlvorrichtung 50 in den 1 und 4 gezeigt wird, wie sie den Kühlstrom C aus einer bestimmten Position im Hochdruckverdichter 15 extrahiert und an eine bestimmte Position in der Hochdruckturbine 17 abgibt, ist zu beachten, dass dies nur zur besseren schematischen Darstellung dient und dass der Kühlstrom C von jeder geeigneten Stelle (z. B. mehreren Stellen im Hochdruckverdichter 15 und/oder im Niederdruckverdichter 14) extrahiert und an jede gewünschte Stelle (z. B. mehrere Stellen in der Hochdruckturbine 17 und/oder der Niederdruckturbine 19) abgegeben werden kann.
Eine Reduzierung der Menge des Kühlstroms C ist wünschenswert, da der Kühlstrom nicht verbrannt wird und somit das daraus extrahierbare Arbeitsvolumen geringer ist als bei dem Strom, der durch die Brennkammer 16 strömt. Unter Bezugnahme auf 1 weist das Gasturbinentriebwerk 10 ein Bypass-Verhältnis auf, das definiert ist als die Massenströmungsrate des Stroms B durch den Bypasskanal 22 geteilt durch die Massenströmungsrate des Stroms A, der bei Reiseflugbedingungen in den Triebwerkkern eintritt. Da das Bypass-Verhältnis erhöht wird - zum Beispiel zur Steigerung des Triebwerkwirkungsgrads - strömt proportional weniger des Strom A durch den Kern. Das bedeutet, dass für eine gegebene Triebwerksgröße und/oder um einer gegebenen Turbineneintrittstemperatur standhalten zu können, ein höherer Anteil des Kernstroms A erforderlich sein kann, um als Turbinenkühlstrom C verwendet zu werden. In diesem Zusammenhang kann, wie hierin verwendet, die Turbineneintrittstemperatur (T0turb_in) die maximale Staupunkttemperatur sein, die an einer Stelle 60 im Gasströmungspfad gemessen wird, die unmittelbar vor der am weitesten axial stromaufwärts gelegenen Rotorschaufelreihe 172 liegt, d. h. bei einem sogenannten „Red-Line“-Betriebszustand des Triebwerks, für den das Triebwerk zertifiziert ist.
Ein Verhältnis von Kühl- zu Bypass-Wirkungsgrad kann definiert werden als das Verhältnis der Massenströmungsrate C des Turbinenkühlstroms zur Massenströmungsrate B des Bypassstroms unter Reiseflugbedingungen. Unter Verwendung eines Verständnisses der hierin exemplarisch beschriebenen Beschränkungen und/oder Technologien kann das Verhältnis von Kühl- zu Bypassleistung dahingehend optimiert werden, dass es wie hierin beschrieben und/oder beansprucht ist. Zusätzlich oder alternativ kann die Masse der Hochdruckturbine 17 und/oder der Niederdruckturbine 19 im Vergleich zu einem herkömmlichen Triebwerk optimiert (z. B. reduziert) werden. Dies wiederum kann die Masse der Hochdruckturbine 17 und/oder der Niederdruckturbine 19 im Verhältnis zur Gesamtmasse des Gasturbinentriebwerks 10 reduzieren.
Unter Verwendung eines Verständnisses der hierin exemplarisch beschriebenen Beschränkungen und/oder Technologien kann der normierte Schub optimiert werden. In diesem Zusammenhang ist der normierte Schub definiert als der maximale Nettoschub des Triebwerks 10 auf Meereshöhe geteilt durch die Gesamtmasse der Turbinen 17, 19 im Triebwerk 10. Das veranschaulichte Beispiel weist eine Hochdruckturbine 17 und eine Niederdruckturbine 19 auf, wobei jedoch zu beachten ist, dass bei weiteren Turbinen, die im Triebwerk eingeschlossen sind, die gesamte Turbinenmasse die Masse aller Turbinen einschließt.
Wie an anderer Stelle bereits erwähnt, kann die optimierte Verwendung von CMCs zu einem reduzierten Bedarf für den Turbinenkühlstrom führen. Zusätzlich oder alternativ kann durch die Verwendung von CMCs die Möglichkeit bestehen, einige Komponenten einer höheren Temperatur auszusetzen, als dies sonst möglich wäre. Dies kann dazu führen, dass die Eintrittstemperaturen der Turbine gegenüber den Triebwerken 10, die keine optimierte Verwendung von CMCs einschließen, erhöht werden können. In diesem Zusammenhang wurde festgestellt, dass aus Sicht des Triebwerkswirkungsgrads höhere Turbineneintrittstemperaturen wünschenswert sind.
Unter Verwendung eines Verständnisses der hierin exemplarisch beschriebenen Beschränkungen und/oder Technologien kann das Kühlwirkungsgrad-Verhältnis optimiert werden. In diesem Zusammenhang ist das Kühlwirkungsgrad-Verhältnis definiert als das Verhältnis zwischen der Turbineneintrittstemperatur (wie an anderer Stelle hierin definiert) und dem Kühlstrombedarf. Der Kühlstrombedarf kann definiert werden als die Massenströmungsrate des Turbinenkühlstroms C geteilt durch die Massenströmungsrate des Stroms A, der unter Reiseflugbedingungen in den Triebwerkkern eintritt.
Eine Kerngröße CS kann für das Gasturbinentriebwerk 10 definiert werden als: $C S = W c o m p_{i n \cdot} \frac{\sqrt{T 0 c o m p_o u t}}{P 0 c o m p_o u t}$
wobei:

Wcomp_in die Massenströmungsrate (kg/s) am Eintritt in den Triebwerkkern, d. h. die Massenströmungsrate des Kernstroms A gemessen an der Stelle 70 in 1, ist;
T0comp_out die Staupunkttemperatur (K) am Austritt zum Verdichter, d.h. am Austritt des Höchstdruckverdichters 15, angezeigt durch die Stelle 80 in 1, ist;
P0comp_out der Staudruck (Pa) am Austritt zum Verdichter, d.h. am Austritt des Höchstdruckverdichters 15, angezeigt durch die Stelle 80 in 1, ist.

Die Verwendung eines Verständnisses der hierin exemplarisch beschriebenen Beschränkungen und/oder Technologien kann es ermöglichen, ein Schub- Kerneffizienz-Verhältnis TC und/oder ein Fan-Kerneffizienz-Verhältnis FC in den hierin beschriebenen und/oder beanspruchten Bereichen zu optimieren, wobei das Schub-Kerneffizienz-Verhältnis TC und das Fan-Kerneffizienz-Verhältnis FC wie unten definiert sind (wobei T0turb_in die Turbineneintrittstemperatur an Position 60 in 4 ist, wie oben beschrieben). $T C = (M a x N e t S c h u b a u f M e e r e s h ö h e) . \frac{\sqrt{T 0 t u r b_i n}}{C S} .$
$F C = (F a n - D u r c h m e s s e r) . \frac{\sqrt{T 0 t u r b_i n}}{C S}$
Es wird darauf hingewiesen, dass das hierin beschriebene und/oder beanspruchte Verständnis und/oder die Technologie zu einem besonders effizienten Gasturbinentriebwerk 10 führt. So kann beispielsweise das hierin beschriebene und/oder beanspruchte Verständnis und/oder die Technologie ein besonders effizientes Gasturbinentriebwerk 10 bereitstellen, bei dem ein Fan 23, der von einem Getriebe 30 angetrieben wird, durch einen optimierten Triebwerkkern ergänzt wird.
Es versteht sich, dass die Erfindung nicht auf die oben beschriebenen Ausführungsformen beschränkt ist und dass verschiedene Modifikationen und Verbesserungen vorgenommen werden können, ohne von den hierin beschriebenen Konzepten abzuweichen. Außer wenn sie sich gegenseitig ausschließen, kann jedes der Merkmale und Aspekte getrennt oder in Kombination mit beliebigen anderen Merkmalen verwendet werden, und die Offenbarung erstreckt sich auf und umfasst alle Kombinationen und Unterkombinationen von einem oder mehreren hierin beschriebenen Merkmalen.

Claims

Gasturbinentriebwerk (10) für ein Flugzeug, umfassend: einen Triebwerkkern (11), umfassend: eine erste Turbine (19), einen ersten Verdichter (14) und eine erste Kernwelle (26), die die erste Turbine mit dem ersten Verdichter verbindet; eine zweite Turbine (17), einen zweiten Verdichter (15) und eine zweite Kernwelle (27), die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, wobei die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle so angeordnet sind, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl drehen als die erste Kernwelle; wobei die Gasturbine ferner Folgendes umfasst: einen Fan (23), der eine Vielzahl von Fan-Schaufeln umfasst; und ein Getriebe (30), das einen Eingang von der ersten Kernwelle (26) empfängt und Antrieb zum Fan ausgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die erste Kernwelle anzutreiben, wobei: die Gesamtmasse der Turbine im Bereich von 7 % bis 17 % der Gesamttrockenmasse des Gasturbinentriebwerks liegt.
Gasturbinentriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Gesamtmasse der Turbine nicht mehr als 15 % beträgt und optional im Bereich von 8 % bis 15 % der Gesamttrockenmasse des Gasturbinentriebwerks liegt.
Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug nach Anspruch einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Masse der zweiten Turbine nicht mehr als 15 % beträgt und optional im Bereich von 8 % bis 15 % der Gesamttrockenmasse des Gasturbinentriebwerks liegt.
Gasturbinentriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei: die zweite Turbine mindestens eine Keramikmatrix-Verbundkomponente umfasst.
Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 4, wobei die Masse des Keramikmatrix-Verbundwerkstoffs in der zweiten Turbine im Bereich von 2 % bis 15 % der Gesamtmasse der zweiten Turbine und optional im Bereich von 4 % bis 10 % der Gesamtmasse der zweiten Turbine liegt.
Gasturbinentriebwerk (10) für ein Flugzeug nach Anspruch 4 oder Anspruch 5, wobei: die erste Turbine mindestens eine Keramikmatrix-Verbundkomponente umfasst; und optional die Masse des Keramikmatrix-Verbundwerkstoffs in den ersten und zweiten Turbinen im Bereich von 1 % bis 15 %, optional 2 % bis 12 %, der Gesamtmasse der ersten und zweiten Turbine liegt.
Gasturbinentriebwerk (10) für ein Flugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei: die Turbine mindestens eine Reihe von Statorleitschaufeln (171) umfasst; und die am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Statorleitschaufeln (171) aus einem Metall- oder Keramikmatrix-Verbundwerkstoff besteht.
Gasturbinentriebwerk (10) für ein Flugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei: die Turbine mindestens eine Reihe von Rotorschaufeln (172) umfasst; und die am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln (172) aus einem Metall- oder Keramikmatrix-Verbundwerkstoff besteht.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei: die Turbine mindestens eine Reihe von Rotorschaufeln (172) umfasst, wobei die am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln radial von Dichtungssegmenten (175) umgeben ist; und die Dichtungssegmente einen Keramikmatrix-Verbundwerkstoff umfassen.
Gasturbinentriebwerk (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei: die Turbine mindestens zwei Reihen von Statorleitschaufeln (171, 173) umfasst; und die zweite am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Statorleitschaufeln (173) einen Keramikmatrix-Verbundwerkstoff umfasst.
Gasturbinentriebwerk (10) für ein Flugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei: die Turbine mindestens zwei Reihen von Rotorschaufeln (174) umfasst; und die zweite am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln (174) einen Keramikmatrix-Verbundwerkstoff umfasst.
Gasturbinentriebwerk (10) für ein Flugzeug nach Anspruch 11, wobei: die zweite am weitesten axial stromaufwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln radial von Keramikmatrix-Verbunddichtungssegmenten umgeben ist.
Gasturbinentriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die axial am weitesten stromaufwärts gelegene Reihe von Statorleitschaufeln (191) in der ersten Turbine einen Keramikmatrix-Verbundwerkstoff umfasst.
Gasturbinentriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die axial am weitesten stromaufwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln (192) in der ersten Turbine einen Keramikmatrix-Verbundwerkstoff umfasst, wobei das Gasturbinentriebwerk optional weiterhin Dichtungssegmente aus einem Keramikmatrix-Verbundwerkstoff umfasst, die die axial am weitesten stromaufwärts gelegene Reihe von Rotorschaufeln (192) in der ersten Turbine umgeben.
Gasturbinentriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei: die Turbineneintrittstemperatur, definiert als die Temperatur am Einlass des am weitesten axial stromaufwärts gelegenen Turbinenrotors bei einem maximalen Leistungszustand des Gasturbinentriebwerks, mindestens 1800 K, optional mindestens 1850 K, 1900 K, 195 0K oder 2000 K beträgt; und/oder der Fan-Durchmesser im Bereich von 225 cm bis 400 cm, optional im Bereich von 250 cm bis 280 cm oder 325 cm bis 370 cm liegt; und/oder das Untersetzungsverhältnis des Getriebes im Bereich von 3,3 bis 4 liegt; und/oder der maximale Nettoschub des Triebwerks auf Meereshöhe im Bereich von 160 kN bis 550 kN, optional im Bereich von 160 kN bis 250 kN oder 300 kN bis 500 kN liegt.