DE102020103776A1

DE102020103776A1 - Getriebe-Gasturbinentriebwerk

Info

Publication number: DE102020103776A1
Application number: DE102020103776.7A
Authority: DE
Inventors: Craig W. BEMMENT
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 2019-03-01
Filing date: 2020-02-13
Publication date: 2020-09-03
Also published as: GB201902793D0; FR3093349A1; CN211950675U; FR3093349B1; US10641182B1

Abstract

Die vorliegende Offenbarung bezieht sich auf ein Getriebe-Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug. Beispielausführungsformen umfassen ein Gasturbinentriebwerk (10) für ein Flugzeug, umfassend: einen Triebwerkskern (11), der eine Turbine (19), einen Verdichter (14) und eine Kernwelle (26) umfasst, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; einen Fan (23), der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fanschaufeln umfasst; und ein Getriebe (30), das eine Eingabe von der Kernwelle (26) empfängt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben, wobei das Getriebe (30) ein Übersetzungsverhältnis von etwa 3,6 oder niedriger aufweist, wobei das Gasturbinentriebwerk derart konfiguriert ist, dass ein Strahlgeschwindigkeitsverhältnis zwischen einer ersten Strahlgeschwindigkeit, die aus einem Nebenstromkanal (22) des Triebwerks (10) austritt, und einer zweiten Strahlgeschwindigkeit, die aus einer Auslassdüse (20) des Triebwerkskerns (11) austritt, unter Reisebedingungen in einem Bereich von etwa 1 bis etwa 1,3 liegt.

Description

Die vorliegende Offenbarung bezieht sich auf ein Getriebe-Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug.
Mantelstrom-Gasturbinentriebwerke für den Antrieb von Flugzeugen weisen viele Konstruktionsfaktoren auf, die den Gesamtwirkungsgrad und die Leistungsabgabe oder den Schub beeinflussen. Um einen höheren Schub bei einem hohen Wirkungsgrad zu ermöglichen, kann ein Fan mit größerem Durchmesser verwendet werden. Wenn der Durchmesser des Fans erhöht wird, neigt jedoch die erforderliche niedrigere Drehzahl des Fans dazu, mit den Anforderungen der Turbinenkomponente, mit der die Kernwelle verbunden ist, typischerweise einer Niederdruckturbine, in Konflikt zu treten. Eine optimalere Kombination kann erreicht werden, indem ein Getriebe zwischen dem Fan und der Kernwelle eingebaut wird, was es dem Fan ermöglicht, mit einer reduzierten Drehzahl bei höherem Wirkungsgrad zu arbeiten, und ermöglicht daher einen größeren Fan, während eine hohe Drehzahl für die Niederdruckturbine aufrechterhalten wird, was ermöglicht, dass der Gesamtdurchmesser der Turbine verringert wird und ein größerer Wirkungsgrad mit weniger Stufen erreicht wird.
Ein hoher Antriebswirkungsgrad für ein Getriebe-Gasturbinentriebwerk wird durch einen hohen Massenstrom durch das Triebwerk erreicht. Dies kann zum Teil durch Erhöhen des Nebenstromverhältnisses des Triebwerks ermöglicht werden, welches das Verhältnis zwischen der Massenstromrate des Nebenstroms und der Massenstromrate ist, die in den Triebwerkskern eintritt. Um ein hohes Nebenstromverhältnis mit einem größeren Fan zu erreichen, während ein optimales Übersetzungsverhältnis und eine optimale Fandrehzahl aufrechterhalten werden, kann es erforderlich sein, dass die Größe des Triebwerkskerns, insbesondere der Niederdruckturbine, zunimmt, was die Integration eines größeren Fantriebwerks unter einem Flugzeugflügel erschweren würde. Ein allgemeines zu adressierendes Problem besteht daher darin, wie ein hoher Antriebswirkungsgrad für ein größeres Getriebe-Gasturbinentriebwerk zu erreichen ist, während ermöglicht wird, dass das Triebwerk in ein Flugzeug integriert werden kann.
Gemäß einem ersten Aspekt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend:

einen Triebwerkskern, der eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle umfasst, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet;
einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fanschaufeln umfasst; und
ein Getriebe, das eine Eingabe von der Kernwelle aufnimmt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben, wobei das Getriebe ein Übersetzungsverhältnis von etwa 3,6 oder niedriger aufweist,
wobei das Gasturbinentriebwerk derart konfiguriert ist, dass ein Strahlgeschwindigkeitsverhältnis zwischen einer ersten Strahlgeschwindigkeit, die aus einem Nebenstromkanal des Triebwerks austritt, und einer zweiten Strahlgeschwindigkeit, die aus einer Auslassdüse des Triebwerkskerns austritt, unter Reisebedingungen in einem Bereich von etwa 1,0 bis etwa 1,3 liegt.

Ein Vorteil des Konfigurierens des Triebwerks derart, dass das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis innerhalb des vorstehenden Bereichs liegt, besteht darin, dass ein hohes Nebenstromverhältnis aufrechterhalten werden kann, was ermöglicht, dass das Triebwerk bei einem geringen spezifischen Schub effizient ist, während das Übersetzungsverhältnis vernünftig niedrig gehalten wird und ohne die Größe des Triebwerkskerns, insbesondere der Niederdruckturbine, signifikant zu vergrößern. Die Drehzahl der Niederdruckturbine des Triebwerkskerns kann hoch gehalten werden, wodurch sie kleiner gehalten werden kann, was Probleme mit der Integration des Triebwerks unter einem Flugzeugflügel vermeidet.
Das Übersetzungsverhältnis des Getriebes ermöglicht es dem Fan, sich langsamer als die Niederdruckturbine des Triebwerkskerns zu drehen. Wenn das Übersetzungsverhältnis abnimmt, nimmt der mit dem Verwenden eines Getriebes verbundene Vorteil ab, und der Nachteil des zusätzlichen Gewichts, das das Getriebe hinzufügt, nimmt zu. Das Übersetzungsverhältnis kann daher vorteilhafterweise etwa 2,0 oder 2,5 oder größer sein, was also zu einem Bereich für das Übersetzungsverhältnis zwischen etwa 2,0 oder 2,5 und etwa 3,6 führt. In einigen Beispielen kann das Übersetzungsverhältnis zwischen etwa 3,2 und etwa 3,6 liegen.
Um den Antriebswirkungsgrad zu bewahren, sollte die Differenz der kinetischen Energie zwischen dem Kalt- und dem Heißstromstrahl, d. h. zwischen den Strahlen aus dem Nebenstrom- und dem Kernauslass, minimiert werden. Das Erhöhen des Strahlgeschwindigkeitsverhältnisses über etwa 1,2 oder 1,3 wird den Antriebswirkungsgrad tendenziell verringern und daher eine erhöhte nachteilige Wirkung auf die Treibstoffverbrennungsrate haben. Das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis kann daher unter Reisebedingungen in einem Bereich von etwa 1,0 bis etwa 1,2 oder 1,3 gehalten werden.
Das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis, R_J, kann definiert werden als: $R_{J} = \frac{V_{B} C_{B}}{V_{C} C_{C} η_{L P T} η_{F}}$
wobei V_B die vollständig expandierte erste Strahlgeschwindigkeit ist, C_B ein Schubkoeffizient der Nebenstromdüse ist, V_C die vollständig expandierte zweite Strahlgeschwindigkeit ist, C_C ein Schubkoeffizient der Kernauslassdüse ist, η_LPT ein isentroper Wirkungsgrad einer Niedrigstdruckturbine des Triebwerkskerns ist und η_F ein isentroper Wirkungsgrad der Verdichtung der Luft in den Nebenstromkanal durch den Fan ist. Die vollständig expandierte Strahlgeschwindigkeit kann als die axiale Strahlgeschwindigkeit an dem Punkt definiert werden, an dem sich der Auslassstrahl auf Umgebungsdruck ausgedehnt hat. Der Begriff Düsenschubkoeffizient (C_B und C_C), wie er hier verwendet wird, hat die Standardbedeutung in der Technik, wie sie vom Fachmann verstanden wird.
Das Getriebe kann ein Umlaufgetriebe sein, das ein mit der Kernwelle verbundenes Eingangssonnenrad, eine Vielzahl von Planetenrädern, die durch einen Trägerarm verbunden sind, und einen äußeren Ringkranz umfasst, wobei der Fan mit dem äußeren Ringkranz verbunden ist. Diese Anordnung, die als Sternanordnung bekannt ist, kann für den Bereich von Übersetzungsverhältnissen, die hierin beschrieben und/oder beansprucht sind, besonders geeignet sein. Jedoch kann das Getriebe ein Umlaufgetriebe sein, das ein mit der Kernwelle verbundenes Eingangssonnenrad, eine Vielzahl von Planetenrädern, die durch einen Trägerarm verbunden sind, und einen äußeren Ringkranz umfasst, wobei der Fan mit dem Trägerarm verbunden ist.
Der Fan kann einen Außendurchmesser zwischen etwa 220 cm und etwa 290 cm aufweisen. In manchen Beispielen kann der Fan einen Außendurchmesser zwischen etwa 230 cm und etwa 260 cm aufweisen.
In einigen Beispielen, in denen die Turbine eine erste Turbine, der Verdichter ein erster Verdichter und die Kernwelle eine erste Kernwelle ist, kann der Triebwerkskern ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle umfassen, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, wobei die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle angeordnet sind, um sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle zu drehen.
Gemäß einem zweiten Aspekt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks an einem Flugzeug bereitgestellt, wobei das Gasturbinentriebwerk umfasst:

einen Triebwerkskern, der eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle umfasst, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet;
einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fanschaufeln umfasst; und
ein Getriebe, das eine Eingabe von der Kernwelle aufnimmt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben, wobei das Getriebe ein Übersetzungsverhältnis von etwa 3,6 oder niedriger aufweist,
wobei das Verfahren das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfasst, um unter Reisebedingungen einen Antrieb derart bereitzustellen, dass ein Strahlgeschwindigkeitsverhältnis zwischen einer aus einem Nebenstromkanal des Triebwerks austretenden ersten Strahlgeschwindigkeit und einer aus einer Auslassdüse des Triebwerkskerns austretenden zweiten Strahlgeschwindigkeit in einem Bereich von etwa 1,0 bis etwa 1,3 liegt.

Die oben in Bezug auf den ersten Aspekt beschriebenen optionalen Merkmale können auch auf das Verfahren gemäß dem zweiten Aspekt angewendet werden.
Reisebedingungen können definiert werden als eine Vorwärts-Machzahl zwischen 0,7 und 0,9 in einer Höhe zwischen 10000 m und 15000 m. Andere Bedingungen wie etwa Umgebungstemperatur und -druck hängen weitgehend von der Höhe ab. Andere spezifische Beispiele von Reisebedingungen werden hierin an anderer Stelle bereitgestellt.
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 beispielhaft kann die mit der Kernwelle verbundene Turbine eine erste Turbine, der mit der Kernwelle verbundene Verdichter ein erster Verdichter und die Kernwelle eine erste Kernwelle sein. Der Triebwerkskern 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 einen Strom von dem ersten Verdichter aufzunehmen (beispielsweise direkt aufzunehmen, beispielsweise über einen allgemein ringförmigen Kanal).
Das Getriebe kann so angeordnet sein, dass es von der Kernwelle angetrieben wird, die konfiguriert ist, um sich (beispielsweise während des Betriebs) 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 während des Betriebs) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen (beispielsweise nur von der ersten Kernwelle und nicht von der zweiten Kernwelle in dem obigen Beispiel). Alternativ kann das Getriebe so angeordnet sein, dass es von einer beliebigen oder mehreren Wellen angetrieben wird, beispielsweise von der ersten und/oder der zweiten Welle in dem obigen Beispiel.
Das Getriebe ist ein Untersetzungsgetriebe (dadurch gekennzeichnet, dass die Abgabe an den Fan eine niedrigere Drehzahl als die Eingabe von der Kernwelle ist). Jeder Typ von Getriebe kann verwendet werden. Beispielsweise kann das Getriebe ein „Planeten“- oder „Stern“-Getriebe sein, wie an anderer Stelle hierin ausführlicher beschrieben. Das Getriebe kann ein beliebiges Untersetzungsverhältnis aufweisen (definiert als die Drehzahl der Antriebswelle geteilt durch die Drehzahl der Abtriebswelle), beispielsweise 2,5 oder höher, beispielsweise im Bereich von 2,5 bis 3,6, beispielsweise in der Größenordnung von oder mindestens 2,5, 2,6, 2,7, 2,8, 2,9, 3,0, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5 oder 3,6. Das Übersetzungsverhältnis kann zum Beispiel zwischen beliebigen zwei der Werte in dem vorhergehenden Satz liegen.
In jedem Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann eine Brennkammer axial stromabwärts des Fans und des/der Verdichter(s) bereitgestellt sein. Zum Beispiel kann sich die Brennkammer direkt stromabwärts (beispielsweise am Ausgang) des zweiten Verdichters befinden, wenn ein zweiter Verdichter bereitgestellt ist. Als weiteres Beispiel kann der Strom am Ausgang der Brennkammer an den Einlass der zweiten Turbine bereitgestellt werden, wenn eine zweite Turbine bereitgestellt ist. Die Brennkammer kann stromaufwärts der Turbine(n) bereitgestellt 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 Statorschaufeln umfassen, die variable Statorschaufeln sein können (indem ihr Einfallswinkel variabel sein kann). Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln 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 Statorschaufeln umfassen. Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln können axial zueinander versetzt sein.
Jede Fanschaufel kann so definiert sein, dass sie eine radiale Spannweite aufweist, die sich von einem Fuß (oder einer Nabe) an einer radial inneren gasgespülten Stelle, oder einer 0-%-Spannweitenposition, zu einer Spitze an einer 100-%-Spannweitenposition erstreckt. Das Verhältnis des Radius der Fanschaufel an der Nabe zu dem Radius der Fanschaufel an der Spitze kann kleiner sein als (oder in der Größenordnung sein 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 Fanschaufel an der Nabe zu dem Radius der Fanschaufel an der Spitze kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch beliebige zwei der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden), beispielsweise im Bereich von 0,28 bis 0,32. Diese Verhältnisse können allgemein als das Nabe-zu-Spitze-Verhältnis bezeichnet werden. Der Radius an der Nabe und der Radius an der Spitze können beide an der Vorderkante (oder dem axial vordersten Teil) der Schaufel gemessen werden. Das Nabe-zu-Spitze-Verhältnis bezieht sich natürlich auf den gasgespülten Abschnitt der Fanschaufel, d. h. den Abschnitt radial außerhalb irgendeiner Plattform.
Der Radius des Fans kann zwischen der Mittelachse des Triebwerks und der Spitze einer Fanschaufel an ihrer Vorderkante gemessen werden. Der Fandurchmesser (der einfach das Doppelte des Radius des Fans betragen kann) kann größer sein als (oder in der Größenordnung sein von): 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (etwa 100 in), 260 cm, 270 cm (etwa 105 in), 280 cm (etwa 110 in), 290 cm (etwa 115 in), 300 cm (etwa 120 in), 310 cm, 320 cm (etwa 125 in), 330 cm (etwa 130 in), 340 cm (etwa 135 in), 350 cm, 360 cm (etwa 140 in), 370 cm (etwa 145 in), 380 cm (etwa 150 in), 390 cm (etwa 155 in), 400 cm, 410 cm (etwa 160 in) oder 420 cm (etwa 165 in). Der Fandurchmesser kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch beliebige zwei der Werte in dem vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden), beispielsweise im Bereich von 240 cm bis 280 cm oder 330 cm bis 380 cm.
Die Drehzahl des Fans kann während des Betriebs variieren. Allgemein ist die Drehzahl für Fans mit einem größeren Durchmesser niedriger. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reisebedingungen kleiner als 2500 U/min sein, beispielsweise kleiner als 2300 U/min. Rein als weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reisebedingungen für ein Triebwerk, das einen Fandurchmesser im Bereich von 220 cm bis 300 cm aufweist (beispielsweise 240 cm bis 280 cm oder 250 cm bis 270 cm), im Bereich von 1700 U/min bis 2500 U/min liegen, beispielsweise im Bereich von 1800 U/min bis 2300 U/min, zum Beispiel im Bereich von 1900 U/min bis 2100 U/min. Rein als weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reisebedingungen für ein Triebwerk, das einen Fandurchmesser im Bereich von 330 cm bis 380 cm aufweist, im Bereich von 1200 U/min bis 2000 U/min liegen, beispielsweise im Bereich von 1300 U/min bis 1800 U/min, zum Beispiel im Bereich von 1400 U/min bis 1800 U/min.
Beim Betrieb des Gasturbinentriebwerks dreht sich der Fan (mit zugehörigen Fanschaufeln) um eine Drehachse. Diese Drehung führt dazu, dass sich die Spitze der Fanschaufel mit einer Geschwindigkeit U_tip bewegt. Die Arbeit, die von den Fanschaufeln 13 auf den Strom geleistet wird, führt zu einem Enthalpieanstieg dH des Stroms. Eine Fanspitzenbelastung kann definiert werden als dH/U_tip ², wobei dH der Enthalpieanstieg (beispielsweise der eindimensionale mittlere Enthalpieanstieg) über den Fan ist und U_tip die (Translations-)Geschwindigkeit der Fanspitze ist, beispielsweise an der Vorderkante der Spitze (die als Fanspitzenradius an der Vorderkante multipliziert mit der Winkelgeschwindigkeit definiert sein kann). Die Fanspitzenbelastung unter Reisebedingungen kann größer sein als (oder in der Größenordnung sein 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/(ms^-1)² sind). Die Fanspitzenbelastung kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden), beispielsweise im Bereich von 0,28 bis 0,31 oder 0,29 bis 0,3.
Gasturbinentriebwerke gemäß der vorliegenden Offenbarung können ein beliebiges Nebenstromverhältnis aufweisen, wobei das Nebenstromverhältnis als das Verhältnis der Massenstromrate des Stroms durch den Nebenstromkanal zu der Massenstromrate des Stroms durch den Kern unter Reisebedingungen definiert ist. In einigen Anordnungen kann das Nebenstromverhältnis größer als (oder in der Größenordnung) eines der folgenden sein: 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 oder 20. Das Nebenstromverhältnis kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden), beispielsweise im Bereich von 13 bis 16 oder 13 bis 15 oder 13 bis 14. Der Nebenstromkanal kann im Wesentlichen ringförmig sein. Der Nebenstromkanal kann sich radial außerhalb des Kerntriebwerks befinden. Die radial äußere Oberfläche des Nebenstromkanals kann durch eine Gondel und/oder ein Fangehäuse definiert sein.
Das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann als das Verhältnis des Staudrucks stromaufwärts des Fans zu dem Staudruck am Ausgang des Höchstdruckverdichters (vor Eintritt in die Brennkammer) definiert werden. Als nicht einschränkendes Beispiel kann das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, unter Reisebedingungen größer als (oder in der Größenordnung) eines der folgenden sein: 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Das Gesamtdruckverhältnis kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden), beispielsweise im Bereich von 50 bis 70.
Spezifischer Schub eines Triebwerks kann als der Nettoschub des Triebwerks dividiert durch den Gesamtmassenstrom durch das Triebwerk definiert werden. Unter Reisebedingungen kann der spezifische Schub eines Triebwerks, das hierin beschrieben und/oder beansprucht wird, kleiner als (oder in der Größenordnung) eines der folgenden sein: 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 im vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden), beispielsweise im Bereich von 80 Nkg^-1s bis 100 Nkg^-1s oder 85 Nkg^-1s bis 95 Nkg^-1s. Solche Triebwerke können im Vergleich zu herkömmlichen Gasturbinentriebwerken besonders effizient sein.
Ein Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann jeden gewünschten maximalen Schub aufweisen. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann ein Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, in der Lage sein, einen maximalen Schub zu erzeugen von mindestens (oder in der Größenordnung von) einem der folgenden: 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 im vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Rein beispielhaft kann ein Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, in der Lage sein, einen maximalen Schub im Bereich von 330 kN bis 420 kN zu erzeugen, zum Beispiel 350 kN bis 400 kN. Der oben genannte Schub kann der maximale Nettoschub bei Normatmosphärenbedingungen auf Meereshöhe plus 15 °C (Umgebungsdruck 101,3 kPa, Temperatur 30 °C) sein, wobei das Triebwerk statisch ist.
In Betrieb kann die Temperatur des Stroms am Eintritt in die Hochdruckturbine besonders hoch sein. Diese Temperatur, die als TET (Turbineneintrittstemperatur) bezeichnet werden kann, kann am Ausgang zur Brennkammer gemessen werden, beispielsweise unmittelbar stromaufwärts der ersten Turbinenschaufel, die selbst als Düsenleitschaufel bezeichnet werden kann. Unter Reisebedingungen kann die TET mindestens eine (oder in der Größenordnung einer) der folgenden sein: 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1550 K, 1600 K oder 1650 K.
Die TET unter Reisebedingungen kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte im vorherigen Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Die maximale TET beim Betrieb des Triebwerks kann beispielsweise mindestens eine (oder in der Größenordnung einer) der folgenden sein: 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K oder 2000 K. Die maximale TET kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch zwei beliebige der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden), beispielsweise im Bereich von 1800 K bis 1950 K. Die maximale TET kann zum Beispiel in einem Zustand mit hohem Schub auftreten, beispielsweise in einem maximalen Abflugzustand (maximum take-off, MTO).
Eine Fanschaufel und/oder ein Profilabschnitt einer Fanschaufel, die hierin beschrieben und/oder beansprucht sind, können aus jedem geeigneten Material oder einer Kombination von Materialien hergestellt sein. Zum Beispiel kann zumindest ein Teil der Fanschaufel und/oder des Profils zumindest teilweise aus einem Verbundwerkstoff, beispielsweise einem Metall-Matrixverbundwerkstoff und/oder einem organischen Matrixverbundwerkstoff, wie etwa Kohlefaser, hergestellt sein. Als weiteres Beispiel kann zumindest ein Teil der Fanschaufel und/oder des Profils zumindest teilweise aus einem Metall wie etwa einem auf Titan basierenden Metall oder einem auf Aluminium basierten Material (wie etwa einer Aluminium-Lithium-Legierung) oder einem auf Stahl basierenden Material hergestellt sein. Die Fanschaufel kann mindestens zwei Bereiche umfassen, die unter Verwendung unterschiedlicher Materialien hergestellt sind. Beispielsweise kann die Fanschaufel eine schützende Vorderkante aufweisen, die unter Verwendung eines Materials hergestellt worden sein kann, das besser in der Lage ist, einem Aufprall (beispielsweise von Vögeln, Eis oder anderem Material) standzuhalten als der Rest der Schaufel. Solch eine Vorderkante kann beispielsweise unter Verwendung von Titan oder einer Legierung auf Titanbasis hergestellt sein. Somit kann die Fanschaufel rein beispielhaft einen Körper auf Kohlefaser- oder Aluminiumbasis (wie etwa eine Aluminium-Lithium-Legierung) mit einer Titanvorderkante aufweisen.
Ein Fan, wie er hierin beschrieben und/oder beansprucht wird, kann einen zentralen Abschnitt umfassen, von dem sich die Fanschaufeln erstrecken können, beispielsweise in einer radialen Richtung. Die Fanschaufeln können an dem zentralen Abschnitt in jeder gewünschten Weise befestigt sein. Beispielsweise kann jede Fanschaufel eine Befestigungsvorrichtung aufweisen, die in einen entsprechenden Schlitz in der Nabe (oder Scheibe) eingreifen kann. Rein beispielhaft kann eine solche Befestigungsvorrichtung in Form eines Schwalbenschwanzes vorliegen, der in einen entsprechenden Schlitz in der Nabe/Scheibe einsteckbar und/oder in Eingriff bringbar ist, um die Fanschaufel an der Nabe/Scheibe zu befestigen. Als weiteres Beispiel können die Fanschaufeln einstückig mit einem zentralen Abschnitt ausgebildet sein. Solch eine Anordnung kann als eine Blisk (bladed disk, beschaufelte Scheibe) oder ein Bling (bladed ring, beschaufelter Ring) bezeichnet werden. Jedes geeignete Verfahren kann zur Herstellung einer solchen Blisk oder eines Blings verwendet werden. Zum Beispiel kann zumindest ein Teil der Fanschaufeln aus einem Block maschinell hergestellt sein und/oder zumindest ein Teil der Fanschaufeln kann an der Nabe/Scheibe durch Schweißen, wie etwa lineares Reibschweißen, befestigt sein.
Die hierin beschriebenen und/oder beanspruchten Gasturbinentriebwerke können mit einer Düse mit variablem Querschnitt (variable area nozzle, VAN) versehen sein oder nicht. Solch eine Düse mit variablem Querschnitt kann ermöglichen, dass die Austrittsfläche des Nebenstromkanals im Betrieb variiert wird. Die allgemeinen Prinzipien der vorliegenden Offenbarung können auf Triebwerke mit oder ohne VAN angewendet werden.
Der Fan eines Gasturbinentriebwerks, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann eine beliebige Anzahl von Fanschaufeln aufweisen, zum Beispiel 14, 16, 18, 20, 22, 24 oder 26 Fanschaufeln.
Wie hierin verwendet, haben Reisebedingungen die herkömmliche Bedeutung und würden vom Fachmann leicht verstanden werden. Somit würde der Fachmann bei einem gegebenen Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug sofort erkennen, dass Reisebedingungen den Betriebspunkt des Triebwerks auf mittlerem Reiseflug eines gegebenen Einsatzes (der in der Industrie als „wirtschaftlicher Einsatz“ bezeichnet werden kann) eines Flugzeugs, an dem das Gasturbinentriebwerk angebracht werden soll, bedeuten. In dieser Hinsicht ist mittlerer Reiseflug der Punkt in dem Flugzyklus eines Flugzeugs, bei dem 50 % des gesamten Treibstoffs, der zwischen dem obersten Punkt des Steigflugs und dem Beginn des Sinkflugs verbrannt wird, verbrannt worden sind (was anhand des Mittelpunkts - zeitlich und/oder streckenbezogen - zwischen dem obersten Punkt des Steigflugs und dem Beginn des Sinkflugs genähert werden kann). Reisebedingungen definieren somit einen Betriebspunkt des Gasturbinentriebwerks, der einen Schub bereitstellt, der einen stationären Betrieb (d. h. Aufrechterhalten einer konstanten Höhe und konstanten Machzahl) auf mittlerem Reiseflug eines Flugzeugs, an dem es angebracht werden soll, unter Berücksichtigung der Anzahl von Triebwerken, die diesem Flugzeug bereitgestellt werden, sicherstellen würde. Wenn zum Beispiel ein Triebwerk ausgelegt ist, um an einem Flugzeug befestigt zu werden, das zwei Triebwerke desselben Typs aufweist, stellt das Triebwerk unter Reisebedingungen die Hälfte des gesamten Schubs bereit, der für einen stationären Betrieb dieses Flugzeugs auf mittlerem Reiseflug erforderlich wäre.
Mit anderen Worten sind Reisebedingungen für ein gegebenes Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug definiert als der Betriebspunkt des Triebwerks, der einen spezifizierten Schub (der erforderlich ist, um - in Kombination mit etwaigen anderen Triebwerken an dem Flugzeug - einen stationären Betrieb des Flugzeugs, an dem es angebracht werden soll, bei einer gegebenen Machzahl auf mittlerem Reiseflug bereitzustellen) bei Atmosphärenbedingungen auf mittlerem Reiseflug (definiert durch die Internationale Standardatmosphäre gemäß ISO 2533 in mittlerer Reiseflughöhe) bereitstellt. Für jedes gegebene Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug sind der Schub auf mittlerem Reiseflug, die Atmosphärenbedingungen und die Machzahl bekannt, und somit ist der Betriebspunkt des Triebwerks unter Reisebedingungen klar definiert.
Rein beispielhaft kann die Vorwärtsgeschwindigkeit unter Reisebedingung ein beliebiger Punkt im Bereich von Mach 0,7 bis 0,9 sein, 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. Jede einzelne Geschwindigkeit innerhalb dieser Bereiche kann Teil der Reisebedingung sein. Für einige Flugzeuge können die Reisebedingungen außerhalb dieser Bereiche liegen, beispielsweise unter Mach 0,7 oder über Mach 0,9.
Rein beispielhaft können die Reisebedingungen Normatmosphärenbedingungen (gemäß der Internationalen Standardatmosphäre, ISA) in einer Höhe entsprechen, die im Bereich von 10000 m bis 15000 m liegt, zum Beispiel im Bereich von 10000 m bis 12000 m, zum Beispiel im Bereich von 10400 m bis 11600 m (etwa 38000 ft), zum Beispiel im Bereich von 10500 m bis 11500 m, zum Beispiel im Bereich von 10600 m bis 11400 m, zum Beispiel im Bereich von 10700 m (etwa 35000 ft) bis 11300 m, zum Beispiel im Bereich von 10800 m bis 11200 m, zum Beispiel im Bereich von 10900 m bis 11100 m, zum Beispiel in der Größenordnung von 11000 m. Die Reisebedingungen können Normatmosphärenbedingungen bei jeder gegebenen Höhe in diesen Bereichen entsprechen.
Rein beispielhaft können die Reisebedingungen einem Betriebspunkt des Triebwerks entsprechen, der einen bekannten erforderlichen Schubwert (zum Beispiel einen Wert im Bereich von 30 kN bis 35 kN) bei einer Vorwärts-Machzahl von 0,8 und Normatmosphärenbedingungen (gemäß der Internationalen Standardatmosphäre) in einer Höhe von 38000 ft (11582 m) bereitstellt. Rein als weiteres Beispiel können die Reisebedingungen einem Betriebspunkt des Triebwerks entsprechen, der einen bekannten erforderlichen Schubwert (zum Beispiel einen Wert im Bereich von 50 kN bis 65 kN) bei einer Vorwärts-Machzahl von 0,85 und Normatmosphärenbedingungen (gemäß der Internationalen Standardatmosphäre) in einer Höhe von 35000 ft (10668 m) bereitstellt.
Im Betrieb kann ein Gasturbinentriebwerk, das hierin beschrieben und/oder beansprucht wird, unter den Reisebedingungen arbeiten, die an anderer Stelle hierin definiert sind. Solche Reisebedingungen können durch die Reisebedingungen (beispielsweise die Bedingungen auf mittlerem Reiseflug) eines Flugzeugs bestimmt werden, an dem mindestens ein Gasturbinentriebwerk (zum Beispiel 2 oder 4) angebracht werden kann, um Antriebsschub bereitzustellen.
Gemäß einem Aspekt wird ein Flugzeug bereitgestellt, das ein Gasturbinentriebwerk wie hierin beschrieben und/oder beansprucht umfasst. Das Flugzeug gemäß diesem Aspekt ist das Flugzeug, für das das Gasturbinentriebwerk ausgelegt wurde, um an ihm angebracht zu werden. Dementsprechend entsprechen die Reisebedingungen gemäß diesem Aspekt dem mittleren Reiseflug des Flugzeugs, wie an anderer Stelle hierin definiert.
Gemäß einem Aspekt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks wie hierin beschrieben und/oder beansprucht bereitgestellt. Der Betrieb kann unter den Reisebedingungen wie an anderer Stelle hierin definiert erfolgen (zum Beispiel in Bezug auf den Schub, die Atmosphärenbedingungen und die Machzahl).
Gemäß einem Aspekt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugs, umfassend ein Gasturbinentriebwerk wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, bereitgestellt. Der Betrieb gemäß diesem Aspekt kann Betrieb bei mittlerem Reiseflug des Flugzeugs, wie an anderer Stelle hierin definiert, einschließen (oder sein).
Der Fachmann wird erkennen, dass, außer, wenn sie sich gegenseitig ausschließen, ein Merkmal oder ein Parameter, das oder 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 Merkmal oder jeder Parameter, das oder der hierin beschrieben ist, auf einen beliebigen Aspekt angewendet werden und/oder mit irgendeinem anderen hierin beschriebenen Merkmal oder Parameter kombiniert werden.
Ausführungsformen werden nun lediglich beispielhaft unter Bezugnahme auf die Figuren beschrieben, in denen:

1 eine Querschnittsseitenansicht eines Gasturbinentriebwerks ist;
2 eine vergrößerte Ansicht einer Querschnittsseitenansicht eines stromaufwärts befindlichen Abschnitts eines Gasturbinentriebwerks ist;
3 eine teilweise geschnittene Ansicht eines Getriebes für ein Gasturbinentriebwerk ist;
4 ein beispielhaftes Diagramm einer Änderung der Treibstoffverbrennung als eine Funktion des Strahlgeschwindigkeitsverhältnisses ist;
5 eine schematische Zeichnung eines Flugzeugs ist, an dem ein Gasturbinentriebwerk montiert ist; und
6 eine schematische Zeichnung ist, die das Konzept einer vollständig expandierten Strahlgeschwindigkeit darstellt.

1 stellt ein Gasturbinentriebwerk 10 mit einer Hauptdrehachse 9 dar. Das Triebwerk 10 umfasst einen Lufteinlass 12 und einen Antriebsfan 23, der zwei Luftströme erzeugt: einen Kernluftstrom A und einen Nebenluftstrom B. Das Gasturbinentriebwerk 10 umfasst einen Kern 11, der den Kernluftstrom A aufnimmt. Der Triebwerkskern 11 umfasst, in axialer Strömungsreihe, einen Niederdruckverdichter 14, einen Hochdruckverdichter 15, ein Verbrennungsaggregat 16, eine Hochdruckturbine 17, eine Niederdruckturbine 19 und eine Kernauslassdüse 20. Eine Gondel 21 umgibt das Gasturbinentriebwerk 10 und definiert einen Nebenstromkanal 22 und eine Nebenstromauslassdüse 18. Der Nebenluftstrom B fließt durch den Nebenstromkanal 22. Der Fan 23 ist über eine Welle 26 und ein Umlaufgetriebe 30 an der Niederdruckturbine 19 befestigt und wird von dieser angetrieben.
In Betrieb wird der Kernluftstrom A durch den Niederdruckverdichter 14 beschleunigt und verdichtet und in den Hochdruckverdichter 15 geleitet, wo eine weitere Verdichtung erfolgt. Die verdichtete Luft, die aus dem Hochdruckverdichter 15 ausgestoßen wird, wird in das Verbrennungsaggregat 16 geleitet, wo sie mit Treibstoff gemischt und die Mischung verbrannt wird. Die resultierenden heißen Verbrennungsprodukte dehnen sich dann durch die Hochdruck- und Niederdruckturbinen 17, 19 aus und treiben dadurch diese an, bevor sie durch die Düse 20 ausgestoßen werden, um einen gewissen Antriebsschub bereitzustellen. Die Hochdruckturbine 17 treibt den Hochdruckverdichter 15 über eine geeignete Verbindungswelle 27 an. Der Fan 23 stellt im Allgemeinen den Großteil des Antriebsschubs bereit. Das Umlaufgetriebe 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 Sonnenrad 28 der Umlaufgetriebeanordnung 30 gekoppelt ist. Radial auswärts von dem Sonnenrad 28 und damit ineinander greifend ist eine Vielzahl von Planetenrädern 32, die durch einen Planetenträger 34 miteinander gekoppelt sind. Der Planetenträger 34 beschränkt die Planetenräder 32 so, dass sie synchron um das Sonnenrad 28 rotieren, 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 damit ineinander greifend befindet sich ein Ring- 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, als die Niedrigstdruckturbinenstufen bzw. Niedrigstdruckverdichterstufen (d. h. nicht einschließlich des Fans 23) und/oder die Turbinen- und Verdichterstufen, die durch die Verbindungswelle 26 miteinander verbunden sind, mit der niedrigsten Drehzahl in dem Triebwerk (d. h. nicht einschließlich der Getriebeabtriebswelle, die den Fan 23 antreibt) verstanden werden können. Einigen Literaturstellen zufolge 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 Verdichtungsstufe oder Niedrigstdruckverdichtungsstufe bezeichnet werden.
Das Umlaufgetriebe 30 ist beispielhaft detaillierter in 3 gezeigt. Jedes des Sonnenrads 28, der Planetenräder 32 und des Hohlrads 38 umfasst Zähne um seinen Umfang, um mit den anderen Zahnrädern in Eingriff zu stehen. Aus Gründen der Klarheit sind jedoch nur beispielhafte Abschnitte der Zähne in 3 dargestellt. Es sind vier Planetenräder 32 dargestellt, obwohl es für den fachkundigen Leser offensichtlich ist, dass mehr oder weniger Planetenräder 32 innerhalb des Schutzumfangs der beanspruchten Erfindung bereitgestellt sein können. Praktische Anwendungen eines planetaren Umlaufgetriebes 30 umfassen im Allgemeinen mindestens drei Planetenräder 32.
Das in den 2 und 3 beispielhaft dargestellte Umlaufgetriebe 30 ist vom planetaren Typ, indem der Planetenträger 34 über Gestänge 36 mit einer Abtriebswelle gekoppelt ist, wobei das Hohlrad 38 fixiert ist. Jedoch kann jeder andere geeignete Typ eines Umlaufgetriebes 30 verwendet werden. Als weiteres Beispiel kann das Umlaufgetriebe 30 eine Sternanordnung sein, in der der Planetenträger 34 fixiert gehalten wird, wobei das Hohlrad (oder Ringrad) 38 sich drehen kann. In einer solchen Anordnung wird der Fan 23 durch das Hohlrad 38 angetrieben. Als weiteres alternatives Beispiel kann das Getriebe 30 ein Differenzialgetriebe sein, in 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. Rein beispielhaft kann jede geeignete Anordnung zum Lokalisieren 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 die Gestänge 36, 40 in dem Beispiel der 2) zwischen dem Getriebe 30 und anderen Teilen des Triebwerks 10 (wie etwa der Antriebswelle 26, der Abtriebswelle und der festen Struktur 24) einen beliebigen gewünschten Grad an Steifheit oder Flexibilität aufweisen. Als weiteres Beispiel kann jede geeignete Anordnung der Lager zwischen rotierenden und stationären Teilen des Triebwerks (beispielsweise zwischen den Antriebs- und Abtriebswellen des Getriebes und den festen 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 aufweist (oben beschrieben), würde der Fachmann leicht verstehen, dass die Anordnung von Abtriebs- und Stützgestängen und Lagerstellen typischerweise von der in 2 beispielhaft gezeigten abweichen würde.
Dementsprechend erstreckt sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinentriebwerk, das eine beliebige Anordnung von Getriebetypen (zum Beispiel Stern- oder Planetengetrieben), Stützstrukturen, Antriebs- und Abtriebswellenanordnung und Lagerstellen aufweist.
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 Spaltströmungsdüse 18, 20 auf, was bedeutet, dass der Strom durch den Nebenstromkanal 22 eine eigene Düse 18 aufweist, die von der Kerntriebwerksdüse 20 getrennt ist und radial außerhalb dieser liegt. Dies ist jedoch nicht einschränkend, und jeder Aspekt der vorliegenden Offenbarung kann auch auf Triebwerke angewendet werden, bei denen der Strom durch den Nebenstromkanal 22 und der Strom durch den Kern 11 vor (oder stromaufwärts) einer einzigen Düse, die als Mischströmungsdüse bezeichnet werden kann, gemischt oder kombiniert werden. Eine oder beide Düsen (ob Misch- oder Spaltströmung) können einen festen oder variablen Querschnitt aufweisen.
Die Geometrie des Gasturbinentriebwerks 10 und dessen Komponenten ist durch ein herkömmliches Achsensystem definiert, das eine axiale Richtung (die mit der Drehachse 9 fluchtend ausgerichtet ist), eine radiale Richtung (in der Richtung von unten nach oben in 1) und eine Umfangsrichtung (senkrecht zu der Seite in der Ansicht in 1) aufweist. Die axiale, radiale und Umfangsrichtung stehen senkrecht zueinander.
4 stellt ein beispielhaftes Diagramm einer Änderung der Treibstoffverbrennung, ΔFB, als eine Funktion des Strahlgeschwindigkeitsverhältnisses, R_J, dar, wobei andere Faktoren konstant sind. Die Änderung des Treibstoffverbrennungsbeitrags aus dem Antriebswirkungsgrad 401 wird relativ zu einem optimalen Wert für das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis von etwa 1,0 bestimmt, wobei die Treibstoffverbrennung über und unter diesem Wert zunimmt. Die Änderung des Treibstoffverbrennungsbeitrags aus der IP-Turbine, dargestellt durch Linie 402 in 4 (beispielsweise relativ zu einer optimalen IP-Turbine, die mit einem sehr niedrigen Strahlgeschwindigkeitsverhältnis von der linken Seite des Graphen erreicht werden kann) kann beispielsweise auf die Änderung des Gewichts und/oder der Größe der IP-Turbine zurückzuführen sein, wenn das Geschwindigkeitsverhältnis sich ändert, während andere Faktoren konstant sind. In dieser Hinsicht kann ein erhöhtes Geschwindigkeitsverhältnis im Allgemeinen zu einer größeren und/oder schwereren IP-Turbine führen, was sich auch nachteilig auf die Installation des Triebwerks an dem Flugzeug auswirken kann. Faktoren, die das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis beeinflussen können, schließen die relativen Drehzahlen des Fans und der Turbine und die Querschnitte der Auslassdüsen für den Nebenstrom- und den Kernauslass ein.
Ein niedrigeres Übersetzungsverhältnis des Getriebes, d. h. ein Übersetzungsverhältnis von etwa 3,6, 3,4 oder niedriger - was hinsichtlich der Getriebekonstruktion und/oder -installation vorteilhaft sein kann - stellt Werte für das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis von 1,0 oder größer bereit. Für Getriebe, die solche Verhältnisse aufweisen, kann, um den Treibstoffverbrennungsverlust aufgrund des Antriebswirkungsgrads innerhalb von etwa 0,5 % oder weniger des Optimums zu halten, aus 4 gesehen werden, dass das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis zwischen etwa 1,0 und etwa 1,3 liegen sollte. Wenn das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis weiter ansteigt, wird der Anstieg des Treibstoffverbrennungsbeitrags sowohl aufgrund des Antriebswirkungsgrads (Linie 401) als auch der IP-Turbine (Linie 402) größer. Eine weitere bevorzugte Obergrenze für das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis beträgt etwa 1,2, was den Anstieg der Treibstoffverbrennung aufgrund des Antriebswirkungsgrads auf etwa 0,25 - 0,3 % hält.
Für ein höheres Übersetzungsverhältnis, zum Beispiel über 3,6 oder in einigen Fällen sogar höher, liegt das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis tendenziell bei etwa 1,0 oder darunter. Wenn das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis auf unter 1,0 abnimmt, steigt der Treibstoffverbrennungsbeitrag aufgrund des Antriebswirkungsgrads 401 an, und zwar mit einer höheren Rate als für den Abschnitt oberhalb von 1,0. Um diesen Verlust für eine solche Anordnung auf innerhalb etwa 0,5 % zu halten, kann aus 4 gesehen werden, dass das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis innerhalb von etwa 0,8 bis etwa 1,0 gehalten werden müsste, und für ein Strahlgeschwindigkeitsverhältnis von etwa 0,75 und darunter wird der Treibstoffverbrennungsbeitrag aufgrund des Antriebswirkungsgrads dominant, indem er auf etwa 0,7 % und darüber ansteigt. Eine Untergrenze für das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis für eine solche Anordnung von etwa 0,85 oder 0,90 kann verwendet werden, um den Treibstoffverbrennungsbeitrag aufgrund des Antriebswirkungsgrads auf etwa 0,25 % oder darunter zu halten. Jedoch ermöglicht ein weiteres Verringern des Strahlgeschwindigkeitsverhältnisses, dass ein höheres Übersetzungsverhältnis verwendet wird, und/oder verringert das Druckverhältnis über die IP-Turbine, wodurch eine kleinere, schnellere und/oder leichtere IP-Turbine ermöglicht wird, was sich in einem geringeren Beitrag zum Treibstoffverbrennungsverlust 402 durch die IP-Turbine widerspiegelt. Solch eine IP-Turbine kann Installationsvorteile aufweisen, wenn sie an einem Flugzeug installiert wird, beispielsweise hinsichtlich der Fähigkeit, die Position des Triebwerks relativ zu einem Flügel besser zu optimieren. Ein Bereich von etwa 0,75 bis etwa 0,82 für das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis kann daher für Triebwerke mit höheren Übersetzungsverhältnissen vorteilhaft sein.
Für einen gegebenen Satz von Zahnrädern, die ein Umlaufgetriebe bilden, erzeugt eine Planetenantriebsanordnung ein höheres Übersetzungsverhältnis als eine Sternantriebsanordnung. Eine Sternanordnung kann allgemein in Kombination mit einem Strahlgeschwindigkeitsverhältnis von etwa 1,0 und darüber bevorzugt werden, und eine Planetenanordnung kann allgemein für ein Strahlgeschwindigkeitsverhältnis von etwa 1,0 und darunter bevorzugt werden. Es versteht sich jedoch, dass Stern- und Planetengetriebe außerhalb dieser bevorzugten Bereiche verwendet werden können.
5 stellt ein Beispiel eines Flugzeugs 50 dar, das ein Gasturbinentriebwerk 50 aufweist, das an jedem Flügel 51a, 51b davon angebracht ist. Wenn das Flugzeug unter Reisebedingungen, wie hierin definiert, fliegt, arbeitet jedes Gasturbinentriebwerk 10 derart, dass ein Strahlgeschwindigkeitsverhältnis zwischen einer ersten Strahlgeschwindigkeit, die aus einem Nebenstromkanal des Triebwerks 10 austritt, und einer zweiten Strahlgeschwindigkeit, die aus einer Auslassdüse 20 des Triebwerkskerns austritt, in einem Bereich von etwa 1,0 bis etwa 1,3 liegt.
6 stellt eine beispielhafte Auslassdüse 60 eines Gasturbinentriebwerks dar. Der Druck Pj am Ausgang oder Hals 61 der Auslassdüse 60 ist größer als der Umgebungsdruck Pa um das Triebwerk herum. In einiger Entfernung von dem Düsenausgang 61 wird sich der Strahldruck mit dem Umgebungsdruck ausgleichen, d. h. Pj = Pa. Die vollständig expandierte Strahlgeschwindigkeit ist definiert als die Strahlgeschwindigkeit 62 an diesem Punkt, d. h. die Strahlgeschwindigkeit entlang der Achse des Triebwerks in einer minimalen Entfernung von der Auslassdüse, wo der Druck gleich dem Umgebungsdruck ist.
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 getrennt oder in Kombination mit beliebigen anderen Merkmalen verwendet werden, und die Offenbarung erstreckt sich auf und schließt alle Kombinationen und Unterkombinationen von einem oder mehreren hierin beschriebenen Merkmalen ein.

Claims

Gasturbinentriebwerk (10) für ein Flugzeug, umfassend: einen Triebwerkskern (11), umfassend eine Turbine (19), einen Verdichter (14) und eine Kernwelle (26), die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; einen Fan (23), der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fanschaufeln umfasst; und ein Getriebe (30), das eine Eingabe von der Kernwelle (26) empfängt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben, wobei das Getriebe (30) ein Übersetzungsverhältnis von etwa 3,6 oder niedriger aufweist, wobei das Gasturbinentriebwerk derart konfiguriert ist, dass ein Strahlgeschwindigkeitsverhältnis zwischen einer ersten Strahlgeschwindigkeit, die aus einem Nebenstromkanal (22) des Triebwerks (10) austritt, und einer zweiten Strahlgeschwindigkeit, die aus einer Auslassdüse (20) des Triebwerkskerns (11) austritt, unter Reisebedingungen in einem Bereich von etwa 1 bis etwa 1,3 liegt.
Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks (10) an einem Flugzeug (50), wobei das Gasturbinentriebwerk (10) umfasst: einen Triebwerkskern (11), umfassend eine Turbine (19), einen Verdichter (14) und eine Kernwelle (26), die die Turbine mit dem Verdichter verbindet; einen Fan (23), der stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fanschaufeln umfasst; und ein Getriebe (30), das eine Eingabe von der Kernwelle (26) empfängt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben, wobei das Getriebe (30) ein Übersetzungsverhältnis von etwa 3,6 oder niedriger aufweist, wobei das Verfahren das Betreiben des Gasturbinentriebwerks (10) umfasst, um unter Reisebedingungen einen Antrieb derart bereitzustellen, dass ein Strahlgeschwindigkeitsverhältnis zwischen einer aus einem Nebenstromkanal (22) des Triebwerks (10) austretenden ersten Strahlgeschwindigkeit und einer aus einer Auslassdüse (20) des Triebwerkskerns (11) austretenden zweiten Strahlgeschwindigkeit in einem Bereich von etwa 1,0 bis etwa 1,3 liegt.
Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1 oder Verfahren nach Anspruch 2, wobei das Übersetzungsverhältnis etwa 2,5 oder größer ist, optional im Bereich von etwa 3,2 bis etwa 3,6.
Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1 oder einem davon abhängigen Anspruch oder Verfahren nach Anspruch 2 oder einem davon abhängigen Anspruch, wobei das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis unter Reisebedingungen innerhalb eines Bereichs von etwa 1,0 bis etwa 1,2 liegt.
Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1 oder einem davon abhängigen Anspruch oder Verfahren nach Anspruch 2 oder einem davon abhängigen Anspruch, wobei das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis, R_J, definiert ist als: $R_{J} = \frac{V_{B} C_{B}}{V_{C} C_{C} η_{L P T} η_{F}}$
wobei V_B die vollständig expandierte erste Strahlgeschwindigkeit ist, C_B ein Schubkoeffizient der Nebenstromdüse ist, V_C die vollständig expandierte zweite Strahlgeschwindigkeit ist, C_C ein Schubkoeffizient der Kernauslassdüse (20) ist, η_LPT ein isentroper Wirkungsgrad einer Niedrigstdruckturbine des Triebwerkskerns (11) ist und η_F ein isentroper Wirkungsgrad der Verdichtung der Luft in den Nebenstromkanal durch den Fan ist.
Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1 oder einem davon abhängigen Anspruch oder Verfahren nach Anspruch 2 oder einem davon abhängigen Anspruch, wobei das Getriebe (30) ein Umlaufgetriebe ist, das ein mit der Kernwelle (26) verbundenes Eingangssonnenrad, eine Vielzahl von Planetenrädern, die durch einen Trägerarm verbunden sind, und einen äußeren Ringkranz umfasst, wobei der Fan (23) mit dem äußeren Ringkranz verbunden ist.
Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1 oder einem davon abhängigen Anspruch oder Verfahren nach Anspruch 2 oder einem davon abhängigen Anspruch, wobei der Fan (23) einen Außendurchmesser zwischen etwa 220 cm und etwa 390 cm aufweist, optional zwischen etwa 240 cm und etwa 280 cm oder zwischen etwa 330 cm und etwa 380 cm.
Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1 oder einem davon abhängigen Anspruch oder Verfahren nach Anspruch 2 oder einem davon abhängigen Anspruch, wobei: die Turbine eine erste Turbine (19) ist, der Verdichter ein erster Verdichter (14) ist und die Kernwelle eine erste Kernwelle (26) ist; der Triebwerkskern ferner eine zweite Turbine (17), einen zweiten Verdichter (15) und eine zweite Kernwelle (27) umfasst, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet; und die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen.
Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1 oder einem davon abhängigen Anspruch oder Verfahren nach Anspruch 2 oder einem davon abhängigen Anspruch, wobei Reisebedingungen einer Vorwärts-Machzahl zwischen etwa 0,7 und 0,9 in einer Höhe zwischen 10000 m und 15000 m, optional einer Vorwärts-Machzahl von 0,85 und einer Höhe von 10668 m entsprechen.