DE102020103780A1

DE102020103780A1 - Getriebe-Gasturbinentriebwerk

Info

Publication number: DE102020103780A1
Application number: DE102020103780.5A
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: US20220389875A1; FR3093350B1; GB201902795D0; CN212296627U; US11448137B2; US20230366356A1; US20210231060A1; FR3093350A1; US11746707B2; US20200277901A1; US11002194B2

Abstract

Die vorliegende Offenbarung bezieht sich auf ein Getriebe-Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug. Beispielausführungsformen schließen ein Gasturbinentriebwerk (10) für ein Flugzeug ein, die Folgendes umfasst: einen Triebwerkkern (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 Triebwerkkerns 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 3,4 oder höher aufweist, wobei das Gasturbinentriebwerk derart konfiguriert ist, dass ein Strahlgeschwindigkeitsverhältnis zwischen einer Geschwindigkeit des aus einem Bypasskanal (22) des Triebwerks (10) austretenden ersten Strahls und einer Geschwindigkeit des aus einer Auslassdüse (20) des Triebwerkkerns (11) austretenden zweiten Strahls innerhalb eines Bereichs von etwa 0,75 bis etwa 0,82 liegt.

Description

Die vorliegende Offenbarung bezieht sich auf ein Getriebe-Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug.
Turbofan-Gasturbinentriebwerke für den Vortrieb von Flugzeugen weisen viele Gestaltungsfaktoren 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, üblicherweise einer Niederdruckturbine, in Konflikt zu treten. Eine optimalere Kombination kann erreicht werden, indem ein Getriebe zwischen dem Fan und der Kernwelle vorgesehen wird, sodass der Fan mit einer reduzierten Drehzahl bei höherem Wirkungsgrad arbeiten kann und daher ein Fan mit größeren Abmessungen möglich wird, während eine hohe Drehzahl für die Niederdruckturbine aufrechterhalten bleibt, sodass der Gesamtdurchmesser der Turbine verringert werden kann und ein größerer Wirkungsgrad mit weniger Stufen erreicht werden kann.
Ein hoher Vortriebwirkungsgrad wird bei einem Getriebe-Gasturbinentriebwerk durch einen hohen Massenstrom durch das Triebwerk erreicht. Dies kann zum Teil durch Erhöhen des Bypassverhältnisses des Triebwerks ermöglicht werden, bei dem es sich um das Verhältnis zwischen dem Massenstrom des Bypassstroms und dem in den Triebwerkkern eintretenden Massenstrom handelt. Um ein hohes Bypassverhältnis bei einem größeren Fan zu erreichen, während ein optimales Getriebeverhältnis und eine optimale Fandrehzahl aufrechterhalten werden, kann es erforderlich sein, dass die Größe des Triebwerkkerns, insbesondere der Niederdruckturbine, zunimmt, was die Integration eines größeren Fan-Triebwerks unter einem Flugzeugflügel erschweren würde. Ein allgemeines anzugehendes Problem besteht daher darin, wie ein hoher Vortriebwirkungsgrad bei einem größeren Getriebe-Gasturbinentriebwerk zu erreichen ist, während es gleichzeitig möglich ist, das Triebwerk in ein Flugzeug zu integrieren.
Gemäß einem ersten 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 stromaufwärts des Triebwerkkerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fanschaufeln umfasst; und
ein Getriebe, das eine Eingabe von der Kernwelle empfängt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben, wobei das Getriebe ein Übersetzungsverhältnis von etwa 3,4 oder höher aufweist,
wobei das Gasturbinentriebwerk derart konfiguriert ist, dass ein Strahlgeschwindigkeitsverhältnis zwischen einer ersten Strahlgeschwindigkeit durch einen Bypasskanal des Triebwerks und einer zweiten Strahlgeschwindigkeit durch den Triebwerkkern bei Reiseflugbedingungen innerhalb eines Bereichs von etwa 0,75 bis etwa 0,82 liegt.

Ein Vorteil des Konfigurierens des Triebwerks auf eine solche Weise, dass das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis innerhalb des vorstehenden Bereichs liegt, besteht darin, dass ein hohes Bypassverhältnis aufrechterhalten werden kann, was ermöglicht, dass das Triebwerk bei einem geringen spezifischen Schub effizient ist und dass ein hohes Übersetzungsverhältnis aufrechterhalten werden kann, sodass die Größe des Triebwerkkerns klein gehalten werden kann. Die Drehzahl der Niederdruckturbine des Triebwerkkerns kann daher hoch gehalten werden, wodurch sie kleiner gehalten werden kann, was Probleme bei der Integration des Triebwerks unter einem Flugzeugflügel vermeidet.
Das Übersetzungsverhältnis des Getriebes ermöglicht es dem Fan, sich langsamer zu drehen als die Niederdruckturbine des Triebwerkkerns. Wenn das Übersetzungsverhältnis zunimmt, verringert sich der Vorteil eines Getriebes aufgrund der erhöhten Verluste in dem Getriebe und eines erhöhten Verschleißes, der sich aus Komponenten wie etwa Planetenrädern ergibt, die kleiner sein müssen und schneller drehen müssen. Das Übersetzungsverhältnis kann daher vorteilhafterweise etwa 5,0 oder 4,5 oder weniger betragen, d. h. es ergibt sich für das Übersetzungsverhältnis ein Bereich zwischen etwa 3,4 bis etwa 5,0 oder etwa 4,5.
Um den Vortriebwirkungsgrad zu bewahren, sollte die kinetische Energiedifferenz zwischen Kaltstrom- und Heißstromstrahl, d. h. zwischen den Strahlen aus dem Bypass- und dem Kernauslass, minimiert werden. Das Verringern des Strahlgeschwindigkeitsverhältnisses unter etwa 0,75 wird dazu tendieren, den Vortriebwirkungsgrad zu reduzieren, und wird daher eine erhöhte nachteilige Auswirkung auf die Treibstoffverbrennungsrate haben. Das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis kann daher in einem Bereich von etwa 0,75 bis etwa 0,82 gehalten werden.
Gemäß einem zweiten 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 stromaufwärts des Triebwerkkerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fanschaufeln umfasst; und
ein Getriebe, das eine Eingabe von der Kernwelle empfängt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben, wobei das Getriebe ein Übersetzungsverhältnis zwischen etwa 3,2 und etwa 3,8, optional etwa 3,3 bis etwa 3,8, aufweist,
wobei das Gasturbinentriebwerk derart konfiguriert ist, dass ein Strahlgeschwindigkeitsverhältnis zwischen einer ersten Strahlgeschwindigkeit durch einen Bypasskanal des Triebwerks und einer zweiten Strahlgeschwindigkeit durch den Triebwerkkern bei Reiseflugbedingungen innerhalb eines Bereichs von etwa 0,75 bis etwa 1,0 liegt.

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 Geschwindigkeit des voll expandierten ersten Strahls ist, C_B ein Schubkoeffizient der Bypassdüse ist, V_C die Geschwindigkeit des voll expandierten zweiten Strahls ist, Cc ein Schubkoeffizient der Kernauslassdüse ist, η_NDT ein isentroper Wirkungsgrad einer Niedrigstdruckturbine des Triebwerkkerns ist und η_F ein isentroper Wirkungsgrad der Kompression von Luft in den Bypasskanal hinein durch den Fan ist. Die Geschwindigkeit des vollständig expandierten Strahls kann definiert werden als die axiale Strahlgeschwindigkeit an dem Punkt, an dem sich der Auslassstrahl auf Umgebungsdruck ausgedehnt hat. Der Ausdruck Düsenschubkoeffizient (C_B und C_C), wie er hierin verwendet wird, hat die Standardbedeutung in der Technik, wie sie durch den Fachmann verstanden wird.
Das Getriebe kann ein Umlaufrädergetriebe, umfassend ein mit der Kernwelle verbundenes Eingangssonnenrad, eine Vielzahl von durch einen Trägerarm verbundenen Planetenrädern und einen äußeren Zahnkranz umfassen, wobei der Fan mit dem Trägerarm verbunden ist. Alternativ kann das Getriebe ein Umlaufrädergetriebe, umfassend ein mit der Kernwelle verbundenes Eingangssonnenrad, eine Vielzahl von durch einen Trägerarm verbundenen Planetenrädern und einen äußeren Zahnkranz umfassen, wobei der Fan mit dem äußeren Zahnkranz verbunden ist.
Der Fan kann einen Außendurchmesser zwischen etwa 320 cm und etwa 400 cm aufweisen. In einigen Beispielen kann der Fan einen Außendurchmesser zwischen etwa 330 cm und etwa 370 cm aufweisen.
In einigen Beispielen, wo die Turbine eine erste Turbine ist, der Verdichter ein erster Verdichter ist und die Kernwelle eine erste Kernwelle ist, kann der Triebwerkkern 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 dritten Aspekt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks an einem Flugzeug bereitgestellt, wobei das Gasturbinentriebwerk Folgendes umfasst:

einen Triebwerkkern umfassend eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet;
einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkkerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fanschaufeln umfasst; und
ein Getriebe, das eine Eingabe von der Kernwelle empfängt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben, wobei das Getriebe ein Übersetzungsverhältnis von etwa 3,4 oder höher aufweist,
wobei das Verfahren das Betreiben des Gasturbinentriebwerks zur Bereitstellung eines Vortriebs unter Reiseflugbedingungen auf derartige Weise umfasst, dass ein Strahlgeschwindigkeitsverhältnis zwischen einer Geschwindigkeit des aus einem Bypasskanal des Triebwerks austretenden ersten Strahls und einer Geschwindigkeit des aus einer Auslassdüse des Triebwerkkerns austretenden zweiten Strahls innerhalb eines Bereichs von etwa 0,75 bis etwa 0,82 liegt.

Gemäß einem vierten Aspekt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks an einem Flugzeug bereitgestellt, wobei das Gasturbinentriebwerk Folgendes umfasst:

einen Triebwerkkern umfassend eine Turbine, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet;
einen Fan, der stromaufwärts des Triebwerkkerns angeordnet ist, wobei der Fan eine Vielzahl von Fanschaufeln umfasst; und
ein Getriebe, das eine Eingabe von der Kernwelle empfängt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben, wobei das Getriebe ein Übersetzungsverhältnis zwischen etwa 3,2 und etwa 3,8, optional etwa 3,3 bis etwa 3,8, aufweist,
wobei das Verfahren das Betreiben des Gasturbinentriebwerks zur Bereitstellung eines Vortriebs unter Reiseflugbedingungen auf derartige Weise umfasst, dass ein Strahlgeschwindigkeitsverhältnis zwischen einer Geschwindigkeit des ersten aus einem Bypasskanal des Triebwerks austretenden Strahls und einer Geschwindigkeit des zweiten aus einer Auslassdüse des Triebwerkkerns austretenden Strahls innerhalb eines Bereichs von etwa 0,75 bis etwa 1,0 liegt.

Die oben in Bezug auf den ersten und zweiten Aspekt beschriebenen optionalen und vorteilhaften Merkmale können auch auf das Verfahren gemäß dem dritten und vierten Aspekt angewendet werden.
Reiseflugbedingungen können definiert werden als eine Vorwärts-Machzahl zwischen 0,7 und 0,9 in einer Höhe zwischen 10.000 m und 15.000 m. Andere Bedingungen wie etwa Umgebungstemperatur und -druck hängen weitgehend von der Höhe ab.
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 als Beispiel kann die mit der Kernwelle verbundene Turbine eine erste Turbine sein, der mit der Kernwelle verbundene Verdichter ein erster Verdichter sein und die Kernwelle eine erste Kernwelle sein. 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 Untersetzungsverhältnis aufweisen (definiert als die Drehzahl der Eingangswelle geteilt durch die Drehzahl der Ausgangswelle), zum Beispiel 3,2 oder höher, zum Beispiel im Bereich von 3,2 bis 5,0, zum Beispiel in der Größenordnung von oder mindestens 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4,0, 4,1, 4,2, 4,3, 4,4, 4,5, 4,6, 4,7, 4,8, 4,9 und 5,0. Das Übersetzungsverhältnis kann zum Beispiel zwischen beliebigen zwei von den Werten liegen, die in dem vorhergehenden Satz genannt sind.
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 Rotorblättern und eine Reihe von Statorleitschaufeln umfassen, die variable Statorleitschaufeln sein können (indem ihr Einfallswinkel variabel sein kann). Die Reihe von Rotorblättern 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 Rotorblättern und eine Reihe von Statorleitschaufeln umfassen. Die Reihe von Rotorblättern und die Reihe von Statorleitschaufeln können axial zueinander versetzt sein.
Jede Fanschaufel 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 Fanschaufel an der Nabe zum Radius der Fanschaufel 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 Fanschaufel an der Nabe zum Radius der Fanschaufel 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), beispielsweise im Bereich von 0,28 bis 0,32. 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 Fanschaufel, d. h. auf den Abschnitt radial außerhalb irgendeiner Plattform.
Der Radius des Fans kann zwischen der Mittellinie des Triebwerks und der Spitze einer Fanschaufel an ihrer Anströmkante gemessen werden. Der Fandurchmesser (der einfach das Doppelte des Fanradius betragen kann) kann größer sein als (oder in der Größenordnung von): 220 cm, 230 cm, 240 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 cm (etwa 150 Zoll), 390 cm (etwa 155 Zoll), 400 cm, 410 cm (etwa 160 Zoll) oder 420 cm (etwa 165 Zoll). Der Fandurchmesser 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), beispielsweise im Bereich von 240 cm bis 280 cm oder von 330 cm bis 380 cm.
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 220 cm bis 300 cm (beispielsweise 240 cm bis 280 cm oder 250 cm bis 270 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 330 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 1800 U/min, liegen.
Bei Gebrauch 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_Spitze bewegt. Die Arbeit, die von den Fanschaufeln 13 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/(ms^-1)² sind). Die Fanspitzenbelastung 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), beispielsweise im Bereich von 0,28 bis 0,31 oder von 0,29 bis 0,3.
Gasturbinentriebwerke gemäß der vorliegenden Offenbarung können ein beliebiges Bypassverhältnis aufweisen, wobei das Bypassverhältnis definiert ist als das Verhältnis des Massenstroms der Strömung durch den Bypasskanal zu dem Massenstrom 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, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 oder 20. Das Bypassverhältnis 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), zum Beispiel im Bereich von 13 bis 16 oder von 13 bis 15 oder von 13 bis 14. 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 obere oder untere Grenzen bilden), beispielsweise im Bereich von 50 bis 70.
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), beispielsweise im Bereich von 80 Nkg^-1s bis 100 Nkg^-1s oder 85 Nkg^-1s bis 95 Nkg^-1s. 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). Rein als Beispiel kann eine Gasturbine, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, in der Lage sein, einen maximalen Schub im Bereich von 330 kN bis 420 zu erzeugen, beispielsweise von 350 kN bis 400 kN. 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.
Bei Gebrauch kann die Temperatur der Strömung am Eintritt in die Hochdruckturbine besonders hoch sein. Diese Temperatur, die als TET bezeichnet werden kann, kann am Ausgang zu der Brennkammer gemessen werden, beispielsweise unmittelbar stromaufwärts der ersten Turbinenschaufel, die selbst als Düsenleitschaufel bezeichnet werden kann. Unter Reiseflugbedingungen kann die TET mindestens eines von Folgendem (oder in der Größenordnung hiervon) sein: 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1550 K, 1600 K oder 1650 K. Die TET unter Reiseflugbedingungen 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). Die maximale TET bei Gebrauch des Triebwerks kann beispielsweise mindestens eines von Folgendem (oder in der Größenordnung hiervon) 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 beliebige zwei der Werte aus dem 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 bei einem Zustand mit hohem Schub auftreten, beispielsweise bei einem maximalen Abhebezustand (engl. maximum take-off, MTO).
Eine Fanschaufel und/oder ein Tragflächenabschnitt einer Fanschaufels, 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 Fanschaufel 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 Fanschaufel 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 Fanschaufel kann mindestens zwei Regionen umfassen, die unter Verwendung unterschiedlicher Materialien hergestellt sind. Beispielsweise kann die Fanschaufel 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 Fanschaufel 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 Fanschaufeln erstrecken können, beispielsweise in einer radialen Richtung. Die Fanschaufeln können in jeder gewünschten Weise an dem zentralen Abschnitt befestigt sein. Beispielsweise kann jede Fanschaufel 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 Fanschaufel an der Nabe/Scheibe zu befestigen. Als weiteres Beispiel können die Fanschaufeln einstückig mit einem zentralen Abschnitt ausgebildet sein. Eine derartige Anordnung kann als ein Blisk (bladed disk) oder Bling (bladed ring) bezeichnet werden. Jedes geeignete Verfahren kann zur Herstellung eines solchen Blisk oder Bling verwendet werden. Zum Beispiel kann mindestens ein Teil der Fanschaufeln aus einem Block gefertigt sein und/oder mindestens ein Teil der Fanschaufeln 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 Fanschaufeln aufweisen, zum Beispiel 14, 16, 18, 20, 22, 24 oder 26 Fanschaufeln.
Wie hierin verwendet, haben Reiseflugbedingungen die herkömmliche Bedeutung und würden vom Fachmann leicht verstanden werden. Somit würde der Fachmann bei einem gegebenen Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug sofort Reiseflugbedingungen so erfassen, dass sie den Arbeitspunkt des Triebwerks bei Streckenflugmitte einer gegebenen Mission (was in der Branche als die „wirtschaftliche Mission“ bezeichnet werden kann) eines Flugzeugs bedeuten, an dem die Gasturbine angebracht werden soll. In dieser Hinsicht ist die Streckenflugmitte der Punkt in einem Flugzeugflugzyklus, bei dem 50 % des gesamten Treibstoffs, der zwischen dem höchsten Punkt des Steigflugs und dem Beginn des Sinkflugs verbrannt wird, verbrannt worden ist (was durch den Mittelpunkt - in Bezug auf Zeit und/oder Abstand - zwischen dem höchsten Punkt des Steigflugs und dem Beginn des Sinkflugs angenähert werden kann.) Reiseflugbedingungen definieren somit einen Arbeitspunkt des Gasturbinentriebwerks, der einen Schub bereitstellt, welcher einen stationären Betrieb (d. h. Aufrechterhaltung einer konstanten Höhe und konstanten Machzahl) bei Streckenflugmitte eines Flugzeugs, an dem es angebracht werden soll, unter Berücksichtigung der für dieses Flugzeug vorgesehenen Anzahl von Triebwerken sicherstellen würde. Wenn zum Beispiel ein Triebwerk dafür konzipiert ist, an einem Flugzeug angebracht zu werden, das zwei Triebwerke desselben Typs aufweist, stellt das Triebwerk unter Reiseflugbedingungen die Hälfte des Gesamtschubs bereit, der für einen stationären Betrieb dieses Flugzeugs bei Streckenflugmitte erforderlich wäre.
Mit anderen Worten sind die Reiseflugbedingungen für ein gegebenes Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug definiert als der Arbeitspunkt des Triebwerks, der einen spezifizierten Schub (erforderlich, um - in Kombination mit jeglichen anderen Triebwerken am Flugzeug - einen stationären Betrieb des Flugzeugs, an dem es angebracht werden soll, bei einer gegebenen Streckenflugmitte-Machzahl bereitzustellen) unter Streckenflugmitte-Atmosphärenbedingungen (definiert durch die Internationale Standardatmosphäre gemäß ISO 2533 bei Streckenflughöhe) bereitstellt. Für jedes gegebene Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug sind der Schub bei Streckenflugmitte, die Atmosphärenbedingungen und die Machzahl und somit der Arbeitspunkt des Triebwerks bei Reiseflugbedingungen klar definiert.
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 Teil der Reiseflugbedingungen 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 (gemäß der Internationalen Standardatmosphäre, ISA) 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 einem Arbeitspunkt des Triebwerks entsprechen, der bei einer Vorwärts-Machzahl von 0,8 und Standardatmosphärenbedingungen (gemäß der Internationalen Standardatmosphäre) bei einer Höhe von 38.000 ft (11.582 m) ein bekanntes erforderliches Schubniveau (beispielsweise einen Wert im Bereich von 30 kN bis 35 kN) bereitstellt. Rein als weiteres Beispiel können die Reiseflugbedingungen einem Arbeitspunkt des Triebwerks entsprechen, der bei einer Vorwärts-Machzahl von 0,85 und Standardatmosphärenbedingungen (gemäß der Internationalen Standardatmosphäre) bei einer Höhe von 35.000 ft (10.668 m) ein bekanntes erforderliches Schubniveau (beispielsweise einen Wert im Bereich von 50 kN bis 65 kN) bereitstellt.
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.
Der Fachmann wird erkennen, dass, außer wenn sie sich gegenseitig ausschließen, ein Merkmal oder ein Parameter, 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 jeder hierin beschriebene Parameter 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 Querschnittseitenansicht eines Gasturbinentriebwerks zeigt;
2 eine Querschnittseitenansicht eines stromaufwärtigen Abschnitts eines Gasturbinentriebwerks aus der Nähe zeigt;
3 eine teilweise aufgeschnittene Ansicht eines Getriebes für ein Gasturbinentriebwerk zeigt;
4 ein beispielhaftes Diagramm einer Änderung der Treibstoffverbrennung als eine Funktion des Strahlgeschwindigkeitsverhältnisses zeigt;
5 eine schematische Zeichnung eines Flugzeugs zeigt, an dem ein Gasturbinentriebwerk montiert ist; und
6 eine schematische Zeichnung zeigt, die das Konzept der Geschwindigkeit eines vollständig expandierten Strahls veranschaulicht.

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, einen Hochdruckverdichter 15, Verbrennungsausrüstung 16, eine Hochdruckturbine 17, eine Niederdruckturbine 19 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 „Zwischendruckverdichtet““ 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.
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 ein beispielhaftes Diagramm einer Änderung der Treibstoffverbrennung ΔFB als eine Funktion des Strahlgeschwindigkeitsverhältnisses R_J, wobei andere Faktoren konstant sind. Die Änderung des Treibstoffverbrennungsbeitrags aus dem Vortriebwirkungsgrad 401 wird relativ zu einem optimalen Wert für das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis von etwa 1,0 mit einer Zunahme der Treibstoffverbrennung über und unter diesem Wert bestimmt. Die Änderung des Treibstoffverbrennungsbeitrags von der Zwischendruckturbine, dargestellt durch die Linie 402 in 4 (beispielsweise relativ zu einer optimalen Zwischendruckturbine, die bei einem sehr niedrigen Strahlgeschwindigkeitsverhältnis jenseits der linken Seite des Graphen erreicht werden kann), kann beispielsweise auf die Änderung des Gewichts und/oder der Größe der Zwischendruckturbine zurückzuführen sein, wenn sich das Geschwindigkeitsverhältnis ändert, während andere Faktoren konstant sind. In dieser Hinsicht kann ein erhöhtes Geschwindigkeitsverhältnis allgemein zu einer größeren und/oder schwereren Zwischendruckturbine führen, was sich auch nachteilig auf die Installation des Triebwerks am Flugzeug auswirken kann. Faktoren, die das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis beeinflussen können, schließen die relativen Drehzahlen von Fan und Turbine und die Flächen der Auslassdüsen für den Bypass- und den Kernauslass ein.
Für ein höheres Übersetzungsverhältnis, d. h. etwa 3,2, 3,3, 3,4 und darüber, z. B. bis zu etwa 3,8 oder in einigen Fällen sogar noch höher, tendiert das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis dazu, bei etwa 1,0 oder darunter zu liegen. Wenn das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis unter 1,0 abnimmt, steigt der Treibstoffverbrennungsbeitrag aus dem Vortriebwirkungsgrad 401 an, und zwar mit einer höheren Rate als für den Abschnitt oberhalb von 1,0. Um diesen Verlust für eine solche Anordnung auf etwa 0,5 % zu halten, ist aus 4 ersichtlich, dass das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis innerhalb von etwa 0,8 bis etwa 1,0 gehalten werden müsste und bei einem Strahlgeschwindigkeitsverhältnis von etwa 0,75 und darunter der Treibstoffverbrennungsbeitrag aus dem Vortriebwirkungsgrad vorherrschend wird und auf etwa 0,7 % und darüber ansteigt. Eine untere Grenze für das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis von etwa 0,85 oder 0,90 kann verwendet werden, um den Treibstoffverbrennungsbeitrag aus dem Vortriebwirkungsgrad auf etwa 0,25 % oder darunter zu halten. Es hat sich gezeigt, dass eine weitere Verringerung des Strahlgeschwindigkeitsverhältnisses das Verwenden eines höheren Übersetzungsverhältnisses ermöglicht und/oder das Druckverhältnis über die Zwischendruckturbine verringert, wodurch eine kleinere, schnellere und/oder leichtere Zwischendruckturbine ermöglicht wird, was sich in einem geringeren Beitrag zum Treibstoffverbrennungsverlust 402 durch die Zwischendruckturbine niederschlägt. Solch eine Zwischendruckturbine kann Installationsvorteile haben, 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 1,0 oder 0,75 bis etwa 0,82 für das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis hat sich als vorteilhaft für Triebwerke mit höheren Übersetzungsverhältnissen, wie hierin definiert, erwiesen.
Ein niedrigeres Übersetzungsverhältnis des Getriebes führt üblicherweise zu Werten für das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis von 1,0 oder größer. Um Getriebe mit solchen Verhältnissen zu erhalten und den Treibstoffverbrennungsverlust aufgrund des Vortriebwirkungsgrads innerhalb von etwa 0,5 % oder weniger des Optimums zu halten, kann 4 entnommen 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 aus dem Vortriebwirkungsgrad (Linie 401) als auch aus der Zwischendruckturbine (Linie 402) größer. Eine obere Grenze für das Strahlgeschwindigkeitsverhältnis liegt bei 1,2 und hält die Zunahme der Treibstoffverbrennung aufgrund des Vortriebwirkungsgrads bei etwa 0,25 bis 0,3 %.
Für einen gegebenen Satz von Zahnrädern, die ein Umlaufrädergetriebe 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 veranschaulicht ein Beispiel eines Flugzeugs 50 mit einem Gasturbinentriebwerk 10, das an jedem Flügel 51a, 51b davon angebracht ist. Wenn das Flugzeug unter Reiseflugbedingungen fliegt, wie hierin definiert, arbeitet jedes Gasturbinentriebwerk 10 derart, dass ein Strahlgeschwindigkeitsverhältnis zwischen einer Geschwindigkeit des aus einem Bypasskanal des Triebwerks 10 austretenden ersten Strahls und einer Geschwindigkeit des aus einer Auslassdüse 20 des Triebwerkkerns austretenden zweiten Strahls innerhalb eines Bereichs von etwa 1,0 bis etwa 1,3 liegt.
6 zeigt eine beispielhafte Auslassdüse 60 eines Gasturbinentriebwerks. Der Druck Pj am Ausgang oder Hals 61 der Auslassdüse 60 ist größer als der Umgebungsdruck Pa um das Triebwerk herum. In einem gewissen Abstand von dem Düsenauslass 61 wird sich der Strahldruck mit dem Umgebungsdruck ausgleichen, d. h. Pj = Pa. Die Geschwindigkeit des vollständig expandierten Strahls ist definiert als die Strahlgeschwindigkeit 62 an diesem Punkt, d. h. die Strahlgeschwindigkeit entlang der Triebwerksachse in einem minimalen Abstand 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 umfasst alle Kombinationen und Unterkombinationen von einem oder mehreren hierin beschriebenen Merkmalen.

Claims

Gasturbinentriebwerk (10) für ein Flugzeug umfassend: einen Triebwerkkern (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 Triebwerkkerns 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 ein Übersetzungsverhältnis von etwa 3,4 oder höher, optional innerhalb eines Bereichs von etwa 3,4 bis etwa 5,0 oder etwa 4,5, aufweist, wobei das Gasturbinentriebwerk derart konfiguriert ist, dass ein Strahlgeschwindigkeitsverhältnis zwischen einer ersten Strahlgeschwindigkeit durch einen Bypasskanal (22) des Triebwerks (10) und einer zweiten Strahlgeschwindigkeit durch den Triebwerkkern (11) bei Reiseflugbedingungen innerhalb eines Bereichs von 0,75 bis etwa 0,82 liegt.
Gasturbinentriebwerk (10) für ein Flugzeug, umfassend: einen Triebwerkkern (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 Triebwerkkerns 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 ein Übersetzungsverhältnis von zwischen etwa 3,2 und etwa 3,8 aufweist, wobei das Gasturbinentriebwerk derart konfiguriert ist, dass ein Strahlgeschwindigkeitsverhältnis zwischen einer ersten Strahlgeschwindigkeit durch einen Bypasskanal (22) des Triebwerks (10) und einer zweiten Strahlgeschwindigkeit durch den Triebwerkkern (11) bei Reiseflugbedingungen innerhalb eines Bereichs von 0,75 bis etwa 1,0, optional innerhalb eines Bereichs von etwa 0,75 bis etwa 0,82, liegt.
Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks (10) an einem Flugzeug (50), wobei das Gasturbinentriebwerk (10) Folgendes umfasst: einen Triebwerkkern (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 Triebwerkkerns 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 3,4 oder höher, optional innerhalb eines Bereichs von etwa 3,4 bis etwa 5,0 oder etwa 4,5, aufweist, wobei das Verfahren das Betreiben des Gasturbinentriebwerks (10) zur Bereitstellung eines Vortriebs unter Reiseflugbedingungen auf derartige Weise umfasst, dass ein Strahlgeschwindigkeitsverhältnis zwischen einer Geschwindigkeit des aus einem Bypasskanal (22) des Triebwerks (10) austretenden ersten Strahls und einer Geschwindigkeit des aus einer Auslassdüse (20) des Triebwerkkerns (11) austretenden zweiten Strahls innerhalb eines Bereichs von 0,75 bis etwa 0,82 liegt.
Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks (10) an einem Flugzeug (50), wobei das Gasturbinentriebwerk (10) Folgendes umfasst: einen Triebwerkkern (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 Triebwerkkerns 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 zwischen etwa 3,2 und etwa 3,8 aufweist, wobei das Verfahren das Betreiben des Gasturbinentriebwerks (10) zur Bereitstellung eines Vortriebs unter Reiseflugbedingungen auf derartige Weise umfasst, dass ein Strahlgeschwindigkeitsverhältnis zwischen einer Geschwindigkeit des aus einem Bypasskanal (22) des Triebwerks (10) austretenden ersten Strahls und einer Geschwindigkeit des aus einer Auslassdüse (20) des Triebwerkkerns (11) austretenden zweiten Strahls unter Reiseflugbedingungen innerhalb eines Bereichs von etwa 0,75 bis etwa 1,0, optional innerhalb eines Bereichs von etwa 0,75 bis etwa 0,82, liegt.
Gasturbinentriebwerk (10) nach Anspruch 1 oder Anspruch 2 oder Verfahren nach Anspruch 3 oder Anspruch 4, 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 Geschwindigkeit des voll expandierten ersten Strahls ist, C_B ein Schubkoeffizient der Bypassdüse ist, V_C die Geschwindigkeit des voll expandierten zweiten Strahls ist, C_C ein Schubkoeffizient der Kernauslassdüse (20) ist, η_LPT ein isentropischer Wirkungsgrad einer Niedrigstdruckturbine des Triebwerkkerns (11) ist und η_F ein isentropischer Wirkungsgrad der Kompression von Luft in den Bypasskanal durch den Fan ist.
Gasturbinentriebwerk (10) nach Anspruch 1 oder Anspruch 2 oder einem davon abhängigen Anspruch oder Verfahren nach Anspruch 3 oder Anspruch 4 oder einem davon abhängigen Anspruch, wobei das Getriebe (30) ein Umlaufrädergetriebe ist, umfassend ein mit der Kernwelle verbundenes Eingangssonnenrad, eine Vielzahl von durch einen Trägerarm verbundenen Planetenrädern und einen äußeren Zahnkranz, wobei der Fan mit dem Trägerarm verbunden ist.
Gasturbinentriebwerk (10) nach Anspruch 1 oder Anspruch 2 oder einem davon abhängiges Anspruch, oder Verfahren nach Anspruch 3 oder Anspruch 4 oder einem davon abhängigen Anspruch, wobei der Fan (23) einen Außendurchmesser zwischen etwa 220 cm und etwa 390 cm aufweist.
Gasturbinentriebwerk (10) oder Verfahren nach Anspruch 7, wobei der Fan (23) einen Außendurchmesser von zwischen etwa 240 cm und etwa 280 cm oder zwischen etwa 330 cm und etwa 380 cm aufweist.
Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1 oder Anspruch 2 oder einem davon abhängigen Anspruch oder Verfahren nach Anspruch 3 oder Anspruch 4 oder einen 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 Triebwerkkern 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 so angeordnet sind, dass sie sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle drehen.
Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1 oder Anspruch 2 oder einem davon abhängigen Anspruch, oder Verfahren nach Anspruch 3 oder Anspruch 4 oder einen davon abhängigen Anspruch, wobei Reiseflugbedingungen einer Vorwärts-Machzahl von zwischen etwa 0,7 und 0,9 in einer Höhe von zwischen 10.000 m und 15.000 m entsprechen, optional einer Vorwärts-Machzahl von 0,85 und einer Höhe von 10.668 m.