DE102023135094A1 - Gas turbine fuel supply - Google Patents
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- Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
Abstract
Es wird ein Verfahren (500) zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks (10) bereitgestellt. Das Gasturbinentriebwerk (10) umfasst eine Brennkammer (16). Die Brennkammer (16) umfasst einen Brennraum (120) und eine Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen (124), die konfiguriert sind, um Kraftstoff in den Brennraum (120) einzuspritzen. Die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen (124) umfasst eine erste Teilmenge (124A) der Kraftstoffsprühdüsen (124) und eine zweite Teilmenge (124B) der Kraftstoffsprühdüsen (124). Die Brennkammer (16) ist in einem Zustand betreibbar, in dem die erste Teilmenge (124A) der Kraftstoffsprühdüsen (124) mit mehr Kraftstoff versorgt wird als die zweite Teilmenge (124B) der Kraftstoffsprühdüsen (124). Ein Verhältnis der Anzahl der Kraftstoffsprühdüsen (124) in der ersten Teilmenge (124A) der Kraftstoffsprühdüsen (124) zur Anzahl der Kraftstoffsprühdüsen (124) in der zweiten Teilmenge (124B) der Kraftstoffsprühdüsen (124) ist im Bereich von 1:2 bis 1:5. Das Verfahren (200) umfasst: Bereitstellen (501) eines Kraftstoffs an den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher (114); Übertragen (502) von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern (114); und Bereitstellen (503) des Kraftstoffs von dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern (114) an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen (124). Wärme wird vom Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern (114) übertragen, um eine Viskosität des Kraftstoffs auf 0,58 mm2/s oder niedriger bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum (120) unter Reiseflugbedingungen zu verringern. Ebenfalls bereitgestellt wird ein Gasturbinentriebwerk (10) für ein Flugzeug.A method (500) for operating a gas turbine engine (10) is provided. The gas turbine engine (10) includes a combustion chamber (16). The combustion chamber (16) includes a combustion chamber (120) and a plurality of fuel spray nozzles (124) configured to inject fuel into the combustion chamber (120). The plurality of fuel spray nozzles (124) includes a first subset (124A) of the fuel spray nozzles (124) and a second subset (124B) of the fuel spray nozzles (124). The combustion chamber (16) is operable in a state in which the first subset (124A) of the fuel spray nozzles (124) are supplied with more fuel than the second subset (124B) of the fuel spray nozzles (124). A ratio of the number of fuel spray nozzles (124) in the first subset (124A) of fuel spray nozzles (124) to the number of fuel spray nozzles (124) in the second subset (124B) of fuel spray nozzles (124) is in the range of 1:2 to 1:5. The method (200) comprises: providing (501) a fuel to the one or more fuel-oil heat exchangers (114); transferring (502) heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers (114); and providing (503) the fuel from the one or more fuel-oil heat exchangers (114) to the plurality of fuel spray nozzles (124). Heat is transferred from the oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers (114) to reduce a viscosity of the fuel to 0.58 mm2/s or lower upon injection of the fuel into the combustion chamber (120) under cruise conditions. Also provided is a gas turbine engine (10) for an aircraft.
Description
Die vorliegende Offenbarung bezieht sich auf ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks unter Verwendung von Kraftstoffen, die sich von herkömmlichen Düsenkraftstoffen auf Kerosinbasis unterscheiden.The present disclosure relates to a method of operating a gas turbine engine using fuels other than conventional kerosene-based jet fuels.
In der Luftfahrtindustrie wird ein Trend zur Verwendung von Kraftstoffen erwartet, die sich von den derzeit allgemeinen verwendeten herkömmlichen Düsenkraftstoffen auf Kerosinbasis unterscheiden. Diese Kraftstoffe können im Vergleich zu solchen Kohlenwasserstoffkraftstoffen auf Petroleumbasis andere Kraftstoffeigenschaften aufweisen.A trend is expected in the aviation industry towards the use of fuels that are different from the conventional kerosene-based jet fuels currently in general use. These fuels may have different fuel properties compared to such petroleum-based hydrocarbon fuels.
Somit besteht ein Bedarf daran, Kraftstoffeigenschaften dieser anderen Kraftstoffe zu berücksichtigen und Verfahren zum Betreiben von Gasturbinentriebwerken entsprechend anzupassen.There is therefore a need to take into account fuel properties of these other fuels and to adapt processes for operating gas turbine engines accordingly.
Gemäß einem ersten Gesichtspunkt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks bereitgestellt, wobei das Gasturbinentriebwerk umfasst:
- eine Brennkammer, die einen Brennraum und eine Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen, die konfiguriert sind, um Kraftstoff in den Brennraum einzuspritzen, umfasst, wobei die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen eine erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen und eine zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen umfasst, wobei die Brennkammer in einem Zustand betreibbar ist, in dem die erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen mit mehr Kraftstoff als die zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen versorgt wird, wobei ein Verhältnis der Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der ersten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen zur Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der zweiten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen im Bereich von 1:2 bis 1:5 ist;
- das Verfahren umfassend:
- Bereitstellen eines Kraftstoffs an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen mit einem Brennwert von mindestens 43,5 MJ/kg.
- a combustion chamber comprising a combustion chamber and a plurality of fuel spray nozzles configured to inject fuel into the combustion chamber, the plurality of fuel spray nozzles comprising a first subset of fuel spray nozzles and a second subset of fuel spray nozzles, the combustion chamber operable in a state in which the first subset of fuel spray nozzles is supplied with more fuel than the second subset of fuel spray nozzles, wherein a ratio of the number of fuel spray nozzles in the first subset of fuel spray nozzles to the number of fuel spray nozzles in the second subset of fuel spray nozzles is in the range of 1:2 to 1:5;
- the procedure includes:
- Providing a fuel to the plurality of fuel spray nozzles having a calorific value of at least 43.5 MJ/kg.
Gemäß einem zweiten Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend:
- eine Brennkammer, die einen Brennraum und eine Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen, die konfiguriert sind, um Kraftstoff in den Brennraum einzuspritzen, umfasst, wobei die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen eine erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen und eine zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen umfasst, wobei die Brennkammer in einem Zustand betreibbar ist, in dem die erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen mit mehr Kraftstoff als die zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen versorgt wird, wobei ein Verhältnis der Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der ersten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen zur Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der zweiten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen im Bereich von 1:2 bis 1:5 ist; und
- ein Kraftstoffverteilungssystem, das konfiguriert ist, um der Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen einen Kraftstoff bereitzustellen, wobei der Kraftstoff einen Brennwert von mindestens 43,5 MJ/kg aufweist.
- a combustion chamber comprising a combustion chamber and a plurality of fuel spray nozzles configured to inject fuel into the combustion chamber, the plurality of fuel spray nozzles comprising a first subset of fuel spray nozzles and a second subset of fuel spray nozzles, the combustion chamber being operable in a state in which the first subset of fuel spray nozzles is supplied with more fuel than the second subset of fuel spray nozzles, a ratio of the number of fuel spray nozzles in the first subset of fuel spray nozzles to the number of fuel spray nozzles in the second subset of fuel spray nozzles being in the range of 1:2 to 1:5; and
- a fuel distribution system configured to provide a fuel to the plurality of fuel spray nozzles, the fuel having a calorific value of at least 43.5 MJ/kg.
Die Erfinder haben erkannt, dass die Verwendung von Kraftstoffen, die sich von den herkömmlichen Düsenkraftstoffen auf Kerosinbasis unterscheiden, wie nachhaltigen Flugzeugkraftstoffen, zu unterschiedlichen Kraftstoffeigenschaften führen kann. Kraftstoffe mit einem höheren Brennwert können eine größere thermische Stabilität aufweisen, wodurch der Kraftstoff mehr Wärme aufnehmen kann, wodurch eine verbesserte Ölkühlung und/oder verbesserte Verbrennungseigenschaften in der Brennkammer bereitgestellt werden. Ein höherer Brennwert eines Kraftstoffs reduziert auch die erforderliche Kraftstoffverbrennungsrate für eine gegebene Geschwindigkeit unter Reiseflugbedingungen.The inventors have recognized that the use of fuels other than the traditional kerosene-based jet fuels, such as sustainable aviation fuels, can result in different fuel properties. Fuels with a higher calorific value can have greater thermal stability, allowing the fuel to absorb more heat, thereby providing improved oil cooling and/or improved combustion characteristics in the combustion chamber. A higher calorific value of a fuel also reduces the required fuel burn rate for a given speed under cruise conditions.
Gemäß einem dritten Gesichtspunkt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks bereitgestellt, wobei das Gasturbinentriebwerk umfasst:
- eine Brennkammer, die einen Brennraum und eine Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen, die konfiguriert sind, um Kraftstoff in den Brennraum einzuspritzen, umfasst,
- wobei die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen eine erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen und eine zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen umfasst, wobei die Brennkammer in einem Zustand betreibbar ist, in dem die erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen mit mehr Kraftstoff als die zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen versorgt wird, wobei ein Verhältnis der Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der ersten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen zur Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der zweiten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen im Bereich von 1:2 bis 1:5 ist; und
- einen oder mehrere Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher;
- das Verfahren umfassend:
- Bereitstellen eines Kraftstoffs an den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher;
- Übertragen von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern; und
- Bereitstellen des Kraftstoffs von dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen; wobei
- Wärme vom Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern übertragen wird, um eine Temperatur des Kraftstoffs auf einen Durchschnitt von mindestens 135 °C bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu erhöhen.
- a combustion chamber comprising a combustion chamber and a plurality of fuel spray nozzles configured to inject fuel into the combustion chamber,
- wherein the plurality of fuel spray nozzles comprises a first subset of fuel spray nozzles and a second subset of fuel spray nozzles, wherein the combustion chamber is operable in a state in which the first subset of fuel spray nozzles is supplied with more fuel than the second subset of fuel spray nozzles, wherein a ratio of the number of fuel spray nozzles in the first subset of fuel spray nozzles to the number of fuel spray nozzles in the second subset of fuel spray nozzles is in the range of 1:2 to 1:5; and
- one or more fuel-oil heat exchangers;
- the procedure includes:
- Providing a fuel to the one or more fuel-oil heat exchangers;
- Transferring heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers; and
- Providing the fuel from the one or more fuel-oil heat exchangers to the plurality of fuel spray nozzles; wherein
- Heat is transferred from the oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers to increase a temperature of the fuel to an average of at least 135 °C when the fuel is injected into the combustion chamber under cruise conditions.
Gemäß einem vierten Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend:
- eine Brennkammer, die einen Brennraum und eine Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen, die konfiguriert sind, um Kraftstoff in den Brennraum einzuspritzen, umfasst,
- wobei die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen eine erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen und eine zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen umfasst, wobei die Brennkammer in einem Zustand betreibbar ist, in dem die erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen mit mehr Kraftstoff als die zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen versorgt wird, wobei ein Verhältnis der Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der ersten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen zur Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der zweiten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen im Bereich von 1:2 bis 1:5 ist; und
- ein Kraftstoffverteilungssystem, das konfiguriert ist, um der Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen einen Kraftstoff bereitzustellen, und einen oder mehrere Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher und eine Steuerung umfasst; wobei
- die Steuerung konfiguriert ist, um den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher zu steuern, um eine Temperatur des Kraftstoffs auf einen Durchschnitt von mindestens 135 °C bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu erhöhen.
- a combustion chamber comprising a combustion chamber and a plurality of fuel spray nozzles configured to inject fuel into the combustion chamber,
- wherein the plurality of fuel spray nozzles comprises a first subset of fuel spray nozzles and a second subset of fuel spray nozzles, wherein the combustion chamber is operable in a state in which the first subset of fuel spray nozzles is supplied with more fuel than the second subset of fuel spray nozzles, wherein a ratio of the number of fuel spray nozzles in the first subset of fuel spray nozzles to the number of fuel spray nozzles in the second subset of fuel spray nozzles is in the range of 1:2 to 1:5; and
- a fuel distribution system configured to provide a fuel to the plurality of fuel spray nozzles and comprising one or more fuel-oil heat exchangers and a controller; wherein
- the controller is configured to control the one or more fuel-oil heat exchangers to increase a temperature of the fuel to an average of at least 135 °C upon injection of the fuel into the combustion chamber under cruise conditions.
Die Erfinder haben erkannt, dass sich die Kraftstofftemperatur auf die Verbrennung des Kraftstoffs innerhalb der Brennkammer auswirkt. Einige Kraftstoffe, die sich von den herkömmlichen Düsenkraftstoffen auf Kerosinbasis unterscheiden, wie nachhaltige Flugzeugkraftstoffe, können auf höhere Temperaturen erwärmt werden als herkömmliche Kraftstoffe, ohne die Verkokung signifikant zu erhöhen. Dies kann den Wirkungsgrad verbessern, ohne zu hohe Verkokungsniveaus zu verursachen. Die Kraftstofftemperatur muss daher beim Zuführen von Kraftstoff in die Brennkammer berücksichtigt werden, um den Verbrennungswirkungsgrad mit Verkokungsniveaus auszugleichen.The inventors have recognized that fuel temperature affects the combustion of the fuel within the combustion chamber. Some fuels that are different from traditional kerosene-based jet fuels, such as sustainable aviation fuels, can be heated to higher temperatures than traditional fuels without significantly increasing coking. This can improve efficiency without causing excessive coking levels. Fuel temperature must therefore be considered when feeding fuel into the combustion chamber to balance combustion efficiency with coking levels.
Gemäß einem fünften Gesichtspunkt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks bereitgestellt, wobei das Gasturbinentriebwerk umfasst:
- eine Brennkammer, die einen Brennraum und eine Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen, die konfiguriert sind, um Kraftstoff in den Brennraum einzuspritzen, umfasst,
- wobei die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen eine erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen und eine zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen umfasst, wobei die Brennkammer in einem Zustand betreibbar ist, in dem die erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen mit mehr Kraftstoff als die zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen versorgt wird, wobei ein Verhältnis der Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der ersten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen zur Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der zweiten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen im Bereich von 1:2 bis 1:5 ist; und
- einen oder mehrere Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher;
- das Verfahren umfassend:
- Bereitstellen eines Kraftstoffs an den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher;
- Übertragen von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern; und
- Bereitstellen des Kraftstoffs von dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen; wobei das Übertragen von Wärme vom Öl auf den Kraftstoff ein Übertragen von 200-600 kW/m3 Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern unter Reiseflugbedingungen vor dem Bereitstellen des Kraftstoffs an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen umfasst.
- a combustion chamber comprising a combustion chamber and a plurality of fuel spray nozzles configured to inject fuel into the combustion chamber,
- wherein the plurality of fuel spray nozzles comprises a first subset of fuel spray nozzles and a second subset of fuel spray nozzles, wherein the combustion chamber is operable in a state in which the first subset of fuel spray nozzles is supplied with more fuel than the second subset of fuel spray nozzles, wherein a ratio of the number of fuel spray nozzles in the first subset of fuel spray nozzles to the number of fuel spray nozzles in the second subset of fuel spray nozzles is in the range of 1:2 to 1:5; and
- one or more fuel-oil heat exchangers;
- the procedure includes:
- Providing a fuel to the one or more fuel-oil heat exchangers;
- Transferring heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers; and
- Providing the fuel from the one or more fuel-oil heat exchangers to the plurality of fuel spray nozzles; wherein transferring heat from the oil to the fuel comprises transferring 200-600 kW/m 3 of heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers under cruise conditions prior to providing the fuel to the plurality of fuel spray nozzles.
Gemäß einem sechsten Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend:
- eine Brennkammer, die einen Brennraum und eine Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen, die konfiguriert sind, um Kraftstoff in den Brennraum einzuspritzen, umfasst,
- wobei die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen eine erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen und eine zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen umfasst, wobei die Brennkammer in einem Zustand betreibbar ist, in dem die erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen mit mehr Kraftstoff als die zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen versorgt wird, wobei ein Verhältnis der Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der ersten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen zur Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der zweiten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen im Bereich von 1:2 bis 1:5 ist; und
- ein Kraftstoffverteilungssystem, das konfiguriert ist, um der Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen einen Kraftstoff bereitzustellen, und einen oder mehrere Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher und eine Steuerung umfasst; wobei
- die Steuerung konfiguriert ist, um den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher zu steuern, um 200-600 kW/m3 Wärme von Öl auf den Kraftstoff unter Reiseflugbedingungen vor dem Bereitstellen des Kraftstoffs an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen zu übertragen.
- a combustion chamber comprising a combustion chamber and a plurality of fuel spray nozzles configured to inject fuel into the combustion chamber,
- wherein the plurality of fuel spray nozzles comprises a first subset of fuel spray nozzles and a second subset of fuel spray nozzles, wherein the combustion chamber is operable in a state in which the first subset of fuel spray nozzles is supplied with more fuel than the second subset of fuel spray nozzles, wherein a ratio of the number of fuel spray nozzles in the first subset of fuel spray nozzles to the number of fuel spray nozzles in the second subset of fuel spray nozzles is in the range of 1:2 to 1:5; and
- a fuel distribution system configured to provide a fuel to the plurality of fuel spray nozzles and comprising one or more fuel-oil heat exchangers and a controller; wherein
- the controller is configured to control the one or more fuel-oil heat exchangers to transfer 200-600 kW/m 3 of heat from oil to the fuel under cruise conditions prior to providing the fuel to the plurality of fuel spray nozzles.
Die Erfinder haben erkannt, dass sich die Menge an Wärme, die durch Wärmetauscher, die in einem Gasturbinentriebwerk bereitgestellt werden, auf den Kraftstoff übertragen wird, auf die Verbrennung des Kraftstoffs innerhalb der Brennkammer auswirkt. Einige Kraftstoffe, die sich von den herkömmlichen Düsenkraftstoffen auf Kerosinbasis unterscheiden, wie nachhaltige Flugzeugkraftstoffe, können in der Lage sein, mehr Wärme aufzunehmen und auf höhere Temperaturen erwärmt zu werden als herkömmliche Kraftstoffe, ohne die Verkokung signifikant zu erhöhen. Dies kann den Verbrennungswirkungsgrad des Kraftstoffs verbessern, ohne zu hohe Verkokungsniveaus zu verursachen. Die Menge an Wärme, die innerhalb eines Kraftstoff-Öl-Wärmetauschers auf Kraftstoff übertragen wird, muss daher beim Zuführen von Kraftstoff in die Brennkammer berücksichtigt werden, um den Verbrennungswirkungsgrad mit Verkokungsniveaus auszugleichen.The inventors have recognized that the amount of heat transferred to the fuel through heat exchangers provided in a gas turbine engine impacts the combustion of the fuel within the combustion chamber. Some fuels that are different from the conventional kerosene-based jet fuels, such as sustainable aviation fuels, may be able to absorb more heat and be heated to higher temperatures than conventional fuels without significantly increasing coking. This may improve the combustion efficiency of the fuel without causing excessive coking levels. The amount of heat transferred to fuel within a fuel-oil heat exchanger must therefore be considered when feeding fuel into the combustion chamber to balance combustion efficiency with coking levels.
Gemäß einem siebten Gesichtspunkt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks bereitgestellt, wobei das Gasturbinentriebwerk umfasst:
- eine Brennkammer, die einen Brennraum und eine Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen, die konfiguriert sind, um Kraftstoff in den Brennraum einzuspritzen, umfasst, wobei die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen eine erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen und eine zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen umfasst, wobei die Brennkammer in einem Zustand betreibbar ist, in dem die erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen mit mehr Kraftstoff als die zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen versorgt wird, wobei ein Verhältnis der Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der ersten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen zur Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der zweiten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen im Bereich von 1:2 bis 1:5 ist; und
- einen oder mehrere Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher;
- das Verfahren umfassend:
- Bereitstellen eines Kraftstoffs an den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher;
- Übertragen von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern; und
- Bereitstellen des Kraftstoffs von dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen; wobei
- Wärme vom Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern übertragen wird, um eine Viskosität des Kraftstoffs auf 0,58 mm2/s oder niedriger bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu verringern.
- a combustion chamber comprising a combustion chamber and a plurality of fuel spray nozzles configured to inject fuel into the combustion chamber, the plurality of fuel spray nozzles comprising a first subset of fuel spray nozzles and a second subset of fuel spray nozzles, the combustion chamber being operable in a state in which the first subset of fuel spray nozzles is supplied with more fuel than the second subset of fuel spray nozzles, wherein a ratio of the number of fuel spray nozzles in the first subset of fuel spray nozzles to the number of fuel spray nozzles in the second subset of fuel spray nozzles is in the range of 1:2 to 1:5; and
- one or more fuel-oil heat exchangers;
- the procedure includes:
- Providing a fuel to the one or more fuel-oil heat exchangers;
- Transferring heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers; and
- Providing the fuel from the one or more fuel-oil heat exchangers to the plurality of fuel spray nozzles; wherein
- Heat is transferred from the oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers to reduce a viscosity of the fuel to 0.58 mm 2 /s or lower when the fuel is injected into the combustion chamber under cruise conditions.
Gemäß einem achten Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend:
- eine Brennkammer, die einen Brennraum und eine Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen, die konfiguriert sind, um Kraftstoff in den Brennraum einzuspritzen, umfasst,
- wobei die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen eine erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen und eine zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen umfasst, wobei die Brennkammer in einem Zustand betreibbar ist, in dem die erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen mit mehr Kraftstoff als die zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen versorgt wird, wobei ein Verhältnis der Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der ersten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen zur Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der zweiten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen im Bereich von 1:2 bis 1:5 ist; und
- ein Kraftstoffverteilungssystem, das konfiguriert ist, um der Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen einen Kraftstoff bereitzustellen, und einen oder mehrere Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher und eine Steuerung umfasst; wobei
- die Steuerung konfiguriert ist, um den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher zu steuern, um Wärme von Öl auf den Kraftstoff zu übertragen, um eine Viskosität des Kraftstoffs auf 0,58 mm2/s oder niedriger bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu verringern.
- a combustion chamber comprising a combustion chamber and a plurality of fuel spray nozzles configured to inject fuel into the combustion chamber,
- wherein the plurality of fuel spray nozzles comprises a first subset of fuel spray nozzles and a second subset of fuel spray nozzles, wherein the combustion chamber is operable in a state in which the first subset of fuel spray nozzles is supplied with more fuel than the second subset of fuel spray nozzles, wherein a ratio of the number of fuel spray nozzles in the first subset of fuel spray nozzles to the number of fuel spray nozzles in the second subset of fuel spray nozzles is in the range of 1:2 to 1:5; and
- a fuel distribution system configured to provide a fuel to the plurality of fuel spray nozzles and comprising one or more fuel-oil heat exchangers and a controller; wherein
- the controller is configured to control the one or more fuel-oil heat exchangers to transfer heat from oil to the fuel to reduce a viscosity of the fuel to 0.58 mm 2 /s or lower upon injection of the fuel into the combustion chamber under cruise conditions.
Die Erfinder haben festgestellt, dass die Viskosität eines Kraftstoffs ein wichtiger Faktor ist, der beeinflusst, wie der Kraftstoff einer Brennkammer zugeführt und innerhalb der Brennkammer entzündet und verbrannt wird. Die Viskosität kann die Tröpfchengröße aus Kraftstoffsprühdüsen beeinflussen, was wiederum die Zerstäubung und den Verbrennungswirkungsgrad beeinflussen kann. Das Berücksichtigen der Kraftstoffviskosität beim Zuführen von Kraftstoff an die Brennkammer und angemessenes Steuern derselben durch Variieren der Wärmeeingabe kann daher eine effizientere Kraftstoffverbrennung bereitstellen, wodurch die Flugzeugleistung verbessert wird. Eine niedrigere Viskosität des Kraftstoffs unter Reiseflugbedingungen kann einem effizienteren Triebwerk dienlich sein.The inventors have found that the viscosity of a fuel is an important factor that affects how the fuel is delivered to a combustion chamber and ignited and burned within the combustion chamber. Viscosity can affect the droplet size from fuel spray nozzles, which in turn can affect atomization and combustion efficiency. Therefore, taking fuel viscosity into account when delivering fuel to the combustion chamber and controlling it appropriately by varying the heat input can provide more efficient fuel combustion, thereby improving aircraft performance. Lower fuel viscosity under cruise conditions can conducive to a more efficient engine.
Gemäß einem neunten Gesichtspunkt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks bereitgestellt, wobei das Gasturbinentriebwerk umfasst:
- eine Brennkammer, die einen Brennraum und eine Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen, die konfiguriert sind, um Kraftstoff in den Brennraum einzuspritzen, umfasst, wobei die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen eine erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen und eine zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen umfasst, wobei die Brennkammer in einem Zustand betreibbar ist, in dem die erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen mit mehr Kraftstoff als die zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen versorgt wird, wobei ein Verhältnis der Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der ersten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen zur Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der zweiten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen im Bereich von 1:2 bis 1:5 ist;
- das Verfahren umfassend:
- Betreiben des Gasturbinentriebwerks derart, dass eine Reduzierung um 20-80 % eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 30 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- a combustion chamber comprising a combustion chamber and a plurality of fuel spray nozzles configured to inject fuel into the combustion chamber, the plurality of fuel spray nozzles comprising a first subset of fuel spray nozzles and a second subset of fuel spray nozzles, the combustion chamber operable in a state in which the first subset of fuel spray nozzles is supplied with more fuel than the second subset of fuel spray nozzles, wherein a ratio of the number of fuel spray nozzles in the first subset of fuel spray nozzles to the number of fuel spray nozzles in the second subset of fuel spray nozzles is in the range of 1:2 to 1:5;
- the procedure includes:
- Operating the gas turbine engine such that a reduction of 20-80% of an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 30% available thrust for the given operating conditions is obtained when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
Wie hierin verwendet, bezeichnet „nvPM“ „nichtflüchtige Partikel“.As used herein, “nvPM” means “non-volatile particles”.
Gemäß einem zehnten Gesichtspunkt wird ein Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug bereitgestellt, umfassend:
- eine Brennkammer, die einen Brennraum und eine Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen, die konfiguriert sind, um Kraftstoff in den Brennraum einzuspritzen, umfasst, wobei die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen eine erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen und eine zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen umfasst, wobei die Brennkammer in einem Zustand betreibbar ist, in dem die erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen mit mehr Kraftstoff als die zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen versorgt wird, wobei ein Verhältnis der Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der ersten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen zur Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der zweiten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen im Bereich von 1:2 bis 1:5 ist; und
- eine Steuerung; wobei
- die Steuerung konfiguriert ist, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 20-80 % eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 30 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- a combustion chamber comprising a combustion chamber and a plurality of fuel spray nozzles configured to inject fuel into the combustion chamber, the plurality of fuel spray nozzles comprising a first subset of fuel spray nozzles and a second subset of fuel spray nozzles, the combustion chamber being operable in a state in which the first subset of fuel spray nozzles is supplied with more fuel than the second subset of fuel spray nozzles, a ratio of the number of fuel spray nozzles in the first subset of fuel spray nozzles to the number of fuel spray nozzles in the second subset of fuel spray nozzles being in the range of 1:2 to 1:5; and
- a control system; where
- the controller is configured to control operation of the gas turbine engine such that a reduction of 20-80% of an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 30% available thrust for the given operating conditions is obtained when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
Eine Reduzierung einer Konzentration von nvPM im Abgas eines Gasturbinentriebwerks ist vorteilhaft, da sie dazu beiträgt, die gesamten unerwünschten Emissionen des Triebwerks zu reduzieren. Außerdem wird durch das Reduzieren von nvPM die Verkokung innerhalb des Triebwerks reduziert.Reducing the concentration of nvPM in the exhaust of a gas turbine engine is beneficial because it helps reduce the overall unwanted emissions from the engine. In addition, reducing nvPM reduces coking within the engine.
Die Erfinder haben festgestellt, dass sich eine Anzahl von Parametern, die sich auf den Betrieb eines Gasturbinentriebwerks beziehen, auf die Konfiguration und Anordnung der Brennkammer des Triebwerks auswirken oder dabei ein wichtiger Faktor sind, wenn bestimmte Kraftstoffarten, wie ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff, verbrannt werden. Die Erfinder haben festgestellt, dass ein beliebiger oder beliebige mehrere der Parameter der vorstehenden Gesichtspunkte beim Bestimmen von Brennkammeranordnung und -betrieb für bestimmte Kraftstoffe berücksichtigt werden müssen, um zu berücksichtigen, wie Kraftstoff verteilt, entzündet und innerhalb der Brennkammer verbrannt wird.The inventors have determined that a number of parameters relating to the operation of a gas turbine engine affect or are an important factor in the configuration and layout of the engine's combustor when burning certain types of fuels, such as sustainable jet fuel. The inventors have determined that any one or more of the parameters of the foregoing considerations must be taken into account when determining combustor layout and operation for certain fuels to account for how fuel is distributed, ignited and burned within the combustor.
Sofern nicht anders angegeben, sind alle Bezugnahmen auf die „Kerngröße“ hierin in Einheiten von s.K1/2.in, und alle Bezugnahmen auf die „Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen pro Einheitstriebwerkskerngröße“ sind die Anzahl von Düsen pro Einheitstriebwerkskerngröße ebenfalls in s.K1/2.inUnless otherwise specified, all references to “core size” herein are in units of sK 1/2 .in, and all references to “number of fuel spray nozzles per unit engine core size” are the number of nozzles per unit engine core size also in sK 1/2 .in
In einem beliebigen von dem dritten, vierten, fünften, sechsten, siebten, achten und/oder neunten Gesichtspunkt kann das Verfahren das Bereitstellen eines Kraftstoffs an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen mit einem Brennwert von mindestens 43,5 MJ/kg umfassen oder kann das Kraftstoffverteilungssystem zu dessen Bereitstellung konfiguriert sein. Im zehnten Gesichtspunkt kann der Kraftstoff einen Brennwert von mindestens 43,5 MJ/kg aufweisen. In einem beliebigen Gesichtspunkt der vorliegenden Offenbarung kann der Kraftstoff einen Brennwert von mindestens 43,8 MJ/kg aufweisen. Der Brennwert kann zwischen 43,5 MJ/kg und 44 MJ/kg sein. Der Brennwert kann 43,5, 43,6, 43,7, 43,8, 43,9 oder 44,0 MJ/kg oder in einem beliebigen zwischen beliebigen zwei dieser Werte definierten Bereich sein.In any of the third, fourth, fifth, sixth, seventh, eighth, and/or ninth aspects, the method may include providing, or the fuel distribution system may be configured to provide, a fuel to the plurality of fuel spray nozzles having a calorific value of at least 43.5 MJ/kg. In the tenth aspect, the fuel may have a calorific value of at least 43.5 MJ/kg. In any aspect of the present disclosure, the fuel may have a calorific value of at least 43.8 MJ/kg. The calorific value may be between 43.5 MJ/kg and 44 MJ/kg. The calorific value may be 43.5, 43.6, 43.7, 43.8, 43.9, or 44.0 MJ/kg, or in any range defined between any two of these values.
In einem beliebigen von dem ersten, zweiten, dritten, vierten, fünften, sechsten, siebten, achten und/oder neunten Gesichtspunkt kann die Dichte des Kraftstoffs 760-840 kg/m3 bei 15 °C sein.In any of the first, second, third, fourth, fifth, sixth, seventh, eighth and/or ninth aspects, the density of the fuel may be 760-840 kg/m 3 at 15 °C.
In einem beliebigen von dem ersten, zweiten, neunten und/oder zehnten Gesichtspunkt kann das Gasturbinentriebwerk ferner einen oder mehrere Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher umfassen oder kann das Kraftstoffverteilungssystem einen oder mehrere Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher und eine Steuerung umfassen.In any of the first, second, ninth and/or tenth aspects, the gas turbine engine may further comprise one or more fuel-oil heat exchangers or the fuel distribution system may comprise one or more fuel-oil heat exchangers and a controller.
Im ersten und/oder neunten Gesichtspunkt kann das Verfahren ferner umfassen: Bereitstellen eines Kraftstoffs an den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher; Übertragen von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern; und Bereitstellen des Kraftstoffs von dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen.In the first and/or ninth aspect, the method may further comprise: providing a fuel to the one or more fuel-oil heat exchangers; transferring heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers; and providing the fuel from the one or more fuel-oil heat exchangers to the plurality of fuel spray nozzles.
In einem beliebigen von dem ersten, zweiten, fünften, sechsten, siebten, achten, neunten und/oder zehnten Gesichtspunkt kann das Verfahren ein Übertragen von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern umfassen oder kann die Steuerung konfiguriert sein, um den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher zu steuern, um eine Temperatur des Kraftstoffs auf einen Durchschnitt von mindestens 135 °C bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu erhöhen.In any of the first, second, fifth, sixth, seventh, eighth, ninth, and/or tenth aspects, the method may include transferring heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers or the controller may be configured to control the one or more fuel-oil heat exchangers to increase a temperature of the fuel to an average of at least 135°C upon injection of the fuel into the combustion chamber under cruise conditions.
Die Merkmale der folgenden Aussagen können in Kombination mit einem beliebigen des ersten, zweiten, dritten, vierten, fünften, sechsten, siebten, achten, neunten und/oder zehnten, Gesichtspunkt verwendet werden:
- Das Verfahren kann ein Übertragen von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher zu steuern, um eine Temperatur des Kraftstoffs auf einen Durchschnitt von zwischen 135 °C und 200 °C bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu erhöhen.
- The method may include transferring heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers or the controller may be configured to control the one or more fuel-oil heat exchangers to increase a temperature of the fuel to an average of between 135°C and 200°C upon injection of the fuel into the combustion chamber under cruise conditions.
Das Verfahren kann ein Übertragen von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher zu steuern, um eine Temperatur des Kraftstoffs auf einen Durchschnitt von zwischen 145 °C und 180 °C bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu erhöhen.The method may include transferring heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers or the controller may be configured to control the one or more fuel-oil heat exchangers to increase a temperature of the fuel to an average of between 145°C and 180°C upon injection of the fuel into the combustion chamber under cruise conditions.
Das Verfahren kann ein Übertragen von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher zu steuern, um eine Temperatur des Kraftstoffs auf einen Durchschnitt von zwischen 155 °C und 170 °C bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu erhöhen.The method may include transferring heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers or the controller may be configured to control the one or more fuel-oil heat exchangers to increase a temperature of the fuel to an average of between 155°C and 170°C upon injection of the fuel into the combustion chamber under cruise conditions.
Das Verfahren kann ein Übertragen von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher zu steuern, um eine Temperatur des Kraftstoffs auf einen Durchschnitt von 135 °C, 140 °C, 145 °C, 150 °C, 155 °C, 160 °C, 165 °C, 170 °C, 175 °C, 180 °C, 185 °C, 190 °C, 195 °C, 200 °C oder einen beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu erhöhen.The method may include transferring heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers or the controller may be configured to control the one or more fuel-oil heat exchangers to increase a temperature of the fuel to an average of 135°C, 140°C, 145°C, 150°C, 155°C, 160°C, 165°C, 170°C, 175°C, 180°C, 185°C, 190°C, 195°C, 200°C, or any range defined between any two of these values, upon injection of the fuel into the combustion chamber under cruise conditions.
In einem beliebigen von dem ersten, zweiten, dritten, vierten, siebten, achten, neunten und/oder zehnten Gesichtspunkt kann das Verfahren ein Übertragen von 200-600 kW/m3 Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern unter Reiseflugbedingungen vor dem Bereitstellen des Kraftstoffs an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen umfassen oder kann die Steuerung konfiguriert sein, um den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher zu deren Übertragung zu steuern.In any of the first, second, third, fourth, seventh, eighth, ninth and/or tenth aspects, the method may comprise transferring 200-600 kW/m 3 of heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers under cruise conditions prior to providing the fuel to the plurality of fuel spray nozzles or may the controller may be configured to control the one or more fuel-oil heat exchangers for their transmission.
Die Merkmale der folgenden Aussagen können in Kombination mit einem beliebigen des ersten, zweiten, dritten, vierten, fünften, sechsten, siebten, achten, neunten und/oder zehnten, Gesichtspunkt verwendet werden:
- Das Verfahren kann ein Übertragen von 250-550 kW/m3 Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern unter Reiseflugbedingungen vor dem Bereitstellen des Kraftstoffs an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen umfassen, oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher zu deren Übertragung zu steuern.
- The method may include transferring 250-550 kW/m 3 of heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers under cruise conditions prior to providing the fuel to the plurality of fuel spray nozzles, or the controller may be configured to control the one or more fuel-oil heat exchangers to transfer the same.
Das Verfahren kann ein Übertragen von 300-500 kW/m3 Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern unter Reiseflugbedingungen vor dem Bereitstellen des Kraftstoffs an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen umfassen, oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher zu deren Übertragung zu steuern.The method may include transferring 300-500 kW/m 3 of heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers under cruise conditions prior to providing the fuel to the plurality of fuel spray nozzles, or the controller may be configured to control the one or more fuel-oil heat exchangers to transfer the same.
Das Verfahren kann ein Übertragen von 350-450 kW/m3 Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern unter Reiseflugbedingungen vor dem Bereitstellen des Kraftstoffs an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen umfassen, oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher zu deren Übertragung zu steuern.The method may include transferring 350-450 kW/m 3 of heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers under cruise conditions prior to providing the fuel to the plurality of fuel spray nozzles, or the controller may be configured to control the one or more fuel-oil heat exchangers to transfer the same.
Das Verfahren kann ein Übertragen von 200 kW/m3, 225 kW/m3, 250 kW/m3, 275 kW/m3, 300 kW/m3, 325 kW/m3, 350 kW/m3, 375 kW/m3, 400 kW/m3, 425 kW/m3, 450 kW/m3, 475 kW/m3, 500 kW/m3, 525 kW/m3, 550 kW/m3, 575 kW/m3, 600 kW/m3 Wärme oder einen beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern unter Reiseflugbedingungen vor dem Bereitstellen des Kraftstoffs an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher zu deren Übertragung zu steuern.The method may comprise transferring 200 kW/m 3 , 225 kW/m 3 , 250 kW/m 3 , 275 kW/m 3 , 300 kW/m 3 , 325 kW/m 3 , 350 kW/m 3 , 375 kW/m 3 , 400 kW/m 3 , 425 kW/m 3 , 450 kW/m 3 , 475 kW/m 3 , 500 kW/m 3 , 525 kW/m 3 , 550 kW/m 3 , 575 kW/m 3 , 600 kW/m 3 of heat, or any range defined between any two of these values, from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers under cruise conditions prior to providing the fuel to the plurality of fuel spray nozzles or the controller may be configured to control the one or more fuel-oil heat exchangers to transmit them.
Es versteht sich, dass die hierin definierte Wärmeübertragung pro Volumeneinheit (m3) Kraftstoff, der die Brennkammer erreicht, angegeben ist, um die Kraftstoffströmungsrate und jegliche Rezirkulation, wie hierin beschrieben, einzustellen, sofern nicht anders angegeben. Die Menge an Wärme, die auf den Kraftstoff übertragen wird, kann daher basierend auf einer Temperatur von Kraftstoff bei der Annäherung an oder beim Eintritt in die Brennkammer im Vergleich zu einer Temperatur von Kraftstoff in einem Kraftstofftank des Flugzeugs berechnet werden.It is understood that the heat transfer defined herein per unit volume (m 3 ) of fuel reaching the combustion chamber is specified to adjust the fuel flow rate and any recirculation as described herein, unless otherwise specified. The amount of heat transferred to the fuel may therefore be calculated based on a temperature of fuel as it approaches or enters the combustion chamber compared to a temperature of fuel in a fuel tank of the aircraft.
In einem beliebigen von dem ersten, zweiten, dritten, vierten, fünften, sechsten, neunten und/oder zehnten Gesichtspunkt kann das Verfahren ein Übertragen von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern umfassen oder kann die Steuerung konfiguriert sein, um den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher zu deren Übertragung zu steuern, um eine Viskosität des Kraftstoffs auf 0,58 mm2/s oder niedriger bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu verringern.In any of the first, second, third, fourth, fifth, sixth, ninth, and/or tenth aspects, the method may include transferring heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers, or the controller may be configured to control the one or more fuel-oil heat exchangers to transfer heat to reduce a viscosity of the fuel to 0.58 mm 2 /s or lower upon injection of the fuel into the combustion chamber under cruise conditions.
Die Merkmale der folgenden Aussagen können in Kombination mit einem beliebigen des ersten, zweiten, dritten, vierten, fünften, sechsten, siebten, achten, neunten und/oder zehnten, Gesichtspunkt verwendet werden:
- Das Verfahren kann ein Übertragen von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher zu deren Übertragung zu steuern, um eine Viskosität des Kraftstoffs auf zwischen 0,58 mm mm2/s und 0,30 mm2/s bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu verringern.
- Das Verfahren kann ein Übertragen von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher zu deren Übertragung zu steuern, um eine Viskosität des Kraftstoffs auf zwischen 0,54 mm mm2/s und 0,34 mm2/s bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu verringern.
- Das Verfahren kann ein Übertragen von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher zu deren Übertragung zu steuern, um eine Viskosität des Kraftstoffs auf zwischen 0,50 mm mm2/s und 0,38 mm2/s bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu verringern.
- Das Verfahren kann ein Übertragen von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher zu deren Übertragung zu steuern, um eine Viskosität des Kraftstoffs auf 0,58, 0,57, 0,56, 0,55, 0,54, 0,53, 0,52, 0,51, 0,50, 0,49, 0,48, 0,47, 0,46, 0,45, 0,44, 0,43, 0,42, 0,41, 0,40, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31 oder 0,30 mm2/s oder einen beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu verringern.
- The method may include transferring heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers or the controller may be configured to control the one or more fuel-oil heat exchangers to transfer heat to reduce a viscosity of the fuel to between 0.58 mm mm 2 /s and 0.30 mm 2 /s upon injection of the fuel into the combustion chamber under cruise conditions.
- The method may include transferring heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers or the controller may be configured to control the one or more fuel-oil heat exchangers to transfer heat to reduce a viscosity of the fuel to between 0.54 mm mm 2 /s and 0.34 mm 2 /s upon injection of the fuel into the combustion chamber under cruise conditions.
- The method may include transferring heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers or the controller may be configured to control the one or more fuel-oil heat exchangers to transfer heat to reduce a viscosity of the fuel to between 0.50 mm mm 2 /s and 0.38 mm 2 /s upon injection of the fuel into the combustion chamber under cruise conditions.
- The method may include transferring heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers or the controller may be configured to control the one or more fuel-oil heat exchangers to transfer heat to reduce a viscosity of the fuel to 0.58, 0.57, 0.56, 0.55, 0.54, 0.53, 0.52, 0.51, 0.50, 0.49, 0.48, 0.47, 0.46, 0.45, 0.44, 0.43, 0.42, 0.41, 0.40, 0.39, 0.38, 0.37, 0.36, 0.35, 0.34, 0.33, 0.32, 0.31 or 0.30 mm 2 /s or any range defined between any two of these values when injecting fuel into the combustion chamber under cruise conditions.
In einem beliebigen von dem ersten, zweiten, dritten, vierten, fünften, siebten und/oder achten Gesichtspunkt kann das Verfahren das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder kann die Steuerung konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 20-80 % eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 30 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.In any of the first, second, third, fourth, fifth, seventh and/or eighth aspects, the method may comprise operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a reduction of 20-80% of an average of particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for given operating conditions and particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 30% available thrust for the given operating conditions is obtained when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
Die Merkmale der folgenden Aussagen können in Kombination mit einem beliebigen des ersten, zweiten, dritten, vierten, fünften, sechsten, siebten, achten, neunten und/oder zehnten, Gesichtspunkt verwendet werden:
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 25-75 % eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 30 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 30-70 % eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 30 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 20-50 % eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 30 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 40-60 % eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 30 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 20 %, 25 %, 30 %, 35 %, 40 %, 45 %, 50 %, 55 %, 60 %, 65 %, 70 %, 75 % oder 80 % oder einem beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 30 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 20 %, 22 %, 24 %, 26 %, 28 %, 30 %, 32 %, 34 %, 36 %, 38 %, 40 %, 42 %, 44 %, 46 %, 48 % oder 50 % oder einem beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 30 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist. Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 40 %, 41 %, 42 %, 43 %, 44 %, 45 %, 46 %, 47 %, 48 %, 49 %, 50 %, 51 %, 52 %, 53 %, 54 %, 55 %, 56 %, 57 %, 58 %, 59 % oder 60 % oder einem beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 30 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 9-18 % eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn der Kraftstoff des Luft-Kraftstoff-Gemischs ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist. Diese Reduzierung kann erhalten werden, wenn dem Brennraum ein mageres Luft-Kraftstoff-Gemisch bereitgestellt wird. In einigen Beispielen kann das magere Luft-Kraftstoff-Gemisch ein Luft-Kraftstoff-Verhältnis von mehr als etwa 15 aufweisen.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 10-17 % eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn der Kraftstoff des Luft-Kraftstoff-Gemischs ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist. Diese Reduzierung kann erhalten werden, wenn dem Brennraum ein mageres Luft-Kraftstoff-Gemisch bereitgestellt wird. In einigen Beispielen kann das magere Luft-Kraftstoff-Gemisch ein Luft-Kraftstoff-Verhältnis von mehr als etwa 15 aufweisen.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 11-16 % eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn der Kraftstoff des Luft-Kraftstoff-Gemischs ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist. Diese Reduzierung kann erhalten werden, wenn dem Brennraum ein mageres Luft-Kraftstoff-Gemisch bereitgestellt wird. In einigen Beispielen kann das magere Luft-Kraftstoff-Gemisch ein Luft-Kraftstoff-Verhältnis von mehr als etwa 15 aufweisen.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 12-15 % eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn dem Brennraum ein mageres Luft-Kraftstoff-Gemisch bereitgestellt wird und wenn der Kraftstoff des Luft-Kraftstoff-Gemischs ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist. Diese Reduzierung kann erhalten werden, wenn dem Brennraum ein mageres Luft-Kraftstoff-Gemisch bereitgestellt wird. In einigen Beispielen kann das magere Luft-Kraftstoff-Gemisch ein Luft-Kraftstoff-Verhältnis von mehr als etwa 15 aufweisen.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 9 %, 10 %, 11 %, 12 %, 13 %, 14 %, 15 %, 16 %, 17 % oder 18 % oder einem beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn der Kraftstoff des Luft-Kraftstoff-Gemischs ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist. Diese Reduzierung kann erhalten werden, wenn dem Brennraum ein mageres Luft-Kraftstoff-Gemisch bereitgestellt wird. In einigen Beispielen kann das magere Luft-Kraftstoff-Gemisch ein Luft-Kraftstoff-Verhältnis von mehr als etwa 15 aufweisen.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 12,0 %, 12,1 %, 12,2 %, 12,3 %, 12,4 %, 12,5 %, 12,6 %, 12,7 %, 12,8 %, 12,9 %, 13,0 %, 13,1 %, 13,2 %, 13,3 %, 13,4 %, 13,5 %, 13,6 %, 13,7 %, 13,8 %, 13,9 %, 14,0 %, 14,1 %, 14,2 %, 14,3 %, 14,4 %, 14,5 %, 14,6 %, 14,7 %, 14,8 %, 14,9 % oder 15,0 % oder einem beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn der Kraftstoff des Luft-Kraftstoff-Gemischs ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist. Diese Reduzierung kann erhalten werden, wenn dem Brennraum ein mageres Luft-Kraftstoff-Gemisch bereitgestellt wird. In einigen Beispielen kann das magere Luft-Kraftstoff-Gemisch ein Luft-Kraftstoff-Verhältnis von mehr als etwa 15 aufweisen.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 55-80 % Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 7 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 60-75 % Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 7 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 65-70 % Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 7 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um etwa 55 %, 56 %, 57 %, 58 %, 59 %, 60 %, 61 %, 62 %, 63 %, 64 %, 65 %, 66 %, 67 %, 68 %, 69 %, 70 %, 71 %, 72 %, 73 %, 74 %, 75 %, 76 %, 77 %, 78 %, 79 % oder 80 % oder einem beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 7 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um etwa 66,0 %, 66,1 %, 66,2 %, 66,3 %, 66,4 %, 66,5 %, 66,6 %, 66,7 %, 66,8 %, 66,9 %, 67,0 %, 67,1 %, 67,2 %, 67,3 %, 67,4 %, 67,5 %, 67,6 %, 67,7 %, 67,8 %, 67,9 % oder 68,0 % oder einem beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 7 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 2-15 % Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 4-12 % Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 5-10 % Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um etwa 2 %, 3 %, 4 %, 5 %, 6 %, 7 %, 8 %, 9 %, 10 %, 11 %, 12 %, 13 %, 14 % oder 15 % oder einem beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um etwa 7,0 %, 7,1 %, 7,2 %, 7,3 %, 7,4 %, 7,5 %, 7,6 %, 7,7 %, 7,8 %, 7,9 %, 8,0 %, 8,1 %, 8,2 %, 8,3 %, 8,4 %, 8,5 %, 8,6 %, 8,7 %, 8,8 %, 8,9 % oder 9,0 % oder einem beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass ein Verhältnis von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 7 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, zu einem Durchschnitt von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, im Bereich von 1:1 zu 130:1 ist, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass ein Verhältnis von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 7 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, zu einem Durchschnitt von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, im Bereich von 10:1 zu 120:1 ist, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass ein Verhältnis von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 7 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, zu einem Durchschnitt von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, im Bereich von 20:1 zu 110:1 ist, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass ein Verhältnis von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 7 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, zu einem Durchschnitt von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, im Bereich von 30:1 zu 100:1 ist, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass ein Verhältnis von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 7 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, zu einem Durchschnitt von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, etwa 1:1, 10:1, 20:1, 30:1, 40:1, 50:1, 60:1, 70:1, 80:1, 90:1, 100:1, 110:1, 120:1 oder 130:1 oder ein beliebiger Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, ist, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass ein Verhältnis von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 7 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, zu einem Durchschnitt von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, etwa 30:1, 35:1, 40:1, 45:1, 50:1, 55:1, 60:1, 65:1, 70:1, 75:1, 80:1, 85:1, 90:1, 95:1 oder 100:1 oder ein beliebiger Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, ist, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass ein Verhältnis von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 7 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, zu einem Durchschnitt von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, im Bereich von 500:1 zu 7000:1 ist, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist. Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass ein Verhältnis von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 7 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, zu einem Durchschnitt von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, im Bereich von 1000:1 zu 6500:1 ist, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist. Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass ein Verhältnis von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 7 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, zu einem Durchschnitt von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, im Bereich von 1500:1 zu 6000:1 ist, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist. Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass ein Verhältnis von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 7 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, zu einem Durchschnitt von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, im Bereich von 2000:1 zu 5500:1 ist, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist. Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass ein Verhältnis von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 7 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, zu einem Durchschnitt von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, etwa 500:1, 1000:1, 1500:1, 2000:1, 2500:1, 3000:1, 3500:1, 4000:1, 4500:1, 5000:1, 5500:1, 6000:1, 6500:1 oder 7000:1 oder ein beliebiger Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, ist, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist. Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass ein Verhältnis von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 7 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, zu einem Durchschnitt von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, etwa 2000:1, 2250:1, 2500:1, 2750:1, 3000:1, 3250:1, 3500:1, 3750:1, 4000:1, 4250:1, 4500:1, 4750:1, 5000:1, 5250:1 oder 5500:1 oder ein beliebiger Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, ist, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass ein Verhältnis eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, zu Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, im Bereich von 0,4:1 zu 1,3:1 ist, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass ein Verhältnis eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, zu Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, im Bereich von 0,5:1 zu 1,2:1 ist, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass ein Verhältnis eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, zu Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, im Bereich von 0,6:1 zu 1,1:1 ist, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass ein Verhältnis eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, zu Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, im Bereich von 0,7:1 zu 1: 1 ist, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass ein Verhältnis von Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, zu Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, etwa 0,4:1, 0,5:1, 0,6:1, 0,7:1, 0,8:1, 0,9:1 oder 1:1 oder ein beliebiger Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, ist, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- Das Verfahren kann das Betreiben des Gasturbinentriebwerks umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass ein Verhältnis eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 85 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, zu Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks, wenn das Triebwerk mit 100 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, etwa 0,60:1, 0,65:1, 0,70:1, 0,75:1, 0,80:1, 0,85:1, 0,90:1, 0,95:1 oder 1,00:1 oder ein beliebiger Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, ist, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist.
- The method may comprise operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a reduction of 25-75% of an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 30% available thrust for the given operating conditions is obtained when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may comprise operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a reduction of 30-70% of an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 30% available thrust for the given operating conditions is obtained when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may comprise operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a reduction of 20-50% of an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 30% available thrust for the given operating conditions is obtained when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may comprise operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a reduction of 40-60% of an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 30% available thrust for the given operating conditions is obtained when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine to achieve a reduction of 20%, 25%, 30%, 35%, 40 %, 45 %, 50 %, 55 %, 60 %, 65 %, 70 %, 75 % or 80 % or any range defined between any two of those values, of an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85 % available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 30 % available thrust for the given operating conditions, is obtained when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may comprise operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a reduction of 20%, 22%, 24%, 26%, 28%, 30%, 32%, 34%, 36%, 38%, 40%, 42%, 44%, 46%, 48% or 50%, or any range defined between any two of these values, of an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 30% available thrust for the given operating conditions is obtained when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel. The method may comprise operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a reduction of 40%, 41%, 42%, 43%, 44%, 45%, 46%, 47%, 48%, 49%, 50%, 51%, 52%, 53%, 54%, 55%, 56%, 57%, 58%, 59% or 60%, or any range defined between any two of these values, of an average of particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for given operating conditions and particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 30% available thrust for the given operating conditions, is obtained when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a reduction of 9-18% of an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for the given operating conditions is obtained when the fuel of the air-fuel mixture is a sustainable aircraft fuel rather than a fossil-based hydrocarbon fuel. This reduction may be obtained when a lean air-fuel mixture is provided to the combustion chamber. In some examples, the lean air-fuel mixture may have an air-fuel ratio of greater than about 15.
- The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a reduction of 10-17% of an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for the given operating conditions is obtained when the fuel of the air-fuel mixture is a sustainable aircraft fuel rather than a fossil-based hydrocarbon fuel. This reduction may be obtained when a lean air-fuel mixture is provided to the combustion chamber. In some examples, the lean air-fuel mixture may have an air-fuel ratio of greater than about 15.
- The method may comprise operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control the operation of the gas turbine engine such that a reduction of 11-16% of an average of particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for the given operating conditions is obtained when the fuel of the air-fuel mixture is a sustainable aircraft fuel instead of a coal fossil-based hydrogen fuel. This reduction may be obtained when a lean air-fuel mixture is provided to the combustion chamber. In some examples, the lean air-fuel mixture may have an air-fuel ratio greater than about 15.
- The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a 12-15% reduction of an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for the given operating conditions is obtained when a lean air-fuel mixture is provided to the combustion chamber and when the fuel of the air-fuel mixture is a sustainable aircraft fuel rather than a fossil-based hydrocarbon fuel. This reduction may be obtained when a lean air-fuel mixture is provided to the combustion chamber. In some examples, the lean air-fuel mixture may have an air-fuel ratio of greater than about 15.
- The method may comprise operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a reduction of 9%, 10%, 11%, 12%, 13%, 14%, 15%, 16%, 17% or 18%, or any range defined between any two of these values, of an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for the given operating conditions is obtained when the fuel of the air-fuel mixture is a sustainable aircraft fuel rather than a fossil-based hydrocarbon fuel. This reduction may be obtained when a lean air-fuel mixture is provided to the combustion chamber. In some examples, the lean air-fuel mixture may have an air-fuel ratio greater than about 15.
- The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine to achieve a reduction of 12.0%, 12.1%, 12.2%, 12.3%, 12.4%, 12.5%, 12.6%, 12.7%, 12.8%, 12.9%, 13.0%, 13.1%, 13.2%, 13.3%, 13.4%, 13.5%, 13.6%, 13.7%, 13.8%, 13.9%, 14.0%, 14.1%, 14.2%, 14.3%, 14.4%, 14.5%, 14.6%, 14.7%, 14.8%, 14.9%, or 15.0%, or any range defined between any two of these values. an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for the given operating conditions, obtained when the fuel of the air-fuel mixture is a sustainable aircraft fuel rather than a fossil-based hydrocarbon fuel. This reduction may be obtained when a lean air-fuel mixture is provided to the combustion chamber. In some examples, the lean air-fuel mixture may have an air-fuel ratio of greater than about 15.
- The method may comprise operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a reduction of 55-80% particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 7% available thrust for the given operating conditions is obtained when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel rather than a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may comprise operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a reduction of 60-75% particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 7% available thrust for the given operating conditions is obtained when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel rather than a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may comprise operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine to achieve a reduction of 65-70% particulate matter/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operating at 7% available thrust for the given operating conditions is obtained when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aircraft fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may comprise operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a reduction of about 55%, 56%, 57%, 58%, 59%, 60%, 61%, 62%, 63%, 64%, 65%, 66%, 67%, 68%, 69%, 70%, 71%, 72%, 73%, 74%, 75%, 76%, 77%, 78%, 79%, or 80%, or any range defined between any two of these values, of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 7% available thrust at given operating conditions is obtained when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel rather than a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a reduction of about 66.0%, 66.1%, 66.2%, 66.3%, 66.4%, 66.5%, 66.6%, 66.7%, 66.8%, 66.9%, 67.0%, 67.1%, 67.2%, 67.3%, 67.4%, 67.5%, 67.6%, 67.7%, 67.8%, 67.9%, or 68.0%, or any range defined between any two of these values, of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 7% available thrust for the given operating conditions, is obtained when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may comprise operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a reduction of 2-15% particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for the given operating conditions is obtained when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel rather than a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may comprise operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a reduction of 4-12% particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for the given operating conditions is obtained when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel rather than a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may comprise operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a reduction of 5-10% particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for the given operating conditions is obtained when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel rather than a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may comprise operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a reduction of about 2%, 3%, 4%, 5%, 6%, 7%, 8%, 9%, 10%, 11%, 12%, 13%, 14%, or 15%, or any range defined between any two of these values, of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for the given operating conditions is obtained when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel rather than a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a reduction of about 7.0%, 7.1%, 7.2%, 7.3%, 7.4%, 7.5%, 7.6%, 7.7%, 7.8%, 7.9%, 8.0%, 8.1%, 8.2%, 8.3%, 8.4%, 8.5%, 8.6%, 8.7%, 8.8%, 8.9%, or 9.0%, or any range defined between any two of those values, of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for the given operating conditions is obtained when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a ratio of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 7% available thrust for given operating conditions to an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for the given operating conditions is in the range of 1:1 to 130:1 when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a ratio of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 7% available thrust for given operating conditions to an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for the given operating conditions is in the range of 10:1 to 120:1 when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a ratio of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 7% available thrust for given operating conditions to an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for the given operating conditions is in the range of 20:1 to 110:1 when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a ratio of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 7% available thrust for given operating conditions to an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for the given operating conditions is in the range of 30:1 to 100:1 when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a ratio of particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 7% available thrust for given operating conditions to an average of particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for the given operating conditions is approximately 1:1, 10:1, 20:1, 30:1, 40:1, 50:1, 60:1, 70:1, 80:1, 90:1, 100:1, 110:1, 120:1 or 130:1, or any range defined between any two of those values, is when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel rather than a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may comprise operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a ratio of particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 7% available thrust at given operating conditions to an average of particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions, and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for the given operating conditions, is approximately 30:1, 35:1, 40:1, 45:1, 50:1, 55:1, 60:1, 65:1, 70:1, 75:1, 80:1, 85:1, 90:1, 95:1, or 100:1, or any range defined between any two of those values, when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a ratio of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 7% available thrust for given operating conditions to an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for the given operating conditions is in the range of 500:1 to 7000:1 when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel. The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a ratio of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 7% available thrust for given operating conditions to an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for the given operating conditions is in the range of 1000:1 to 6500:1 when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel. The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a ratio of particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 7% available thrust for given operating conditions to an average of particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for the given operating conditions is in the range of 1500:1 to 6000:1 when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel. The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a ratio of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 7% available thrust for given operating conditions to an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for the given operating conditions is in the range of 2000:1 to 5500:1 when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel. The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a ratio of particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 7% available thrust for given operating conditions to an average of particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for the given operating conditions is approximately 500:1, 1000:1, 1500:1, 2000:1, 2500:1, 3000:1, 3500:1, 4000:1, 4500:1, 5000:1, 5500:1, 6000:1, 6500:1 or 7000:1 or any range defined between any two of these values, when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel. The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a ratio of particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 7% available thrust for given operating conditions to an average of particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for the given operating conditions is approximately 2000:1, 2250:1, 2500:1, 2750:1, 3000:1, 3250:1, 3500:1, 3750:1, 4000:1, 4250:1, 4500:1, 4750:1, 5000:1, 5250:1, or 5500:1, or any range defined between any two of these values, is when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel rather than a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a ratio of an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for given operating conditions to particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for the given operating conditions is in the range of 0.4:1 to 1.3:1 when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a ratio of an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for given operating conditions to particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for the given operating conditions is in the range of 0.5:1 to 1.2:1 when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a ratio of an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for given operating conditions to particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for the given operating conditions is in the range of 0.6:1 to 1.1:1 when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a ratio of an average of particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for given operating conditions to particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for the given operating conditions is in the range of 0.7:1 to 1:1 when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may comprise operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control the operation of the gas turbine engine such that a ratio of particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operating at 100% available thrust for given operating conditions, and particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for given operating conditions, to particulates/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for the given operating conditions, is approximately 0.4:1, 0.5:1, 0.6:1, 0.7:1, 0.8:1, 0.9:1, or 1:1, or any range defined between any two of those values, when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel instead of a fossil-based hydrocarbon fuel.
- The method may include operating the gas turbine engine or the controller may be configured to control operation of the gas turbine engine such that a ratio of an average of particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for given operating conditions and particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 85% available thrust for given operating conditions to particles/kg nvPM in the exhaust of the gas turbine engine when the engine is operated at 100% available thrust for the given operating conditions is approximately 0.60:1, 0.65:1, 0.70:1, 0.75:1, 0.80:1, 0.85:1, 0.90:1, 0.95:1, or 1.00:1, or any Range defined between any two of these values is when a fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles is a sustainable aviation fuel rather than a fossil-based hydrocarbon fuel.
Die folgenden Aussagen können für einen oder mehrere der vorstehend oder an anderer Stelle hierin definierten Gesichtspunkte gelten.The following statements may apply to one or more of the aspects defined above or elsewhere herein.
In einem beliebigen Gesichtspunkt der vorliegenden Offenbarung kann das Verhältnis der Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der ersten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen zur Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der zweiten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen im Bereich von 1:3 bis 1:4 sein.In any aspect of the present disclosure, the ratio of the number of fuel spray nozzles in the first subset of fuel spray nozzles to the number of fuel spray nozzles in the second subset of fuel spray nozzles may be in the range of 1:3 to 1:4.
In einem beliebigen Gesichtspunkt der vorliegenden Offenbarung kann das Verhältnis der Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der ersten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen zur Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in der zweiten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen im Bereich von 1:3,5 bis 1:4 sein.In any aspect of the present disclosure, the ratio of the number of fuel spray nozzles in the first subset of fuel spray nozzles to the number of fuel spray nozzles in the second subset of fuel spray nozzles may be in the range of 1:3.5 to 1:4.
In einem beliebigen Gesichtspunkt der vorliegenden Offenbarung kann die erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen zwischen 1 und 10 Kraftstoffsprühdüsen und mehr bevorzugt zwischen 3 und 5 Kraftstoffsprühdüsen einschließen.In any aspect of the present disclosure, the first subset of fuel spray nozzles may include between 1 and 10 fuel spray nozzles, and more preferably between 3 and 5 fuel spray nozzles.
In einem beliebigen Gesichtspunkt der vorliegenden Offenbarung kann die zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen zwischen 10 und 25 Kraftstoffsprühdüsen und mehr bevorzugt zwischen 13 und 20 und noch mehr bevorzugt zwischen 13 und 17 einschließen.In any aspect of the present disclosure, the second subset of fuel spray nozzles may include between 10 and 25 fuel spray nozzles, and more preferably between 13 and 20, and even more preferably between 13 and 17.
In einem beliebigen Gesichtspunkt der vorliegenden Offenbarung kann die Gesamtanzahl von Kraftstoffsprühdüsen 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 29 oder 30 oder ein beliebiger einschließender Bereich sein, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, wobei die zwei Werte die oberen und unteren Grenzen des Bereichs bilden und im Bereich eingeschlossen sind.In any aspect of the present disclosure, the total number of fuel spray nozzles may be 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 29, or 30, or any inclusive range defined between any two of these values, where the two values form the upper and lower limits of the range and are included in the range.
In einem beliebigen Gesichtspunkt der vorliegenden Offenbarung kann die erste Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10 oder einen beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, einschließen.In any aspect of the present disclosure, the first subset of fuel spray nozzles may include 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, or any range defined between any two of these values.
In einem beliebigen Gesichtspunkt der vorliegenden Offenbarung kann die zweite Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25 oder einen beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, einschließen.In any aspect of the present disclosure, the second subset of fuel spray nozzles may include 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25, or any range defined between any two of these values.
In einem beliebigen Gesichtspunkt der vorliegenden Offenbarung kann die Brennkammer einen oder mehrere Zünder umfassen. Die Brennkammer kann jede geeignete Anzahl von Zündern, zum Beispiel 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10 und so weiter, oder einen beliebigen einschließenden Bereich, der zwischen zwei beliebigen der Werte in diesem Satz definiert ist, umfassen, wobei die zwei Werte die oberen und unteren Grenzen des Bereichs bilden und im Bereich eingeschlossen sind.In any aspect of the present disclosure, the combustion chamber may include one or more igniters. The combustion chamber may include any suitable number of igniters, for example, 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, and so on, or any inclusive range defined between any two of the values in this set, where the two values form the upper and lower limits of the range and are included in the range.
Jede der ersten Teilmenge von Kraftstoffsprühdüsen kann näher an einem jeweiligen einen oder jeweiligen mehreren der Zünder als die zweite Teilmenge angeordnet sein.Each of the first subset of fuel spray nozzles may be located closer to a respective one or more of the igniters than the second subset.
Einer oder mehrere der Zünder können diametral gegenüberliegend einem oder mehreren anderen der Zünder angeordnet sein.One or more of the detonators may be arranged diametrically opposite one or more other detonators.
In einem beliebigen Gesichtspunkt der vorliegenden Offenbarung kann der Kraftstoff, der der Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen bereitgestellt wird, einen nachhaltigen Flugzeugkraftstoff umfassen, der zum Beispiel einen % SAF im Bereich von 10-50 % oder 50-100 % aufweist oder der 100 % SAF sein kann.In any aspect of the present disclosure, the fuel provided to the plurality of fuel spray nozzles may comprise a sustainable aircraft fuel, which, for example, has a % SAF in the range of 10-50% or 50-100% or which can be 100% SAF.
Wie an anderer Stelle hierin angegeben, kann die vorliegende Offenbarung auf eine relevante Konfiguration eines Gasturbinentriebwerks anwendbar sein. Ein solches Gasturbinentriebwerk kann zum Beispiel ein Turbofan-Gasturbinentriebwerk, ein Gasturbinentriebwerk mit offenem Rotor (in dem der Propeller nicht von einer Gondel umgeben ist), ein Turboprop-Triebwerk oder ein Turbostrahltriebwerk sein. Jedes solche Triebwerk kann mit einem Nachbrenner versehen sein oder nicht. Ein solches Gasturbinentriebwerk kann zum Beispiel für Leistungserzeugungsanwendungen an Land oder auf See konfiguriert sein.As indicated elsewhere herein, the present disclosure may be applicable to any relevant configuration of a gas turbine engine. Such a gas turbine engine may be, for example, a turbofan gas turbine engine, an open rotor gas turbine engine (in which the propeller is not surrounded by a nacelle), a turboprop engine, or a turbojet engine. Each such engine may or may not be provided with an afterburner. Such a gas turbine engine may be configured, for example, for land or marine power generation applications.
Ein Gasturbinentriebwerk gemäß der vorliegenden Offenbarung kann einen Triebwerkskern umfassen, der eine Turbine, eine Brennkammer, einen Verdichter und eine Kernwelle, die die Turbine mit dem Verdichter verbindet, umfasst. Ein solches Gasturbinentriebwerk kann einen Fan (mit Fan-Schaufeln) umfassen. Ein solcher Fan kann stromaufwärts des Triebwerkskerns angeordnet sein. Alternativ kann das Gasturbinentriebwerk in einigen Beispielen einen Fan umfassen, der stromabwärts des Triebwerkskerns angeordnet ist, zum Beispiel, wenn das Gasturbinentriebwerk einen offenen Rotor aufweist oder ein Turboprop-Triebwerk ist (wobei in diesem Fall der Fan als Propeller bezeichnet werden kann).A gas turbine engine according to the present disclosure may include an engine core including a turbine, a combustor, a compressor, and a core shaft connecting the turbine to the compressor. Such a gas turbine engine may include a fan (having fan blades). Such a fan may be disposed upstream of the engine core. Alternatively, in some examples, the gas turbine engine may include a fan disposed downstream of the engine core, for example, when the gas turbine engine has an open rotor or is a turboprop engine (in which case the fan may be referred to as a propeller).
Wenn das Gasturbinentriebwerk einen offenen Rotor aufweist oder ein Turboprop-Triebwerk ist, kann das Gasturbinentriebwerk zwei gegenläufige Propellerstufen umfassen, die über eine Welle mit einer freien Nutzturbine verbunden und durch diese angetrieben werden. Die Propeller können sich in entgegengesetzter Richtung drehen, sodass sich eine im Uhrzeigersinn und die andere gegen den Uhrzeigersinn um die Drehachse des Triebwerks dreht. Alternativ kann das Gasturbinentriebwerk eine Propellerstufe und eine Leitschaufelstufe, die stromabwärts der Propellerstufe konfiguriert ist, umfassen. Die Leitschaufelstufe kann eine variable Steigung aufweisen. Dementsprechend können Hochdruck-, Zwischendruck- und freie Nutzturbinen jeweils Hoch- und Zwischendruckverdichter und -propeller durch geeignete Verbindungswellen antreiben. Die Propeller können somit den Großteil des Antriebsschubs bereitstellen.If the gas turbine engine has an open rotor or is a turboprop engine, the gas turbine engine may comprise two counter-rotating propeller stages connected by a shaft to and driven by a free power turbine. The propellers may rotate in opposite directions so that one rotates clockwise and the other anti-clockwise about the axis of rotation of the engine. Alternatively, the gas turbine engine may comprise a propeller stage and a nozzle stage configured downstream of the propeller stage. The nozzle stage may have a variable pitch. Accordingly, high pressure, intermediate pressure and free power turbines may respectively drive high and intermediate pressure compressors and propellers through suitable connecting shafts. The propellers may thus provide the majority of the propulsion thrust.
Wenn das Gasturbinentriebwerk einen offenen Rotor aufweist oder ein Turboprop-Triebwerk ist, können eine oder mehrere der Propellerstufen durch ein Getriebe angetrieben werden. Das Getriebe kann von dem hierin beschriebenen Typ sein.If the gas turbine engine has an open rotor or is a turboprop engine, one or more of the propeller stages may be driven by a gearbox. The gearbox may be of the type described herein.
Ein Triebwerk gemäß der vorliegenden Offenbarung kann ein Turbofan-Triebwerk sein. Ein solches Triebwerk kann ein Direktantriebs-Turbofan-Triebwerk sein, bei dem der Fan zum Beispiel ohne Getriebe über eine Kernwelle direkt mit der Fan-Antriebsturbine verbunden ist. In einem solchen Direktantriebs-Turbofan-Triebwerk kann der Fan so sein, dass er sich mit der gleichen Drehzahl wie die Fan-Antriebsturbine dreht. Rein beispielhaft kann die Fan-Antriebsturbine eine erste Turbine sein, kann die Kernwelle eine erste Kernwelle sein und kann das Gasturbinentriebwerk ferner eine zweite Turbine und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem Verdichter verbindet, umfassen. Die zweite Turbine, der 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 die zweite Turbine axial stromaufwärts der ersten Turbine positioniert sein.An engine according to the present disclosure may be a turbofan engine. Such an engine may be a direct drive turbofan engine in which the fan is directly connected to the fan drive turbine via a core shaft, for example, without a gearbox. In such a direct drive turbofan engine, the fan may be arranged to rotate at the same speed as the fan drive turbine. For example only, the fan drive turbine may be a first turbine, the core shaft may be a first core shaft, and the gas turbine engine may further include a second turbine and a second core shaft connecting the second turbine to the compressor. The second turbine, compressor, and second core shaft may be arranged to rotate at a higher speed than the first core shaft. In such an arrangement, the second turbine may be positioned axially upstream of the first turbine.
Ein Triebwerk gemäß der vorliegenden Offenbarung kann ein Getriebefan-Triebwerk sein. In einer solchen Anordnung weist das Triebwerk einen Fan auf, der über ein Getriebe angetrieben wird. Dementsprechend kann ein solches Gasturbinentriebwerk ein Getriebe umfassen, das einen Antrieb von der Kernwelle aufnimmt und einen Abtrieb an den Fan ausgibt, um den Fan mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle anzutreiben. Der Antrieb zum Getriebe kann direkt von der Kernwelle oder indirekt von der Kernwelle erfolgen, zum Beispiel über eine Stirnradwelle und/oder ein Zahnrad. Die Kernwelle kann die Turbine und den Verdichter starr verbinden, sodass sich Turbine und Verdichter mit der gleichen Drehzahl drehen (wobei sich der Fan mit einer niedrigeren Drehzahl dreht).An engine according to the present disclosure may be a geared turbofan engine. In such an arrangement, the engine includes a fan driven via a gearbox. Accordingly, such a gas turbine engine may include a gearbox that receives input from the core shaft and outputs output to the fan to drive the fan at a lower speed than the core shaft. The drive to the gearbox may be directly from the core shaft or indirectly from the core shaft, for example via a spur shaft and/or a gear. The core shaft may rigidly connect the turbine and compressor so that the turbine and compressor rotate at the same speed (with the fan rotating at a lower speed).
Das Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann jede geeignete allgemeine Architektur aufweisen. Zum Beispiel kann das Gasturbinentriebwerk eine beliebige Anzahl von Wellen aufweisen, die Turbinen und Verdichter verbinden, zum Beispiel eine, zwei oder drei Wellen. Rein beispielhaft kann die mit der Kernwelle verbundene Turbine eine erste Turbine sein, kann der mit der Kernwelle verbundene Verdichter ein erster Verdichter sein und kann die Kernwelle eine erste Kernwelle sein. Der Triebwerkskern kann ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, welche die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfassen. 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.The gas turbine engine as described and/or claimed herein may have any suitable general architecture. For example, the gas turbine engine may have any number of shafts connecting turbines and compressors, for example, one, two, or three shafts. For example only, the turbine connected to the core shaft may be a first turbine, the compressor connected to the core shaft may be a first compressor, and the core shaft may be a first core shaft. The engine core may further include a second turbine, a second compressor, and a second core shaft connecting the second turbine to the second compressor. The second turbine, the second compressor, and the second core shaft may be arranged to rotate at a higher speed than the first core shaft.
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 (zum Beispiel direkt aufzunehmen, zum Beispiel über einen im Allgemeinen ringförmigen Kanal).In such an arrangement, the second compressor may be positioned axially downstream of the first compressor. The second compressor may be be arranged to receive a flow from the first compressor (for example, directly, for example via a generally annular channel).
Das Getriebe kann so angeordnet sein, dass es von der Kernwelle angetrieben wird, die konfiguriert ist, um sich (zum Beispiel im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen (zum Beispiel von der ersten Kernwelle in dem obigen Beispiel). Zum Beispiel kann das Getriebe so angeordnet sein, dass es nur von der Kernwelle angetrieben wird, die konfiguriert ist, um sich (zum Beispiel im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen (zum Beispiel 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 beliebigen einen oder beliebigen mehreren Wellen angetrieben wird, zum Beispiel von der ersten und/oder zweiten Welle in dem obigen Beispiel.The gearbox may be arranged to be driven by the core shaft that is configured to rotate (e.g., in use) at the lowest speed (e.g., the first core shaft in the example above). For example, the gearbox may be arranged to be driven only by the core shaft that is configured to rotate (e.g., in use) at the lowest speed (e.g., only by the first core shaft and not by the second core shaft in the example above). Alternatively, the gearbox may be arranged to be driven by any one or more shafts, for example, the first and/or second shafts in the example above.
Das Getriebe kann ein Untersetzungsgetriebe sein (dadurch, dass der Abgang an den Fan eine niedrigere Drehzahl aufweist als der Antrieb von der Kernwelle). Es kann jeder Typ von Getriebe verwendet werden. Zum Beispiel kann das Getriebe ein „Planetengetriebe“ oder ein „Sterngetriebe“ sein, wie es an anderer Stelle hierin detaillierter beschrieben ist. Ein solches Getriebe kann einstufig ein. Alternativ kann ein solches Getriebe ein Verbindungsgetriebe sein, zum Beispiel ein Verbindungsplanetengetriebe (das den Antrieb am Sonnenrad und den Abtrieb am Hohlrad aufweisen kann und somit als „Verbindungsstern“-Getriebe bezeichnet werden kann), das zum Beispiel zwei Untersetzungsstufen aufweist.The gearbox may be a reduction gearbox (in that the output to the fan has a lower speed than the input from the core shaft). Any type of gearbox may be used. For example, the gearbox may be a "planetary gearbox" or a "star gearbox" as described in more detail elsewhere herein. Such a gearbox may have a single stage. Alternatively, such a gearbox may be a link gearbox, for example a link planetary gearbox (which may have the input on the sun gear and the output on the ring gear and thus may be referred to as a "link star" gearbox), which has, for example, two reduction stages.
Das Getriebe kann jedes gewünschte Untersetzungsverhältnis aufweisen (definiert als die Drehzahl der Antriebswelle geteilt durch die Drehzahl der Abgangswelle), zum Beispiel größer als 2,5, zum Beispiel im Bereich von 3 bis 4,2 oder 3,2 bis 3,8, zum Beispiel in der Größenordnung von oder mindestens 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1 oder 4,2. Das Übersetzungsverhältnis kann zum Beispiel zwischen beliebigen zwei von den Werten liegen, die in dem vorhergehenden Satz genannt sind. Rein beispielhaft kann das Getriebe ein „Sterngetriebe“ mit einem Übersetzungsverhältnis im Bereich von 3,1 oder 3,2 bis 3,8 sein. Weiterhin rein beispielhaft kann das Getriebe ein „Sterngetriebe“ mit einem Übersetzungsverhältnis im Bereich von 3,0 bis 3,1 sein. Weiterhin rein beispielhaft kann das Getriebe ein „Planetengetriebe“ mit einem Übersetzungsverhältnis im Bereich von 3,6 bis 4,2 sein. In einigen Anordnungen kann das Übersetzungsverhältnis außerhalb dieser Bereiche liegen.The transmission may have any desired gear ratio (defined as the speed of the input shaft divided by the speed of the output shaft), for example greater than 2.5, for example in the range of 3 to 4.2 or 3.2 to 3.8, for example on the order of or at least 3, 3.1, 3.2, 3.3, 3.4, 3.5, 3.6, 3.7, 3.8, 3.9, 4, 4.1 or 4.2. The gear ratio may, for example, be between any two of the values recited in the preceding sentence. By way of example only, the transmission may be a "star gear" with a gear ratio in the range of 3.1 or 3.2 to 3.8. Further by way of example only, the transmission may be a "star gear" with a gear ratio in the range of 3.0 to 3.1. Further purely by way of example, the transmission may be a "planetary transmission" with a gear ratio in the range of 3.6 to 4.2. In some arrangements, the gear ratio may be outside these ranges.
In einem beliebigen hierin beschriebenen und/oder beanspruchten Gasturbinentriebwerk wird Kraftstoff einer gegebenen Zusammensetzung oder Mischung an eine Brennkammer bereitgestellt, die stromabwärts des Fans und des/der Verdichter(s) in Bezug auf den Strömungsweg (zum Beispiel axial stromabwärts) bereitgestellt sein kann. Zum Beispiel kann sich die Brennkammer direkt stromabwärts des zweiten Verdichters (zum Beispiel an dessen Ausgang) befinden, wo ein zweiter Verdichter bereitgestellt ist. Als weiteres Beispiel kann der Strom am Ausgang zur Brennkammer an den Einlass der zweiten Turbine bereitgestellt werden, wo eine zweite Turbine bereitgestellt ist. Die Brennkammer kann stromaufwärts der Turbine(n) bereitgestellt sein.In any gas turbine engine described and/or claimed herein, fuel of a given composition or mixture is provided to a combustor, which may be provided downstream of the fan and compressor(s) with respect to the flow path (e.g., axially downstream). For example, the combustor may be located directly downstream of the second compressor (e.g., at the exit thereof) where a second compressor is provided. As another example, flow at the exit to the combustor may be provided to the inlet of the second turbine where a second turbine is provided. The combustor may be provided upstream of the turbine(s).
Der oder jeder Verdichter (zum Beispiel der erste Verdichter und der zweite Verdichter, wie oben beschrieben) kann eine beliebige Anzahl von Stufen, zum Beispiel mehrere Stufen, umfassen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorschaufeln, die variable Statorschaufeln sein können (da ihr Einfallswinkel variabel sein kann), umfassen. Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln können axial voneinander versetzt sein. Zum Beispiel kann das Gasturbinentriebwerk ein Direktantriebs-Turbofan-Triebwerk sein, das 13 oder 14 Verdichterstufen (zusätzlich zum Fan) umfasst. Ein solches Triebwerk kann zum Beispiel 3 Stufen im ersten (oder „Niederdruck“-) Verdichter und entweder 10 oder 11 Stufen im zweiten (oder „Hochdruck“-) Verdichter umfassen. Als weiteres Beispiel kann das Gasturbinentriebwerk ein „Getriebe“-Gasturbinentriebwerk sein (bei dem der Fan durch eine erste Kernwelle über ein Untersetzungsgetriebe angetrieben wird), das 11, 12 oder 13 Verdichterstufen (zusätzlich zum Fan) umfasst. Ein solches Triebwerk kann 3 oder 4 Stufen im ersten (oder „Niederdruck-“) Verdichter und 8 oder 9 Stufen im zweiten (oder „Hochdruck“-) Verdichter umfassen. Als weiteres Beispiel kann das Gasturbinentriebwerk ein „Getriebe“-Gasturbinentriebwerk mit 4 Stufen im ersten (oder „Niederdruck-“) Verdichter und 10 Stufen im zweiten (oder „Hochdruck“-) Verdichter sein.The or each compressor (for example the first compressor and the second compressor as described above) may comprise any number of stages, for example multiple stages. Each stage may comprise a row of rotor blades and a row of stator blades, which may be variable stator blades (since their angle of incidence may be variable). The row of rotor blades and the row of stator blades may be axially offset from one another. For example, the gas turbine engine may be a direct drive turbofan engine comprising 13 or 14 compressor stages (in addition to the fan). Such an engine may, for example, comprise 3 stages in the first (or "low pressure") compressor and either 10 or 11 stages in the second (or "high pressure") compressor. As another example, the gas turbine engine may be a "geared" gas turbine engine (in which the fan is driven by a first core shaft via a reduction gear) that includes 11, 12, or 13 compressor stages (in addition to the fan). Such an engine may include 3 or 4 stages in the first (or "low pressure") compressor and 8 or 9 stages in the second (or "high pressure") compressor. As another example, the gas turbine engine may be a "geared" gas turbine engine with 4 stages in the first (or "low pressure") compressor and 10 stages in the second (or "high pressure") compressor.
Die oder jede Turbine (zum Beispiel die erste Turbine und die zweite Turbine, wie oben beschrieben) kann eine beliebige Anzahl von Stufen, zum Beispiel mehrere Stufen, umfassen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorschaufeln oder umgekehrt, wie erforderlich, umfassen. Die Reihe von Rotorschaufeln und Statorschaufeln können axial voneinander versetzt sein. Die zweite (oder „Hochdruck“-) Turbine kann 2 Stufen in jeder Anordnung umfassen (zum Beispiel unabhängig davon, ob es sich um eine Getriebe- oder Direktantriebstriebwerk handelt). Das Gasturbinentriebwerk kann ein Direktantriebs-Turbofan-Triebwerk sein, das eine erste (oder „Niederdruck“-) Turbine mit 5, 6 oder 7 Stufen umfasst. Alternativ kann das Gasturbinentriebwerk ein „Getriebe“-Gasturbinentriebwerk sein, das eine erste (oder „Niederdruck“-) Turbine mit 3 oder 4 Stufen aufweist.The or each turbine (for example the first turbine and the second turbine as described above) may comprise any number of stages, for example multiple stages. Each stage may comprise a row of rotor blades and a row of stator blades, or vice versa, as required. The row of rotor blades and stator blades may be axially offset from each other. The second (or "high pressure") turbine may comprise 2 stages in any arrangement (for example, regardless of whether it is a geared or direct drive engine). The gas turbine engine may be a direct drive turbofan engine comprising a first (or "low pressure") turbine having 5, 6 or 7 stages. Alternatively, the gas turbine engine may be a "geared" gas turbine engine comprising a first (or “low pressure”) turbine with 3 or 4 stages.
Jede Fan-Schaufel kann so definiert sein, dass sie eine radiale Spannweite aufweist, die sich von einer Wurzel (oder Nabe) an einer radial inneren gasgewaschenen Stelle oder einer Position mit 0 % Spannweite zu einer Spitze an einer Position mit 100 % Spannweite erstreckt. Das Verhältnis des Radius der Fan-Schaufel an der Nabe zum Radius der Fan-Schaufel an der Spitze kann kleiner sein als (oder in der Größenordnung hiervon liegen): 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 oder 0,25. Das Verhältnis des Radius der Fan-Schaufel an der Nabe zum Radius der Fan-Schaufel an der Spitze kann in einem einschließenden Bereich liegen, der durch beliebige zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden), zum Beispiel im Bereich von 0,28 bis 0,32 oder 0,29 bis 0,30. 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 Anströmkante (oder dem axial vordersten Teil) der Laufschaufel gemessen werden. Das Nabe-zu-Spitze-Verhältnis bezieht sich natürlich auf den gasgewaschenen Abschnitt der Fan-Schaufel, d. h. den Abschnitt radial außerhalb irgendeiner Plattform.Each fan blade may be defined as having a radial span extending from a root (or hub) at a radially inner gas-swept location or 0% span position to a tip at a 100% span position. The ratio of the radius of the fan blade at the hub to the radius of the fan blade at the tip may be less than (or on the order of): 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, or 0.25. The ratio of the radius of the fan blade at the hub to the radius of the fan blade at the tip may be in an inclusive range bounded by any two of the values in the preceding sentence (i.e., the values may form upper or lower limits), for example in the range 0.28 to 0.32 or 0.29 to 0.30. These ratios may be generally referred to as the hub-to-tip ratio. The radius at the hub and the radius at the tip may both be measured at the leading edge (or axially forwardmost part) of the blade. The hub-to-tip ratio, of course, refers to the gas-swept section of the fan blade, i.e., the section radially outward from any platform.
Der Radius des Fans kann zwischen der Mittellinie des Triebwerks und der Spitze einer Fan-Schaufel an ihrer Anströmkante gemessen werden. Der Fan-Durchmesser (der einfach das Doppelte des Fan-Radius betragen kann) kann größer sein als (oder in der Größenordnung hiervon liegen): 140 cm, 170 cm, 180 cm, 190 cm, 200 cm, 210 cm, 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 Fan-Durchmesser kann in einem einschließenden Bereich sein, der durch beliebige zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden), zum Beispiel im Bereich von 210 cm bis 240 cm oder 250 cm bis 280 cm oder 320 cm bis 380 cm. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann der Fan-Durchmesser im Bereich von 170 cm bis 180 cm, 190 cm bis 200 cm, 200 cm bis 210 cm, 210 cm bis 230 cm, 290 cm bis 300 cm oder 340 cm bis 360 cm sein.The radius of the fan can be measured between the centerline of the engine and the tip of a fan blade at its leading edge. The fan diameter (which can be simply twice the fan radius) can be larger than (or on the order of): 140 cm, 170 cm, 180 cm, 190 cm, 200 cm, 210 cm, 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (about 100 inches), 260 cm, 270 cm (about 105 inches), 280 cm (about 110 inches), 290 cm (about 115 inches), 300 cm (about 120 inches), 310 cm, 320 cm (about 125 inches), 330 cm (about 130 inches), 340 cm (about 135 inches), 350 cm, 360 cm (about 140 inches), 370 cm (about 145 inches), 380 cm (about 150 inches), 390 cm (about 155 inches), 400 cm, 410 cm (about 160 inches), or 420 cm (about 165 inches). The fan diameter can be in an inclusive range bounded by any two of the values in the preceding sentence (i.e., the values can form upper or lower limits), for example, in the range of 210 cm to 240 cm, or 250 cm to 280 cm, or 320 cm to 380 cm. Purely as a non-limiting example, the fan diameter can be in the range of 170 cm to 180 cm, 190 cm to 200 cm, 200 cm to 210 cm, 210 cm to 230 cm, 290 cm to 300 cm, or 340 cm to 360 cm.
Die Drehzahl des Fans kann bei Gebrauch variieren. Im Allgemeinen ist die Drehzahl bei Fans mit einem größeren Durchmesser niedriger. Rein als ein nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reiseflugbedingungen kleiner als 3500 U/min, zum Beispiel kleiner als 2600 U/min oder kleiner als 2500 U/min oder kleiner als 2300 U/min, sein. Rein als weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reiseflugbedingungen für ein „Getriebe“-Gasturbinentriebwerk mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 200 cm bis 210 cm im Bereich von 2750 bis 2900 U/min sein. Rein als weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reiseflugbedingungen für ein „Getriebe“-Gasturbinentriebwerk mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 210 cm bis 230 cm im Bereich von 2500 bis 2800 U/min sein. Rein als weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reiseflugbedingungen für ein „Getriebe“-Gasturbinentriebwerk mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 340 cm bis 360 cm im Bereich von 1500 bis 1800 U/min sein. Rein als weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reiseflugbedingungen für ein Direktantriebstriebwerk mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 190 cm bis 200 cm im Bereich von 3600 bis 3900 U/min sein. Rein als weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans unter Reiseflugbedingungen für ein Direktantriebstriebwerk mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 300 cm bis 340 cm im Bereich von 2000 bis 2800 U/min sein.The speed of the fan may vary with use. Generally, the speed is lower for larger diameter fans. As a purely non-limiting example, the speed of the fan under cruise conditions may be less than 3500 rpm, for example less than 2600 rpm, or less than 2500 rpm, or less than 2300 rpm. As a purely non-limiting example, the speed of the fan under cruise conditions for a "geared" gas turbine engine having a fan diameter in the range of 200 cm to 210 cm, may be in the range of 2750 to 2900 rpm. As a purely non-limiting example, the speed of the fan under cruise conditions for a "geared" gas turbine engine having a fan diameter in the range of 210 cm to 230 cm, may be in the range of 2500 to 2800 rpm. As a further non-limiting example, the speed of the fan under cruise conditions for a geared gas turbine engine having a fan diameter in the range of 340 cm to 360 cm may be in the range of 1500 to 1800 rpm. As a further non-limiting example, the speed of the fan under cruise conditions for a direct drive engine having a fan diameter in the range of 190 cm to 200 cm may be in the range of 3600 to 3900 rpm. As a further non-limiting example, the speed of the fan under cruise conditions for a direct drive engine having a fan diameter in the range of 300 cm to 340 cm may be in the range of 2000 to 2800 rpm.
Im Gebrauch des Gasturbinentriebwerks dreht sich der Fan (mit zugehörigen Fan-Schaufeln) um eine Drehachse. Diese Drehung führt dazu, dass sich die Spitze der Fan-Schaufel mit einer Geschwindigkeit USpitze bewegt. Die Arbeit, die von den Fan-Schaufeln auf die Strömung geleistet wird, führt zu einem Enthalpieanstieg dH der Strömung. Eine Fan-Spitzen-Belastung kann als dH/USpitze 2 definiert sein, wobei dH der Enthalpieanstieg (zum Beispiel der mittlere 1-D-Enthalpieanstieg) über den Fan ist und USpitze die (translatorische) Geschwindigkeit der Fan-Spitze ist, zum Beispiel an der Anströmkante der Spitze (die als der Fan-Spitzen-Radius an der Anströmkante multipliziert mit der Winkelgeschwindigkeit definiert sein kann). Die Fan-Spitzen-Belastung unter Reiseflugbedingungen kann größer sein als (oder in der Größenordnung hiervon liegen): 0,28, 0,29, 0,30, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 oder 0,4 (wobei alle Werte dimensionslos sind). Die Fan-Spitzen-Belastung kann in einem einschließenden Bereich sein, der durch beliebige zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden), zum Beispiel im Bereich von 0,28 bis 0,31 oder 0,29 bis 0,3 (zum Beispiel für ein Getriebegasturbinentriebwerk) .In use of the gas turbine engine, the fan (with associated fan blades) rotates about an axis of rotation. This rotation causes the tip of the fan blade to move with a velocity U tip . The work done by the fan blades on the flow results in an enthalpy rise dH of the flow. A fan tip loading can be defined as dH/U tip 2 , where dH is the enthalpy rise (e.g. the mean 1-D enthalpy rise) across the fan and U tip is the (translational) velocity of the fan tip, for example at the leading edge of the tip (which can be defined as the fan tip radius at the leading edge multiplied by the angular velocity). The fan tip loading under cruise conditions may be greater than (or of the order of magnitude of): 0.28, 0.29, 0.30, 0.31, 0.32, 0.33, 0.34, 0.35, 0.36, 0.37, 0.38, 0.39 or 0.4 (all values being dimensionless). The fan tip loading may be in an inclusive range bounded by any two of the values in the preceding sentence (i.e. the values may form upper or lower limits), for example in the range 0.28 to 0.31 or 0.29 to 0.3 (for example for a geared gas turbine engine).
Gasturbinentriebwerke gemäß der vorliegenden Offenbarung können ein gewünschtes Bypass-Verhältnis (BPR) aufweisen, wobei das Bypass-Verhältnis als das Verhältnis der Massenströmungsrate des Stroms durch den Bypass-Kanal zu der Massenströmungsrate des Stroms durch den Kern definiert ist. In einigen Anordnungen kann das Bypass-Verhältnis unter Reiseflugbedingungen größer sein als eines von Folgendem (oder in der Größenordnung hiervon sein): 9, 9,5, 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 Bypass-Verhältnis unter Reiseflugbedingungen kann in einem einschließenden Bereich sein, der durch beliebige zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden), zum Beispiel im Bereich von 12 bis 16, 13 bis 15 oder 13 bis 14. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann das Bypass-Verhältnis unter Reiseflugbedingungen eines Direktantriebsgasturbinentriebwerks gemäß der vorliegenden Offenbarung im Bereich von 9:1 bis 11:1 sein. Rein als weiteres nicht einschränkendes Beispiel kann das Bypass-Verhältnis unter Reiseflugbedingungen eines Getriebegasturbinentriebwerks gemäß der vorliegenden Offenbarung im Bereich von 12:1 bis 15:1 sein. Der Bypass-Kanal kann im Wesentlichen ringförmig sein. Der Bypass-Kanal kann sich radial außerhalb des Kerntriebwerks befinden. Die radiale Außenfläche des Bypass-Kanals kann durch eine Gondel und/oder ein Fan-Gehäuse definiert sein.Gas turbine engines according to the present disclosure may have a desired bypass ratio (BPR), wherein the bypass ratio is defined as the ratio of the mass flow rate of the flow through the bypass channel to the mass flow rate of the flow through the core. In some arrangements, the bypass ratio under cruise conditions may be greater than (or on the order of) one of the following: 9, 9.5, 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, or 20. The bypass ratio under cruise conditions may be in an inclusive range bounded by any two of the values in the preceding sentence (i.e., the values may form upper or lower limits), for example in the range of 12 to 16, 13 to 15, or 13 to 14. Purely as a non-limiting example, the bypass ratio under cruise conditions of a direct drive gas turbine engine may be in accordance with the present disclosure may be in the range of 9:1 to 11:1. As a further non-limiting example, the bypass ratio under cruise conditions of a geared gas turbine engine according to the present disclosure may be in the range of 12:1 to 15:1. The bypass duct may be substantially annular. The bypass duct may be located radially outward of the core engine. The radially outer surface of the bypass duct may be defined by a nacelle and/or a fan casing.
Das Gesamtdruckverhältnis (OPR) eines Gasturbinentriebwerks, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann definiert werden als das Verhältnis des Staudrucks am Ausgang des Höchstdruckverdichters (vor Eintritt in die Brennkammer) zum Staudruck stromaufwärts des Fans. Als nicht einschränkendes Beispiel kann das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, unter Reiseflugbedingungen größer sein als eines von Folgendem (oder in der Größenordnung hiervon 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), zum Beispiel im Bereich von 50 bis 70. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann das Gesamtdruckverhältnis unter Reiseflugbedingungen eines Getriebegasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 200 cm bis 210 cm im Bereich von 40 bis 45 sein. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann das Gesamtdruckverhältnis unter Reiseflugbedingungen eines Getriebegasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 210 cm bis 230 cm im Bereich von 45 bis 55 sein. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann das Gesamtdruckverhältnis unter Reiseflugbedingungen eines Getriebegasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 340 cm bis 360 cm im Bereich von 50 bis 60 sein. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann das Gesamtdruckverhältnis unter Reiseflugbedingungen eines Direktantriebsgasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 300 cm bis 340 cm im Bereich von 50 bis 60 sein.The overall pressure ratio (OPR) of a gas turbine engine as described and/or claimed herein may be defined as the ratio of the ram pressure at the exit of the ultrahigh pressure compressor (before entering the combustor) to the ram pressure upstream of the fan. As a non-limiting example, the total pressure ratio of a gas turbine engine as described and/or claimed herein under cruise conditions may be greater than (or on the order of) any of the following: 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. The total pressure ratio may be in an inclusive range bounded by any two of the values in the preceding sentence (i.e., the values may form upper or lower limits), for example in the range of 50 to 70. Purely as a non-limiting example, the total pressure ratio under cruise conditions of a geared gas turbine engine having a fan diameter in the range of 200 cm to 210 cm may be in the range of 40 to 45. By way of non-limiting example only, the overall pressure ratio under cruise conditions of a geared gas turbine engine having a fan diameter in the range of 210 cm to 230 cm may be in the range of 45 to 55. By way of non-limiting example only, the overall pressure ratio under cruise conditions of a geared gas turbine engine having a fan diameter in the range of 340 cm to 360 cm may be in the range of 50 to 60. By way of non-limiting example only, the overall pressure ratio under cruise conditions of a direct drive gas turbine engine having a fan diameter in the range of 300 cm to 340 cm may be in the range of 50 to 60.
Der spezifische Schub eines Triebwerks kann als der Nettoschub des Triebwerks geteilt durch den Gesamtmassenstrom durch das Triebwerk definiert sein. In einigen Beispielen kann der spezifische Schub für einen gegebenen Schubzustand von der spezifischen Zusammensetzung von Kraftstoff, der der Brennkammer bereitgestellt wird, abhängen. Unter Reiseflugbedingungen kann der spezifische Schub eines hierin beschriebenen und/oder beanspruchten Triebwerks kleiner sein als eines von Folgendem (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 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. Derartige Triebwerke können im Vergleich zu herkömmlichen Gasturbinentriebwerken besonders effizient sein. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann der spezifische Schub eines Getriebegasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 200 cm bis 210 cm im Bereich von 90 Nkg-1s bis 95 Nkg-1s sein. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann der spezifische Schub eines Getriebegasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 210 cm bis 230 cm im Bereich von 80 Nkg-1s bis 90 Nkg-1s sein. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann der spezifische Schub eines Getriebegasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 340 cm bis 360 cm im Bereich von 70 Nkg-1s bis 90 Nkg-1s sein. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann der spezifische Schub eines Direktantriebsgasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 300 cm bis 340 cm im Bereich von 90 Nkg-1s bis 120 Nkg-1s sein.The specific thrust of an engine may be defined as the net thrust of the engine divided by the total mass flow through the engine. In some examples, the specific thrust for a given thrust condition may depend on the specific composition of fuel provided to the combustion chamber. Under cruise conditions, the specific thrust of an engine described and/or claimed herein may be less than (or of the order of magnitude of) any of the following: 110 Nkg -1 s, 105 Nkg -1 s, 100 Nkg -1 s, 95 Nkg -1 s, 90 Nkg -1 s, 85 Nkg -1 s, or 80 Nkg -1 s. The specific thrust may be in an inclusive range bounded by any two of the values in the preceding sentence (ie, the values may form upper or lower limits), for example in the range 80 Nkg -1 s to 100 Nkg -1 s or 85 Nkg -1 s to 95 Nkg -1 s. Such engines may be particularly efficient compared to conventional gas turbine engines. By way of non-limiting example only, the specific thrust of a geared gas turbine engine having a fan diameter in the range of 200 cm to 210 cm may be in the range of 90 Nkg -1 s to 95 Nkg -1 s. By way of non-limiting example only, the specific thrust of a geared gas turbine engine having a fan diameter in the range of 210 cm to 230 cm may be in the range of 80 Nkg -1 s to 90 Nkg -1 s. By way of non-limiting example only, the specific thrust of a geared gas turbine engine having a fan diameter in the range of 340 cm to 360 cm may be in the range of 70 Nkg -1 s to 90 Nkg -1 s. Purely as a non-limiting example, the specific thrust of a direct drive gas turbine engine with a fan diameter in the range of 300 cm to 340 cm may be in the range of 90 Nkg -1 s to 120 Nkg -1 s.
Ein Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann jeden gewünschten maximalen Schub aufweisen. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann eine Gasturbine, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, in der Lage sein, einen maximalen Schub von mindestens einem von Folgendem (oder in der Größenordnung hiervon) zu erzeugen: 100 kN, 110 kN, 120 kN, 130 kN, 135 kN, 140 kN, 145 kN, 150 kN, 155 kN, 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 als nicht einschränkendes Beispiel kann eine Gasturbine, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, in der Lage sein, einen maximalen Schub im Bereich von 155 kN bis 170 kN, 330 kN bis 420 kN oder 350 kN bis 400 kN zu erzeugen. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann der maximale Schub eines Getriebegasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 200 cm bis 210 cm im Bereich von 140 kN bis 160 kN sein. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann der maximale Schub eines Getriebegasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 210 cm bis 230 cm im Bereich von 150 kN bis 200 kN sein. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann der maximale Schub eines Getriebegasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 340 cm bis 360 cm im Bereich von 370 kN bis 500 kN sein. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann der maximale Schub eines Direktantriebsgasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 300 cm bis 340 cm im Bereich von 370 kN bis 500 kN sein. Der oben genannte Schub kann der maximale Nettoschub bei normalen atmosphärischen Bedingungen auf Meereshöhe bei +15 Grad C (Umgebungsdruck 101,3 kPa, Temperatur 30 Grad C) bei statischem Triebwerk sein.A gas turbine engine as described and/or claimed herein may have any desired maximum thrust. By way of non-limiting example only, a gas turbine as described and/or claimed herein may be capable of producing a maximum thrust of at least one of (or on the order of) 100 kN, 110 kN, 120 kN, 130 kN, 135 kN, 140 kN, 145 kN, 150 kN, 155 kN, 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN, or 550 kN. The maximum thrust may be within an inclusive range limited by any two of the values in the preceding sentence (ie, the values may be upper or lower limits). Purely as a non-limiting example, a Gas turbine as described and/or claimed herein may be capable of producing a maximum thrust in the range of 155 kN to 170 kN, 330 kN to 420 kN, or 350 kN to 400 kN. By way of non-limiting example only, the maximum thrust of a geared gas turbine engine having a fan diameter in the range of 200 cm to 210 cm may be in the range of 140 kN to 160 kN. By way of non-limiting example only, the maximum thrust of a geared gas turbine engine having a fan diameter in the range of 210 cm to 230 cm may be in the range of 150 kN to 200 kN. By way of non-limiting example only, the maximum thrust of a geared gas turbine engine having a fan diameter in the range of 340 cm to 360 cm may be in the range of 370 kN to 500 kN. Purely as a non-limiting example, the maximum thrust of a direct drive gas turbine engine with a fan diameter in the
Im Gebrauch kann die Temperatur des Stroms am Eintritt in die Hochdruckturbine besonders hoch sein. Diese Temperatur, die als TET bezeichnet werden kann, kann am Ausgang zur Brennkammer gemessen werden, zum Beispiel unmittelbar stromaufwärts der ersten Turbinenleitschaufel, die selbst als Düsenleitschaufel bezeichnet werden kann. In einigen Beispielen kann die TET für einen gegebenen Schubzustand von der spezifischen Zusammensetzung von Kraftstoff, der der Brennkammer bereitgestellt wird, abhängen. Unter Reiseflugbedingungen kann die TET mindestens eines von Folgendem sein (oder in der Größenordnung hiervon sein): 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1550 K, 1600 K oder 1650 K. Somit, rein als nicht einschränkendes Beispiel, kann die TET unter Reiseflugbedingungen eines Getriebegasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 200 cm bis 210 cm im Bereich von 1540 K bis 1600 K sein. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann die TET unter Reiseflugbedingungen eines Getriebegasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 210 cm bis 230 cm im Bereich von 1590 K bis 1650 K sein. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann die TET unter Reiseflugbedingungen eines Getriebegasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 340 cm bis 360 cm im Bereich von 1600 K bis 1660 K sein. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann die TET unter Reiseflugbedingungen eines Direktantriebsgasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 300 cm bis 340 cm im Bereich von 1590 K bis 1650 K sein. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann die TET unter Reiseflugbedingungen eines Direktantriebsgasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 300 cm bis 340 cm im Bereich von 1570 K bis 1630 K sein.In use, the temperature of the flow at the inlet to the high pressure turbine may be particularly high. This temperature, which may be referred to as TET, may be measured at the exit to the combustor, for example immediately upstream of the first turbine vane, which may itself be referred to as a nozzle vane. In some examples, the TET for a given thrust condition may depend on the specific composition of fuel provided to the combustor. Under cruise conditions, the TET may be at least one of (or on the order of): 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1550 K, 1600 K, or 1650 K. Thus, purely as a non-limiting example, under cruise conditions of a geared gas turbine engine having a fan diameter in the range of 200 cm to 210 cm, the TET may be in the range of 1540 K to 1600 K. By way of non-limiting example only, the TET under cruise conditions of a geared gas turbine engine having a fan diameter in the range of 210 cm to 230 cm may be in the range of 1590 K to 1650 K. By way of non-limiting example only, the TET under cruise conditions of a geared gas turbine engine having a fan diameter in the range of 340 cm to 360 cm may be in the range of 1600 K to 1660 K. By way of non-limiting example only, the TET under cruise conditions of a direct drive gas turbine engine having a fan diameter in the range of 300 cm to 340 cm may be in the range of 1590 K to 1650 K. Purely as a non-limiting example, the TET under cruise conditions of a direct drive gas turbine engine with a fan diameter in the range of 300 cm to 340 cm may be in the range of 1570 K to 1630 K.
Die TET unter Reiseflugbedingungen kann in einem einschließenden Bereich sein, der durch beliebige zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden), zum Beispiel 1530 K bis 1600 K. Die maximale TET im Gebrauch des Triebwerks kann zum Beispiel mindestens eines von Folgendem sein (oder in der Größenordnung hiervon liegen): 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K, 2000 K, 2050 K oder 2100 K. Somit, rein als nicht einschränkendes Beispiel, kann die maximale TET eines Getriebegasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 200 cm bis 210 cm im Bereich von 1890 K bis 1960 K sein. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann die maximale TET eines Getriebegasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 210 cm bis 230 cm im Bereich von 1890 K bis 1960 K sein. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann die maximale TET eines Getriebegasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 340 cm bis 360 cm im Bereich von 1890 K bis 1960 K sein. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann die maximale TET eines Direktantriebsgasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 300 cm bis 340 cm im Bereich von 1935 K bis 1995 K sein. Rein als nicht einschränkendes Beispiel kann die maximale TET eines Direktantriebsgasturbinentriebwerks mit einem Fan-Durchmesser im Bereich von 300 cm bis 340 cm im Bereich von 1890 K bis 1950 K sein. Die maximale TET kann in einem einschließenden Bereich sein, der durch beliebige zwei der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt ist (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden), zum Beispiel im Bereich von 1800 K bis 1950 K oder 1900 K bis 2000 K. Die maximale TET kann zum Beispiel bei einem hohen Schubzustand, zum Beispiel bei einer maximalen Abhebebedingung (MTO-Bedingung) auftreten.The TET under cruise conditions may be in an inclusive range bounded by any two of the values in the preceding sentence (i.e., the values may form upper or lower limits), for example 1530 K to 1600 K. The maximum TET in use of the engine may, for example, be at least one of (or on the order of): 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K, 2000 K, 2050 K, or 2100 K. Thus, purely as a non-limiting example, the maximum TET of a geared gas turbine engine with a fan diameter in the range of 200 cm to 210 cm may be in the range of 1890 K to 1960 K. By way of non-limiting example only, the maximum TET of a geared gas turbine engine having a fan diameter in the range of 210 cm to 230 cm may be in the range of 1890 K to 1960 K. By way of non-limiting example only, the maximum TET of a geared gas turbine engine having a fan diameter in the range of 340 cm to 360 cm may be in the range of 1890 K to 1960 K. By way of non-limiting example only, the maximum TET of a direct drive gas turbine engine having a fan diameter in the range of 300 cm to 340 cm may be in the range of 1935 K to 1995 K. By way of non-limiting example only, the maximum TET of a direct drive gas turbine engine having a fan diameter in the range of 300 cm to 340 cm may be in the range of 1890 K to 1950 K. The maximum TET may be in an inclusive range bounded by any two of the values in the previous sentence (i.e., the values may form upper or lower limits), for example in the range 1800 K to 1950 K or 1900 K to 2000 K. The maximum TET may, for example, occur at a high thrust condition, for example at a maximum lift-off (MTO) condition.
Eine Fan-Schaufel und/oder ein Luftleitblechabschnitt einer Fan-Schaufel, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann bzw. können aus jedem geeigneten Material oder jeder geeigneten Kombination von Materialien hergestellt sein. Zum Beispiel kann mindestens ein Teil der Fan-Schaufel und/oder des Luftleitblechs mindestens teilweise aus einem Verbundwerkstoff, zum Beispiel einem Metallmatrixverbundwerkstoff und/oder einem organischen Matrixverbundwerkstoff, wie einem Kohlefaserverbundwerkstoff, hergestellt sein. Als weiteres Beispiel kann mindestens ein Teil der Fan-Schaufel und/oder des Luftleitblechs mindestens teilweise aus einem Metall, wie einem auf Titan basierenden Metall oder einem auf Aluminium basierenden Material (wie einer Aluminium-Lithium-Legierung) oder einem auf Stahl basierenden Material, hergestellt sein. Die Fan-Schaufel kann mindestens zwei Bereiche umfassen, die unter Verwendung unterschiedlicher Materialien hergestellt sind. Zum Beispiel kann die Fan-Schaufel eine schützende Anströmkante aufweisen, die unter Verwendung eines Materials hergestellt sein kann, das besser in der Lage ist, einem Aufprall (zum Beispiel von Vögeln, Eis oder anderem Material) zu widerstehen als der Rest der Laufschaufel. Eine derartige Anströmkante kann zum Beispiel unter Verwendung von Titan oder einer auf Titan basierenden Legierung hergestellt sein. Somit kann die Fan-Schaufel rein beispielhaft einen auf Kohlenstofffaser oder Aluminium basierenden Körper (wie eine Aluminium-Lithium-Legierung) mit einer Anströmkante aus Titan aufweisen.A fan blade and/or a vane portion of a fan blade as described and/or claimed herein may be made from any suitable material or combination of materials. For example, at least a portion of the fan blade and/or the vane may be made at least partially from a composite material, for example a metal matrix composite and/or an organic matrix composite, such as a carbon fiber composite. As another example, at least a portion of the fan blade and/or the vane may be made at least partially from a metal, such as a titanium-based metal or an aluminum-based material (such as an aluminum-lithium alloy) or a Steel-based material. The fan blade may include at least two regions that are made using different materials. For example, the fan blade may have a protective leading edge that may be made using a material better able to withstand impact (e.g., from birds, ice, or other material) than the rest of the blade. Such a leading edge may, for example, be made using titanium or a titanium-based alloy. Thus, purely by way of example, the fan blade may include a carbon fiber or aluminum-based body (such as an aluminum-lithium alloy) with a leading edge made of titanium.
Ein Fan, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann einen zentralen Abschnitt umfassen, von dem sich die Fan-Schaufeln, zum Beispiel in einer radialen Richtung, erstrecken können. Die Fan-Schaufeln können in jeder gewünschten Weise an dem zentralen Abschnitt befestigt sein. Zum Beispiel kann jede Fan-Schaufel eine Befestigung umfassen, die in einen entsprechenden Schlitz in der Nabe (oder Scheibe) eingreifen kann. Eine solche Befestigung kann rein beispielhaft in Form eines Schwalbenschwanzes vorliegen, der in einen entsprechenden Schlitz in der Nabe/Scheibe einsteckbar und/oder einrastbar ist, um die Fan-Schaufel an der Nabe/Scheibe zu befestigen. Als weiteres Beispiel können die Fan-Schaufeln einstückig mit einem zentralen Abschnitt gebildet sein. Eine derartige Anordnung kann als Schaufelscheibe oder Schaufelring bezeichnet werden. Jedes geeignete Verfahren kann zur Herstellung einer solchen Schaufelscheibe oder eines solchen Schaufelrings verwendet werden. Zum Beispiel kann mindestens ein Teil der Fan-Schaufeln aus einem Block gefertigt sein und/oder kann mindestens ein Teil der Fan-Schaufeln durch Schweißen, wie etwa lineares Reibschweißen, an der Nabe/Scheibe befestigt sein.A fan as described and/or claimed herein may include a central portion from which the fan blades may extend, for example in a radial direction. The fan blades may be attached to the central portion in any desired manner. For example, each fan blade may include a fastener engageable with a corresponding slot in the hub (or disc). Such a fastener may, by way of example only, be in the form of a dovetail that is insertable and/or snappable into a corresponding slot in the hub/disc to secure the fan blade to the hub/disc. As a further example, the fan blades may be formed integrally with a central portion. Such an arrangement may be referred to as a blade disc or blade ring. Any suitable method may be used to manufacture such a blade disc or blade ring. For example, at least a portion of the fan blades may be machined from a block and/or at least a portion of the fan blades may be attached to the hub/disk by welding, such as linear friction welding.
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 Bypass-Kanals im Gebrauch ermöglichen. Die allgemeinen Prinzipien der vorliegenden Offenbarung können auf Triebwerke mit oder ohne VAN angewendet werden.The gas turbine engines described and/or claimed herein may or may not be provided with a variable area nozzle (VAN). Such a variable area nozzle may enable the exit area of the bypass duct to be varied in use. The general principles of the present disclosure may be applied to engines with or without a VAN.
Der Fan einer Gasturbine, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, kann eine beliebige Anzahl von Fan-Schaufeln, zum Beispiel 14, 16, 18, 20, 22, 24 oder 26 Fan-Schaufeln, aufweisen. Wenn die Fan-Schaufeln einen Kohlefaserverbundwerkstoffkörper aufweisen, können 16 oder 18 Fan-Schaufeln vorhanden sein. Wenn die Fan-Schaufeln einen metallischen Körper (zum Beispiel einer Aluminium-Lithium- oder -TitanLegierung) aufweisen, können 18, 20 oder 22 Fan-Schaufeln vorhanden sein.The fan of a gas turbine as described and/or claimed herein may include any number of fan blades, for example, 14, 16, 18, 20, 22, 24, or 26 fan blades. If the fan blades include a carbon fiber composite body, there may be 16 or 18 fan blades. If the fan blades include a metallic body (for example, an aluminum-lithium or titanium alloy), there may be 18, 20, or 22 fan blades.
Wie hierin verwendet, haben die Begriffe Leerlauf, Rollen, Start, Steigflug, Reiseflug, Sinkflug, Anflug und Landung die herkömmliche Bedeutung und werden vom Fachmann leicht verstanden. Somit würde der Fachmann sofort erkennen, dass sich bei einem gegebenen Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug jeder Begriff auf eine Betriebsphase des Triebwerks innerhalb eines gegebenen Einsatzes eines Flugzeugs, an dem das Gasturbinentriebwerk angebracht werden soll, bezieht.As used herein, the terms idle, taxi, takeoff, climb, cruise, descent, approach and landing have the conventional meaning and are readily understood by those skilled in the art. Thus, those skilled in the art would readily recognize that for a given gas turbine engine for an aircraft, each term refers to a phase of operation of the engine within a given application of an aircraft to which the gas turbine engine is to be attached.
In dieser Hinsicht kann sich Bodenleerlauf auf eine Betriebsphase des Triebwerks beziehen, in der das Flugzeug stationär ist und mit dem Boden in Kontakt steht, wobei jedoch eine Anforderung besteht, dass das Triebwerk läuft. Während des Leerlaufs kann das Triebwerk zwischen 3 % und 9 % des verfügbaren Schubs des Triebwerks erzeugen. In weiteren nicht einschränkenden Beispielen kann das Triebwerk zwischen 5 % und 8 % des verfügbaren Schubs erzeugen. In weiteren nicht einschränkenden Beispielen kann das Triebwerk zwischen 6 % und 7 % des verfügbaren Schubs erzeugen. Rollen kann sich auf eine Betriebsphase des Triebwerks beziehen, in der das Flugzeug durch den vom Triebwerk erzeugten Schub entlang des Bodens angetrieben wird. Während des Rollens kann das Triebwerk zwischen 5 % und 15 % des verfügbaren Schubs erzeugen. In weiteren nicht einschränkenden Beispielen kann das Triebwerk zwischen 6 % und 12 % des verfügbaren Schubs erzeugen. In weiteren nicht einschränkenden Beispielen kann das Triebwerk zwischen 7 % und 10 % des verfügbaren Schubs erzeugen. Start kann sich auf eine Betriebsphase des Triebwerks beziehen, in der das Flugzeug durch den vom Triebwerk erzeugten Schub angetrieben wird. In einer anfänglichen Stufe innerhalb der Abhebephase kann das Flugzeug angetrieben werden, während das Flugzeug mit dem Boden in Kontakt steht. In einer späteren Stufe innerhalb der Abhebephase kann das Flugzeug angetrieben werden, während das Flugzeug nicht mit dem Boden in Kontakt steht. Während des Starts kann das Triebwerk zwischen 90 % und 100 % des verfügbaren Schubs erzeugen. In weiteren nicht einschränkenden Beispielen kann das Triebwerk zwischen 95 % und 100 % des verfügbaren Schubs erzeugen. In weiteren nicht einschränkenden Beispielen kann das Triebwerk 100 % des verfügbaren Schubs erzeugen.In this regard, ground idle may refer to a phase of engine operation in which the aircraft is stationary and in contact with the ground, but with a requirement that the engine be running. During idle, the engine may produce between 3% and 9% of the engine's available thrust. In further non-limiting examples, the engine may produce between 5% and 8% of the engine's available thrust. In further non-limiting examples, the engine may produce between 6% and 7% of the engine's available thrust. Taxiing may refer to a phase of engine operation in which the aircraft is propelled along the ground by thrust generated by the engine. During taxiing, the engine may produce between 5% and 15% of the available thrust. In further non-limiting examples, the engine may produce between 6% and 12% of the engine's available thrust. In further non-limiting examples, the engine may produce between 7% and 10% of the engine's available thrust. Takeoff may refer to a phase of engine operation in which the aircraft is propelled by thrust generated by the engine. At an initial stage within the takeoff phase, the aircraft may be propelled while the aircraft is in contact with the ground. At a later stage within the takeoff phase, the aircraft may be propelled while the aircraft is not in contact with the ground. During takeoff, the engine may produce between 90% and 100% of the available thrust. In further non-limiting examples, the engine may produce between 95% and 100% of the available thrust. In further non-limiting examples, the engine may produce 100% of the available thrust.
Steigflug kann sich auf eine Betriebsphase des Triebwerks beziehen, in der das Flugzeug durch den vom Triebwerk erzeugten Schub angetrieben wird. Während des Steigflugs kann das Triebwerk zwischen 75 % und 100 % des verfügbaren Schubs erzeugen. In weiteren nicht einschränkenden Beispielen kann das Triebwerk zwischen 80 % und 95 % des verfügbaren Schubs erzeugen. In weiteren nicht einschränkenden Beispielen kann das Triebwerk zwischen 85 % und 90 % des verfügbaren Schubs erzeugen. In dieser Hinsicht kann sich Steigflug auf eine Betriebsphase innerhalb eines Flugzeugflugzyklus zwischen Start und Ankunft unter Reiseflugbedingungen beziehen. Zusätzlich oder alternativ kann sich Steigflug auf einen Nennpunkt in einem Flugzeugflugzyklus zwischen Start und Landung beziehen, an dem eine relative Zunahme der Höhe erforderlich ist, was einen zusätzlichen Schubbedarf des Triebwerks erfordern kann.Climb may refer to a phase of engine operation during which the aircraft is propelled by the thrust generated by the engine. During climb, the engine may operate at between 75% and 100% of the available generate thrust. In further non-limiting examples, the engine may generate between 80% and 95% of available thrust. In further non-limiting examples, the engine may generate between 85% and 90% of available thrust. In this regard, climb may refer to an operational phase within an aircraft flight cycle between takeoff and arrival at cruise conditions. Additionally or alternatively, climb may refer to a nominal point in an aircraft flight cycle between takeoff and landing at which a relative increase in altitude is required, which may require additional engine thrust demand.
Wie hierin verwendet, haben Reiseflugbedingungen die herkömmliche Bedeutung und würden vom Fachmann leicht verstanden werden. Somit würde der Fachmann sofort erkennen, dass bei einem gegebenen Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug Reiseflugbedingungen den Arbeitspunkt des Triebwerks bei Reiseflugmitte einer gegebenen Mission (was in der Branche als die „wirtschaftliche Mission“ bezeichnet werden kann) eines Flugzeugs bedeuten, an dem das Gasturbinentriebwerk angebracht werden soll. In dieser Hinsicht ist die Reiseflugmitte der Punkt in einem Flugzeugflugzyklus, an dem 50 % des gesamten Kraftstoffs, 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, der einen Betrieb in einem stabilen Zustand (d. h. Aufrechterhaltung einer konstanten Höhe und konstanten Machzahl) bei Reiseflugmitte eines Flugzeugs, an dem es angebracht werden soll, unter Berücksichtigung der für dieses Flugzeug bereitgestellten 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 Betrieb in einem stabilen Zustand dieses Flugzeugs bei Reiseflugmitte erforderlich wäre.As used herein, cruise conditions have the conventional meaning and would be readily understood by one of ordinary skill in the art. Thus, one of ordinary skill in the art would readily recognize that for a given gas turbine engine for an aircraft, cruise conditions mean the operating point of the engine at mid-cruise of a given mission (what may be referred to in the industry as the "economic mission") of an aircraft to which the gas turbine engine is to be attached. In this regard, mid-cruise is the point in an aircraft flight cycle at which 50% of the total fuel burned between the peak of climb and the beginning of descent has been burned (which may be approximated by the midpoint - in time and/or distance - between the peak of climb and the beginning of descent). Cruise conditions thus define a gas turbine engine operating point which provides a thrust which would ensure steady-state operation (i.e. maintaining a constant altitude and constant Mach number) at mid-cruise of an aircraft to which it is intended to be fitted, taking into account the number of engines provided for that aircraft. For example, if an engine is designed to be fitted to an aircraft having two engines of the same type, the engine will provide, under cruise conditions, half the total thrust which would be required for steady-state operation of that aircraft at mid-cruise.
Mit anderen Worten sind die Reiseflugbedingungen für ein gegebenes Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug als der Arbeitspunkt des Triebwerks definiert, der einen spezifizierten Schub (erforderlich, um - in Kombination mit jeglichen anderen Triebwerken am Flugzeug - einen Betrieb in einem stabilen Zustand des Flugzeugs, an dem es angebracht werden soll, bei einer gegebenen Reiseflugmitte-Machzahl bereitzustellen) unter Reiseflugmitte-Atmosphärenbedingungen (definiert durch die Internationale Standardatmosphäre gemäß ISO 2533 bei Reiseflughöhe) bereitstellt. Für jedes gegebene Gasturbinentriebwerk für ein Flugzeug sind der Schub bei Reiseflugmitte, die Atmosphärenbedingungen und die Machzahl bekannt, und somit ist der Arbeitspunkt des Triebwerks unter Reiseflugbedingungen klar definiert.In other words, the cruise conditions for a given aircraft gas turbine engine are defined as the operating point of the engine which provides a specified thrust (required to provide, in combination with any other engines on the aircraft, steady-state operation of the aircraft to which it is to be attached at a given mid-cruise Mach number) under mid-cruise atmospheric conditions (defined by the International Standard Atmosphere according to ISO 2533 at cruise altitude). For any given aircraft gas turbine engine, the mid-cruise thrust, atmospheric conditions and Mach number are known and thus the operating point of the engine under cruise conditions is clearly defined.
Rein beispielhaft 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, zum Beispiel unter Mach 0,7 oder über Mach 0,9, liegen.For example only, forward speed under cruise conditions may be any point in the range of Mach 0.7 to 0.9, for example 0.75 to 0.85, for example 0.76 to 0.84, for example 0.77 to 0.83, for example 0.78 to 0.82, for example 0.79 to 0.81, for example on the order of Mach 0.8, on the order of Mach 0.85, or in the range of 0.8 to 0.85. Any single speed within these ranges may be part of the cruise conditions. For some aircraft, the cruise conditions may be outside these ranges, for example below Mach 0.7 or above Mach 0.9.
Rein beispielhaft können die Reiseflugbedingungen 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 Fuß), 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 Fuß) 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.By way of example only, the cruise conditions may correspond to standard atmosphere conditions (according to the International Standard Atmosphere, ISA) at an altitude which is in the range of 10,000 m to 15,000 m, for example in the range of 10,000 m to 12,000 m, for example in the range of 10,400 m to 11,600 m (about 38,000 feet), for example in the range of 10,500 m to 11,500 m, for example in the range of 10,600 m to 11,400 m, for example in the range of 10,700 m (about 35,000 feet) to 11,300 m, for example in the range of 10,800 m to 11,200 m, for example in the range of 10,900 m to 11,100 m, for example in the order of 11,000 m. Cruise conditions may correspond to standard atmosphere conditions at any given altitude in these areas.
Rein beispielhaft können die Reiseflugbedingungen einer Vorwärts-Machzahl von 0,8 und standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen (gemäß der Internationalen Standardatmosphäre) in einer Höhe von 35.000 Fuß (10.668 m) entsprechen. Unter solchen Reiseflugbedingungen kann das Triebwerk ein bekanntes erforderliches Nettoschubniveau bereitstellen. Das bekannte erforderliche Nettoschubniveau ist natürlich abhängig vom Triebwerk und seiner beabsichtigten Anwendung und kann zum Beispiel ein Wert im Bereich von 20 kN bis 40 kN sein.For example only, the cruise conditions may correspond to a forward Mach number of 0.8 and standard atmospheric conditions (according to the International Standard Atmosphere) at an altitude of 35,000 feet (10,668 m). Under such cruise conditions, the engine may provide a known required net thrust level. The known required net thrust level will of course depend on the engine and its intended application and may, for example, be a value in the range of 20 kN to 40 kN.
Weiterhin rein beispielhaft können die Reiseflugbedingungen einer Vorwärts-Machzahl von 0,85 und standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen (gemäß der Internationalen Standardatmosphäre) in einer Höhe von 38.000 Fuß (11.582 m) entsprechen. Unter solchen Reiseflugbedingungen kann das Triebwerk ein bekanntes erforderliches Nettoschubniveau bereitstellen. Das bekannte erforderliche Nettoschubniveau ist natürlich abhängig vom Triebwerk und seiner beabsichtigten Anwendung und kann zum Beispiel ein Wert im Bereich von 35 kN bis 65 kN sein.Further, purely by way of example, the cruise conditions may correspond to a forward Mach number of 0.85 and standard atmospheric conditions (according to the International Standard Atmosphere) at an altitude of 38,000 feet (11,582 m). Under such cruise conditions, the engine may provide a known required net thrust level. The known required The required net thrust level naturally depends on the engine and its intended application and can, for example, be a value in the range of 35 kN to 65 kN.
Im Gebrauch kann ein Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, unter den Reiseflugbedingungen arbeiten, die an anderer Stelle hierin definiert sind. Derartige Reiseflugbedingungen können durch die Reiseflugbedingungen (zum Beispiel die Reiseflugmitte-Bedingungen) eines Flugzeugs bestimmt werden, an dem mindestens ein (zum Beispiel 2 oder 4) Gasturbinentriebwerk montiert werden kann, um einen Vortriebschub bereitzustellen.In use, a gas turbine engine as described and/or claimed herein may operate under the cruise conditions defined elsewhere herein. Such cruise conditions may be determined by the cruise conditions (e.g., mid-cruise conditions) of an aircraft on which at least one (e.g., 2 or 4) gas turbine engines may be mounted to provide propulsive thrust.
Des Weiteren würde der Fachmann sofort erkennen, dass sich eines oder beide von Sinkflug und Anflug auf eine Betriebsphase innerhalb eines Flugzeugflugzyklus zwischen Reiseflug und Landung des Flugzeugs beziehen. Während eines oder beiden von Sinkflug und Anflug kann das Triebwerk zwischen 20 % und 50 % des verfügbaren Schubs erzeugen. In weiteren nicht einschränkenden Beispielen kann das Triebwerk zwischen 25 % und 40 % des verfügbaren Schubs erzeugen. In weiteren nicht einschränkenden Beispielen kann das Triebwerk zwischen 30 % und 35 % des verfügbaren Schubs erzeugen. Zusätzlich oder alternativ kann sich Sinkflug auf einen Nennpunkt in einem Flugzeugflugzyklus zwischen Start und Landung beziehen, an dem eine relative Abnahme der Höhe erforderlich ist, und was einen reduzierten Schubbedarf des Triebwerks erfordern kann.Furthermore, one of ordinary skill in the art would readily recognize that either or both of descent and approach refer to a phase of operation within an aircraft flight cycle between cruise and landing of the aircraft. During either or both of descent and approach, the engine may produce between 20% and 50% of available thrust. In further non-limiting examples, the engine may produce between 25% and 40% of available thrust. In further non-limiting examples, the engine may produce between 30% and 35% of available thrust. Additionally or alternatively, descent may refer to a nominal point in an aircraft flight cycle between takeoff and landing at which a relative decrease in altitude is required, and which may require a reduced thrust requirement of the engine.
Gemäß einem Gesichtspunkt wird ein Flugzeug, umfassend ein Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, bereitgestellt. Das Flugzeug gemäß diesem Gesichtspunkt ist das Flugzeug, für welches das Gasturbinentriebwerk zur Befestigung daran konzipiert wurde. Dementsprechend entsprechen die Reiseflugbedingungen gemäß diesem Gesichtspunkt der Streckenflugmitte des Flugzeugs, wie an anderer Stelle hierin definiert.According to one aspect, there is provided an aircraft comprising a gas turbine engine as described and/or claimed herein. The aircraft according to this aspect is the aircraft to which the gas turbine engine is designed to be attached. Accordingly, the cruise conditions according to this aspect correspond to the mid-range flight of the aircraft as defined elsewhere herein.
Gemäß einem Gesichtspunkt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, bereitgestellt. Der Betrieb kann unter einem beliebigen geeigneten Zustand erfolgen, der wie hierin an anderer Stelle definiert sein kann (zum Beispiel in Hinblick auf Schub, atmosphärische Bedingungen und Machzahl).According to one aspect, a method of operating a gas turbine engine as described and/or claimed herein is provided. Operation may occur under any suitable condition, which may be defined elsewhere herein (e.g., in terms of thrust, atmospheric conditions, and Mach number).
Gemäß einem Gesichtspunkt wird ein Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugs, umfassend ein Gasturbinentriebwerk, wie hierin beschrieben und/oder beansprucht, bereitgestellt. Der Betrieb gemäß diesem Gesichtspunkt kann einen Betrieb unter einem beliebigen geeigneten Zustand, zum Beispiel bei Reiseflugmitte des Flugzeugs, wie an anderer Stelle hierin definiert, einschließen (oder ein solcher sein).According to one aspect, there is provided a method of operating an aircraft comprising a gas turbine engine as described and/or claimed herein. Operation according to this aspect may include (or be) operation under any suitable condition, for example at mid-cruise of the aircraft as defined elsewhere herein.
Der Fachmann wird verstehen, dass, außer im Falle des gegenseitigen Ausschlusses, ein Merkmal oder ein Parameter, das/der in Bezug auf einen der oben genannten Gesichtspunkte beschrieben ist, in entsprechender Anwendung auf jeden anderen Gesichtspunkt angewendet werden kann. Außerdem kann, außer im Falle des gegenseitigen Ausschlusses, jedes hierin beschriebene Merkmal oder jeder hierin beschriebene Parameter auf einen beliebigen Gesichtspunkt angewendet werden und/oder mit irgendeinem anderen hierin beschriebenen Merkmal oder Parameter kombiniert werden.Those skilled in the art will understand that, except in the case of mutual exclusion, a feature or parameter described with respect to any of the above aspects may be applied with corresponding application to any other aspect. Furthermore, except in the case of mutual exclusion, any feature or parameter described herein may be applied to any aspect and/or combined with any other feature or parameter described herein.
Wie hierin verwendet, bezeichnet ein Bereich „von Wert X bis Wert Y“ oder „zwischen Wert X und Wert Y“ oder dergleichen einen einschließenden Bereich; einschließlich der begrenzenden Werte von X und Y.As used herein, a range “from value X to value Y” or “between value X and value Y” or the like means an inclusive range; including the limiting values of X and Y.
Ausführungsformen werden nun nur beispielhaft unter Bezugnahme auf die Figuren beschrieben, in denen:
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1 eine Querschnittsseitenansicht eines Gasturbinentriebwerks ist; -
2 eine schematische Darstellung eines Kraftstoffverteilungssystems und der Brennkammer eines Gasturbinentriebwerks ist; -
3 eine Querschnittsansicht durch die Brennkammer eines Gasturbinentriebwerks entlang der Hauptdrehachse des Triebwerks ist; -
4 eine weitere schematische Darstellung eines Kraftstoffverteilungssystems und der Brennkammer eines Gasturbinentriebwerks ist; und -
5 ,6 ,7 ,8 und9 Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks in Bezug auf Kraftstoffparameter, die Brennwert, Dichte, Temperatur und Viskosität einschließen, sowie eine Wärmeübertragung auf einen Kraftstoff und eine Konzentration von nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks zeigen.
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1 is a cross-sectional side view of a gas turbine engine; -
2 is a schematic representation of a fuel distribution system and combustion chamber of a gas turbine engine; -
3 is a cross-sectional view through the combustion chamber of a gas turbine engine along the main axis of rotation of the engine; -
4 is another schematic representation of a fuel distribution system and the combustion chamber of a gas turbine engine; and -
5 ,6 ,7 ,8th and9 Methods of operating a gas turbine engine with respect to fuel parameters including calorific value, density, temperature and viscosity, as well as heat transfer to a fuel and a concentration of nvPM in the exhaust of the gas turbine engine.
Unter Bezugnahme auf
Im Gebrauch wird Luft, die in den Einlass 12 eintritt, durch den Fan 13 beschleunigt, um zwei Luftströme zu erzeugen: einen Kernluftstrom A und einen Bypass-Luftstrom B. Das Gasturbinentriebwerk umfasst einen Kern 11, der den Kernluftstrom A aufnimmt. Der Kernluftstrom A strömt in den Zwischendruckverdichter 14, und der Bypass-Luftstrom B verläuft durch einen Bypass-Kanal 22, um einen Antriebsschub bereitzustellen. Der Zwischendruckverdichter 14 komprimiert den Luftstrom A, bevor er die Luft an den Hochdruckverdichter 15 abgibt, wo eine weitere Verdichtung stattfindet. Das Gasturbinentriebwerk umfasst ein Fan-Gehäuse 13a, in dem der Fan 13 montiert ist, wobei eine Innenoberfläche einen Teil des Bypass-Kanals 22 definiert.In use, air entering the
Die aus dem Hochdruckverdichter 15 ausgelassene verdichtete Luft wird in die Verbrennungsausrüstung 16 geleitet, wo sie mit Kraftstoff F gemischt wird und das Gemisch verbrannt wird. Die Verbrennungsausrüstung 16 kann als Brennkammer 16 bezeichnet werden, wobei die Begriffe „Verbrennungsausrüstung 16“ und „Brennkammer 16“ hierin austauschbar verwendet werden. Die resultierenden heißen Verbrennungsprodukte dehnen sich dann durch die Hochdruck-, Zwischendruck und Niederdruckturbinen 17, 18, 19 aus und treiben diese dadurch an, bevor sie durch die Düse 20 ausgelassen werden, um einen zusätzlichen Antriebsschub bereitzustellen. Die Hochdruckturbine 17, die Zwischendruckturbine 18 und die Niederdruckturbine 19 treiben jeweils den Hochdruckverdichter 15, den Zwischendruckverdichter 14 und den Fan 13 jeweils durch eine geeignete Verbindungswelle an.The compressed air discharged from the
Andere Gasturbinentriebwerke, auf welche die vorliegende Offenbarung angewendet werden kann, können alternative Konfigurationen aufweisen. Als Beispiel können solche Triebwerke eine alternative Anzahl von Verbindungswellen (z. B. zwei) und/oder eine alternative Anzahl von Verdichtern und/oder Turbinen aufweisen.Other gas turbine engines to which the present disclosure may be applied may have alternative configurations. As an example, such engines may have an alternative number of connecting shafts (e.g., two) and/or an alternative number of compressors and/or turbines.
Es ist zu beachten, dass die Begriffe „Niederdruckturbine“ und „Niederdruckverdichter“, wie hierin verwendet, die Turbinenstufen mit dem niedrigsten Druck bzw. die Verdichterstufen mit dem niedrigsten Druck (d. h. nicht einschließlich des Fans 13) und/oder die Turbinen- und Verdichterstufen, die durch die Verbindungswelle mit der niedrigsten Drehzahl im Triebwerk verbunden sind, bedeuten. An einigen Literaturstellen können die „Niederdruckturbine“ und der „Niederdruckverdichter“, auf die hierin Bezug genommen wird, alternativ als die „Zwischendruckturbine“ und der „Zwischendruckverdichter“ bekannt sein. Wo eine solche alternative Nomenklatur verwendet wird, kann der Fan 13 als eine erste Verdichtungsstufe oder Verdichtungsstufe mit dem niedrigsten Druck bezeichnet werden.It should be noted that the terms "low pressure turbine" and "low pressure compressor" as used herein mean the lowest pressure turbine stages and the lowest pressure compressor stages, respectively (i.e., not including the fan 13) and/or the turbine and compressor stages connected by the lowest speed connecting shaft in the engine. In some references, the "low pressure turbine" and "low pressure compressor" referred to herein may alternatively be known as the "intermediate pressure turbine" and "intermediate pressure compressor." Where such alternative nomenclature is used, the
Ferner kann das Triebwerk ein Getriebe umfassen, das im Antriebsstrang von einer Turbine zu einem Verdichter und/oder einem Fan bereitgestellt ist. Dementsprechend erstreckt sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinentriebwerk mit einer beliebigen Anordnung von Getriebetypen (zum Beispiel Stern- oder Planetengetriebe), Stützstrukturen, Antriebs- und Abgangswellenanordnung und Lagerpositionen.Further, the engine may include a transmission provided in the drive train from a turbine to a compressor and/or a fan. Accordingly, the present disclosure extends to a gas turbine engine having any arrangement of transmission types (e.g., star or planetary), support structures, input and output shaft arrangement, and bearing locations.
Optional kann das Getriebe zusätzliche und/oder alternative Komponenten antreiben (z. B. den Zwischendruckverdichter und/oder einen Booster-Verdichter).Optionally, the gearbox can drive additional and/or alternative components (e.g. the intermediate pressure compressor and/or a booster compressor).
Andere Gasturbinentriebwerke, auf welche die vorliegende Offenbarung angewendet werden kann, können alternative Konfigurationen aufweisen. Zum Beispiel können solche Triebwerke eine alternative Anzahl von Verdichtern und/oder Turbinen und/oder eine alternative Anzahl von Verbindungswellen aufweisen. Als weiteres Beispiel kann das in
Während sich das beschriebene Beispiel auf ein Turbofan-Triebwerk bezieht, kann die Offenbarung zum Beispiel auf jeden Typ von Gasturbinentriebwerk, wie zum Beispiel einen offenen Rotor (bei dem die Fan-Stufe nicht von einer Gondel umgeben ist) oder ein Turboprop-Triebwerk, angewendet werden.For example, while the example described refers to a turbofan engine, the disclosure may be applied to any type of gas turbine engine, such as an open rotor (in which the fan stage is not surrounded by a nacelle) or a turboprop engine.
Die Geometrie des Gasturbinentriebwerks 10 und von 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
Der Kraftstoff F, der der Verbrennungsausrüstung 16 bereitgestellt wird, kann einen Kohlenwasserstoffkraftstoff auf fossiler Basis, wie Kerosin, umfassen. Somit kann der Kraftstoff F Moleküle aus einer oder mehreren der chemischen Familien von n-Alkanen, Isoalkanen, Cycloalkanen und Aromaten umfassen. Zusätzlich oder alternativ kann der Kraftstoff F erneuerbare Kohlenwasserstoffe umfassen, die aus biologischen oder nicht biologischen Ressourcen erzeugt werden, auch bekannt als nachhaltiger Flugzeugkraftstoff (SAF). In jedem der bereitgestellten Beispiele kann der Kraftstoff F ein oder mehrere Spurenelemente einschließen, einschließlich zum Beispiel Schwefel, Stickstoff, Sauerstoff, Anorganika und Metalle.The fuel F provided to the
Die Funktionsleistung einer gegebenen Zusammensetzung oder einer Mischung von Kraftstoff zur Verwendung in einem gegebenen Einsatz kann mindestens teilweise durch die Fähigkeit des Kraftstoffs, den Brayton-Zyklus des Gasturbinentriebwerks 10 zu bedienen, definiert werden. Parameter, die die Funktionsleistung definieren, können zum Beispiel spezifische Energie; Energiedichte; thermische Stabilität; und Emissionen, einschließlich Feinstaub, einschließen. Eine relativ höhere spezifische Energie (d. h. Energie pro Masseeinheit), ausgedrückt als MJ/kg, kann das Startgewicht mindestens teilweise reduzieren, wodurch potenziell eine relative Verbesserung der Kraftstoffeffizienz bereitgestellt wird. Eine relativ höhere Energiedichte (d. h. Energie pro Volumeneinheit), ausgedrückt als MJ/1, kann das Startkraftstoffvolumen mindestens teilweise reduzieren, was für volumenbegrenzte Einsätze oder militärische Einsätze mit einer Betankung besonders wichtig sein kann. Eine relativ höhere thermische Stabilität (d. h. Hemmung einer Verschlechterung oder Verkokung des Kraftstoffs unter thermischer Belastung) kann es dem Kraftstoff ermöglichen, erhöhte Temperaturen im Triebwerk und in den Kraftstoffeinspritzventilen beizubehalten, wodurch potenziell relative Verbesserungen des Verbrennungswirkungsgrads bereitgestellt werden. Reduzierte Emissionen, einschließlich Feinstaubs, können eine reduzierte Kondensstreifenbildung ermöglichen, während die Umweltbelastung eines gegebenen Einsatzes reduziert wird. Andere Eigenschaften des Kraftstoffs können für die Funktionsleistung ebenfalls zentral sein. Zum Beispiel kann ein relativ niedrigerer Gefrierpunkt (°C) Ferneinsätze ermöglichen, um Flugprofile zu optimieren; können minimale aromatische Konzentrationen (%) eine ausreichende Quellung bestimmter Materialien sicherstellen, die bei der Konstruktion von O-Ringen und Dichtungen verwendet werden, die zuvor Kraftstoffen mit hohen aromatischen Inhaltsstoffen ausgesetzt wurden; und kann eine maximale Oberflächenspannung (mN/m) eine ausreichende Sprühverteilung und Zerstäubung des Kraftstoffs sicherstellen.The functional performance of a given composition or blend of fuel for use in a given mission may be defined, at least in part, by the ability of the fuel to serve the Brayton cycle of the
Das Verhältnis der Anzahl von Wasserstoffatomen zur Anzahl von Kohlenstoffatomen in einem Molekül kann die spezifische Energie einer gegebenen Zusammensetzung oder Mischung von Kraftstoff beeinflussen. Kraftstoffe mit höheren Verhältnissen von Wasserstoffatomen zu Kohlenstoffatomen können in Abwesenheit einer Bindungsspannung höhere spezifische Energien aufweisen. Zum Beispiel können Kohlenwasserstoffkraftstoffe auf fossiler Basis Moleküle mit etwa 7 bis 18 Kohlenstoffen umfassen, wobei ein signifikanter Abschnitt einer gegebenen Zusammensetzung aus Molekülen mit 9 bis 15 Kohlenstoffen mit einem Durchschnitt von 12 Kohlenstoffen stammt.The ratio of the number of hydrogen atoms to the number of carbon atoms in a molecule can affect the specific energy of a given composition or mixture of fuel. Fuels with higher ratios of hydrogen atoms to carbon atoms can have higher specific energies in the absence of bond strain. For example, fossil-based hydrocarbon fuels may comprise molecules of about 7 to 18 carbons, with a significant portion of a given composition derived from molecules of 9 to 15 carbons, with an average of 12 carbons.
Eine Reihe von nachhaltigen Flugzeugkraftstoffmischungen wurde zur Verwendung zugelassen. Zum Beispiel umfassen einige zugelassene Mischungen Mischverhältnisse von bis zu 10 % nachhaltigem Flugzeugkraftstoff, während andere zugelassene Mischungen Mischverhältnisse zwischen 10 % und 50 % nachhaltigem Flugzeugkraftstoff umfassen (wobei der Rest einen oder mehrere Kohlenwasserstoffkraftstoffe auf fossiler Basis, wie Kerosin, umfasst), wobei die Zulassung weiterer Zusammensetzungen aussteht. Es wird jedoch in der Luftfahrtindustrie erwartet, dass nachhaltige Flugzeugkraftstoffmischungen, die bis zu (und einschließlich) 100 % nachhaltigen Flugzeugkraftstoff (SAF) umfassen, schließlich zur Verwendung zugelassen werden.A number of sustainable aviation fuel blends have been approved for use. For example, some approved blends include blend ratios of up to 10% sustainable aviation fuel, while other approved blends include blend ratios of between 10% and 50% sustainable aviation fuel (with the remainder comprising one or more fossil-based hydrocarbon fuels, such as kerosene), with further compositions pending approval. However, it is expected within the aviation industry that sustainable aviation fuel blends comprising up to (and including) 100% sustainable aviation fuel (SAF) will eventually be approved for use.
Nachhaltige Flugzeugkraftstoffe können eines oder mehrere von n-Alkanen, Isoalkanen, Cycloalkanen und Aromaten umfassen und können zum Beispiel aus einem oder mehreren von Synthesegas (Syngas); Lipiden (z. B. Fetten, Ölen und Schmierfetten); Zuckern; und Alkoholen hergestellt werden. Somit können nachhaltige Flugzeugkraftstoffe eines oder beide von einem niedrigeren Aromat- und Schwefelgehalt relativ zu Kohlenwasserstoffkraftstoffen auf fossiler Basis umfassen. Zusätzlich oder alternativ können nachhaltige Flugzeugkraftstoffe eines oder beide von einem höheren Isoalkan- und Cycloalkangehalt relativ zu Kohlenwasserstoffkraftstoffen auf fossiler Basis umfassen. Somit können in einigen Beispielen nachhaltige Flugzeugkraftstoffe eines oder beide von einer Dichte von zwischen 90 % und 98 % von der von Kerosin und einem Brennwert von zwischen 101 % und 105 % von dem von Kerosin umfassen.Sustainable aviation fuels may include one or more of n-alkanes, isoalkanes, cycloalkanes, and aromatics, and may be made from, for example, one or more of synthesis gas (syngas); lipids (e.g., fats, oils, and greases); sugars; and alcohols. Thus, sustainable aviation fuels may include one or both of a lower aromatic and sulfur content relative to fossil-based hydrocarbon fuels. Additionally or alternatively, sustainable aviation fuels may include one or both of a higher isoalkane and cycloalkane content relative to fossil-based hydrocarbon fuels. Thus, in some examples, sustainable aviation fuels may include one or both of a density of between 90% and 98% of that of kerosene and a calorific value of between 101% and 105% of that of kerosene.
Mindestens teilweise aufgrund der Molekülstruktur nachhaltiger Flugzeugkraftstoffe können nachhaltige Flugzeugkraftstoffe Vorteile bereitstellen, einschließlich zum Beispiel eines oder mehrerer von einer höheren spezifischen Energie (trotz, in einigen Beispielen, einer niedrigeren Energiedichte); einer höheren spezifischen Wärmekapazität; einer höheren thermischen Stabilität; einer höheren Schmierfähigkeit; einer niedrigeren Viskosität; einer niedrigeren Oberflächenspannung; einem niedrigeren Gefrierpunkt; niedrigeren Rußemissionen; und niedrigeren CO2-Emissionen relativ zu Kohlenwasserstoffkraftstoffen auf fossiler Basis (z. B., wenn sie in der Verbrennungsausrüstung 16 verbrannt werden). Dementsprechend können nachhaltige Flugzeugkraftstoffe relativ zu Kohlenwasserstoffkraftstoffen auf fossiler Basis, wie Kerosin, zu einem oder beiden von einer relativen Abnahme des spezifischen Kraftstoffverbrauchs und einer relativen Abnahme der Wartungskosten führen.Due at least in part to the molecular structure of sustainable aviation fuels, sustainable aviation fuels may provide benefits including, for example, one or more of higher specific energy (despite, in some examples, lower energy density); higher specific heat capacity; higher thermal stability; higher lubricity; lower viscosity; lower surface tension; lower freezing point; lower soot emissions; and lower CO2 emissions relative to fossil-based hydrocarbon fuels (e.g., when they are burned in the combustion equipment 16). Accordingly, sustainable aviation fuels can result in one or both of a relative decrease in specific fuel consumption and a relative decrease in maintenance costs relative to fossil-based hydrocarbon fuels such as kerosene.
Der Fachmann wird mit einem solchen Betrieb von gestuften Verbrennungssystemen zum Bewirken einer mageren Verbrennung bei hohen Leistungen, während gleichzeitig Entflammbarkeitsgrenzen bei niedrigeren Leistungen beobachtet werden, vertraut sein.Those skilled in the art will be familiar with such operation of staged combustion systems to effect lean combustion at high powers while simultaneously observing flammability limits at lower powers.
Das Gleichgewicht der Einspritzung von Kraftstoff durch die Pilotkraftstoffeinspritzventile 116A und die Hauptkraftstoffeinspritzventile 116B wird durch die elektronische Triebwerkssteuerung 106, die Steuersignale an die Kraftstoffdosiereinheit 104 bereitstellt, gesteuert. Die Steuersignale können direkt oder indirekt den Gesamtkraftstoff, der eingespritzt werden muss, zum Beispiel in Form einer Kraftstoffströmungsrate, und das Verhältnis des Kraftstoffstroms des Pilotkraftstoffeinspritzventils und des Kraftstoffstroms des Hauptkraftstoffeinspritzventils angeben.The balance of injection of fuel by the
Die Brennkammer 16 umfasst eine Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen 124, die um einen Umfang der Brennkammer 16 angeordnet und konfiguriert sind, um Kraftstoff in den Brennraum 120 einzuspritzen. In dem gezeigten Beispiel umfasst die Brennkammer 16 sechzehn (16) Kraftstoffsprühdüsen 124. Die Brennkammer 16 kann alternativ eine beliebige geeignete Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen umfassen, zum Beispiel 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15, 17, 18, 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 29, 30 Kraftstoffsprühdüsen und so weiter. Die Brennkammer kann eine Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen in einem einschließenden Bereich umfassen, der zwischen zwei beliebigen der Werte im vorhergehenden Satz definiert ist, wobei die zwei Werte die oberen und unteren Grenzen des Bereichs bilden und im Bereich eingeschlossen sind. Zum Beispiel kann die Brennkammer zwischen 14 und 27 Kraftstoffsprühdüsen oder zwischen 16 und 25 Kraftstoffsprühdüsen oder zwischen 18 und 23 Kraftstoffsprühdüsen umfassen.The
Eine Kerngröße eines Gasturbinentriebwerks kann definiert werden als (unter Bezugnahme auf die in 
Die Kerngröße (in s.K1/2.in) des Triebwerks kann zwischen 4 und 7, zum Beispiel 4, 4,5, 5, 5,5, 6, 6,5 oder 7 oder ein beliebiger Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, sein. In einigen Beispielen kann die Triebwerkskerngröße (in s.K1/2.in) im Bereich von 5,0, 5,1, 5,2, 5,3, 5,4, 5,5, 5,6, 5,6, 5,7, 5,8, 5,9 oder 6 oder einem beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, sein. In noch weiteren Beispielen kann die Triebwerkskerngröße (in s.K1/2.in) im Bereich von 5,25, 5,26, 5,27, 5,28, 5,29, 5,30, 5,31, 5,32, 5,33, 5,34, 5,35, 5,36, 5,37, 5,38, 5,39, 5,40, 5,41, 5,42, 5,43, 5,44 oder 5,45 oder einem beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, sein.The engine core size (in sK 1/2 .in) may be between 4 and 7, for example 4, 4.5, 5, 5.5, 6, 6.5, or 7, or any range defined between any two of these values. In some examples, the engine core size (in sK 1/2 .in) may be in the range of 5.0, 5.1, 5.2, 5.3, 5.4, 5.5, 5.6, 5.6, 5.7, 5.8, 5.9, or 6, or any range defined between any two of these values. In still further examples, the engine core size (in sK 1/2 .in) may be in the range of 5.25, 5.26, 5.27, 5.28, 5.29, 5.30, 5.31, 5.32, 5.33, 5.34, 5.35, 5.36, 5.37, 5.38, 5.39, 5.40, 5.41, 5.42, 5.43, 5.44, or 5.45, or any range defined between any two of these values.
Eine Anzahl der Kraftstoffsprühdüsen 124 pro Einheitstriebwerkskerngröße (1 s.K1/2.in) kann zwischen 2 und 6 sein. Die Anzahl kann zum Beispiel 2, 3, 4, 5 oder 6 oder ein beliebiger Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, sein. In einigen Beispielen kann die Anzahl zwischen 3 und 4, zum Beispiel 3,0, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9 oder 4,0 oder einem beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, sein.A number of fuel spray nozzles 124 per unit engine core size (1 sK 1/2 .in) may be between 2 and 6. For example, the number may be 2, 3, 4, 5, or 6, or any range defined between any two of these values. In some examples, the number may be between 3 and 4, for example, 3.0, 3.1, 3.2, 3.3, 3.4, 3.5, 3.6, 3.7, 3.8, 3.9, or 4.0, or any range defined between any two of these values.
Die Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen pro Einheitstriebwerkskerngröße kann zwischen 2 und 7 oder mehr bevorzugt zwischen 2,1 und 6,5 oder mehr bevorzugt zwischen 2,4 und 3,4 sein.The number of fuel spray nozzles per unit engine core size may be between 2 and 7, or more preferably between 2.1 and 6.5, or more preferably between 2.4 and 3.4.
In noch weiteren Beispielen kann die Anzahl von Kraftstoffsprühdüsen pro Einheitstriebwerkskerngröße 2,0, 2,1, 2,2, 2,3, 2,4, 2,5, 2,6, 2,7, 2,8, 2,9, 3,0, 3,1, 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, 5,0, 5,1, 5,2, 5,3, 5,4, 5,5, 5,6, 5,7, 5,8, 5,9, 6,0, 6,1, 6,2, 6,3, 6,4, 6,5, 6,6, 6,7, 6,8, 6,9, 7,0 oder innerhalb eines Bereichs, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, sein.In still further examples, the number of fuel spray nozzles per unit engine core size may be 2.0, 2.1, 2.2, 2.3, 2.4, 2.5, 2.6, 2.7, 2.8, 2.9, 3.0, 3.1, 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, 5.0, 5.1, 5.2, 5.3, 5.4, 5.5, 5.6, 5.7, 5.8, 5.9, 6.0, 6.1, 6.2, 6.3, 6.4, 6.5, 6.6, 6.7, 6.8, 6.9, 7.0 or within a range defined between any two of these values.
Die Kerngröße wird hierin in einer Triebwerksbetriebsbedingung definiert, die einem Maximalwert der halbdimensionslosen Strömung bei Hochdruckverdichtereintritt entspricht, definiert als: 
Die Betriebsbedingung, die der maximalen halbdimensionslosen Strömung bei Hochdruckverdichtereintritt entspricht, kann die Spitze der Steigflugbetriebsbedingung sein. Die Kerngröße, auf die hierin Bezug genommen wird, kann daher an der Spitze der Steigflugbetriebsbedingung definiert werden. Die Spitze des Steigflugs kann wie im Stand der Technik definiert und vom Fachmann für eine spezifische Implementierung einer Gasturbine der vorliegenden Anmeldung verstanden sein. In einem spezifischen Beispiel kann die Spitze des Steigflugs dem Betrieb in einer Höhe zwischen 30.000 Fuß bis 39.000 Fuß (genauer 35.000 Fuß), einer Vorwärtsgeschwindigkeit der Machzahl 0,75 bis 0,85 und einer Umgebungslufttemperatur (DTAMB) von ISA+10 K bis ISA+15 K entsprechen.The operating condition corresponding to the maximum semi-dimensionless flow at high pressure compressor entry may be the peak of the climb operating condition. The core size referred to herein may therefore be defined at the peak of the climb operating condition. The peak of the climb may be as defined in the art and understood by one of ordinary skill in the art for a specific gas turbine implementation of the present application. In a specific example, the peak of the climb may correspond to operating at an altitude between 30,000 feet to 39,000 feet (more specifically 35,000 feet), a forward speed of Mach number 0.75 to 0.85, and an ambient air temperature (DTAMB) of ISA+10 K to ISA+15 K.
In dem gezeigten Beispiel umfasst jede Kraftstoffsprühdüse 124 eine Duplexkraftstoffsprühdüse (auch als intern gestufte Düse bekannt), in der ein Pilotkraftstoffeinspritzventil 116A in derselben Kraftstoffsprühdüse 124 wie ein Hauptkraftstoffeinspritzventil 116B integriert ist. Es ist jedoch vorgesehen, dass andere Typen von gestuften Verbrennungskonfigurationen verwendet werden können, zum Beispiel solche mit Pilotkraftstoffeinspritzventilen und Hauptkraftstoffeinspritzventilen in separaten Kraftstoffsprühdüsen, anstatt dass beide in Duplex- oder intern gestuften Kraftstoffsprühdüsen enthalten sind. Tatsächlich versteht es sich, dass die hierin offenbarten Prinzipien auf jedes gestufte Verbrennungssystem, das Pilotkraftstoffeinspritzventile und Hauptkraftstoffeinspritzventile umfasst, angewendet werden können.In the example shown, each fuel spray nozzle 124 includes a duplex fuel spray nozzle (also known as an internally staged nozzle) in which a
Zurückkehrend zu
In dem in
In dem gezeigten Beispiel sind die Kraftstoffsprühdüsen 124 der ersten Teilmenge 124A der Kraftstoffsprühdüsen 124 innerhalb der Brennkammer 16 derart angeordnet, dass sie näher an einem oder mehreren Zündern 126 der Brennkammer 16 angeordnet sind als die der zweiten Teilmenge 124B der Kraftstoffsprühdüsen 124. Dies ist jedoch nicht wesentlich, und die erste Teilmenge 124A der Kraftstoffsprühdüsen 124 kann an jeder geeigneten Stelle innerhalb der Brennkammer 16 angeordnet sein. In dem gezeigten Beispiel umfasst die Brennkammer 16 2 Zünder, die im Wesentlichen einander diametral gegenüberliegend angeordnet sind. Die Brennkammer 16 kann jedoch jede geeignete Anzahl von Zündern umfassen, zum Beispiel 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10 oder einen beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, zum Beispiel zwischen 1 und 6 oder zwischen 2 und 6 oder zwischen 2 und 4. Der eine oder die mehreren Zünder 126 können an jeder geeigneten Stelle in der Brennkammer 16 angeordnet sein und müssen nicht symmetrisch innerhalb der Brennkammer 16 angeordnet sein.In the example shown, the fuel spray nozzles 124 of the
Ein weiteres Beispiel für das Kraftstoffverteilungssystem 102 und die Brennkammer 16 ist in
Die FMU 104 umfasst ein erstes Teilerventil 112A und ein zweites Teilerventil 112B. Das erste Teilerventil 112A ist angeordnet, um den der FMU 104 zugeführten Kraftstoffstrom in einen ersten Strom von Kraftstoff, der dem sekundären Pilotverteiler 126C bereitgestellt wird, und einen zweiten Strom von Kraftstoff, der dem zweiten Teilerventil 112B zugeführt wird, zu teilen. Das zweite Teilerventil 112B ist angeordnet, um einen Strom von Kraftstoff an die primären Piloteinspritzventile 116A' bereitzustellen, sodass die primären Piloteinspritzventile 116A' der ersten Teilmenge 124A der Düsen verglichen mit denen der zweiten Teilmenge 124B von Kraftstoffsprühdüsen mehr Kraftstoff unterhalb eines Stufenpunkts aufnehmen. Unterhalb des Stufenpunkts ist das Teilerventil 112B angeordnet, um weniger Kraftstoff (einschließlich keines Kraftstoffs) an die zweite Teilmenge 124B von Kraftstoffsprühdüsen bereitzustellen. Bei oder über dem Stufenpunkt können alle Düsen sowohl der ersten als auch der zweiten Teilmenge durch das Teilerventil 112B mit der gleichen Kraftstoffmenge versorgt werden. Wie vorstehend beschrieben, kann der Stufenpunkt ein Kraftstoffstromschwellenwert oder eine Triebwerksleistung sein.The
In dem in
Obwohl
Unter Bezugnahme auf die Beispiele der
In dem gezeigten Beispiel ist der Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher 114 zwischen der Kraftstoffpumpe 108 und der Kraftstoffdosiereinheit 104 angeordnet, obwohl der Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher 114 an jeder geeigneten Stelle angeordnet sein kann. Die elektronische Triebwerkssteuerung 106 ist konfiguriert, um den Betrieb des Kraftstoff-Öl-Wärmetauschers 114 durch Bereitstellen von Steuersignalen an den Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher 114 zu steuern. Die elektronische Triebwerkssteuerung 106 ist konfiguriert, um den Betrieb des Kraftstoff-Öl-Wärmetauschers 114 zu steuern, um mindestens eine Eigenschaft oder einen Parameter des Kraftstoffs bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum 120 einzustellen. In dem gezeigten Beispiel ist die elektronische Triebwerkssteuerung 106 konfiguriert, um den Betrieb des Kraftstoff-Öl-Wärmetauschers 114 zu steuern, um mindestens eines von einer Temperatur und/oder einer Viskosität des Kraftstoffs bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum 120 und/oder die Wärmemenge, die auf den Kraftstoff übertragen wird, bevor dieser die Brennkammer 16 erreicht, zu steuern.In the example shown, the fuel-
In einem Beispiel ist die elektronische Triebwerkssteuerung 106 konfiguriert, um den Betrieb des Kraftstoff-Öl-Wärmetauschers 114 zu steuern, um die Kraftstofftemperatur auf einen Durchschnitt von mindestens 135 °C bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum 120 unter Reiseflugbedingungen zu erhöhen. In anderen Beispielen ist die Steuerung 106 konfiguriert, um den Betrieb des Kraftstoff-Öl-Wärmetauschers 106 zu steuern, um Wärme vom Öl auf den Kraftstoff zu übertragen, bevor der Kraftstoff in den Brennraum 120 eingespritzt wird, um die Kraftstofftemperatur bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum 120 unter Reiseflugbedingungen auf einen Durchschnitt zwischen 135 °C und 170 °C oder mehr bevorzugt auf einen Durchschnitt zwischen 135 °C und 160 °C oder noch mehr bevorzugt auf einen Durchschnitt zwischen 140 °C und 150 °C zu erhöhen.In one example, the
Alternativ kann die elektronische Triebwerkssteuerung 106 konfiguriert sein, um den Betrieb des Kraftstoff-Öl-Wärmetauschers 114 zu steuern, um die Kraftstofftemperatur auf einen Durchschnitt von mindestens 140 °C, 145 °C, 150 °C, 155 °C, 160 °C, 165 °C, 170 °C, 175 °C, 180 °C, 185 °C, 190 °C, 195 °C oder 200 °C bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum 120 unter Reiseflugbedingungen zu erhöhen.Alternatively, the
Die elektronische Triebwerkssteuerung 106 kann alternativ konfiguriert sein, um den Betrieb des Kraftstoff-Öl-Wärmetauschers 114 zu steuern, um die Kraftstofftemperatur bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum 120 unter Reiseflugbedingungen auf einen Durchschnitt zu erhöhen, der zwischen zwei der folgenden Werte definiert ist: 135 °C, 140 °C, 145 °C, 150 °C, 155 °C, 160 °C, 165 °C, 170 °C, 175 °C, 180 °C, 185 °C, 190 °C, 195 °C oder 200 °C.The
In einem anderen Beispiel ist die elektronische Triebwerkssteuerung 106 zusätzlich oder alternativ konfiguriert, um den Betrieb des Kraftstoff-Öl-Wärmetauschers 114 zu steuern, um die Kraftstoffviskosität auf 0,58 mm2/s oder niedriger bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum 120 unter Reiseflugbedingungen zu verringern. Die Steuerung 106 kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Kraftstoff-Öl-Wärmetauschers 114 zu steuern, um Wärme vom Öl auf den Kraftstoff zu übertragen, bevor der Kraftstoff in den Brennraum 120 eingespritzt wird, um die Kraftstoffviskosität auf zwischen 0,58 mm2/s und 0,30 mm2/s bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen oder auf zwischen 0,50 mm2/s und 0,38 mm2/s bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen oder auf zwischen 0,50 mm2/s und 0,35 mm2/s bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum 120 unter Reiseflugbedingungen oder auf zwischen 0,54 mm2/s und 0,34 mm2/s bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu verringern. Die Steuerung 106 kann konfiguriert sein, um den Betrieb des Kraftstoff-Öl-Wärmetauschers 114 zu steuern, um Wärme vom Öl auf den Kraftstoff zu übertragen, bevor der Kraftstoff unter Reiseflugbedingungen in den Brennraum 120 eingespritzt wird, um die Kraftstoffviskosität auf 0,48 mm2/s oder niedriger oder weiter bevorzugt auf zwischen 0,40 mm2/s und 0,48 mm2/s oder noch weiter bevorzugt auf zwischen 0,42 mm2/s und 0,44 mm2/s zu verringern.In another example, the
In einigen Beispielen ist die Steuerung 106 konfiguriert, um den Betrieb des Kraftstoff-Öl-Wärmetauschers 114 zu steuern, um die Kraftstoffviskosität auf ein Maximum eines der folgenden Werte zu verringern: 0,58, 0,57, 0,56, 0,55, 0,54, 0,53, 0,52, 0,51, 0,50, 0,49, 0,48, 0,47, 0,46, 0,45, 0,44, 0,43, 0,42, 0,41, 0,40, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31 oder 0,30 mm2/s bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum 120 unter Reiseflugbedingungen. Alternativ kann die elektronische Triebwerkssteuerung 106 konfiguriert sein, um den Betrieb des Kraftstoff-Öl-Wärmetauschers 114 zu steuern, um die Kraftstoffviskosität auf einen Bereich zu verringern, der zwischen zwei beliebigen Werten im vorhergehenden Satz definiert ist.In some examples, the
Die vorstehend beschriebenen Kraftstofftemperaturen und Kraftstoffviskositäten können für einen Betrieb des Gasturbinentriebwerks 10 mit einem nachhaltigen Flugzeugkraftstoff geeignet sein. Der an die Brennkammer bereitgestellte Kraftstoff kann SAF umfassen, zum Beispiel kann er einen % SAF im Bereich von 50-100 %, 10 %-50 % umfassen oder er kann 100 % SAF sein. Die vorliegende Anmeldung ist jedoch nicht auf den Betrieb mit nachhaltigem Flugzeugkraftstoff beschränkt, und jedes hierin beschriebene Beispiel kann mit anderen Typen von Kraftstoff (die ähnliche Eigenschaften aufweisen können) verwendet werden.The fuel temperatures and fuel viscosities described above may be suitable for operation of the
In einigen Beispielen kann das Kraftstoffverteilungssystem 102 konfiguriert sein, um der Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen einen Kraftstoff bereitzustellen, wobei der Kraftstoff einen Brennwert von mindestens 43,5 MJ/kg aufweist. In einigen Beispielen kann der Kraftstoff einen Brennwert von mindestens 43,8 MJ/kg aufweisen. Der Brennwert kann zwischen 43,5 MJ/kg und 44 MJ/kg sein. Der Brennwert kann 43,5, 43,6, 43,7, 43,8, 43,9 oder 44,0 MJ/kg oder in einem beliebigen zwischen beliebigen zwei dieser Werte definierten Bereich sein.In some examples, the
In einem der Beispiele hierin kann das Kraftstoffverteilungssystem konfiguriert sein, um den Kraftstoffsprühdüsen Kraftstoff mit einer Dichte im Bereich von 760-840 kg/m3 bei 15 °C bereitzustellen. Dies kann insbesondere in Kombination mit den im vorhergehenden Absatz definierten Brennwerten erfolgen.In one of the examples herein, the fuel distribution system may be configured to provide fuel to the fuel spray nozzles with a density in the range of 760-840 kg/m 3 at 15 °C. This may be done in particular in combination with the calorific values defined in the previous paragraph.
Um Kraftstoff mit einer beliebigen der hierin definierten Eigenschaften bereitzustellen, kann das Kraftstoffverteilungssystem durch eine Zufuhr von Kraftstoff, der in einem oder mehreren Kraftstofftanks des Flugzeugs mit solchen Eigenschaften gespeichert ist, bereitgestellt werden.To provide fuel having any of the characteristics defined herein, the fuel distribution system may be provided by a supply of fuel stored in one or more fuel tanks of the aircraft having such characteristics.
In einigen Beispielen ist die Steuerung 106 zusätzlich oder alternativ konfiguriert, um den Betrieb des Kraftstoff-Öl-Wärmetauschers 114 zu steuern, um eine Temperatur des Kraftstoffs auf einen Durchschnitt von mindestens 135 °C bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu erhöhen.In some examples, the
In einigen Beispielen ist die Steuerung 106 zusätzlich oder alternativ konfiguriert, um den Betrieb des Kraftstoff-Öl-Wärmetauschers 114 zu steuern, um 200-600 kW/m3 Wärme von Öl auf den Kraftstoff unter Reiseflugbedingungen vor dem Bereitstellen des Kraftstoffs an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen zu übertragen.In some examples, the
In anderen Beispielen kann die Steuerung 106 konfiguriert sein, um den Betrieb des Kraftstoff-Öl-Wärmetauschers 114 zu steuern, um 250-550 kW/m3 oder mehr bevorzugt 300-500 kW/m3 oder noch mehr bevorzugt 350-450 kW/m3 Wärme von Öl auf den Kraftstoff unter Reiseflugbedingungen vor dem Bereitstellen des Kraftstoffs an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen zu übertragen.In other examples, the
In noch anderen Beispielen kann die Steuerung konfiguriert sein, um den Betrieb des Kraftstoff-Öl-Wärmetauschers 114 zu steuern, um 200 kW/m3, 225 kW/m3, 250 kW/m3, 275 kW/m3, 300 kW/m3, 325 kW/m3, 350 kW/m3, 375 kW/m3, 400 kW/m3, 425 kW/m3, 450 kW/m3, 475 kW/m3, 500 kW/m3, 525 kW/m3, 550 kW/m3, 575 kW/m3, 600 kW/m3 Wärme oder einen beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, von Öl auf den Kraftstoff unter Reiseflugbedingungen vor dem Bereitstellen des Kraftstoffs an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen zu übertragen.In still other examples, the controller may be configured to control operation of the fuel-
In einigen Beispielen ist die Steuerung 106 zusätzlich oder alternativ konfiguriert, um den Betrieb des Gasturbinentriebwerks derart zu steuern, dass eine Reduzierung um 20-80 % eines Durchschnitts an Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks 10, wenn das Triebwerk 10 mit 85 % verfügbarem Schub bei gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, und Partikeln/kg nvPM im Abgas des Gasturbinentriebwerks 10, wenn das Triebwerk 10 mit 30 % verfügbarem Schub für die gegebenen Betriebsbedingungen betrieben wird, erhalten wird, wenn ein Kraftstoff, der an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen 124 bereitgestellt wird, ein nachhaltiger Flugzeugkraftstoff anstelle eines Kohlenwasserstoffkraftstoffs auf fossiler Basis ist. In anderen Beispielen kann die nvPM-Reduzierung wie hierin anderweitig definiert sein.In some examples, the
Das Hilfsaggregatgetriebe 110 wird durch das Triebwerk über eine Hilfswelle (nicht gezeigt) angetrieben. Das Hilfsaggregatgetriebe 110 ist konfiguriert, um verschiedene Triebwerks- oder Flugzeugzusatzkomponenten mit Leistung zu versorgen oder anzutreiben. In dem gezeigten Beispiel ist das Hilfsaggregatgetriebe 110 konfiguriert, um die Kraftstoffpumpe 108 und eine Ölpumpe 130, die einen Teil des vorstehend beschriebenen Ölsystems mit geschlossenem Kreislauf 128 bildet, anzutreiben. Das Hilfsaggregatgetriebe 110 ist außerdem konfiguriert, um einen Generator 132 anzutreiben, um Leistung für Elektronik und/oder elektrische Systeme des Triebwerks und/oder Elektronik und/oder elektrische Systeme des Flugzeugs bereitzustellen. In dem gezeigten Beispiel ist das Hilfsaggregatgetriebe 110 an dem Kern 11 des Triebwerks 10 montiert, obwohl das Hilfsaggregatgetriebe 110 alternativ an dem Fan-Gehäuse 13a des Triebwerks 10 montiert sein kann.The
Das Ölsystem mit geschlossenem Kreislauf 128 ist konfiguriert, um dem Hilfsaggregatgetriebe 110 Schmieröl zuzuführen. Die durchschnittliche Temperatur von Schmieröl, das dem Hilfsaggregatgetriebe 110 zugeführt wird, kann unter Reiseflugbedingungen zwischen 75 °C und 120 °C sein, während die durchschnittliche Temperatur von Schmieröl, das aus dem Hilfsaggregatgetriebe 110 austritt, unter Reiseflugbedingungen zwischen 180 °C und 230 °C ist. Das erwärmte Schmieröl, das aus dem Hilfsaggregatgetriebe 110 austritt, strömt zu dem Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher 114, um Wärme von der erwärmten Schmierung zum Kraftstoff zu übertragen, bevor der Kraftstoff in den Brennraum 120 eingespritzt wird, wie vorstehend beschrieben. Die elektronische Triebwerkssteuerung 106 ist konfiguriert, um den Betrieb des Kraftstoff-Öl-Wärmetauschers 114 derart zu steuern, dass eine ausreichende Wärmeübertragung stattfindet, um mindestens eines von einer Temperatur des Kraftstoffs bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum 120 unter Reiseflugbedingungen und einer Viskosität des Kraftstoffs bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum 120 unter Reiseflugbedingungen wie vorstehend beschrieben einzustellen.The closed
Das Verfahren 300 kann das Übertragen 302 von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern umfassen, um eine Temperatur des Kraftstoffs auf einen Durchschnitt von zwischen 135 °C und 200 °C bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu erhöhen.The
Das Verfahren 300 kann das Übertragen 302 von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern umfassen, um eine Temperatur des Kraftstoffs auf einen Durchschnitt von zwischen 145 °C und 180 °C bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu erhöhen.The
Das Verfahren 300 kann das Übertragen 302 von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern umfassen, um eine Temperatur des Kraftstoffs auf einen Durchschnitt von zwischen 155 °C und 170 °C bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu erhöhen.The
Das Verfahren 300 kann das Übertragen 302 von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern umfassen, um eine Temperatur des Kraftstoffs auf einen Durchschnitt von 135 °C, 140 °C, 145 °C, 150 °C, 155 °C, 160 °C, 165 °C, 170 °C, 175 °C, 180 °C, 185 °C, 190 °C, 195 °C, 200 °C oder einen beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu erhöhen. In anderen Beispielen kann die übertragene Wärme wie hierin anderweitig definiert sein.The
Das Übertragen 402 von Wärme vom Öl auf den Kraftstoff kann ein Übertragen von 250-550 kW/m3 Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern unter Reiseflugbedingungen vor dem Bereitstellen des Kraftstoffs an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen umfassen.Transferring 402 heat from the oil to the fuel may include transferring 250-550 kW/m 3 of heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers under cruise conditions prior to providing the fuel to the plurality of fuel spray nozzles.
Das Übertragen 402 von Wärme vom Öl auf den Kraftstoff kann ein Übertragen von 300-500 kW/m3 Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern unter Reiseflugbedingungen vor dem Bereitstellen des Kraftstoffs an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen umfassen.Transferring 402 heat from the oil to the fuel may include transferring 300-500 kW/m 3 of heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers under cruise conditions prior to providing the fuel to the plurality of fuel spray nozzles.
Das Übertragen 402 von Wärme vom Öl auf den Kraftstoff kann ein Übertragen von 350-450 kW/m3 Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern unter Reiseflugbedingungen vor dem Bereitstellen des Kraftstoffs an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen umfassen.Transferring 402 heat from the oil to the fuel may include transferring 350-450 kW/m 3 of heat from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers under cruise conditions prior to providing the fuel to the plurality of fuel spray nozzles.
Das Übertragen 402 von Wärme vom Öl auf den Kraftstoff kann ein Übertragen von 200 kW/m3, 225 kW/m3, 250 kW/m3, 275 kW/m3, 300 kW/m3, 325 kW/m3, 350 kW/m3, 375 kW/m3, 400 kW/m3, 425 kW/m3, 450 kW/m3, 475 kW/m3, 500 kW/m3, 525 kW/m3, 550 kW/m3, 575 kW/m3, 600 kW/m3 Wärme oder einen beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern unter Reiseflugbedingungen vor dem Bereitstellen des Kraftstoffs an die Vielzahl von Kraftstoffsprühdüsen umfassen oder die Steuerung kann konfiguriert sein, um den einen oder die mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauscher zu deren Übertragung zu steuern. In anderen Beispielen kann die übertragene Wärme wie hierin anderweitig definiert sein.Transferring 402 heat from the oil to the fuel may involve transferring 200 kW/m 3 , 225 kW/m 3 , 250 kW/m 3 , 275 kW/m 3 , 300 kW/m 3 , 325 kW/m 3 , 350 kW/m 3 , 375 kW/m 3 , 400 kW/m 3 , 425 kW/m 3 , 450 kW/m 3 , 475 kW/m 3 , 500 kW/m 3 , 525 kW / m 3 , 550 kW/m 3 , 575 kW/m 3 , 600 kW/m 3 of heat, or any range defined between any two of these values, from oil to the fuel in the one or more fuel-oil heat exchangers under cruise conditions. prior to providing the fuel to the plurality of fuel spray nozzles, or the controller may be configured to control the one or more fuel-oil heat exchangers to transfer the same. In other examples, the heat transferred may be as otherwise defined herein.
Das Verfahren 500 kann das Übertragen von 502 von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern umfassen, um eine Viskosität des Kraftstoffs auf zwischen 0,58 mm2/s und 0,30 mm2/s bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen oder auf zwischen 0,50 mm2/s und 0,35 mm2/s bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu verringern.The
Das Verfahren 500 kann das Übertragen 502 von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern umfassen, um eine Viskosität des Kraftstoffs auf zwischen 0,54 mm2/s und 0,34 mm2/s bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu verringern.The
Das Verfahren 500 kann das Übertragen 502 von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern umfassen, um eine Viskosität des Kraftstoffs auf zwischen 0,50 mm2/s und 0,38 mm2/s bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu verringern.The
Das Verfahren 500 kann das Übertragen 502 von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern umfassen, um eine Viskosität des Kraftstoffs auf 0,48 mm2/s oder niedriger bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen oder weiter bevorzugt auf zwischen 0,40 mm2/s und 0,48 mm2/s oder noch weiter bevorzugt auf zwischen 0,42 mm2/s und 0,44 mm2/s zu verringernThe
Das Verfahren 500 kann das Übertragen 502 von Wärme von Öl auf den Kraftstoff in dem einen oder den mehreren Kraftstoff-Öl-Wärmetauschern umfassen, um eine Viskosität des Kraftstoffs auf 0,58, 0,57, 0,56, 0,55, 0,54, 0,53, 0,52, 0,51, 0,50, 0,49, 0,48, 0,47, 0,46, 0,45, 0,44, 0,43, 0,42, 0,41, 0,40, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31 oder 0,30 mm2/s oder einen beliebigen Bereich, der zwischen beliebigen zwei dieser Werte definiert ist, bei der Einspritzung des Kraftstoffs in den Brennraum unter Reiseflugbedingungen zu verringern. In anderen Beispielen kann die Kraftstoffviskosität wie hierin anderweitig definiert sein.The
Das Verfahren 200, 300, 400, 500, 600 von einer der
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 im Falle des gegenseitigen Ausschlusses kann jedes der Merkmale getrennt oder in Kombination mit beliebigen anderen Merkmalen eingesetzt werden, und die Offenbarung erstreckt sich auf alle Kombinationen und Unterkombinationen von einem oder mehreren hierin beschriebenen Merkmalen und schließt diese ein.It is to be understood that the invention is not limited to the embodiments described above and that various modifications and improvements may be made without departing from the concepts described herein. Except in the case of mutual exclusion, each of the features may be used separately or in combination with any other features, and the disclosure extends to and includes all combinations and sub-combinations of one or more features described herein.
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