DE19600679A1 - Schubtriebwerk für Flugzeuge mit Verbundzyklus - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Schubtriebwerke für Flug­ zeuge mit Compoundzyklus.

Es ist bekannt, daß Brennkraftmaschinen einen höheren thermischen Wirkungsgrad erreichen können als Gasturbinen­ triebwerke. Die geringere Größe und das geringere Gewicht von Gasturbinentriebwerken bei gegebenem Leistungsausgang bedeuten jedoch, daß diese Gasturbinentriebwerke allgemein gegenüber Brennkrafttriebwerken zum Antrieb von Flugzeugen bevorzugt werden.

Es sind bereits Versuche unternommen worden, die Vorteile von Brennkraftmaschinen und Gasturbinentriebwerken in sogenannten Verbundzyklus-Triebwerken zu vereinen. Ein solches Triebwerk ist in der GB 2 201 467 A beschrieben, und das Triebwerk weist einen Vorschubfan auf, der durch eine Brennkraftmaschine mit hin- und hergehenden Kolben über ein Getriebe angetrieben wird. Ein Kompressor empfängt einen Teil der vom Fan komprimierten Luft und richtet diese Luft in die Brennkraftmaschine, wo sie mit Brennstoff vermischt und die Mischung innerhalb der Maschine verbrannt wird. Die hieraus resultierenden Abgase werden dann benutzt, um eine Turbine anzutreiben, die ihrerseits einen Kompressor antreibt.

Der NASA-Report Nr. TM X-71906 "Preliminary Evaluation of a Turbine/Rotary Combustion Compound Engine for a Subsonic Transport" von Civinskas und Kraft, März 1976, beschreibt eine ähnliche Bauart von Verbundzyklus-Triebwerken. Bei diesem Triebwerk wird die herkömmliche Verbrennungsein­ richtung eines Turbofantriebwerks durch eine rotierende Brennkraftmaschine ersetzt. Anstelle von zwei konzentrisch angeordneten Einzelwellen sind hierbei Kompressor, die rotierende Maschine und die Turbine sämtlich auf einer einzigen Welle montiert. Der Fan des Triebwerks wird ebenfalls durch die Welle über ein geeignetes Getriebe angetrieben.

Einer der Hauptnachteile der Verbundturbofantriebwerke dieser allgemeinen Bauart, wie sie in den oben angegebenen Literaturstellen beschrieben sind, besteht darin, daß der Fan mechanisch mit der Abtriebswelle der Brennkraftmaschine verbunden ist. Dies erfordert die Benutzung eines Getriebes zwischen dem Fan und der Brennkraftmaschine, was im Hin­ blick auf Gewicht und Leistungsabsorption unerwünscht ist, die eine Folge hiervon sind. Ein weiteres schwerwiegendes Problem des in dem NASA-Report beschriebenen Triebwerks besteht darin, daß die direkte mechanische Verbindung von Fan, Brennkraftmaschine, Kompressor und Turbine wahr­ scheinlich Probleme einer aerodynamischen Fehlanpassung unter gewissen Arbeitsbedingungen ergibt. Dies wiederum führt zu Problemen der Kompressorarbeitsweise mit der Möglichkeit eines Pumpens des Kompressors. Ein Pumpen tritt gewöhnlich dann auf, wenn die Luftströmung durch den Kompressor abbricht, und dies kann zu einer potentiellen Beschädigung durch Umkehr der Luftströmung durch den Kompressor führen.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verbund- Zyklus-Triebwerk für Flugzeuge zu schaffen, bei welchem diese Nachteile im wesentlichen vermieden sind.

Die Erfindung geht aus von einem Flugtriebwerk mit einem Verbundzyklus, das einen Vortriebsfan und ein Kerntriebwerk aufweist, um den Fan anzutreiben, wobei das Kerntriebwerk einen Luftkompressor stromab des Fan aufweist und wenig­ stens eine Brennkraftmaschine vorgesehen ist, die kompri­ mierte Luft vom Kompressor enthält, wobei eine Nutz­ leistungsturbine von dem Abgasausfluß der wenigstens einen rotierenden Brennkraftmaschine angetrieben wird, und hierbei wird die gestellte Aufgabe dadurch gelöst, daß eine erste Welle antriebsmäßig die Nutzleistungsturbine mit dem Vortriebsfan verbindet und eine zweite Welle antriebsmäßig mit der wenigstens einen inneren rotierenden Brennkraft­ maschine und dem Luftkompressor verbunden ist.

Nachstehend werden Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand der beiliegenden Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen:

Fig. 1 eine schematische axiale Schnittansicht eines Mantelstrom-Schubtriebwerks mit Verbundzyklus gemäß der Erfindung,

Fig. 2 einen Schnitt nach der Linie A-A gemäß Fig. 1,

Fig. 3 eine schematische axiale Schnittansicht einer abgewandelten Ausführungsform eines Mantelstrom-Fantrieb­ werks mit Compoundzyklus gemäß der vorliegenden Erfindung.

In Fig. 1 ist mit dem Bezugszeichen 10 ein Mantelstrom- Schubtriebwerk für Flugzeuge mit einem Verbundzyklus bezeichnet, welches ein Kerntriebwerk 11 in einer langge­ streckten ringförmigen Verkleidung 12 aufweist. Das Kern­ triebwerk 11 treibt einen Vortriebsfan 13 an seinem strom­ aufwärtigen Ende an. Der Fan 13 ist allgemein von her­ kömmlicher Konstruktion, und er weist eine ringförmige Anordnung von radial verlaufenden stromlinienförmigen Schaufeln 14 auf, die auf einer gemeinsamen Nabe 15 mon­ tiert sind. Ein Nasenkonus 16, der an der stromaufwärtigen Seite der Nabe 15 angeordnet ist, gewährleistet eine glatte Luftströmung vom Einlaß 17 der Verkleidung 12 in den Fan 13 hinein.

Der Fan 13 dient dazu, die Luft unter Druck zu setzen, die in die Verkleidung 12 über den Einlaß 17 eingetreten ist. Die vom Fan 13 ausgeblasene Druckluftströmung wird in zwei Teile aufgeteilt. Der größere Anteil strömt über eine ringförmige Anordnung von Leitschaufeln 18, die zwischen dem Kerntriebwerk 11 und der Verkleidung 12 verlaufen, bevor dieser Anteil in einen Ringkanal 19 eintritt, der zwischen dem Kerntriebwerk 11 und der Verkleidung 12 gebildet ist. Diese Luftströmung vermischt sich dann mit den heißen Abgasen, die vom stromabwärtigen Ende 20 des Kerntriebwerks 11 ausgestoßen werden, bevor der Misch­ gasstrom aus einer Düse 21 austritt, die durch das strom­ abwärtige Ende der Verkleidung 12 definiert wird, wodurch ein Vortriebsschub erzeugt wird.

Obgleich bei diesem Ausführungsbeispiel die Verkleidung 12 sich stromab über das stromabwärtige Ende 20 des Kern­ triebwerks 11 erstreckt, ist es klar, daß in gewissen Fällen dies nicht immer notwendig ist. Die Verkleidung 12 könnte auch kürzer sein und stromauf des stromabwärtigen Endes 20 des Kerntriebwerks enden. Außerdem könnte es erwünscht sein, die Verkleidung 12 insgesamt wegzulassen und den Fan 13 durch einen Propeller oder einen sogenannten Propfan zu ersetzen. Infolgedessen soll der Ausdruck "Fan", wie er in der vorliegenden Beschreibung und in den Ansprüchen benutzt wird, auch Propeller und Propfans umfassen.

Das Kerntriebwerk 11 ist mit einer Verkleidung versehen, um eine glatte radial äußere Oberfläche 22 zu bilden, welche die radial innere Begrenzung des ringförmigen Luftkanals 19 bildet.

Der verbleibende kleinere Anteil der Druckluftströmung, die vom Fan 13 ausgeblasen wird, wird auf einen Axialströmungs­ kompressor 23 gerichtet, der am stromaufwärtigen Ende des Kerntriebwerks 11 angeordnet ist. Der Kompressor 23 ist von herkömmlicher Bauart und umfaßt in Achsrichtung abwechselnd ringförmige Anordnungen von Rotorschaufeln und Statorschau­ feln. Die am stromabwärtigen Ende des Kompressors 23 aus­ tretende Druckluft wird in drei im gleichen Umfangsabstand angeordnete axial verlaufende Kanäle 24 eingeleitet, die auf der äußeren Oberfläche 22 des Kerntriebwerks 11 ange­ ordnet sind. Jeder der Kanäle 24, die deutlicher aus Fig. 2 ersichtlich sind, richtet die komprimierte Luft in eine Einlaßöffnung 25 jeweils einer von drei gleichen axial ausgerichteten rotierenden Brennkraftmaschinen 26, die innerhalb des Kerntriebwerks 11 angeordnet sind.

Jede der rotierenden Brennkraftmaschinen 26 ist von der konventionellen "Wankel"-Bauart mit direkter Einspritzung geschichteter Ladung und umfaßt einen Rotor 27, der sich exzentrisch um eine gemeinsame Hohlwelle 28 innerhalb eines Gehäuses 29 dreht und dadurch diese Welle 28 antreibt. Der Rotor 27 besitzt ein zentrales Loch 30, welches verzahnt ist (nicht dargestellt), um mit entsprechenden Zähnen (ebenfalls nicht dargestellt) in Eingriff zu stehen, die auf der radial äußeren Oberfläche der Welle 28 angeordnet sind.

Es wird Brennstoff in die komprimierte Luftströmung un­ mittelbar vor ihrem Eintritt in den Einlaß 25 durch nicht dargestellte konventionelle Mittel eingespritzt. Dieses Brennstoff/Luft-Gemisch wird weiter durch die rotierende Bewegung des Rotors 27 verdichtet, bevor das Gemisch durch eine Zündvorrichtung 31 gezündet wird. Die resultierenden Verbrennungsprodukte dehnen sich dann aus und treiben den Rotor 27 an, bevor die Gase durch eine Abgasöffnung 32 ausgeblasen werden. Die Austrittsöffnung 32 liegt längs der Einlaßöffnung 25 und richtet die Verbrennungsprodukte in einen Abgaskanal 33.

Es gibt drei Abgaskanäle 33, und zwar ist jeweils einer jeder rotierenden Brennkraftmaschine 26 zugeordnet. Sie erstrecken sich in einer axial stromabwärtigen Richtung längs der äußeren Oberfläche 22 des Kerntriebwerks 11, um am stromaufwärtigen Ende einer Axialströmungsturbine 34 zu enden. Die Abgaskanäle 33 richten die Verbrennungsprodukte in die Turbine 34, so daß sich die Verbrennungsprodukte durch die Turbine ausdehnen und dadurch die Turbine 34 antreiben. Dann werden die Verbrennungsprodukte vom strom­ abwärtigen Ende 20 des Kerntriebwerks 11 ausgeblasen, und sie vermischen sich, wie oben erwähnt, mit der Luft und verstärken dadurch den Schub, der durch die Luftströmung durch den Kanal 19 erzeugt wird.

Die rotierenden Brennkraftmaschinen 26 erzeugen im Betrieb Wärme, die zur Vermeidung einer Überhitzung verteilt werden muß. Dies wird durch eine Vielzahl von Rippen 35 erreicht, die integral mit dem Maschinengehäuse 29 ausgebildet sind und sich in radialer Richtung in den ringförmigen Luft­ strömungskanal 29 hinein erstrecken. Die durch den Kanal 19 abströmende Luft kühlt die Rippen und demgemäß die rotie­ renden Brennkraftmaschinen 26. Der Anstieg der Temperatur der Luftströmung durch den Kanal 19, der von diesem ther­ mischen Austausch herrührt, ergibt eine erwünschte Ver­ besserung des thermodynamischen Gesamtwirkungsgrades des Triebwerks 10. Eine andere Möglichkeit der Kühlung der rotierenden Brennkraftmaschinen 26 besteht darin, Kühlluft vom Kompressor 23 über Kanäle zu leiten, die im Gehäuse der Maschinen 26 angeordnet sind, und dann diese Luft direkt in die Turbine 34 einzuleiten, wodurch die Notwendigkeit für Fins 35 vermieden wird.

Die Turbine 34 ist antriebsmäßig mit dem Fan 13 über eine axial verlaufende Welle 36 verbunden, die konzentrisch zu der Hohlwelle 28 liegt. Infolgedessen bildet die Turbine 34 den einzigen Antrieb für den Fan 13. Unter gewissen Um­ ständen kann es erwünscht sein, daß die Turbine 34 den Fan 13 über ein geeignetes Getriebe antreibt.

Demgemäß besteht keine direkte mechanische Verbindung zwischen den rotierenden Brennkraftmaschinen 26 und dem Fan 13. Die Hohlwelle 28, die durch die rotierenden Brenn­ kraftmaschinen 26 angetrieben wird, verbindet die Maschinen 26 antriebsmäßig mit dem Axialströmungskompressor 23. Es ist daher ersichtlich, daß nur eine geringe Wahrscheinlich­ keit einer betriebsmäßigen Mißanpassung der verschiedenen Komponenten des Triebwerks 10 erfolgen kann, da der Aufbau, der von den rotierenden Brennkraftmaschinen 26 und dem Kompressor 23 gebildet wird, mechanisch unabhängig von dem Aufbau ist, der von der Turbine 34 und dem Fan 13 gebildet wird. Dies führt wiederum dazu, daß das Triebwerk mit einem höheren Wirkungsgrad arbeiten kann, als es der Fall wäre, wenn ein Kompromiß in der Komponentenanpassung notwendig wäre.

Unter gewissen Umständen kann es erwünscht sein, den Wirkungsgrad des Triebwerks 10 noch weiter durch Benutzung eines Zwischenkühlers zu verbessern. Ein solcher Zwischen­ kühler 36′ ist in Fig. 3 gezeigt. Der Zwischenkühler 36′ liegt im Luftströmungskanal 19, so daß er dem einen Anteil der Luftströmung ausgesetzt ist, die durch den Kanal 19 abfließt. Es sind drei Zwischenkühler 36′ vorgesehen, von denen jeweils einer einem der Luftkanäle 24 zugeordnet ist, die den Kompressor 23 mit den rotierenden Brennkraft­ maschinen 26 verbinden. Demgemäß wird die vom Kompressor 23 gelieferte Luft, die während des Kompressionsvorgangs erhitzt wurde, durch die Kanäle 24 in die Zwischenkühler 36′ gerichtet. Dort befindet sich die Luft in Wärmeaus­ tausch mit der relativ kühlen Luft, die durch den Kanal 19 abströmt. Die gekühlte Luft wird dann in die rotierenden Brennkraftmaschinen 26 über Kanäle 24a eingeleitet. Die auf diese Weise erfolgende Abkühlung führt zu einer weiteren Verbesserung des Gesamtwirkungsgrades des Triebwerks 10.

Das Schubtriebwerk 10 mit Verbundzyklus schafft gemäß der vorliegenden Erfindung ein Turbofantriebwerk, welches leicht und kompakt aufgebaut ist und welches dadurch zum Antrieb von Flugzeugen geeignet ist und den thermischen Wirkungsgrad einer rotierenden Brennkraftmaschine besitzt. Infolgedessen besitzt das Triebwerk 10 die Vorteile her­ kömmlicher Gasturbinentriebwerke, was Gewicht und Größe anbelangt, und außerdem hat es den Vorteil eines geringen Brennstoffverbrauchs eines Otto-Motors.

Claims (9)

1. Schubtriebwerk für Flugzeuge mit Verbundzyklus, mit einem Vortriebsfan und einem Kerntriebwerk zum Antrieb des Fan, wobei das Kerntriebwerk einen Luftkompressor stromab des Fan, wenigstens eine rotierende Brennkraft­ maschine, die die komprimierte Luft vom Kompressor empfängt, und eine Turbine aufweist, die die Abgase von der wenig­ stens einen rotierenden Brennkraftmaschine empfängt und hiervon angetrieben wird, dadurch gekennzeichnet, daß eine erste Welle (36) antriebs­ mäßig die Turbine (34) und den Vortriebsfan (13) verbindet und eine zweite Welle (28) antriebsmäßig die wenigstens eine rotierende Brennkraftmaschine (26) und den Luft­ kompressor (23) verbindet.

2. Schubtriebwerk für Flugzeuge mit Verbundzyklus nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Fan (13) von einer Ver­ kleidung (12) umschlossen ist.

3. Schubtriebwerk für Flugzeuge mit Verbundzyklus nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Verkleidung (12) und das Kerntriebwerk (11) zusammen einen ringförmigen Luftströ­ mungskanal (19) definieren.

4. Schubtriebwerk für Flugzeuge mit Verbundzyklus nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das Kerntriebwerk (11) drei rotierende Brennkraftmaschinen (26) umfaßt.

5. Schubtriebwerk für Flugzeuge mit Verbundzyklus nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die erste und die zweite Welle (36, 28) konzentrisch zueinander angeordnet sind.

6. Schubtriebwerk für Flugzeuge mit Verbundzyklus nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die wenigstens eine rotierende Brennkraftmaschine (26) mit Kühlrippen (35) versehen ist, die so angeordnet sind, daß sie in den Strömungskanal der Luft einstehen, die vom Fan (13) ausgeblasen wird.

7. Schubtriebwerk für Flugzeuge mit Verbundzyklus nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß wenigstens ein Zwischenkühler (36′) im Strömungspfad der vom Fan (13) ausgeblasenen Luft angeordnet ist, wobei der Zwischenkühler (36′) so ange­ ordnet ist, daß wenigstens ein Teil der vom Fan (13) ausgeblasenen Luft mit der vom Kompressor (23) gelieferten Luft in Wärmeaustauschbeziehung steht, bevor die Luft vom Kompressor (23) in die wenigstens eine rotierende Brenn­ kraftmaschine (26) eingeleitet wird.

8. Schubtriebwerk für Flugzeuge mit Verbundzyklus nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Kompressor (23) ein Axial­ strömungskompressor ist.

9. Schubtriebwerk für Flugzeuge mit Verbundzyklus nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Turbine (34) eine Axial­ strömungsturbine ist.