DE19600679B4

DE19600679B4 - Schubtriebwerk für Flugzeuge mit Verbundzyklus

Info

Publication number: DE19600679B4
Application number: DE19600679A
Authority: DE
Inventors: John Whurr
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 1995-03-18
Filing date: 1996-01-10
Publication date: 2008-04-17
Anticipated expiration: 2016-01-11
Also published as: GB2301632B; DE19600679A1; GB9505525D0; US5692372A; GB2301632A

Abstract

Verbundtriebwerk für Flugzeuge, welches in Strömungsrichtung hintereinander folgende Teile aufweist:
– einen Fan und ein Kerntriebwerk, bestehend aus
– einem Kompressor;
– einer Verbrennungseinrichtung und
– einer Turbine
wobei
– der Fan (13) über eine erste Welle (36) mit der diesen antreibenden Turbine (34) verbunden ist;
– der Kompressor (23) über eine zweite von der ersten Welle (36) unabhängigen Welle (28) mit der als Drehkolbenmotor (26) ausgebildeten Verbrennungseinrichtung verbunden ist, dessen Abgase die Turbine (34) antreiben.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein mit einem Antriebsfan ausgerüstetes Strahltriebwerk zum Antrieb von Flugzeugen. Bei einem üblichen Fantriebwerk, wie es beispielsweise beschrieben ist in „The Jet Engine", Fourth Edition, Rolls-Royce plc., Great Britain, 1986, Page 6, wird die vom Fan und nachgeschalteten Kompressoren komprimierte Luft einer Verbrennungsvorrichtung zugeführt, in der ein gespritzter Brennstoff verbrannt wird. Die Verbrennungsgase werden in nachgeschalteten Turbinenstufen entspannt, und die Turbinen treiben über konzentrisch angeordnete Wellen den Fan und die diesem nachgeschalteten Kompressorstufen an.
Derartige Gasturbinentriebwerke haben bei gegebenem Leistungsausgang im Vergleich mit Brennkraftmaschinen eine geringere Größe und ein geringeres Gewicht, was sich bei Antrieb von Flugzeugen als vorteilhaft erweist. Brennkraftmaschinen hingegen können einen höheren thermischen Wirkungsgrad erreichen als Gasturbinentriebwerke. Es sind daher bereits Versuche unternommen worden, die Vorteile von Brennkraftmaschinen und Gasturbinentriebwerken in sogenannten Verbundzyklus-Triebwerken zu vereinen. Ein derartiges in der GB 2 201 467A beschriebenes Verbundtriebwerk weist einen Fan auf, der durch eine Brennkraftmaschine mit einem Kolbenmotor 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 das Gemisch innerhalb der Maschine verbrannt wird. Die Abgase der Brennkraftmaschine treiben eine Turbine an, die ihrerseits einen Kompressor antreibt.
Durch die DE-A-26 25 111 ist ein Flugtriebwerk beschrieben, bei dem die Brennkraftmaschine auch als Drehkolbenmotor ausgebildet sein kann. In beiden Fällen wird jedoch der Fan bzw. die Luftschraube direkt von der Brennkraftmaschine angetrieben, was zur Folge hat, daß das Triebwerk nicht über den gesamten Betriebsbereich mit einem vernünftigen Wirkungsgrad arbeiten kann. Dies ist eine Folge des Fehlens einer vollständigen Komponentenanpassung der verschiedenen Teile des Triebwerks und des Propellers bzw. des Fans, der hierdurch angetrieben wird. Wenn z.B. die Brennkraftmaschine mit einer Drehzahl läuft, die den höchsten Wirkungsgrad gewährleistet, dann kann der Propeller nicht mit einer Drehzahl mit hohem Wirkungsgrad laufen, und umgekehrt ist es ebenso. Es ist versucht worden, dieses Problem dadurch zu lösen, daß ein Getriebe zwischen Motor und Propeller vorgesehen wird oder einen Drehkolbenmotor mit größeren Abmessungen und größerem Gewicht vorzusehen. Diese beiden Lösungsversuche haben sich im Hinblick auf Gewicht, Wirkungsgrad und Kosten als unzweckmäßig erwiesen.
Eine ähnliche Bauart eines Verbundtriebwerks ist in dem NASA-Report Nr. TM X-71906 „Preliminary Evaluation of a Turbine/Rotarg Combustion Compound Engine for a Subsonic Transport" beschrieben. Hierbei wird die Verbrennungseinrichtung durch eine Brennkraftmaschine ersetzt, und die rotierende Brennkraftmaschine und Kompressor und Turbine sind sämtlich auf einer einzigen Welle montiert. Auch der Fan des Triebwerks wird durch diese einzige Welle über ein Getriebe angetrieben. Auch hierbei ergeben sich Probleme hinsichtlich einer aerodynamischen Fehlanpassung unter bestimmten Betriebsbedingungen, wobei die Möglichkeit eines Pumpens des Kompressors nicht auszuschließen ist.
Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein zum Antrieb von Flugzeugen geeignetes Verbundtriebwerk zu schaffen, das bei vergleichsweise geringem Gewicht und kompaktem Aufbau einen günstigen thermischen Wirkungsgrad bei geringem Brennstoffverbrauch aufweist.
Gelöst wird die gestellte Aufgabe durch die Gesamtheit der im Patentanspruch 1 angegebenen Merkmale.
Die vorliegende Erfindung schafft demgemäß eine völlig neuartige Lösung des Problems unter Benutzung eines Drehkolbenmotors in einem Flugtriebwerk, wobei bewußt die übliche Konstruktion vermieden ist, bei der der Motor direkt oder über ein Getriebe einen Propeller oder einen Fan antreibt. Stattdessen wird unter Verzicht auf jede direkte mechanische Verbindung zwischen Fan und Brennkraftmaschine der Fan direkt mit der Nutzleistungsturbine verbunden, die durch die Abgase der als Drehkolbenmotor ausgebildeten Brennkraftmaschine angetrieben wird. Die Verbindung zwischen Nutzleistungsturbine und Fan erfolgt über die erste Welle, während der Antrieb zwischen Brennkraftmaschine und Kompressor über die zweite von der ersten Welle unabhängige Welle erfolgt. Der Drehkolbenmotor besitzt demgemäß zwei Funktionen, und er treibt einerseits den Kompressor an und andererseits werden die Abgase zum Antrieb der Turbine benutzt, die ihrerseits den Fan antreibt.
Ausgestaltungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.
Nachstehend werden Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand der beiliegenden Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen:
1 eine schematische axiale Schnittansicht eines Mantelstrom-Schubtriebwerks mit Verbundzyklus gemäß der Erfindung,
2 einen Schnitt nach der Linie A-A gemäß 1,
3 eine schematische axiale Schnittansicht einer abgewandelten Ausführungsform eines Mantelstrom-Fantriebwerks mit Compoundzyklus gemäß der vorliegenden Erfindung.
In 1 ist mit dem Bezugszeichen 10 ein Mantelstrom-Schubtriebwerk für Flugzeuge mit einem Verbundzyklus bezeichnet, welches ein Kerntriebwerk 11 in einer langgestreckten ringförmigen Verkleidung 12 aufweist. Das Kerntriebwerk 11 treibt einen Vortriebsfan 13 an seinem stromaufwärtigen Ende an. Der Fan 13 ist allgemein von herkömmlicher Konstruktion, und er weist eine ringförmige Anordnung von radial verlaufenden stromlinienförmigen Schaufeln 14 auf, die auf einer gemeinsamen Nabe 15 montiert 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 Mischgasstrom aus einer Düse 21 austritt, die durch das stromabwärtige 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 Kerntriebwerks 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 Axialströmungskompressor 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 Statorschaufeln. Die am stromabwärtigen Ende des Kompressors 23 austretende Druckluft wird in drei im gleichen Umfangsabstand angeordnete axial verlaufende Kanäle 24 eingeleitet, die auf der äußeren Oberfläche 22 des Kerntriebwerks 11 angeordnet sind. Jeder der Kanäle 24, die deutlicher aus 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 unmittelbar 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 stromabwärtigen 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 Luftströmungskanal 29 hinein erstrecken. Die durch den Kanal 19 abströmende Luft kühlt die Rippen und demgemäß die rotierenden Brennkraftmaschinen 26. Der Anstieg der Temperatur der Luftströmung durch den Kanal 19, der von diesem thermischen Austausch herrührt, ergibt eine erwünschte Verbesserung 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 Umständen 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 Brennkraftmaschinen 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 Zwischenkühler 36' ist in 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 Brennkraftmaschinen 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 Wärmeaustausch 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 herkömmlicher Gasturbinentriebwerke, was Gewicht und Größe anbelangt, und außerdem hat es den Vorteil eines geringen Brennstoffverbrauchs eines Otto-Motors.

Claims

Verbundtriebwerk für Flugzeuge, welches in Strömungsrichtung hintereinander folgende Teile aufweist: – einen Fan und ein Kerntriebwerk, bestehend aus – einem Kompressor; – einer Verbrennungseinrichtung und – einer Turbine wobei – der Fan (13) über eine erste Welle (36) mit der diesen antreibenden Turbine (34) verbunden ist; – der Kompressor (23) über eine zweite von der ersten Welle (36) unabhängigen Welle (28) mit der als Drehkolbenmotor (26) ausgebildeten Verbrennungseinrichtung verbunden ist, dessen Abgase die Turbine (34) antreiben.
Verbundtriebwerk nach Anspruch 1, bei welchem der Fan (13) und das Kerntriebwerk (11) von einer Verkleidung (12) umschlossen sind, die einen ringförmigen Strömungskanal (19) definiert, der in einer die Mischgasströmung von Kerntriebwerksabgasen und Fanluft ausstoßenden Schubdüse (21) endet.
Verbundtriebwerk nach Anspruch 1, bei welchem der Drehkolbenmotor dreistufig ausgebildet ist.
Verbundtriebwerk nach Anspruch 1, bei welchem die erste Welle (36) von der konzentrisch angeordneten zweiten Welle (28) umschlossen ist.
Verbundtriebwerk nach den Ansprüchen 1 bis 4, bei welchem der Drehkolbenmotor (26) mit Kühlrippen (35) versehen ist, die in den die Fanluft führenden Strömungskanal (19) einstehen.
Verbundtriebwerk nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem wenigstens ein Zwischenkühler (36') im Strömungskanal der vom Fan (13) ausgeblasenen Luft derart angeordnet 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 den Drehkolbenmotor (26) eingeleitet wird.
Verbundtriebwerk nach Anspruch 1, bei welchem Kompressor (23) und Turbine (34) Axialströmungsmaschinen sind.