DE2831802C2

DE2831802C2 -

Info

Publication number: DE2831802C2
Application number: DE2831802A
Authority: DE
Inventors: Arthur Paul Cincinnati Ohio Us Adamson; Elmore Verne Montgomery Ohio Us Sprunger
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1977-07-25
Filing date: 1978-07-19
Publication date: 1990-07-05
Also published as: DE2831802A1; FR2398891B1; AU3710278A; AU519600B2; US4222235A; IT1097388B; IL54895A; GB1602699A; IT7826025A0; JPS6153545B2; JPS5440912A; FR2398891A1

Description

Die Erfindung betrifft ein Gasturbinentriebwerk gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 und ein Verfahren gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 7. Ein derartiges Gas turbinentriebwerk und Verfahren sind aus der US-PS 36 77 012 bekannt.

Die Antriebssysteme gebräuchlicher Flugzeuge, die üblicherweise von einer Startbahn aus starten und landen, sind derart bemessen, daß das maximale Triebwerkschub/Flugzeuggewicht-Verhältnis etwa bei 0,3 bis 0,4 liegt, wobei der spezifische Brennstoff verbrauch (SFC) bei diesen Schubwerten verhältnismäßig hoch ist. Das Triebwerk ist aber derart ausgelegt, daß bei dem für Marschflug erforderlichen Schubwert der spezifische Brennstoffverbrauch sich einem Minimum nähert.

Beim Bau eines senkrecht startenden und landenden Flugzeuges (VTOL) wird das Antriebssystem derart aus gelegt, daß es einen Schub erzeugt, der größer als das Gewicht des Flugzeuges ist. Es hat sich aber heraus gestellt, daß ein übliches in dieser Weise ausgelegtes Triebwerk für einen wirtschaftlichen Marschflug oder für Langsambetrieb im Horizontalflug wesentlich zu groß ist. Das bedeutet, daß das verhältnismäßig große Triebwerk in einem solchen Maße heruntergeregelt werden muß, daß es tatsächlich weitab von seiner Nenn leistung und damit mit einem großen spezifischen Brenn stoffverbrauch arbeitet.Die Schwierigkeiten der senkrecht startenden und landenden Flugzeuge werden weiterhin dadurch erhöht, daß auch nach der Abstellung eines der Triebwerke ein solches Flugzeug sicher vertikal landen können muß.

Verschiedene Versuche zur Lösung dieses Problems sind aus dem einen oder anderen Grund unbefriedigend geblie ben. Der Gedanke, eine Anzahl Gasgeneratoren zu ver wenden und einen oder mehrere von diesen bei Marsch flugbetrieb abzustellen, löst zwar das Problem des spezifischen Brennstoffverbrauches; er ist aber des halb unzweckmäßig, weil während des Großteiles des Fluges unwirtschaftlicherweise eine Anzahl abge stellter Triebwerke mitgeschleppt werden müssen. Außerdem haben Piloten im allgemeinen ein Vorurteil dagegen, Trieb werke im Flug unnötigerweise abzustellen.

Ein anderer Vorschlag bezieht sich auf die Verwendung von Kombinationen von niederen Bläserdruckverhältnissen für große Abweichungsraten. Bei diesem Verfahren wird der spezifische Brennstoffverbrauch in einem gewissen Maß verringert; er wird aber nicht auf die Nähe des minimalen Nenn-Brennstoffbedarfes herabgesetzt, wie dies erwünscht wäre. Außerdem wird hierbei ein unverhältnismässig großer Bläser benötigt.

Ferner ist aus der CH-PS 2 46 174 ein Triebwerk für Flugzeuge bekannt, das neben einem Hauptdüsenaggregat mit einem Gebläse, einer Brennkammer, einer Gasturbine und einer Aus trittsdüse noch ein Nebendüsenaggregat enthält, das nur eine Brennkammer und ein Gebläse aufweist. Hierbei sind aber keine unterschiedlichen Betriebszustände möglich, da das Hauptdüsenaggregat eine Einwellen-Turbine ohne Bypass dar stellt.

Es ist Aufgabe der Erfindung, ein Gasturbinentriebwerk für Flugzeuge und ein Verfahren zu dessen Betrieb zu schaffen, das für vertikales Starten und Landen sowie für einen wirtschaft lichen Betrieb unter Marschflug- und Langsamflugbedingungen geeignet ist, eine minimale Anzahl von Triebwerken erfordert und es gestattet, die Größe des oder der verwendeten Bläser zu begrenzen, wobei ein Triebwerk bei diesem Einsatz wahlweise derart eingestellt werden kann, daß sich ein minimal spezifischer Brennstoffverbrauch unter Langsamflug- oder Marschflugbedingungen ergibt.

Die Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die Maßnahmen gemäß dem Patentanspruch 1 bzw. 7 gelöst.

Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen gekennzeichnet.

Die mit der Erfindung erzielbaren Vorteile bestehen insbe sondere darin, daß die erzeugbare Schubleistung mit gutem Wirkungsgrad an unterschiedliche Betriebsbedingungen ange paßt werden kann. So wird beim Starten und Landen die Niederdruck-Brennkammer in Betrieb gesetzt, damit das Bläser system im wesentlichen von der Niederdruckstufe angetrieben wird, während das Kerntriebwerk im wesentlichen umgangen wird. Bei Unterschallflug- und Langsamflugbedingungen dagegen wird die Niederdruck-Brennkammer abgeschaltet, während das Kerntriebwerk mit hohem Druck und hoher Temperatur arbeitet, um einen wesentlichen Anteil der Antriebsenergie für das entfernt angeordnete Bläsersystem über eine Hilfsturbine zu liefern, die mit der Niederdruckwelle über ein Getriebe verbunden ist. Der Rest der Niederdruck-Wellenleistung wird aus der Niederdruckturbine entnommen, welche ihr Antriebs mittel sowohl aus dem Bypasskanal als auch aus dem Auslaß des Kerntriebwerks erhält.

Die Erfindung wird nun anhand der Beschreibung und Zeichnung von Ausführungsbeispielen näher erläutert. Es zeigen:

Fig. 1 eine schematische Darstellung von einem Gasturbinen triebwerk gemäß einem Ausführungsbeispiel,

Fig. 2 eine schematische Darstellung von einem Gasturbinen triebwerk gemäß einem anderen Ausführungsbeispiel und

Fig. 3 ein Diagramm zum Vergleich des spezifischen Brenn stoffverbrauchs in Abhängigkeit vom Schub bei einem üblichen Triebwerk für einen Senkrechtstarter und einem erfindungsgemäßen Triebwerk.

Fig. 1 zeigt ein Turbofantriebwerk 11 mit einem Kerntrieb werk 12, das mit einer Tragkonstruktion oder einem Gehäuse 13 in einem kreisringförmigen Bläsergehäuse 14 derart ange ordnet ist, daß es gemeinsam mit diesem einen dazwischen liegenden Bypasskanal 15 begrenzt. Das Kerntriebwerk 12 ist mit einem Hochdruckverdichter 16, einer Brennkammer 17 und einer Hochdruckturbine 18 versehen, die längs eines einen Einlaß 19 und einen Auslaß 21 aufweisenden ringförmigen Strömungsweges des Kerntriebwerks 12 strömungsmäßig hinter einander angeordnet sind.

Der HD-Verdichter 16 und die HD-Turbine 18 sind durch eine Welle 22 des Basistriebwerkes miteinander verbunden.

Unmittelbar strömungsabwärts von der Hochdruckturbine 18 ist eine Niederdruck- oder Hilfsturbine 23 ange ordnet, die mittels eines Untersetzungsgetriebes 26 mit einer Niederdruckwelle 24 verbunden ist. Die Nieder druckwelle 24 ist in dem Gehäuse 13 unabhängig von der Kerntriebwerkswelle 22 in an sich bekannter Weise drehbar gelagert. Auf das vordere Ende der Niederdruck welle 24 ist ein Niederdruckverdichter 27 drehfest aufge setzt, der sich im wesentlichen radial über einen ring förmigen Einlaßkanal 28 erstreckt, welcher auf seiner Außenseite durch das Bläsergehäuse 14 und auf seiner Innen seite durch eine stromlinienförmige Nabe 29 begrenzt ist.

Vor dem Niederdruckverdichter 27 sind eine Anzahl Ein laßleitschaufeln 31,vorzugsweise mit verstellbarem Anstellwinkel, angeordnet, die es gestatten, die Luft einströmung in den Einlaß 19 wahlweise zu beeinflus sen. Der Niederdruckverdichter 27 , der die Luft vor ihrem Einströmen in den Bypasskanal 15 und in den Verdichtereinlaß 19 verdichtet, wird von der Nieder druckwelle 24 angetrieben, die ihrerseits ihre Antriebs energie sowohl von der Hilfsturbine 23 als auch von einer verhältnismäßig großen Niederdruckturbine 32 erhält, wobei die spezielle Arbeitsaufteilung entsprechend einem vorbestimmten Schema erfolgt, wie dies noch beschrieben werden wird.

Wie aus Fig. 1 zu ersehen ist, erweitert sich der Bypass kanal 15 in seinem hinter dem Kerntriebwerk 12 liegenden Teil in seiner ringförmigen Querschnittsfläche derart, daß eine Brennkammer 33 vor der Niederdruckturbine 32 ausgebildet wird. An den Abgasauslaß 21 der Hilfs turbine 23 ist ein üblicher Mischer 34 angeschlossen, der eine Mischung des Arbeitsmediums erzeugt, die eine für den Eintritt in die Niederdruckturbine 32 aus reichend gleichmäßige Temperatur sowie ein dafür aus reichend gleichmäßiges Druckprofil aufweist. In der Brennkammer 33 sind unmittelbar stromabwärts von dem Mischer 34 eine Anzahl Brenner 36 angeordnet, die zerstäubten Brennstoff in die Brennkammer 33 einspeisen, um damit die Verbrennung zu erleichtern, wobei die sich ergebenden heißen Gase durch die Niederdruckturbine 32 strömen und an diese Energie abgeben. Am Eingang der Niederdruckturbine 32 sind eine Anzahl verstellbarer Turbinendüsen 37 vorgesehen, um die Menge der in die Niederdruckturbine 32 einströmenden Luft wahlweise steuern zu können.

Mit dem hinteren Ende der Niederdruckwelle 24 ist über eine Freilaufkupplung 40 ein Antriebs-Kegelrad 38 drehfest gekuppelt, dem von ihm angetriebene Kegel zahnräder 39, 41 zugeordnet sind, welche drehfest mit Antriebswellen 42, 43 verbunden sind. Jede der Antriebs wellen 42, 43 treibt über eine mechani sche Verbindung, wie etwa Kegelzahnräder 46, 47 oder dergl. einen entfernt angeordneten Bläser 44 an. Jeder der entfernt angeordneten Bläser 44 weist ein verstellbares Einlaß-Leitschaufelsystem 48 auf, das zu Steuerzwecken während des Landens und Startens so wie für einen geringeren Durchsatz im Langsamflug sowie bei Marschflug dient.

Obwohl ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel mit zwei entfernt angeordneten Bläsern 44 beschrieben ist, die durch zwei von der Mittellinie des Triebwerks einander gegenüberliegend abgehende Antriebswellen 42, 43 angetrieben sind, kann natur gemäß jede beliebige Anzahl solcher eigener Bläser um das Hauptturbofantriebwerk 11 herum angeordnet oder "verschachtelt" werden, wobei die Bläser dann von der Niederdruckwelle 24 aus über verschiedene entsprechende Einrichtungen, wie beispielsweise einen hydraulischen Antrieb, angetrieben sein können. Wenn andererseits mehr als ein Turbofantriebwerk 11 vorhanden ist, wobei dann jedem der Triebwerke eine Anzahl solcher eigener, entfernt angeordneter Bläser 44 zugeordnet ist, können diese entfernt angeordneten Bläser 44 durch Querwellen miteinander verbunden sein, welche sich zwischen den einzel nen Turbofantriebwerken 11 so erstrecken, daß, wenn eines der Turbofantriebwerke ausfällt, dessen im Abstand angeordnete Bläser von einem anderen Turbofantriebwerk aus angetrieben werden.

In Fig. 2 ist ein anderes Ausführungsbeispiel dargestellt, bei dem das von dem hinteren Ende der Niederdruckwelle 24 ausgehende Bläsersystem weggelassen und durch eine vordere Verlängerung 49 der Niederdruckwelle 24 sowie einen einzigen großen Bläser 51 ersetzt ist, der vor dem Niederdruckverdich ter 27 konzentrisch zu diesem angeordnet ist. In die Wellen verbindung ist eine Kupplung 52 eingefügt, die es gestattet, den Bläser 51 abzukuppeln, so daß dieser während bestimmter Betriebsperioden freilaufend ist. Ein Kegelradgetriebe 53 mit zugeordneten Antriebswellen 54, 56 dient zur Triebwerks querverbindung während eines Triebwerksausfalls oder zum Antrieb eines anderen entfernt angeordneten Bläsers 57.

Das beschriebene Triebwerk mit veränderlichen Betriebszu ständen arbeitet wie folgt:

Während des Senkrechtstartes wird ein großer Schub be nötigt, wie dies durch den Punkt A in Fig. 3 veran schaulicht ist. Deshalb sind sowohl das kleine Kerntriebwerk 12 als auch das größere Niederdrucksystem mit den Brennern 36 in Betrieb. Bei dieser Betriebsweise liefert der Nie derdruckverdichter 27 verdichtete Luft sowohl in den Bypasskanal 15 als auch in den Kerntriebwerkseinlaß 19. Das Kerntriebwerk 12 verdichtet und erwärmt diese Luft weiter auf einen hohen Druck und eine hohe Temperatur und stößt diese Gase, während über die Hilfsturbine 23 im wesentlichen keine Arbeit geleistet wird, in den Mischer 34 aus, wo sie mit der verhältnismäßig kalten Luft aus dem Bypasskanal 15 vermischt werden.

Die verhältnismäßig homogene Mischung wird sodan in die Brennkammer 33 eingeleitet, wo sie vor dem Eintritt in die Niederdruckturbine 32 weiter erwärmt wird. Diese verhältnismäßig große Niederdruckturbine 32 liefert sodann die Antriebsleistung sowohl für den Niederdruckverdichter 27 als auch für die entfernt angeordne ten Bläser 44 (oder 57). Die Einlaßleitschaufeln 31, 48 und die verstellbaren Turbinendüsen 37 sind der art eingestellt, daß maximaler Durchsatz und maximales Druckverhältnis erzielt werden.

Während die Niederdruckturbine 32 bei dieser Betriebs art fast die gesamte erforderliche Leistung aufbringt, arbeitet das kleine Hochdruckkerntriebwerk 12 mit einem Teil der aerodynamischen Drehzahl, so daß weder die Verdichteraustrittsgrenztemperatur noch die Hilfsturbinenaustrittsgrenztemperatur überschritten wer den. Das wirksame System besteht jetzt im wesentlichen aus dem Verdichter 27 mit mäßigem Druckverhältnis, der Brennkammer 33 und der Turbine 32, die derart ausge legt sind, daß sie die für den Start erforderlichen ver hältnismäßig hohen Schubwerte liefern. Obgleich das Kerntriebwerk 12 über die Hilfsturbine 23 ver hältnismäßig wenig Arbeit leistet, ist ihr Beitrag während dieses Betriebszustandes zu der Gesamtantriebs leistung durch den Ausstoß von Gasen hohen Druckes und hoher Temperatur in den Mischer 34 beträchtlich. Wie aus Fig. 3 zu entnehmen, ist der spezifische Brenn stoffverbrauch für diesen Startbetrieb verhältnismäßig hoch, weil aber die zeitliche Dauer dieser Betriebs weise begrenzt ist, ist der höhere spezifische Brenn stoffverbrauch verhältnismäßig unwichtig, so daß das Druckverhältnis des Niederdruckssystems bescheiden sein kann. Darüber hinaus ist der Wirkungsgrad der Hilfsturbine 23 bei diesem Betriebszustand unwichtig, weil sehr wenig Arbeit erbracht wird.

Wenn das Triebwerk nach dem Start in der beschriebenen Weise betrieben würde, würde die Niederdruckturbine 32 weiterhin im wesentlichen die gesamte Arbeit erbringen, was bedeuten würde, daß, wenn der Schub für Unterschallflug und Langsamflug verringert wird, die Brennstoffverbrauch/ Schubkurve der gestrichelten Linie in Fig. 3 zu dem Punkt B bzw. dem Punkt C führen würde.

Da aber andererseits dieser spezifische Brennstoff verbrauch für längere Zeiträume des Leerlaufes untrag bar wäre, wird die Betriebsweise des Triebwerks wie folgt geändert:

Für Langsam- und Marschflug wird die große Brennkammer 33 mit den Brennern 36 nicht gezündet, womit die von der Niederdruckturbine 32 geleistete Arbeit entsprechend ver ringert wird. Das Kerntriebwerk 12, das nun mehr Arbeit übernehmen muß, wird mit höherer Drehzahl betrieben, so daß der Hochdruckverdichter 16 das Kerntriebwerk 12 überladet, während von der Hilfsturbine 23 eine be trächtliche Arbeit (etwa 50%) bis zu einem Wert ent nommen wird, damit ander Stelle, an der der heiße Abgas strom mit dem Bypassstrom vermischt wird, ein statischer Druckausgleich erzielt wird. Der übrige Teil der Ar beit an der Niederdruckwelle 24 wird sodann von der großen regelbaren Niederdruckturbine 32 aufgebracht, welche unter diesen Betriebsbedingungen verhältnismäßig unbelastet ist. Für die große Niederdruckturbine 32 kann eine Austrittsleitschaufel 53 mit verstellbarer Vorderkante notwendig sein, um die Austrittsdrall winkeländerungen auszugleichen. Die Einlaßleitschaufeln 31, 48 können derart eingestellt werden, daß sie eine gerin ge Anströmung (low-flow) aufweisen und damit die Größe des Bläsersystems wirksam kleingehalten wird. Auf diese Weise wird die Arbeit an der Niederdruckwelle 44 mit dem höchst-möglichen Druck und der höchstmöglichen Temperatur erbracht, um maximalen Wirkungsgrad zu erzie len, während die Werte des spezifischen Brennstoffver brauchs beträchtlich abgesenkt werden, wie dies durch die Punkte D, E der Kurve nach Fig. 3 angegeben ist.

Vorstehend wurden Ausführungsbeispiele der Erfindung im Zusammenhang mit dem Einsatz bei einem Senkrechtstarter (VTOL) erläutert, wobei jedoch kein Versuch unternommen wurde, die verschiedenen Verfahren und Mittel zu beschreiben, die es gestatten, die einzelnen Schubströmungen derart zu richten, daß die jeweils notwendige Steuerung des Flugzeuges erzielt wird.

Claims

1. Gasturbinentriebwerk mit einem Verdichter, einer Brenn kammer und einer den Verdichter antreibenden Turbine, die strömungsmäßig hintereinander angeordnet sind, ferner mit einem Bypasskanal, der parallel zur Brennkammer mit dem Verdichter verbunden ist und dem wahlweise zuschaltbare Brenner zugeordnet sind, mit
einem Mischer, der teilweise in dem Bypasskanal angeordnet ist und einen Teil verhältnismäßig kalter Luft von dem Verdichter und einen Teil verhältnismäßig heißer Luft aus der Brennkammer empfängt und eine gemischte Strömung an die strom abwärtige Turbine abgibt, und mit einer Hilfsturbine, die heiße Abgase aus der Brennkammer aufnimmt und antriebsmäßig mit dem Verdichter verbunden ist,
dadurch gekennzeichnet, daß für einen Antrieb eines senkrecht startenden und landenden Flugzeugs

- die Hilfsturbine (23) über ein Untersetzungsgetriebe (26) mit der zum Verdichter (27) führenden Welle (24) verbunden ist,
- die Verdichterantriebswelle (24) ferner wenigstens einen Bläser (44; 51; 57) antreibt und
- die Brenner (36) stromabwärts von dem Mischer (34) ange ordnet sind.

2. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekenn zeichnet, daß stromabwärts von dem Brenner (36) eine ver stellbare Turbinendüse (37) angeordnet ist.

3. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekenn zeichnet, daß mehrere Bläser (44; 51; 57) vorgesehen sind.

4. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1 oder 3, dadurch gekenn zeichnet, daß der (die) Bläser (51; 57) vor dem Verdichter (27) angeordnet ist (sind).

5. Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1 oder 3, dadurch gekenn zeichnet, daß mehrere Bläser (44) hinter der Brennkammer (17) angeordnet sind.

6. Gasturbinentriebwerk nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß ein Niederdruckbläser (27; 44; 51; 57) während des Startens im wesentlichen die gesamte Energie von einer Niederdruckturbine (32) und während des Marschflugs eine wesentliche, derart gewählte Energiemenge von der Hilfs- bzw. Hochdruckturbine (23) erhält, daß der spezifische Brennstoffverbrauch nicht wesentlich größer ist als der minimale spezifische Brennstoffverbrauch ist, für den das Triebwerk ausgelegt ist.

7. Verfahren zum Betrieb eines Flugzeugs-Gasturbinentrieb werks, bei dem ein Niederdruckverdichter, ein Hochdruckkern triebwerk mit einem Hochdruckverdichter, einer Brennkammer und einer Hochdruckturbine, ein Brenner und eine Nieder druckturbine strömungsmäßig hintereinander angeordnet sind, wobei an dem Kerntriebwerk ein Bypasskanal vorbeiführt, dadurch gekennzeichnet, daß

a) unter Startbedingungen der Brenner soweit hochgefahren wird, daß praktisch der gesamte Schub von der Nieder druckturbine geliefert wird, und
b) unter Marschflugbedingungen der Brenner soweit runterge fahren wird, daß ein wesentlicher Teil des Schubes durch die Hochdruckturbine erzeugt wird, die den Niederdruck verdichter über ein Untersetzungsgetriebe antreibt.

8. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekenn zeichnet, daß sowohl unter Start- als auch unter Marschflugbe dingungen wenigstens ein Niederdruckbläser von der Nieder druckturbine angetrieben wird.