DE3615006A1

DE3615006A1 - Nicht ummanteltes blaesertriebwerk

Info

Publication number: DE3615006A1
Application number: DE19863615006
Authority: DE
Inventors: Robert Anthony Wyoming Ohio Wall
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1985-05-03
Filing date: 1986-05-02
Publication date: 1986-11-13
Also published as: GB2174761B; JPS61283755A; IT8620278A0; IT1191772B; IT8620278A1; GB8609742D0; SE8602031L; CA1260277A; GB2174761A; SE8602031D0; FR2581425A1

Description

Nicht ummanteltes Blasertriebwerk

Die Erfindung bezieht sich allgemein auf Gasturbinentriebwerke für Flugzeuge und insbesondere auf Turboprop-Triebwerke, die eine relativ große Flughöhe und Machzahl erreichen können.

Gasturbinentriebwerke für Flugzeuge fallen im allgemeinen
in drei Kategorien. Zu diesen gehören Turbojet-, Turbofan- und Turboprop-Triebwerke. Alle drei Triebwerke haben einen Kern, der einen Verdichter, einen Brenner und eine Turbine in Reihenströmung aufweist. Der Verdichter verdichtet die
in den Kern eintretende Luft auf einen relativ hohen Druck. Diese einen hohen Druck aufweisende Luft wird dann im Brenner mit Brennstoff gemischt und verbrannt, um eine Gasströmung mit hoher Energie zu bilden. Diese Gasströmung strömt

durch die Turbine, wo Arbeit entzogen wird, um den Verdichter anzutreiben.

Diese drei Gasturbinentriebwerke unterscheiden sich in der Art und Weise, in der sie Schub erzeugen. Ein Turbojet-Triebwerk verwendet die Rückstoßkraft der Gasströmung selbst, um den erforderlichen Schub zu liefern. Ein Turbojet-Triebwerk kann über einem weiten Bereich von Fluggeschwindigkeiten einschließlich überschau (Machzahl >- 1) arbeiten. Es zeichnet sich jedoch auch durch einen relativ kleinen Schub beim Starten und eine im allgemeinen schlechte Brennstoffausnutzung aus.

Im Gegensatz zu Turbojet-Triebwerken erzeugen Turbofan- und Turboprop-Triebwerke den Schub vorwiegend durch eine Antriebsmaschine, die radial außen von dem Kerntriebwerk angeordnet ist. In diesen Triebwerken wird die hochenergetische Gasströmung, die die Kernturbine verläßt, durch eine zweite Turbine expandiert, die als eine Arbeits- bzw. Leistungsturbine oder Niederdruckturbine bekannt ist und die den Bläser (Fan) oder die Antriebsmaschine (Propulsor) antreibt. Obwohl der gleiche Schub durch die restliche Gasströmung erzeugt wird, die aus der Kerndüse austritt, wird der größte Teil des erzeugten Schubes durch den Propulsor erzeugt. Das Verhältnis der Luftmasse, die durch den Propulsor strömt (die Luft, die an dem Kerntriebwerk vorbeiströmt) zur Luftmasse, die durch das Kerntriebwerk strömt, ist als das Bypaß-Verhältnis (ß) bekannt. Das Bypaß-Verhältnis (ß) ist ein grobes Maß für das Verhältnis des Schubes des Propulsors zum Schub des Kernabgases.

Obwohl die Turboprop- und Turbofan-Triebwerke unter ähnlichen thermodynamischen Zyklen arbeiten, stellen die zwei Triebwerke wesentlich unterschiedliche Lösungen für den Aufbau von Gasturbinentriebwerke für Flugzeuge dar. Das konventionelle Turboprop-Triebwerk enthält einen Propeller

ORIGINAL INSPECTED

mit einem relativ großen Durchmesser und mehreren Schaufeln, um ein relativ großes Luftvolumen zu bewegen und diesem einen relativ großen Druckanstieg zu erteilen. Im Gegensatz dazu enthält das Turbofan-Triebwerk einen Bläserbzw. Fanabschnitt mit einem wesentlich kleineren Durchmesser, wobei der Abschnitt in einem Gehäuse eingeschlossen ist. Der Bläser hat eine relativ große Anzahl von Schaufeln und erteilt dem hindurchströmenden Luftvolumen einen relativ höheren Druckanstieg als der Turboprop. Beispielsweise liegt der Druckanstieg oder das Druckverhältnis eines üblichen Propellers in der Größenordnung von 1,1, wogegen das Druckverhältnis eines typischen Bläsers etwa 1,7 beträgt.

Die Unterschiede zwischen den drei oben beschriebenen Triebwerken kann durch die Leistungsfähigkeit jedes Triebwerkes über einem Bereich von Flugbedingungen, wie beispielsweise Geschwindigkeit und Flughöhe, gemessen werden. Wichtige Maße der Leistungsfähigkeit des Triebwerks sind Wirkungsgrad des Triebwerkes und Schub. Der Triebwerkswirkungsgrad enthält einen Bestandteil, der darstellt, wie effizient die Wärmeenergie des Brennstoffes in kinetische Energie umgewandelt wird, und einen Bestandteil, der mißt, wie effizient die kinetische Energie in Antriebsarbeit umgewandelt wird. Mit anderen Worten, setzt sich der Triebwerkswirkungsgrad aus dem thermischen oder internen Wirkungsgrad des Triebwerkes und aus dem Antriebs- oder externen Wirkungsgrad des Triebwerkes zusammen.

Einfach ausgedrückt, ist der Antriebswirkungsgrad das Verhältnis der von dem Triebwerk erbrachten Arbeit zu der nutzbaren Energie, die der Luftströmung des Triebwerkes erteilt wird. Algebraisch kann dies durch die folgende Formel ausgedrückt werden:

^Ne ^{= 2V}o^/(Vo ^{+ V}j^}' ⁽¹⁾

wobei N = Antriebswirkungsgrad,

V = Flugzeuggeschwindigkeit und V. = Abgasgeschwindigkeit ist.

Daraus ist ersichtlich, daß der Antriebswirkungsgrad sich 100% nähert, wenn sich V. an V annähert. Das heißt, der Antriebswirkungsgrad wird hoch, wenn die Geschwindigkeit der Abgase sich der Geschwindigkeit des Flugzeuges nähert

Der Schub, der durch ein Flugzeugtriebwerk erzeugt wird, ist proportional zu der durch das Triebwerk bewegten Luftmasse multipliziert mit der Differenz zwischen der Ausgangsgeschwindigkeit und der Flugzeuggeschwindigkeit. Dies kann dargestellt werden durch:

wobei F = Nettoschub,

W = Massenströmung und
a

g = a konstant.

³C

Es ist klar, daß große Schubwerte erhältlich sind durch eine große Massenströmung oder eine große Differenz zwischen der Abgasgeschwindigkeit und der Flugzeuggeschwindig keit. Wenn nun beide Gleichungen (1) und (2) betrachtet werden, wird deutlich, daß es für einen gegebenen Schub effizienter ist, einer großen Luftmasse eine kleine Geschwindigkeitsvergrößerung relativ zur Flugzeuggeschwindigkeit zu geben. Dies ist ein Merkmal des Turbofan- und Turboprop-Triebwerks, das sich von Turbojet-Triebwerken unterscheidet.

Ein Unterschied zwischen einem üblichen Turboprop- und Turbofan-Triebwerk besteht darin, daß das Turboprop-Trieb-

ORiGINAL iNSPECTED

werk einen schnellen Abfall des Triebwerkswirkungsgrades bei höheren Flugzeuggeschwindigkeiten aufweist. Dies liegt an der überschallströmung relativ zu jeder Propellerschaufel, die den Strömungswiderstand vergrößert, wenn sich die Geschwindigkeit an der Schaufelspitze der Schallgeschwindigkeit nähert. Im Gegensatz dazu kann das Turbofan-Triebwerk höhere Gesamtwirkungsgrade bei hohen Flugmachzahlen erzielen, weil ein Diffusor-Abschnitt des Turbofan-Gehäuses die Geschwindigkeit der eintretenden Luft unter diejenige der Flugzeuggeschwindigkeit senkt. Jedoch besteht eine Begrenzung des Turbofan-Triebwerkes darin, daß erhöhte Bypaß-Verhältnisse für einen erhöhten Antriebswirkungsgrad größere Gehäuse bzw. Gondeln erfordern, die ein überhöhtes Gewicht und Strömungswiderstand zur Folge haben, der den Wirkungsgrad der Brennstoffverbrennung des Flugzeuges ernsthaft verschlechtert.

Eine neuere Verbesserung gegenüber den Turbofan- und Turboprop-Triebwerken ist das sogenannte nicht ummantelte Bläsertriebwerk, wie es beispielsweise in der DE-OS 33 38 456 beschrieben ist. Das nicht ummantelte Fantriebwerk weist Merkmale eines üblichen Turboprop-Triebwerkes, beispielsweise kein Gehäuse und verstellbare Schaufeln, die dünn und gepfeilt sind, um einen guten Wirkungsgrad bei hoher Flugzeuggeschwindigkeit zu erzielen, und ferner Merkmale eines Turbofan-Triebwerkes auf, wie beispielsweise eine größere Schaufelzahl pro Reihe und einen kleineren Spitzendurchmesser als ein Turboprop-Triebwerk. Bezüglich des Bypaß-Verhältnisses liegt das nicht ummantelte Bläsertriebwerk etwa zwischen einem üblichen Turboprop- und Turbofan-Triebwerk. Beispielsweise können Bypaß-Verhältnisse für das nicht ummantelte Fantriebwerk in der Größenordnung von 35:1 aber in dem Bereich von 10:1 bis 60:1.typisch sein.

Ein komplizierender Faktor bei der Gestaltung von Triebwerken mit großem Bypaß-Verhältnis und insbesondere der üblichen

Turboprop-Trietwerke ist die Erscheinung, die als Abfallrate (Lapse-Rate) bekannt ist. Die Abfallrate bezieht sich auf den Abfall des Nettoschubs, der auftritt, wenn die Machzahl und Flughöhe des Triebwerks zunimmt. Aus der Gleichung (2) ist ersichtlich, daß beim Starten, wenn V klein ist, der Nettoschub das Produkt der Massenströmung W und V. ist. Wenn die Flughöhe des Flugzeuges zunimmt,

^a D

treten mehrere Dinge auf. Erstens wächst V mit der Geschwindigkeit des Flugzeuges bei einer kleineren Steigerung in V.. Somit nimmt die Differenz V. - V ab. Zweitens vergrößert bei steigender Luftgeschwindigkeit die Stauwirkung der in das Triebwerk geschobenen Luft die Dichte und Massenströmung der Luft. Bei zunehmender Flughöhe wird jedoch die Verkleinerung der Luftdichte durch den Staueffekt mehr als ausgeglichen. Somit nimmt die Massenströmung W ab, wenn der Reiseflugzustand erreicht ist.

3.

Triebwerke mit einem großen Bypaß-Verhältnis haben eine relativ große Abfallrate. Dies bedeutet, daß ein übliches Triebwerk mit großem Bypaß-Verhältnis, das für den Start bemessen ist, nicht in der Lage ist, die Machzahl und Flughöhe eines äquivalent bemessenen Triebwerks mit kleinerem Bypaß-Verhältnis zu erreichen , das eine kleinere Abfallrate aufweist. Es ist zwar innerhalb eines gewissen Bereiches möglich, ein Triebwerk mit großem Bypaß-Verhältnis zu konstruieren, das eine gegebene Fluggeschwindigkeit und Flughöhe erfüllt, aber ein derartiges Triebwerk wird für den Start überbemessen sein.

In der Vergangenheit akzeptierten Turboprop-Triebwerke die große Abfallrate und waren für die kleineren Geschwindigkeiten und Flughöhen eingerichtet, die auf effiziente Weise erreicht werden konnte. Die Kombination von hohem Antriebswirkungsgrad, großem Bypaß-Verhältnis und einer Abfallrate, die gestattet, daß ein Triebwerk für Startbedingungen bemessen ist und auch Schubanforderungen für Machzahlen von

ORIGINAL

mehr als 0,6 und Flughöhen von mehr als 9150 m bzw. 30000 Fuß ist nun möglich in Verbindung mit dem Konzept eines nicht ummantelten Bläsers.

Es ist eine Aufgabe der Erfindung, ein neues und verbessertes Flugzeug-Gasturbinentriebwerk zu schaffen. Weiterhin soll ein neues und verbessertes nicht ummanteltes Bläsertriebwerk geschaffen werden, das Machzahlen von mehr als 0,6 und Flughöhen von mehr als 9150.m bzw. 30000 Fuß erzielen kann. Das ein relativ großes Bypaß-Verhältnis aufweisende Triebwerk soll eine kleinere Abfallrate besitzen.

Erfindungsgemäß wird ein Flugzeug-Gasturbinentriebwerk geschaffen, das einen Reiseflugbetrieb bei Flughöhen von mehr als 9150 ; m bzw. 30000 Fuß und bei Machzahlen von mehr als 0,6 erreichen kann. Das Triebwerk weist ein Kerntriebwerk mit einem Verdichter auf, der ein maximales Druckverhältnis von mehr als 40:1 erzeugen kann. Das Triebwerk weist ferner einen Propulsor bzw. Bläser mit einem Luftbypaß-Verhältnis zwischen 10:1 und 60:1 auf. Ferner weist das Triebwerk Mittel auf zum Verändern des.Druckverhältnisses, so daß die Vergrößerung des Druckverhältnisses vom Starten zum Reiseflug mehr als 20% beträgt«

Die Erfindung wird nun mit weiteren Merkmalen und Vorteilen anhand der Beschreibung und Zeichnung von Ausführungsbeispielen näher erläutert.

Figur 1 - zeigt in einem Kurvenbild die Abfallrate der Triebwerke bei verschiedenen Bypaß-Verhältnissen.

Figur 2 - zeigt in einem Kurvenbild die Wirkungen der Turbineneinlaßtemperatur auf den Nettoschub.

Figur 3 - ist eine schematische Darstellung eines Gasturbinentriebwerks gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.

In Figur 1 ist die Abfallrate von Turbinen mit verschiedenen Bypaß-Verhältnissen (ß) gezeigt. Die Abfallrate ist als eine Kurve des korrigierten Schubes über der Machzahl dargestellt. Der korrigierte Schub ist durch das Verhältnis F /P dargestellt, wobei F = Nettoschub und P = Umgebungsdruck ist. Für große Bypaß-Verhältnisse wird deutlich, daß die Abfallrate oder die Geschwindigkeit des Abfalles des korrigierten Schubes für wachsende Machzahlen zunimmt. Für ß = O (ein reiner Turbojet) ist die Abfallrate relativ klein im Vergleich zu ß = 5 (ein typischer Turbofan) und β — 100 (ein typischer Turboprop). Die Erfindung ist auf ein nicht ummanteltes Fantriebwerk gerichtet mit ß zwischen 10:1 und 60:1 mit einem bevorzugten Bereich zwischen 20:1 und 40:1 und einem bevorzugten Wert in diesem Bereich von etwa 35:1.

Gemäß der Erfindung stellt die Abfallratenkurve eines typischen Turbofan den idealen Fall dar, um mit Schuberfordernissen eines effizienten Hochgeschwindigkeits-Flugzeuges richtig zusammen zu passen; die Linie F„/_o stellt den zum Abheben (take-off) erforderlichen Schub dar, und die Linie F_ stellt den Schub dar, der für einen Reiseflug bei M = 0,8 erforderlich ist. Der Punkt C zeigt F_Cr für M = 0,8. Aus Figur 1 wird deutlich, daß ein typisches Turbofan-Triebwerk mit einem Bypaß-VerKältnis von etwa 5 eine Abfallratenkurve liefert, damit F_T/_Q und F_c im richtigen Verhältnis zueinander stehen. Ein nicht ummanteltes Bläsertriebwerk, das mit einem Kerntriebwerk zur Lieferung von ^FT/O äquivalent zu dem des Turbofan ausgelegt ist, würde einer Abfallratenkurve folgen, die durch die gestrichelte Linie A in Figur 1 gezeigt ist. Wenn es für den Start richtig bemessen ist, würde dieses Triebwerk nicht in der Lage sein, den erforderlichen Schub F-, bei M = 0,8 (an Punkt B gezeigt) zu liefern. Um die Abfallratenkurve A so zu verkleinern, daß der Punkt B dem Punkt C entspricht, wird erfindungsgemäß vorgeschlagen, das Kerntriebwerk zu modifizieren.

ORIGINAL INSPECTED

Figur 2 zeigt die Wirkung von Änderungen in der korrigierten Turbineneinlaßtemperatur auf den korrigierten Nettoschub. Figur 3 ist eine schematische Darstellung eines Gasturbinentriebwerks gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung mit speziell bezeichneten TriebwerksStationen. Beispielsweise enthält das Kerntriebwerk 10 einen Verdichter 12, einen Brenner 14 und eine Turbine 16 in einem Reihenströmungspfad. Hinter der Turbine 16 ist eine Arbeits- bzw. Leistungsturbine 18 angeordnet, die den nicht ummantelten Bläser (Fan) 20 dreht. Ein derartiges Triebwerk ist in der DE-OS 33 38 456 näher beschrieben.

Eine Station 2 ist unmittelbar vor der Verdichterstation 12 angeordnet, eine Station 3 ist an dem Verdichteraustritt hinter dem Verdichter 12 angeordnet und eine Station 41 befindet sich hinter dem Brenner 14 und vor der Turbine 16. Für eine feste Flughöhe und eine konstante Machzahl ist die Temperatur an der Station 2 oder T₂ konstant. T₄₁ ist eine Funktion der Brennstoffströmung zum Brenner 14. Wie durch Figur 2 gezeigt ist, hat ein Anstieg in T₄- für ein festes T- eine Vergrößerung des korrigierten Nettoschubes F /P zur Folge,
no

Im Idealfall wird, um den korrigierten Nettoschub zu vergrößern, T₄-/T₂ vergrößert. Vergrößerungen in diesem Verhältnis haben jedoch eine Steigerung der Drehzahl der Turbine 16 zur Folge, die die Drehzahl (N ) des Verdichters erhöht. Vergrößerungen von N haben eine Vergrößerung des Gesamtdruckverhältnisses (P-/P₂) des Verdichters 12 innerhalb der Grenzen der Verdichterkonstruktion zur Folge. Eine Vergrößerung von N über den Arbeitspunkt hinaus hat einen Drosselzustand zur Folge, wobei keine weitere Vergrößerung des Druckverhältnisses realisiert wird. Druckverhältnissteigerungen haben Temperatursteigerungen (T₃) am Verdichteraustritt zur Folge. Bisher wurden Verdichter für maximale Druckverhältnisse von vielleicht 34:1 ausgelegt.

..- yar -

Erfindungsgemäß wird vorgeschlagen, einen Verdichter mit einem maximalen Druckverhältnis von mehr als 40:1 zu schaffen. Vorzugsweise soll der Verdichter über einem Bereich zwischen 6:1 bis wenigstens 45:1 arbeiten. Der Startschub wird mit einem Druckverhältnis von etwa 30:1 erreicht, und der Schub bei großer Flughöhe wird mit einer Vergrößerung des Gesamtdruckverhältnisses bis etwa 40:1 oder mehr erhalten. In einem bevorzugten Ausführungsbeispiel beträgt die Steigerung des Druckverhältnisses vom Starten bis zum Reiseflug mehr als 20%. Mittel zum Verändern dieses Druckverhältnisses werden ferner geschaffen in der Form einer BrennstoffStrömungssteuerung, d.h. Verändern von T.-/T₃.

Im Betrieb kann das Triebwerk gemäß den beschriebenen Aus- , führungsbeispielen der Erfindung den Reiseflugbetrieb bei Flughöhen von mehr als 9150 m bzw. 30000 Fuß und Machzahlen von mehr als 0,6 erreichen. Sein Antriebswirkungsgrad (aufgrund des vergrößerten Bypaß-Verhältnisses) sollte jedes bekannte Triebwerk überschreiten, das diese Flugbedingungen erreichen kann. Weiterhin ist das Triebwerk minimal bemessen sowohl für den Start als auch für den Reiseflugbetrieb und deshalb kann es einen relativ niedrigen spezifischen Brennstoffverbrauch und niedriges Gewicht erreichen.

Claims

Patentansprüche

Gasturbinentriebwerk für Flugzeuge mit einem Reiseflugbetrieb in Höhen von mehr als 9150 m bzw. 30000 Fuß und Machzahlen von mehr als 0,6, gekennzeichnet durch: ein Kerntriebwerk (10) mit einem Verdichter (12) zum Erzeugen eines maximalen Druckverhältnisses von mehr als 40:1,

einen Bläser (Propulsor) mit einem Luftbypaß-Verhältnis zwischen 10:1 und 60:1 und Mittel zum Verändern des Druckverhältnisses derart, daß die Steigerung des Druckverhältnisses vom Starten bis zum Reiseflug mehr als 20% beträgt.

Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, daß der Bläser (Propulsor) ein Bypaß-Verhältnis zwischen 20:1 und 40:1 aufweist.

Gasturbinentriebwerk nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, daß es für einen Reiseflugbetrieb in einer Flug-

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höhe von etwa 10675 m bzw. 35000 Fuß und einer Machzahl von 0,8 verwendbar ist, wobei der Bläser (Propulsor) ein Luftbypaß-Verhältnis von etwa 35:1 und der Verdichter ein maximales Druckverhältnis von etwa 45:1 aufweisen.

OBlGlNAL WSPECTED