EP1654442A1 - Flugtriebwerk - Google Patents

Flugtriebwerk

Info

Publication number
EP1654442A1
EP1654442A1 EP05748042A EP05748042A EP1654442A1 EP 1654442 A1 EP1654442 A1 EP 1654442A1 EP 05748042 A EP05748042 A EP 05748042A EP 05748042 A EP05748042 A EP 05748042A EP 1654442 A1 EP1654442 A1 EP 1654442A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
generator
fan
aircraft engine
integrated
strut
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP05748042A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
John Sharp
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Aero Engines GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by MTU Aero Engines GmbH filed Critical MTU Aero Engines GmbH
Publication of EP1654442A1 publication Critical patent/EP1654442A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D15/00—Adaptations of machines or engines for special use; Combinations of engines with devices driven thereby
    • F01D15/10—Adaptations for driving, or combinations with, electric generators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/70—Application in combination with
    • F05D2220/76—Application in combination with an electrical generator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to an aircraft engine, in particular a gas turbine engine, according to the preamble of patent claim 1.
  • Aircraft engines be it civil aircraft engines or military aircraft engines, generate not only a feed for locomotion of the aircraft but also energy for supplying add-on devices or auxiliary units for the gas turbine or for supplying systems on the aircraft, such as the air conditioning system.
  • the attachments, auxiliary units or aircraft systems of an aircraft engine can be hydraulically, pneumatically or electrically or electromotively driven devices, units or systems.
  • the shaft power extracted from the core engine of an aircraft engine is either used directly to operate pneumatic or hydraulic devices, units or systems of an aircraft, or the extracted shaft power is converted into electrical energy.
  • Generators which are usually integrated into the core engine according to the prior art, are used to convert the mechanical shaft power taken from the core engine into electrical energy.
  • Generators integrated in the core engine are extremely operating conditions, such as very high temperatures. According to the prior art, complex measures for cooling the generators are therefore necessary. This increases the costs for the aircraft engine.
  • the present invention is based on the problem of creating a new type of aircraft engine.
  • the or each generator for generating electrical energy is integrated in at least one strut extending in the radial direction of the fan flow channel and thus positioned within the fan flow channel.
  • the present invention proposes to integrate the generators for generating electrical energy in the struts extending in the radial direction of the fan flow channel.
  • the generators are therefore not integrated into the core engine of the aircraft engine, but rather are positioned outside of it in the fan flow channel.
  • the generators are exposed to relatively clean and moderate operating conditions, so that complex cooling mechanisms for cooling the generators can be dispensed with.
  • the generators for generating electrical energy are easily accessible and can therefore be easily removed from the aircraft engine for maintenance work.
  • the or each generator can be cooled by an air flow flowing through the fan flow channel, openings for this being integrated in the or each strut in which the or each generator is integrated, in order to provide a portion of the air flow flowing through the fan flow channel Cooling to move past the or each generator.
  • Fig. 1 is a schematic representation of an aircraft engine according to the invention.
  • the gas turbine according to the invention is described in greater detail below with reference to FIG. 1.
  • FIG. 1 shows a schematic cross section through an aircraft engine 10 according to the invention, the aircraft engine 10 of FIG. 1 comprising a fan 11 and a core engine 12.
  • the fan 11 comprises a fan housing 13, the fan housing 13 delimiting a fan flow channel.
  • the fan 11 further comprises at least one fan wheel 14.
  • the fan 11 is a low-pressure compressor.
  • the core engine 12 comprises at least one compressor, at least one combustion chamber and at least one turbine.
  • the core engine 12 comprises two compressors, namely a medium-pressure compressor 15 and a high-pressure compressor 16.
  • a combustion chamber 17 is connected downstream of the high-pressure compressor 16.
  • a high-pressure turbine 18 and a low-pressure turbine 19 of the core engine 12 are positioned downstream of the combustion chamber 17.
  • a shaft 20 penetrating the core engine 12 can also be seen.
  • Mechanical shaft power can be taken from the shaft 20 of the core engine 12 to generate electrical energy.
  • the mechanical shaft power taken from the core engine 12 is supplied to at least one generator for generating electrical energy.
  • the or each generator for generating electrical energy from the shaft power taken from the core engine 12 is integrated in at least one strut extending in the radial direction of the fan flow channel and thus positioned within the fan flow channel.
  • FIG. 1 shows, in a highly schematic manner, a strut 21 which extends in the radial direction of the fan flow channel and through which a drive shaft 22 is guided, by means of which mechanical shaft power can be extracted from the shaft 20 of the core engine 12.
  • This drive shaft 22 is coupled to the shaft 20 of the core engine 12 at the radially inner end of the fan flow channel and thus at the radially inner end of the strut 21 via a first gearbox 23.
  • This gearbox 23 is preferably designed as a speed-increasing gearbox in order to convert the shaft speeds of the shaft 20 of the core engine 12 into generator speeds.
  • the speed-increasing gearbox is designed in particular as an epicyclic gearbox and is also referred to as a “transfer gearbox”.
  • a generator 24, shown schematically in FIG. 1, for generating electrical energy is integrated in the strut 21.
  • the generator 24 is accordingly arranged within the fan flow channel and is only exposed to relatively low temperatures there. Openings for cooling the generator 24 can be integrated in the strut 21 in order to move a part of the air flow flowing through the fan flow duct past the generator 24 for cooling the latter.
  • the generator 24 integrated into the strut 21 is coupled via a second gearbox 25 to add-on devices 26 and 27 of the aircraft engine in the exemplary embodiment shown.
  • the second gearbox 25 is also referred to as an "accessory drive gearbox".
  • the attachment device 26 is, for example, a hydraulic system of the aircraft engine, and the attachment device 27 is, for example, an electrically operated regulating device or control device.
  • electrical or electronic assemblies for power control are also integrated in the strut 21.
  • the strut 21 can be removed as a unit from the fan flow duct together with the generator 24 integrated in the strut 21 and the power electronics optionally also integrated in the strut 21. This ensures that this unit is easily accessible for maintenance work. For maintenance work on the generator 24 and in the corresponding power electronics, no work needs to be carried out on the aircraft engine as such.
  • the generator 24 integrated in the strut 21 has at least one stator and at least one rotor.
  • the or each stator of the generator is integrated in the strut 21 in a stationary manner.
  • the or each rotor of the generator is integrated into the strut 21 in such a way that a relative rotation to the or each stator of the generator 24 is possible.
  • the generator 24 is coupled to the shaft 20 of the core engine 12 via the first gearbox 23.
  • the drive shaft 22 is coupled to the shaft 12 of the core engine 12 and drives the or each rotor of the generator 24.
  • the generator 24 or the strut 21, in which the generator 24 is integrated, are coupled in particular to the shaft 20 of the core engine 12 via suitable bearings.
  • 21 bearings for the generator 24 are also integrated into the strut.
  • a suitable bearing for coupling to the attachment devices 26 and 27 is provided at the radially outer end of the strut 21.
  • the bearings can be designed, for example, as ceramic bearings.
  • the current provided by the generator 24 depends in principle on the speed of the shaft 20 of the core engine 12. In order to provide a direct current that is independent of the speed of the shaft 20, corresponding power electronics are integrated in the strut 21. With the aid of the power electronics, it is possible to provide an output DC voltage of approximately 270 V regardless of the speed of the shaft 20 of the core engine 12.
  • the generator 24 is dimensioned in the sense of the present invention so that it can provide an electrical output variable of 100 to 150 kVA.
  • the generator integrated in the strut 21 can also be used as a motor for starting the aircraft engine.
  • strut 21 with a generator 24 integrated therein can also extend in the region of the fan flow channel in the sense of the present invention.
  • the generators integrated in the struts and the associated electronics or power electronics can be of multi-stage or modular design.
  • a “stack” of several generators with corresponding electronics is integrated into the struts. This enables the electrical power required for a large number of different aircraft engines to be provided at low cost. Furthermore, there are advantages in the maintenance of the aircraft engines only a small number of the same modules are available for maintenance.
  • the or each strut in which generators for generating electrical energy are integrated, have a large extent in the radial direction of the fan flow channel, but have a small extent in the axial direction and in the circumferential direction of the fan flow channel.
  • the struts with the integrated Accordingly, ten generators have a large ratio of length to diameter. This ensures that the air flow through the fan flow duct is hardly affected.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Flugtriebwerk, insbesondere ein Gasturbinen­triebwerk. Das Flugtriebwerk umfasst mindestens einen Fan (11) und ein Kerntriebwerk (12), wobei der Fan (11) ein Fangehäuse (13), welches einen Fanströmungskanal begrenzt, und mindestens ein Lüfterrad (15) aufweist, und wobei das Kerntriebwerk (12) mindestens einen Verdichter (15, 16), mindestens eine Brennkammer (17) und mindestens eine Turbine (18, 19) aufweist. Weiterhin weist das Flugtriebwerk mindestens einen Generator (24) zur Erzeugung elektrischer Energie auf, wobei der oder jeder Generator (24) aus dem Kerntriebwerk (12) entnommener Wellenleistung elektrische Energie erzeugt. Erfindungsgemäß ist der oder jeder Generator (24) zur Erzeugung elektrischer Energie in mindestens eine sich in radialer Richtung des Fanströ­mungskanals erstreckende Strebe (21) integriert und damit innerhalb des Fanströmungskanals positioniert.

Description

Flugtriebwerk
Die Erfindung betrifft ein Flugtriebwerk, insbesondere ein Gasturbinentriebwerk, nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
Triebwerke von Flugzeugen, sei es zivile Flugtriebwerke oder militärische Flugtriebwerke, erzeugen neben einem Vorschub zur Fortbewegung des Flugzeugs auch Energie zur Versorgung von Anbaueinrichtungen bzw. Nebenaggregaten der Gasturbine oder zur Versorgung flugzeugseitiger Systeme, wie zum Beispiel der Klimaanlage. Bei den Anbaueinrichtungen, Nebenaggregaten oder auch flugzeugseitigen Systemen eines Flugtriebwerks kann es sich um hydraulisch, pneumatisch oder elektrisch bzw. elektromotorisch angetriebene Einrichtungen, Aggregate oder Systeme handeln.
Bei der Entwicklung von Flugzeugen ist ein eindeutiger Trend dahingehend festzustellen, dass zunehmend mehr elektrische Energie im Flugzeug benötigt wird. Dies liegt zum einen darin begründet, dass hydraulisch oder pneumatisch betriebene Flugzeugsysteme (zum Beispiel Klimaanlage oder Ak- tuatoren) durch elektromotorisch betriebene Systeme ersetzt werden, und dass andererseits ein immer größerer Energiebedarf pro Sitzplatz im Flugzeug benötigt wird. Die Flugtriebwerke müssen daher immer größere elektrische Leistungen bzw. eine immer größere elektrische Energie bereitstellen. Derartige Flugtriebwerke werden auch als „More Electric Engine" (MEE) bezeichnet.
Zur Erzeugung von elektrischer Energie zur Versorgung der Anbaueinrichtungen oder Nebenaggregate der Gasturbine sowie der flugzeugseitigen Systeme ist es aus dem Stand der Technik bereits bekannt, einem Kerntriebwerk der Gasturbine mechanische Energie zu entnehmen, die z. B. für den Antrieb von Pumpen und Generatoren verwendet wird. Die DE 41 31 713 C2 zeigt ein Flugtriebwerk, wobei einem Kerntriebwerk Wellenleistung entnommen wird und diese Wellenleistung Nebenaggregaten zugeführt wird.
Nach dem Stand der Technik wird die dem Kerntriebwerk eines Flugtriebwerks entnommene Wellenleistung entweder unmittelbar zum Betreiben pneumatischer oder hydraulischer Einrichtungen, Aggregate oder Systeme eines Flugzeugs verwendet, oder es wird die entnommene Wellenleistung in elektrische Energie gewandelt. Zur Wandlung der dem Kerntriebwerk entnommenen, mechanischen Wellenleistung in elektrische Energie dienen Generatoren, die nach dem Stand der Technik üblicherweise ins Kerntriebwerk integriert sind. In das Kerntriebwerk integrierte Generatoren sind extremen Be- triebsbedingungen, so zum Beispiel sehr hohen Temperaturen, ausgesetzt. Es sind daher nach dem Stand der Technik aufwendige Maßnahmen zur Kühlung der Generatoren erforderlich. Hierdurch erhohen sich die Kosten für das Flugtriebwer .
Hiervon ausgehend liegt der vorliegenden Erfindung das Problem zu Grunde, ein neuartiges Flugtriebwerk zu schaffen.
Dieses Problem wird durch ein Flugtriebwerk m Sinne von Patentanspruch 1 gelöst. Erfindungsgemäß ist der oder jeder Generator zur Erzeugung elektrischer Energie in mindestens eine sich in radialer Richtung des Fanstrό- mungskanals erstreckende Strebe integriert und damit innerhalb des Fan- strόmungskanals positioniert.
Mit der hier vorliegenden Erfindung wird vorgeschlagen, die Generatoren zur Erzeugung elektrischer Energie m sich n radialer Richtung des Fanströmungskanals erstreckende Streben zu integrieren. Die Generatoren sind demnach nicht in das Kerntriebwerk des Flugtriebwerks integriert, sondern vielmehr außerhalb desselben im Fanstro ungskanal positioniert. Die Generatoren sind hierdurch relativ sauberen sowie moderaten Betriebsbedingungen ausgesetzt, sodass auf aufwendige Kühlmechanismen zur Kühlung der Generatoren verzichtet werden kann. Weiterhin sind bei einem erfindungsgemäß ausgebildeten Flugtriebwerk die Generatoren zur Erzeugung elektrischer Energie leicht zugänglich und damit zu Wartungsarbeiten leicht vom Flugtriebwerk demontierbar.
Nach einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung st der oder jeder Generator von einer durch den Fanstromungskanal stromenden Luftströmung kühlbar, wobei hierzu m die oder jede Strebe, in welche der oder jeder Generator integriert ist, Öffnungen integriert sind, um einen Teil der den Fanstromungskanal durchströmenden Luftströmung zur Kühlung an dem o- der jedem Generator vorbei zu bewegen.
Bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung. Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird, ohne hierauf beschränkt zu sein, an Hand der Zeichnung naher erläutert. Dabei zeigt:
Fig. 1 eine schematisierte Darstellung eines erfindungsgemäßen Flugtriebwerks . Unter Bezugnahme auf Fig. 1 wird die erfindungsgemäße Gasturbine nachfolgend in größerem Detail beschrieben.
Fig. 1 zeigt einen schematisierten Querschnitt durch ein erfindungsgemäßes Flugtriebwerk 10, wobei das Flugtriebwerk 10 der Fig. 1 einen Fan 11 sowie ein Kerntriebwerk 12 umfasst. Der Fan 11 umfasst ein Fangehäuse 13, wobei das Fangehäuse 13 einen Fanstromungskanal begrenzt. Weiterhin umfasst der Fan 11 mindestens ein Lüfterrad 14. Der Fan 11 stellt einen Niederdruckverdichter dar.
Das Kerntriebwerk 12 umfasst mindestens einen Verdichter, mindestens eine Brennkammer sowie mindestens eine Turbine. Im gezeigten Ausführungsbei- spiel umfasst das Kerntriebwerk 12 zwei Verdichter, nämlich einen Mitteldruckverdichter 15 und einen Hochdruckverdichter 16. Stromabwärts des Hochdruckverdichters 16 schließt sich eine Brennkammer 17 an. Stromabwärts der Brennkammer 17 sind eine Hochdruckturbine 18 sowie eine Niederdruckturbine 19 des Kerntriebwerks 12 positioniert.
Fig. 1 kann weiterhin eine das Kerntriebwerk 12 durchdringende Welle 20 entnommen werden. Der Welle 20 des Kerntriebwerks 12 ist zur Erzeugung elektrischer Energie mechanische Wellenleistung entnehmbar. Die dem Kerntriebwerk 12 entnommene mechanische Wellenleistung wird mindestens einem Generator zur Erzeugung elektrischer Energie zugeführt.
Im Sinne der hier vorliegenden Erfindung ist der oder jeder Generator zur Erzeugung elektrischer Energie aus der dem Kerntriebwerk 12 entnommenen Wellenleistung in mindestens eine sich in radialer Richtung des Fanströ- mungskanals erstreckende Strebe integriert und damit innerhalb des Fanströmungskanals positioniert.
Fig. 1 zeigt stark schematisiert eine sich in radialer Richtung des Fanströmungskanals erstreckende Strebe 21, durch die eine Antriebswelle 22 geführt ist, mithilfe derer der Welle 20 des Kerntriebwerks 12 mechanische Wellenleistung entnommen werden kann. Diese Antriebswelle 22 ist am radial innenliegenden Ende des Fanströmungskanals und damit am radial innenliegenden Ende der Strebe 21 über eine erste Gearbox 23 mit der Welle 20 des Kerntriebwerks 12 gekoppelt. Diese Gearbox 23 ist vorzugsweise als drehzahlerhöhende Gearbox ausgeführt, um die Wellendrehzahlen der Welle 20 des Kerntriebwerks 12 in generatorgerechte Drehzahlen zu wandeln. Die drehzahlerhöhende Gearbox ist insbesondere als epizyklische Gearbox ausgebildet und wird auch als „Transfer Gearbox" bezeichnet. Im Sinne der hier vorliegenden Erfindung ist in die Strebe 21 ein in Fig. 1 schematisiert dargestellter Generator 24 zur Erzeugung elektrischer E- nergie integriert . Der Generator 24 ist demnach innerhalb des Fanströmungskanals angeordnet und dort lediglich relativ geringen Temperaturen ausgesetzt. In die Strebe 21 können zur Kühlung des Generators 24 Öffnungen integriert sein, um einen Teil der den Fanstromungskanal durchströmenden Luftströmung zur Kühlung des Generators 24 an demselben vorbei zu bewegen .
Am radial außenliegenden Ende des Fanströmungskanals bzw. der Strebe 21 ist im gezeigten Ausführungsbeispiel der in die Strebe 21 integrierte Generator 24 über eine zweite Gearbox 25 mit Anbaueinrichtungen 26 und 27 des Flugtriebwerks gekoppelt. Die zweite Gearbox 25 wird auch als „Acces- sory Drive Gearbox" bezeichnet. Bei der Anbaueinrichtung 26 handelt es sich zum Beispiel um ein Hydrauliksystem des Flugtriebwerks, bei der Anbaueinrichtung 27 handelt es sich zum Beispiel um eine elektrisch betriebene Regelungseinrichtung bzw. Steuerungseinrichtung.
Im Sinne der hier vorliegenden Erfindung sind neben dem Generator 24 auch elektrische bzw. elektronische Baugruppen zur Leistungsregelung in die Strebe 21 integriert.
Im Sinne der hier vorliegenden Erfindung ist die Strebe 21 zusammen mit dem in die Strebe 21 integrierten Generator 24 sowie der gegebenenfalls ebenfalls in die Strebe 21 integrierten Leistungselektronik als Einheit aus dem Fanstromungskanal demontierbar. Hierdurch ist gewährleistet, dass diese Einheit für Wartungsarbeiten leicht zugänglich ist . Zu Wartungsarbeiten am Generator 24 sowie in der entsprechenden Leistungselektronik müssen demnach am Flugtriebwerk als solchen dann keine Arbeiten vorgenommen werden.
Der in die Strebe 21 integrierte Generator 24 verfügt über mindestens einen Ständer sowie mindestens einen Läufer. Der oder jeder Ständer des Generators ist dabei ortsfest in die Strebe 21 integriert. Der oder jede Läufer des Generators ist derart in die Strebe 21 integriert, dass eine Relativrotation zu dem oder jedem Ständer des Generators 24 möglich ist. Wie bereits erwähnt, ist der Generator 24 über die erste Gearbox 23 mit der Welle 20 des Kerntriebwerks 12 gekoppelt. Insbesondere ist die Antriebswelle 22 mit der Welle 12 des Kerntriebwerks 12 gekoppelt und treibt den oder jeden Läufer des Generators 24 an. Der Generator 24 bzw. die Strebe 21, in welche der Generator 24 integriert ist, sind über geeignete Lager insbesondere mit der Welle 20 des Kerntriebwerks 12 gekoppelt. Ebenso sind in die Strebe 21 Lager für den Generator 24 integriert. Weiterhin ist am radial außenliegenden Ende der Strebe 21 ein geeignetes Lager zur Ankoppelung an die Anbaueinrichtungen 26 und 27 vorgesehen. Die Lager können zum Beispiel als keramische Lager ausgebildet sein.
Der vom Generator 24 bereitgestellte Strom hängt prinzipiell von der Drehzahl der Welle 20 des Kerntriebwerks 12 ab. Um einen von der Drehzahl der Welle 20 unabhängigen Gleichstrom bereitzustellen, ist in die Strebe 21 eine entsprechende Leistungselektronik integriert. Mithilfe der Leistungselektronik ist es möglich, unabhängig von der Drehzahl der Welle 20 des Kerntriebwerks 12 eine Ausgangsgleichspannung von in etwa 270 V bereitzustellen. Der Generator 24 wird im Sinne der hier vorliegenden Erfindung so dimensioniert, dass derselbe einen elektrische Ausgangsgröße von 100 bis 150 kVA bereitstellen kann.
Der in die Strebe 21 integrierte Generator kann im Sinne der hier vorliegenden Erfindung auch als Motor zum Starten des Flugtriebwerks eingesetzt werde .
Obwohl in Fig. 1 lediglich eine Strebe 21 mit einem darin integrierten Generator 24 dargestellt ist, können im Sinne der hier vorliegenden Erfindung auch mehrere Streben mit darin integrierten Generatoren sich im Bereich des Fanströmungskanals erstrecken.
Die in die Streben integrierten Generatoren und die zugehörige Elektronik bzw. Leistungselektronik können mehrstufig bzw. modular ausgebildet sein. In diesem Fall ist jeweils ein „Stapel" aus mehreren Generatoren mit entsprechender Elektronik in die Streben integriert . Hierdurch kann für eine Vielzahl unterschiedlicher Flugtriebwerke bei geringen Kosten die jeweils benötigte elektrische Leistung bereitgestellt werden. Weiterhin ergeben sich Vorteile bei der Wartung der Flugtriebwerke. Es müssen lediglich eine geringe Anzahl von gleichen Modulen für die Wartung bereitgehalten werden .
Abschließend sei darauf hingewiesen, dass die oder jede Strebe, in welche Generatoren zur Erzeugung elektrischer Energie integriert sind, in radialer Richtung des Fanströmungskanals eine große Erstreckung aufweisen, in axialer Richtung sowie in Umfangsrichtung des Fanströmungskanals jedoch eine geringe Erstreckung aufweisen. Die Streben mit den darin integrier- ten Generatoren verfügen demnach über ein großes Verhältnis von Länge zu Durchmesser. Hierdurch ist gewährleistet, dass die Luftströmung durch den Fanstromungskanal so gut wie nicht beeinträchtigt wird.

Claims

Patentansprüche
1. Flugtriebwerk, insbesondere Gasturbinentriebwerk, mit mindestens einem Fan (11) und einem Kerntriebwerk (12) , wobei der Fan (11) ein Fangehäuse (13) , welches einen Fanstromungskanal begrenzt, und mindestens ein Lüfterrad (15) aufweist, und wobei das Kerntriebwerk (12) mindestens einen Verdichter (15, 16), mindestens eine Brennkammer (17) und mindestens eine Turbine (18, 19) aufweist, und mit mindestens einem Generator (24) zur Erzeugung elektrischer Energie, wobei der oder jeder Generator (24) aus dem Kerntriebwerk (12) entnommener Wellenleistung elektrische Energie erzeugt, dadurch gekennzeichnet, dass der oder jeder Generator (24) zur Erzeugung elektrischer Energie in mindestens eine sich in radialer Richtung des Fanströmungskanals erstreckende Strebe (21) integriert und damit innerhalb des Fanströmungskanals positioniert ist.
2. Flugtriebwerk nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der oder jeder Generator (24) bzw. die oder jede Strebe (21) , in welche der oder jeder Generator (24) integriert ist, als Einheit aus dem Fanstromungskanal zur Wartungsarbeiten demontierbar ist.
3. Flugtriebwerk nach Anspruch 1 oder 2 , dadurch gekennzeichnet, dass der oder jeder Generator (24) von einer durch den Fanstromungskanal strömenden Luftströmung kühlbar ist, wobei hierzu in die oder jede Strebe (21), in welche der oder jeder Generator (24) integriert ist, Öffnungen integriert sind, um einen Teil der den Fanstromungskanal durchströmenden Luftströmung zur Kühlung an dem oder jedem Generator (24) vorbei zu bewegen.
4. Flugtriebwerk nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 3 , dadurch gekennzeichnet, dass jeder Generator (24) mindestens einen Ständer und mindestens einen Läufer aufweist, wobei der oder jede Generator, insbesondere der Läufer desselben, an einem radial innenliegenden Ende über eine erste Gearbox (23) mit der Welle (20) des Kerntriebwerks (12), von der Wellenleistung entnommen wird, gekoppelt ist. Flugtriebwerk nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass der oder jeder Ständer ortsfest innerhalb der jeweiligen Strebe
(21) positioniert ist, und dass der oder jeder Läufer innerhalb der jeweiligen Strebe (21) relativ zu dem oder jedem Ständer rotiert.
Flugtriebwerk nach Anspruch 4 oder 5 , dadurch gekennzeichnet, dass die erste Gearbox (23), über welche der oder jeder Generator
(24) mit der Welle (20) des Kerntriebwerks (12) gekoppelt ist, als drehzahlerhöhende Gearbox ausgebildet ist.
Flugtriebwerk nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass der oder jeder Generator (24) an einem radial außenliegenden Ende des Fanströmungskanals über eine zweite Gearbox (25) mit pneumatisch und/oder hydraulisch betriebenen Anbaueinrichtungen (26) des Flugtriebwerks gekoppelt ist.
Flugtriebwerk nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 1 , dadurch gekennzeichnet, dass zusätzlich zu dem oder jedem Generator (24) auch elektronische Baugruppen zur Leistungsregelung des oder jedes Generators (24) in die jeweilige Strebe (21) integriert sind.
Flugtriebwerk nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass der oder jeder Generator (24) auch im Motorbetrieb zum Starten des Flugtriebwerks einsetzbar ist.
EP05748042A 2004-05-13 2005-04-23 Flugtriebwerk Withdrawn EP1654442A1 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102004023569A DE102004023569A1 (de) 2004-05-13 2004-05-13 Flugtriebwerk
PCT/DE2005/000750 WO2005111381A1 (de) 2004-05-13 2005-04-23 Flugtriebwerk

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP1654442A1 true EP1654442A1 (de) 2006-05-10

Family

ID=34969013

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP05748042A Withdrawn EP1654442A1 (de) 2004-05-13 2005-04-23 Flugtriebwerk

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20070157597A1 (de)
EP (1) EP1654442A1 (de)
DE (1) DE102004023569A1 (de)
WO (1) WO2005111381A1 (de)

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102004004945A1 (de) * 2004-01-31 2005-08-18 Mtu Aero Engines Gmbh Gasturbine, insbesondere Flugtriebwerk
US7854582B2 (en) 2007-05-08 2010-12-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Operation of an aircraft engine after emergency shutdown
US7926287B2 (en) 2007-05-08 2011-04-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of operating a gas turbine engine
US8333554B2 (en) * 2007-11-14 2012-12-18 United Technologies Corporation Split gearbox and nacelle arrangement
US8097972B2 (en) 2009-06-29 2012-01-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine with magnetic shaft forming part of a generator/motor assembly
US8278774B2 (en) 2009-06-29 2012-10-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine with wired shaft forming part of a generator/motor assembly
US8745990B2 (en) * 2009-07-27 2014-06-10 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine with integrated electric starter/generator
US9297314B2 (en) * 2012-12-19 2016-03-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine with accessory gear box
US10436120B2 (en) 2013-02-06 2019-10-08 United Technologies Corporation Exhaust nozzle for an elongated gear turbofan with high bypass ratio
DE102013209388B4 (de) * 2013-05-22 2021-07-22 Robert Bosch Gmbh Hybridantrieb für kraftgetriebenes Luftfahrzeug, kraftgetriebenes Luftfahrzeug mit Hybridantrieb und zugehöriges Betriebsverfahren
US9431877B2 (en) * 2014-12-03 2016-08-30 The Boeing Company Concentric ring generators
US11274557B2 (en) 2019-11-27 2022-03-15 General Electric Company Damper assemblies for rotating drum rotors of gas turbine engines
US11280219B2 (en) 2019-11-27 2022-03-22 General Electric Company Rotor support structures for rotating drum rotors of gas turbine engines
FR3110930B1 (fr) * 2020-05-27 2022-06-10 Safran Trans Systems Turbomachine equipee d’une machine electrique avec un stator dans un bras structural
PL435035A1 (pl) 2020-08-20 2022-02-21 General Electric Company Polska Spółka Z Ograniczoną Odpowiedzialnością Gazowe silniki turbinowe zawierające wbudowane maszyny elektryczne i powiązane układy chłodzenia
US11795837B2 (en) 2021-01-26 2023-10-24 General Electric Company Embedded electric machine

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE865842C (de) * 1945-04-13 1953-02-05 Siemens Ag Gleichdruck-Gasturbinenmaschinensatz
DE1268437B (de) * 1962-08-27 1968-05-16 Bristol Siddeley Engines Ltd Gasturbinentriebwerk
US5039281A (en) * 1989-12-26 1991-08-13 General Electric Company Method and apparatus for supplying compressed air to auxiliary systems of a vehicle
US6177735B1 (en) * 1996-10-30 2001-01-23 Jamie C. Chapman Integrated rotor-generator
GB0126371D0 (en) * 2001-11-02 2002-01-02 Rolls Royce Plc Gas turbine engines
EP1130221A1 (de) * 2000-02-14 2001-09-05 Techspace Aero S.A. Vorrichtung und Verfahren Schmierung von aeronautische Brennkraftmaschine
US6895835B2 (en) * 2000-09-19 2005-05-24 Alan M. Cordeiro Method of improving performance in a motor-driven system
GB2409936B (en) * 2001-02-09 2005-09-14 Rolls Royce Plc Gas turbine with electrical machine
US7377466B1 (en) * 2005-04-12 2008-05-27 Joseph James Smith Propulsion system for miniature vehicles

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO2005111381A1 *

Also Published As

Publication number Publication date
US20070157597A1 (en) 2007-07-12
WO2005111381A1 (de) 2005-11-24
DE102004023569A1 (de) 2005-12-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1654442A1 (de) Flugtriebwerk
EP1711690B1 (de) Gasturbine, insbesondere flugtriebwerk
EP1694944B1 (de) Gasturbine, insbesondere flugtriebwerk
DE102007059980A1 (de) Elektrische Energieerzeugung unter Verwendung einer Arbeitsturbine hinter einer Niederdruckturbine
EP1929127A1 (de) Strahltriebwerk mit einer integrierten elektrischen motor/generatoreinheit
EP2141339A1 (de) Turbofantriebwerk mit mindestens einer Vorrichtung zum Antreiben mindestens eines Generators
EP1898071B1 (de) Generator-Starter-System für ein Mehrwellentriebwerk
EP2565422B1 (de) Hilfsgerätegetriebeeinrichtung für ein Triebwerk
DE102008028883A1 (de) Gasturbine mit zumindest einer mehrstufigen, mehrere Verdichtermodule umfassenden Verdichtereinheit
EP1895125A2 (de) Generator-Starter-Anordnung für ein Gasturbinentriebwerk
DE102018124206A1 (de) Untersetzungsgetriebe
DE102006003884A1 (de) Strahltriebwerk mit aktivmagnetischer Lagerung
DE10064263A1 (de) Strömungsmaschine und Verfahren zum Betrieb
WO2011127901A1 (de) Mehrwelliges triebwerk mit tandem-generator
EP2721258B1 (de) Verfahren zum betrieb einer rotationsmaschine
DE1601618A1 (de) Abgeschlossene Kompressoranordnung
DE102014226861A1 (de) Elektrischer Verdichter
DE102005006415A1 (de) Gasturbinentriebwerk
DE102009053490A1 (de) Turbolader einer Brennkraftmaschine mit einem elektrischen Energiefluss
EP1709300B1 (de) Vorrichtung zum verstellen von leitschaufeln
DE3502578A1 (de) Hilfsantrieb fuer ein gasturbinentriebwerk
DE102020117255A1 (de) Gasturbinentriebwerk und Luftfahrzeug mit einem Gasturbinentriebwerk
DE102019117913A1 (de) Vorrichtung zum Starten und / oder Warten von Strahltriebwerken von Flugzeugen und anderen Fluggeräten (Stationary Air Power Unit - SAPU)
DE102019120462A1 (de) Hilfsgerätegetriebe eines Gasturbinentriebwerkes und Gasturbinentriebwerk
DE102016220849B4 (de) Turbolader für eine Antriebseinrichtung sowie Verfahren zum Betreiben eines Turboladers

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 20060225

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IS IT LI LT LU MC NL PL PT RO SE SI SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL BA HR LV MK YU

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION HAS BEEN WITHDRAWN

18W Application withdrawn

Effective date: 20061109