EP2440852A1 - Antrieb für eine turbine nebst antriebsverfahren - Google Patents

Antrieb für eine turbine nebst antriebsverfahren

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Publication number
EP2440852A1
EP2440852A1 EP10722135A EP10722135A EP2440852A1 EP 2440852 A1 EP2440852 A1 EP 2440852A1 EP 10722135 A EP10722135 A EP 10722135A EP 10722135 A EP10722135 A EP 10722135A EP 2440852 A1 EP2440852 A1 EP 2440852A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
fuel
air
nozzle
combustion chamber
turbine
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Withdrawn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
EP10722135A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Horst Jan Moddemann
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.)
Air-lng GmbH
Original Assignee
Air-lng 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 Air-lng GmbH filed Critical Air-lng GmbH
Publication of EP2440852A1 publication Critical patent/EP2440852A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/30—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising fuel prevapourising devices
    • F23R3/32—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply comprising fuel prevapourising devices being tubular
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion

Definitions

  • the invention relates to a drive for a turbine and in particular an aircraft turbine (also called engine) and a method for the operation of such a turbine.
  • a train turbine is a gas turbine that accelerates a plane.
  • the invention also relates to an aircraft with the drive for a turbine.
  • a drive for a turbine comprises means for the intake of air.
  • the intake air is compressed in a compressor of the turbine drive.
  • a fuel is added to the compressed air in a downstream combustion chamber.
  • the mixture of fuel and compressed air is ignited and burned in the combustion chamber.
  • the combustion causes a temperature increase.
  • the built up energy relaxes in the following turbine.
  • the turbine converts the thermal energy into mechanical energy that drives the compressor.
  • the remaining gas energy fraction can also be transformed into mechanical energy via a power turbine, or it is decompressed via a nozzle by accelerating the mass of the hot gas and thus generating thrust.
  • the transformed energy is used in the desired way.
  • Air is already compressed before entering a compressor of an aircraft engine due to the airspeed and thus heated to a storage temperature of 1 20 to 1 40 degrees Celsius. If flown very fast, such as Mach 6, then the storage temperature can rise to over 1 000 degrees Celsius.
  • a modern turbine engine for an aircraft comprises several axial or radial compressors, which compress the air to 48 bar and heat it accordingly high. With a special spray nozzle, fuel is then injected into the compressed air. Kerosene is currently used as fuel in an aircraft. This fuel is limited in quantity. There is therefore a need to be able to operate an aircraft engine with a different fuel.
  • LNG cooled to minus 1 61 degrees Celsius and liquefied natural gas or liquefied methane ignites ignitions, can basically only be burned by means of technical atomization, special spray and mixing nozzles and is therefore a fuel that can be stored very safely.
  • Methane gas bio-methane
  • LNG is considered to be flame retardant and can basically only be ignited in a mechanically disastrous form.
  • Cloudy LNG has an ignition point of 650 degrees Celsius, which is significantly higher than the ignition point of diesel fuel (250 degrees Celsius) or gasoline (235 degrees Celsius).
  • the injector For example, to convert a diesel engine so that it can be operated with LNG, the injector must be modified. In addition, such an engine must first be started with diesel fuel to bring the engine to operating temperature. Only after Reaching the operating temperature is a sufficiently high temperature to operate a conventional diesel engine with LNG can.
  • a drive for a turbine comprises the features of claim 1.
  • Advantageous embodiments emerge from the subclaims.
  • a method of operating the turbine engine includes the features of the independent claim.
  • a drive for a turbine with a compressor for compressing air, with a nozzle for injecting a first fuel in the compressed air and with a combustion chamber for igniting the air-fuel mixture is provided.
  • the drive has a further nozzle for the injection of a second fuel.
  • the nozzle for injecting a first fuel is used to start the drive or a turbine engine comprising the drive and a turbine which provides mechanical energy by the ignition of the air-fuel mixture.
  • the first fuel is therefore a conventional fuel in particular kerosene. This ensures that the engine can be started at any time, as this is so far conventional or at least can be procured.
  • the second nozzle is used for injecting a new fuel, which is at least initially a liquid gas.
  • LNG is used as liquefied gas, which is taken from a tank and passed to the combustion chamber.
  • the drive has been started with a conventional fuel such as kerosene, it can be used instead of the first conventional one
  • the LPG Fuel for further operation, the LPG to be supplied. It is also advantageous that with the conventional fuel, the operating temperature of the drive can be achieved before it is converted to the second fuel. If the second fuel has a higher ignition temperature compared to conventional fuel, the ignition is at least then regularly unproblematic if, at the time of the changeover, the drive has already reached its operating temperature.
  • the object of the invention is further achieved by a turbine drive with a compressor for compressing air, with a nozzle for injecting a fuel into the compressed air and with a combustion chamber for igniting the air-fuel mixture comprising a heat exchanger for the Heating the fuel before injecting the fuel into the compressed air includes.
  • a liquefied gas in particular liquefied methane (CH 4 )
  • CH 4 liquefied methane
  • the heat exchanger is located in a space or area into which the compressed and thus heated air is introduced.
  • the temperature of the heated air can easily be 700 0 C.
  • the compressed air is cooled before it with the Fuel is mixed.
  • the temperature of the ignitable air-fuel mixture is lowered.
  • the turbine inlet temperature can be lowered, which reduces the formation of nitrogen oxides (NOX).
  • NOX nitrogen oxides
  • high combustion temperatures and pressures in modern engines increase their efficiency, they also drastically increase NO x formation in the atmosphere.
  • Nitric oxide at high altitudes in the form of the trace gas bromine nitrate is known as a destroyer of the Earth's ozone layer. Reducing the formation of nitrogen oxides is therefore of utmost importance for the entire aviation and climate protection of the earth.
  • the heat exchanger adjacent to the combustion chamber so that the fuel is heated by the heat generated in the combustion chamber.
  • a combustion chamber is double-walled and a heat exchanger is located between the two walls of the combustion chamber.
  • the heat exchanger can have a total of at least two tubes in which liquefied gas such as LNG is vaporized and forward the vaporized LNG to a nozzle.
  • the tubes can be equipped with adjustable flow valves to control the flow of LPG through the tubes. This improves the reliability.
  • the supply line or supply lines for the liquefied gas to the nozzle can first open into a ring guide tube and be forwarded from the ring guide tube to one or more nozzles.
  • the start therefore preferably takes place with the aid of a previously evaporated gas or with the aid of a conventional fuel such as kerosene.
  • the gas may have been taken from the tank containing the liquefied gas. In such a tank always creates a steam atmosphere, which can be used for the start.
  • the gas atmosphere must be pumped out.
  • the pumped gas can also be used for the operation of a fuel cell with which an associated aircraft is equipped.
  • the electric current is generated and, if necessary, stored by means of a battery that the aircraft requires. In this way, it is possible to decouple power generation from the operation of an engine and at the same time to use so that excess pressure is reduced in an LNG tank.
  • a build-up in a tank pressure can quickly exceed the maximum allowable pressure.
  • the permissible pressure can be relatively low, for example only two bars, in order, for example, to be able to use existing Kevlar® tanks.
  • Kevlar® tanks consist for example of hollow fibers, so that a desired flexibility is given and thus a desired security is ensured.
  • an overpressure builds up in such a tank, it can also be used during the stay on the ground to generate electric current with the aid of external fuel cells. This electric power can be fed, for example, into the power grid of an airport when an aircraft has landed and for some reason must now be taken to ensure that the tank contents are used without having to refuel the aircraft.
  • LNG which consists predominantly of methane, has approx. 1 6 to 20% less weight. This results in weight advantages when an aircraft is fueled and operated with LNG.
  • LNG generates approx. 30% less CO 2 and 80% less nitrogen oxides than kerosene. In addition, no aromatics. LNG is therefore more environmentally friendly.
  • Outer-aircraft efficiency refers to the transport efficiency of an aircraft or, in other words, fuel consumption per seat mile.
  • the invention can also reduce maintenance costs for the engine because the fuel LNG is sulfur-free and burns cleaner than kerosene.
  • the small turbine cooling holes of the turbine blades are therefore closed or reduced in size compared with kerosene combustion by contamination, which is able to reduce the maintenance costs considerably.
  • the heat-insulated tanks which are needed for refueling with LNG, can be adapted to the existing cargo holds in an aircraft in order to retrofit aircraft with such tanks.
  • the tanks can be permanently mounted or interchangeably housed in the aircraft.
  • FIG. 1 sketches a section through a section of an annular combustion chamber or drive for a turbine.
  • the drive comprises a compressor 1, is compressed in the sucked air.
  • Compressor 1 reaches approx. Compressed to 48 bar and heated to approx. 70O 0 C heated air in a diffuser area 2 into it, so an area that expands spatially.
  • the flow velocity of the heated, compressed air slows down.
  • the heat exchanger 3 is fed via a fuel feed ring tube 4a with several inlets 4.
  • LNG is introduced into the heat exchanger 3 and evaporated, resulting in a cooling of the air present in the diffuser region 2.
  • the fuel supply ring tube 4a is guided either in the outer or in the inner region of the associated engine in the vicinity of the outer shell.
  • the tube of the heat exchanger 3 has, for reasons of flow technology in the manner shown in FIG. 1, an elliptical cross-section, so that air is able to easily flow through the heat exchanger 3. The long side of the ellipse thus runs parallel to the air flow.
  • the cooled, compressed air is introduced via wall openings 5 and the ejector 5 a along the wall nozzles 7 and 1 4 in the combustion chamber 6.
  • the ejector sucks the compressed air due to the high nozzle fuel velocity into the combustion chamber, where the air mixes with the fuel.
  • the LNG vaporized in the heat exchanger 3 reaches a gas injection nozzle 7 with which the gas is injected into the combustion chamber 6. This results in an ignitable fuel-air mixture in the combustion chamber, which relaxes via a subsequent, not shown turbine along the arrow 8.
  • the drive also includes an inlet 9 for kerosene through which kerosene enters a ring tube 10.
  • the ring tube 10 surrounds the gas nozzle 7 as a functional component of the combustion chamber ejector.
  • the drive comprises a plurality of such nozzles 7, which correspond to the annular shape of the combustion chamber 6 are distributed annularly distributed.
  • Kerosene is pumped through several lines 1 2 into the interior 1 3 of the mixing nozzle burner 1 1 from the ring tube 1 0 from.
  • the kerosene enters via the nozzle 1 4 in the combustion chamber 6 and is thereby atomized. This creates another ignitable fuel-air mixture, which ensures that the drive in any situation, including at high altitudes at very low temperatures of, for example -50 0 C can be started.
  • the air pressure in the diffuser chamber is approx. 48 bar.
  • vaporized LNG is forced through the nozzle 7 and thus atomized.
  • the nozzle 7 ensures that air escaping through the ejector and out of the openings 5 is entrained, so that an optimized mixture of air and fuel is generated in the region of the nozzle. Air is thus optimally swirled with the fuel or fuel.
  • the annular tube 1 0 for the supply of kerosene and the nozzles 1 4 for kerosene is preferably no weld, rivet or screw. Instead, there are then only clamping connections between ejector inlet plate and a Kerosinzu operationsringrohr 1 0. In this sense, each mixing nozzle burner 1 1 via the respective Ejektor ring tube 1 0 suspended on at least three kerosene traversed webs 1 0a mounted elastically mounted. Stability problems due to different thermal expansions are thus avoided.
  • FIG 2 shows a modification of the embodiment shown in Figure 1 with a heat exchanger 3a in the outer wall portion of the annular Combustion chamber ⁇ , which also forms the outer casing of the engine.
  • Liquefied gas is introduced in the outlet region of the combustion chamber via an inlet 4 in the heat exchanger 3a.
  • the heat exchanger consists of at least two tubes wound into each other, which run helically in the direction of the inlet region of the combustion chamber ⁇ . Two tubes are provided in this embodiment for safety reasons to more quickly distribute the vaporized LNG over this shorter path. If these two advantages are dispensed with, then only one pipe is sufficient.
  • the inlet 4 comprises a ring tube in the outer region of the engine into which a feed line leads and of which two
  • the tubes may have been spirally wound and brought into the outer shell of the combustion chamber so as to install the heat exchanger 3a.
  • From the heat exchanger 3a from the liquefied gas is introduced via a line 3b in the heat exchanger 3 and finally passes in vaporized form to the gas nozzle 7.
  • the gas nozzle 7 Through the gas nozzle 7, the vaporized liquid gas is injected, mixed with the compressed or compressed air and continuously burned.
  • the combustion chamber is cooled in this embodiment of the heat exchanger tubes.
  • the walls of the combustion chamber are protected from excessive temperatures.
  • Figure 2 illustrates that the cross section of the tube of the heat exchanger 3 may also be circular. In another embodiment, however, the heat exchanger 3 can also be omitted, so that air is then introduced from the heat exchanger 3a directly into the gas nozzle 7.
  • the spiraling tube 3a is advantageously formed by a spiral Separator 1 6 spatially separated so as to avoid thermal stresses.
  • This spacer presses with its tip 1 6a adjacent pipes apart.
  • the spacer may also have been spirally wound into the outer shell of the combustion chamber so as to be mounted. Adjacent pipelines are clamped by the spacer 1 6. This avoids that the pipes of the pipe 3a can swing.
  • a distance between the pipes is set. It is in the spacer 1 6, for example, a spiral extending angled band.
  • stop elements not shown at both ends of the spiral spacer.
  • a stop element is arranged in the exit region out of the chamber.
  • Entry area act as a stop element to fix the spacer 1 6.
  • Figure 3 shows an enlarged view of the nozzle 7, emerges from the vaporized gas and from here into the outer housing 1 7 of the Mischdüsenbren ners 1 1 passes.
  • the atomized gas-air mixture passes through perforated plates 1 8 controlled, is here mixed with other externally supplied combustion chamber air and ignited.
  • Kerosene enters via the leads 1 2 in the shielded area 1 3 inside, emerges from the
  • Nozzle opening 1 4 of an injection nozzle is then mixed with compressed air, which is supplied via the outer side of the flower-shaped mixing nozzle burner to the injection nozzle, as best as possible with sprayed kerosene and ignited in the combustion chamber.
  • FIG. 4 shows a more detailed, three-dimensional representation of the outlet region of the mixing nozzle burner 11.
  • the mixing nozzle burner 1 1 has here, for example, nine outlet openings in the form of pinhole 1 8, from which the liquid gas exits in gaseous form. These Outlet openings are grouped around an orifice 1 4 from which the atomized conventional fuel (kerosene) exits. In the figure 4 is indicated with the aid of the arrow, in which direction the respective, leaking fuel emerges.
  • the wall 20 is inside the LNG air mixture (mixing nozzle burner) and in the outer region of injected air flower shaped to the second nozzle, the kerosene nozzle out.
  • outlet openings are separated from each other by a wall 20 which drops from the nozzle opening 1 4 outwardly, downwardly or in the direction of entry into the combustion chamber. Through these walls 20, the compressed air is guided by the Koander effect to the outlet openings for the fuel.
  • the outlet openings are each covered with a perforated plate 18 to produce many small controlled individual gas flames in the combustion chamber.
  • FIG. 5a shows an embodiment of a heat exchanger 3a for heat exchange with thermal energy occurring in the combustion chamber.
  • a metal plate provided with webs 21 is applied to an inner coated engine outer wall in the combustion chamber region, which represents the inner wall 1 5.
  • the inner coating 22 of the outer wall shown enlarged in FIG. 5 b, serves for the tight connection between the ends 23 of the webs 21.
  • the ends 23 are corrugated to ensure a tight connection.
  • the inner wall 1 5 has inside a corrugated surface 24 in order to improve the heat exchange.
  • a combustion chamber is to be retrofitted with a heat exchanger 3a, there is the simplified possibility of winding a pipe spirally around the outer wall of the engine in the combustion chamber area and to use the external heat of the combustion chamber for the evaporation of the liquefied gas.
  • the inventions described are technically favorable, since the double wall of the heat exchanger dampens the combustion sound.
  • the particular embodiment of the mixing nozzle burner with the plurality of outlet openings 1 9 grouped around an outlet opening 1 4 makes it possible for two different fuels to be mixed and burned simultaneously or sequentially with the compressed air, the degree of mixing being graded on the energy side Combustion allowed.
  • the special construction of the suspended elastically mounted mixing nozzle burner 1 1, which forms a unit with at least three hollow kerosene flowed through connecting webs 1 2, which in turn form a unit together with the kerosene feed tube 1 2 and the kerosene nozzle 1 4, allow the staggered dual use -Fuel technology.
  • LNG Liquified Natural Gas
  • Bio LNG Deep-frozen Methane Gas - 1 61 0 C

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
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  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract

Die Erfindung betrifft einen Antrieb für eine Turbine und zwar insbesondere eine Flugzeugturbine sowie ein Verfahren für den Betrieb einer solchen Turbine. Eine Flugzugturbine ist eine Gasturbine, die ein Flugzeug beschleunigt. Die Erfindung betrifft außerdem ein Flugzeug mit dem Antrieb für eine Turbine. Erfindungsgemäß ist ein Antrieb für eine Turbine mit einem Verdichter für das Verdichten von Luft, mit einer Düse für das Einspritzen eines ersten Kraftstoffes in die verdichtete Luft und mit einer Brennkammer für das Zünden des Luft-Kraftstoff-Gemisches versehen. Außerdem weist der Antrieb eine weitere Düse für das Einspritzen eines zweiten Kraftstoffs auf. Die Düse für das Einspritzen eines ersten Kraftstoffs dient dem Start des Antriebs bzw. eines Turbinentriebwerks umfassend den Antrieb sowie eine Turbine, die durch das Zünden des Luft-Kraftstoff-Gemisches mechanische Energie bereitstellt. Der erste Kraftstoff ist daher ein konventioneller Kraftstoff und zwar insbesondere Kerosin. Hierdurch wird sichergestellt, dass das Triebwerk jederzeit gestartet werden kann, d a dieses insoweit konventionell beschaffen ist oder zumindest beschaffen sein kann. Die zweite Düse dient für das Einspritzen eines neuen Kraftstoffes, bei dem es sich zumindest zunächst um ein Flüssiggas handelt. Als Flüssiggas wird insbesondere ein Gemisch aus und Bio LNG mit hohem Brennwert eingesetzt, welches einem Tank entnommen und zur Brennkammer in einem isolierten Druckrohr geleitet wird.

Description

Antrieb für eine Turbine nebst Antriebsverfαhren
Die Erfindung betrifft einen Antrieb für eine Turbine und zwar insbesondere eine Flugzeugturbine (auch Triebwerk genannt) sowie ein Verfahren für den Betrieb einer solchen Turbine. Eine Flugzugturbine ist eine Gasturbine, die ein Flugzeug beschleunigt. Die Erfindung betrifft außerdem ein Flugzeug mit dem Antrieb für eine Turbine.
Ein Antrieb für eine Turbine umfasst Mittel für das Ansaugen von Luft. Die angesaugte Luft wird in einem Verdichter des Turbinenantriebs verdichtet. Ein Kraftstoff wird in einer nachgeschalteten Brennkammer zur verdichteten Luft hinzugefügt. Das Gemisch aus Kraftstoff und verdichteter Luft wird in der Brennkammer gezündet und verbrannt. Die Verbrennung bewirkt eine Temperaturerhöhung . Die aufgebaute Energie entspannt sich in der nachfolgenden Turbine. Die Turbine wandelt die thermische Energie in mechanische Energie um, die den Verdichter antreibt. Der verbleibende Gasenergie-Anteil kann ebenfalls über eine Arbeitsturbine in mechan ische Energie transformiert werden, oder sie wird über eine Düse entspannt, indem die Masse des heißen Gases beschleunigt wird und damit Schub erzeugt. Die transformierte Energie wird in gewünschter Weise genutzt.
Luft wird vor dem Eintritt in einen Verdichter eines Flugzeugtriebwerks bereits aufgrund der Fluggeschwindigkeit verdichtet und so auf eine Stautemperatur von 1 20 bis 1 40 Grad Celsius erwärmt. Wird sehr schnell geflogen, so zum Beispiel Mach 6, so kann die Stautemperatur bis auf über 1 000 Grad Celsius ansteigen.
Ein modernes Turbinen-Triebwerk für ein Flugzeug umfasst mehrere Axial- oder Radialverdichter, die die Luft auf 48 Bar verdichten und dabei entsprechend hoch erhitzen. Mit einer speziellen Sprühdüse wird anschließend Kraftstoff in die verdichtete Luft eingespritzt. Als Kraftstoff wird bei einem Flugzeug derzeit Kerosin eingesetzt. Dieser Kraftstoff ist aber mengenmäßig begrenzt. Es besteht daher Bedarf, ein Flugzeugtriebwerk mit einem anderen Kraftstoff betreiben zu können .
Aus den Druckschriften DE 1 95 24 680 Al sowie DE 1 95 24 681 Al ist der Hinweis zu entnehmen, alternativ Wasserstoff oder Erdgas als Kraftstoff einzusetzen und diese Kraftstoffe in flüssiger, gekühlter Form zu transportieren und zu lagern . In diesen Druckschriften wird allerdings nur beschrieben, wie ein solcher verflüssigter Kraftstoff gelagert werden kann .
Aus der Druckschrift EP 0 779 469 Al ist bekannt, Flüssiggas wie LNG zunächst zu verdampfen und das Gas einem Verbraucher zuzuführen, um so beispielsweise ein Fahrzeug anzutreiben. Die Druckschriften EP l 1 1 2 461 Bl sowie DE 1 00 33 736 Al offenbaren, eine Gasturbine mit Erdgas anzutreiben . Die Druckschrift US200621 3488A betrifft einen Verbrennungsmotor, der mit LNG betrieben wird . LNG wird vor der Verbrennung verdampft.
LNG, auf minus 1 61 Grad Celsius gekühltes und verflüssigtes Erdgas bzw. verflüssigtes Methan ist zündunwillig, kann grundsätzlich nur mittels technischer Zerstäubung, spezieller Sprüh - und Mischdüsen verbrannt werden und ist daher ein Kraftstoff, der sehr sicher gelagert werden kann. Methangas (Bio-Methan) ist ein relativ schnell nachwachsender Rohstoff und steht daher im Unterschied zu Öl und Erdgas auch längerfristig zur Verfügung .
LNG gilt als schwer entflammbar und kann grundsätzlich nur in mechanisch verdüster Form entflammt werden. Verdüstes LNG weist einen Zündpunkt von 650 Grad Celsius auf, der damit wesentlich höher als der Zündpunkt von Dieselkraftstoff (250 Grad Celsius) oder Benzin ( 235 Grad Celsius) ist.
Um beispielsweise einen Dieselmotor so umzurüsten, dass er mit LNG betrieben werden kann, muss daher die Einspritzdüse modifiziert werden . Außerdem muss ein solcher Motor zunächst mit Dieselkraftstoff gestartet werden, um den Motor auf Betriebstemperatur zu bringen . Erst nach Erreichen der Betriebstemperatur liegt eine hinreichend hohe Temperatur vor, um einen konventionellen Dieselmotor mit LNG betreiben zu können .
Im Vergleich zu einem Dieselmotor sind bei einem Flugzeugtriebwerk weitergehende Anforderungen zu beachten. Ein Flugzeugtriebwerk muss aus Sicherheitsgründen in jeder operativen Höhe wieder gestartet werden können. Mit einer sich ändernden (Flug-)höhe verändern sich allerdings die Umgebungsbedingungen sehr stark. So können Temperaturen am Boden ohne weiteres 40 Grad Celsius betragen, wohingegen in einer üblichen Flughöhe die Außentemperatur - 60 Grad Celsius betragen kann . Die Dichte der Luft verändert sich ebenfalls erheblich .
Es ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Turbine mit einem verflüssigten Gas und zwar insbesondere mit einem besonders hoch methanhaltigen Gemisch aus LNG und/ oder verflüssigtem Bio Methan (Bio LNG) betreiben zu können.
Zur Lösung der Aufgabe umfasst ein Antrieb für eine Turbine die Merkmale des Anspruchs 1 . Vorteilhafte Ausgestaltungen ergeben sich aus den Unteransprüchen . Ein Verfahren für den Betrieb des Turbinentriebwerks umfasst die Merkmale des Nebenanspruchs.
Zur Lösung der Aufgabe ist ein Antrieb für eine Turbine mit einem Verdichter für das Verdichten von Luft, mit einer Düse für das Einspritzen eines ersten Kraftstoffes in die verdichtete Luft und mit einer Brennkammer für das Zünden des Luft-Kraftstoff-Gemisches versehen. Außerdem weist der Antrieb eine weitere Düse für das Einspritzen eines zweiten Kraftstoffs auf .
Die Düse für das Einspritzen eines ersten Kraftstoffs dient dem Start des Antriebs bzw. eines Turbinentriebwerks umfassend den Antrieb sowie eine Turbine, die durch das Zünden des Luft-Kraftstoff-Gemisches mechanische Energie bereitstellt. Der erste Kraftstoff ist daher ein konventioneller Kraftstoff und zwar insbesondere Kerosin . Hierdurch wird sichergestellt, dass das Triebwerk jederzeit gestartet werden kann, da dieses insoweit konventionell beschaffen ist oder zumindest beschaffen sein kann . Die zweite Düse dient für das Einspritzen eines neuen Kraftstoffes, bei dem es sich zumindest zunächst um ein Flüssiggas handelt. Als Flüssiggas wird insbesondere LNG eingesetzt, welches einem Tank entnommen und zur Brennkammer geleitet wird .
Ist der Antrieb mit einem konventionellen Kraftstoff wie Kerosin gestartet worden, so kann anschießend anstelle des ersten konventionellen
Kraftstoffes für den weiteren Betrieb das Flüssiggas zugeführt werden . Von Vorteil ist dabei auch, dass mit dem konventionellen Kraftstoff die Betriebstemperatur des Antriebs erreicht werden kann, ehe auf den zweiten Kraftstoff umgestellt wird . Weist der zweite Kraftstoff eine höhere Zündtemperatur im Vergleich zum konventionellen Kraftstoff auf, so ist die Zündung zumindest dann regelmäßig unproblematisch, wenn im Zeitpunkt der Umstellung der Antrieb seine Betriebstemperatur bereits erreicht hat.
Die Aufgabe der Erfindung wird ferner durch einen Turbinenantrieb mit einem Verdichter für das Verdichten von Luft, mit einer Düse für das Einspritzen eines Kraftstoffes in die verdichtete Luft und mit einer Brennkammer für das Zünden des Luft-Kraftstoff-Gemisches gelöst, der einen Wärmetauscher für das Erwärmen des Kraftstoffes vor dem Einspritzen des Kraftstoffes in die verdichtete Luft umfasst. Wird ei n verflüssigtes Gas, insbesondere verflüssigtes Methan (CH4) als Kraftstoff eingesetzt, so wird dieser Kraftstoff durch den Wärmetauscher erwärmt und insbesondere verdampft, bevor der Kraftstoff in die Brennkammer gelangt. Dies reduziert den technischen Aufwand, der betrieben werden muss, um anschließend das Luft-Kraftstoff- Gemisch zünden zu können .
In einer Ausgestaltung befindet sich der Wärmetauscher in einem Raum oder Bereich, in den die verdichtete und so erhitzte Luft eingeleitet wird . Die Temperatur der erhitzten Luft kann ohne weiteres 7000C betragen . Bei dieser Ausführungsform wird die verdichtete Luft abgekühlt, bevor diese mit dem Kraftstoff vermischt wird . Die Temperatur des zündfähigen Luft-Kraftstoff- Gemisches wird so gesenkt. Dadurch kann bei gleicher Verbrennungstemperaturdifferenz die Turbineneintrittstemperatur gesenkt werden, was die Bildung von Stickoxiden (NOX) reduziert. Hohe Verbrennungstemperaturen und Drücke bei modernen Triebwerken erhöhen zwar deren Wirkungsgrad, erhöhen gleichzeitig aber auch drastisch die NOx- Bildung in der Atmosphäre. Stickoxid in großen Höhen in Form des Spurengases Bromnitrat ist als ein Zerstörer der Ozonschicht der Erde bekannt. Die Bildung von Stickoxiden zu reduzieren ist daher von größter Bedeutung für die gesamte Luftfahrt und den Klimaschutz der Erde.
In einer Ausgestaltung grenzt der Wärmetauscher an die Brennkammer an, so dass der Kraftstoff durch die in der Brennkammer entstehende Wärme erwärmt wird . Durch diese Kühlung der Brennkammer wird verbessert sichergestellt, dass die Brennkammer nicht derart hohen Temperaturen ausgesetzt wird, dass hierdurch die Brennkammer beschädigt wird .
Vorzugsweise ist eine Brennkammer doppelwandig ausgeführt und ein Wärmetauscher befindet sich zwischen den beiden Wänden der Brennkammer. Der Wärmetauscher kann insgesamt wenigstens zwei Rohre aufweisen, in denen Flüssiggas wie LNG verdampft wird und die verdampftes LNG zu einer Düse weiterleiten . Die Rohre können mit regelbaren Durchströmventilen versehen sein, um den Du rchfluss von Flüssiggas durch die Rohre steuern zu können. Hierdurch wird die Ausfallsicherheit verbessert. Die Zuleitung oder Zuleitungen für das Flüssiggas zur Düse können zunächst in ein Ringsammeirohr einmünden und von dem Ringsammeirohr zu einer oder mehreren Düsen weiter geleitet werden.
Es ist jedoch nicht zwingend erforderlich, dass verflüssigtes Gas zunächst verdampft wird . Mit Hilfe von Piezodüsen sowie einem sehr hohen Druck gelingt es beispielsweise, LNG so zu verdüsen, dass LNG direkt mit der verdichteten Luft gemischt und gezündet werden kann . Diese Ausführungsform ist von Vorteil, wenn die Technik einfach sein soll und auf Wärmeaustauscher und dergleichen verzichtet werden soll.
Auch in diesem Fall wird es für das Starten des Antriebs regelmäßig erforderlich sein, zunächst einmal den Antrieb auf andere Weise zu starten, um den jederzeitigen Start sicherzustellen. Der Start erfolgt daher bevorzugt mit Hilfe eines zuvor verdampften Gases oder mit Hilfe eines konventionellen Brennstoffs wie Kerosin . Das Gas kann dem Tank entnommen worden sein, der das verflüssigte Gas enthält. In einem solchen Tank entsteht stets immer auch eine Dampfatmosphäre, die für den Start genutzt werden kann .
Bei Entstehen eines Überdrucks im Tank muss die Gasatmosphäre abgepumpt werden . Das abgepumpte Gas kann auch für den Betrieb einer Brennstoffzelle verwendet werden, mit der ein zugehöriges Flugzeug ausgestattet ist. Mit einer solchen Brennstoffzelle wird in einer Ausführungsform der Erfindung der elektrische Strom erzeugt und erforderlichenfalls mit Hilfe einer Batterie gespeichert, den das Flugzeug benötigt. Auf diese Weise gelingt es, die Stromerzeugung von dem Betrieb eines Triebwerks abzukoppeln und gleichzeitig so zu nutzen, dass Überdruck in einem LNG-Tank abgebaut wird .
Ein sich in einem Tank aufbauender Druck kann rasch den zulässigen Höchstdruck überschreiten . Der zulässige Druck kann relativ gering sein, so zum Beispiel lediglich zwei Bar, um beispielsweise aus Kevlar® bestehende Tanks einsetzen zu können . Solche Kevlar® - Tanks bestehen beispielsweise aus Hohlfasern, damit eine gewünschte Flexibilität gegeben ist und damit eine gewünschte Sicherheit gewährleistet wird . Baut sich in einem solchen Tank ein Überdruck auf, so kann dieser während des Aufenthalts am Boden auch dazu genutzt werden, um mit Hilfe von externen Brennstoffzellen elektrischen Strom zu erzeugen . Dieser elektrische Strom kann beispielsweise in das Stromnetz eines Flughafens eingespeist werden, wenn ein Flugzeug gelandet ist und aus irgendwelchen Gründen nun dafür Sorge getragen werden muss, dass der Tankinhalt genutzt wird, ohne das Flugzeug enttanken zu müssen . LNG, welches überwiegend aus Methan besteht, hat bei gleichem Energieinhalt wie Kerosin ca . 1 6 bis 20% weniger Gewicht. Es ergeben sich also Gewichtsvorteile, wenn ein Flugzeug mit LNG betankt und betrieben wird .
Bei gleichem Energiegehalt erzeugt LNG ca . 30% weniger CO2 und 80% weniger Stickoxyde als Kerosin . Außerdem fallen keine Aromate an . LNG verhält sich daher umweltfreundlicher.
Mit der Erfindung kann ein um 25% verbesserter Äußerer-Flugzeug- Wirkungsgrad im Vergleich zu einem Betrieb mit Kerosin erzielt werden . Mit einem Äußerern-Flugzeug-Wirkungsgrad ist der Transportwirkungsgrad eines Flugzeugs gemeint oder mit anderen Worten der Kraftstoffverbrauch pro Sitzmeile.
Durch die Erfindung können ferner Wartungskosten für das Triebwerk gesenkt werden, weil der Kraftstoff LNG schwefelfrei ist und sauberer als Kerosin verbrennt. Insbesondere die kleinen Turbinenkühlbohrungen der Turbinenschaufeln werden daher im Vergleich zur Kerosinverbrennung vermindert durch Verschmutzung verschlossen oder verkleinert, was die Wartungskosten beträchtlich zu reduzieren vermag .
Die wärmegedämmten Tanks, die für das Betanken mit LNG benötigt werden, können an die vorhandenen Laderäume in einem Flugzeug angepasst werden, um Flugzeuge mit solchen Tanks nachrüsten zu können . Die Tanks können fest montiert werden oder austauschbar im Flugzeug untergebracht sein .
Nachfolgend wird die Erfindung mit Hilfe von Figuren näher erläutert. Figur 1 skizziert einen Schnitt durch einen Abschnitt einer ringförmigen Brennkammer bzw. Antrieb für eine Turbine. Der Antrieb umfasst einen Verdichter 1 , in dem angesaugte Luft verdichtet wird . Vom Verdichter 1 gelangt die auf ca . 48 bar verdichtete und auf ca . 70O0C aufgeheizte Luft in einen Diffusorbereich 2 hinein, also einen Bereich, der sich räumlich erweitert. Im Diffusorbereich 2 verlangsamt sich die Strömungsgeschwindigkeit der erhitzten, verdichteten Luft. In einer Ausführungsform der Erfindung befindet sich ein Wärmetauscher 3 in diesem Diffusorbereich 2. Der Wärmetauscher 3 wird über ein Kraftstoffzuführungs- Ringrohr 4a mit mehreren Einlassen 4 gespeist. Über einen jeden solchen Einlass 4 wird LNG in den Wärmetauscher 3 eingeleitet und verdampft, was eine Abkühlung der im Diffusorbereich 2 vorhandenen Luft zur Folge hat. Das Kraftstoffzuführungs-Ringrohr 4a wird entweder im Außen- oder im Innenbereich des zugehörigen Triebwerks in Nähe des Außenmantels herumgeführt. Das Rohr des Wärmetauschers 3 weist aus strömungstechnischen Gründen in der aus der Figur 1 ersichtlichen Weise einen ellipsenförmigen Querschnitt auf, damit Luft den Wärmetauscher 3 leicht zu durchströmen vermag. Die lange Seite der Ellipse verläuft also parallel zur Luftströmung.
Die gekühlte, verdichtete Luft wird über Wandöffnungen 5 und den Ejektor 5a entlang der Wanddüsen 7 und 1 4 in die Brennkammer 6 eingeleitet. Der Ejektor saugt die verdichtete Luft bedingt durch die hohen Düsen- Kraftstoffgeschwindigkeit in die Brennkammer, wo sich die Luft mit dem Kraftstoff vermischt. Das im Wärmetauscher 3 verdampfte LNG gelangt zu einer Gaseinspritzdüse 7, mit der das Gas in die Brennkammer 6 eingespritzt wird . Es entsteht so ein zündfähiges Kraftstoff-Luft-Gemisch in der Brennkammer, welches sich über eine nachfolgende, nicht gezeigte Turbine entlang des Pfeils 8 entspannt.
Der Antrieb umfasst außerdem einen Einlass 9 für Kerosin, über den Kerosin in ein Ringrohr 1 0 gelangt. Das Ringrohr 1 0 umringt die Gasdüse 7 als ein Funktionsbestandteil des Brennkammer-Ejektors. Der Antrieb umfasst eine Vielzahl solcher Düsen 7, die entsprechend der Ringform der Brennkammer 6 ringförmig verteilt angeordnet sind . Vom Ringrohr 1 0 aus wird Kerosin über mehrere Leitungen 1 2 in den Innenraum 1 3 des Mischdüsenbrenners 1 1 hinein gepumpt. Das Kerosin tritt über die Düse 1 4 in die Brennkammer 6 ein und wird dadurch verdüst. Es entsteht so ein anderes zündfähiges Kraftstoff- Luft-Gemisch, welches sicherstellt, dass der Antrieb in jeder Situation, also auch in großen Höhen bei sehr tiefen Temperaturen von zum Beispiel -500C gestartet werden kann.
Bei der in der Figur 1 gezeigten Ausführungsform wird LNG mit ca . 200 Bar in die Diffusorkammer durch den Wärmetauscher hindurch in die Diffusorkammer eingespeist. Der Luftdruck in der Diffusorkammer beträgt ca . 48 Bar. Mit einem Druck von ca . 200 Bar wird verdampftes LNG durch die Düse 7 hindurch gepresst und so zerstäubt. Luft gelangt über den Ejektor und die Öffnungen 5 in der Wand der Brennkammer 6 in den Brennraum mit einem Druck von ca . 48 Bar. Die Düse 7 trägt dafür Sorge, dass durch den Ejektor und aus den Öffnungen 5 austretende Luft mitgerissen wird, so dass ein optimiertes Gemisch von Luft und Brennstoff im Bereich der Düse erzeugt wird . Luft wird so mit dem Brenn- bzw. Kraftstoff optimal verwirbelt.
Zwischen Wänden der Brennkammer einerseits und dem Mischdüsenbrenner 1 1 , dem Ringrohr 1 0 für die Zuführung von Kerosin und den Düsen 1 4 für Kerosin besteht bevorzugt keine Schweiß-, Niet oder Schraubverbindung . Statt dessen gibt es dann lediglich Klemmverbindungen zwischen Ejektor- Einlaufblech und einem Kerosinzuführungsringrohr 1 0. In diesem Sinne ist ein jeder Mischdüsenbrenner 1 1 über das jeweilige Ejektor Ringrohr 1 0 hängend an mindestens drei Kerosin durchströmten Stegen 1 0a elastisch gelagert befestigt. Stabilitätsprobleme aufgrund von unterschiedlichen thermischen Ausdehnungen werden so vermieden .
Figur 2 zeigt eine Abwandlung der in Figur 1 gezeigten Ausführungsform mit einem Wärmetauscher 3a im äußeren Wandbereich der ringförmigen Brennkammer ό, die zugleich das Außengehäuse des Triebwerks bildet. Verflüssigtes Gas wird im Austrittsbereich der Brennkammer über einen Einlass 4 in den Wärmetauscher 3a eingeleitet. Der Wärmetauscher besteht aus mindestens zwei ineinander gewickelten Rohren, die spiralförmig in Richtung Eintrittsbereich der Brennkammer ό verlaufen . Zwei Rohre werden in dieser Ausführungsform aus Sicherheitsgründen vorgesehen, um das verdampfte LNG über diesen kürzeren Weg schneller zu verteilen . Wird auf diese beiden Vorteile verzichtet, so genügt nur ein Rohr. In der in Figur 2 gezeigten Ausführungsform umfasst der Einlass 4 ein Ringrohr im Außenbereich des Triebwerks, in das eine Zuführleitung hineinführt und von dem zwei
Abführrohe zu den beiden Wärmetauscherrohren führen . Die Rohre können spiralförmig aufgewickelt und in die äußere Hülle der Brennkammer hineingebracht worden sein, um so den Wärmetauscher 3a zu installieren. Vom Wärmetauscher 3a aus wird das verflüssigte Gas über eine Leitung 3b in den Wärmetauscher 3 eingeleitet und gelangt schließlich in verdampfter Form zur Gasdüse 7. Durch die Gasdüse 7 wird das verdampfte Flüssiggas eingespritzt, mit der komprimierten bzw. verdichteten Luft vermischt und kontinuierlich verbrannt. Die Brennkammer wird bei dieser Ausführungsform von den Wärmetauscherrohren gekühlt. Die Wände der Brennkammer werden so vor zu hohen Temperaturen geschützt. Indem flüssiges Gas wie LNG entgegengesetzt zur Strömung in der Brennkammer ό eingeleitet wird, wird der besonders gefährdete Austrittsbereich aus der Brennkammer besonders gut gekühlt. Im Austrittsbereich verbrennen nämlich noch restliche Kohlenwasserstoffe, die hier für eine besonders große Hitzeentwicklung sorgen .
Figur 2 verdeutlicht, dass der Querschnitt des Rohres des Wärmetauschers 3 auch kreisrund sein kann. In einer anderen Ausführungsform kann der Wärmetauscher 3 aber auch entfallen, so dass dann Luft vom Wärmetauscher 3a direkt in die Gasdüse 7 eingeleitet wird .
Da starke thermische Schwankungen auftreten, wird das spiralförmig verlaufende Rohr 3a vorteilhaft durch einen spiralförmig verlaufenden Abstαndshαlter 1 6 räumlich getrennt, um so thermische Spannungen zu vermeiden . Dieser Abstandshalter drückt mit seiner Spitze 1 6a benachbarte Rohrleitungen auseinander. Der Abstandshalter kann ebenfalls spiralförmig aufgewickelt in die äußere Hülle der Brennkammer hineingebracht worden sein, um so montiert zu werden . Benachbarte Rohrleitungen werden durch den Abstandshalter 1 6 verspannt. Dadurch wird vermieden, dass die Rohrleitungen des Rohres 3a schwingen können . Außerdem wird ein Abstand zwischen den Rohrleitungen eingestellt. Es handelt sich bei dem Abstandshalter 1 6 beispielsweise um ein spiralförmig verlaufendes gewinkeltes Band .
Es gibt darüber hinaus an beiden Enden des spiralförmig verlaufenden Abstandhalters nicht gezeigte Stoppelemente. Zum einen wird ein solches Stoppelement im Austrittsbereich aus der Kammer angeordnet. Zum anderen kann beispielsweise ein Rohrabschnitt des Wärmetauschers im
Eintrittsbereich als Stoppelement wirken, um den Abstandshalter 1 6 zu fixieren.
Figur 3 zeigt vergrößert die Düse 7, aus der verdampftes Gas austritt und von hier aus in das äußere Gehäuse 1 7 des Mischdüsenbren ners 1 1 gelangt. Auf der Austrittsseite des Mischdüsenbrenners tritt das verdüste Gas-Luftgemisch über Lochbleche 1 8 kontrolliert aus, wird hier mit weiterer außen zugeführter Brennkammerluft vermischt und gezündet. Kerosin gelangt über die Zuleitungen 1 2 in den abgeschirmten Bereich 1 3 hinein, tritt aus der
Düsenöffnung 1 4 einer Einspritzdüse aus, wird anschließend mit verdichteter Luft, die über die äußere Seite des blütenförmigen Mischdüsenbrenners an die Einspritzdüse herangeführt wird , mit versprühtem Kerosin bestmöglich vermischt und in der Brennkammer gezündet.
Figur 4 zeigt eine detailliertere, dreidimensionale Darstellung des Austrittsbereiches des Mischdüsenbrenners 1 1 . Der Mischdüsenbrenner 1 1 verfügt hier beispielsweise über neun Austrittsöffnungen in Form von Lochblenden 1 8, aus denen das Flüssiggas in Gasform austritt. Diese Austrittöffnungen sind um eine Austrittsöffnung bzw. Düse 1 4, aus der der verdüste konventionelle Brennstoff bzw. Kraftstoff (Kerosin) austritt, herum gruppiert. In der Figur 4 wird mit Hilfe des Pfeils angedeutet, in welche Richtung der jeweilige, verdüste Brennstoff austritt. Die Wandung 20 wird im Innenbereich vom LNG-Luftgemisch (Mischdüsenbrenner) und im äußeren Bereich von injizierter Luft blütenförmig zur zweiten Düse, der Kerosindüse, geführt. Somit sind zwei Austrittsöffnungen durch eine Wandung 20 voneinander getrennt, die von der Düsenöffnung 1 4 nach außen hin, nach unten bzw. in Richtung Eintritt in die Brennkammer abfällt. Über diese Wandungen 20 wird die verdichtete Luft unterstützt durch den Koandereffekt zu den Austrittsöffnungen für den Kraftstoff geführt. Die Austrittsöffnungen werden jeweils mit einem Lochblech 1 8 abgedeckt, um viele kleine kontrollierte Einzelgasflammen in der Brennkammer zu erzeugen .
Figur 5a zeigt eine Ausführungsform eines Wärmetauschers 3a für einen Wärmetausch mit thermischer Energie, die in der Brennkammer auftritt. Bei dieser Ausführungsform wird auf eine innenbeschichteten Triebwerks- Außenwand im Brennkammerbereich ein mit Stegen 21 versehenes Blech aufgebracht, das die Innenwand 1 5 darstellt. Die in Figur 5b vergrößert dargestellte Innenbeschichtung 22 der Außenwand dient der dichten Verbindung zwischen den Enden 23 der Stege 21 . Die Enden 23 sind geriffelt, um eine dichte Verbindung zu gewährleisten . Die Innenwand 1 5 weist innen eine gewellte Oberfläche 24 auf, um den Wärmeaustausch zu verbessern .
Soll eine Brennkammer mit einem Wärmetauscher 3a nachgerüstet werden, so besteht die vereinfachte Möglichkeit, ein Rohr spiralförmig um die Außenwand des Triebwerks im Brennkammerbereich herum aufzuwickeln und die Außenwärme der Brennkammer zur Verdampfung des Flüssiggases zu nutzen. Damit entfallen die Vorteile des Wandschutzes etc. Die beschriebenen Erfindungen sind schαl ltechnisch günstig, da die Doppelwandung des Wärmetauschers den Verbrennungsschall dämpfen . Die besondere Ausgestaltung des Mischdüsenbrenners mit den mehreren Austrittsöffnungen 1 9, die um eine Austrittsöffnung 1 4 herum gruppiert sind, ermöglicht es, dass zwei unterschiedliche Kraftstoffe gleichzeitig oder nacheinander mit der verdichteten Luft vermischt und verbrannt werden können, wobei der Grad der Vermischung eine energieseitig abgestufte Verbrennung erlaubt. Die besondere Konstruktion des hängend elastisch gelagerten Mischdüsenbrenners 1 1 , der eine Einheit bildet mit mindestens drei hohlen Kerosin durchströmten Verbindungsstegen 1 2, die wiederum eine Einheit bilden gemeinsam mit dem Kerosin Zuführungsringrohr 1 2 und der Kerosindüse 1 4, ermöglichen die hintereinander gestaffelte Dual-use-Fuel Technologie. Als ein Kraftstoff wird insbesondere LNG (Liquefied Natural Gas) oder Bio LNG (tiefgekühltes Methangas - 1 61 0C), ein erneuerbares Gas, das in großen Mengen auf der Erde zur Verfügung steht und nur geordnet eingesammelt werden muss, eingesetzt.

Claims

Ansprüche
1 . Turbinenαntrieb mit einem Verdichter ( 1 ) für das Verdichten von Luft, mit einer Düse ( 1 4) für das Einspritzen eines ersten Kraftstoffes in die verdichtete Luft, mit einer Brennkammer (6) für das Zünden des Luft- Kraftstoff-Gemisches, dadurch gekennzeichnet, dass der Antrieb eine weitere Düse (7) für das Einspritzen eines zweiten Kraftstoffs umfasst.
2. Turbinenantrieb insbesondere nach einem der vorhergehenden
Ansprüche mit einem Verdichter ( 1 ) für das Verdichten von Luft, mit einer Düse für das Einspritzen eines Kraftstoffes in die verdichtete Luft, mit einer Brennkammer für das Zünden des Luft-Kraftstoff-Gemisches, gekennzeichnet durch einen Wärmetauscher (3, 3a) für das Erwärmen des Kraftstoffes vor dem Einspritzen des Kraftstoffes in die verdichtete Luft.
3. Turbinenantrieb nach dem vorhergehenden Anspruch, gekennzeichnet durch einen Raum oder Bereich (2) für die Einleitung von verdichteter Luft mit einem darin befindlichen Wärmetauscher (3) für das Erwärmen eines Kraftstoffes vor dem Einspritzen des Kraftstoffes in die verdichtete Luft.
4. Turbinenantrieb nach einem der beiden vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , dass der Wärmetauscher an die Brennkammer für den Austausch von Wärme angrenzt.
5. Turbinenantrieb nach einem der beiden vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch einen Mischdüsenbrenner ( 1 1 ) mit mehreren Austrittsöffnungen ( 1 8) für den Austritt eines zweiten Kraftstoffes, die um eine Austrittsöffnung ( 1 4) für einen ersten Kraftstoff herum gruppiert sind .
6. Turbinenαntrieb nach dem vorhergehenden Anspruch mit Wandungen (20), die zwei benachbarte Öffnungen ( 1 8) für den Austritt eines zweiten Kraftstoffes voneinander trennen und die von der Austrittsöffnung ( 1 4) für den ersten Kraftstoff nach außen hin in Richtung Eintritt in die Brennkammer (6) verla ufen .
7. Turbinenantrieb nach einem der vorhergehenden Ansprüche mit einem Mischdüsenbrenner ( 1 1 ), der elastisch gelagert mit der Brennka mmer
(6) verbunden ist.
8. Turbinenantrieb nach dem vorhergehenden Anspruch mit drei Zuleitungen ( 1 2), die einerseits mit einer Austrittsöffnung ( 1 4) für den ersten Kraftstoff und andererseits mit einem Ringrohr ( 1 0) verbunden ist.
9. Turbinenantrieb nach dem vorhergehenden Anspruch, bei dem die Austrittsöffnung für den ersten Kraftstoff eine Kerosindüse ist.
1 0. Flugzeug mit einem Turbinenantrieb nach einem der vorhergehenden Ansprüche mit einem Tank für flüssiges Gas sowie einer Brennstoffzelle für das Erzeugen von Strom aus dem Gas, welches sich in dem Tank bildet.
1 1 . Verfahren für den Turbinenantrieb nach einem der vorgehenden Ansprüche, bei dem der Antrieb für eine Turbine mit einem ersten Kraftstoff begonnen wird und anschließend anstelle des ersten Kraftstoffs ein zweiter Kraftstoff dem Antrieb zugeführt wird, wobei die Zündtemperatur des zweiten Kraftstoffs vorzugsweise die
Zündtemperatur des ersten Kraftstoffs übersteigt.
1 2. Verfahren für den Turbinenantrieb nach einem der vorgehenden gegenständlichen Ansprüche, bei dem verflüssigtes Gas, insbesondere LNG durch einen Wärmetauscher geleitet wird, dadurch verdampft wird, das so erhaltene Gas mit verdichteter Luft gemischt wird und dieses Gas-Luft-Gemisch gezündet wird .
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