EP3445950A1 - Energiewandlungssystem einer turbomaschine, getriebe oder lagergehäuse einer turbomaschine und turbomaschine - Google Patents

Energiewandlungssystem einer turbomaschine, getriebe oder lagergehäuse einer turbomaschine und turbomaschine

Info

Publication number
EP3445950A1
EP3445950A1 EP17717661.7A EP17717661A EP3445950A1 EP 3445950 A1 EP3445950 A1 EP 3445950A1 EP 17717661 A EP17717661 A EP 17717661A EP 3445950 A1 EP3445950 A1 EP 3445950A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
transmission
thermoelectric element
turbomachine
conversion system
energy conversion
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Withdrawn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
EP17717661.7A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Bastian KACPROWSKI
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.)
Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Original Assignee
Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
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 Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG filed Critical Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG
Publication of EP3445950A1 publication Critical patent/EP3445950A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • H—ELECTRICITY
    • H10—SEMICONDUCTOR DEVICES; ELECTRIC SOLID-STATE DEVICES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H10N—ELECTRIC SOLID-STATE DEVICES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H10N10/00—Thermoelectric devices comprising a junction of dissimilar materials, i.e. devices exhibiting Seebeck or Peltier effects
    • H10N10/10—Thermoelectric devices comprising a junction of dissimilar materials, i.e. devices exhibiting Seebeck or Peltier effects operating with only the Peltier or Seebeck effects
    • H10N10/17—Thermoelectric devices comprising a junction of dissimilar materials, i.e. devices exhibiting Seebeck or Peltier effects operating with only the Peltier or Seebeck effects characterised by the structure or configuration of the cell or thermocouple forming the device
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F01D25/125—Cooling of bearings
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • 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
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • 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
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • 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
    • H—ELECTRICITY
    • H10—SEMICONDUCTOR DEVICES; ELECTRIC SOLID-STATE DEVICES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H10N—ELECTRIC SOLID-STATE DEVICES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H10N10/00—Thermoelectric devices comprising a junction of dissimilar materials, i.e. devices exhibiting Seebeck or Peltier effects
    • H10N10/10—Thermoelectric devices comprising a junction of dissimilar materials, i.e. devices exhibiting Seebeck or Peltier effects operating with only the Peltier or Seebeck effects
    • H—ELECTRICITY
    • H10—SEMICONDUCTOR DEVICES; ELECTRIC SOLID-STATE DEVICES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H10N—ELECTRIC SOLID-STATE DEVICES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H10N10/00—Thermoelectric devices comprising a junction of dissimilar materials, i.e. devices exhibiting Seebeck or Peltier effects
    • H10N10/10—Thermoelectric devices comprising a junction of dissimilar materials, i.e. devices exhibiting Seebeck or Peltier effects operating with only the Peltier or Seebeck effects
    • H10N10/13—Thermoelectric devices comprising a junction of dissimilar materials, i.e. devices exhibiting Seebeck or Peltier effects operating with only the Peltier or Seebeck effects characterised by the heat-exchanging means at the junction
    • 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
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet 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
    • F05D2220/60—Application making use of surplus or waste energy
    • 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 energy conversion system of a turbomachine with the features of claim 1, a transmission or a bearing housing of a turbomachine with the features of claim 10 and a turbomachine with the features of claim 1 1.
  • thermoelectric elements In modern turbomachines, in particular aircraft engines, electrical units such as e.g. an electronic engine control (EEC), which needs to be powered. Basically, it is known from WO 01/61768 A1 to use thermoelectric elements in aircraft.
  • EEC electronic engine control
  • At least one gear and / or at least one bearing housing for the conversion of thermal energy into electrical energy is thermally coupled to at least one thermoelectric element. Both gearboxes and bearing housings generate a considerable amount of thermal energy, which can be converted into usable electrical energy.
  • the at least one thermoelectric element is thermally coupled via a housing of the at least one transmission.
  • the electrical energy generated by the at least one thermoelectric element can be used for the operation of at least one other unit of the turbomachine, in particular for an oil pump of the high-power transmission and / or a control device of the turbomachine. Since the electrical energy production is dependent on the operating state of the turbomachine, in one embodiment a power control device serves to control the electrical energy generated by the at least one thermoelectric element as a function of the operating state of the turbomachine, in particular to supply the other aggregates in whole or in part with electricity.
  • At least one impact surface for oil droplets serves for thermal coupling to the at least one thermoelectric element. Both in gearboxes and in bearing housings, thermal energy is transmitted through oil droplets.
  • the at least one transmission is designed as a high-performance transmission for the mechanical coupling of at least one low-pressure compressor stage with at least one turbine stage or as a further transmission.
  • the at least one thermoelectric element is arranged in an aircraft engine, wherein the at least one thermoelectric element is arranged in the axial direction partially or completely between the tip of the inlet cone and the high-performance transmission.
  • the at least one thermoelectric element can at least partially be attached to the housing of the at least one gear or of the at least one bearing housing, in particular be arranged completely around the circumference of the housing of the high-performance transmission and / or on the core engine.
  • an embodiment of the energy conversion device may have a means for guiding cooling air to the cold side of at least one thermoelectric element.
  • Fig. 1 is a schematic representation of an aircraft engine as an embodiment of a turbomachine
  • FIG. 2 shows a first embodiment of an energy conversion system in an aircraft engine
  • FIG. Fig. 3 shows a modification of the embodiment of FIG. 2;
  • FIG. 4 shows a further embodiment of an energy conversion system in a modification of the embodiment according to FIG. 3; 5 shows a further embodiment of an energy conversion system in a modification of the embodiment according to FIG. 4;
  • thermoelectric element 6 shows a schematic view of an aircraft engine with further transmissions and thus thermally coupled thermoelectric elements
  • thermoelectric element 7 shows a detailed view of a further transmission with a thermally coupled thermoelectric element
  • Fig. 8 is a schematic view of an aircraft engine with a bearing housing and a thermally coupled thermoelectric element as a further embodiment of an energy conversion system.
  • an aircraft engine 100 in the embodiment of a safety gear with a high-power transmission 10 is shown schematically.
  • the aircraft engine 10 rotates about the axis of rotation 1 10.
  • the aircraft engine 100 in the direction of the substantially axial throughflow direction, an air inlet 120, a fan stage 130, which is assumed to be part of a low-pressure compressor 150, a high-pressure compressor 160, a combustion chamber 170, a high-pressure turbine 180 , a low-pressure turbine 190 and an outlet nozzle 200.
  • a nacelle 210 (also referred to as nacelle) surrounds the aircraft engine 100 and defines the air inlet 120.
  • the aircraft engine 100 operates in a manner known per se, so that the air entering the air inlet 120 is accelerated by the fan stage 130, wherein behind the fan stage 130 two air streams are present: A first air stream is fed into the low pressure compressor 150 within the core engine 230 second air flow is passed through a bypass duct 220 to generate the majority of the thrust. The air that does not flow through the bypass duct 220 flows through a core engine 230. The low pressure and high pressure compressor 150, 160 in the core engine 230 compress the airflow and cause it to burn into the combustor 170. The hot combustion gases exiting the combustor 170 become in the high pressure and low pressure turbines 180, 190 before they exit through the air outlet nozzle 200 to create additional thrust.
  • High pressure turbine 180 and low pressure turbine 190 each drive high pressure compressor 160 and low pressure compressor 150 and fan stage 130, respectively, via a suitable shaft arrangement.
  • High-pressure turbine 180, low-pressure turbine 190, high-pressure compressor 160 and / or low-pressure compressor may each consist of several stages.
  • the high performance transmission 10 may comprise an epicyclic gear having a planetary or star configuration.
  • alternative transmission configurations may be used so that the embodiment in FIG. 1 represents only one possible embodiment.
  • the aircraft engine 100 may have a different number of shafts and / or a different number of compressors and / or turbines.
  • a housing 1 1 of the heavy-duty transmission is shown only schematically. In the following sections of the housing 1 1 different embodiments are shown in more detail.
  • thermoelectric elements 1 two types of transmissions 10, 20 are used in connection with an energy conversion system with thermoelectric elements 1, wherein first embodiments (FIGS. 1 to 5) are illustrated in connection with a high-performance transmission 10.
  • the high performance transmission 10 couples e.g.
  • an aircraft engine 100 includes a reduction gearbox (approximately 3: 1 to 4: 1) as a high-power transmission 10 between fan stages 130 and 130 Low-pressure turbine 190 on.
  • the speed of the fan stage 130 may be lowered and that of the low pressure turbines 190 increased so that both components of the aircraft engine 100 may operate in their respective optimal speed ranges. Consumption and noise levels are significantly reduced.
  • a further gear 20 a, 20 b, 20 c is thermally coupled to a thermoelectric element 1.
  • an external gear 20a understood from the aircraft engine 100 forth -. from the outer compressor shaft (high pressure compressor) is driven out, and u.U. is located outside of the core engine 230.
  • the external gear 20 a belongs to the so-called auxiliary equipment carrier (auxiliary section) of the aircraft engine 100.
  • thermoelectric elements 1 A thermoelectric element 1 generates a temperature difference (Peltier effect) when there is a flow of current, or a current flow (Seebeck effect) if there is a temperature difference.
  • thermoelectric effects usually the contact of two semiconductors in the thermoelectric element 1, which have a different energy level (either p- or n-type) of the conduction bands. If current is passed through two contact points of these materials, heat energy must be absorbed at one contact point, so that the electron gets into the higher energy conduction band of the adjacent semiconductor material, thus cooling occurs. At the other contact point, the electron falls from a higher to a lower energy level, so that energy is given off here in the form of heat.
  • n-doped semiconductors have a lower energy level of the conduction band, the cooling takes place at the point at which electrons pass from the n-doped into the p-doped semiconductor (technical current flow from the p-doped to the n-doped semiconductor).
  • thermoelectric element 1 is arranged on the outside of the housing 1 1 of the high-power transmission 10.
  • the thermoelectric element 1 is here designed in a manner known per se as a flat component, in which the semiconducting components are arranged.
  • the thermoelectric element 1 in the sequence is usually not shown in detail.
  • the high-performance transmission 10 is arranged axially behind the fan stage 130 (and also behind the inlet cone 131) and before the low-pressure compressor 150.
  • the housing 1 1 surrounds the high-performance transmission 10 all around and has a circumferential conical section.
  • the thermoelectric element 1 is also arranged around the housing 1 1 here in the form of a conically arranged strip. In other embodiments, the thermoelectric element 1 extends only over part of the circumference of the housing 11.
  • the hot side H of the thermoelectric element 1 is facing the high-performance transmission 10.
  • oil O (symbolized in FIG. 2 by arrows) is strongly heated by the movement of the high-power transmission 10 during operation.
  • the hot oil O transfers heat via a baffle 13 on the inner side of the housing 1 1, i. on the hot side H of the thermoelectric element. 1
  • the cold side C of the thermoelectric element 1 is oriented in the direction of a cooling air flow A, which is directed by a means for guiding the cooling air 16, here a gap, specifically on the cold side C.
  • thermoelectric element 1 a temperature difference is generated across the thermoelectric element 1, which results in a current flow I, i. electrical energy is converted.
  • current flow I for space reasons is shown here only symbolically.
  • an energy conversion system in which electrical energy is obtained from thermal energy in the presence of a temperature difference.
  • the generated electrical energy can be used, for example, to operate another unit of the aircraft engine 100, in particular an oil pump 14 of the high-power transmission 10 and / or a control device 15 (eg the EEC, FADEC) of the aircraft engine 100, or at least auxiliary energy available for it put.
  • the control device 15 and an oil pump 14 are shown schematically. In the other figures, these units are not shown for reasons of clarity.
  • the thermoelectric elements 1 are also connected for reasons of clarity over lines not shown in the figures with the power control device 30 and / or the current-decreasing units, such as the control device 15 and / or the oil pump 14.
  • a current control device 30 which is also shown only in FIG. 2 for reasons of clarity, serves to control the resulting current, in particular also as a function of the operating state of the aircraft engine 100.
  • the operating state has an influence on the temperature differences across the thermoelectric elements 1, so that, for example, more power is available from the energy conversion systems in the full load range than in the low load range. However, since the aggregates can be supplied with power partly or completely via the energy conversion systems, this results in a more efficient power supply in the aircraft engine.
  • An example calculation shows that, in the presence of a temperature difference between the cold and hot side C, H of the thermoelectric element 1 of 160 ° C, an electrical power of about 1 kW can be achieved.
  • the surface of the thermoelectric element 1 is about 0.2 m 2 , the weight about 3.5 kg.
  • FIG. 3 another embodiment of the energy conversion system is shown, which differs from the embodiment of FIG. 2 in that the flow of cooling air K is not passed through a gap in the core engine 230, but the air flowing into the low-pressure compressor 150 air A is used for cooling.
  • the cold side C of the thermoelectric element 1 is turned outward, the hot side H is located on the housing 1 1 of the high-power transmission 10. Otherwise, this embodiment corresponds to that shown in Fig. 2, so that reference can be made to the corresponding description.
  • thermoelectric element 1 is - unlike the embodiment of FIG. 3 - not on the housing 1 1 but arranged on the wall of the core engine 230.
  • the heat transfer inside the housing 1 1 takes place in this case u.a. also by bleed air, which escapes the front bearing on the housing 1 1.
  • FIG. 5 shows a further embodiment of the energy conversion system, in which - as in the embodiment according to FIG. 4 - the cold side C of the thermoelectric element 1 is arranged on the core engine 230.
  • the hot side H of the thermoelectric element 1 is - as in the embodiment of FIGS. 2 and 3 - arranged on the housing 1 1 of the high-power transmission 10.
  • the cold side C and the hot side H of the electrothermal element 1 semiconducting elements 2 are arranged, which are required for the utilization of the Seebeck effect anyway.
  • FIGS. 2 to 8 embodiments using a high power transmission (Power Gearbox) have been described as catching gears.
  • FIGS. 6 to 8 Embodiments are described in FIGS. 6 to 8 which can be operated alternatively or in addition to these safety gear embodiments and in which at least one thermoelectric element 1 is thermally coupled to a further gear 20a, 20b, 20c or a bearing housing 30 in order to heat there To convert energy into electrical energy.
  • FIG. 6 shows a per se known aircraft engine 100 with a series of further transmissions 20a, 20b, 20c, which warm up during operation, so that the thermoelectric elements 1 can convert the respectively emitted thermal energy into electrical energy.
  • a first transmission is the external transmission 20a (also called accessory gearbox), which generally extends around a certain angular range around the aircraft engine 100 (see also Fig. 7).
  • a thermoelectric element 1 Disposed on the outside of the first gear 20a is a thermoelectric element 1 which, as described in the other embodiments, supplies electrical energy for complete or assistive operation, e.g. generated by tax submissions 15 or other aggregates.
  • a second gear 20b is a deflection gear, which is additionally or alternatively provided with a thermoelectric element 1.
  • the third gear 20 c is an internal gear, which is also additionally or alternatively provided with a thermoelectric element 1.
  • a rough calculation shows that at a temperature difference of 80 to 1 10 60 ° C - so much less than in the case of the high-performance transmission 10 - an electrical power of about 1 kW can be generated. In principle, it is possible to generate between 800 and 1600 W / m 2 .
  • the temperature difference depends on the oil temperature in the gear 20a, 20b, 20c.
  • the here set temperature difference of 60 ° C is used as the lower limit, which is obtained for example in a partial load operation. At full load, a temperature difference of eg 160 ° C may be incurred.
  • the power control device 30 may control which power units 14, 15 in the aircraft engine 100 are powered in what operating condition.
  • An aggregate with a relatively high power consumption, such as the oil pump 14 may e.g. be supplied selectively in full load operation by the thermoelectric element 1.
  • a comparative low-consumption consumer such as the control device 15 (EEC, FADEC) can be continuously supplied with electrical energy from one of the energy conversion devices at full load, partial load or low load.
  • Fig. 7 is a plan view of the first gear, the external gear 20 a is shown. The arrow on the right indicates the direction to the inlet area of the aircraft engine 100, not shown here.
  • thermoelectric element 1 is arranged here in the region of an oil reservoir and the arrow direction is overflowed by cooling air A.
  • thermoelectric element 1 Thermally quite comparable to a transmission housing 11, bearing housings 30, e.g. a ball bearing. Here, too, precipitated considerable thermal energy, which can be converted by means of at least one thermoelectric element 1 into electrical energy.
  • a bearing housing 40 of the front shaft bearing (front bearing) of the aircraft engine is shown schematically. Again, the temperature difference across a thermoelectric element 1 can be used to generate electrical energy for the operation of other aggregates. Similar to the high-performance transmission, oil is heated in the front shaft bearing. The heat transfer takes place in the interior of the housing 1 1 by oil droplets. LIST OF REFERENCE NUMBERS

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • General Details Of Gearings (AREA)

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Energiewandlungssystem für eine Turbomaschine, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens ein Getriebe (10, 20a, 20b, 20c) und / oder mindestens ein Lagergehäuse (40) zur Umwandlung thermischer Energie in elektrische Energie (I) thermisch mit mindestens einem thermoelektrischen Element (1) gekoppelt ist. Ferner betrifft sie ein Getriebe, Lagergehäuse und eine Turbomaschine.

Description

Energiewandlungssystem einer Turbomaschine, Getriebe oder Lagergehäuse einer
Turbomaschine und Turbomaschine
Beschreibung
Die Erfindung betrifft ein Energiewandlungssystem einer Turbomaschine mit den Merkmalen des Anspruchs 1 , ein Getriebe oder ein Lagergehäuse einer Turbomaschine mit den Merkmalen des Anspruchs 10 und eine Turbomaschine mit den Merkmalen des Anspruchs 1 1 .
In modernen Turbomaschinen, insbesondere Flugzeugtriebwerken, werden elektrische Aggregate, wie z.B. eine elektronische Triebwerksregelung (EEC, electronic engine control), verwendet, die mit Strom versorgt werden müssen. Grundsätzlich ist es aus der WO 01 /61768 A1 bekannt, thermoelektrische Elemente in Flugzeugen zu verwenden.
Es besteht insbesondere die Aufgabe, die elektrische Versorgung von Turbomaschinen effizienter zu machen.
Die Aufgabe wird durch ein Energiewandlungssystem mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst. Dabei ist mindestens ein Getriebe und / oder mindestens ein Lagergehäuse zur Umwandlung thermischer Energie in elektrische Energie thermisch mit mindestens einem thermoelektrischen Element gekoppelt. Sowohl in Getrieben als auch in Lagergehäusen fällt thermische Energie in erheblichem Umfang an, die in nutzbare elektrische Energie umwandelbar ist.
Dabei ist in einer Ausführungsform das mindestens eine thermoelektrische Element über ein Gehäuse des mindestens einen Getriebes thermisch angekoppelt. In einer weiteren Ausführungsform ist die vom mindestens einen thermoelektrischen Element generierte elektrische Energie für den Betrieb mindestens eines anderen Aggregates der Turbomaschine, insbesondere für eine Ölpumpe des Hochleistungsgetriebes und / oder eine Steuereinrichtung der Turbomaschine nutzbar. Da die elektrische Energieproduktion vom Betriebszustand der Turbomaschine abhängig ist, dient in einer Ausführungsform eine Stromsteuerungsvorrichtung dazu, die vom mindestens einen thermoelektrischen Element generierte elektrische Energie in Abhängigkeit vom Betriebszustand der Turbomaschine zu steuern, insbesondere die anderen Aggregate ganz oder teilweise mit Strom zu versorgen. In einer Ausführungsform mit einem Getriebe oder eines Lagergehäuses dient mindestens eine Prallfläche für Öltropfen zur thermischen Ankopplung mit dem mindestens einen thermoelektrischen Element. Sowohl in Getriebegehäusen als auch in Lagergehäusen wird thermische Energie durch Öltropfen übertragen. Ferner ist in einer Ausführungsform das mindestens eine Getriebe als Hochleistungsgetriebe zur mechanischen Kopplung mindestens einer Niederdruckkompressorstufe mit mindestens einer Turbinenstufe oder als weiteres Getriebe ausgebildet. Dabei ist das mindestens eine thermoelektrische Element in einem Flugzeugtriebwerk angeordnet, wobei das mindestens eine thermoelektrische Element in axialer Richtung teilweise oder vollständig zwischen der Spitze des Einlaufkonus und dem Hochleistungsgetriebe angeordnet ist. Ferner kann das mindestens eine thermoelektrische Element mindestens teilweise am Gehäuse des mindestens einen Getriebes oder des mindestens einen Lagergehäuses, insbesondere vollständig um den Umfang des Gehäuses des Hochleistungsgetriebes herum und / oder am Kerntriebwerk angeordnet sein.
Des Weiteren kann eine Ausführungsform der Energiewandlungsvorrichtung ein Mittel zur Führung von Kühlluft zur kalten Seite mindestens eines thermoelektrischen Elementes aufweisen.
Die Aufgabe wird auch durch ein Getriebe oder Lagergehäuse mit den Merkmalen des Anspruchs 10 und eine Turbomaschine mit den Merkmalen des Anspruchs 1 1 gelöst.
In Zusammenhang mit den in den Figuren dargestellten Ausführungsbeispielen wird die Erfindung erläutert. Dabei zeigt
Fig. 1 eine schematische Darstellung eines Flugzeugtriebwerkes als Ausführungsform einer Turbomaschine;
Fig. 2 eine erste Ausführungsform eines Energiewandungssystem in einem Flugzeugtriebwerk; Fig. 3 eine Abwandlung der Ausführungsform gemäß Fig. 2;
Fig. 4 eine weitere Ausführungsform eines Energiewandlungssystems in Abwandlung der Ausführungsform gemäß der Fig. 3; Fig. 5 eine weitere Ausführungsform eines Energiewandlungssystems in Abwandlung der Ausführungsform gemäß der Fig. 4;
Fig. 6 eine schematische Ansicht eines Flugzeugtriebwerkes mit weiteren Getrieben und damit thermisch gekoppelten thermoelektrischen Elementen;
Fig. 7 eine Detailansicht eines weiteren Getriebes mit einem thermisch gekoppelten thermoelektrischen Element;
Fig. 8 eine schematische Ansicht eines Flugzeugtriebwerkes mit einem Lagergehäuse und einem damit thermisch gekoppelten thermoelektrischen Element als weitere Ausführungsform eines Energiewandlungssystems. In der Fig. 1 ist ein Flugzeugtriebwerk 100 in der Ausführungsform eines Fangetriebes mit einem Hochleistungsgetriebe 10 schematisch dargestellt. Das Flugzeugtriebwerk 10 rotiert um die Rotationsachse 1 10. Das Flugzeugtriebwerk 100 weist in Richtung der im Wesentlichen axialen Durchdurchströmungsrichtung einen Lufteinlauf 120, eine Fanstufe 130. die hier als Teil eines Niederdruckverdichters 150 angenommen wird, einen Hochdruckverdichter 160, eine Brennkammer 170, eine Hochdruckturbine 180, eine Niederdruckturbine 190 und eine Auslassdüse 200 auf. Eine Gondel 210 (auch als Nacelle bezeichnet) umgibt das Flugzeugtriebwerk 100 und definiert den Lufteinlauf 120.
Das Flugzeugtriebwerk 100 arbeitet in an sich bekannter Weise, so dass die in den Lufteinlauf 120 eintretende Luft durch die Fanstufe 130 beschleunigt wird, wobei hinter der Fanstufe 130 zwei Luftströme vorliegen: Ein erster Luftstrom wird in den Niederdruckverdichter 150 innerhalb des Kerntriebwerks 230 geführt, ein zweiter Luftstrom wird durch einen Nebenstromkanal 220 geführt, um den Hauptanteil des Schubs zu generieren. Die Luft, die nicht durch den Nebenstromkanal 220 strömt, fließt durch ein Kerntriebwerk 230. Der Niederdruck-und Hochdruckverdichter 150, 160 im Kerntriebwerk 230 verdichten den Luftstrom und führen ihn zur Verbrennung in die Brennkammer 170. Die aus der Brennkammer 170 austretenden heißen Verbrennungsgase werden in der Hochdruck- und Niederdruckturbine 180, 190 entspannt, bevor sie durch die Luftauslassdüse 200 austreten, um zusätzlichen Schub zu erzeugen.
Die Hochdruckturbine 180 und die Niederdruckturbine 190 treiben jeweils den Hochdruckkompressor 160 bzw. den Niederdruckkompressor 150 und die Fanstufe 130 über eine geeignete Wellenanordnung an. Hochdruckturbine 180, die Niederdruckturbine 190, der Hochdruckkompressor 160 und / oder der Niederdruckkompressor können jeweils aus mehreren Stufen bestehen.
Das Hochleistungsgetriebe 10 kann ein epizyklisches Getriebe mit einer Planeten- oder Sternanordnung aufweisen. In anderen Flugzeuggetrieben 100 können alternative Getriebekonfigurationen verwendet werden, so dass die Ausführungsform in Fig. 1 nur eine mögliche Ausführungsform darstellt. Auch kann das Flugzeugtriebwerk 100 eine unterschiedliche Anzahl von Wellen und / oder eine unterschiedliche Anzahl von Verdichtern und / oder Turbinen aufweisen. In Fig. 1 ist ein Gehäuse 1 1 des Hochleistungsgetriebes nur schematisch dargestellt. Im Folgenden werden Ausschnitte des Gehäuses 1 1 unterschiedlicher Ausführungsformen detaillierter dargestellt.
In den Ausführungsformen gemäß der Fig. 2 bis 7 werden zwei Arten von Getrieben 10, 20 im Zusammenhang mit einem Energiewandlungssystem mit thermoelektrischen Elementen 1 verwendet, wobei zunächst Ausführungsformen (Fig. 1 bis 5) in Zusammenhang mit einem Hochleistungsgetriebe 10 dargestellt werden.
Wie oben erwähnt, koppelt das Hochleistungsgetriebe 10 z.B. die Niederdruckturbinenstufe 190 mechanisch mit einer Verdichterstufe (z.B., der Fanstufe 130) des Flugzeugtriebwerkes 100. In einer Getriebefan-Ausführungsform (Geared Turbofan) weist ein Flugzeugtriebwerk 100 ein Untersetzungsgetriebe (etwa 3:1 bis 4:1 ) als Hochleistungsgetriebe 10 zwischen Fanstufe 130 und Niederdruckturbine 190 auf. Damit kann die Drehzahl der Fanstufe 130 gesenkt und die der Niederdruckturbinen 190 erhöht werden, so dass beide Komponenten des Flugzeugtriebwerks 100 in ihrem jeweiligen optimalen Drehzahlbereichen arbeiten können. Verbrauchswerte und Geräuschpegel werden dadurch deutlich reduziert.
In den Ausführungsformen gemäß Fig. 6 und 7, die mit den anderen Ausführungsformen kombinierbar sind, wird ein weiteres Getriebe 20a, 20b, 20c thermisch mit einem thermoelektrischen Element 1 gekoppelt.
Unter einem weiteren Getriebe 20a, 20b, 20c werden hier z.B. ein externes Getriebe 20a verstanden, das vom Flugzeugtriebwerk 100 her - z.B. von der äußeren Verdichterwelle (Hochdruckverdichter) aus - angetrieben wird, und sich u.U. außerhalb des Kerntriebwerks 230 befindet. Das externe Getriebe 20a gehört zum so genannten Hilfsgeräteträger (Auxiliary Section) des Flugzeugtriebwerks 100.
Hier befinden sich und werden über das Hauptgetriebe 20 angetrieben: z.B. Brennstoffpumpen (Hoch- und Niederdruck), Ölpumpen, Zentrifugalölabscheider, Hydraulikpumpen, Generatoren zur Stromerzeugung von Flugzeug und Triebwerk, Starter, B re nn Stoff rege lung und / oder Drehzahlgeber. In jedem Fall generieren die Getriebe 10, 20 erhebliche Mengen an thermischer Abwärme, die abgeführt werden müssen. In den hier dargestellten Ausführungsformen wird die thermische Energie durch thermoelektrische Elemente 1 genutzt. Ein thermoelektrisches Element 1 erzeugt bei Stromdurchfluss eine Temperaturdifferenz (Peltier-Effekt) oder bei Temperaturdifferenz einen Stromfluss (Seebeck-Effekt).
Im vorliegenden Fall geht es um die Erzeugung eines Stromflusses aus einer Temperaturdifferenz an einem Getriebe 10, 20, was auch als energy harvesting bezeichnet wird.
Grundlage für die thermoelektrischen Effekte ist in der Regel der Kontakt von zwei Halbleitern im thermoelektrischen Element 1 , die ein unterschiedliches Energieniveau (entweder p- oder n-leitend) der Leitungsbänder besitzen. Wird Strom durch zwei hintereinanderliegende Kontaktstellen dieser Materialien geleitet, so muss auf der einen Kontaktstelle Wärmeenergie aufgenommen werden, damit das Elektron in das energetisch höhere Leitungsband des benachbarten Halbleitermaterials gelangt, folglich kommt es zur Abkühlung. Auf der anderen Kontaktstelle fällt das Elektron von einem höheren auf ein tieferes Energieniveau, so dass hier Energie in Form von Wärme abgegeben wird.
Da n-dotierte Halbleiter ein niedrigeres Energieniveau des Leitungsbandes aufweisen, erfolgt die Kühlung dabei an der Stelle, an der Elektronen vom n-dotierten in den p- dotierten Halbleiter übergehen (technischer Stromfluss also vom p-dotierten zum n- dotierten Halbleiter).
In Fig. 2 ist eine erste Ausführungsform eines Energiewandlungssystems dargestellt, bei dem ein thermoelektrisches Element 1 an der Außenseite des Gehäuses 1 1 des Hochleistungsgetriebes 10 angeordnet ist. Das thermoelektrische Element 1 ist hier in an sich bekannter Art und Weise als flaches Bauteil ausgebildet, in dem die halbleitenden Bauelemente angeordnet sind. Aus Gründen der Einfachheit wird das thermoelektrische Element 1 in der Folge meist nicht weiter im Detail dargestellt.
Das Hochleistungsgetriebe 10 ist axial hinter der Fanstufe 130 (und auch hinter dem Einlaufkonus 131 ) und vor dem Niederdruckverdichter 150 angeordnet.
Dabei wird ein Ausschnitt des Flugzeugtriebwerks 100 dargestellt, so dass auf die Fig. 1 und deren Beschreibung Bezug genommen werden kann. Das Gehäuse 1 1 umgibt das Hochleistungsgetriebe 10 ringsum und weist einen umlaufenden konischen Abschnitt. Das thermoelektrische Element 1 ist hier in Form eines konisch angeordneten Streifens ebenfalls ringsum um das Gehäuse 1 1 angeordnet. In anderen Ausführungsformen erstreckt sich das thermoelektrische Element 1 nur über einen Teil des Umfangs des Gehäuses 1 1 .
Die heiße Seite H des thermoelektrischen Elementes 1 ist dabei dem Hochleistungsgetriebe 10 zugewandt. Im Inneren des Gehäuses 1 1 wird im Betrieb Öl O (in Fig. 2 durch Pfeile symbolisiert) durch die Bewegung des Hochleistungsgetriebes 10 stark aufgeheizt. Das heiße Öl O überträgt Wärme über eine Prallfläche 13 an der inneren Seite des Gehäuses 1 1 , d.h. auf die heiße Seite H des thermoelektrischen Elementes 1 . Die kalte Seite C des thermoelektrischen Elementes 1 ist in Richtung eines Kühlluftstroms A orientiert, der durch ein Mittel zur Führung der Kühlluft 16, hier einen Spalt, gezielt auf die kalte Seite C geleitet wird.
Damit wird über das thermoelektrische Element 1 eine Temperaturdifferenz erzeugt, die in einen Stromfluss I, d.h. elektrische Energie, umgewandelt wird. In den Figuren wird der Stromfluss I aus Platzgründen hier nur symbolisch dargestellt.
Somit wird ein Energiewandlungssystem realisiert, bei dem aus thermischer Energie bei Vorliegen einer Temperaturdifferenz elektrische Energie gewonnen wird. Die generierte elektrische Energie kann z.B. dazu verwendet werden, ein anderes Aggregat des Flugzeugtriebwerks 100, insbesondere eine Ölpumpe 14 des Hochleistungsgetriebes 10 und / oder eine Steuereinrichtung 15 (z.B. das EEC, FADEC) des Flugzeugtriebwerkes 100, zu betreiben oder zumindest Hilfsenergie dafür zur Verfügung zu stellen. In Fig. 1 sind die Steuereinrichtung 15 und eine Ölpumpe 14 schematisch dargestellt. In den anderen Figuren werden diese Aggregate aus Gründen der Übersichtlichkeit nicht dargestellt. Die thermoelektrischen Elemente 1 sind ebenfalls aus Gründen der Übersichtlichkeit über in den Figuren nicht dargestellte Leitungen mit der Stromsteuervorrichtung 30 und / oder den stromabnehmenden Aggregaten, wie der Steuervorrichtung 15 und / oder der Ölpumpe 14 verbunden. Eine Stromsteuervorrichtung 30, die aus Gründen der Übersichtlichkeit ebenfalls nur in Fig. 2 dargestellt ist, dient dazu, den anfallenden Strom, gerade auch in Abhängigkeit vom Betriebszustand des Flugzeugtriebwerkes 100 zu steuern. Der Betriebszustand hat Einfluss auf die Temperaturdifferenzen über die thermoelektrischen Elemente 1 , so dass z.B. im Volllastbereich mehr Strom aus den Energiewandlungssystemen zur Verfügung steh als im Niedriglastbereich. Da aber die Aggregate teilweise oder ganz über die Energiewandlungssysteme mit Strom versorgt werden können, ergibt sich eine effizientere Stromversorgung im Flugzeugtriebwerk. Eine beispielhafte Rechnung ergibt, dass bei einem Vorliegen einer Temperaturdifferenz zwischen kalter und heißer Seite C, H des thermoelektrischen Elementes 1 von 160°C eine elektrische Leistung von ca. 1 kW erreicht werden kann. Die Fläche des thermoelektrischen Elementes 1 beträgt ca. 0,2 m2, das Gewicht ca. 3,5 kg. In Fig. 3 ist eine weitere Ausführungsform des Energiewandlungssystems dargestellt, die sich von der Ausführungsform gemäß Fig. 2 dadurch unterscheidet, dass der Strom der Kühlluft K nicht durch einen Spalt in das Kerntriebwerk 230 hinein geführt wird, sondern die in den Niederdruckverdichter 150 einströmende Luft A zur Kühlung genutzt wird. Die kalte Seite C des thermoelektrischen Elementes 1 ist dabei nach außen gewandt, die heiße Seite H befindet sich am Gehäuse 1 1 des Hochleistungsgetriebes 10. Ansonsten entspricht diese Ausführungsform der in Fig. 2 dargestellten, so dass auf die entsprechende Beschreibung Bezug genommen werden kann.
In Fig. 4 ist eine weitere Ausführungsform des Energiewandlungssystems dargestellt, wobei hier - wie bei der Ausführungsform gemäß Fig. 3 - der am Kerntriebwerk 230 vorbei strömende Luftstrom A zur Kühlung der kalten Seite C des thermoelektrischen Elementes 1 verwendet wird. Das thermoelektrische Element 1 ist aber - anders als bei der Ausführungsform der Fig. 3 - nicht am Gehäuse 1 1 sondern an der Wandung des Kerntriebwerkes 230 angeordnet. Die Wärmeübertragung im Inneren des Gehäuses 1 1 erfolgt in diesem Fall u.a. auch durch Zapfluft, welche dem vorderen Lager am Gehäuse 1 1 entweicht.
In Fig. 5 ist eine weitere Ausführungsform des Energiewandlungssystems dargestellt, bei dem - wie bei der Ausführungsform gemäß der Fig. 4 - die kalte Seite C des thermoelektrischen Elementes 1 am Kerntriebwerk 230 angeordnet ist. Die heiße Seite H des thermoelektrischen Elementes 1 ist allerdings - wie bei der Ausführungsform der Fig. 2 und 3 - am Gehäuse 1 1 des Hochleistungsgetriebes 10 angeordnet. Zwischen der kalten Seite C und der heißen Seite H des elektrothermischen Elementes 1 sind halbleitende Elemente 2 angeordnet, die für die Ausnutzung des Seebeck-Effektes ohnehin erforderlich sind. In den Fig. 2 bis 8 waren Ausführungsformen unter Verwendung eines Hochleistungsgetriebes (Power Gearbox) als Fangetriebe beschrieben worden.
In Fig. 6 bis 8 sind Ausführungsformen beschrieben, die alternativ oder zusätzlich zu diesen Fangetriebe-Ausführungsformen betrieben werden können und bei denen mindestens ein thermoelektrisches Element 1 mit einem weiteren Getriebe 20a, 20b, 20c oder einem Lagergehäuse 30 thermisch gekoppelt wird, um dort thermische Energie in elektrische Energie umzuwandeln.
In der Fig. 6 ist ein an sich bekanntes Flugzeugtriebwerk 100 mit einer Reihe von weiteren Getrieben 20a, 20b, 20c dargestellt, die sich im Betrieb aufwärmen, so das thermoelektrische Elemente 1 die jeweils abgegebene thermische Energie in elektrische Energie umwandeln können.
Ein erstes Getriebe ist das externe Getriebe 20a (auch accessory gearbox genannt), das sich in der Regel um einen bestimmten Winkelbereich um das Flugzeugtriebwerk 100 herum erstreckt (siehe auch Fig. 7). An der Außenseite des ersten Getriebes 20a ist ein thermoelektrisches Element 1 angeordnet, das - wie in den anderen Ausführungsformen beschrieben - elektrische Energie zum vollständigen oder unterstützenden Betrieb z.B. von Steuereinreichungen 15 oder anderen Aggregaten erzeugt.
Ein zweites Getriebe 20b ist ein Umlenkgetriebe, das zusätzlich oder alternativ mit einem thermoelektrischen Element 1 versehen wird.
Das dritte Getriebe 20c ist ein internes Getriebe, das ebenfalls zusätzlich oder alternativ mit einem thermoelektrischen Element 1 versehen ist.
Eine Überschlagsrechnung zeigt, dass bei einer Temperaturdifferenzen von 80 bis 1 10 60°C - also deutlich weniger als im Falle des Hochleistungsgetriebe 10 - eine elektrische Leistung von ungefähr 1 kW erzeugt werden kann. Grundsätzlich ist es möglich, zwischen 800 und 1600 W/m2 zu erzeugen. Die Temperaturdifferenz hängt von der Öltemperatur im Getriebe 20a, 20b, 20c ab. Dabei ist die hier angesetzte Temperaturdifferenz von 60°C als untere Grenze angesetzt, die z.B. bei einem Teillastbetrieb anfällt. Bei Volllast kann eine Temperaturdifferenz von z.B. 160°C anfallen.
Da die generierte elektrische Energie vom Betriebszustand des Flugzeugtriebwerks 100 anhängt, kann die Stromsteuerungsvorrichtung 30 (siehe Fig. 2) steuern, welche Aggregate 14, 15 im Flugzeugtriebwerk 100 bei welchem Betriebszustand wie versorgt werden. Ein Aggregat mit einem relativ hohen Stromverbrauch, wie die Ölpumpe 14 kann z.B. gezielt im Vollastbetrieb durch das thermoelektrische Element 1 versorgt werden. Ein vergleichsweiser Geringverbraucher, wie die Steuervorrichtung 15 (EEC, FADEC) kann hingegen kontinuierlich bei Volllast, Teillast oder Niedriglast mit elektrischer Energie aus einer der Energiewandlungsvorrichtungen versorgt werden. In Fig. 7 ist eine Draufsicht auf das erste Getriebe, das externe Getriebe 20a dargestellt. Der Pfeil rechts gibt die Richtung zum Einlassbereich des hier nicht dargestellten Flugzeugtriebwerks 100 an.
Das thermoelektrische Element 1 ist hier im Bereich eines Ölreservoirs angeordnet und wird Pfeilrichtung von Kühlluft A überströmt.
Thermisch durchaus vergleichbar zu einem Getriebegehäuse 1 1 sind Lagergehäuse 30, z.B. eines Kugellagers. Auch hier fällte erhebliche thermische Energie an, die mittels mindestens eines thermoelektrischen Elementes 1 in elektrische Energie umgewandelt werden kann.
In Fig. 8 ist schematisch ein Lagergehäuse 40 des vorderen Wellenlagers (front bearing) des Flugzeugtriebwerks dargestellt. Auch hier kann die Temperaturdifferenz über ein thermoelektrisches Element 1 dazu verwendet werden, um elektrische Energie für den Betrieb anderer Aggregate zu erzeugen. Ähnlich wie beim Hochleistungsgetriebe wird im vorderen Wellenlager Öl erhitzt. Die Wärmeübertragung erfolgt im Inneren des Gehäuses 1 1 durch Öltröpfchen. Bezugszeichenliste
1 thermoelektrisches Element
2 halbleitendes Element
10 Hochleistungsgetriebe
1 1 Gehäuse
13 Prallfläche
14 Ölpumpe
15 Steuereinrichtung (EEC, FADEC)
16 Mittel zur Führung von Kühlluft
20a externes Getriebe (accesory gear box) 20b Umlenkgetriebe
20c internes Getriebe
30 Stromsteuerungsvorrichtung 40 Lagergehäuse
100 Turbomaschine, Flugzeugtriebwerk
1 10 Rotationsachse
120 Lufteinlauf
130 Fanstufe
131 Einlaufkonus
150 Niederdruckverdichter
160 Hochdruckverdichter
170 Brennkammer
180 Hochdruckturbine
190 Niederdruckturbine
200 Auslassdüse
210 Gondel (Nacelle)
220 Nebenstromkanal
230 Kerntriebwerk
A Luftstrom zur Kühlung C Kalte Seite des thermoelektrischen Elementes H Heiße Seite des thermoelektrischen Elementes I elektrische Energie, Stromfluss
O Öl im Gehäuse des Hochleistungsgetriebes

Claims

Patentansprüche
1 . Energiewandlungssystem für eine Turbomaschine, dadurch gekennzeichnet, dass mindestens ein Getriebe (10, 20a, 20b, 20c) und / oder mindestens ein Lagergehäuse (40) zur Umwandlung thermischer Energie in elektrische Energie (I) thermisch mit mindestens einem thermoelektrischen Element (1 ) gekoppelt ist.
2. Energiewandlungssystem nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass das mindestens eine thermoelektrische Element (1 ) über ein Gehäuse (1 1 ) des mindestens einen Getriebes (10, 20a, 20b, 20c) thermisch angekoppelt ist.
3. Energiewandlungssystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die vom mindestens einen thermoelektrischen Element (1 ) generierte elektrische Energie (I) für den Betrieb mindestens eines anderen Aggregates der Turbomaschine (100), insbesondere für eine Ölpumpe (14) des Hochleistungsgetriebes (10) und / oder eine Steuereinrichtung (15) der Turbomaschine (100) nutzbar ist.
4. Energiewandlungssystem nach Anspruch 3, gekennzeichnet durch eine Stromsteuerungsvorrichtung (30), die die vom mindestens einen thermoelektrischen Element (1 ) generierte elektrische Energie (I) in Abhängigkeit vom Betriebszustand der Turbomaschine (100) steuert, insbesondere die anderen Aggregate (14, 15) ganz oder teilweise mit Strom versorgt.
5. Energiewandlungssystem nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch mindestens eine Prallfläche (13) für Öltropfen des mindestens einen Getriebes (10, 20a, 20b, 20c) und / oder einer Lagerung, wobei die Prallfläche (13) mit dem mindestens einen thermoelektrischen Element (1 ) thermisch gekoppelt ist.
6. Energiewandlungssystem nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das mindestens eine Getriebe (10, 20a, 20b, 20c) als Hochleistungsgetriebe (10) zur mechanischen Kopplung mindestens einer Niederdruckkompressorstufe mit mindestens einer Turbinenstufe oder als weiteres Getriebe (20a, 20b, 20c) ausgebildet ist.
7. Energiewandlungssystem nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das mindestens eine thermoelektrische Element (1 ) in einem Flugzeugtriebwerk (100) angeordnet ist, wobei das mindestens eine thermoelektrischen Element (1 ) in axialer Richtung teilweise oder vollständig zwischen der Spitze des Einlaufkonus (131 ) und dem Hochleistungsgetriebe (10) angeordnet ist.
8. Energiewandlungssystem nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das mindestens eine thermoelektrische Element (1 ) mindestens teilweise am Gehäuse (1 1 ) des mindestens einen Getriebes (10, 20a, 20b, 20c) und / oder des mindestens einen Lagergehäuses (40) angeordnet ist, insbesondere vollständig um den Umfang des Gehäuses (1 1 ) des Hochleistungsgetriebes (10) herum und / oder am Kerntriebwerk (230).
9. Energiewandlungssystem nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch ein Mittel zur Führung (16) von Kühlluft (K) zur kalten Seite (C) mindestens eines thermoelektrischen Elementes (1 ).
10. Getriebe (10, 20a, 20b, 20c) oder Lagergehäuse (30) einer Turbomaschine (100) mit mindestens einem Energiewandlungssystem nach mindestens einem der Ansprüche 1 bis 9.
1 1 . Turbomaschine (100), insbesondere ein Flugzeugtriebwerk oder ein Getriebefan- Flugzeugtriebwerk, mit mindestens einem Getriebe (10, 20a, 20b, 20c) und / oder einem Lagergehäuse (30) gemäß Anspruch 10.
EP17717661.7A 2016-04-20 2017-04-11 Energiewandlungssystem einer turbomaschine, getriebe oder lagergehäuse einer turbomaschine und turbomaschine Withdrawn EP3445950A1 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102016107303.2A DE102016107303A1 (de) 2016-04-20 2016-04-20 Energiewandlungssystem einer Turbomaschine, Getriebe oder Lagergehäuse einer Turbomaschine und Turbomaschine
PCT/EP2017/058688 WO2017182334A1 (de) 2016-04-20 2017-04-11 Energiewandlungssystem einer turbomaschine, getriebe oder lagergehäuse einer turbomaschine und turbomaschine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP3445950A1 true EP3445950A1 (de) 2019-02-27

Family

ID=58548682

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP17717661.7A Withdrawn EP3445950A1 (de) 2016-04-20 2017-04-11 Energiewandlungssystem einer turbomaschine, getriebe oder lagergehäuse einer turbomaschine und turbomaschine

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20190115518A1 (de)
EP (1) EP3445950A1 (de)
DE (1) DE102016107303A1 (de)
WO (1) WO2017182334A1 (de)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3091900B1 (fr) * 2019-01-17 2022-05-27 Safran Aircraft Engines Turbomachine comprenant un panneau d’echange thermique et de production d’energie electrique
US11987374B2 (en) * 2021-01-28 2024-05-21 The Boeing Company Systems and methods for driving fan blades of an engine
CN114076324B (zh) * 2022-01-19 2022-07-08 中国航发四川燃气涡轮研究院 能够自动调节掺混进气的燃烧室
US11665963B1 (en) * 2022-04-22 2023-05-30 Hamilton Sundstrand Corporation Waste heat capture using tail cone of a gas turbine engine

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA834433A (en) * 1970-02-17 Dowty Rotol Limited Gas turbine engines
AU2001239730A1 (en) 2000-02-18 2001-08-27 Motorola, Inc. Thermoelectric power generator for an aircraft
JP2008157362A (ja) * 2006-12-25 2008-07-10 Ntn Corp 転がり軸受
US9018512B2 (en) * 2007-12-21 2015-04-28 The Boeing Company Thermoelectric generation system
EP2461296A1 (de) * 2010-12-02 2012-06-06 Techspace Aero S.A. Überwachungsvorrichtung einer luftfahrttechnischen Ausrüstung
US20120192908A1 (en) * 2011-02-01 2012-08-02 Simmonds Precision Products, Inc. Sinkless thermoelectric energy generator
GB2496839A (en) * 2011-10-24 2013-05-29 Ge Aviat Systems Ltd Thermal electrical power generation for aircraft
FR2989734B1 (fr) * 2012-04-24 2014-04-18 Snecma Turboreacteur incorporant des generateurs thermoelectriques
WO2015073101A2 (en) * 2013-09-16 2015-05-21 United Technologies Corporation Systems for generating auxillary electrical power for jet aircraft propulsion systems

Also Published As

Publication number Publication date
DE102016107303A1 (de) 2017-10-26
WO2017182334A1 (de) 2017-10-26
US20190115518A1 (en) 2019-04-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3445950A1 (de) Energiewandlungssystem einer turbomaschine, getriebe oder lagergehäuse einer turbomaschine und turbomaschine
EP2430315B1 (de) Strömungsvorrichtung mit kavitätenkühlung
EP1711690B1 (de) Gasturbine, insbesondere flugtriebwerk
DE19524731A1 (de) Turboprop-Triebwerk mit einem Luft-Ölkühler
EP1440223B1 (de) Gasturbogruppe
DE112014004725B4 (de) Gasturbine
DE19501471A1 (de) Turbine, insbesondere Gasturbine
EP2655832A2 (de) Verfahren zum betrieb einer kleingasturbinenanordnung, sowie kleingasturbinenanordnung
DE102012221298A1 (de) Ladeeinrichtung eines Antriebsaggregats
CH701999A2 (de) Dampfturbine mit Kühlung der Dampfturbinenlaufräder.
EP3267089A1 (de) Ölverteilungssystem und turbomaschine mit einem ölverteilungssystem
WO2017133873A1 (de) Gasturbine mit axialschubkolben und radiallager
DE102018125748A1 (de) Ausfallerkennungssystem eines Kühlluftzufuhrsystems und Ausfallerkennungsverfahren für ein Kühlluftzufuhrsystemeiner Hochdruckturbine
DE69109173T2 (de) Hochdruck-Zweiwellengasturbine mit Radialrotoren.
WO2006084437A1 (de) Gasturbinentriebwerk
WO2020260255A1 (de) Getriebe und gasturbinentriebwerk
EP3189212B1 (de) Gasturbinenanlage
DE102019120462A1 (de) Hilfsgerätegetriebe eines Gasturbinentriebwerkes und Gasturbinentriebwerk
DE102019104194A1 (de) Gasturbinentriebwerk und Luftfahrzeug mit einem Gasturbinentriebwerk
EP3172407B1 (de) Gasturbine mit einer kühlung der letzten turbinenstufe
EP4245664A1 (de) Flugzeugantrieb und verfahren zum betreiben eines flugzeugantriebs
DE102023126200A1 (de) Verbessertes Wärmemanagement in einem Gasturbinentriebwerk
DE102023126199A1 (de) Gasturbinentriebwerk mit verbesserter Wärmeabgabe
DE102023126198A1 (de) Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks
DE102023126197A1 (de) Wärmemanagementsystem für ein gasturbinentriebwerk

Legal Events

Date Code Title Description
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: UNKNOWN

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

Free format text: STATUS: THE INTERNATIONAL PUBLICATION HAS BEEN MADE

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

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

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20181108

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: BA ME

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

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

DAV Request for validation of the european patent (deleted)
DAX Request for extension of the european patent (deleted)
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN

18D Application deemed to be withdrawn

Effective date: 20211103