WO2007036202A1 - Strahltriebwerk mit einer integrierten elektrischen motor/generatoreinheit - Google Patents

Strahltriebwerk mit einer integrierten elektrischen motor/generatoreinheit Download PDF

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WO2007036202A1
WO2007036202A1 PCT/DE2006/001662 DE2006001662W WO2007036202A1 WO 2007036202 A1 WO2007036202 A1 WO 2007036202A1 DE 2006001662 W DE2006001662 W DE 2006001662W WO 2007036202 A1 WO2007036202 A1 WO 2007036202A1
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compressor
generator unit
motor
housing
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PCT/DE2006/001662
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John Sharp
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Mtu Aero Engines Gmbh
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    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D15/00—Adaptations of machines or engines for special use; Combinations of engines with devices driven thereby
    • F01D15/10—Adaptations for driving, or combinations with, electric generators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
    • H02K7/00—Arrangements for handling mechanical energy structurally associated with dynamo-electric machines, e.g. structural association with mechanical driving motors or auxiliary dynamo-electric machines
    • H02K7/18—Structural association of electric generators with mechanical driving motors, e.g. with turbines
    • H02K7/1807—Rotary generators
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    • 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
    • F05D2260/85—Starting
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    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
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    • H02K7/00—Arrangements for handling mechanical energy structurally associated with dynamo-electric machines, e.g. structural association with mechanical driving motors or auxiliary dynamo-electric machines
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    • 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 present invention relates to a jet engine, in particular for an aircraft, with a high-pressure compressor, which is rotatably mounted within a compressor housing, wherein the high-pressure compressor blade elements, which cause by a rotational movement of a compression of the inflow into the high-pressure compressor inflowing air, wherein the high-pressure compressor a plurality of compressor stages, on which the vane elements are arranged, and wherein the jet engine further comprises an integrated electric motor / generator unit.
  • jet engines are well known, wherein the means for starting the jet engine and the means for generating an electric power are arranged separately from each other on the jet engine.
  • the jet engine must be started mechanically for commissioning, in a two-shaft engine, the shaft of the high-pressure compressor is rotated by a mechanical engagement in rotation.
  • jet engines have means for generating an electric power, which may be arranged in the form of a generator in or on the engine.
  • the electrical power is required for the operation of various electrical equipment of the aircraft, with recent developments show that the required electrical power of the aircraft continues to increase due to increasing electrification of various aggregates.
  • the jet engine contemplated in accordance with the present invention particularly relates to a fan engine configured as a two-shaft engine and the fan is a low-pressure compressor which pre-compresses the air flowing into the engine and generates a bypass flow around the centrally discharged hot exhaust jet.
  • a generic jet engine which has a generator which in the High-pressure compressor of the jet engine is integrated.
  • the engine has compressor blades, which are sheathed, wherein outside of the sheath, an electric generator is arranged.
  • This consists of a stator which comprises an electric coil and a rotor which is connected to the engine shaft in such a way that it likewise performs a rotational movement.
  • the rotor assembly rotates within the stator and induces electrical voltage into the coil of the stator.
  • the rotor elements are disposed on the outside of the blade elements of the high-pressure compressor, and extend radially outward into the stator assembly of the generator.
  • the electric motor designed as a generator is not suitable for starting the jet engine, wherein the starting function must be implemented via a so-called Gearbox arranged on the side of the jet engine.
  • the Gearbox is connected via a shaft connection with the high-pressure compressor shaft of the jet engine, which is referred to as a power shaft or as a radial drive shaft.
  • the Gearbox can include both a starter function and a generator function, which requires a considerable amount of space circumferentially on the jet engine, represents a large weight and has a high maintenance requirements.
  • Another disadvantage is that the gearbox for starting the jet engine comprises means formed during the Flight operations must be carried as a non-usable device and thus causes a "dead weight".
  • the invention includes the technical teaching that the motor / generator unit is arranged in the plane of rotation of the at least first compressor stage of the high-pressure compressor and comprises a circumferentially extending around the compressor housing stator and a rotor, which is formed by the blade elements of the at least first compressor stage.
  • the stator of the motor / generator unit can be arranged peripherally outside of a compressor housing, resulting in a significant improvement in accessibility in the context of maintenance, repair or replacement of the stator.
  • the stator of the motor / generator unit can be cooled by the shell air flow of the low-pressure compressor, resulting in advantageous thermal properties.
  • the stator has a big one Diameter to length ratio, so that this extends circumferentially around the housing of the high pressure compressor.
  • the motor / generator unit can be arranged both before the first compressor stage of the high-pressure compressor and in the plane of the first compressor stage and the second or another compressor stage.
  • the inventive arrangement of the motor / generator unit can be sufficient power available to start the jet engine without further electrical or mechanical means.
  • the motor / generator unit takes over a starter function of the jet engine.
  • the Gearbox which is arranged externally on the jet engine, either be made smaller or eliminated.
  • the high electrical power available may be sufficient to replace the essential gensets comprising the gearbox with electrical components. These relate, for example, hydraulic pumps, oil pressure pumps or other devices which are arranged in the gearbox.
  • a possible embodiment of the motor / generator unit provides that this is designed as a switched reluctance motor and the at least first compressor stage forms the rotor of the switched reluctance motor.
  • a switched reluctance motor is characterized in that a winding is provided only in the stator and the rotor has neither a winding nor permanent magnets or a short-circuit cage.
  • advantageously conventional blade elements of a high-pressure compressor for the operating principle a reluctance motor can be applied without significantly modifying them.
  • the wiring of the stator is carried out according to a predetermined scheme, with a control and power electronics is required.
  • the self-inductance of the stator coil is caused by a strongly grooved rotor, this being formed by the blade elements arranged on the at least first compressor stage.
  • the rotor is advantageously constructed of a material of high magnetic flux density, wherein the material is preferably made of an iron-cobalt alloy. These materials are particularly suitable for the construction of magnetic fields. It can be provided that the blade elements have the abovementioned material properties only at their tips or at least in the end region, wherein the base body of the blade elements remain unchanged due to the high demands on the strength and possibly thermal properties and not or not significantly to the formation of the rotor contribute to the motor / generator unit.
  • the rotor provides that this has permanent magnets. Since the rotor is formed by the blade elements of the high-pressure compressor, these preferably have permanent magnets on the end side, wherein they may comprise a samarium-cobalt alloy. In this case, the blade elements need not have the aforementioned magnetic properties in their entirety, but may have these only in the tip of the blade elements. Thus, the blade elements can maintain their mechanical properties, the magnetic property being sufficient only as an additional function in the end region or in the outer region of the blade elements. Alternatively, an edge ring can be arranged on the outside around the blade elements, which has the corresponding magnetic properties, so that the blade elements themselves do not have to be modified even in the end region.
  • the edge ring may have the properties of a permanent magnet by the choice of material, for example, samarium-cobalt alloy, wherein the blade elements from a high temperature turbine material, eg Inconell be made can.
  • a permanent magnet for example, samarium-cobalt alloy
  • the shroud arranged above the blade tips can also be formed only as a pure reinforcement for the blades which are magnetic at least in the edge region.
  • the shroud should be made of a magnetically permeable material.
  • the stator of the motor / generator unit is accommodated on or in the compressor housing, wherein the housing has at least a low magnetic permeability. It is sufficient that the compressor housing has only in the region of the arrangement of the motor / generator unit a material which is magnetically permeable. This may be a light metal alloy, with high strength materials such as a 6% Mn, 16% Ni steel material being a possible advantageous alloy. It is also possible that carbon fiber composites or composites may be employable with fiberglass or suture. In the event that the stator is integrated in the compressor housing, the electrical conductors can be embedded, for example, in the housing material, possibly with insulation.
  • the metallic materials of the stator can be introduced analogously to a fiber reinforcement of the housing, which causes additional strength of the housing structure.
  • the inclusion of the stator in the compressor housing can also take place in that the housing is interrupted in the region of the stator and completely replaced by the stator.
  • a control and power electronics is integrated in the motor / generator unit. This is particularly required for the wiring of a reluctance motor to allow the control and regulation operation.
  • the control and power electronics can be arranged on and / or in the fan housing of the jet engine.
  • an electrical connection between the compressor housing, on which the motor / generator unit is accommodated, and the fan housing is provided, this can be passed to guide elements.
  • the foundedsleitieri provide a mechanical connection between the fan housing, and thus form the possibility to arrange an electrical connection in the form of a cable guide.
  • the arrangement in or on the fan housing may be advantageous, while still a possible maintenance costs due to the advantageous accessibility is reduced.
  • a possible power range of the motor / generator unit this can be dimensioned such that an output power of approximately 100 kVA to 150 kVA can be generated.
  • Such a power range makes it possible to operate at least the essential electrical or electromechanical components of an aircraft, whereby a further generator of the aircraft can be replaced. This can even be achieved that with the inventive arrangement of the motor / generator unit, the entire electrical power supply of an aircraft can be realized.
  • the gearbox can be completely replaced, with the lost components of the gearbox replaced by an electric drive and a power supply via the motor / Generator unit takes place.
  • Various units must therefore no longer be arranged on the jet engines, but can be mounted due to their electrical design variable at advantageous locations in the aircraft. This results in the advantage that the nacelle of the jet engine can be made smaller, so that improved aerodynamics can be achieved.
  • an advantageous embodiment of the invention provides that the housing in the region of the stator is as thin as possible in order to meet the mechanical and thermal requirements. Thus, an optimal housing design is achieved.
  • FIG. 1 shows a cross section through a jet engine with a
  • Motor / generator unit which is arranged in the plane of rotation of the first compressor stages of the high pressure compressor;
  • Fig. 2 is a schematic representation of the arrangement of
  • Motor / generator unit wherein a blade element of the high-pressure compressor is designed as a rotor.
  • the jet engine 1 shown in FIG. 1 has a high-pressure compressor 2, which comprises a compressor housing 3.
  • a high-pressure compressor 2 which comprises a compressor housing 3.
  • a plurality of compressor stages 4 are rotatably mounted, wherein the compressor stages 4 have blade elements 5, which compress via an inflow channel 6 incoming air.
  • the compression of the incoming air takes place stepwise successively over a plurality of compressor stages 4, which follow one another in the flow direction of the air to be compressed in a parallel arrangement.
  • the compressor stages 4 are rotatably mounted on a hollow shaft 7, wherein a low pressure shaft 8 extends through the hollow shaft 7 therethrough.
  • a fan 9 is rotatably mounted, which as a low-pressure stage precompressed the incoming air, and a Sheath flow around the inner flow region, which is formed by the high pressure compressor 2 generates.
  • a motor / generator unit 10 is arranged at the height of the first and second compressor stage 4, which extends circumferentially around the compressor housing 3 in an annular manner.
  • the outside of the compressor housing 3 arranged part of the motor / generator unit 10 comprises a stator 11, which forms the stationary part of the motor / generator unit 10.
  • a plurality of blade elements 5 are placed, which perform in the plane of the stator 11 of the motor / generator unit 10 about the axis of the hollow shaft 7 a rotational movement.
  • the compressor stages 4 with the blade elements 5 form the rotor of the motor / generator unit 10, which have magnetic properties, and thus generate a voltage in a winding which is contained in the stator 11.
  • a control and power electronics 12 is required, which may be integrated in the stator 11 of the motor / generator unit 10, or according to the present embodiment may be arranged on a fan housing 13. Between the fan housing 13 and the compressor housing 3 guide elements 14 are used, on or in which an electrical connection between the motor / generator unit 10 and the control and power electronics 12 can be performed along.
  • a gear box 15 On the lower side of the jet engine 1, a gear box 15 is shown, which is mechanically connected via a drive train 16 with the hollow shaft 7.
  • the powertrain 16 engages via a bevel gear from a rotational movement of the hollow shaft 7, and drives various units, which are arranged in the gearbox, wherein in the gearbox 15 also a starter function for starting the jet engine 1 may be included.
  • a gearbox 15 and a drive train 16 is shown, wherein this depending on the possible electrical output of the Motor / generator unit 10 according to the invention can be omitted according to the present invention.
  • the representation of the Gerarbox 15 in Fig. 1 illustrates that in a loss of Gearbox addition to a significant weight reduction, the housing of the jet engine 1 can be made smaller and lighter, which may result in an aerodynamic improvement of the downsized engine nacelle. Furthermore, the maintenance costs are reduced, since the gearbox units can be replaced by decentralized electrically operated units.
  • APU Auxilliary Power Unit
  • FIG. 2 shows a schematic representation of a motor / generator unit 10, wherein this only comprises an upper half section.
  • the stator 11 consists essentially of a stator housing 17, in which a winding 18 is enclosed, in which an electrical voltage is induced, which forms the electrical output power.
  • a rotor disk 19 also referred to as a spool
  • a permanent magnet 21 is arranged, which may be embodied either as a separate component or may be replaced by introduced magnetic properties of the blade element 5 in the end region 20.
  • the stator 11 is disposed on the compressor housing 3, which comprises a material having a low magnetic permeability.
  • the invention is not limited in its execution to the above-mentioned preferred embodiment. Rather, a number of variants is conceivable, which makes use of the illustrated solution even with fundamentally different types of use.

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Abstract

Strahltriebwerk (1), insbesondere für ein Luftfahrzeug, mit einem Hochdruckkompressor (2), welcher innerhalb eines Kompressorgehäuses (3) drehbar gelagert ist, wobei der Hochdruckkompressor (2) Schaufelelemente (5) aufweist, welche durch eine Rotationsbewegung eine Verdichtung von über einen Einströmkanal (6) in den Hochdruckkompressor (2) einströmender Luft bewirken, wobei der Hochdruckkompressor (2) mehrere Verdichterstufen (4) aufweist, an denen die Schaufelelemente (5) angeordnet sind, und wobei das Strahltriebwerk (1) weiterhin eine integrierte elektrische Motor/Generatoreinheit (10) aufweist, wobei die Motor/Generatoreinheit (10) in der Rotationsebene von der zumindest ersten Verdichterstufe (4) des Hochdruckkompressors (2) angeordnet ist und einen sich umfangsseitig um das Kompressorgehäuse (3) erstreckenden Stator (11) sowie einen Läufer umfasst, welcher durch die Schaufelelemente (5) der zumindest ersten Verdichterstufe (4) gebildet ist. Damit wird ein Strahltriebwerk (1) geschaffen, bei welchem Mittel zum Starten des Strahltriebwerks (1) sowie zur Erzeugung einer elektrischen Leistung vorgesehen sind, welche einen geringen Wartungsaufwand erfordern, ein geringes Gewicht aufweisen sowie den erforderlichen Platzbedarf minimieren.

Description

STRAHLTRIEBWERK MIT EINER INTEGRIERTEN ELEKTRISCHEN MOTOR/GENERATOREINHEIT
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Strahltriebwerk, insbesondere für ein Luftfahrzeug, mit einem Hochdruckkompressor, welcher innerhalb eines Kompressorgehäuses drehbar gelagert ist, wobei der Hochdruckkompressor Schaufelelemente aufweist, welche durch eine Rotationsbewegung eine Verdichtung von über den Einströmkanal in den Hochdruckkompressor einströmender Luft bewirken, wobei der Hochdruckkompressor mehrere Verdichterstufen aufweist, an denen die Schaufelelemente angeordnet sind, und wobei das Strahltriebwerk weiterhin eine integrierte elektrische Motor/Generatoreinheit aufweist .
Derartige Strahltriebwerke sind hinreichend bekannt, wobei die Mittel zum Starten des Strahltriebwerks sowie die Mittel zur Erzeugung einer elektrischen Leistung getrennt voneinander am Strahltriebwerk angeordnet sind. Das Strahltriebwerk muss zur Inbetriebnahme mechanisch gestartet werden, wobei bei einem Zwei-Wellen-Triebwerk die Welle des Hochdruckkompressors über einen mechanischen Eingriff in Rotation versetzt wird. Weiterhin weisen Strahltriebwerke Mittel zur Erzeugung einer elektrischen Leistung auf, welche in Form eines Generators im bzw. am Triebwerk angeordnet sein können. Die elektrische Leistung wird dabei zum Betrieb verschiedener elektrischer Einrichtungen des Luftfahrzeugs benötigt, wobei aktuelle Entwicklungen zeigen, dass die benötigte elektrische Leistung des Luftfahrzeugs aufgrund einer zunehmenden Elektrifizierung diverser Aggregate weiter steigt. Das gemäß der vorliegenden Erfindung betrachtete Strahltriebwerk betrifft insbesondere ein Fan-Triebwerk, welches als Zwei-Wellen-Triebwerk ausgebildet ist und der Fan einen Niederdruckkompressor darstellt, welcher die in das Triebwerk einströmende Luft vorverdichtet, sowie einen Mantelstrom um den mittig ausgestoßenen heißen Abgasstrahl erzeugt.
Aus der US 2002/0122723 Al ist ein gattungsgemäßes Strahltriebwerk bekannt, welches einen Generator aufweist, welcher im Hochdruckkompressor des Strahltriebwerks integriert ist. Das Triebwerk weist Verdichterschaufeln auf, welche ummantelt sind, wobei außerhalb der Ummantelung ein elektrischer Generator angeordnet ist. Dieser besteht aus einem Stator, welcher eine elektrische Spule umfasst, sowie einem Rotor, welcher mit der Triebwerkswelle derart verbunden ist, dass dieser gleichermaßen eine Rotationsbewegung ausführt. Die Rotoranordnung führt eine Rotationsbewegung innerhalb des Stators aus, und induziert eine elektrische Spannung in die Spule des Stators. Die Rotorelemente sind außenseitig an den Schaufelelementen des Hochdruckkompressors angeordnet, und erstrecken sich radial nach außen in die Statoranordnung des Generators.
Bei der bekannten Generatoranordnung innerhalb des Strahltriebwerks tritt das Problem auf, dass der Generator innerhalb des Kompressorgehäuses des Hochdruckkompressors angeordnet ist. Damit vergrößert sich der erforderliche Durchmesser des Kompressorgehäuses, wobei aufgrund der geschlossenen Anordnung die erforderliche Wartung aufgrund der erschwerten Zugänglichkeit des Generators mit großem Aufwand verbunden ist. Zudem ist der als Generator ausgeführte elektrische Motor nicht zum Starten des Strahltriebwerks geeignet, wobei die Startfunktion über eine auföenseitig am Strahltriebwerk angeordnete sogenannte Gearbox realisiert werden muss. Die Gearbox ist über eine Wellenverbindung mit der Hochdruckkompressorwelle des Strahltriebwerks verbunden, welche als Power-Shaft oder auch als Radial-Drive-Shaft bezeichnet wird. Diese umfasst eine Kegelradverbindung, wobei eine sich im Wesentlichen senkrecht von der Hochdruckkompressorwelle erstreckende Abtriebswelle die Gearbox antreibt, und über Winkelgetriebe einen Triebstrang zwischen der Gearbox und der Hochdruckkompressorwelle des Strahltriebwerks bildet. Die Gearbox kann sowohl eine Starterfunktion als auch eine Generatorfunktion umfassen, wobei diese einen erheblichen Platzbedarf umfangsseitig am Strahltriebwerk erfordert, ein großes Gewicht darstellt sowie einen hohen Wartungsbedarf aufweist. Ein weiterer Nachteil besteht darin, dass die Gearbox zum Starten des Strahltriebwerks ausgebildete Mittel umfasst, welche während des Flugbetriebs als nicht nutzbare Einrichtung mitgeführt werden muss und somit ein „totes Gewicht" verursacht.
Es ist daher die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Strahltriebwerk zu schaffen, bei dem Mittel zum Starten des Strahltriebwerks sowie zur Erzeugung einer elektrischen Leistung vorgesehen sind, welche einen geringen Wartungsaufwand erfordern, ein geringes Gewicht aufweisen sowie den erforderlichen Platzbedarf minimieren.
Diese Aufgabe wird ausgehend von einem Strahltriebwerk gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1 in Verbindung mit dessen kennzeichnenden Merkmalen gelöst . Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind in den abhängigen Ansprüchen angegeben.
Die Erfindung schließt die technische Lehre ein, dass die Motor/Generatoreinheit in der Rotationsebene von der zumindest ersten Verdichterstufe des Hochdruckkompressors angeordnet ist und einen sich umfangsseitig um das Kompressorgehäuse erstreckenden Stator sowie einen Läufer umfasst, welcher durch die Schaufelelemente der zumindest ersten Verdichterstufe gebildet ist.
Diese Lösung bietet den Vorteil, dass sich ein vereinfachter Aufbau der Motor/Generatoreinheit mit geringeren Abmessungen ergibt und sich aufgrund der Leistungsfähigkeit sowohl eine Starterfunktion zum Starten des Strahltriebwerks als auch eine Generatorfunktion zur Stromerzeugung für das Luftfahrzeug ermöglichen lässt. Der Stator der Motor/Generatoreinheit kann umfangsseitig außerhalb eines Kompressorgehäuses angeordnet sein, wodurch sich eine erhebliche Verbesserung der Zugänglichkeit im Rahmen von Wartungsarbeiten, Reparaturarbeiten oder einem Austausch des Stators ergibt. Zudem kann der Stator der Motor/Generatoreinheit durch den Mantelluftstrom des Niederdruckkompressors gekühlt werden, wodurch sich vorteilhafte thermische Eigenschaften ergeben. Weiterhin ergeben sich geringere Verluste in dem Hochdruckkompressor, da keine externe Kühlung zusätzlich vorgesehen werden muss. Der Stator weist ein großes Durchmesser-Längenverhältnis auf, sodass sich dieser umfangsseitig um das Gehäuse des Hochdruckkompressors herum erstreckt. Dabei kann die Motor/Generatoreinheit sowohl vor der ersten Verdichterstufe des Hochdruckkompressors als auch in der Ebene der ersten Verdichterstufe sowie der zweiten oder einer weiteren Verdichterstufe angeordnet sein.
Durch die erfindungsgemäße Anordnung der Motor/Generatoreinheit kann hinreichend Leistung zur Verfügung stehen, um das Strahltriebwerk ohne weitere elektrische oder mechanische Mittel zu starten. Dabei übernimmt die Motor/Generatoreinheit eine Anlasserfunktion des Strahltriebwerks. Aufgrund der hohen Ausgangsleistung der Motor/Generatoreinheit kann die Gearbox, welche extern am Strahltriebwerk angeordnet ist, entweder verkleinert ausgeführt werden oder entfallen. Die hohe verfügbare elektrische Leistung kann hinreichend sein, um die wesentlichen Aggregate, welche die Gearbox umfasst, durch elektrische Komponenten zu ersetzen. Diese betreffen beispielsweise hydraulische Pumpen, Öldruckpumpen oder sonstige Einrichtungen, welche in der Gearbox angeordnet sind.
Vorteilhafterweise entfallen die Rotorkomponenten, welche an den Schaufelelementen des Hochdruckkompressors außenseitig angeordnet sind, da der Läufer der erfindungsgemäßen Motor/Generatoreinheit durch die Schaufelelemente selbst gebildet wird. Durch den Wegfall der externen Rotorelemente vereinfacht sich der Aufbau der Motor/Generatoreinheit, wobei der Läufer durch die Schaufelelemente gebildet wird, so dass neben der gewöhnlichen Wartung keine zusätzliche Wartung erforderlich ist.
Eine mögliche Ausführungsform der Motor/Generatoreinheit sieht vor, dass diese als geschalteter Reluktanzmotor ausgebildet ist und die zumindest erste Verdichterstufe den Läufer des geschalteten Reluktanzmotors bildet. Ein geschalteter Reluktanzmotor zeichnet sich dadurch aus, dass eine Wicklung lediglich im Stator vorgesehen ist und der Läufer weder eine Wicklung noch Permanentmagnete oder einen Kurzschlusskäfig aufweist. Somit können vorteilhafterweise gewöhnliche Schaufelelemente eines Hochdruckkompressors für das Funktionsprinzip eines Reluktanzmotors angewendet werden, ohne diese wesentlich zu modifizieren. Dabei erfolgt die Beschaltung des Stators nach einem vorgegebenen Schema, wobei eine Steuerungs- und Leistungselektronik erforderlich ist. Die Selbstinduktivität der Statorspule wird durch einen stark genuteten Läufer hervorgerufen, wobei dieser durch die auf der zumindest ersten Verdichterstufe angeordneten Schaufelelemente gebildet wird. Dabei ist der Läufer vorteilhafterweise aus einem Material hoher magnetischer Flussdichte aufgebaut, wobei das Material vorzugsweise aus einer Eisen-Kobalt-Legierung ausgeführt ist. Diese Materialien sind besonders zum Aufbau magnetischer Felder geeignet. Es kann vorgesehen sein, dass die Schaufelelemente lediglich an ihren Spitzen oder zumindest im Endbereich die genannten werkstofftechnischen Eigenschaften aufweisen, wobei der Grundkörper der Schaufelelemente aufgrund der hohen Anforderungen an die Festigkeit und evtl. thermischen Eigenschaften unverändert bleiben und nicht oder nicht wesentlich zur Bildung des Läufers der Motor/Generatoreinheit beitragen .
Eine weitere Ausführungsform des Läufers sieht vor, dass dieser Permanentmagnete aufweist. Da der Läufer durch die Schaufelelemente des Hochdruckkompressors gebildet ist, weisen diese vorzugsweise endseitig Permanentmagnete auf, wobei diese eine Samarium-Kobalt- Legierung umfassen können. Dabei müssen die Schaufelelemente die genannten magnetischen Eigenschaften nicht in ihrer Gesamtheit aufweisen, sondern können diese lediglich in der Spitze der Schaufelelemente besitzen. Somit können die Schaufelelemente ihre mechanischen Eigenschaften beibehalten, wobei die magnetische Eigenschaft lediglich als Zusatzfunktion in dem Endbereich bzw. im Außenbereich der Schaufelelemente ausreichend ist. Alternativ kann außenseitig um die Schaufelelemente ein Randring angeordnet sein, welcher die entsprechenden magnetischen Eigenschaften aufweist, so dass die Schaufelelemente selbst auch im Endbereich nicht modifiziert werden müssen. Der Randring kann die Eigenschaften eines Permanentmagneten durch die Wahl des Werkstoffes, z.B. Samarium- Kobalt-Legierung, aufweisen, wobei die Schaufelelemente aus einem hochwarmfesten Turbinenwerkstoff, z.B. Inconell, hergestellt sein können. Alternativ zu der Ausbildung des Deckbands mit einem segmentierten Permanentmagneten kann das über den Schaufelspitzen angeordnete Deckband auch nur als reine Verstärkung für die zumindest im Randbereich magnetischen Schaufeln ausgebildet sein. In diesem Fall sollte das Deckband aus einem magnetisch permeabelen Material bestehen.
Vorteilhafterweise ist der Stator der Motor/Generatoreinheit auf dem oder in dem Kompressorgehäuse aufgenommen, wobei das Gehäuse zumindest eine geringe magnetische Permeabilität aufweist. Dabei ist es hinreichend, dass das Kompressorgehäuse lediglich im Bereich der Anordnung der Motor/Generatoreinheit ein Material aufweist, welches magnetisch durchlässig ist. Dieses kann eine Leichtmetalllegierung sein, wobei Materialien mit einer hohen Festigkeit wie ein Stahlmaterial mit 6% Mn, 16% Ni eine mögliche vorteilhafte Legierung darstellt. Ebenfalls ist es möglich, dass Kohlefaser-Verbundwerkstoffe oder Verbundwerkstoffe mit Glasfaser- oder Fadengelegen einsetzbar sein können. In dem Fall, dass der Stator in dem Kompressorgehäuse integriert ist, können die elektrischen Leiter Beispielsweise in das Gehäusematerial, ggf. mit Isolation, eingebettet sein. Zudem können die metallischen Materialien des Stators analog zu einer Faserverstärkung des Gehäuses eingebracht sein, was eine zusätzliche Festigkeit der Gehäusestruktur bewirkt. Ferner kann die Aufnahme des Stators im Kompressorgehäuse auch dadurch erfolgen, dass das Gehäuse im Bereich des Stators unterbrochen und durch den Stator vollständig ersetzt ist.
Um eine weitere Erhöhung der Integrationsdichte zu erzielen, wird vorgeschlagen, dass eine Steuerungs- und Leistungselektronik in der Motor/Generatoreinheit integriert ist. Diese ist insbesondere zur Beschaltung eines Reluktanzmotors erforderlich, um den Steuerungs- und Regelungsbetrieb zu ermöglichen. Alternativ dazu kann die Steuerungsund Leistungselektronik auf und/oder im Fangehäuse des Strahltriebwerks angeordnet sein. Hierbei ist eine elektrische Verbindung zwischen dem Kompressorgehäuse, an welchem die Motor/Generatoreinheit aufgenommen ist, und dem Fangehäuse vorgesehen, wobei diese an Führungsleitelementen vorbeigeführt werden kann. Die Führungsleitelemente stellen eine mechanische Verbindung zwischen dem Fangehäuse dar, und bilden somit die Möglichkeit, eine elektrische Verbindung in Form einer Kabelführung anzuordnen. Hinsichtlich einer möglichen Kühlung der Steuerungs- und Leistungselektronik kann die Anordnung im bzw. auf dem Fangehäuse vorteilhaft sein, wobei dabei weiterhin ein möglicher Wartungsaufwand aufgrund der vorteilhaften Zugänglichkeit reduziert wird. Hinsichtlich eines möglichen Leistungsbereichs der Motor/Generatoreinheit kann diese so dimensioniert sein, dass eine Ausgangsleistung von ungefähr 100 kVA bis 150 kVA erzeugt werden kann. Ein derartiger Leistungsbereich gestattet es, zumindest die wesentlichen elektrischen bzw. elektromechanischen Komponenten eines Luftfahrzeugs zu betreiben, wobei ein weiterer Generator des Luftfahrzeugs ersetzt werden kann. Damit kann sogar erreicht werden, dass mit der erfindungsgemäßen Anordnung der Motor/Generatoreinheit die gesamte elektrische Leistungsversorgung eines Luftfahrzeugs realisiert werden kann. Abhängig vom Typ des Luftfahrzeugs sowie von seiner Größe kann erwartet werden, dass vor dem Hintergrund des möglichen Leistungsbereichs der Motor/Generatoreinheit die Gearbox vollständig ersetzt werden kann, wobei die entfallenen Komponenten der Gearbox durch einen elektrischen Antrieb ersetzt werden können und eine Leistungsversorgung über die Motor/Generatoreinheit erfolgt. Diverse Aggregate müssen damit nicht mehr an den Strahltriebwerken angeordnet werden, sondern können aufgrund ihrer elektrischen Ausführung variabel an vorteilhaften Orten im Luftfahrzeug angebracht werden. Daraus ergibt sich der Vorteil, dass die Gondel des Strahltriebwerkes kleiner ausgeführt werden kann, sodass eine verbesserte Aerodynamik erzielbar ist.
Ferner ist es vorteilhaft, wenn der Spalt zwischen den Rotorspitzen und dem Stator klein ist, da hierdurch eine Wirkungsgradoptimierung erzielt wird. Dabei muß der Spalt allerdings groß genug sein, damit in allen Betriebspunkten eine Kollision zwischen Stator und Rotor vermieden wird. Schließlich sieht eine vorteilhafte Ausführungsform der Erfindung vor, dass das Gehäuse im Bereich des Stators so dünn wie möglich ist, um die mechanischen und thermischen Anforderungen zu erfüllen. Somit wird ein optimales Gehäusedesign erreicht.
Weitere die Erfindung verbessernde Maßnahmen sind in den Unteransprüchen angegeben und werden nachstehend gemeinsam mit der Beschreibung eines bevorzugten Ausführungsbeispiels der Erfindung anhand der Figuren näher dargestellt. Es zeigt:
Fig. 1 einen Querschnitt durch ein Strahltriebwerk mit einer
Motor/Generatoreinheit, welche in der Rotationsebene der ersten Verdichterstufen des Hochdruckkompressors angeordnet ist; und
Fig. 2 eine schematische Darstellung der Anordnung der
Motor/Generatoreinheit, wobei ein Schaufelelement des Hochdruckkompressors als Läufer ausgebildet ist.
Bei den Figuren handelt es sich lediglich um beispielhafte schematische Darstellungen.
Das in Fig. 1 dargestellte Strahltriebwerk 1 weist einen Hochdruckkompressor 2 auf, welcher ein Kompressorgehäuse 3 umfasst. Im Kompressorgehäuse 3 sind mehrere Verdichterstufen 4 drehbar gelagert, wobei die Verdichterstufen 4 Schaufelelemente 5 aufweisen, die über einen Einströmkanal 6 eintretende Luft verdichten. Die Verdichtung der eintretenden Luft erfolgt dabei stufenweise nacheinander über eine Vielzahl von Verdichterstufen 4, welche in Strömungsrichtung der zu verdichtenden Luft in paralleler Anordnung aufeinander folgen. Die Verdichterstufen 4 sind auf einer Hohlwelle 7 drehbar gelagert, wobei sich eine Niederdruckwelle 8 durch die Hohlwelle 7 hindurch erstreckt. Auf der Niederdruckwelle 8 ist ein Fan 9 drehbar gelagert, welcher als Niederdruckstufe die einströmende Luft vorverdichtet, sowie einen Mantelstrom um den inneren Strömungsbereich, welcher durch den Hochdruckkompressor 2 gebildet ist, erzeugt.
Im vorderen Bereich des Hochdruckkompressors 2 ist auf der Höhe der ersten und zweiten Verdichterstufe 4 eine Motor/Generatoreinheit 10 angeordnet, welche sich ringförmig um das Kompressorgehäuse 3 umfangsseitig erstreckt. Der außen am Kompressorgehäuse 3 angeordnete Teil der Motor/Generatoreinheit 10 umfasst einen Stator 11, welcher den ruhenden Teil der Motor/Generatoreinheit 10 bildet. Auf dem Umfang der Verdichterstufe 4 sind eine Vielzahl von Schaufelelementen 5 aufgesetzt, welche in der Ebene des Stators 11 der Motor/Generatoreinheit 10 um die Achse der Hohlwelle 7 eine Rotationsbewegung ausführen. Damit bilden die Verdichterstufen 4 mit den Schaufelelementen 5 den Läufer der Motor/Generatoreinheit 10, welche magnetische Eigenschaften aufweisen, und somit eine Spannung in einer Wicklung erzeugen, welche im Stator 11 enthalten ist. Zur Ansteuerung der Motor/Generatoreinheit 10 ist eine Steuerungs- und Leistungselektronik 12 erforderlich, welche im Stator 11 der Motor/Generatoreinheit 10 integriert sein kann, oder gemäß dem vorliegenden Ausführungsbeispiel an einem Fangehäuse 13 angeordnet sein kann. Zwischen dem Fangehäuse 13 und dem Kompressorgehäuse 3 sind Führungsleitelemente 14 eingesetzt, an bzw. in welchen eine elektrische Verbindung zwischen der Motor/Generatoreinheit 10 und der Steuerungs- und Leistungselektronik 12 entlang geführt sein kann.
Auf der unteren Seite des Strahltriebwerks 1 ist eine Gearbox 15 dargestellt, welche über einen Antriebsstrang 16 mit der Hohlwelle 7 mechanisch in Verbindung steht. Der Antriebsstrang 16 greift über eine Kegelradverzahnung eine Drehbewegung von der Hohlwelle 7 ab, und treibt verschiedene Aggregate an, welche in der Gearbox angeordnet sind, wobei in der Gearbox 15 ebenfalls eine Starterfunktion zum Starten des Strahltriebwerks 1 enthalten sein kann.
Gemäß dem Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung ist eine Gearbox 15 sowie ein Antriebsstrang 16 dargestellt, wobei diese in Abhängigkeit der möglichen elektrischen Ausgangsleistung der erfindungsgemäßen Motor/Generatoreinheit 10 gemäß der vorliegenden Erfindung entfallen kann. Die Darstellung der Gerarbox 15 in Fig. 1 verdeutlicht, dass bei einem Wegfall der Gearbox neben einer erheblichen Gewichtsreduktion das Gehäuse des Strahltriebwerks 1 kleiner und leichter gebaut werden kann, wodurch sich eine aerodynamische Verbesserung der verkleinerten Triebwerksgondel ergeben kann. Weiterhin reduziert sich der Wartungsaufwand, da die Aggregate der Gearbox durch dezentrale elektrisch betriebene Aggregate ersetzt werden können. Ein Starten des Strahltriebwerks 1 beispielsweise mittels einer Druckluftanordnung, welche von der Auxilliary Power Unit (APU) im Rumpfbereich des Luftfahrzeugs versorgt wird, kann hier ebenfalls entfallen, da die Motor/Generatoreinheit 10 aufgrund des Leistungsumfangs eine Anlasserfunktion des Strahltriebwerks 1 übernehmen kann .
Fig. 2 zeigt eine schematische Darstellung einer Motor/Generatoreinheit 10, wobei diese lediglich einen oberen Halbschnitt umfasst. Der Stator 11 besteht im Wesentlichen aus einem Statorgehäuse 17, in welchem eine Wicklung 18 eingefasst ist, in welcher eine elektrische Spannung induziert wird, die die elektrische Ausgangsleistung bildet. Weiterhin ist lediglich eines von mehreren Schaufelelementen 5 dargestellt, welches auf einer Rotorscheibe 19 (auch als Spool bezeichnet) drehbar gelagert ist und eine Rotationsbewegung ausführt. Im Endbereich 20 des Schaufelelements 5 ist ein Permanentmagnet 21 angeordnet, wobei dieser entweder als separates Bauteil ausgeführt sein kann oder durch eingebrachte magnetischen Eigenschaften des Schaufelelements 5 im Endbereich 20 ersetzt werden kann. Durch die Rotation des Permanentmagneten 21, welche mit dem Schaufelelement 5 auf der Rotorscheibe 19 eine Rotationsbewegung ausführt, wird in der Wicklung 18 des Stators 11 eine Spannung induziert, wodurch insgesamt die Ausgangsleistung aus der Motor/Generatoreinheit 10 abgegriffen werden kann. Der Stator 11 ist auf dem Kompressorgehäuse 3 angeordnet, welches ein Material umfasst, das eine geringe magnetische Permeabilität aufweist. Dabei kann der Abschnitt des Kompressorgehäuses 3, auf welchem der Stator 11 angeordnet ist, ein anderes Material umfassen, als das seitlich des Stators 11 sich erstreckende Kompressorgehäuse 3.
Die Erfindung beschränkt sich in ihrer Ausführung nicht auf das vorstehend angegebene bevorzugte Ausführungsbeispiel. Vielmehr ist eine Anzahl von Varianten denkbar, welche von der dargestellten Lösung auch bei grundsätzlich anders gearteten Ausführungen Gebrauch macht.

Claims

Patentansprüche
1. Strahltriebwerk (1), insbesondere für ein Luftfahrzeug, mit einem Hochdruckkompressor (2), welcher innerhalb eines Kompressorgehäuses (3) angeordnet ist, wobei der Hochdruckkompressor (2) Schaufelelemente (5) aufweist, welche durch eine Rotationsbewegung eine Verdichtung von über einen Einströmkanal (6) in den Hochdruckkompressor (2) einströmender Luft bewirken, wobei der Hochdruckkompressor (2) mehrere Verdichterstufen (4) aufweist, an denen die Schaufelelemente (5) angeordnet sind, und wobei das Strahltriebwerk (1) weiterhin eine integrierte elektrische Motor/Generatoreinheit (10) aufweist, dadurch gekennzeichnet, dass die Motor/Generatoreinheit (10) in der Rotationsebene von der zumindest ersten Verdichterstufe (4) des Hochdruckkompressors (2) angeordnet ist und einen sich umfangsseitig um das Kompressorgehäuse (3) erstreckenden Stator (11) sowie einen Läufer umfasst, welcher durch die Schaufelelemente (5) der zumindest ersten Verdichterstufe (4) gebildet ist.
2. Strahltriebwerk (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Motor/Generatoreinheit (10) als geschalteter Reluktanzmotor ausgebildet ist und die zumindest erste Verdichterstufe (4) den Läufer des geschalteten Reluktanzmotors bildet.
3. Strahltriebwerk (1) nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Läufer der Motor/Generatoreinheit (10) aus einem Material hoher magnetischer Flussdichte, vorzugsweise aus einer Eisen-Cobald- Legierung ausgeführt ist.
4. Strahltriebwerk (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Läufer der Motor/Generatoreinheit (10) Permanentmagnete (21) aufweist.
5. Strahltriebwerk (1) nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Permanentmagnete (21) des Läufers der Motor/Generatoreinheit (10) eine Samarium-Cobald- Legierung aufweisen.
6. Strahltriebwerk (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Schaufelelemente (5) der zumindest einen Verdichterstufe (4) einen äußeren Abschnitt aufweisen, welcher sich durch die magnetischen Eigenschaften auszeichnet .
7. Strahltriebwerk (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Stator (11) der Motor/Generatoreinheit (10) auf dem oder in dem Kompressorgehäuse (3) aufgenommen ist, wobei das Gehäuse (3) zumindest eine geringe magnetische Permeabilität aufweist.
8. Strahltriebwerk (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass eine Steuerungs- und Leistungselektronik (12) in der Motor/Generatoreinheit (10) integriert ist.
9. Strahltriebwerk (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Strahltriebwerk (1) ein Fangehäuse (13) aufweist, wobei die Steuerungs- und Leistungselektronik (12) auf und /oder im Fangehäuse (13) angeordnet ist.
10. Strahltriebwerk (1) nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen dem Kompressorgehäuse (3) und dem Fangehäuse (13) Führungsleitelemente (14) angeordnet sind, und dass eine elektrische Verbindung zwischen der Motor/Generatoreinheit (10) und der Steuerungs- und Leistungselektronik (12) in und /oder an den Führungsleitelementen (14) angeordnet ist.
11. Strahltriebwerk (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Motor/Generatoreinheit (10) eine Ausgangsleistung von 10OkVA bis 15OkVA aufweist.
12. Strahltriebwerk (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Spalt zwischen Rotorspitze und Stator minimal ist.
13. Strahltriebwerk (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Gehäuse im Bereich des Stators geringe Dicke aufweist.
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US12/066,621 US7973421B2 (en) 2005-09-28 2006-09-20 Jet engine comprising an integrated electric motor/generator unit

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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2022946A1 (de) 2007-08-07 2009-02-11 Snecma Turbotriebwerk, das einen Stromgenerator umfasst, der ins Gebläse eingebaut ist, und Montageverfahren besagten Generators unter dem Gebläse
EP2048329A1 (de) 2007-10-08 2009-04-15 Snecma Turbostrahltriebwerk mit im Gebläse angebrachtem elektrischem Generator
WO2020084221A1 (fr) 2018-10-26 2020-04-30 Safran Aircraft Engines Module electrique de soufflante d'aeronef comportant des aubes a fixation perfectionnee
WO2020084270A1 (fr) 2018-10-26 2020-04-30 Safran Aircraft Engines Turbomachine a machine electrique comportant un anneau de rotor accole a la soufflante
FR3087824A1 (fr) 2018-10-26 2020-05-01 Safran Aircraft Engines Module electrique de soufflante d'aeronef comportant des aubes a fixation amelioree

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102004004945A1 (de) * 2004-01-31 2005-08-18 Mtu Aero Engines Gmbh Gasturbine, insbesondere Flugtriebwerk
DE102006041323A1 (de) * 2006-09-01 2008-03-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Generator-Starter-Anordnung für ein Gasturbinentriebwerk
US8146369B2 (en) * 2007-11-06 2012-04-03 Borealis Technical Limited Integrated direct drive starter/generator for turbines
US8745990B2 (en) * 2009-07-27 2014-06-10 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine with integrated electric starter/generator
DE102010049885B4 (de) 2010-11-01 2015-06-25 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strahltriebwerk
EP3059413B1 (de) 2011-03-29 2019-05-08 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Fahrzeugsystem
US9540998B2 (en) 2011-05-27 2017-01-10 Daniel K. Schlak Integral gas turbine, flywheel, generator, and method for hybrid operation thereof
EP2815485B1 (de) * 2012-02-16 2021-04-07 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gasturbinenmotor und elektromotor
WO2014137424A1 (en) * 2013-03-03 2014-09-12 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine
EP2964891B1 (de) 2013-03-05 2019-06-12 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Komponentenanordnung eines gasturbinenmotors
US9874110B2 (en) 2013-03-07 2018-01-23 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Cooled gas turbine engine component
US9003638B2 (en) 2013-03-11 2015-04-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of assembling an electromechanical device in a gas-turbine engine
US8829702B1 (en) 2013-03-11 2014-09-09 Pratt & Whitney Canada Corp Gas turbine engine with internal electromechanical device
US11014513B2 (en) 2016-05-18 2021-05-25 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Control of low pressure generator for gas turbine engine
GB2550397B (en) * 2016-05-19 2018-11-21 Derwent Aviation Consulting Ltd A turbo machine comprising a compressor system
US11022042B2 (en) 2016-08-29 2021-06-01 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Aircraft having a gas turbine generator with power assist
US11255215B2 (en) 2017-07-06 2022-02-22 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine with microchannel cooled electric device
CN109404139B (zh) * 2018-12-10 2021-08-20 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种航空发动机用无壳无轴高压高速起动发电装置
US10807730B2 (en) 2018-12-21 2020-10-20 General Electric Company Motor driven propulsor of an aircraft
US11655043B2 (en) 2019-05-16 2023-05-23 Duxion Motors, Inc. Electric aircraft propulsion system
US11788428B2 (en) 2021-01-21 2023-10-17 Lockheed Martin Corporation Integrated hybrid propulsion system
US11692513B2 (en) * 2021-11-01 2023-07-04 Yuriy Radzikh Electric jet engine

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2853638A (en) * 1957-01-11 1958-09-23 Gen Motors Corp Inductor generator
EP0453179A2 (de) * 1990-04-18 1991-10-23 General Electric Company Elektromagnetische Dämpfung der Bewegung einer Welle
US5208522A (en) * 1985-06-29 1993-05-04 Griepentrog Hartmut F L Machine with magnetic-borne rotor and electrical radial field motor-generator
US5376827A (en) * 1993-05-27 1994-12-27 General Electric Company Integrated turbine-generator
EP1382802A1 (de) * 2002-07-17 2004-01-21 Snecma Moteurs Integrierter Startgenerator für eine Turbomaschine
US20040123603A1 (en) * 2001-02-09 2004-07-01 Rolls-Royce Plc Electrical machine
WO2005073519A1 (de) * 2004-01-31 2005-08-11 Mtu Aero Engines Gmbh Gasturbine, insbesondere flugtriebwerk

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB9606546D0 (en) * 1996-03-28 1996-06-05 Rolls Royce Plc Gas turbine engine system
GB0315894D0 (en) * 2003-07-08 2003-08-13 Rolls Royce Plc Aircraft engine arrangement
JP4434834B2 (ja) * 2004-05-26 2010-03-17 本田技研工業株式会社 ガスタービン・エンジンの制御装置
DE102006003884A1 (de) * 2006-01-27 2007-08-02 Mtu Aero Engines Gmbh Strahltriebwerk mit aktivmagnetischer Lagerung
DE102006041325A1 (de) * 2006-09-01 2008-03-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Generator-Starter-System für ein Mehrwellentriebwerk

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2853638A (en) * 1957-01-11 1958-09-23 Gen Motors Corp Inductor generator
US5208522A (en) * 1985-06-29 1993-05-04 Griepentrog Hartmut F L Machine with magnetic-borne rotor and electrical radial field motor-generator
EP0453179A2 (de) * 1990-04-18 1991-10-23 General Electric Company Elektromagnetische Dämpfung der Bewegung einer Welle
US5376827A (en) * 1993-05-27 1994-12-27 General Electric Company Integrated turbine-generator
US20040123603A1 (en) * 2001-02-09 2004-07-01 Rolls-Royce Plc Electrical machine
EP1382802A1 (de) * 2002-07-17 2004-01-21 Snecma Moteurs Integrierter Startgenerator für eine Turbomaschine
WO2005073519A1 (de) * 2004-01-31 2005-08-11 Mtu Aero Engines Gmbh Gasturbine, insbesondere flugtriebwerk

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2022946A1 (de) 2007-08-07 2009-02-11 Snecma Turbotriebwerk, das einen Stromgenerator umfasst, der ins Gebläse eingebaut ist, und Montageverfahren besagten Generators unter dem Gebläse
JP2009044956A (ja) * 2007-08-07 2009-02-26 Snecma ファンに取り付けられた電流発生装置を備えるターボジェット、及びファンにおける同発生装置の取り付け方法
EP2048329A1 (de) 2007-10-08 2009-04-15 Snecma Turbostrahltriebwerk mit im Gebläse angebrachtem elektrischem Generator
WO2020084221A1 (fr) 2018-10-26 2020-04-30 Safran Aircraft Engines Module electrique de soufflante d'aeronef comportant des aubes a fixation perfectionnee
WO2020084270A1 (fr) 2018-10-26 2020-04-30 Safran Aircraft Engines Turbomachine a machine electrique comportant un anneau de rotor accole a la soufflante
FR3087824A1 (fr) 2018-10-26 2020-05-01 Safran Aircraft Engines Module electrique de soufflante d'aeronef comportant des aubes a fixation amelioree
FR3087821A1 (fr) 2018-10-26 2020-05-01 Safran Aircraft Engines Module electrique de soufflante d'aeronef comportant des aubes a fixation perfectionnee
FR3087822A1 (fr) 2018-10-26 2020-05-01 Safran Aircraft Engines Turbomachine a machine electrique comportant un anneau de rotor accole a la soufflante
US11560809B2 (en) 2018-10-26 2023-01-24 Safran Aircraft Engines Electric module for an aircraft fan comprising blades with improved attachment
US11591987B2 (en) 2018-10-26 2023-02-28 Safran Aircraft Engines Turbomachine with electric machine comprising a rotor ring attached to the fan

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Publication number Publication date
US7973421B2 (en) 2011-07-05
DE102005046208A1 (de) 2007-03-29
US20080265580A1 (en) 2008-10-30
EP1929127A1 (de) 2008-06-11

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