WO2010009708A1 - Triebwerk bestehend aus kerntriebwerk und nachgeschaltetem vortriebserzeuger - Google Patents

Triebwerk bestehend aus kerntriebwerk und nachgeschaltetem vortriebserzeuger Download PDF

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Jörg SIEBER
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Mtu Aero Engines Gmbh
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • Engine consisting of core engine and downstream propulsion generator
  • the present invention relates to an engine according to the preamble of claim 1.
  • Turbofan engines are known from the state of the art, in which an air flow is divided into an inner air flow, which is introduced into an actual gas turbine, and an outer air flow - the so-called bypass or bypass flow - which passes outside the actual gas turbine becomes.
  • the actual gas turbine generally consists of one or more compressor stages, a combustion chamber, one or more turbine stages and a nozzle, all of which are connected in series.
  • the bypass current is generated by a gas turbine usually upstream fan.
  • bypass ratio the mass ratio of the bypass flow to the inner air flow
  • turbofan engines typically use jacketed fans that provide significant noise emission benefits over propellers and open proppans.
  • Shrouded fans with very large diameters have a high gondola resistance and can be integrated in the aircraft only with disadvantages.
  • the Fan in the usual engine arrangement under the wing high landing gear required and due to the engine / wing interference also increase the installation resistances. Consequently, the Fan malmesser can not be increased arbitrarily.
  • the efficiency of an engine can be increased by optimizing the thermal efficiency.
  • the thermal efficiency of a conventional gas turbine process as used in turbofan engines of the above type is applied, improves with increasing combustion chamber outlet temperature and increasing total pressure ratio.
  • further increases in the combustion chamber outlet temperatures are only possible to a limited extent because the permissible material temperatures are exceeded and the NO x emissions 5 increase strongly at high temperatures.
  • stationary gas turbines are known to have cycle processes with intercoolers, exhaust gas heat exchangers and intermediate superheating, which allow an improvement in the thermal efficiency at the same maximum temperature.
  • the integration of intercooler, exhaust gas heat exchanger and reheat in an aircraft gas turbine L 0, for example, is problematic for weight reasons, so far was apart from a conversion.
  • an engine that consists essentially of two assemblies, namely a core engine and at least one prime mover (in functional / aerodynamic and / or structural terms) downstream propulsion generators.
  • the core engine comprises a compressor stage, a high-pressure combustion chamber and a compressor stage driving high-pressure turbine 5, which are connected in series.
  • the propulsion generator includes a low pressure combustor and a low pressure turbine that drives a fan.
  • This functional split into the core engine and propulsion generator provides improvements in propulsion efficiency, thermal efficiency, and aircraft integration.
  • the core engine By the upstream of the core engine this can be provided for several propulsion generators, each generating a bypass current.
  • the bypass ratio ie the propulsion efficiency
  • the functional division also allows a structural separation of core engine and propulsion generators, ie the propulsion generator can be arranged externally of the core engine.
  • this has the advantage that core engine 5 and propulsion generators can be constructed and dimensioned separately and thus optimally adapted to respective conditions, and, on the other hand, the advantage that there is a large freedom of arrangement on the aircraft.
  • the installation resistances can be minimized and the propulsion generators can be arranged, for example, at positions on the aircraft at which they do not disturb the aircraft aerodynamics, but have a positive influence.
  • the engine has an exhaust gas heat exchanger that removes heat from the exhaust gas flowing out of the low-pressure turbine and supplies it to the air flow in front of the high-pressure combustion chamber. This aids in heating the air flow in the high pressure combustor, thereby further improving thermal efficiency.
  • the engine further has an intercooler which cools the air stream leaving the low-pressure compressor more densely before it enters the high-pressure compressor 5. This also leads to an increase in the thermal efficiency.
  • the exhaust gas discharged from the high-pressure combustion chamber of the core engine is preferably introduced to approximately equal parts in the respective low-pressure combustion chambers of the 0 propulsion generators.
  • the engine preferably has at least two propulsion generators connected downstream of the core engine, the propulsion generators themselves being connected in parallel and each driving a fan. If several of these propulsion generators are used per core engine 5, high bypass ratios can be achieved with a small fan diameter realize.
  • a further advantage of the arrangement in assemblies is that the number of core engines per aircraft can be limited, so that the high-lift components can have sufficiently good efficiencies and the number or weight of the components intercooler and exhaust gas heat exchanger can be minimized.
  • Fig. 1 is a schematic diagram of a preferred embodiment of the engine according to the invention.
  • FIG. 2 shows the cyclic process of the preferred embodiment of the engine according to the invention in an h-s diagram.
  • Fig. 3 as a diagram shows a comparison of the thermal efficiency of the engine according to the invention with a conventional gas turbine.
  • Fig. 4 shows a basic example of the integration of the engine according to the invention in the aircraft.
  • the engine which is preferably used in an aircraft, basically consists of two subassemblies, namely a core engine and a propulsion generator connected downstream of the core engine.
  • the core engine essentially has a low-pressure compressor 1, a high-pressure compressor 2, a high-pressure combustion chamber 3 and a high-pressure turbine 4, which are connected in series.
  • the high-pressure turbine 4 is in known Way coupled via a shaft and / or a transmission with the low-pressure compressor 1 and the high-pressure compressor 2.
  • the propulsion generator essentially consists of a low-pressure brake chamber 6 and a low-pressure combustion chamber 6 connected downstream of the low-pressure combustion chamber 6, which drives a fan 5 via a shaft and / or a transmission.
  • the propulsion generator or the shaft associated with the low-pressure turbine 7 is provided independently and structurally separated from the shaft of the core engine or the entire core engine.
  • the propulsion generator itself forms a kind of independent engine with an internal and a bypass current. That there is a separation into an inner air flow entering the low-pressure combustion chamber 6 and then driving the low-pressure turbine 7 as exiting exhaust gas, and an outer air flow or bypass flow by means of the fan 5 driven by the low-pressure turbine 7 to the low-pressure combustion chamber 6 and the low pressure turbine 7 is passed.
  • the inner air flow, which is introduced into the low pressure combustion chamber 6, consists of exhaust gas which flows out of the high pressure combustion chamber 3 via the high pressure turbine 4, as shown in Fig. 1.
  • a heat exchanger 8 which removes heat from the exhaust gas exiting the low-pressure turbine 7.
  • the heat exchanger 8 supplies this heat to an air flow emerging from the high-pressure compressor 2 in order to support its subsequent heating in the high-pressure combustion chamber 3.
  • an intercooler 9 is provided which cools the air flow exiting the low-pressure compressor 1 before it enters the high-pressure compressor 2. This leads to a further improvement of the thermal efficiency.
  • propulsion generators per core engine can be provided.
  • the propulsion generators are preferably arranged in parallel, i. from the high pressure combustion chamber 3 via the high pressure turbine 4 of the
  • Core engine effluent exhaust gas is advantageously divided into approximately equal mass flows, which are introduced into the respective low-pressure combustion chambers 6 of the propulsion system.
  • exhaust gas heat is advantageously taken from each propulsion generator and fed to the heat exchanger 8.
  • the bypass ratio can be increased compared to conventional engines without greatly increasing installation resistance.
  • components of the engine, such. B. the heat exchanger 8 are shared by all propulsion generators, which is favorable in terms of weight and the number of components. Above all, sufficiently large dimensions for the core engine with good degrees of efficiency of the high-pressure components can be achieved by using a plurality of propulsion generators per core engine.
  • thermodynamic process sequence of the preferred embodiment of the engine according to the invention will now be described below with reference to the h-s diagram of FIG.
  • ambient air is sucked in and compressed in the low-pressure compressor 1 driven by the high-pressure turbine 4 (L1 -> L2).
  • the compressed air stream is then cooled by means of the intercooler 9 (L2 ⁇ L3) before being further compressed in the high-pressure compressor 2, which is also driven by the high-pressure turbine 4 (L3 ⁇ L4).
  • the exhaust gas flows into the low-pressure combustion chamber 6 of the propulsion generator, in which fuel is again supplied and burned (L7- ⁇ L8) (intermediate overheating). Thereafter, the exhaust gas flowing out of the low-pressure combustion chamber 6 hits the low-pressure turbine 7 and drives it (L8 ⁇ L9). The low-pressure turbine 7 in turn drives the fan 5, which generates the bypass current. After the exhaust the Low-pressure turbine 7 has flowed through it, heat is removed via the heat exchanger 8 (indicated by WT in Fig. 2) (L9 ⁇ L10), which is supplied to the air flow to the high-pressure compressor 2.
  • the conventional gas turbine without heat exchanger, intercooler and second combustion chamber, the lowest thermal efficiency.
  • the integration of a heat exchanger (dotted line) or an intercooler (dot-dash line) leads to a slight increase in the thermal efficiency, in the case of the heat exchanger tends to tend at lower total pressure ratio and in the case of the intercooler tends to higher total pressure ratio.
  • the thermal efficiency further increases if both heat exchangers and intercoolers are used in combination in the gas turbine process (two-dash line) and is highest, if an additional reheater (low-pressure combustion chamber 6) is additionally integrated.
  • FIG. 4 shows an example of the integration of the engine in an aircraft.
  • four propulsion generators are assigned to a core engine, into whose respective low-pressure combustion chambers the exhaust gas leaving the high-pressure combustion chamber via the high-pressure turbine of the core engine is introduced.
  • the structure of the core engine and the propulsion generator corresponds to the structure described above.
  • the propulsion generators are arranged so that they offer the lowest possible installation resistance, and do not affect the aerodynamics of the aircraft.
  • the propulsion generators are arranged in series at the top of the main wing along its trailing edge. Furthermore, the propulsion generators are covered on their upper side by a narrower secondary wing.

Abstract

Vorgesehen wird ein Triebwerk, das aus einem Kerntriebwerk und mindestens einem vom Kerntriebwerk getrennt angeordneten Vortriebserzeuger besteht. Das Kerntriebwerk umfasst dabei eine Verdichterstufe (1, 2), eine Hochdruckbrennkammer (3) und eine die Verdichterstufe (1, 2) antreibende Hochdruckturbine (4), die in Reihe geschaltet sind. Der Vortriebserzeuger umfasst eine Niederdruckbrennkammer (6) und eine einen Fan (5) antreibende Niederdruckturbine (7).

Description

Triebwerk bestehend aus Kerntriebwerk und nachgeschaltetem Vortriebserzeuger
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Triebwerk gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
Aus dem Stand der Technik sind Turbofantriebwerke bekannt, bei denen ein Luftstrom in einen inneren Luftstrom, der in eine eigentliche Gasturbine eingeleitet wird, und einen äußeren Luftstrom - den sog. Bypass-Strom oder Nebenstrom - aufgeteilt wird, der außen an der eigentlichen Gasturbine vorbeigeführt wird. Die eigentliche Gasturbine besteht dabei im Allgemeinen aus einer oder mehreren Verdichterstufen, einer Brennkammer, einer oder mehreren Turbinenstufen sowie einer Düse, die alle in Reihe geschaltet sind. Der Bypass-Strom wird durch einen der Gasturbine gewöhnlich vorgeschalteten Fan erzeugt.
Bei diesen Turbofantriebwerken ist der Vortriebs Wirkungsgrad umso höher, je höher das Massenverhältnis des Bypass-Stroms zu dem inneren Luftstrom ist (sog. Bypass- Verhältnis). Der Massenanteil des Bypass-Stroms, d.h. das Bypass-Verhältnis, und somit der Wirkungsgrad kann durch Vergrößern des Fandurchmessers erhöht werden.
Heutzutage werden bei Turbofantriebwerken in der Regel ummantelte Fans verwendet, die gegenüber Propellern und offenen Propfans deutliche Vorteile bei der Lärmemission bieten. Ummantelte Fans mit sehr großen Durchmessern weisen einen hohen Gondelwiderstand auf und lassen sich im Flugzeug nur mit Nachteilen integrieren. So werden bei der üblichen Triebwerksanordnung unter dem Flügel hohe Fahrwerke erforderlich und infolge der Triebwerks-/Flügelinterferenz steigen zudem die Installationswiderstände an. Folglich kann der Fandurchmesser nicht beliebig erhöht werden.
Zur Lösung dieser Problematik wurde der Einsatz einer Vielzahl kleiner Antriebe im Flugzeug zur Verringerung der Installationswiderstände diskutiert, jedoch wurde eine derartige Lösung aufgrund der schlechten Wirkungsgrade der kleinen Hochdruckkomponenten nicht realisiert.
Neben der Erhöhung des Bypass-Verhältnisses kann der Wirkungsgrad eines Triebwerks durch Optimierung des thermischen Wirkungsgrads erhöht werden. Der thermi- sehe Wirkungsgrad eines herkömmlichen Gasturbinenprozesses, wie er bei Turbofan- triebwerken der o. g. Art angewendet wird, verbessert sich mit zunehmender Brennkammeraustrittstemperatur und zunehmendem Gesamtdruckverhältnis. Weitere Steigerungen der Brennkammeraustrittstemperaturen sind jedoch nur noch bedingt möglich, da die zulässigen Werkstofftemperaturen überschritten werden und die NOx-Emissionen 5 bei hohen Temperaturen stark anwachsen. Unter diesem Gesichtspunkt sind aus stationären Gasturbinen Kreisprozesse mit Zwischenkühler, Abgaswärmetauscher und Zwi- schenüberhitzung bekannt, die bei gleicher Maximaltemperatur eine Verbesserung des thermischen Wirkungsgrades ermöglichen. Die Integration von Zwischenkühler, Abgaswärmetauscher und Zwischenüberhitzung in eine Flugzeuggasturbine ist jedoch L 0 bspw. aus Gewichtsgründen problematisch, so dass bis jetzt von einer Umsetzung abgesehen wurde.
Daher ist es die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Triebwerk vorzusehen, das ein hohes Bypass- Verhältnis ermöglicht sowie einen hohen thermischen Wirkungsgrad er- L 5 reicht.
Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung wird mit einem Triebwerk mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.
20 Erfindungsgemäß wird ein Triebwerk vorgeschlagen, das im Wesentlichen aus zwei Baugruppen besteht, und zwar einem Kerntriebwerk und mindestens einem dem Kerntriebwerk (in funktionaler/strömungstechnischer und/oder baulicher Hinsicht) nachgeschalteten Vortriebserzeuger. Das Kerntriebwerk umfasst dabei eine Verdichterstufe, eine Hochdruckbrennkammer und eine die Verdichterstufe antreibende Hochdrucktur- 5 bine, die in Reihe geschaltet sind. Der Vortriebserzeuger umfasst eine Niederdruckbrennkammer und eine Niederdruckturbine, die einen Fan antreibt.
Diese funktionale Aufteilung in Kerntriebwerk und Vortriebserzeuger ermöglicht Verbesserungen bezüglich des Vortriebswirkungsgrads, des thermischen Wirkungsgrads 0 und der Integration im Flugzeug.
Durch die Vorschaltung des Kerntriebwerks kann dieses für mehrere Vortriebserzeuger, die jeweils einen Bypass-Strom erzeugen, vorgesehen werden. Somit kann über die Anzahl der Vortriebserzeuger das Bypass-verhältnis, d.h. der Vortriebswirkungsgrad, er- 35 höht werden, ohne den Fandurchmesser erhöhen zu müssen. Des Weiteren ermöglicht die funktionale Aufteilung auch eine bauliche Trennung von Kerntriebwerk und Vortriebserzeugern, d.h. der Vortriebserzeuger kann extern von dem Kerntriebwerk angeordnet werden. Dies hat einerseits den Vorteil, dass Kerntriebwerk 5 und Vortriebserzeuger separat konstruiert und dimensioniert werden können und so optimal an jeweilige Bedingungen angepasst werden können, und andererseits den Vorteil, dass sich eine große Anordnungsfreiheit am Flugzeug ergibt. Dadurch können die Installationswiderstände minimiert werden und die Vortriebserzeuger können bspw. an Positionen am Flugzeug angeordnet werden, an denen sie die Flugzeugaerodynamik .0 nicht stören, sondern positiv beeinflussen.
Die Integration der der Hockdruckturbine nachgeschalteten Niederdruckbrennkammer (Zwischenüberhitzung) in das Triebwerk fuhrt bei gleicher Maximaltemperatur aufgrund höherer mittlerer Temperatur zu einer Verbesserung des thermischen Wirkungs- L 5 grads.
Bevorzugt hat das Triebwerk einen Abgaswärmetauscher, der dem aus der Niederdruckturbine ausströmenden Abgas Wärme entnimmt und diese dem Luftstrom vor der Hochdruckbrennkammer zufuhrt. Dies unterstützt die Erhitzung des Luftstroms in der .0 Hochdruckbrennkammer, wodurch der thermische Wirkungsgrad weiter verbessert werden kann.
Bevorzugt hat das Triebwerk des Weiteren einen Zwischenkühler, der dem aus dem Niederdruckverdichter austretenden Luftstrom vor dessen Eintritt in den Hochdruckver- 5 dichter kühlt. Auch dies führt zu einer Erhöhung des thermischen Wirkungsgrads.
Im Falle von mehreren Vortriebserzeugern, die dem Kerntriebwerk zugeordnet sind, wird das von der Hochdruckbrennkammer des Kerntriebwerks abgegebene Abgas bevorzugt zu annähernd gleichen Teilen in die jeweiligen Niederdruckbrennkammern der 0 Vortriebserzeuger eingeleitet.
Bevorzugt weist das Triebwerk mindestens zwei dem Kerntriebwerk nachgeschaltete Vortriebserzeuger auf, wobei die Vortriebserzeuger selbst parallel geschaltet sind und jeweils einen Fan antreiben. Falls mehrere dieser Vortriebserzeuger je Kerntriebwerk 5 eingesetzt werden, lassen sich hohe Bypass-Verhältnisse bei kleinem Fandurchmesser verwirklichen. Ein weiterer Vorteil der Anordnung in Baugruppen ist, dass die Anzahl der Kerntriebwerke pro Flugzeug beschränkt werden kann, so dass die Hochdrackkom- ponenten ausreichend gute Wirkungsgrade aufweisen können, sowie Anzahl bzw. Gewicht von den Komponenten Zwischenkühler und Abgaswärmetauscher minimiert wer- den können.
Die Integration des Abgaswärmetauschers und des Zwischenkühlers, wie vorstehend beschrieben, erhöht den thermischen Wirkungsgrad gegenüber dem konventionellen in Turbofantriebwerken eingesetzten Gasturbinenprozess deutlich.
Vorteilhafte weitere Entwicklungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.
Die Erfindung wird nachstehend anhand einer bevorzugten Ausführungsform unter Bezugnahme auf die begleitenden Zeichnungen näher erläutert.
Fig. 1 ist eine Prinzipskizze einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Triebwerks.
Fig. 2 zeigt den Kreisprozess der bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemä- ßen Triebwerks in einem h-s-Diagramm.
Fig. 3 als Diagramm zeigt einen Vergleich des thermischen Wirkungsgrades des erfindungsgemäßen Triebwerks mit einer herkömmlichen Gasturbine.
Fig. 4 zeigt ein prinzipielles Beispiel für die Integration des erfindungsgemäßen Triebwerks im Flugzeug.
Mit Bezug auf Fig. 1 wird zunächst der prinzipielle Aufbau einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Triebwerks beschrieben. Das Triebwerk, das bevor- zugt in einem Flugzeug eingesetzt wird, besteht grundsätzlich aus zwei Baugruppen, nämlich einem Kerntriebwerk und einem dem Kerntriebwerk nachgeschalteten Vortriebserzeuger. Das Kerntriebwerk weist im Wesentlichen einen Niederdruckverdichter 1 , einen Hochdruckverdichter 2, eine Hochdruckbrennkarnmer 3 sowie eine Hochdruckturbine 4 auf, die in Reihe geschaltet sind. Die Hochdruckturbine 4 ist in bekannter Weise über eine Welle und/oder ein Getriebe mit dem Niederdruckverdichter 1 und dem Hochdruckverdichter 2 gekoppelt.
Der Vortriebserzeuger besteht im Wesentlichen aus einer Niederdruckbrermkammer 6 und einer der Niederdruckbrennkammer 6 nachgeschalteten Niederdruckturbine 7, die über eine Welle und/oder ein Getriebe einen Fan 5 antreibt. In dieser Ausfuhrungsform ist der Vortriebserzeuger bzw. die zur Niederdruckturbine 7 zugehörige Welle unabhängig und baulich getrennt von der Welle des Kerntriebwerks bzw. dem gesamten Kerntriebwerk vorgesehen. Der Vortriebserzeuger selbst bildet eine Art eigenständiges Triebwerk mit einem inneren und einem Bypass-Strom. D.h. es gibt eine Trennung in einen inneren Luftstrom, der in die Niederdruckbrennkammer 6 eintritt und anschließend als austretendes Abgas die Niederdruckturbine 7 antreibt, und einen äußeren Luftstrom bzw. Bypass-Strom, der mittels des von der Niederdruckturbine 7 angetriebenen Fans 5 an der Niederdruckbrennkammer 6 und der Niederdruckturbine 7 vorbeigeführt wird. Der innere Luftstrom, der in die Niederdruckbrennkammer 6 eingeleitet wird, besteht dabei aus Abgas, das aus der Hochdruckbrennkammer 3 über die Hochdruckturbine 4 ausströmt, wie in Fig. 1 gezeigt ist.
Zur Verbesserung des thermischen Wirkungsgrades des Triebwerks ist ein Wärmetau- scher 8 vorgesehen, der dem aus der Niederdruckturbine 7 austretenden Abgas Wärme entnimmt. Der Wärmetauscher 8 führt diese Wärme einem aus dem Hochdruckverdichter 2 austretenden Luftstrom zu, um dessen anschließende Erhitzung in der Hochdruckbrennkammer 3 zu unterstützen. Darüber hinaus ist ein Zwischenkühler 9 vorgesehen, der den aus dem Niederdruckverdichter 1 austretenden Luftstrom vor dessen Eintritt in den Hochdruckverdichter 2 kühlt. Dies führt zu einer weiteren Verbesserung des thermischen Wirkungsgrads.
Wie in Fig. 1 gestrichelt angedeutet ist, können mehrere Vortriebserzeuger je Kerntriebwerk vorgesehen sein. Die Vortriebserzeuger sind dabei bevorzugt parallel geschal- tet angeordnet, d.h. aus der Hochdruckbrennkammer 3 über die Hochdruckturbine 4 des
Kerntriebwerks ausströmendes Abgas wird vorteilhafterweise in annähernd gleiche Massenströme aufgeteilt, die in die jeweiligen Niederdruckbrennkammern 6 der Vortriebserzeuger eingeleitet werden. In Abhängigkeit der spezifischen Anordnung/Dimensionierung der Vortriebserzeuger ist jedoch auch eine abweichende Auftei- lung denkbar. Vorteilhaft wird bei einer derartigen Anordnung jedem Vortriebserzeuger Abgaswärme entnommen und dem Wärmetauscher 8 zugeführt. Durch die Verwendung mehrerer Vortriebserzeuger pro Kerntriebwerk kann das By- passverhältnis im Vergleich zu konventionellen Triebwerken erhöht werden, ohne dass sich die Installationswiderstände stark erhöhen. Zudem können Komponenten des Triebwerks, wie z. B. der Wärmetauscher 8, von allen Vortriebserzeugern gemeinsam genützt werden, was im Hinblick auf das Gewicht und die Anzahl der Bauteile günstig ist. Vor allem können durch die Verwendung mehrerer Vortriebserzeuger pro Kerntriebwerk ausreichend große Abmessungen für das Kerntriebwerk mit guten Wirkungs- graden der Hochdruckkomponenten verwirklicht werden.
Nachfolgend wird nun die Funktion bzw. der thermodynamische Prozessablauf der bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Triebwerks mit Bezug auf das h-s- Diagramm von Fig. 2 beschrieben.
Zunächst wird Umgebungsluft angesaugt und in dem von der Hochdruckturbine 4 angetriebenen Niederdruckverdichter 1 verdichtet (Ll ->L2). Der verdichtete Luftstrom wird dann mittels des Zwischenkühlers 9 abgekühlt (L2->L3), bevor er in dem ebenfalls von der Hochdruckturbine 4 angetriebenen Hochdruckverdichter 2 weiter verdichtet wird (L3-»L4).
Anschließend wird dem verdichteten Luftstrom im Wärmetauscher 8 (mit WT in Fig. 2 gekennzeichnet) Wärme zugeführt (L4->L5), die er dem Abgas des Vortriebserzeugers entnimmt, wie später beschrieben ist. Diese zugeführte Wärme muss nicht mehr in der Brennkammer zugeführt werden, so dass der thermische Wirkungsgrad steigt. In der Hochdruckbrennkammer 3 wird dem Luftstrom Kraftstoff zugeführt und das entstehende Gemisch verbrannt (L5->L6), wodurch die Temperatur stark ansteigt, während der Druck annähernd gleich bleibt. Das aus der Hochdruckbrennkammer 3 ausströmende Abgas trifft dann auf die Hochdruckturbine 4 und treibt diese an (L6->L7).
Im Anschluss strömt das Abgas in die Niederdruckbrennkammer 6 des Vortriebserzeugers, in der nochmals Kraftstoff zugeführt und verbrannt wird (L7-^L8) (Zwischen- überhitzung). Danach trifft das aus der Niederdruckbrennkammer 6 ausströmende Abgas auf die Niederdruckturbine 7 und treibt diese an (L8->L9). Die Niederdruckturbine 7 treibt wiederum den Fan 5 an, der den Bypass-Strom erzeugt. Nachdem das Abgas die Niederdruckturbine 7 durchströmt hat, wird ihm über den Wärmetauscher 8 Wärme entzogen (mit WT in Fig. 2 gekennzeichnet) (L9-^L10), die dem Luftstrom nach dem Hochdruckverdichter 2 zugeführt wird.
Wie bereits aus Fig. 2 erkennbar ist, führt die Verwendung des Zwischenkühlers 9, des Abgaswärmetauschers 8 sowie der der Hochdruckbrennkammer 3 nachgeschalteten Niederdruckbrennkammer 6 (Zwischenüberhitzung) zu einer wesentlichen Verbesserung des Wirkungsgrads infolge der geringeren Wärmezufuhr in der Brennkammer und der höheren mittleren Temperatur in der Brennkammer. Dies ist auch im Diagramm gemäß Fig. 3 dokumentiert, das einen Vergleich des thermischen Wirkungsgrades in Abhängigkeit vom Gesamtdruckverhältnis des erfindungsgemäßen Triebwerks mit herkömmlichen Gasturbinen zeigt.
Wie in Fig. 3 erkennbar ist, hat die herkömmliche Gasturbine (durchgehende Linie) ohne Wärmetauscher, Zwischenkühler und zweiter Brennkammer, den niedrigsten thermischen Wirkungsgrad. Die Integration eines Wärmetauschers (gepunktete Linie) bzw. eines Zwischenkühlers (Strich-Punkt-Linie) führt zu einer leichten Erhöhung des thermischen Wirkungsgrads, im Fall des Wärmetauschers tendenziell eher bei niedrigerem Gesamtdruckverhältnis und im Fall des Zwischenkühlers tendenziell eher bei höhe- rem Gesamtdruckverhältnis. Der thermische Wirkungsgrad erhöht sich weiter, falls sowohl Wärmetauscher und Zwischenkühler kombiniert in dem Gasturbinenprozess verwendet werden (Zwei-Strich-Linie) und ist am höchsten, falls zusätzlich noch ein Zwischenüberhitzer (Niederdruckbrennkammer 6) integriert wird.
Fig. 4 zeigt ein Beispiel für die Integration des Triebwerks in einem Flugzeug. In dem in Fig. 4 gezeigten Beispiel sind einem Kerntriebwerk vier Vortriebserzeuger zugeordnet, in deren jeweilige Niederdruckbrennkammern das aus der Hochdruckbrennkammer über die Hochdruckturbine des Kerntriebwerks austretende Abgas eingeleitet wird. Der Aufbau des Kerntriebwerks und der Vortriebserzeuger entspricht dem vorstehend be- schriebenen Aufbau. Die Vortriebserzeuger sind so angeordnet, dass sie einen möglichst geringen Installationswiderstand bieten, und die Aerodynamik des Flugzeugs nicht beeinträchtigen. Im Speziellen sind die Vortriebserzeuger an der Oberseite des Hauptflügels entlang dessen Hinterkante in Reihe angeordnet. Ferner sind die Vortriebserzeuger an ihrer Oberseite durch einen schmäleren Nebenflügel bedeckt.

Claims

Patentansprüche
1. Triebwerk mit einem Kerntriebwerk, das in Reihe geschaltet ein Verdichtersys- tem (1 , 2), eine Brennkammer (3) und mindestens eine das Verdichtersystem antreibende Turbine (4) aufweist, dadurch gekennzeichnet, dass dem Kerntriebwerk mindestens ein Vortriebserzeuger nachgeschaltet ist, der eine Niederdruckbrennkammer (6) und eine einen Fan (5) antreibende Niederdruckturbine (7) aufweist, dass der mindestens eine Vortriebserzeuger baulich getrennt von dem Kerntriebwerk ausgebildet ist, und dass dem Fan (5), der Niederdruckbrennkammer (6) und der Niederdruckturbine (7) funktional eine Welle zugeordnet ist, die außerhalb des Kerntriebwerks angeordnet ist.
2. Triebwerk nach Anspruch 1 , gekennzeichnet durch einen Abgaswärmetauscher (8), der aus dem Vortriebserzeuger ausströmendem Abgas Wärme entnimmt und diese einem Luftstrom nach dessen Austritt aus dem Verdichtersystem (1, 2) zuführt.
3. Triebwerk nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Verdichtersystem (1, 2) einen Niederdruckverdichter (1) und einen diesem nachgeschalteten Hochdruckverdichter (2) aufweist.
4. Triebwerk nach einem der vorstehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch einen Zwischenkühler (9), der einen aus dem Niederdruckverdichter (1) austretenden
Luftstrom vor dessen Eintritt in den Hochdruckverdichter (2) kühlt.
5. Triebwerk nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass dem Kemtriebwerk mindestens zwei Vortriebserzeuger nachgeschaltet sind, wobei die Vortriebserzeuger selbst parallel geschaltet sind und jeweils einen Fan
(5) antreiben.
6. Triebwerk nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Triebwerk ein Flugzeugtriebwerk ist.
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