WO2017097665A1

WO2017097665A1 - Fluggasturbine mit variabler austrittsdüse eines nebenstromkanals

Info

Publication number: WO2017097665A1
Application number: PCT/EP2016/079484
Authority: WO
Inventors: Frank Uwe KÖPF
Original assignee: Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg
Priority date: 2015-12-09
Filing date: 2016-12-01
Publication date: 2017-06-15
Also published as: DE102015224701A1; US20180266361A1; EP3387244A1

Abstract

Die Erfindung bezieht sich auf eine Fluggasturbine mit einem Kerntriebwerk (10) und einem dieses umgebenden Nebenstromkanal (25), welcher mit einer Verkleidung (29) des Kerntriebwerks (10) und einer radial äußeren Gehäusewandung (30) eine Austrittsdüse (3) bildet, dadurch gekennzeichnet, dass im Bereich der Austrittsdüse (31) ein Ringelement (32) angeordnet ist, welches in Axialrichtung verschiebbar ist, wobei zwischen der Verkleidung (29) des Kerntriebwerks (10) und dem Ringelement (32) ein durch die Verschiebung des Ringelements (32) variabler Ringkanal (33) ausgebildet ist.

Description

Fluggasturbine mit variabler Austrittsdüse eines Nebenstromkanals

Beschreibung Die Erfindung betrifft eine Fluggasturbine gemäß den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruchs 1 .

Im Einzelnen bezieht sich die Erfindung auf eine Fluggasturbine mit einer variablen Austrittsdüse eines Nebenstromkanals. Der Nebenstromkanal umgibt, wie aus dem Stand der Technik bekannt, das Kerntriebwerk. Variable Austrittsdüsen von Nebenstromkanälen sind insbesondere bei Fluggasturbinen mit hohen Bypassraten erforderlich, um den Wirkungsgrad des Fans zu optimieren. Durch die Änderung der wirksamen Austrittsfläche der Austrittsdüse kann der Arbeitspunkt des Fans so verstellt werden, dass sich günstige Druckverhältnisse ergeben, welche die Pumpgrenze des Fans berücksichtigen. Aus dem Stand der Technik sind unterschiedlichste Ausgestaltungsformen von verstellbaren Austrittsdüsen vorbekannt. Die US 2009/0208328 A1 sowie die US 8,850,824 B2 zeigen Konstruktionen, bei welchen im Bereich der Austrittsdüse Elemente an der Verkleidung des Kerntriebwerks angeordnet sind, welche gewölbt werden können. Hierdurch ist es möglich, die Querschnittsfläche der Austrittsdüse zu verringern. Eine ähnliche Konstruktion zeigt die US 2008/0163606 A1 . Auch bei dieser wird ein Wandungselement gewölbt, welches an der äußeren Wandung der Austrittsdüse angeordnet ist und eine Ableitung eines Teilbetrags des Luftstroms zur Umgebung hin ermöglicht.

Die US 4,043,508 A zeigt eine Lösung, bei welcher ein mehrgliedriger Klappenmechanismus verwendet wird. Dabei sind drei Klappen in Serie schwenkbar zueinander verbunden, welche zur Erzielung unterschiedlicher Austrittsflächen in verschiedene Positionen geschwenkt werden können. Um den Umfang der Austrittsdüse sind mehrere derartige Klappenanordnungen vorgesehen. Eine weitere Maßnahme zum Verändern der Austrittsfläche der Austrittsdüse zeigen die US- Schriften US 2010/0043394 A1 und US 3,598,318 A. Dabei sind um den Umfang verteilt einzelne Klappen vorgesehen, welche bei unterschiedlichen Flugzuständen in den Nebenstromkanal verschwenkt werden. Der Querschnitt der Austrittsdüse kann gemäß US 2009/0067993 A1 auch dadurch beeinflusst werden, dass ein äußerer Endbereich der Verkleidung des Nebenstromkanals in axialer Richtung verschoben wird.

Bei den beschriebenen Konstruktionen besteht insgesamt die Problematik, dass die gezeigten Mechanismen technisch aufwendig und damit in der Herstellung und in der Wartung kostenintensiv und zudem störungsanfällig sind. Ein weiterer Nachteil ergibt sich daraus, dass die Strömungsverhältnisse in dem Nebenstromkanal ungünstig beeinflusst werden können.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Fluggasturbine der eingangs genannten Art zu schaffen, welche bei einfachem Aufbau und einfacher, kostengünstiger Herstellbarkeit eine wirksame und strömungsoptimierte Verstellung der Austrittsdüse des Nebenstromkanals ermöglicht.

Erfindungsgemäß wird die Aufgabe durch die Merkmalskombination des Anspruchs 1 gelöst, die Unteransprüche zeigen weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.

Erfindungsgemäß ist somit vorgesehen, dass im Bereich der Austrittsdüse ein Ringelement angeordnet ist, welches in Axialrichtung verschiebbar ist, wobei zwischen der Verkleidung des Kerntriebwerks und dem Ringelement ein durch die Verschiebung des Ringelements variabler Ringkanal ausgebildet ist.

Erfindungsgemäß wird somit ein bevorzugterweise aerodynamisch ausgebildeter Ring verwendet, welcher in Abhängigkeit von den jeweiligen Flugzuständen oder Betriebsbedingungen der Fluggasturbine axial verschiebbar ist. Dabei ist das Ringelement so ausgebildet, dass sich zwischen dem Ringelement und der äußeren Verkleidung des Kerntriebwerks ein Ringkanal öffnet, durch welchen ein Teil der Strömung des Nebenstromkanals geleitet wird. Dabei ist in bevorzugter Ausgestaltung der Erfindung vorgesehen, dass sich der Ringkanal öffnet, wenn das Ringelement in Axialrichtung nach hinten verschoben wird. Der Begriff „Axialrichtung" ist im Rahmen der Erfindung auf die Triebwerksachse bezogen. Bei einer Öffnung des zusätzlichen Ringkanals, welcher einen zusätzlichen Teil des Nebenstromkanals bildet, durch Verschiebung des Ringelements nach hinten, versteht es sich, dass der Ringkanal durch vollständiges Verschieben des Ringelements nach vorne vollständig geschlossen werden kann. In günstiger Ausgestaltung der Erfindung ist es möglich, das Ringelement in unterschiedliche Verschiebepositionen zu verschieben und in diesen zu fixieren. Hierdurch kann der wirksame Austrittsquerschnitt der Austrittsdüse in einfacher Weise den Betriebsbedingungen der Fluggasturbine angepasst werden und insbesondere bei Fluggasturbinen mit einem hohen Bypassverhältnis dem jeweiligen Arbeitspunkt des Fans angepasst werden. Somit ist es möglich, die Leistung der Fluggasturbine und insbesondere des Fans zu optimieren.

Erfindungsgemäß ist die Verschiebung des Ringelements nicht auf bestimmte Verschiebepositionen beschränkt, vielmehr ist es möglich, das Ringelement stufenlos in beliebige Verschiebepositionen zu bringen. Durch das erfindungsgemäße Ringelement eröffnet sich die Möglichkeit, die Strömungsverhältnisse im Bereich der Austrittsdüse des Nebenstromkanals im Vergleich zu den aus dem Stand der Technik bekannten Konstruktionen zu optimieren. Da das Ringelement sich um den gesamten Umfang der Austrittsdüse erstreckt, ergeben sich um den gesamten Umfang gleichmäßige Strömungsverhältnisse. Dies ist bei den aus dem Stand bekannten Klappenlösungen, bei welchen einzelne Klappen separat um den Umfang verteilt werden, nicht möglich.

Ein weiterer, wesentlicher Vorteil der Erfindung besteht auch darin, dass der Mechanismus zur Verschiebung des Ringelements bevorzugterweise so an dem Kerntriebwerk oder der radial äußeren Verkleidung des Kerntriebwerks angeordnet und integriert werden kann, dass die Strömung des Nebenstromkanals selbst nicht gestört wird. Dabei ist es besonders vorteilhaft, wenn das Ringelement mittels elektrischer oder hydraulischer Aktuatoren verschiebbar ist. Es sind somit keine Hebelkonstruktionen oder ähnliches erforderlich, so wie dies der Stand der Technik zeigt.

In günstiger Ausgestaltung ist das Ringelement in seinem Querschnitt aerodynamisch ausgelegt und optimiert, so dass sich ein minimaler Druckverlust in dem Nebenstromkanal ergibt. Auch dies führt zu einer Steigerung des Wirkungsgrades in den jeweiligen Positionierungen des Ringelements.

Das Ringelement kann erfindungsgemäß so ausgebildet sein, dass es bei seiner axialen Verschiebung lediglich den zusätzlichen Ringkanal öffnet oder schließt, während die Ausströmfläche der ursprünglichen Austrittsdüse unverändert bleibt. Es ist jedoch auch möglich, das Ringelement in seinem Querschnitt so zu gestalten, dass sich der Austrittsquerschnitt der ursprünglichen Austrittsdüse ebenfalls ändert. Unter der Querschnittsfläche der ursprünglichen Austrittsdüse wird der Querschnitt verstanden, welcher sich radial außerhalb des Ringelements zwischen dem Ringelement und der äußeren Gehäusewandung ergibt. Die vorstehend erwähnte Änderung oder Vergrößerung der wirksamen Austrittsfläche der Austrittsdüse umfasst somit die wirksame Fläche des zusätzlich vorgesehenen Ringkanals zuzüglich der Austrittsfläche der eigentlichen, ursprünglichen Austrittsdüse. Die wirksame Querschnittsfläche ergibt sich somit durch eine Addition der Querschnittsfläche des zusätzlich zu öffnenden Ringkanals. Die Steuerung der Verschiebung des Ringelements kann in automatischer Weise durch die elektronische Triebwerksregelung erfolgen, so dass die jeweiligen Triebwerksbedingungen, beispielsweise maximaler Schub während des Starts, Ende des Steigflugs und Reiseflug, automatisch berücksichtigt werden.

Durch die Erfindung ist es somit möglich, die Fluggasturbine stets mit einer optimierten Fan- Arbeitslinie zu betreiben und damit den jeweiligen Arbeitspunkt des Fans in besonders einfacher und günstiger Weise zu berücksichtigen, da die unterschiedlichen, beliebig einstellbaren Verschiebepositionen des Ringelements zu unterschiedlichen Querschnitten des zusätzlichen Ringkanals führen, so dass die gesamte effektive Austrittsfläche der Austrittsdüse stufenlos optimiert werden kann. In besonders günstiger Weiterbildung der Erfindung ist vorgesehen, dass in dem Ringkanal ein zusätzlicher Ölkühler angeordnet ist. Dieser ist beispielsweise an der Verkleidung des Kerntriebwerks installiert. Durch die Öffnung oder das Schließen des zusätzlichen Ringkanals wird die Luftmenge bestimmt, welche durch den Ölkühler geleitet wird. Somit kann beispielsweise bei einer maximalen Startleistung der Fluggasturbine, bei welcher der zusätzliche Ringkanal, welcher sich durch die Verschiebung des Ringelements ergibt, vollständig geöffnet ist, eine optimierte Ölkühlung erfolgen.

Im Folgenden wird die Erfindung anhand eines Ausführungsbeispiels in Verbindung mit der Zeichnung beschrieben. Dabei zeigt:

Fig. 1 eine schematische Darstellung eines Gasturbinentriebwerks gemäß der vorliegenden Erfindung,

Fig. 2 eine vergrößerte Detail-Darstellung eines Ausführungsbeispiels in einer ersten

Betriebsstellung mit maximaler Startleistung,

Fig. 3 eine Darstellung, analog Fig. 2, in einer Betriebsstellung zum Ende des

Steigflugs, und Fig. 4 eine Darstellung in einer Betriebsstellung im Reiseflug.

Das Gasturbinentriebwerk 10 gemäß Fig. 1 ist ein allgemein dargestelltes Beispiel einer Turbomaschine, bei der die Erfindung Anwendung finden kann. Das Triebwerk 10 ist in herkömmlicher Weise ausgebildet und umfasst in Strömungsrichtung hintereinander einen Lufteinlass 1 1 , einen in einem Gehäuse umlaufenden Fan 12, einen Mitteldruckkompressor 13, einen Hochdruckkompressor 14, eine Brennkammer 15, eine Hochdruckturbine 16, eine Mitteldruckturbine 17 und eine Niederdruckturbine 18 sowie eine Abgasdüse 19, die sämtlich um eine zentrale Triebwerksachse 1 angeordnet sind. Der Mitteldruckkompressor 13 und der Hochdruckkompressor 14 umfassen jeweils mehrere Stufen, von denen jede eine in Umfangsrichtung verlaufende Anordnung fester stationärer Leitschaufeln 20 aufweist, die allgemein als Statorschaufeln bezeichnet werden und die radial nach innen vom Kerntriebwerksgehäuse 21 in einen ringförmigen Strömungskanal durch die Kompressoren 13, 14 vorstehen. Die Kompressoren weisen weiter eine Anordnung von Kompressorlaufschaufeln 22 auf, die radial nach außen von einer drehbaren Trommel oder Scheibe 26 vorstehen, die mit Naben 27 der Hochdruckturbine 16 bzw. der Mitteldruckturbine 17 gekoppelt sind.

Die Turbinenabschnitte 16, 17, 18 weisen ähnliche Stufen auf, umfassend eine Anordnung von festen Leitschaufeln 23, die radial nach innen vom Gehäuse 21 in den ringförmigen Strömungskanal durch die Turbinen 16, 17, 18 vorstehen, und eine nachfolgende Anordnung von Turbinenrotorschaufeln 24, die nach außen von einer drehbaren Nabe 27 vorstehen. Die Kompressortrommel oder Kompressorscheibe 26 und die darauf angeordneten Schaufeln 22 sowie die Turbinenrotornabe 27 und die darauf angeordneten Turbinenrotorschaufeln 24 drehen sich im Betrieb um die Triebwerksachse 1 . Die Fig. 1 zeigt bei einer nur schematisch wiedergegebenen Fluggasturbine, dass zwischen einer äußeren Gehäusewandung 30 und einer Verkleidung 29 des Kerntriebwerks 10 ein Nebenstromkanal 25 ausgebildet ist. Die durch den Fan 12 geförderte Luftströmung strömt durch den Nebenkanal 25 und tritt durch eine Austrittsdüse 31 aus, welche auch als kalte Austrittsdüse bezeichnet wird, im Gegensatz zu einer heißen Austrittsdüse 35 des Kerntriebwerks.

Die Fig. 1 zeigt in stark vereinfachter, schematischer Darstellung die Anordnung und Positionierung eines erfindungsgemäßen Ringelements 32.

Die Fig. 2 bis 4 zeigen jeweils vergrößerte und präzisierte Detailansichten des erfindungsgemäßen Ringelements 32. Dieses ist als aerodynamisch ausgestalteter und strömungsoptimierter Ring ausgebildet, welcher sich bevorzugterweise um den ganzen Umfang der Fluggasturbine erstreckt. Die Fig. 2 bis 4 zeigen jeweils einen Endbereich der äußeren Gehäusewandung 30 sowie einen Endbereich der Verkleidung 29 des Kerntriebwerks. Zusätzlich ist ein Teilbereich des Auslasskonus 28 dargestellt. Zwischen dem Auslasskonus 28 und der Verkleidung 29 des Kerntriebwerks ergibt sich die Austrittsdüse 35 des Kerntriebwerks. Die Pfeile zeigen jeweils die Strömungsrichtung. Mit dem Bezugszeichen 36 ist der Querschnitt der Austrittsdüse 31 in vereinfachter Form dargestellt. Diese Austrittsfläche des Querschnitts 36 bildet die eigentliche Austrittsdüse 31 , welche bei einer Verschiebung des erfindungsgemäßen Ringelements 32 unverändert bleiben kann. Es ist jedoch auch möglich, das Ringelement 32 in seinem Querschnitt auszubilden, dass bei seiner axialen Verschiebung, parallel zur Triebwerksache 1 , auch die wirksame Querschnittsfläche der eigentlichen Austrittsdüse 31 veränderbar ist. Der Pfeil zeigt die Strömung durch den Nebenstromkanal 25.

Die Fig. 2 zeigt einen Betriebszustand, bei welchem das erfindungsgemäße Ringelement 32 maximal nach hinten, bezogen auf die Durchströmungsrichtung der Fluggasturbine, verschoben ist. Hierdurch öffnet sich zwischen der Oberfläche der Verkleidung 29 des Kerntriebwerks 10 und dem Ringelement 32 ein Ringkanal 33. In dem Ringkanal 33 kann ein Ölkühler 34 angeordnet sein.

Die Fig. 2 zeigt eine Betriebsstellung, bei welcher die wirksame Gesamtfläche der Austrittsdüse 31 zusätzlich zu dem Querschnitt 36 um die Querschnittsfläche des Ringkanals 33 vergrößert wird. Dies kann zu einer Vergrößerung der Gesamtfläche von 10% erfolgen. Diese Position ist bei maximaler Startleistung (max take-off) vorgesehen. Durch die höhere gesamte wirksame Querschnittsfläche kann der Arbeitspunkt des Fans 12 abgesenkt werden, so dass sich eine größere Gesamtleistung der Fluggasturbine ergibt.

Bei dem in Fig. 3 gezeigten Betriebszustand ist das Ringelement 32 zum Ende des Steigflugs (end of climb) so verschoben, dass sich eine Verringerung der wirksamen Gesamtfläche der Austrittsdüse 31 um beispielsweise 5% ergibt. Der Ölkühler 34 wird dabei im Gegensatz zu dem Betriebszustand der Fig. 2, nicht oder nur unwesentlich durchströmt, da der Ringkanal 33 im Wesentlichen geschlossen ist.

Die Fig. 4 zeigt einen Betriebszustand im Reiseflug (cruise), bei welchem die wirksame Gesamtfläche der Austrittsdüse 31 durch eine teilweise Öffnung des Ringkanals 33 so bestimmt wird, dass ein Sollzustand erreicht ist, bei welchem keine Änderung erfolgt. Es sei an dieser Stelle nochmals darauf hingewiesen, dass die wirksame Gesamtfläche der Austrittsdüse 31 aus der jeweiligen wirksamen Ausströmfläche des Ringkanals 33 und der Querschnittsfläche 36 der Austrittsdüse 31 im Bereich des Nebenstromkanals 25 resultiert. Die Erfindung ist nicht auf das gezeigte Ausführungsbeispiel beschränkt, vielmehr ergeben sich im Rahmen der Erfindung vielfältige Abwandlungs- und Modifikationsmöglichkeiten. Diese können sowohl den im Einzelnen nicht dargestellten Antrieb des Ringelements betreffen, als auch die Querschnittsgestaltung und aerodynamische Ausbildung des Ringelements 32 sowie der zugeordneten Wandung der Verkleidung 29 des Kerntriebwerks. _?

Bezuqszeichenliste:

1 Triebwerksachse

10 Gasturbinentriebwerk / Kerntriebwe

1 1 Lufteinlass

12 Fan

13 Mitteldruckkompressor (Verdichter)

14 Hochdruckkompressor

15 Brennkammer

16 Hochdruckturbine

17 Mitteldruckturbine

18 Niederdruckturbine

19 Abgasdüse

20 Leitschaufeln

21 Kerntriebwerksgehäuse

22 Kompressorlaufschaufeln

23 Leitschaufeln

24 Turbinenrotorschaufeln

25 Nebenstromkanal

26 Kompressortrommel oder -Scheibe

27 Turbinenrotornabe

28 Auslasskonus

29 Verkleidung des Kerntriebwerks

30 Gehäusewandung

31 Austrittsdüse

32 Ringelement

33 Ringkanal

34 Ölkühler

35 Austrittsdüse des Kerntriebwerks

36 Querschnitt der Austrittsdüse

Claims

Patentansprüche

1 . Fluggasturbine mit einem Kerntriebwerk (10) und einem dieses umgebenden Nebenstromkanal (25), welcher mit einer Verkleidung (29) des Kerntriebwerks (10) und einer radial äußeren Gehäusewandung (30) eine Austrittsdüse (31 ) bildet, dadurch gekennzeichnet, dass im Bereich der Austrittsdüse (31 ) ein Ringelement (32) angeordnet ist, welches in Axialrichtung verschiebbar ist, wobei zwischen der Verkleidung (29) des Kerntriebwerks (10) und dem Ringelement (32) ein durch die Verschiebung des Ringelements (32) variabler Ringkanal (33) ausgebildet ist.

2. Fluggasturbine nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass das Ringelement (32) in unterschiedliche Verschiebepositionen verschiebbar ist.

3. Fluggasturbine nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die unterschiedlichen Verschiebepositionen unterschiedliche Querschnitte des Ringkanals (33) ausbilden.

4. Fluggasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass das Ringelement (32) als Strömungskörper ausgebildet ist.

5. Fluggasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Verkleidung (29) des Kerntriebwerks (10) im Bereich des Ringelements (32) strömungsoptimiert ausgebildet ist.

6. Fluggasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass in dem Ringkanal (33) zumindest ein Ölkühler (34) angeordnet ist.

7. Fluggasturbine nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass der Ölkühler (34) durch die Verschiebung des Ringelements (32) automatisch im Betrieb oder außer Betrieb schaltbar ist.

8. Fluggasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass das Ringelement (32) parallel zur Triebwerksachse (1 ) verschiebbar ist.

9. Fluggasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass das Ringelement (32) mittels elektrischer oder hydraulischer Aktuatoren verschiebbar ist.

0. Fluggasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass das Ringelement (32) an dem Kerntriebwerk (10) gelagert ist.