WO2021073984A1 - Planetengetriebe und gasturbinentriebwerk mit planetengetriebe - Google Patents

Planetengetriebe und gasturbinentriebwerk mit planetengetriebe Download PDF

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WO2021073984A1
WO2021073984A1 PCT/EP2020/078149 EP2020078149W WO2021073984A1 WO 2021073984 A1 WO2021073984 A1 WO 2021073984A1 EP 2020078149 W EP2020078149 W EP 2020078149W WO 2021073984 A1 WO2021073984 A1 WO 2021073984A1
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bushing
gear
bush
compressor
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Michael Graeber
Greg Blake
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Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present disclosure relates to a planetary gear with the features of claim 1 and a gas turbine engine with a planetary gear with the features of claim 17.
  • planetary gears are used that have a very high power density, as large torques are transmitted from a driving turbine to a compressor, such as the fan stage.
  • plain bearings are used for the planetary gears in the planetary gear, which are exposed to high mechanical and / or thermal loads.
  • the planetary gears must have a high level of stability. Examples of such planetary gears are z. B. from WO 2018/164723 A1.
  • the task is to provide robust planetary gears. This object is achieved, for example, by the subject matter of claim 1.
  • a planetary gear in a gas turbine engine has a plurality of planetary gears, each of which is supported by a sliding bearing on a planetary bearing journal.
  • a bushing is arranged in an inner bore of the at least one planetary gear, which spatially separates the sliding surface of the sliding bearing from the inner bore of the planetary gear and the bushing is specifically designed as a replacement part, in particular as a sacrificial part.
  • a plain bearing is understood here to mean a bearing surface with a lubrication gap or also its own plain bearing bush.
  • the plain bearing bushing can also be of the same construction as the bushing.
  • the targeted design of the bushing as a sacrificial part provides effective protection or at least a reduction in damage to the planetary gear.
  • the bushing is made of metal, a composite material or ceramic or has these materials.
  • a metallic material light metals, for example aluminum, or steels with relatively low strength and / or temperature resistance are particularly suitable.
  • the bushing can have material or consist of material that is different from the material of the planetary gear (32).
  • the melting temperature of the material of the bushing can be below the melting temperature of the material of the planetary gear. If the bush melts during operation due to thermal loads, the development of heat is limited by the failure of the plain bearing - at least for a certain time - so that the planetary gear is designed to be robust. For example, assuming high-strength steel as the material for the planetary gears, aluminum or lead could be used as the material for the bushing, so that the materials of the bushing and the planetary wheel are different.
  • the strength of the material of the bushing is less than the strength of the material of the planetary gear or the strength of the material of the When the temperature rises above the normal sliding bearing operating temperature, which occurs in the event of the sliding bearing functionality failing (eg at a temperature higher than 180 ° C), the bushing drops faster than the strength of the material of the planetary gear. In this case too, different materials are used for the bushing and the planetary gear.
  • the stiffness, i.e. the modulus of elasticity, of the material of the bushing is smaller than the stiffness of the material of the planetary gear or the stiffness of the material of the bushing falls with increasing temperature above the normal sliding bearing operating temperature, which occurs in the event of failure of the sliding bearing functionality (ie temperature higher than 180 ° C) faster than the rigidity of the material of the planetary gear.
  • the materials of the bushing and the planetary gear are different, in particular if the material of the beech has a lower rigidity than the planetary gear material at temperatures above the normal operating temperature of the plain bearing, as well as a lower melting temperature, this can be advantageous.
  • there is an additional protective functionality of the bush in that a softening or melting of the bush material slows down a further increase in temperature in the failing plain bearing or causes the temperature to drop. This means that the temperature-driven mechanism, which would also cause a crack in the inner bore of the planetary gear, is less pronounced or does not achieve the extent required for a crack to develop in the inner bore of the planetary gear.
  • the bushing can also have at least the same geometric extent as the sliding bearing in the direction of the axis of rotation of the bushing.
  • the socket is designed as an exchangeable part, for example as a sacrificial part. Damage to the bushing can be accepted under certain conditions if it protects the planetary gear or at least parts of it. The probability of secondary damage occurring to the planetary gear after a failure of the plain bearing is reduced by the bushing, or secondary damage remains limited to the bushing. This results in a more benign further damage course from a flight safety point of view after the occurrence of a plain bearing failure, since a breakage of the entire planetary gear is avoided as secondary damage and thus, for example, no breakage fragments with high kinetic energy can occur as secondary damage.
  • the socket is connected to the inside of the inner bore of the planetary gear via a press fit, a soldered connection, an adhesive connection or a form-fitting connection.
  • the ratio of the diametrical oversize of the outside diameter of the plain bearing bush to the outside diameter of the plain bearing bush can be between 0.01 and 0.00001.
  • the oversize must be large enough to avoid wear due to micro-relative movement in the contact surface between the bushing and the planetary gear due to the gear load during normal operation.
  • the excess must be small enough to keep the additional stress on the planet gear material due to the press fit so that the sum of the stress due to the press fit and the stress due to the stress on the planet gear during normal operation does not exceed the value of the permissible stress for the planet gear material.
  • the bushing has a form-fit element for axial locking relative to the planetary gear.
  • the wall thickness DB of the bush can also correspond to at least the wall thickness DG of a plain bearing bush, in particular 2 to 4 times the wall thickness DG of a plain bearing bush. This means that the socket has enough material to fulfill its protective function.
  • the socket has the same material or from the consists of the same material as the planetary gear.
  • the protective functionality of the bushing for the planetary gear is given by the fact that a crack that occurs on the inside diameter of the bushing due to plain bearing failure does not spread, or only with a delay, over the contact area between the outside diameter of the bushing and the inside diameter of the planetary gear into the planetary gear.
  • the bushing as a replacement part (e.g. sacrificial part), can have a means for the targeted reduction of the rigidity and / or for the targeted reduction of the thermal conductivity.
  • the means for the targeted reduction of the rigidity and / or for the targeted reduction of the thermal conductivity can have at least one bore in the axial direction of the bushing.
  • the at least one bore can, for example, have a material that loses rigidity or melts faster than the material of the bushing.
  • the bushing can thus in its interior, ie in the area between the outer and the inner diameter - without the surfaces forming the outer or inner diameter themselves being affected by this - have means that counteract the rigidity of the bushing and / or the thermal conductivity of the bushing a bush made of solid material. This creates an additional barrier for crack propagation in a targeted manner.
  • a series of axial bores or through bores distributed over the circumference of the bushing, the diameter of which is less than the wall thickness of the bushing and the axis of which lies in the area between the outer and inner diameter of the bushing serve this purpose.
  • bores can, for example, be completely or partially filled with a material, for example a polymer, which loses stiffness faster or melts faster than the base material of the bushing under the increased temperatures of the sliding bearing failure process and thus an additional or earlier protective functionality for the sliding bearing failure process Planet gear guaranteed.
  • a material for example a polymer
  • the ratio of the wall thickness DB of the bushing to the thickness of the ring gear of the planetary gear is less than 0.5.
  • the thickness of the Toothed ring the radial distance between an inner radius of the toothed ring and the root circle of the teeth is understood here. In this way, the weakening of the planetary gear with regard to its load-transferring capacity due to a larger inner bore (compared to an otherwise identical planetary gear that would be designed without a bushing) is kept as low as possible.
  • the socket can also have a load transfer device, so that there is an amount for the load transfer of the overall connection between socket and planetary gear.
  • the inner surface of the bushing simultaneously serves as the outer running surface of a sliding bearing.
  • additional features can be present on the inner surface of the bushing, for example a coating or hardening, or features for the advantageous distribution of the fluid in the plain bearing, which serve the plain bearing functionality in normal operation and which do not counteract the protective function for the planetary gear in the event of plain bearing failure.
  • a gas turbine engine such as an aircraft engine.
  • a gas turbine engine may include a core engine comprising a turbine, a combustor, a compressor, and a core shaft connecting the turbine to the compressor.
  • a gas turbine engine may include a fan (with fan blades) positioned upstream of the core engine.
  • the gas turbine engine can comprise a transmission which is driven via the core shaft and the output of which drives the fan in such a way that it has a lower speed than the core shaft.
  • the input for the gearbox can take place directly from the core shaft or indirectly via the core shaft, for example via a spur shaft and / or a spur gear.
  • the core shaft may be rigidly connected to the turbine and the compressor so that the turbine and the compressor rotate at the same speed (with the fan rotating at a lower speed).
  • the gas turbine engine described and / or claimed herein can be of any suitable general architecture.
  • the gas turbine engine may have any desired number of shafts connecting the turbines and compressors, such as one, two, or three shafts.
  • the turbine connected to the core shaft can be a first turbine
  • the compressor connected to the core shaft can be a first compressor
  • the core shaft can be a first core shaft.
  • the core engine may further include a second turbine, a second compressor, and a second core shaft connecting the second turbine to the second compressor.
  • the second turbine, the second compressor, and the second core shaft may be arranged to rotate at a higher speed than the first core shaft.
  • the second compressor can be positioned axially downstream of the first compressor.
  • the second compressor can be arranged to receive a flow from the first compressor (for example, to receive it directly, for example via a generally annular channel).
  • the transmission can be configured to be driven by the core shaft, which is configured to rotate (e.g. in use) at the lowest speed (e.g. the first core shaft in the example above).
  • the transmission can be designed in such a way that it is only driven by the core shaft, which is configured to rotate (e.g. in use) at the lowest speed (e.g. only by the first core shaft and not the second core shaft in the above example ).
  • the transmission can be designed in such a way that it is driven by one or more shafts, for example the first and / or the second shaft in the above example.
  • a combustor may be provided axially downstream of the fan and compressor (or compressors).
  • the burner device can be located directly downstream of the second compressor (for example at its outlet) if a second compressor is provided.
  • the flow at the outlet of the compressor can be fed to the inlet of the second turbine if a second turbine is provided.
  • the burner device can be provided upstream of the turbine (s).
  • the or each compressor can comprise any number of stages, for example a plurality of stages.
  • Each stage can include a series of rotor blades and a series of stator blades, which can be variable stator blades (i.e., the pitch angle can be variable).
  • the row of rotor blades and the row of stator blades can be axially offset from one another.
  • the or each turbine can comprise any number of stages, for example multiple stages.
  • Each stage can include a number of rotor blades and a number of stator blades.
  • the row of rotor blades and the row of stator blades can be axially offset from one another.
  • Each fan blade may have a radial span extending from a root (or hub) at a radially inward gas overflow location or from a 0% span position to a 100% span tip.
  • the ratio of the radius of the fan blade at the hub to the radius of the fan blade at the tip can be less than (or on the order of): 0.4, 0.39, 0.38, 0.37, 0.36, 0 , 35, 0.34, 0.33, 0.32, 0.31, 0.3, 0.29, 0.28, 0.27, 0.26 or 0.25.
  • the ratio of the radius of the fan blade at the hub to the radius of the fan blade at the tip can be in a closed range bounded by two values in the preceding sentence (ie the values can be upper or lower limits).
  • the hub-to-tip ratio can commonly referred to as the hub-to-tip ratio.
  • the radius at the hub and the radius at the tip can both be measured at the leading edge (or the axially leading edge) of the blade.
  • the hub-to-tip ratio naturally relates to the portion of the fan blade overflowing with gas, ie the portion which is located radially outside of any platform.
  • the radius of the fan can be measured between the centerline of the engine and the tip of the fan blade at its leading edge.
  • the diameter of the fan (which can generally be twice the radius of the fan) can be greater than (or on the order of): 250 cm (about 100 inches), 260 cm, 270 cm (about 105 inches), 280 cm (about 110 inches), 290 cm (about 115 inches), 300 cm (about 120 inches), 310 cm, 320 cm (about 125 inches), 330 cm (about 130 inches), 340 cm (about 135 inches), 350 cm, 360 cm (about 140 inches), 370 cm (about 145 inches), 380 cm (about 150 inches), or 390 cm (about 155 inches).
  • the fan diameter can be in a closed range bounded by two of the values in the preceding sentence (i.e., the values can be upper or lower limits).
  • the speed of the fan can vary during operation. In general, the speed is lower for fans with a larger diameter. As a non-limiting example only, the speed of the fan under constant speed conditions may be less than 2500 RPM, for example less than 2300 RPM. Merely as a further, non-limiting example, the speed of the fan under constant speed conditions for an engine with a fan diameter in the range from 250 cm to 300 cm (for example 250 cm to 280 cm) in the range from 1700 rpm to 2500 rpm , for example in the range from 1800 rpm to 2300 rpm, for example in the range from 1900 rpm to 2100 rpm.
  • a fan peak load can be defined as dFI / Uspitze 2 , where dH is the enthalpy increase (e.g. the average 1-D enthalpy increase) across the fan and Uspitze is the (translational) speed of the fan tip, e.g. at the front edge of the tip (which can be defined as the fan tip radius at the front edge multiplied by the angular velocity).
  • the fan peak load at constant speed conditions can be more than (or on the order of): 0.3, 0.31, 0.32, 0.33, 0.34, 0.35, 0.36, 0.37, 0.38 , 0.39, or 0.4 (where all units in this section are Jkg 1 K 1 / (ms ⁇ 1 ) 2 ).
  • the fan peak load can be in a closed range, which is limited by two of the values in the previous sentence (ie the values can form upper or lower limits).
  • Gas turbine engines in accordance with the present disclosure may have any desired bypass ratio, the bypass ratio being defined as the ratio of the mass flow rate of the flow through the bypass duct to the mass flow rate of the flow through the core at constant velocity conditions.
  • the bypass ratio can be more than (or on the order of): 10, 10.5, 11, 11.5, 12, 12.5, 13, 13.5, 14, 14.5, 15, 15, 5, 16, 16.5 or 17 be (lie).
  • the bypass ratio can be in a closed range bounded by two of the values in the preceding sentence (i.e., the values can be upper or lower limits).
  • the bypass channel can be essentially ring-shaped.
  • the bypass duct can be located radially outside the core engine.
  • the radially outer surface of the bypass duct can be defined by an engine nacelle and / or a fan housing.
  • the total pressure ratio of a gas turbine engine which is described and / or claimed here, can be defined as the ratio of the back pressure upstream of the fan to the back pressure at the outlet of the maximum pressure compressor (before the inlet to the burner device).
  • the total pressure ratio of a gas turbine engine described and / or claimed herein at constant speed may be greater than (or in) Magnitude of): 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75 be (lie).
  • the total pressure ratio can be in a closed range bounded by two of the values in the preceding sentence (ie the values can be upper or lower limits).
  • the specific thrust of an engine can be defined as the net thrust of the engine divided by the total mass flow through the engine. At constant speed conditions of the specific thrust can rubbed factory of a T, which is described and / or claimed, less than (in the order of or): 110 N kg- 1 s, 105 Nkg- 1 s, 100 Nkg- 1 s, 95 NKG - 1 s, 90 Nkg 1 s, 85 Nkg- 1 s or 80 Nkg _1 s.
  • the specific thrust can be in a closed range bounded by two of the values in the previous sentence (ie the values can form upper or lower limits). Such engines can be particularly efficient compared to conventional gas turbine engines.
  • a gas turbine engine described and / or claimed herein can have any maximum thrust desired.
  • a gas turbine described and / or claimed herein can be used to generate a maximum thrust of at least (or on the order of): 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN , 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN or 550kN.
  • the maximum thrust can be in a closed range bounded by two of the values in the preceding sentence (i.e. the values can be upper or lower limits).
  • the thrust referred to above may be the maximum net thrust under standard atmospheric conditions at sea level plus 15 ° C (ambient pressure 101.3 kPa, temperature 30 ° C) with a static engine.
  • the temperature of the flow at the inlet of the high pressure turbine can be particularly high.
  • This temperature which can be referred to as TET
  • TET can be measured at the exit to the combustion device, for example immediately upstream of the first turbine blade, which in turn can be referred to as a nozzle guide vane.
  • the TET can be at least (or in the order of magnitude of): 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1550 K, 1600 K or 1650 K. be (lie).
  • the TET at constant speed can be in a closed range bounded by two of the values in the previous sentence (ie the values can form upper or lower limits).
  • the maximum TET when the engine is in use can be at least (or in the order of magnitude): 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K or 2000 K, for example.
  • the maximum TET can be in a closed range bounded by two of the values in the previous sentence (ie the values can form upper or lower limits).
  • the maximum TET can occur, for example, in a condition of high thrust, for example in an MTO condition (MTO - maximum take-off thrust - maximum take-off thrust).
  • a fan blade and / or aerofoil of a fan blade described and / or claimed herein can be made from any suitable material or combination of materials.
  • at least a part of the fan blade and / or the blade can be at least partly made of a composite, for example a metal matrix composite and / or a composite with an organic matrix, such as e.g. B. carbon fiber.
  • at least a portion of the fan blade and / or the blade can be at least in part made of a metal, such as metal.
  • the fan blade can include at least two sections made using different materials.
  • the fan blade may have a protective leading edge made using a material that can withstand impact (e.g., from birds, ice, or other material) better than the rest of the blade.
  • a leading edge can be made using titanium or a titanium-based alloy, for example.
  • the fan blade may have a carbon fiber or aluminum based body (such as an aluminum-lithium alloy) with a leading edge made of titanium.
  • a fan described and / or claimed herein may include a central portion from which the fan blades may extend, for example in a radial direction.
  • the fan blades can be in any desired way and way to be attached to the middle section.
  • each fan blade can include a fixation device that can engage a corresponding slot in the hub (or disc).
  • a fixing device can be in the form of a dovetail, which can be inserted into a corresponding slot in the hub / disc and / or brought into engagement therewith in order to fix the fan blade to the hub / disc.
  • the fan blades can be formed integrally with a central portion. Such an arrangement can be referred to as a blisk or a bling.
  • any suitable method can be used to manufacture such a blisk or bling.
  • at least a part of the fan blades can be machined from a block and / or at least a part of the fan blades can be welded, e.g. B. linear friction welding, can be attached to the hub / disc.
  • the gas turbine engines described and / or claimed here may or may not be provided with a VAN (Variable Area Nozzle). Such a nozzle with a variable cross section can allow the output cross section of the bypass channel to be varied during operation.
  • VAN Very Area Nozzle
  • the general principles of the present disclosure may apply to engines with or without a VAN.
  • the fan of a gas turbine described and / or claimed herein can have any desired number of fan blades, for example 16, 18, 20 or 22 fan blades.
  • constant speed conditions may mean the constant speed conditions of an aircraft on which the gas turbine engine is mounted.
  • Such constant speed conditions can conventionally be defined as the conditions during the middle part of the flight, for example the conditions to which the aircraft and / or the engine are exposed between (in terms of time and / or distance) the end of the climb and the start of the descent. become.
  • the forward speed under the constant speed condition may be at any point in the range of Mach 0.7 to 0.9, e.g. 0.75 to 0.85, e.g. 0.76 to 0.84, e.g.
  • Any speed within these ranges can be the constant speed condition.
  • the constant speed condition outside of these ranges may be, for example, below Mach 0.7 or above Mach 0.9.
  • the constant velocity conditions may correspond to standard atmospheric conditions at an altitude that is in the range of 10,000 m to 15,000 m, for example in the range of 10,000 m to 12,000 m, for example in the range of 10,400 m to 11,600 m (about 38,000 feet), for example in the range from 10,500 m to 11,500 m, for example in the range from 10,600 m to 11,400 m, for example in the range from 10,700 m (about 35,000 feet) to 11,300 m, for example in the range from 10,800 m to 11,200 m, for example in the range of 10,900 m to 11,100 m, for example in the order of 11,000 m.
  • the constant velocity conditions can correspond to standard atmospheric conditions at any given altitude in these areas.
  • the constant speed conditions may correspond to: a forward Mach number of 0.8; a pressure of 23,000 Pa and a temperature of -55 ° C.
  • constant speed or “constant speed conditions” can mean the aerodynamic design point.
  • Such an aerodynamic design point can correspond to the conditions (including, for example, the Mach number, environmental conditions and thrust requirement) for which the fan company is designed. This can mean, for example, the conditions under which the fan (or the gas turbine engine) has the optimum efficiency according to its design.
  • a gas turbine engine described and / or claimed herein can be operated at the constant speed conditions defined elsewhere herein.
  • Constant speed conditions can vary from the
  • Constant velocity conditions e.g., the conditions during the middle part of the flight
  • at least one e.g. two or four gas turbine engine (s) can be attached to provide thrust.
  • Figure 1 is a side sectional view of a gas turbine engine
  • Figure 2 is a side sectional enlarged view of an upstream portion of a gas turbine engine
  • Figure 3 is a partially cut away view of a transmission for a
  • Figure 4 shows an embodiment of a planetary gear with a
  • Figure 5 shows an embodiment of a socket with means for targeted targeted reduction in rigidity and / or targeted reduction in thermal conductivity.
  • the gas turbine engine 10 comprises an air inlet 12 and a fan 23 which generates two air flows: a core air flow A and a bypass air flow B.
  • the gas turbine engine 10 comprises a core 11 which receives the core air flow A.
  • the core engine 11 comprises, in axial flow sequence, a low-pressure compressor 14, a high-pressure compressor 15, a combustion device 16, a high-pressure turbine 17, a low-pressure turbine 19 and a core thrust nozzle 20.
  • An engine nacelle 21 surrounds the gas turbine engine 10 and defines a bypass duct 22 and a bypass air flow bypass nozzle 18. flows through the bypass duct 22.
  • the fan 23 is attached to the low-pressure turbine 19 via a shaft 26 and an epicyclic planetary gear 30 and is driven by the latter.
  • the core air flow A is accelerated and compressed by the low-pressure compressor 14 and passed into the high-pressure compressor 15, where further compression takes place.
  • the compressed air expelled from the high pressure compressor 15 is directed into the combustion device 16, where it is mixed with fuel and the mixture is burned.
  • the resulting hot combustion products then propagate through the high pressure and low pressure turbines 17, 19 and thereby drive them before they are ejected through the nozzle 20 to provide a certain thrust.
  • the high pressure turbine 17 drives the high pressure compressor 15 through a suitable connecting shaft 27.
  • the fan 23 generally provides the majority of the thrust.
  • the epicyclic planetary gear 30 is a reduction gear.
  • FIG. 1 An exemplary arrangement for a geared fan gas turbine engine 10 is shown in FIG.
  • the low-pressure turbine 19 (see FIG. 1) drives the shaft 26, which is coupled to a sun gear 28 of the epicyclic planetary gear 30.
  • a plurality of planet gears 32 which are coupled to one another by a planet carrier 34, are located radially on the outside of the sun gear 28 and mesh with it.
  • the planet carrier 34 guides the planet gears 32 so that they are synchronized around the sun gear 28 while allowing each planet gear 32 to rotate about its own axis.
  • the planet carrier 34 is coupled to the fan 23 via linkage 36 to drive its rotation about the engine axis 9.
  • An outer gear or ring gear 38 which is coupled to a stationary support structure 24 via linkage 40, is located radially on the outside of the planet gears 32 and meshes with them.
  • the terms “low-pressure turbine” and “low-pressure compressor”, as used here, can be understood to mean the turbine stage with the lowest pressure and the compressor stage with the lowest pressure (i.e. that it is not the fan 23) and / or the turbine and compressor stages which are interconnected by the connecting shaft 26 with the lowest speed in the engine (ie that it does not include the transmission output shaft which drives the fan 23).
  • the “low pressure turbine” and “low pressure compressor” referred to here may alternatively be known as the “medium pressure turbine” and “medium pressure compressor”.
  • the fan 23 may be referred to as a first compression stage or compression stage with the lowest pressure.
  • the epicyclic planetary gear 30 is shown in more detail by way of example in FIG.
  • the sun gear 28, the planet gears 32 and the ring gear 38 each include teeth on their circumference to enable meshing with the other gears.
  • only exemplary sections of the teeth are shown in FIG.
  • four planet gears 32 are shown, it will be apparent to those skilled in the art that more or fewer planet gears 32 may be provided within the scope of the claimed invention.
  • Practical applications of an epicyclic planetary gear set 30 generally include at least three planet gears 32.
  • the epicyclic planetary gear 30 shown by way of example in FIGS. 2 and 3 is a planetary gear in which the planet carrier 34 is coupled to an output shaft via linkage 36, the ring gear 38 being fixed.
  • any other suitable type of planetary gear 30 can be used.
  • the planetary gear set 30 may be a star configuration in which the planet carrier 34 is held fixed, allowing the ring gear (or outer gear) 38 to rotate. With such an arrangement, the fan 23 is driven by the ring gear 38.
  • the transmission 30 may be a differential gear that allows both the ring gear 38 and the planetary carrier 34 to rotate.
  • FIGS. 2 and 3 is only exemplary and various alternatives are within the scope of protection of the present disclosure.
  • any suitable arrangement for positioning the transmission 30 in the gas turbine engine 10 and / or for connecting the transmission 30 to the gas turbine engine 10 can be used.
  • the connections e.g., the linkages 36, 40 in the example of Figure 2 between the transmission 30 and other portions of the gas turbine engine 10 (such as the input shaft 26, the output shaft and the fixed structure 24) have some degree of rigidity or flexibility.
  • any suitable arrangement of the bearings between rotating and stationary parts of the gas turbine engine 10 e.g., between the input and output shafts of the transmission and the fixed structures such as the transmission housing
  • the disclosure is not limited to the exemplary arrangement of FIG.
  • it is readily apparent to a person skilled in the art that the arrangement of the output and support rods and bearing positions in a star arrangement (described above) of the transmission 30 would generally differ from those shown by way of example in FIG.
  • the present disclosure extends to a gas turbine engine having any arrangement of gear types (e.g., star or epicyclic planetary), support structures, input and output shaft arrangements, and bearing positions.
  • gear types e.g., star or epicyclic planetary
  • support structures e.g., star or epicyclic planetary
  • input and output shaft arrangements e.g., bearing positions.
  • the transmission can drive secondary and / or alternative components (e.g. the medium-pressure compressor and / or a booster).
  • secondary and / or alternative components e.g. the medium-pressure compressor and / or a booster.
  • Other gas turbine engines to which the present disclosure may find application may have alternative configurations.
  • such engines can have an alternative number of compressors and / or turbines and / or an alternative number of connecting shafts.
  • the gas turbine engine shown in Figure 1 has a split flow nozzle 20, 22, which means that the flow through the bypass duct 22 has its own nozzle which is separate from the engine core nozzle 20 and radially outward therefrom.
  • any aspect of the present disclosure may also apply to engines in which the flow through the bypass duct 22 and the flow through the core 11 are in front of (or upstream) a single nozzle, which may be referred to as a mixed flow nozzle, mixed or combined.
  • a mixed flow nozzle mixed or combined.
  • One or both nozzles can have a fixed or variable range.
  • the example described relates to a turbo engine
  • the disclosure may be applied to any type of gas turbine engine such as a gas turbine engine.
  • the gas turbine engine 10 may not include a gearbox 30.
  • the geometry of the gas turbine engine 10 and components thereof is or are defined by a conventional axis system which has an axial direction (which is aligned with the axis of rotation 9), a radial direction (in the direction from bottom to top in Figure 1) and a circumferential direction (perpendicular to the view in Figure 1) includes.
  • the axial, radial and circumferential directions are perpendicular to one another.
  • Planetary gears 30 require that the planet gears 32 rotate about an axis of rotation 49 that is fixed relative to the planet carrier 34.
  • the corresponding planetary gear bearings 50 (slide bearings, see FIG. 4) are exposed to very high mechanical and / or thermal loads, in particular if the planetary gear 30 is configured in such a way that the planet carrier 34 also turns rotates by itself, ie in a planetary or sun configuration of the planetary gear 30.
  • a possible cause for the failure of a plain bearing 50 is a lack of or inadequate oil supply to the plain bearing 50.
  • the lubrication performance can also be reduced by the fact that particles in the bearing gap, e.g. through
  • Impurities are present in the oil, so the friction is increased.
  • the thermal load in the plain bearing 50 can lead to deformations which further increase the friction.
  • Such a plain bearing failure event leads to a sharp increase in the temperatures in the area of the planetary gear inner bore and the planetary gear journal 51 within a short period of time.
  • the mechanical stresses that occur in the process can lead to cracks or breaks in the material, especially in the areas of the planetary gear inner bore and the planetary gear bearing journal 51.
  • Failure of sliding bearing 50 can result in secondary failure of other components in planetary gear 30.
  • Such a secondary failure can be, for example, a fatigue failure or failure due to excessive temperature.
  • a fatigue load is essentially caused by the torque transmitted by the planetary gear 30 and / or the centrifugal forces occurring on the rotating planet gear 32 during operation.
  • a planetary gear transmission 30 is described in which the problems described can be prevented or at least minimized.
  • One consequence of such a failure of the planet gear main body can be, for example, the release of broken fragments with high kinetic energy, which result from a broken planet gear 32.
  • the planetary gear 32 may seize or the planetary gear 30 may be blocked due to the entry of broken fragments in tooth meshes that are still intact.
  • the embodiment shown has a bushing 60 (i.e. essentially a component in the form of a Flohl cylinder) which is arranged in the inner bore of the planetary gear 32.
  • the socket 60 is used here as a replacement part, in particular as a sacrificial part, which can be deformed in the event of damage.
  • the bush 60 thus spatially separates the bearing surface of the sliding bearing 50 from the actual body of the planetary gear 32.
  • the sliding bearing 50 is thus surrounded by the bush 60 on the outside in the circumferential direction.
  • the bush 60 can be arranged via a press fit on the inside of the inner bore of the planetary gear 32.
  • the connection can also be produced by a soldered connection, an adhesive connection or a form-fit connection.
  • the plain bearing 50 is shown as its own plain bearing bushing with a wall thickness DG.
  • the slide bearing 50 is formed by a bearing surface, i.e. a bearing gap, i.e. there is no separate slide bearing bush.
  • the bush 60 can then function as a plain bearing bush.
  • the bush 60 can be designed as a replacement part or a sacrificial part if it is, for example, deliberately destroyed and / or melted on the sliding bearing 50 under certain load conditions.
  • the wall thickness of the bush 60 can be dimensioned in such a way that the temperature gradients and / or high temperatures that occur in the case of bearing damage are absorbed in the bush volume and thus the planet gear is protected from this, namely until the bush 60 is due to these temperature gradients and / or high temperatures breaks or melts, and thus interrupts the further generation of thermal energy in the failing plain bearing 50.
  • the wall thickness DB of the bush 60 is at least as great as the wall thickness DL of a plain bearing bush 50, in particular 2 to 4 times as great.
  • a socket 60 is shown, which has further features that can be implemented individually or together.
  • the embodiment according to FIG. 5 has a number of through bores 61 which extend in the axial direction through the wall of the bushing 60. These through bores 61 serve as a means for the targeted reduction of the rigidity, since they represent a targeted weakening of the material. Since the through-bores 61 in the embodiment shown are filled with air or, during operation, also with oil, they are also a means for reducing thermal conductivity, since air or oil conduct heat less well than the metal of the bush 60. The eight through-bores 61 are symmetrical here arranged around the circumference of the bushing 60. In other embodiments, more or fewer through bores 61 can be used.
  • a polymer is an example of a material that will lose stiffness or melt faster than the metallic material of the bushing 60.
  • the bushing 60 also has a form-locking element 62 for axial locking relative to the planetary gear 32 (not shown here).
  • the form-fit element 62 is a flange running around the circumference.
  • the mass of the largest possible individual fracture fragment from this association can also be reduced compared to the mass of the largest possible individual fracture fragment of an otherwise identical planetary gear without a bushing that the kinetic energy of the individual fracture fragment at maximum engine speed is not sufficient to penetrate the outer engine housing.
  • the ratio of the wall thickness DB of the bushing 60 to the thickness of the ring gear of the planetary gear wheel 32 can be greater than a quarter.
  • the thickness of the ring gear is the radial distance between the inner radius of the ring gear and the root circle of the teeth.
  • the socket is not primarily used to protect the planetary gear from cracks, but reduces the extent of the consequences of cracks in the planetary gear to consequences that are not relevant to flight safety.

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Planetengetriebe (30) in einem Gasturbinentriebwerk (10), wobei eine Vielzahl von Planetenrädern (32) jeweils mit einem Gleitlager (50) auf einem Planetenradlagerzapfen (51) gelagert sind, dadurch gekennzeichnet, dass in einer Innenbohrung mindestens eines Planetenrades (32) eine Buchse (60) angeordnet ist, die die Gleitfläche des Gleitlagers (50) von der Innenbohrung des Planetenrades (32) räumlich trennt und die Buchse (60) als Austauschteil, insbesondere als Opferteil, ausgebildet ist. Die Erfindung betrifft auch ein Gasturbinentriebwerk (10).

Description

Planetengetriebe und Gasturbinentriebwerk mit Planetengetriebe
Beschreibung Die vorliegende Offenbarung bezieht sich auf ein Planetengetriebe mit den Merkmalen des Anspruchs 1 und ein Gasturbinentriebwerk mit einem Planetengetriebe mit den Merkmalen des Anspruchs 17.
In Getriebefantriebwerken werden Planetengetriebe eingesetzt, die eine sehr hohe Leistungsdichte aufweisen, da große Drehmomente von einer antreibenden Turbine auf einen Verdichter, wie z.B. die Fan-Stufe, übertragen werden. Dabei werden im Planetengetriebe Gleitlager für die Planetenräder verwendet, die hohen mechanischen und / oder thermischen Belastungen ausgesetzt sind. Gleichzeitig müssen die Planetengetriebe eine hohe Standsicherheit aufweisen. Beispiele für derartige Planetengetriebe sind z. B. aus der WO 2018 / 164723 A1 bekannt.
Es besteht die Aufgabe, robuste Planetengetriebe zur Verfügung zu stellen. Diese Aufgabe wird z.B. durch den Gegenstand des Anspruchs 1 gelöst.
Dabei weist ein Planetengetriebe in einem Gasturbinentriebwerk eine Vielzahl von Planetenrädern auf, die jeweils mit einem Gleitlagerauf einem Planetenradlagerzapfen gelagert sind. Dabei ist in einer Innenbohrung des mindestens einen Planetenrades eine Buchse angeordnet, die die Gleitfläche des Gleitlagers von der Innenbohrung des Planetenrades räumlich trennt und die Buchse dabei gezielt als Austauschteil, insbesondere als Opferteil, ausgebildet ist.
Die räumliche Trennung ermöglicht u.a., dass Schäden im Gleitlager nicht, nicht so schnell oder nur in vermindertem Umfang auf den Körper des Planetenrades übergreifen können. Grundsätzlich wird hier unter einem Gleitlager ein Lagerfläche, mit einem Schmierspalt oder auch eine eigene Gleitlagerbuchse verstanden. Im letzten Fall kann die Gleitlagerbuchse auch baugleich mit der Buchse sein. Die gezielte Ausbildung der Buchse als Opferteil bewirkt einen effektiven Schutz oder zumindest eine Verminderung vor Schäden des Planetengetriebes.
In einerweiteren Ausführungsform ist die Buchse aus Metall, einem Verbundwerkstoff oder aus Keramik hergestellt oder weist diese Materialien auf. Im Falle eines metallischen Werkstoffes kommen insbesondere Leichtmetalle, beispielsweise Aluminium, oder Stähle mit verhältnismäßig geringer Festigkeit und/oder Temperaturbeständigkeit in Frage. Insbesondere kann die Buchse Material aufweisen oder aus Material bestehen, das unterschiedlich zum Material des Planetenrades (32) ist.
Insbesondere kann die Schmelztemperatur des Materials der Buchse in einer Ausführungsform unterhalb der Schmelztemperatur des Materials des Planetenrades liegen. Falls die Buchse im Betrieb auf Grund thermischer Belastungen schmilzt, wird die Hitzeentwicklung durch das Versagen des Gleitlagers - zumindest für eine gewisse Zeit - begrenzt, so dass eine robuste Ausgestaltung des Planentengetriebes vorliegt. Wenn man z.B. hochfesten Stahl als Material für die Planetenräder annimmt, könnten Aluminium oder Blei als Materialien für die Buchse verwendet werden, so dass die Materialien von Buchse und Planetenrad unterschiedlich ausgebildet sind.
In einer Ausführungsform ist die Festigkeit des Materials der Buchse kleiner als die Festigkeit des Materials des Planetenrades oder die Festigkeit des Materiales der Buchse fällt bei steigender Temperatur oberhalb der normalen Gleitlager- Betriebstemperatur, die im Fall des Versagens der Gleitlagerfunktionalität eintritt (z.B. bei einer Temperatur höher als 180 °C) schneller ab, als die Festigkeit des Materiales des Planetenrades. Auch in diesem Fall werden für die Buchse und das Planetenrad unterschiedliche Materialien verwendet.
In einer weiteren Ausführungsform ist die Steifigkeit, d.h. der Elastizitätsmodul, des Materiales der Buchse kleiner als die Steifigkeit des Materiales des Planetenrades oder die Steifigkeit des Materiales der Buchse fällt bei steigender Temperatur oberhalb der normalen Gleitlager-Betriebstemperatur, die im Fall des Versagens der Gleitlagerfunktionalität eintritt (d.h. Temperatur höher als 180 °C) schneller ab, als die Steifigkeit des Materiales des Planetenrades.
Wenn die Materialien von Buchse und Planetenrad unterschiedlich sind, insbesondere wenn das Material der Buche im Vergleich zum Planetenradmaterial eine geringere Steifigkeit bei Temperaturen oberhalb der normalen Betriebstemperatur des Gleitlagers, sowie eine geringere Schmelztemperatur aufweist, kann dies vorteilhaft sein. In diesem Fall ergibt sich eine zusätzliche Schutzfunktionalität der Buchse dadurch, dass durch ein Aufweichen bzw. Schmelzen des Buchsenmaterials ein weiterer Temperaturanstieg im versagenden Gleitlager abgebremst oder ein Sinken der Temperatur bewirkt wird. Hierm it ist der temperaturgetriebene Mechanismus, der auch in der Innenbohrung des Planetenrades einen Riss entstehen lassen würde, weniger stark ausgeprägt oder erreicht nicht die für eine Rissentstehung an der Innenbohrung des Planetenrades notwendige Ausprägung.
Auch kann die Buchse in Richtung der Rotationsachse der Buchse mindestens die gleiche geometrische Ausdehnung aufweisen, wie das Gleitlager.
In einer weiteren Ausführungsform ist die Buchse als Austauschteil, z.B. als Opferteil, ausgebildet. Eine Beschädigung der Buchse kann unter bestimmten Bedingungen in Kauf genommen werden, wenn dadurch das Planetengetriebe oder zumindest Teile davon geschützt werden. Die Wahrscheinlichkeit des Eintritts von Sekundärschäden am Planetenrad nach einem Versagen des Gleitlagers wird durch die Buchse reduziert, beziehungsweise Sekundärschäden bleiben auf die Buchse beschränkt. Hierdurch wird ein aus Flugsicherheitssicht gutmütigerer weiterer Schadensverlauf nach dem Eintritt eines Gleitlagerversagens erreicht, da ein Bruch des gesamten Planetenzahnrades als Sekundärschaden vermieden wird und somit beispielsweise keine Bruchfragmente mit hoher kinetischer Energie als Sekundärschaden auftreten können. Demgegenüber ist eine Beschädigung oder auch ein Bruch der Buchse aus Flugsicherheitssicht gutmütiger, da die Masse der Buchse im Vergleich zur Masse des Planetenrades deutlich geringer ist und keine relevanten Trajektorien vorhanden sind, auf denen Buchsen-Bruchfragmente aus dem Planetengetriebe austreten könnten.
In einer weiteren Ausführungsform ist die Buchse über eine Presspassung, eine Lötverbindung, eine Klebverbindung oder eine Formschlussverbindung mit der Innenseite der Innenbohrung des Planetenrades verbunden.
Im Fall einer Presspassung kann das Verhältnis von diametralem Übermaß des Außendurchmessers der Gleitlagerbuchse zum Außendurchmesser der Gleitlagerbuchse zwischen 0.01 und 0.00001 liegen. Das Übermaß muss einerseits groß genug sein, um Verschleiß durch Mikro-Relativbewegung in der Kontaktfläche zwischen Buchse und Planetenzahnrad aufgrund der Zahnradbelastung während des Normalbetriebes zu vermeiden. Andererseits muss das Übermaß klein genug sein, um die zusätzliche Spannungsbelastung des Planetenradmateriales aufgrund der Presspassung so zu halten, dass die Summe aus Spannung aufgrund von Presspassung und Spannung aufgrund von Belastung des Planetenrades durch den Normalbetrieb den Wert der zulässigen Spannung für das Planetenradmaterial nicht überschreitet.
Auch ist es möglich, dass die Buchse ein Formschlusselement zur axialen Arretierung relativ zum Planetenrad aufweist.
Auch kann in einer Ausführungsform die Wanddicke DB der Buchse mindestens der Wanddicke DG einer Gleitlagerbuchse entsprechen, insbesondere einem 2 bis 4- fachen der Wanddicke DG einer Gleitlagerbuchse. Damit weist die Buchse genug Material auf, um der Schutzfunktion gerecht zu werden.
Es ist aber auch möglich, dass die Buchse das gleiche Material aufweist oder aus dem gleichen Material besteht wie das Planetenrad. In diesem Fall ist die Schutzfunktionalität die Buchse für das Planetenzahnrad dadurch gegeben, dass sich ein aufgrund von Gleitlagerversagen am Innendurchmesser der Buchse entstehender Riss nicht oder nur verzögert über die Kontaktfläche zwischen Außendurchmesser der Buchse und Innendurchmesser des Planetenrades hinweg in das Planetenrad ausbreitet.
In einer Ausführungsform kann die Buchse als Austauschteil (z.B. Opferteil) ein Mittel zur gezielten Verringerung der Steifigkeit und / oder zur gezielten Verringerung der Wärmeleitfähigkeit aufweisen. Insbesondere kann das Mittel zur gezielten Verringerung der Steifigkeit und / oder zur gezielten Verringerung der Wärmeleitfähigkeit mindestens eine Bohrung in axialer Richtung der Buchse aufweisen. Die mindestens eine Bohrung kann z.B. ein Material aufweisen, das schneller an Steifigkeit verliert oder schneller schmilzt als das Material der Buchse. Die Buchse kann somit in ihrem Inneren, d.h. im Bereich zwischen dem äußeren und dem inneren Durchmesser - ohne dass die den äußeren oder inneren Durchmesser bildenden Flächen selbst davon betroffen sind - Mittel aufweisen, die die Steifigkeit der Buchse und/oder die Wärmeleitfähigkeit der Buchse gegenüber einer Buchse aus Vollmaterial verringern. Damit wird gezielt eine zusätzliche Barriere für einen Rissfortschritt geschaffen. Beispielsweise kann eine Reihe von über den Umfang der Buchse verteilten axialen Bohrungen oder Durchgangsbohrungen dazu eingesetzt werden, deren Durchmesser geringer als die Wanddicke der Buchse ist, und deren Achse im Bereich zwischen dem äußeren und inneren Durchmesser der Buchse liegt, diesem Zweck dienen.
Diese Bohrungen können z.B. ganz oder teilweise mit einem Material gefüllt sein, beispielsweise einem Polymer, das unter den erhöhten Temperaturen des einsetzenden Gleitlagerversagens schneller an Steifigkeit verliert bzw. schneller schmilzt als das Basismaterial der Buchse und somit eine zusätzliche oder im Gleitlagerversagensprozess früher einsetzende Schutzfunktionalität für das Planetenzahnrad gewährleistet.
In einer weiteren Ausführungsform ist das Verhältnis der Wanddicke DB der Buchse zur Dicke des Zahnkranzes des Planetenrades kleiner als 0,5. Als Dicke des Zahnkranzes wird hier der radiale Abstand zwischen einem Innenradius des Zahnkranzes und des Fußkreises der Zähne aufgefasst. Damit wird die Schwächung des Planetenzahnrades hinsichtlich seiner Lastübertragungsfähigkeit aufgrund einer größeren Innenbohrung (im Vergleich zu einem ansonsten identischen Planetenzahnrad, das ohne eine Buchse ausgeführt wäre) so gering wie möglich gehalten. Das führt auch dazu, dass die Masse der Buchse klein genug gehalten wird, so dass die kinetische Energie der größtmöglichen Bruchfragmente der Buchse im Schadensfall, bzw. die kinetische Energie der Buchse, bei maximaler Triebwerks- Drehzahl nicht ausreicht, um das äußere Triebwerks-Gehäuse zu durchschlagen.
Auch kann die Buchse ein Lastübernahmemittel aufweisen, so dass ein Betrag zur Lastübertragung des Gesamtverbandes von Buchse und Planetenad besteht.
Auch ist es möglich, dass die Innenfläche der Buchse gleichzeitig als äußere Lauffläche eines Gleitlagers dient. Hierfür können auf Innenfläche der Buchse zusätzliche Merkmale vorhanden sein, beispielsweise eine Beschichtung oder Härtung, oder Merkmale zur vorteilhaften Verteilung des Fluides im Gleitlager, die der Gleitlagerfunktionalität im Normalbetrieb dienen, und die der Schutzfunktion für das Planetenzahnrad bei Gleitlagerversagens nicht entgegenwirken.
Die Aufgabe wird auch durch ein Gasturbinentriebwerk für ein Luftfahrzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 17 gelöst.
Wie hier an anderer Stelle angeführt wird, kann sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinentriebwerk, z.B. ein Flugzeugtriebwerk, beziehen. Solch ein Gasturbinentriebwerk kann ein Kerntriebwerk umfassen, das eine Turbine, eine Brennervorrichtung, einen Verdichter und eine die Turbine mit dem Verdichter verbindende Kernwelle umfasst. Solch ein Gasturbinentriebwerk kann einen Fan (mit Fanschaufeln) umfassen, der stromaufwärts des Kerntriebwerks positioniert ist.
Anordnungen der vorliegenden Offenbarung können insbesondere, jedoch nicht ausschließlich, für Getriebe-Fans, die über ein Getriebe angetrieben werden, von Vorteil sein. Entsprechend kann das Gasturbinentriebwerk ein Getriebe umfassen, das über die Kernwelle angetrieben wird und dessen Abtrieb den Fan so antreibt, dass er eine niedrigere Drehzahl als die Kernwelle aufweist. Der Eingang für das Getriebe kann direkt von der Kernwelle oder indirekt über die Kernwelle, beispielsweise über eine Stirnwelle und / oder ein Stirnzahnrad, erfolgen. Die Kernwelle kann mit der Turbine und dem Verdichter starr verbunden sein, so dass sich die Turbine und der Verdichter mit derselben Drehzahl drehen (wobei sich der Fan mit einer niedrigeren Drehzahl dreht).
Das Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und / oder beansprucht wird, kann eine beliebige geeignete allgemeine Architektur aufweisen. Beispielsweise kann das Gasturbinentriebwerk eine beliebige gewünschte Anzahl an Wellen aufweisen, die Turbinen und Verdichter verbinden, beispielsweise eine, zwei oder drei Wellen. Lediglich beispielhaft kann die mit der Kernwelle verbundene Turbine eine erste Turbine sein, der mit der Kernwelle verbundene Verdichter kann ein erster Verdichter sein und die Kernwelle kann eine erste Kernwelle sein. Das Kerntriebwerk kann ferner eine zweite Turbine, einen zweiten Verdichter und eine zweite Kernwelle, die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfassen. Die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle können dahingehend angeordnet sein, sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle zu drehen.
Bei einer solchen Anordnung kann der zweite Verdichter axial stromabwärts des ersten Verdichters positioniert sein. Der zweite Verdichter kann dahingehend angeordnet sein, eine Strömung von dem ersten Verdichter aufzunehmen (beispielsweise direkt aufzunehmen, beispielsweise über einen generell ringförmigen Kanal).
Das Getriebe kann dahingehend ausgebildet sein, dass es von der Kernwelle angetrieben wird, die dazu konfiguriert ist, sich (beispielsweise im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen (beispielsweise die erste Kernwelle in dem obigen Beispiel). Beispielsweise kann das Getriebe dahingehend ausgebildet sein, dass es lediglich von der Kernwelle angetrieben wird, die dazu konfiguriert ist, sich (beispielsweise im Gebrauch) mit der niedrigsten Drehzahl zu drehen (beispielsweise nur von der ersten Kernwelle und nicht der zweiten Kernwelle bei dem obigen Beispiel). Alternativ dazu kann das Getriebe dahingehend ausgebildet sein, dass es von einer oder mehreren Wellen angetrieben wird, beispielsweise der ersten und / oder der zweiten Welle in dem obigen Beispiel. Bei einem Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und / oder beansprucht wird, kann eine Brennvorrichtung axial stromabwärts des Fans und des Verdichters (oder der Verdichter) vorgesehen sein. Beispielsweise kann die Brennervorrichtung direkt stromabwärts des zweiten Verdichters (beispielsweise an dessen Ausgang) liegen, wenn ein zweiter Verdichter vorgesehen ist. Als ein weiteres Beispiel kann die Strömung am Ausgang des Verdichters dem Einlass der zweiten Turbine zugeführt werden, wenn eine zweite Turbine vorgesehen ist. Die Brennervorrichtung kann stromaufwärts der Turbine (der Turbinen) vorgesehen sein.
Der oder jeder Verdichter (beispielsweise der erste Verdichter und der zweite Verdichter gemäß obiger Beschreibung) kann eine beliebige Anzahl an Stufen, beispielsweise mehrere Stufen, umfassen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorschaufeln umfassen, bei denen es sich um variable Statorschaufeln handeln kann (d.h. der Anstellwinkel kann variabel sein). Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln können axial zueinander versetzt sein.
Die oder jede Turbine (beispielsweise die erste Turbine und die zweite Turbine gemäß obiger Beschreibung) kann eine beliebige Anzahl an Stufen, beispielsweise mehrere Stufen, umfassen. Jede Stufe kann eine Reihe von Rotorschaufeln und eine Reihe von Statorschaufeln umfassen. Die Reihe von Rotorschaufeln und die Reihe von Statorschaufeln können axial zueinander versetzt sein.
Jede Fanschaufel kann eine radiale Spannweite aufweisen, die sich von einem Fuß (oder einer Nabe) an einer radial innenliegenden, von Gas überströmten Stelle oder sich von einer Position einer Spannweite von 0 % zu einer Spitze mit einer Spannweite von 100 % erstreckt. Das Verhältnis des Radius der Fanschaufel an der Nabe zu dem Radius der Fanschaufel an der Spitze kann bei weniger als (oder in der Größenordnung von): 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31 , 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 oder 0,25 liegen. Das Verhältnis des Radius der Fanschaufel an der Nabe zu dem Radius der Fanschaufel an der Spitze kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zwei Werten im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Diese Verhältnisse können allgemeinhin als das Nabe-Spitze-Verhältnis bezeichnet werden. Der Radius an der Nabe und der Radius an der Spitze können beide an der vorderen Kante (oder der axial am weitesten vorne liegenden Kante) der Schaufel gemessen werden. Das Nabe- Spitze-Verhältnis bezieht sich natürlich auf den von Gas überströmten Abschnitt der Fanschaufel, d. h. den Abschnitt, der sich radial außerhalb jeglicher Plattform befindet.
Der Radius des Fans kann zwischen der Mittellinie des Triebwerks und der Spitze der Fanschaufel an ihrer vorderen Kante gemessen werden. Der Durchmesser des Fans (der allgemein das Doppelte des Radius des Fans sein kann) kann größer als (oder in der Größenordnung von): 250 cm (etwa 100 Inch), 260 cm, 270 cm (etwa 105 Inch), 280 cm (etwa 110 Inch), 290 cm (etwa 115 Inch), 300 cm (etwa 120 Inch), 310 cm, 320 cm (etwa 125 Inch), 330 cm (etwa 130 Inch), 340 cm (etwa 135 Inch), 350 cm, 360 cm (etwa 140 Inch), 370 cm (etwa 145 Inch), 380 cm (etwa 150 Inch) oder 390 cm (etwa 155 Inch) sein (liegen). Der Fandurchmesser kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zweien der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h., die Werte können obere oder untere Grenzen bilden).
Die Drehzahl des Fans kann im Betrieb variieren. Allgemein ist die Drehzahl geringer für Fans mit einem größeren Durchmesser. Lediglich als ein nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen weniger als 2500 U/min, beispielsweise weniger als 2300 U/min, betragen. Lediglich als ein weiteres, nicht einschränkendes Beispiel kann auch die Drehzahl des Fans bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen für ein Triebwerk mit einem Fandurchmesser im Bereich von 250 cm bis 300 cm (beispielsweise 250 cm bis 280 cm) im Bereich von 1700 U/min bis 2500 U/min, beispielsweise im Bereich von 1800 U/min bis 2300 U/min, beispielsweise im Bereich von 1900 U/min bis 2100 U/min, liegen. Lediglich als ein weiteres, nicht einschränkendes Beispiel kann die Drehzahl des Fans bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen für ein Triebwerk mit einem Fandurchmesser im Bereich von 320 cm bis 380 cm in dem Bereich von 1200 U/min bis 2000 U/min, beispielsweise in dem Bereich von 1300 U/min bis 1800 U/min, beispielsweise in dem Bereich von 1400 U/min bis 1600 U/min, liegen.
Im Gebrauch des Gasturbinentriebwerks dreht sich der Fan (mit zugehörigen Fanschaufeln) um eine Drehachse. Diese Drehung führt dazu, dass sich die Spitze der Fanschaufel mit einer Geschwindigkeit Uspitze bewegt. Die von den Fanschaufeln an der Strömung verrichtete Arbeit resultiert in einem Anstieg der Enthalpie dH der Strömung. Eine Fanspitzenbelastung kann als dFI/Uspitze2 definiert werden, wobei dH der Enthalpieanstieg (beispielsweise der durchschnittliche 1-D-Enthalpieanstieg) über den Fan hinweg ist und Uspitze die (Translations-) Geschwindigkeit der Fanspitze, beispielsweise an der vorderen Kante der Spitze, ist (die als Fanspitzenradius am vorderen Rand multipliziert mit der Winkelgeschwindigkeit definiert werden kann). Die Fanspitzenbelastung bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen kann mehr als (oder in der Größenordnung von): 0,3, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 oder 0,4 betragen (liegen) (wobei alle Einheiten in diesem Abschnitt Jkg 1K1/(ms·1)2 sind). Die Fanspitzenbelastung kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zweien der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden).
Gasturbinentriebwerke gemäß der vorliegenden Offenbarung können ein beliebiges gewünschtes Bypassverhältnis aufweisen, wobei das Bypassverhältnis als das Verhältnis des Massendurchsatzes der Strömung durch den Bypasskanal zu dem Massendurchsatz der Strömung durch den Kern bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen definiert wird. Bei einigen Anordnungen kann das Bypassverhältnis mehr als (oder in der Größenordnung von): 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5 oder 17 betragen (liegen). Das Bypassverhältnis kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zweien der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Der Bypasskanal kann im Wesentlichen ringförmig sein. Der Bypasskanal kann sich radial außerhalb des Kerntriebwerks befinden. Die radial äußere Fläche des Bypasskanals kann durch eine Triebwerksgondel und / oder ein Fangehäuse definiert werden.
Das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, das hier beschrieben und / oder beansprucht wird, kann als das Verhältnis des Staudrucks stromaufwärts des Fans zu dem Staudruck am Ausgang des Flöchstdruckverdichters (vor dem Eingang in die Brennervorrichtung) definiert werden. Als ein nicht einschränkendes Beispiel kann das Gesamtdruckverhältnis eines Gasturbinentriebwerks, das hier beschrieben und / oder beansprucht wird, bei Konstantgeschwindigkeit mehr als (oder in der Größenordnung von): 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75 betragen (liegen). Das Gesamtdruckverhältnis kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zweien der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden).
Der spezifische Schub eines Triebwerks kann als der Nettoschub des Triebwerks dividiert durch den Gesamtmassenstrom durch das Triebwerk hindurch definiert werden. Bei Konstantgeschwindigkeitsbedingungen kann der spezifische Schub eines T riebwerks, das hier beschrieben und / oder beansprucht wird, weniger als (oder in der Größenordnung von): 110 N kg-1s, 105 Nkg-1s, 100 Nkg-1s, 95 Nkg-1s, 90 Nkg 1s, 85 Nkg-1s oder 80 Nkg_1s betragen (liegen). Der spezifische Schub kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zweien der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Solche Triebwerke können im Vergleich zu herkömmlichen Gasturbinentriebwerken besonders effizient sein.
Ein Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und / oder beansprucht wird, kann einen beliebigen gewünschten Höchstschub aufweisen. Lediglich als ein nicht einschränkendes Beispiel kann eine Gasturbine, die hier beschrieben und / oder beansprucht wird, zur Erzeugung eines Höchstschubs von mindestens (oder in der Größenordnung von): 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN oder 550kN in der Lage sein. Der Höchstschub kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zweien der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Der Schub, auf den oben Bezug genommen wird, kann der Nettohöchstschub bei standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen auf Meereshöhe plus 15 °C (Umgebungsdruck 101 ,3 kPa, Temperatur 30 °C) bei statischem Triebwerk sein.
Im Gebrauch kann die Temperatur der Strömung am Eingang der Hochdruckturbine besonders hoch sein. Diese Temperatur, die als TET bezeichnet werden kann, kann an dem Ausgang zur Brennvorrichtung, beispielsweise unmittelbar stromaufwärts der ersten Turbinenschaufel, die wiederum als eine Düsenleitschaufel bezeichnet werden kann, gemessen werden. Bei Konstantgeschwindigkeit kann die TET mindestens (oder in der Größenordnung von): 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1550 K, 1600 K oder 1650 K betragen (liegen). Die TET bei Konstantgeschwindigkeit kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zweien der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Die maximale TET im Gebrauch des Triebwerks kann beispielsweise mindestens (oder in der Größenordnung von): 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K oder 2000 K betragen (liegen). Die maximale TET kann in einem abgeschlossenen Bereich liegen, der von zweien der Werte im vorhergehenden Satz begrenzt wird (d. h. die Werte können obere oder untere Grenzen bilden). Die maximale TET kann beispielsweise bei einer Bedingung von hohem Schub, beispielsweise bei einer MTO- Bedingung (MTO - Maximum Take-Off thrust - maximaler Startschub), auftreten.
Eine Fanschaufel und / oder ein Blattabschnitt (aerofoil) einer Fanschaufel, die hier beschrieben und / oder beansprucht wird, kann aus einem beliebigen geeigneten Material oder einer Kombination aus Materialien hergestellt werden. Beispielsweise kann zumindest ein Teil der Fanschaufel und / oder des Blatts zumindest zum Teil aus einem Verbundstoff, beispielsweise einem Metallmatrix-Verbundstoff und / oder einem Verbundstoff mit organischer Matrix, wie z. B. Kohlefaser, hergestellt werden. Als ein weiteres Beispiel kann zumindest ein Teil der Fanschaufel und / oder des Blatts zumindest zum Teil aus einem Metall, wie z. B. einem auf Titan basierendem Metall oder einem auf Aluminium basierenden Material (wie z. B. einer Aluminium-Lithium- Legierung) oder einem auf Stahl basierenden Material hergestellt werden. Die Fanschaufel kann mindestens zwei Bereiche umfassen, die unter Verwendung verschiedener Materialien hergestellt werden. Beispielsweise kann die Fanschaufel eine vordere Schutzkante aufweisen, die unter Verwendung eines Materials hergestellt wird, das dem Aufschlagen (beispielsweise von Vögeln, Eis oder anderem Material) besser widerstehen kann als der Rest der Schaufel. Solch eine vordere Kante kann beispielsweise unter Verwendung von Titan oder einer auf Titan basierenden Legierung hergestellt werden. Somit kann die Fanschaufel lediglich als ein Beispiel einen auf Kohlefaser oder Aluminium basierenden Körper (wie z. B. eine Aluminium- Lithium-Legierung) mit einem vorderen Rand aus Titan aufweisen.
Ein Fan, der hier beschrieben und / oder beansprucht wird, kann einen mittleren Abschnitt umfassen, von dem sich die Fanschaufeln, beispielsweise in einer radialen Richtung, erstrecken können. Die Fanschaufeln können auf beliebige gewünschte Art und Weise an dem mittleren Abschnitt angebracht sein. Beispielsweise kann jede Fanschaufel eine Fixierungsvorrichtung umfassen, die mit einem entsprechenden Schlitz in der Nabe (oder Scheibe) in Eingriff gelangen kann. Lediglich als ein Beispiel kann solch eine Fixierungsvorrichtung in Form eines Schwalbenschwanzes vorliegen, der zur Fixierung der Fanschaufel an der Nabe / Scheibe in einen entsprechenden Schlitz in der Nabe / Scheibe eingesteckt und / oder damit in Eingriff gebracht werden kann. Als ein weiteres Beispiel können die Fanschaufeln integral mit einem mittleren Abschnitt ausgebildet sein. Solch eine Anordnung kann als eine Blisk oder ein Bling bezeichnet werden. Ein beliebiges geeignetes Verfahren kann zur Herstellung solch einer Blisk oder solch eines Bling verwendet werden. Beispielsweise kann zumindest ein Teil der Fanschaufeln aus einem Block maschinell herausgearbeitet werden und / oder mindestens ein Teil der Fanschaufeln kann durch Schweißen, wie z. B. lineares Reibschweißen, an der Nabe / Scheibe angebracht werden.
Die Gasturbinentriebwerke, die hier beschrieben und / oder beansprucht werden, können oder können nicht mit einer VAN (Variable Area Nozzle - Düse mit variablem Querschnitt) versehen sein. Solch eine Düse mit variablem Querschnitt kann im Betrieb eine Variation des Ausgangsquerschnitts des Bypasskanals erlauben. Die allgemeinen Prinzipien der vorliegenden Offenbarung können auf Triebwerke mit oder ohne eine VAN zutreffen.
Der Fan einer Gasturbine, die hier beschrieben und / oder beansprucht wird, kann eine beliebige gewünschte Anzahl an Fanschaufeln, beispielsweise 16, 18, 20 oder 22 Fanschaufeln, aufweisen.
Gemäß der hier erfolgenden Verwendung können Konstantgeschwindigkeits bedingungen die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen eines Luftfahrzeugs, an dem das Gasturbinentriebwerk angebracht ist, bedeuten. Solche Konstantgeschwindigkeitsbedingungen können herkömmlicherweise als die Bedingungen während des mittleren Teils des Flugs definiert werden, beispielsweise die Bedingungen, denen das Luftfahrzeug und / oder das Triebwerk zwischen (hinsichtlich Zeit und / oder Entfernung) dem Ende des Steigflugs und dem Beginn des Sinkflugs ausgesetzt wird bzw. werden. Lediglich als ein Beispiel kann die Vorwärtsgeschwindigkeit bei der Konstantgeschwindigkeitsbedingung bei einem beliebigen Punkt im Bereich von Mach 0,7 bis 0,9, beispielsweise 0,75 bis 0,85, beispielsweise 0,76 bis 0,84, beispielsweise 0,77 bis 0,83, beispielsweise 0,78 bis 0,82, beispielsweise 0,79 bis 0,81 , beispielsweise in der Größenordnung von Mach 0,8, in der Größenordnung von Mach 0,85 oder in dem Bereich von 0,8 bis 0,85 liegen. Eine beliebige Geschwindigkeit innerhalb dieser Bereiche kann die Konstantgeschwindigkeitsbedingung sein. Bei einigen Luftfahrzeugen können die Konstantgeschwindigkeitsbedingung außerhalb dieser Bereiche beispielsweise unter Mach 0,7 oder über Mach 0,9 liegen.
Lediglich als ein Beispiel können die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen bei einer Höhe entsprechen, die im Bereich von 10.000 m bis 15.000 m, beispielsweise im Bereich von 10.000 m bis 12.000 m, beispielsweise im Bereich von 10.400 m bis 11.600 m (etwa 38.000 Fuß), beispielsweise im Bereich von 10.500 m bis 11.500 m, beispielsweise im Bereich von 10.600 m bis 11.400 m, beispielsweise im Bereich von 10.700 m (etwa 35.000 Fuß) bis 11.300 m, beispielsweise im Bereich von 10.800 m bis 11.200 m, beispielsweise im Bereich von 10.900 m bis 11.100 m, beispielsweise in der Größenordnung von 11.000 m, liegt. Die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen können standardmäßigen atmosphärischen Bedingungen bei einer beliebigen gegebenen Höhe in diesen Bereichen entsprechen.
Lediglich als ein Beispiel können die Konstantgeschwindigkeitsbedingungen Folgendem entsprechen: einer Vorwärts-Mach-Zahl von 0,8; einem Druck von 23.000 Pa und einer Temperatur von -55 °C.
So wie sie hier durchweg verwendet werden, können „Konstantgeschwindigkeit“ oder „Konstantgeschwindigkeitsbedingungen“ den aerodynamischen Auslegungspunkt bedeuten. Solch ein aerodynamischer Auslegungspunkt (oder ADP - Aerodynamic Design Point) kann den Bedingungen (darunter beispielsweise die Mach-Zahl, Umgebungsbedingungen und Schubanforderung), für die der Fanbetrieb ausgelegt ist, entsprechen. Dies kann beispielsweise die Bedingungen, bei denen der Fan (oder das Gasturbinentriebwerk) konstruktionsgemäß den optimalen Wirkungsgrad aufweist, bedeuten. Im Betrieb kann ein Gasturbinentriebwerk, das hier beschrieben und / oder beansprucht wird, bei den Konstantgeschwindigkeitsbedingungen, die hier an anderer Stelle definiert werden, betrieben werden. Solche
Konstantgeschwindigkeitsbedingungen können von den
Konstantgeschwindigkeitsbedingungen (beispielsweise den Bedingungen während des mittleren Teils des Fluges) eines Luftfahrzeugs, an dem mindestens ein (beispielsweise zwei oder vier) Gasturbinentriebwerk(e) zur Bereitstellung von Schubkraft befestigt sein kann, bestimmt werden.
Für den Fachmann ist verständlich, dass ein Merkmal oder Parameter, das bzw. der in Bezug auf einen der obigen Aspekte beschrieben wird, bei einem beliebigen anderen Aspekt angewendet werden kann, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen. Des Weiteren kann ein beliebiges Merkmal oder ein beliebiger Parameter, das bzw. der hier beschrieben wird, bei einem beliebigen Aspekt angewendet werden und / oder mit einem beliebigen anderen Merkmal oder Parameter, das bzw. der hier beschrieben wird, kombiniert werden, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen.
Es werden nun beispielhaft Ausführungsformen mit Bezug auf die Figuren beschrieben; in den Figuren zeigen:
Figur 1 eine Seitenschnittansicht eines Gasturbinentriebwerks;
Figur 2 eine Seitenschnittgroßansicht eines stromaufwärtigen Abschnitts eines Gasturbinentriebwerks;
Figur 3 eine zum Teil weggeschnittene Ansicht eines Getriebes für ein
Gasturbinentriebwerk;
Figur 4 eine Ausführungsform eines Planetengetriebes mit einem
Gleitlager eines Planetenrades mit einer Buchse;
Figur 5 eine Ausführungsform einer Buchse mit Mitteln zur gezielten gezielten Verringerung der Steifigkeit und / oder zur gezielten Verringerung der Wärmeleitfähigkeit.
Figur 1 stellt ein Gasturbinentriebwerk 10 mit einer Hauptdrehachse 9 dar. Das Gasturbinentriebwerk 10 umfasst einen Lufteinlass 12 und ein Fan 23, der zwei Luftströme erzeugt: einen Kernluftstrom A und einen Bypassluftstrom B. Das Gasturbinentriebwerk 10 umfasst einen Kern 11 , der den Kernluftstrom A aufnimmt. Das Kerntriebwerk 11 umfasst in Axialströmungsreihenfolge einen Niederdruckverdichter 14, einen Hochdruckverdichter 15, eine Verbrennungseinrichtung 16, eine Hochdruckturbine 17, eine Niederdruckturbine 19 und eine Kernschubdüse 20. Eine Triebwerksgondel 21 umgibt das Gasturbinentriebwerk 10 und definiert einen Bypasskanal 22 und eine Bypassschubdüse 18. Der Bypassluftstrom B strömt durch den Bypasskanal 22. Der Fan 23 ist über eine Welle 26 und ein epizyklisches Planetengetriebe 30 an der Niederdruckturbine 19 angebracht und wird durch diese angetrieben.
Im Betrieb wird der Kernluftstrom A durch den Niederdruckverdichter 14 beschleunigt und verdichtet und in den Hochdruckverdichter 15 geleitet, wo eine weitere Verdichtung erfolgt. Die aus dem Hochdruckverdichter 15 ausgestoßene verdichtete Luft wird in die Verbrennungseinrichtung 16 geleitet, wo sie mit Kraftstoff vermischt wird und das Gemisch verbrannt wird. Die resultierenden heißen Verbrennungsprodukte breiten sich dann durch die Hochdruck- und die Niederdruckturbine 17, 19 aus und treiben diese dadurch an, bevor sie zur Bereitstellung einer gewissen Schubkraft durch die Düse 20 ausgestoßen werden. Die Hochdruckturbine 17 treibt den Hochdruckverdichter 15 durch eine geeignete Verbindungswelle 27 an. Der Fan 23 stellt allgemein den Hauptteil der Schubkraft bereit. Das epizyklische Planetengetriebe 30 ist ein Untersetzungsgetriebe.
Eine beispielhafte Anordnung für ein Getriebe-Fan-Gasturbinentriebwerk 10 wird in Figur 2 gezeigt. Die Niederdruckturbine 19 (siehe Figur 1 ) treibt die Welle 26 an, die mit einem Sonnenrad 28 des epizyklischen Planetengetriebes 30 gekoppelt ist. Mehrere Planetenräder 32, die durch einen Planetenträger 34 miteinander gekoppelt sind, befinden sich von dem Sonnenrad 28 radial außen und kämmen damit. Der Planetenträger 34 führt die Planetenräder 32 so, dass sie synchron um das Sonnenrad 28 kreisen, während er ermöglicht, dass sich jedes Planetenrad 32 um seine eigene Achse drehen kann. Der Planetenträger 34 ist über Gestänge 36 mit dem Fan 23 dahingehend gekoppelt, seine Drehung um die Triebwerksachse 9 anzutreiben. Ein Außenrad oder Hohlrad 38, das über Gestänge 40 mit einer stationären Stützstruktur 24 gekoppelt ist, befindet sich von den Planetenrädern 32 radial außen und kämmt damit.
Es wird angemerkt, dass die Begriffe „Niederdruckturbine“ und „Niederdruckverdichter“, so wie sie hier verwendet werden, so aufgefasst werden können, dass sie die Turbinenstufe mit dem niedrigsten Druck bzw. die Verdichterstufe mit dem niedrigsten Druck (d. h. dass sie nicht den Fan 23 umfassen) und / oder die Turbinen- und Verdichterstufe, die durch die verbindende Welle 26 mit der niedrigsten Drehzahl in dem Triebwerk (d. h. dass sie nicht die Getriebeausgangswelle, die den Fan 23 antreibt, umfasst) miteinander verbunden sind, bedeuten. In einigen Schriften können die „Niederdruckturbine“ und der „Niederdruckverdichter“, auf die hier Bezug genommen wird, alternativ dazu als die „Mitteldruckturbine“ und „Mitteldruckverdichter“ bekannt sein. Bei der Verwendung derartiger alternativer Nomenklatur kann der Fan 23 als eine erste Verdichtungsstufe oder Verdichtungsstufe mit dem niedrigsten Druck bezeichnet werden.
Das epizyklische Planetengetriebe 30 wird in Figur 3 beispielhaft genauer gezeigt. Das Sonnenrad 28, die Planetenräder 32 und das Hohlrad 38 umfassen jeweils Zähne an ihrem Umfang, um ein Kämmen mit den anderen Zahnrädern zu ermöglichen. Jedoch werden der Übersichtlichkeit halber lediglich beispielhafte Abschnitte der Zähne in Figur 3 dargestellt. Obgleich vier Planetenräder 32 dargestellt werden, liegt für den Fachmann auf der Hand, dass innerhalb des Schutzumfangs der beanspruchten Erfindung mehr oder weniger Planetenräder 32 vorgesehen sein können. Praktische Anwendungen eines epizyklischen Planetengetriebes 30 umfassen allgemein mindestens drei Planetenräder 32.
Das in Figur 2 und 3 beispielhaft dargestellte epizyklische Planetengetriebe 30 ist ein Planetengetriebe, bei dem der Planetenträger 34 über Gestänge 36 mit einer Ausgangswelle gekoppelt ist, wobei das Hohlrad 38 festgelegt ist. Jedoch kann eine beliebige andere geeignete Art von Planetengetriebe 30 verwendet werden. Als ein weiteres Beispiel kann das Planetengetriebe 30 eine Sternanordnung sein, bei der der Planetenträger 34 festgelegt gehalten wird, wobei gestattet wird, dass sich das Hohlrad (oder Außenrad) 38 dreht. Bei solch einer Anordnung wird der Fan 23 von dem Hohlrad 38 angetrieben. Als ein weiteres alternatives Beispiel kann das Getriebe 30 ein Differenzialgetriebe sein, bei dem gestattet wird, dass sich sowohl das Hohlrad 38 als auch der Planetenträger 34 drehen.
Es versteht sich, dass die in Figur 2 und 3 gezeigte Anordnung lediglich beispielhaft ist und verschiedene Alternativen in dem Schutzumfang der vorliegenden Offenbarung liegen. Lediglich beispielhaft kann eine beliebige geeignete Anordnung zur Positionierung des Getriebes 30 in dem Gasturbinentriebwerk 10 und / oder zur Verbindung des Getriebes 30 mit dem Gasturbinentriebwerk 10 verwendet werden. Als ein weiteres Beispiel können die Verbindungen (z. B. die Gestänge 36, 40 in dem Beispiel von Figur 2) zwischen dem Getriebe 30 und anderen Teilen des Gasturbinentriebwerks 10 (wie z. B. der Eingangswelle 26, der Ausgangswelle und der festgelegten Struktur 24) einen gewissen Grad an Steifigkeit oder Flexibilität aufweisen. Als ein weiteres Beispiel kann eine beliebige geeignete Anordnung der Lager zwischen rotierenden und stationären Teilen des Gasturbinentriebwerks 10 (beispielsweise zwischen der Eingangs- und der Ausgangswelle des Getriebes und den festgelegten Strukturen, wie z. B. dem Getriebegehäuse) verwendet werden, und die Offenbarung ist nicht auf die beispielhafte Anordnung von Figur 2 beschränkt. Beispielsweise ist für den Fachmann ohne weiteres erkenntlich, dass sich die Anordnung von Ausgang und Stützgestängen und Lagerpositionierungen bei einer Sternanordnung (oben beschrieben) des Getriebes 30 in der Regel von jenen, die beispielhaft in Figur 2 gezeigt werden, unterscheiden würden.
Entsprechend dehnt sich die vorliegende Offenbarung auf ein Gasturbinentriebwerk mit einer beliebigen Anordnung der Getriebearten (beispielsweise sternförmig oder epizyklisch planetenartig), Stützstrukturen, Eingangs- und Ausgangswellenanordnung und Lagerpositionierungen aus.
Optional kann das Getriebe Neben- und / oder alternative Komponenten (z. B. den Mitteldruckverdichter und / oder einen Nachverdichter) antreiben. Andere Gasturbinentriebwerke, bei denen die vorliegende Offenbarung Anwendung finden kann, können alternative Konfigurationen aufweisen. Beispielsweise können derartige Triebwerke eine alternative Anzahl an Verdichtern und / oder Turbinen und / oder eine alternative Anzahl an Verbindungswellen aufweisen. Als ein weiteres Beispiel weist das in Figur 1 gezeigte Gasturbinentriebwerk eine Teilungsstromdüse 20, 22 auf, was bedeutet, dass der Strom durch den Bypasskanal 22 seine eigene Düse aufweist, die von der Triebwerkskerndüse 20 separat und davon radial außen ist. Jedoch ist dies nicht einschränkend und ein beliebiger Aspekt der vorliegenden Offenbarung kann auch auf Triebwerke zutreffen, bei denen der Strom durch den Bypasskanal 22 und der Strom durch den Kern 11 vor (oder stromaufwärts) einer einzigen Düse, die als eine Mischstromdüse bezeichnet werden kann, vermischt oder kombiniert werden. Eine oder beide Düsen (ob Misch- oder Teilungsstrom) kann einen festgelegten oder variablen Bereich aufweisen. Obgleich sich das beschriebene Beispiel auf ein Turbofantriebwerk bezieht, kann die Offenbarung beispielsweise bei einer beliebigen Art von Gasturbinentriebwerk, wie z. B. bei einem Open-Rotor- (bei dem die Fanstufe nicht von einer Triebwerksgondel umgeben wird) oder einem Turboprop-Triebwerk, angewendet werden. Bei einigen Anordnungen umfasst das Gasturbinentriebwerk 10 möglicherweise kein Getriebe 30.
Die Geometrie des Gasturbinentriebwerks 10 und Komponenten davon wird bzw. werden durch ein herkömmliches Achsensystem definiert, das eine axiale Richtung (die auf die Drehachse 9 ausgerichtet ist), eine radiale Richtung (in der Richtung von unten nach oben in Figur 1 ) und eine Umfangsrichtung (senkrecht zu der Ansicht in Figur 1 ) umfasst. Die axiale, die radiale und die Umfangsrichtung verlaufen senkrecht zueinander.
Im Folgenden wird die Lagerung eines Planetenrades 32 mittels eines Gleitlagers 50 im Zusammenhang mit Figur 4 näher beschrieben.
Planetengetriebe 30 erfordern, dass sich die Planetenräder 32 um eine Rotationsachse 49 drehen, die relativ zu dem Planetenträger 34 feststeht. Im Betrieb sind die entsprechenden Planetenradlager 50 (Gleitlager, siehe Figur 4) sehr hohen mechanischen und / oder thermischen Belastungen ausgesetzt, insbesondere wenn das Planetengetriebe 30 so konfiguriert ist, dass sich auch der Planetenträger 34 um sich selbst dreht, d.h. in einer Planeten- oder Sonnenkonfiguration des Planetengetriebes 30.
Im Planetengetriebe 30 dient ein Fluid, z.B. Öl, zwischen einem
Planetenradlagerzapfen 51 und der Innenbohrung des Planetenrades 32 der Schmierung im Gleitlager 50.
Eine mögliche Ursache für den Ausfall eines Gleitlagers 50 ist eine fehlende oder unzureichende Ölversorgung des Gleitlagers 50. Auch kann die Schmierleistung dadurch herabgesetzt werden, dass Partikel im Lagerspalt, z.B. durch
Verunreinigungen im Öl, vorhanden sind, so dass die Reibung erhöht wird. Durch die thermische Belastung im Gleitlager 50 kann es zu Verformungen kommen, die die Reibung weiter erhöhen.
Ein derartiges Gleitlagerausfallereignis führt innerhalb einer kurzen Zeit zu einer starken Erhöhung der Temperaturen im Bereich der Planetenradinnenbohrung und des Planetenradzapfens 51 . Durch die dabei auftretenden mechanischen Spannungen kann es zu Rissen oder Brüchen im Material kommen, vor allem in den Bereichen der Planetenradinnenbohrung und des Planetenradlagerzapfens 51.
Ein Versagen des Gleitlagers 50 kann ein sekundäres Versagen von anderen Bauelementen im Planetengetriebe 30 zur Folge haben. Ein solches sekundäres Versagen kann z.B. ein Ermüdungsbruch oder ein Versagen auf Grund einer zu hohen Temperatur sein.
Eine Ermüdungsbelastung wird im Wesentlichen durch das vom Planetengetriebe 30 übertragene Drehmoment und / oder die im Betrieb auftretenden Zentrifugalkräfte am rotierenden Planetenrad 32 hervorgerufen.
Diese sekundären Schäden treten sehr schnell auf, da die zyklische Belastung einmal pro Planetenraddrehung auftritt. Eine weitere Rissausbreitung führt dann z.B. zu einem Bruch des Planetenrad-Hauptkörpers. Eine Folge eines solchen Versagens des Planetenrad-Hauptkörpers kann z.B. die Freisetzung von hochenergetischen Ablagerungen sein, die aus einem geplatzten Planetengetriebe 30 und / oder dem Festfressen des Planetengetriebes 30 resultiert.
Solche Versagensszenarios sind insbesondere in einem Flugzeugtriebwerk 10 unerwünscht.
Im Zusammenhang mit der Figur 4 wird eine Ausführungsform eines Planetenradgetriebes 30 beschrieben, bei dem die beschriebenen Probleme verhindert oder zumindest minimiert werden können. Eine Folge eines solchen Versagens des Planetenrad-Flauptkörpers kann z.B. die Freisetzung von Bruchfragmenten mit hoher kinetischer Energie sein, die aus einem gebrochenen Planetenrad 32 resultiert. Darüber hinaus kann ein Festfressen des Planetenrades 32 oder eine Blockade des Planetengetriebes 30 aufgrund des Eintritts von Bruchfragmenten in noch intakte Zahneingriffe resultieren.
Dabei weist die dargestellte Ausführungsform eine Buchse 60 (d.h. im Wesentlichen ein Bauteil in Form eines Flohlzylinders) auf, die in der Innenbohrung des Planetenrades 32 angeordnet ist. Die Buchse 60 dient hier als Austauschteil, insbesondere als Opferteil, das im Schadensfall deformierbar ist.
Somit trennt die Buchse 60 die Lagerfläche des Gleitlagers 50 räumlich vom eigentlichen Korpus des Planetenrades 32. Somit ist das Gleitlager 50 in Umfangsrichtung außen von der Buchse 60 umgeben. Die Buchse 60 kann dabei über eine Presspassung an der Innenseite der Innenbohrung des Planetenrades 32 angeordnet sein. In einer anderen Ausführungsform kann die Verbindung auch durch eine Lötverbindung, eine Klebverbindung oder eine Formschlussverbindung hergestellt werden.
In der Figur 4 ist das Gleitlager 50 als eine eigene Gleitlagerbuchse mit einer Wandstärke DG dargestellt. In einer alternativen Ausführungsform wird das Gleitlager 50 durch eine Lagerfläche, d.h. einen Lagerspalt gebildet, d.h. es liegt keine eigene Gleitlagerbuchse vor. Die Buchse 60 kann dann als Gleitlagerbuchse fungieren.
Bei einem Lagerschaden, wie er z.B. oben beschrieben wurde, kann es zu Rissen im Planetenrad 32 kommen. Durch die Buchse 60 erfolgt eine thermische und / oder mechanische Trennung des Planentenrades 32 vom Gleitlager 50, so dass sich eine Rissbildung nicht über die Grenze zwischen Buchse 60 und Planetenrad 32 ausbreiten kann. Damit können z.B. thermisch induzierte Risse durch die Buchse an einer Ausbreitung gehindert werden. Auch können die oben beschriebenen Sekundärschäden an Bauelementen des Planetengetriebes 30 vermieden oder verringert werden.
Dabei kann die Buchse 60 als Austauschteil oder Opferteil ausgebildet sein, wenn diese z.B. gezielt unter bestimmten Lastbedingungen am Gleitlager 50 zerstört und / oder geschmolzen wird.
Die Wanddicke der Buchse 60 kann so bemessen werden, dass im Buchsenvolumen die bei einem Lagerschaden auftretenden Temperaturgradienten und / oder hohen Temperaturen aufgenommen werden und damit das Planetenrad davor geschützt wird, und zwar solange bis die Buchse 60 aufgrund eben dieser Temperaturgradienten und / oder hohen Temperaturen bricht oder schmilzt, und somit die weitere Generierung von Wärmeenergie im versagenden Gleitlager 50 unterbricht.
Sollte im Betrieb das Gleitlager 50 auf Grund der mechanischen und / oder thermischen Lasten brechen, würde der Schaden durch die Buchse 60 nach außen hin begrenzt werden, wobei es im Sinne eines Opferteils u.U. sogar selbst Belastungen aufnehmen kann, bevor sie in das Planetenrad 32 dringen.
Die Wandstärke DB der Buchse 60 ist dabei mindestens so groß, wie die Wandstärke DL einer Gleitlagerbuchse 50, insbesondere 2- bis 4-mal so groß.
In Figur 5 ist eine Ausführungsform einer Buchse 60 dargestellt, die weitere Merkmale aufweist, die einzeln oder auch zusammen verwirklicht sein können.
Wenn die Buchse 60 als Opferteil im Schadensfall deformiert werden soll, so ist es möglich, die Buchse 60 mit Mitteln zur gezielten Verminderung der Steifigkeit (Druckstreifigkeits, Torsionssteifigkeit) und / oder mit Mitteln zur gezielten Verminderung der Wärmeleitfähigkeit zu versehen. Die Ausführungsform gemäß Figur 5 weist eine Reihe von Durchgangsbohrungen 61 auf, die sich in axialer Richtung durch die Wandung der Buchse 60 erstrecken. Diese Durchgangsbohrungen 61 dienen als Mittel zur gezielten Verringerung der Steifigkeit, da sie eine gezielte Materialschwächung darstellen. Da die Durchgangsbohrungen 61 in der dargestellten Ausführungsform mit Luft oder im Betrieb auch mit Öl gefüllt sind sie gleichzeitig auch ein Mittel zur Verringerung der Wärmeleitfähigkeit, da Luft oder Öl Wärme schlechter leiten als das Metall der Buchs 60. Die acht Durchgangsbohrungen 61 sind hier symmetrisch um den Umfang der Buchse 60 herum angeordnet. In anderen Ausführungsformen können mehr oder weniger Durchgangsbohrungen 61 verwendet werden.
Auch ist es möglich, die Durchgangsbohrungen 61 z.B. mit einem Polymer zu füllen, wenigstens teilweise. Damit hat man die Möglichkeit, die Steifigkeit und die Wärmeleitfähigkeit gezielt einzustellen. Ein Polymer ist ein Beispiel für ein Material, das schneller an Steifigkeit verliert oder schneller schmilzt als das metallische Material der Buchse 60.
In der Figur 5 weist die Buchse 60 ferner noch ein Formschlusselement 62 zur axialen Arretierung relativ zum Planetenrad 32 (hier nicht dargestellt) auf. Das Formschlusselement 62 ist in der dargestellten Ausführungsform ein am Umfang umlaufender Flansch.
Auch kann die Masse des größtmöglichen einzelnen Bruchfragmentes aus diesem Verband gegenüber der Masse des größtmöglichen einzelnen Bruchfragmentes eines ansonsten identischen Planetenzahnrades ohne Buchse soweit reduziert sein, dass die kinetische Energie des einzelnen Bruchfragmentes bei maximaler Triebwerksdrehzahl nicht ausreicht, um das äußere Triebwerks-Gehäuse zu durchschlagen.
Insbesondere für eine solche Ausführungsform kann das Verhältnis von Wanddicke DB der Buchse 60 zur Dicke des Zahnkranzes des Planetenzahnrades 32 größer als ein Viertel sein. Die Dicke des Zahnkranzes ist der radiale Abstand zwischen dem Innenradius des Zahnkranzes und des Fußkreises der Zähne. In dieser Ausführungsform dient die Buchse nicht primär dem Schutz des Planetenzahnrades vor Rissen, sondern verringert das Ausmaß der Folgen von Rissen im Planetenzahnrad zu nicht flugsicherheitsrelevanten Folgen.
Es versteht sich, dass die Erfindung nicht auf die oben beschriebenen Ausführungsformen beschränkt ist und verschiedene Modifikationen und Verbesserungen vorgenommen werden können, ohne von den hier beschriebenen Konzepten abzuweichen. Beliebige der Merkmale können separat oder in Kombination mit beliebigen anderen Merkmalen eingesetzt werden, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen, und die Offenbarung dehnt sich auf alle Kombinationen und Unterkombinationen eines oder mehrerer Merkmale, die hier beschrieben werden, aus und umfasst diese.
Bezugszeichenliste
9 Hauptdrehachse
10 Gasturbinentriebwerk
11 Kerntriebwerk
12 Lufteinlass
14 Niederdruckverdichter
15 Hochdruckverdichter
16 Verbrennungseinrichtung
17 Hochdruckturbine
18 Bypassschubdüse
19 Niederdruckturbine
20 Kernschubdüse
21 Triebwerksgondel
22 Bypasskanal
23 Fan
24 stationäre Stützstruktur
26 Welle
27 Verbindungswelle
28 Sonnenrad 30 Getriebe
32 Planetenräder 34 Planetenträger 36 Gestänge 38 Hohlrad 40 Gestänge
49 Rotationsachse Planetenrad
50 Gleitlager für Planetenrad
51 Planetenradlagerzapfen
60 Buchse für Innenbohrung eines Planetenrades
61 Durchgangsbohrung 62 Formschlusselement zur axialen Arretierung
A Kernluftstrom
B Bypassluftstrom DB Wandstärke Buchse
DG Wandstärke Gleitlager

Claims

Ansprüche
1. Planetengetriebe (30) in einem Gasturbinentriebwerk (10), wobei eine Vielzahl von Planetenrädern (32) jeweils mit einem Gleitlager (50) auf einem Planetenradlagerzapfen (51 ) gelagert sind, dadurch gekennzeichnet, dass in einer Innenbohrung mindestens eines Planetenrades (32) eine Buchse (60) angeordnet ist, die die Gleitfläche des Gleitlagers (50) von der Innenbohrung des Planetenrades (32) räumlich trennt und die Buchse (60) als Austauschteil, insbesondere als Opferteil, ausgebildet ist.
2. Planetengetriebe (30) nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die Buchse (60) aus Metall, einem Verbundwerkstoff oder aus Keramik hergestellt ist oder diese Materialien aufweist, wobei die Buchse (60) insbesondere Material aufweist oder aus Material besteht, das unterschiedlich zum Material des Planetenrades (32) ist.
3. Planetengetriebe (30) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Schmelztemperatur des Materials der Buchse (60) unterhalb der Schmelztemperatur des Materials des Planetenrades (32)
4. Planetengetriebe (30) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Festigkeit des Materials der Buchse (60) kleiner ist als die Festigkeit des Materials des Planetenrades (32) oder die Festigkeit des Materiales der Buchse (60) fällt bei steigender Temperatur oberhalb der normalen Gleitlager-Betriebstemperatur, die im Fall des Versagens der Gleitlagerfunktionalität eintritt, schneller ab, als die Festigkeit des Materiales des Planetenrades (32).
5. Planetengetriebe (30) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Steifigkeit des Materials der Buchse (60) kleiner ist als die Steifigkeit des Materials des Planetenrades (32) oder die Steifigkeit des Materiales der Buchse (60) fällt bei steigender Temperatur oberhalb der normalen Gleitlager-Betriebstemperatur, die im Fall des Versagens der Gleitlagerfunktionalität eintritt schneller ab, als die Steifigkeit des Materiales des Planetenrades (32).
6. Planetengetriebe (30) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Buchse (60) in Richtung der Rotationsachse (49) der Buchse (60) mindestens die gleiche geometrische Ausdehnung hat, wie das Gleitlager (50).
7. Planetengetriebe (30) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Buchse (60) über eine Presspassung, eine Lötverbindung, eine Klebverbindung oder eine Formschlussverbindung mit der Innenseite der Innenbohrung des Planetenrades (32) verbunden ist.
8. Planetengetriebe (30) nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass bei einer Presspassung das Verhältnis von diametralem Übermaß des Außendurchmessers der Gleitlagerbuchse zum Außendurchmesser der Gleitlagerbuchse zwischen 0.01 und 0.00001.
9. Planetengetriebe (30) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Buchse (60) ein Formschlusselement (62) zur axialen Arretierung relativ zum Planetenrad (32) aufweist.
10. Planetengetriebe (30) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Wanddicke (DB) der Buchse (60) mindestens der Wanddicke (DG) einer Gleitlagerbuchse (50) entspricht, insbesondere einem 2 bis 4- fachen der Wanddicke (DG) einer Gleitlagerbuchse (50).
11 . Planetenradgetriebe (30) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Buchse (60) das gleich Material aufweist oder aus dem gleichen Material besteht wie das Planetenrad (32).
12. Planetenradgetriebe (30) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Buchse (60) ein Mittel zur gezielten Verringerung der Steifigkeit und / oder zur gezielten Verringerung der Wärmeleitfähigkeit aufweist.
13. Planetenradgetriebe (30) nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass das Mittel (61 ) zur gezielten Verringerung der Steifigkeit und / oder zur gezielten Verringerung der Wärmeleitfähigkeit mindestens eine Bohrung in axialer Richtung der Buchse (60) aufweist, wobei in der mindestens einen Bohrung insbesondere ein Material angeordnet ist, das schneller an Steifigkeit verliert oder schneller schmilzt als das Material der Buchse (60).
14. Planetenradgetriebe (30) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Verhältnis der Wanddicke (DB) der Buche (60) zur Dicke des Zahnkranzes des Planetenrades (32) kleiner als 0,5 ist.
15. Planetenradgetriebe (30) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Buchse (60) ein Lastübernahmemittel aufweist, so dass ein Betrag zur Lastübertragung des Gesamtverbandes von Buchse (60) und Planetenrad (32) besteht.
16. Planetengetriebe (30) nach mindestens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Innenfläche der Buchse (60) gleichzeitig als äußere Lauffläche eines Gleitlagers dient.
17. Gasturbinentriebwerk (10) für ein Luftfahrzeug, das Folgendes umfasst:
- ein Kerntriebwerk (11 ), das eine Turbine (19), einen Verdichter (14) und eine die Turbine mit dem Verdichter verbindende Kernwelle (26) umfasst;
- einen Fan (23), der stromaufwärts des Kerntriebwerks (11 ) positioniert ist, wobei der Fan (23) mehrere Fanschaufeln umfasst; und
- ein Getriebe (30), das von der Kernwelle (26) antreibbar ist, wobei der Fan (23) mittels des Getriebes (30) mit einer niedrigeren Drehzahl als die Kernwelle (26) antreibbar ist, wobei das Getriebe (30) nach mindestens einem der Ansprüche 1 bis 16 ausgebildet ist.
18. Gasturbinentriebwerk (10) nach Anspruch 10, wobei: - die Turbine eine erste Turbine (19) ist, der Verdichter ein erster Verdichter (14) ist und die Kernwelle eine erste Kernwelle (26) ist;
- das Kerntriebwerk (11) ferner eine zweite Turbine (17), einen zweiten Verdichter (15) und eine zweite Kernwelle (27), die die zweite Turbine mit dem zweiten Verdichter verbindet, umfasst; und
- die zweite Turbine, der zweite Verdichter und die zweite Kernwelle dahingehend angeordnet sind, sich mit einer höheren Drehzahl als die erste Kernwelle zu drehen.
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