WO2023108306A1 - Gasturbine für flugzeugantrieb und ein verfahren zum betreiben einer gasturbine für flugzeugantrieb - Google Patents

Gasturbine für flugzeugantrieb und ein verfahren zum betreiben einer gasturbine für flugzeugantrieb Download PDF

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Rupert Sunkler
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Envita Management & Development Gmbh
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    • F05D2250/314—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being inclined in relation to each other

Definitions

  • the invention disclosed herein relates to an aircraft propulsion gas turbine engine and a method of operating an aircraft propulsion gas turbine engine.
  • Gas turbines for propelling aircraft are commonly referred to as "aircraft engine”, “jet engine”, “ducted fan engine”, “aero engine”, “turbofan engine” “engine”, “gas turbine engine” or similar.
  • aircraft engine is commonly referred to as "aircraft engine”, “jet engine”, “ducted fan engine”, “aero engine”, “turbofan engine” “engine”, “gas turbine engine” or similar.
  • gas turbine engine is used. used.
  • the aim of the invention is a gas turbine engine which consumes as little fuel as possible, i.e. works with the highest possible efficiency.
  • Gas turbine engines for aircraft are designed for maximum performance during takeoff. Under cruising flight conditions, the engine configuration or the thermodynamic gas turbine process is not optimal with regard to the lowest possible fuel consumption.
  • the present invention solves this problem by using the gas turbine engine FIG. 1 works with two different thermodynamic processes, one during takeoff and another during cruise. It is therefore a hybrid engine in which the gas turbine process works at cruising altitude with a different, higher pressure ratio. Due to the higher pressure ratio, the thermodynamic laws of the gas turbine cycle result in higher efficiency, i.e. lower fuel consumption.
  • Gas turbine engines designed as turbofan engines consist of the core engine and the propeller, which generates the bypass flow.
  • the propeller of turbofan engines is commonly referred to as a fan in English.
  • the core engine, through which the core mass flow is guided usually consists of two or three compressors, one or more combustion chambers and two or three expansion turbines.
  • the compressors and turbines are usually arranged coaxially.
  • the shaft power of the core engine is used to drive the propeller, which generates most of the propulsion of the aircraft.
  • the aim of the invention described here is to achieve the highest possible efficiency of the gas turbine engine during cruising flight and thus to reduce fuel consumption.
  • the gas turbine engine presented here FIG. 1 solves this problem in that the entire core mass flow, or a part thereof, between the outlet of the compressor KH and the inlet of the expansion turbine TH in exactly one or more parallel sub-streams and the thermodynamic process of these sub-streams is raised to a higher pressure.
  • additional gas turbine units are arranged between compressor KH and expansion turbine TH, which are designed for operation at high pressure levels.
  • these additional gas turbine units each consisting of a compressor, combustion chamber and expansion turbine, are referred to below both individually and collectively as upper stages or upper stages, because they all act together like a common upper stage.
  • the increase in pressure i.e. the increase in the overall pressure ratio
  • the air expansion turbine LT is driven at cruising altitude with compressed air from the compressor of the upper stages and serves to dissipate the mechanical excess power, which results from the higher pressure ratio of the thermal gas turbine process generated in the upper stage OS, into the central shaft ZW.
  • the axes of the upper stages can be freely positioned in space, so they do not have to be parallel to or identical to the main axis of the engine, and can therefore be optimally adapted to the conditions of the engine in terms of design.
  • thermodynamic gas turbine process in such a way that it has a higher pressure ratio during cruising flight than in the other phases of flight.
  • FIG. 1 A first figure.
  • the invention presented here relates to gas turbine engines for aircraft.
  • FIG. 1 shows the engine as a turbofan engine.
  • the engine according to the invention presented in this example consists of the components low-pressure compressor KN, high-pressure compressor KH, combustion chamber BK, high-pressure expansion turbine TH, low-pressure expansion turbine TN and propeller P, as well as the additional components upper stage OS and air expansion turbine LT.
  • the upper stage itself consists of the compressor KOS, combustion chamber BKOS and turbine TOS.
  • the propeller P is firmly mounted on the central shaft ZW. This is driven by the turbine TN and - at cruising altitude - the tuft expansion turbine LT.
  • the air expansion turbine LT is used to dissipate the mechanical excess power, which results from thermodynamic laws from the higher pressure ratio of the gas turbine process generated in the upper stage OS, into the central shaft.
  • the KOS compressor is therefore dimensioned in such a way that the mechanical energy used for the additional air quantity corresponds to the excess power mentioned.
  • the air expansion turbine LT is driven at cruising altitude with compressed air from the compressor KOS, ie when the upper stage is in operation.
  • the upper stages OS are separate gas turbine units. These are freewheeling, similar to turbochargers, with the mechanical performances of the compressor KOS and turbine TOS being balanced.
  • the KOS compressor of the upper stage is designed with an increased air volume, with the excess volume circulating through the air expansion turbine LT.
  • FIG. 2 shows an exemplary embodiment of an upper stage OS.
  • the upper stages can be designed with axial blading, radial blading or with combined radial and axial blading.
  • FIG. 2 shows the version with a l-stage centrifugal compressor and a l-stage turbine as an example.
  • OS compressor KOS This increases the pressure of the air mass flow.
  • a pressure ratio Pi of 2.3 a 1-stage centrifugal compressor is shown.
  • the air mass flow of all 05 compressors together is greater by the amount that is fed to the air expansion turbine LT, from which it flows back to the inlet of KOS after expansion.
  • Optimum values for Pi and the factor by which the air mass flow is increased result mathematically from the thermodynamic process.
  • combustion chamber of the BKOS upper stage This can be designed as one or more tubular combustion chambers or as an annular combustion chamber.
  • expansion turbine of the TOS upper stage In this example, this is designed as a 1-stage axial turbine.
  • exhaust gas flow The exhaust gas flow of the upper stage is - via a transition piece ÜS - in FIG. 2 not shown - directed to the entrance of the high-pressure expansion turbine TH.
  • the upper stages can be dimensioned in such a way that the entire fuel flow is processed by the combustion chambers BKOS of the upper stages during cruising flight, i.e. the combustion chambers BK can be shut off.
  • the upper stages are launched in climb before or upon reaching cruising altitude,
  • suitable compressed air can be introduced into the socket 6, for example air from the outlet KH.
  • the differential pressure between outlet KH and inlet TH can be used to start the OS.
  • the direct air flow into the upper stage - and thus also the inflow from the transition piece ÜS into the combustion chamber BK - can be adjusted by gradually opening the control valve RV.
  • the amounts of fuel in The combustion chambers BKOS are gradually increased and the amounts of fuel in the combustion chamber BK reduced accordingly, in such a way that the temperature before TH is always at the desired value.
  • the burners in the combustion chamber BK can be switched off. When entering descent, the same thing happens in reverse.
  • FIG. 2 is a schematic drawing of a pre-guide grating designed as a pre-guide row VLR.
  • ports 6, 7 and 8 Flow control devices associated with ports 6, 7 and 8, such as slides, valves, flaps, are not shown. These can be placed at suitable points in the engine during the detailed construction.
  • the upper level OS have small physical dimensions.
  • the upper stages can be realized with simple and physically very small compressor or turbine blading, which means that the costs for replacing the blading are low.
  • the service life of the blading of the upper-stage expansion turbine can be chosen to be short - which allows higher temperatures at the inlet of the same -- because the costs for replacing the blading are very low due to the small dimensions.
  • the upper stages can be placed in the engine in such a way that they can be removed and replaced with new or newly revised ones within a very short time. Upper stages can be kept in stock for replacement.
  • This sectional drawing shows an example of a possible embodiment of a gas turbine engine according to the present invention.
  • ZW central shaft OS: high school
  • Air expander a Compressed air line from the OS to the inlet LT b: Return line from the outlet LT to the OS v: Vacuum line: In this example, the air is intended to be evacuated from the air expander during those operating phases in which the OS are not in operation in order to to avoid energy losses and heating.
  • the air expansion turbine can be switched on as an air turbine in the operating phase in which the OS are not in operation in such a way that the inlet of LT is connected to a suitable tapping point at KN or KH, and the outlet from the LT is fed back to the main air mass flow upstream of the mentioned bleed point.
  • This alternative is shown in FIG. 3 not drawn.
  • This sectional drawing shows an example of a possible structural design for installing the air expansion turbine LT in the gas turbine engine, with energy being transmitted via a friction clutch.
  • KPZR clutch intermediate wheel iKPZR: impulse line to KPZR
  • KP coupling iKP: impulse line to KP
  • GH Housing a: Compressed air line from OS to inlet LT b: Return line from outlet LT to OS
  • the air expansion turbine LT is shown as an axial turbine, as a possible version.
  • the rotating blades of the air expansion turbine LT are fixed to the rotor of the low pressure compressor KN connected, which in turn is firmly connected to the propeller P and the central while ZW.
  • the stator blading of the air expansion turbine LT is firmly connected to an intermediate wheel ZR. This is rotatably mounted on the central shaft ZW by means of a bearing LG.
  • the clutch KP is released, while the clutch KPZR connects the intermediate wheel ZR to the rotor of the compressor KN -- ZR therefore rotates with KN in this phase.
  • the intermediate wheel ZR is connected to the housing of the gas turbine engine by means of the clutch KP, drawn here as a friction clutch. This means that there is a frictional connection in order to transfer the mechanical energy of the air expansion turbine to KN and thus to the central shaft ZW.
  • An overrunning clutch can also be used instead of a friction clutch.

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Abstract

Die hier vorgestellte Erfindung beschreibt ein Gasturbinentriebwerk für Flugzeugantrieb und ein Verfahren zum Betreiben desselben. Es wird ein Gasturbinentriebwerk FIG. 1 vorgestellt, welches sowohl aus Niederdruckkompressor (KN), Hochdruckkompressor (KH), Brennkammer (BK), Hochdruckentspannungsturbine (TH), Niederdruckentspannungsturbine TN und Propeller (P) besteht, als auch aus zusätzlichen Komponenten, nämlich Oberstufe (OS) und Luftexpansionsturbine (LT). Die Oberstufe selbst besteht aus Kompressor (KOS), Brennkammer (βKOS) und Turbine (TOS). Der Propeller (P) ist fest auf der zentralen Welle (ZW) montiert. Diese wird von der Turbine (TN) und - auf Reiseflughöhe - zusätzlich von der Luftexpansionsturbine (LT) angetrieben. Die Luftexpansionsturbine (L-C) wird mit Druckluft aus dem Kompressor der Oberstufe angetrieben und dient dazu, die mechanische Überschussleistung, die sich aus dem in der Oberstufe (OS) erzeugten höheren Druckverhältnis des thermischen Gasturbinenprozesses ergibt, in die zentrale Welle abzuführen.

Description

Gasturbine für Flugzeugantrieb und ein Verfahren zum Betreiben einer Gasturbine für Flugzeugantrieb
Beschreibung
Gebiet der Erfindung:
Die hierin offenbarte Erfindung betrifft eine Gasturbine für Flugzeugantrieb und ein Verfahren zum Betreiben einer Gasturbine für Flugzeugantrieb.
Beschreibung des relevanten Standes der Technik und Aufgabe der Erfindung:
Gasturbinen zum Antrieb von Flugzeugen werden im allgemeinen Sprachgebrauch als „Flugzeugtriebwerk", „Strahltriebwerk", „Mantelstromtriebwerk", „Aero Engine" „Turbofan-Triebwerk" „Triebwerk", „Gasturbinentriebwerk" oder ähnlich bezeichnet. Im Folgenden wird der Begriff „Gasturbinentriebwerk" verwendet.
Ziel der Erfindung ist ein Gasturbinentriebwerk welches möglichst wenig Brennstoff verbraucht, d.h. mit möglichst hohem Wirkungsgrad arbeitet.
Das Prinzip der Wirkungsgraderhöhung von Gasturbinen mittels Erhöhung des Druckverhältnisses in einer Oberstufe ist bekannt. Es wurde beispielsweise von BBC Brown Boveri in den 1950-er Jahren bei den stationären Gasturbinen Typ 12/8 angewendet.
Die Erhöhung des Wirkungsgrades mittels zusätzlichen parallel geschalteten Oberstufen wird beschrieben in der europäischen Patentanmeldung W02019241898, welche stationäre Gasturbinen betrifft.
Die Parallelschaltung mehrerer Obergruppen für Flugtriebwerke wurde bereits 1945 von Frank Whittle beschrieben. Siehe Patent US 2,601,194.
Gasturbinentriebwerke für Flugzeuge sind auf Höchstleistung während des Starts ausgelegt. Bei Reisefiugbedingungen ist die Triebwerkskonfiguration bzw. der thermodynamische Gasturbinenprozess nicht, optimal hinsichtlich eines möglichst geringen Brennstoffverbrauchs.
Die vorgestellte Erfindung löst dieses Problem indem das Gasturbinentriebwerk FIG. 1 mit zwei unterschiedlichen thermodynamischen Prozessen arbeitet, nämlich einem während der Startphase und einem anderen während des Reiseflugs. Es handelt sich also um ein hybrides Triebwerk, bei dem der Gasturbinenprozess auf Reiseflughöhe mit einem anderen, höheren Druckverhältnis arbeitet. Durch das höhere Druckverhältnis ergibt sich aus den thermodynamischen Gesetzmässigkeiten des Gasturbinen-Kreisprozesses ein höherer Wirkungsgrad, d.h. ein geri ngere r B re n n Stoff verbrauch.
Kurzbeschreibung der Erfindung:
Gasturbinentriebwerke in der Ausführung als Mantelstromtriebwerk bestehen aus dem Kerntriebwerk und dem Propeller, welcher den Mantelstrom erzeugt. Der Propeller von Mantelstromtriebwerken wird auf Englisch üblicherweise als Fan bezeichnet. Das Kerntriebwerk, durch welches der Kernmassenstrorn geführt wird, besteht üblicherweise aus zwei oder drei Kompressoren, einer oder mehreren Brennkammern und zwei oder drei Entspannungsturbinen. Die Kompressoren und Turbinen sind üblicherweise koaxial angeordnet. Die Wellenleistung des Kerntriebwerks wird für den Antrieb des Propellers verwendet, der den überwiegenden Teil des Vortriebs des Flugzeuges erzeugt.
Ziel der hier beschriebenen Erfindung ist, im Reiseflug einen möglichst hohen Wirkungsgrad des Gasturbinentriebwerks zu erreichen und so den Brennstoffverbrauch zu reduzieren.
Das hier vorgestellte Gasturbinentriebwerk FIG. 1 löst diese Aufgabe, indem der ganze Kernmassenstrorn, oder ein Teil desselben, zwischen dem Austritt des Kompressors KH und dem Eintritt der Entspannungsturbine TH in genau einen oder In mehrere parallele Teilströme geführt und der thermodynamische Prozess dieser Teilströme auf höheren Druck angehoben wird.
Hierfür werden, zwischen Kompressor KH und Entspannungsturbine TH, zusätzliche Gasturbineneinheiten angeordnet, welche für den Betrieb auf hohem Druckniveau ausgelegt sind. In dieser Patentschrift werden im Folgenden diese zusätzlichen Gasturbineneinheiten, jede bestehend aus Kompressor, Brennkammer und Entspannungsturbine, sowohl einzeln als auch gesamthaft als Oberstufen bzw. Oberstufe bezeichnet, weil alle zusammen wie eine gemeinsame Oberstufe wirken.
Mit der Druckerhöhung, d.h. der Erhöhung des Gesamtdruckverhältnisses, geht nach den Gesetzen der Thermodynamik eine Erhöhung des Wirkungsgrades einher. Die Luftexpansionsturbine LT wird auf Reiseflughöhe mit Druckluft aus dem Kompressor der Oberstufen angetrieben und dient dazu, die mechanische Überschussleistung, die sich aus dem in der Oberstufe OS erzeugten höheren Druckverhältnis des thermischen Gasturbinenprozesses ergibt, in die zentrale Welle ZW abzuführen.
Die Achsen der Oberstufen können im Raum frei positioniert werden, müssen also nicht parallel zu oder identisch mit der Hauptachse des Triebwerks sein, und können demzufolge konstruktiv optimal an die Gegebenheiten des Triebwerks angepasst werden.
Gegenstand des Hauptpatentanspruchs ist die Veränderung des thermodynamischen Gasturbinen-Prozesses dergestalt, dass dieser im Reiseflug gegenüber demjenigen in den übrigen Flugphasen ein höheres Druckverhältnis aufweist.
Detaillierte Beschreibung der Erfindung:
Die vorstehend genannten sowie weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung sind aus der folgenden detaillierten Beschreibung in Verbindung mit. den beiliegenden Zeichnungen FIG. 1 bis FIG. 4 ersichtlich.
Die Zeichnungen sind stark schematisiert. Für das Verständnis der beschriebenen Gegenstände nicht notwendige Einzelheiten sind weggelassen worden. Weiterhin zeigen die Zeichnungen nur ausgewählte Ausführungsbeispiele und dürfen nicht zur Einschränkung der in den Ansprüchen beschriebenen Gegenstände herangezogen werden. Nicht gezeichnete Ausführungsformen können durchaus von den Ansprüchen abgedeckt sein.
Weitere, nicht spezifisch offenbarte Ausführungsformen der Lehre dieses Dokuments erschliessen sich dem Fachmann ohne weiteres.
„Ein" oder „eine" sind im Rahmen der vorliegenden Beschreibung als unbestimmte Artikel und nicht als Zahlwort zu verstehen, sofern nicht explizit auf eine andere Bedeutung, beispielsweise durch die Verwendung von „genau ein" oder „genau eine" hingewiesen wird.
FIG. 1
Die hier vorgestelite Erfindung betrifft Gasturbinentriebwerke für Flugzeuge. Im Beispiel in FIG. 1 ist das Triebwerk als Mantelstromtriebwerk dargestellt, Das Triebwerk gemäss der vorgestellten Erfindung in diesem Beispiel besteht sowohl aus den Komponenten Niederdruckkompressor KN, Hochdruckkompressor KH, Brennkammer BK, Hochdruckentspannungsturbine TH, Niederdruckentspannungsturbine TN und Propeller P, als auch aus den zusätzlichen Komponenten Oberstufe OS und Luftexpansionsturbine LT. Die Oberstufe selbst besteht aus Kompressor KOS, Brennkammer BKOS und Turbine TOS. Der Propeller P ist fest auf der zentralen Welle ZW montiert. Diese wird von der Turbine TN und - auf Reiseflughöhe - der tuftexpansionsturbine LT angetrieben. Die Luftexpansionsturbine LT dient dazu, die mechanische Überschussleistung, die sich aus thermodynamischer Gesetzmässigkeit aus dem in der Oberstufe OS erzeugten höheren Druckverhältnis des Gasturbinenprozesses ergibt, in die zentrale Welle abzuführen. Der Kompressor KOS ist demzufolge so dimensioniert, dass die mechanische Energie, die für die Mehrluftmenge aufgewendet wird, der erwähnten Überschusslelstung entspricht. Die Luftexpansionsturbine LT wird auf Reiseflughöhe mit Druckluft aus dem Kompressor KOS angetrieben, d.h., wenn die Oberstufe in Betrieb ist. Die Oberstufen OS sind separate Gasturbineneinheiten. Diese sind frei laufend, ähnlich wie es bei Turboladern der Fall ist, wobei die mechanischen Leistungen von Kompressor KOS und Turbine TOS ausgeglichen sind. Der Kompressor KOS der Oberstufe ist, wie oben erwähnt, mit vergrösserter Luftmenge ausgeführt, wobei die Mehrmenge durch die Luftexpansionsturbine LT zirkuliert.
Es besteht die Möglichkeit, nicht nur eine einzelne OS einzusetzen, sondern mehrere, verteilt auf den Umfang des Gasturbinentriebwerks. Die einzelnen Oberstufen können gleich gross oder unterschiedlich gross sein.
FIG. 2
FIG. 2 zeigt ein Ausführungsbeispiel einer Oberstufe OS.
Die Oberstufen können mit Axialbeschaufelung, Radialbeschaufelung oder mit kombinierten Radlal- Axialbeschaufelungen ausgeführt werden. In FIG. 2 ist als Beispiel die Ausführung mit l-stufigem Radialverdichter und l-stufiger Turbine gezeigt..
Details:
Detail 1, Lufteintritt: Hier strömt der Luftmassenstrom, vom Kompressor KH kommend, in die OS ein.
Detail 2, OS-Kompressor KOS: Dieser erhöht den Druck des Luftmassenstroms. In diesem Beispiel, basierend auf einem Druckverhältnis Pi von 2.3, wird ein l-stufiger Radialverdichter gezeigt. Der Luftmassenstrom aller 05- Kompressoren zusammen ist um diejenige Menge grösser, die zur Luftexpansionsturbine LT geführt wird von dieser nach der Entspannung wieder zum Eintritt von KOS zurückströmt. Optimale Werte für Pi und den Faktor, um den der Luftmassenstrom erhöht wird, ergeben sich rechnerisch aus dem thermodynamischen Prozess.
Detail 3, Brennkammer der Oberstufe BKOS: Diese kann ausgeführt werden als eine oder mehrere Rohrbrennkammern oder als Ringbrennkammer.
Detail 4, Entspannungsturbine der Oberstufe TOS: In diesem Beispiel ist diese als l-stufige Axialturbine ausgeführt.
Detail 5, Abgasstrom: Der Abgasstrom der Oberstufe wird - über ein Übergangsstück ÜS - in FIG. 2 nicht gezeichnet - zum Eintritt der Hochdruckentspannungsturbine TH geleitet.
Detail 6, Anschluss Eintritt Starterluft
Detail 7, Anschluss Austritt zur Luftexpansionsturbine LT: Von hier wird ein Teil des Massenstroms des OS- Kompressors zum Eintritt der Luftentspannungsturbine LT geleitet.
Detail 8, Anschluss Rückleitung von der Luftentspannungsturbine LT
Detail 9, Anschluss Schmieröl zu den Lagern
Detail 10, Anschluss Kühlmittel zur Entspannungsturbine: Wegen den sehr kleinen Dimensionen der Entspannungsturbine wird in diesem Beispiel eine Flüssigkeitskühlung eingesetzt.
Detail 11, Regelventil RV
Detail 12, Vorleitreihe VLR
Beschreibung, Vorteile:
- Die Oberstufen können so dimensioniert werden, dass im Reiseflug der gesamte Brennstofffluss von den Brennkammern BKOS der Oberstufen verarbeitet wird, d.h. dass die Brennkammern BK abgestellt werden können. Die Oberstufen werden im Steigflug vor oder bei Erreichen der Reiseflughöhe gestartet,
- Zum Starten der OS kann geeignete Druckluft in den Stutzen 6 eingeleitet werden, beispielsweise Luft ab Austritt KH. In dieser Art kann der Differenzdruck zwischen Austritt KH und Eintritt TH zum Starten der OS benützt werden. Die direkte Luftströmung in die Oberstufe - und damit auch die Einströmung aus dem Übergangsstück ÜS in die Brennkammer BK - kann durch graduelles Öffnen des Regelventils RV eingestellt werden. Die Brennstoffmengen in den Brennkammern BKOS werden graduell gesteigert und die Brennstoffmengen in der Brennkammer BK entsprechend reduziert, und zwar in der Art, dass die Temperatur vor TH immer auf dem gewünschten Wert liegt. Bei Erreichen der Reiseflughöhe können die Brenner in der Brennkammer BK abgeschaltet werden. Beim Eintreten in den Sinkflug erfolgt dasselbe in umgekehrter Weise. Auch falls, aus operationellen Gründen, ein rasches Einleiten des Sinkflugs erforderlich wird, können die Brennkammern BK wieder gestartet und die Brennkammern BKOS abgestellt werden. Beim Start, im Steigflug, im Sinkflug, im Landeanflug und bei der Landung können die Oberstufen äusser Betrieb sein. -- Zur Feineinstellung der Verdichterkennlinie von KOS, beispielsweise je nach Reiseflughöhe, können bei KOS Vorleitgitter und/oder Nachleitgitter eingesetzt werden. In FIG. 2 ist schematisch ein Vorleitgiter, als Vorleitreihe VLR ausgebildet, gezeichnet.
- Im Zusammenhang mit den Anschlüssen 6, 7 und 8 stehende Durchflusskontrollorgane, wie Schieber, Ventile, Klappen, sind nicht gezeichnet. Solche können im Zuge der Detailkonstruktion an geeigneten Stellen im Triebwerk platziert werden.
- Die detaillierte Entwicklung eines Triebwerks mit Oberstufen gemäss der hier offenbarten Erfindung kann auf einem bestehenden Triebwerkstyp aufbauen, d.h. Komponenten wie P, KN, KH, TH und TN müssen nicht notwendigerweise neu entwickelt werden.
- Die Oberstufen OS haben kleine physische Dimensionen.
- Die Oberstufen können mit einfachen und physisch sehr kleinen Kompressor- bzw. Turbinenbeschaufelungen realisiert werden, dadurch fallen die Kosten für den Ersatz der Beschaufelungen niedrig aus.
- Die Standzeiten der Beschaufelung der Oberstufen -Entspannungsturbine können kurz gewählt werden - was höhere Temperaturen am Eintritt derselben erlaubt -- weil die Kosten für den Schaufelersatz wegen der kleinen Dimensionen sehr gering ausfallen.
- Die Oberstufen können im Triebwerk konstruktiv so platziert werden, dass sie innert kürzester Zeit herausgenommen und durch neue bzw. neu revidierte ersetzt werden können. Für den Austausch können Oberstufen an Lager gehalten werden.
- Weitere Wirkungen und Vorteile der hier beschriebenen Gegenstände und Verfahren, ob explizit angegeben oder nicht, ergeben sich im Lichte der vorliegenden Beschreibung.
- Die hier vorgestellte Erfindung bringt den Vorteil eines im Reiseflug wesentlich reduzierten Treibstoffverbrauchs.
FIG. 3
Diese Schnittzeichnung zeigt beispielhaft eine mögliche Ausführung eines Gasturbinentriebwerks gemäss der vorliegenden Erfindung.
Details:
KN: Niederdruckkompressor
KH: Hochdruckkompressor,
BK: Brennkammer
TH: Hochdruckentspannungsturbine
TN: Miederdruckentspannungsturbine
P: Propeller
ZW: zentrale Welle OS: Oberstufe
ÜS: Übergangsstück vom Turbinenaustritt der OS zur Brennkammer BK und weiter zum Eintritt der Entspannungsturbine TH
LT: Luftexpansionsturbine a: Druckluftleitung von der OS zum Eintritt LT b: Rückleitung vom Austritt LT zur OS v: Vakuumleitung: In diesem Beispiel ist vorgesehen, die Luft aus der Luftexpansionsturbine abzusaugen während denjenigen Betriebsphasen, in denen die OS nicht in Betrieb sind, um Energieveriuste und Erwärmung zu vermeiden.
Bemerkung zu a, b und v: Allfällig benötigte Absperr-oder Steuerungsorgane sind nicht gezeichnet.
Beispiel einer Alternative zu Vakuumleitung v:
Zur Vermeidung von Energieverlusten und Überhitzung kann die Luftexpansionsturbine in derjenigen Betriebsphase, in der die OS nicht in Betrieb sind, als Luftturbine zugeschaltet werden in der Art, dass der Eintritt von LT mit einer geeigneten Abzapfstelle an KN oder KH verbunden wird, und der Austritt aus der LT stromaufwärts der erwähnten Abzapfstelie wieder dem Hauptluftmassenstrom zugeführt wird. Diese Alternative ist in FIG. 3 nicht gezeichnet.
FIG. 4
Diese Schnittzeichnung zeigt beispielhaft eine mögliche konstruktive Ausführung des Einbaus der Luftexpansionsturbine LT in das Gasturbinentriebwerk, wobei die Energieübertragung über eine Reibungskupplung erfolgt.
Details:
KN: Niederdruckkompressor
P: Propeller
LT: Luftexpanderturbine
ZR: Zwischen rad
KPZR: Kupplung Zwischenrad iKPZR: Impulsleitung zu KPZR
LG: Lager
KP: Kupplung iKP: Impulsleitung zu KP
ZW: zentrale Welte
GH: Gehäuse a: Druckluftleitung von der OS zum Eintritt LT b: Rückleitung vom Austritt LT zur OS
Erläuterungen:
In diesem Beispiel ist die Luftexpansionsturbine LT als Axialturbine dargestellt, als eine mögliche Version. Die rotierenden Schaufeln der Luftexpansionsturbine LT sind fest mit dem Rotor des Niederdruckkompressors KN verbunden, der seinerseits mit dem Propeller P und der zentralen Weile ZW fest verbunden ist. Die Statorbeschaufelung der Luftexpansionsturbine LT ist fest mit einem Zwischenrad ZR verbunden. Dieses ist drehbar mitels Lager LG auf der zentralen Welle ZW gelagert. Während den Flugphasen, in welchen die Oberstufen nicht in Betrieb sind, ist die Kupplung KP gelöst, während die Kupplung KPZR das Zwischenrad ZR mit dem Rotor des Kompressors KN verbindet -- ZR dreht demzufolge in dieser Phase mit KN mit.
Wenn die Oberstufen OS in Betrieb sind ist das Zwischenrad ZR mittels der Kupplung KP, hier als Reibungskupplung gezeichnet, mit dem Gehäuse des Gasturbinentriebwerks verbunden. Damit besteht Kraftschluss um die mechanische Energie der Luftexpansionsturbine auf KN und damit auf die zentrale Welle ZW zu übertragen.
Gleichzeitig ist. die Kupplung KPZR gelöst und ZR von KN getrennt.
Beispiel einer hier nicht gezeichneten Alternative zur Kupplung KP: Anstelle einer Reibungskupplung kann auch eine Freilaufkupplung eingesetzt werden.

Claims

Patentansprüche:
1. Gasturbinentriebwerk, wie in FIG. 1 schematisch dargestelit, dadurch gekennzeichnet, dass es mit zwei unterschiedlichen thermodynamischen Prozessen arbeiten kann, nämlich einem für den Reiseflug und einem anderen für die übrigen Flugphasen.
2. Gasturbinentriebwerk, nach vorstehendem Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass mechanische Leistung aus einer, mehreren oder allen Oberstufen in Form komprimierter Luft aus dem jeweiligen Hochdruckkompressor KOS mittels Fluidverbindung, wie in FIG. 1 schematisch dargestelit, in eine oder mehrere Luftexpanderturbinen LT ausgekoppelt wird, die die zentrale Welle ZW des Triebwerks mit antreibt bzw. antreiben.
3. Gasturbinentriebwerk nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei zwischen Austritt von Kompressor KH und Eintritt von Kompressor Oberstufe KOS ein Regelventil RV platziert wird, welches zur Regelung der zu KOS strömenden Luftmenge dienen kann.
4. Gasturbinentriebwerk, nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei die Geometrie der Beschaufelung des Oberstufenkompressors KOS mittels Nachleitgitter und/oder Vorieitgitter verstellbar ist.
5. Gasturbinentriebwerk, nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei die Wellenachsen der strömungsmässig parallel geschalteten und von gleichen oder unterschiedlichen Teilmassenströmen durchströmten Oberstufen von der Wellenachse der zentralen Welle ZW differieren.
6. Gasturbinentriebwerk, nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei die Wellenachsen der strömungsmässig parallel geschalteten und von gleichen oder unterschiedlichen ersten Teilmassenströmen durchströmten Oberstufen in einem von Null verschiedenen Winkel von der Wellenachse der zentralen Welle ZW abweichen können.
7. Gasturbinentriebwerk, nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei die Luftexpansionsturbine LT, in denjenigen Betriebsphasen, in denen sie nicht mit Druckluft von den Oberstufen versorgt wird, mit einem Vakuumsystem verbunden wird, um Ventilationsverluste zu reduzieren.
8. Gasturbinentriebwerk, nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei der Stator der Luftexpansionsturbine LT mittels einer Kupplung KP mit dem Gehäuse des Gasturbinentriebwerks verbunden bzw. von diesem getrennt werden kann.
9. Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks nach einem der vorstehenden Ansprüche, dessen Kernmassenstrom in einem Niederdruckkompressor KN und einem Hochdruckkompressor KH zu verdichten, wobei weiter stromab den gesamten Kernmassenstrom des Hochdruckkornpressors oder einen Teil desselben in Teilmassenströme aufzuteilen, diese in jeweils einem Oberstuferikompressor KOS weiter zu verdichten, stromab des jeweiligen Oberstufenkompressors Wärme zuzuführen, die Teilmassenströme nach der Wärmezufuhr in jeweils einer Oberstufen-Entspannungsturbine TOS zu entspannen, und anschliessend stromab der Oberstufen- Entspannungsturbine durch ein Übergangsstück US in eine gemeinsame Hochdruckentspannungsturbine TH zusammenzuführen, weiter zu entspannen und anschliessend der Niederdruckentspannungsturbine TN zuzuführen.
10. Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks nach einem der vorstehenden Ansprüche , wobei zusätzlich zu Niederdruckkompressor KN und Hochdruckkompressor KH zwischen diesen noch ein Mitteldruckkompressor eingesetzt, und/oder zusätzlich zu Niederdruckentspannungsturbine TN und Hochdruckentspannungsturbine TH zwischen diesen noch eine Mitteldruckentspannungsturbine eingesetzt werden kann.
11. Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei mechanische Leistung aus einer, mehreren oder allen Oberstufen in Form komprimierter Luft aus dem jeweiligen Hochdruckkompressor KOS mittels Fluidverbindung in eine oder mehrere Luftexpanderturbinen LT ausgekoppelt wird, die ihrerseits die zentrale Welle das Gasturbinentriebwerks mit antreibt bzw. antreiben.
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12. Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei im Reiseflug nur die Brennkammer BKOS in Betrieb ist, die Brennkammer BK aber abgeschaltet ist.
13. Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei je nach Flugphase nur die Brennkammer BK oder nur die Brennkammern BKOS in Betrieb sind, oder sowohl die Brennkammer BK als auch die Brennkammern BKOS in Betrieb sind.
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