WO2023237152A1 - Propulsion system for an aircraft - Google Patents

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WO2023237152A1
WO2023237152A1 PCT/DE2023/100405 DE2023100405W WO2023237152A1 WO 2023237152 A1 WO2023237152 A1 WO 2023237152A1 DE 2023100405 W DE2023100405 W DE 2023100405W WO 2023237152 A1 WO2023237152 A1 WO 2023237152A1
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WO
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capacitor module
capacitor
bypass
drive system
channel
Prior art date
Application number
PCT/DE2023/100405
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German (de)
French (fr)
Inventor
Hermann Klingels
Sebastian Benke
Sascha Kaiser
Petra Kufner
Original Assignee
MTU Aero Engines AG
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Publication date
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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
    • F02C3/30—Adding water, steam or other fluids for influencing combustion, e.g. to obtain cleaner exhaust gases
    • F02C3/305—Increasing the power, speed, torque or efficiency of a gas turbine or the thrust of a turbojet engine by injecting or adding water, steam or other fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
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    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
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    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
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    • F02K3/105—Heating the by-pass flow
    • F02K3/115—Heating the by-pass flow by means of indirect heat exchange
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/60—Application making use of surplus or waste energy

Definitions

  • an axial direction of a gas turbine runs parallel to an engine axis, that is to say a shaft axis of a drive shaft of the gas turbine.
  • a radial direction is perpendicular to the engine axis.
  • the gas turbine has a circumferential direction that describes a direction around the engine axis.
  • the main flow channel which can also be referred to as a core flow channel, is used to guide fluid through the gas turbine components, comprising a compressor, in particular a low-pressure and a high-pressure compressor, a combustion chamber and a turbine, in particular a high-pressure and a low-pressure turbine.
  • the exhaust gas from the main flow channel has a high temperature due to combustion in the combustion chamber.
  • the drive system is particularly preferably further developed in that the at least one capacitor module has a side surface that at least partially faces the air bypass flow direction.
  • the condenser module has an angle of attack relative to the air flow, which favors the flow through the condenser and can reduce pressure losses.
  • a first capacitor module and a second capacitor module are arranged in pairs as a pair of capacitor modules in the air bypass direction of the bypass channel, the first capacitor module having a first angle of attack relative to the flow direction in the bypass channel and the second capacitor module having a first angle of attack relative to the flow direction in the bypass channel has a second angle of attack that is different from the first angle of attack.
  • the first angle of attack and the second angle of attack have a different one Sign related to the direction of flow in the bypass channel.
  • the two angles of attack have the same absolute value.
  • the first capacitor module and the second capacitor module are connected to one another by an inlet panel arranged upstream, which divides an air bypass flow of the bypass flow duct and guides it along side surfaces of the first capacitor module and the second capacitor module facing the secondary air flow.
  • the inlet cover can advantageously contribute to generating or maintaining a favorable air flow and directing foreign objects away from the capacitor modules.
  • the first capacitor module and the second capacitor module are arranged in a V arrangement in the bypass channel. This advantageously creates nozzle-like areas for conducting the corresponding heated partial bypass flow between two capacitor modules, so that no additional partition walls have to be inserted into the bypass flow channel. In particular, at least one area with relatively undisturbed air flow in the bypass flow channel can be achieved between two pairs of capacitor modules.
  • exhaust channels of at least one, in particular two, capacitor modules open into a water separation device, in particular into an inlet channel of the water separation device.
  • exhaust ducts of three or more Capacitor modules flow into a water separation device. In particular, these can be neighboring capacitor modules. This allows the use of the installation space in the outer housing to be further improved.
  • the at least one capacitor module is delimited by an outlet panel arranged downstream.
  • the secondary air flow can be easily aligned in the desired direction of thrust with little loss.
  • a steam turbine is arranged concentrically to the main drive shaft and its mechanical power fed to the main drive shaft via a steam turbine gearbox.
  • the invention also relates to an aircraft with a drive system according to the invention.
  • Fig. 2 shows the exemplary embodiment of the drive system according to the invention in a circumferential view
  • FIGS. 1 and 2 An exemplary embodiment of a drive system according to the invention is described below with reference to FIGS. 1 and 2.
  • the drive system 1 is in a meridian section, that is, in one of the radial directions R and axial Direction Ax of the gas turbine spanned plane, shown.
  • the drive system is shown along the sections AA and BB shown laterally using a rolled-up representation of circumferential planes, that is, it is shown in a plane spanned by the axial direction Ax and circumferential direction U.
  • the fan 8 is coupled to the drive shaft 9 with a gear 11 also arranged in the inner housing 6.
  • the outer housing 5 surrounds the bypass channel 20 on the outside and delimits it at least in sections, while the inner housing 6 forms an inner channel wall for the bypass channel 20 and thus delimits it on the inside.
  • the exhaust gas from the main flow channel 10 is not ejected directly, but is after-treated in a water system 30 and a steam system 40.
  • the water system 30 and the steam system 40 are arranged in the gas turbine 2. Components of the water system 30 are arranged in the bypass channel 20 and partly in the inner housing 6 and the outer housing 5 of the gas turbine 2.
  • the water system 30 recovers water from the exhaust gas of the main stream and feeds the steam system 40 with water.
  • the steam system 40 evaporates the water and supplies hot steam to the main stream in order to increase its mass flow and thus the specific power of the gas turbine.
  • the flows of exhaust gas, water and steam are shown purely schematically in Fig. 1.
  • the main flow channel 10 has a compressor 12 in the direction of flow, a mixing chamber 48 downstream of the compressor 12 for mixing the compressed air and a hot steam, an adjoining combustion chamber 13, which supplies a fuel to the air-steam mixture and burns it into an exhaust gas, a high-pressure turbine 14 and a low-pressure turbine 15, which expand the exhaust gas and provide mechanical power for driving, and finally it into a turbine outlet housing 16.
  • the high-pressure turbine 14 drives a high-pressure compressor via a second shaft of the gas turbine 2.
  • a steam generator 41 of the steam system 40 is arranged downstream of the turbine outlet housing 16, through which the hot exhaust gas from the low-pressure turbine 15 flows outwards in the radial direction R.
  • the exhaust gas then flows further in the radial direction to the condenser 21 of the water system 30 and through this through exhaust gas channels 26, which also run in the radial direction.
  • the exhaust gas is further cooled in the condenser 21. During the cooling of the exhaust gas, water from the exhaust gas at least partially condenses, with the exhaust gas-water mixture continuing to flow radially outward into a water separation device 31.
  • the steam generator 41 is preferably designed as a so-called tube bundle heat exchanger in a cross-countercurrent arrangement to the exhaust gas with several passages. It is preferably accommodated rotationally symmetrically and concentrically to the engine axis within the inner housing of the gas turbine, that is, the core engine cowling.
  • the steam generator 41 includes a preheater 42 for heating the feed water, an evaporator 43 for converting the feed water into steam, and a superheater 44 for superheating the steam.
  • the arrangement within the steam generator is only shown schematically in FIG. Other configurations with more or fewer elements of the steam generator 41 are also possible.
  • the preheater 42, the evaporator 43 and the superheater 44 can be designed as pipes that cross one another in a spiral shape.
  • FIG. 2 sectional planes along the lines AA and BB are drawn into the gas turbine shown in the meridian section on the left side, the associated schematically illustrated circumferential planes of which are shown unrolled.
  • the first capacitor module 23 has a first angle of attack a, which corresponds in magnitude, that is to say an absolute value, to a second angle of attack a' of the second capacitor module 23', but has a different sign. This results in a V arrangement for the capacitor module pairs 25.
  • An internal distance i in the circumferential direction U is provided between the first capacitor module 23 and the second capacitor module 23 'of a capacitor module pair 25, which in the present exemplary embodiment is smaller everywhere along the axial extent of the capacitor is an external distance a in the circumferential direction U between two pairs of capacitor modules 25.
  • the air conveyed by the fan 8 is divided by the inlet panel 22 and then flows along the outer, i.e. along the air bypass direction facing side surfaces 24a of the capacitor modules 23, 23 '. Part of this air flows through cooling channels 24c between the plates of the capacitor modules 23, 23' onto the side surfaces 24b of the capacitor modules 23, 23' facing away from the air bypass flow direction.
  • Outlet covers 27, 27 'of a pair of capacitor modules 25 are blown out. In this way, the two adjacent outlet covers 27, 27' of a pair of capacitor modules 25 form a hot bypass nozzle 29.
  • the air flows through the capacitor modules exhaust heat is transferred to the air, causing its temperature to rise.
  • the exhaust gas cools until the water it contains is at least partially condensed and is in liquid form.
  • the exhaust gas is passed through exhaust channels 26 inside the condenser 21.
  • the exhaust channels 26 are located in each of the capacitor modules 23, 23 '.
  • the exhaust gas is guided radially outwards through the exhaust channels 26 into the inlet channels 32 of the water separation devices 31, which are arranged in the outer housing 5, which is also referred to as a cowling or nacelle.
  • the water separation devices 31 are connecting channels between the capacitor modules 23. 23 'and the core outlet nozzles 36.
  • the exhaust gas streams are combined from the two capacitor modules 23, 23 'of a pair of capacitor modules 24.
  • the exhaust gas After exiting the capacitor modules 23, 23 ', the exhaust gas first flows forward in an inlet channel 32 of the water separation device 31 in the direction of the engine inlet and then, after a 180 ° turn in a manifold 33 in the outlet channel 35 in the direction of the core engine nozzle 36.
  • a water separation device 31 in addition to the above-mentioned swirl generator 34, other elements that serve to separate water can be accommodated.

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Abstract

The invention relates to a propulsion system (1) for an aircraft, comprising a gas turbine (2) with a main flow channel (10) and a bypass flow channel (20), a water system (30) and a steam system (40), wherein the water system (30) comprises at least one water separation unit (31) and a condenser (21) with at least one condenser module (23), wherein the gas turbine (2) has a housing (5, 6), in particular an outer housing (5) bordering the bypass flow channel (20) on the outside, and/or an inner housing (6) comprising the main flow channel (10). A propulsion system, with a water and steam system that is better integrated into the gas turbine, is achieved in that the water separation unit (13) is arranged in and/or on the outer housing (5), in particular in the cowling, and/or the at least one condenser module (23) is arranged in the bypass flow channel (20) and has exhaust gas channels (26) which direct an exhaust gas from the main flow channel (10), via the the bypass flow channel (20) and in and/or through the outer housing (5).

Description

Antriebssystem für ein Luftfahrzeug Propulsion system for an aircraft
Die Erfindung betrifft ein Antriebssystem für ein Luftfahrzeug, umfassend eine Gasturbine mit einem Hauptstromkanal, einem Nebenstromkanal, einem Wassersystem und einem Dampfsystem. Das Wassersystem umfasst zumindest eine Wasserabscheideeinrichtung und einen Kondensator mit mindestens einem Kondensatormodul, wobei die Gasturbine ein Außengehäuse aufweist, das den Nebenstromkanal außen begrenzt. Das in der Wasserabscheideeinrichtung gewonnene Wasser wird dem Dampfsystem zugeführt. Das Wasser wird in dem Dampfsystem in einem Dampferzeuger durch Abgaswärme verdampft und treibt eine Dampfturbine an, die zusätzliche Leistung in das Gesamtsystem einspeist. Anschließend wird der Dampf dem Hauptstrom zugeführt und mit der verdichteten Luft in die Brennkammer geleitet, wodurch der Massestrom und spezifische Leistung erhöht wird und eine Reduktion des Stickoxidanteils im Abgas bewirkt. The invention relates to a propulsion system for an aircraft, comprising a gas turbine with a main flow duct, a secondary flow duct, a water system and a steam system. The water system comprises at least one water separation device and a condenser with at least one capacitor module, wherein the gas turbine has an outer housing that delimits the bypass channel on the outside. The water obtained in the water separation device is fed to the steam system. The water is evaporated in the steam system in a steam generator by exhaust heat and drives a steam turbine, which feeds additional power into the overall system. The steam is then fed into the main stream and fed into the combustion chamber with the compressed air, which increases the mass flow and specific power and reduces the nitrogen oxide content in the exhaust gas.
Aus WO2020/187345A1 ist ein Antriebssystem für ein Luftfahrzeug bekannt, das aufgrund seiner Konzeption das Potential zur Reduzierung von umweit- bzw. klimaschädlichen Emissionen aufweist. Das Antriebssystem vereint ein Gasturbinensystem mit einem Wassersystem und einem Dampfsystem in einer Maschine. In einem stromabwärts der Turbine angeordneten Dampferzeuger wird mittels Wärmeabgabe aus dem Abgas Dampf erzeugt, der dann im Bereich der Brennkammer der Maschine zugeführt wird. Nach dem Durchströmen des Dampferzeugers durchläuft das feuchte Abgas noch weitere Komponenten, die dazu dienen, das Wasser aus dem Abgas durch Abkühlung abzuscheiden. Es handelt sich dabei um einen Kondensator und einer Wasserabscheideeinrichtung, die flugzeugseitig am Rumpf und im Flügel angeordnet sind. From WO2020/187345A1 a drive system for an aircraft is known which, due to its design, has the potential to reduce emissions that are harmful to the environment or the climate. The propulsion system combines a gas turbine system with a water system and a steam system in one machine. In a steam generator arranged downstream of the turbine, steam is generated from the exhaust gas by releasing heat, which is then supplied to the area of the combustion chamber of the machine. After flowing through the steam generator, the moist exhaust gas passes through further components that serve to separate the water from the exhaust gas by cooling it. This involves a condenser and a water separation device, which are arranged on the aircraft's fuselage and in the wing.
Mit der WO2022/028653A1 ist ein weiteres Antriebssystem für ein Luftfahrzeug bekannt, das eine Weiterentwicklung des in WO2020/187345A1 beschrieben Systems darstellt. Abgaskanäle des Kondensators verlaufen dabei in Umfangsrichtung, um so den Kondensator innerhalb der Triebwerksgondel unterbringen zu können. Weiterhin ist eine Dampfturbine mit zusätzlichem Verdichter zur zusätzlichen Verdichtung des Kernstroms auf einer exzentrisch zu der Antriebswelle angeordneten dritten Welle vorgesehen. Der Kernstrom und der Dampf aus der Dampfturbine werden dann in einer Mischkammer vor der Brennkammer gemischt und in die Brennkammer eingespeist. With WO2022/028653A1, another drive system for an aircraft is known, which represents a further development of the system described in WO2020/187345A1. Exhaust gas ducts of the condenser run in the circumferential direction in order to be able to accommodate the condenser within the engine nacelle. There is also a steam turbine with an additional compressor for additional compression of the core flow on a third shaft arranged eccentrically to the drive shaft. The core stream and the steam from the steam turbine are then mixed in a mixing chamber in front of the combustion chamber and fed into the combustion chamber.
Im Folgenden verläuft eine axiale Richtung einer Gasturbine parallel zu einer Triebwerksachse, das heißt einer Wellenachse einer Antriebswelle der Gasturbine. Eine radiale Richtung verläuft senkrecht zu der Triebwerksachse. Schließlich weist die Gasturbine eine Umfangsrichtung auf, die eine Richtung um die Triebwerksachse beschreibt. In the following, an axial direction of a gas turbine runs parallel to an engine axis, that is to say a shaft axis of a drive shaft of the gas turbine. A radial direction is perpendicular to the engine axis. Finally, the gas turbine has a circumferential direction that describes a direction around the engine axis.
Es ist eine Aufgabe der Erfindung, ein Antriebssystem für ein Luftfahrzeug anzugeben, dessen Wasser- und Dampfsystem stärker in die Gasturbine integriert ist. It is an object of the invention to provide a propulsion system for an aircraft whose water and steam system is more closely integrated into the gas turbine.
Diese Aufgabe wird von einem Antriebssystem mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst. Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen sind Gegenstand der Unteransprüche. This task is solved by a drive system with the features of claim 1. Further advantageous refinements are the subject of the subclaims.
Ein Antriebssystem für ein Luftfahrzeug, umfassend eine Gasturbine mit einem Hauptstromkanal, einem Nebenstromkanal, einem Wassersystem und einem Dampfsystem, wobei das Wassersystem zumindest eine Wasserabscheideeinrichtung und einen Kondensator mit mindestens einem Kondensatormodul umfasst, wobei die Gasturbine ein Gehäuse, insbesondere ein Außengehäuse, das den Nebenstromkanal außen umgibt, insbesondere begrenzt, und/oder ein Innengehäuse, das den Hauptstromkanal bzw. Kernstromkanal umfasst, aufweist, ist erfindungsgemäß dadurch verbessert, dass die Wasserabscheideeinrichtung in und/oder an dem Gehäuse, insbesondere in der Cowling und/oder dem Außengehäuse, besonders bevorzugt einem äußeren Bereich und/oder inneren Bereich des Außengehäuses, angeordnet ist, und/oder dass das mindestens eine Kondensatormodul in dem Nebenstromkanal angeordnet ist und Abgaskanäle aufweist, die ein Abgas aus dem Hauptstromkanal nach außen insbesondere in zumindest radialer Richtung der Gasturbine durch denA drive system for an aircraft, comprising a gas turbine with a main flow duct, a bypass duct, a water system and a steam system, the water system comprising at least one water separation device and a condenser with at least one capacitor module, the gas turbine having a housing, in particular an outer housing, which contains the bypass duct surrounds on the outside, in particular limited, and / or has an inner housing that includes the main flow channel or core flow channel, is improved according to the invention in that the water separation device in and / or on the housing, in particular in the cowling and / or the outer housing, is particularly preferred an outer region and/or inner region of the outer housing, and/or that the at least one capacitor module is arranged in the bypass flow channel and has exhaust gas channels which direct an exhaust gas from the main flow channel to the outside, in particular in at least the radial direction of the gas turbine
Nebenstromkanal und in und/oder durch das Außengehäuse leiten. Durch diese Bauweise, in der das Abgas bzw. die Abgaskanäle das Abgas, besonders bevorzugt vorwiegend in radialer Richtung, zumindest teilweise durch den Nebenstromkanal und in und/oder durch das Außengehäuse leiten, lässt sich auf einfache Weise das Abgas abkühlen, um anschließend das darin enthaltene Wasser abzuscheiden. In zumindest radialer Richtung heißt, dass der Verlauf der Abgasströmung oder der Abgaskanäle im Wesentlich in radialer Richtung verläuft, aber auch von der radialen Richtung abweichenden Richtungen folgen kann. Die Abgaskanäle können sich auch nur teilweise, insbesondere in zumindest radialer Richtung, zumindest abschnittsweise in radialer Richtung und/oder teilweise parallel zu einer radialen Richtung, durch den Nebenstromkanal erstrecken. Das Außengehäuse kann integral ausgebildet sein oder mehrere Außengehäuseteile aufweisen. Eine integrale oder einstückige Ausbildung des Außengehäuses hat den Vorteil, das weniger Leckagen auftreten und somit das Gesamtsystem einen höheren Wirkungsgrad aufweist. Das Außengehäuse kann ferner die Gasturbine gegenüber der Umwelt abgrenzen. Insbesondere können an oder in dem Außengehäuse Befestigungsmittel zur Montage der Gasturbine an einem Pylon oder einem Flügel eines Luftfahrzeugs vorgesehen sein. Darüber hinaus lässt sich vorteilhaft eine kompakte und integrierte Bauform der Gasturbine inklusive des Wasser- und Dampfsystems und damit des gesamten Antriebsystems realisieren. Es ist vorteilhaft nicht mehr nötig, auf Komponenten oder den Bauraum des Flügels oder des Pylons zurückgreifen zu müssen. Weiterhin spart dieses Antriebssystem Gewicht gegenüber den im Stand der Technik bekannten Antriebssystemen. Ein weiterer Vorteil gegenüber Antriebssystemen aus dem Stand der Technik ist, dass das Antriebssystem als Ganzes an einem Pylon eines Flügels montiert werden kann, ohne dass Teile des Antriebssystem in dem Pylon oder dem Flügel angeordnet werden müssen. Auf diese Weise kann die Wartung auf das Antriebssystem beschränkt und somit die Wartungskosten gewinnbringend reduziert werden. Der Hauptstromkanal, der auch als Kernstromkanal bezeichnet werden kann, dient der Fluidführung durch die Gasturbinenkomponenten umfassend einen Verdichter, insbesondere einen Niederdruck- und einen Hochdruckverdichter, einer Brennkammer und einer Turbine, insbesondere einer Hochdruck- und einer Niederdruckturbine. Das Abgas aus dem Hauptstromkanal hat aufgrund der Verbrennung in der Brennkammer eine hohe Temperatur. Der Nebenstromkanal, der auch als Bypass bezeichnet werden kann, dient der Luftführung eines Großteils des vom Fan geförderten Luftgesamtstroms und dient hauptsächlich der Schuberzeugung. Der Luftnebenstrom im Nebenstromkanal weist eine niedrige Temperatur auf, die in einem Temperaturbereich leicht oberhalb der Umgebungstemperatur liegt. Es kann vorgesehen sein, dass Rotorblätter eines Fans der Gasturbine eine radiale Erstreckung aufweisen, die größer ist als eine radiale Erstreckung des Wassersystems an dem Gehäuse. Dies ist insbesondere von Vorteil, wenn das Antriebssystem ein Open-Rotor-System ist, bei dem kein Außengehäuse einen Nebenstrom umgibt. Bypass channel and into and/or through the outer housing. This design, in which the exhaust gas or the exhaust gas channels are the exhaust gas, is particularly preferred Mainly in the radial direction, at least partially through the bypass channel and into and / or through the outer housing, the exhaust gas can be cooled in a simple manner in order to then separate the water contained therein. In at least the radial direction means that the course of the exhaust gas flow or the exhaust gas channels runs essentially in the radial direction, but can also follow directions that deviate from the radial direction. The exhaust ducts can also extend only partially, in particular in at least a radial direction, at least in sections in a radial direction and/or partially parallel to a radial direction, through the bypass flow duct. The outer housing can be integrally formed or have several outer housing parts. An integral or one-piece design of the outer housing has the advantage that fewer leaks occur and the overall system therefore has a higher efficiency. The outer housing can also separate the gas turbine from the environment. In particular, fastening means for mounting the gas turbine on a pylon or a wing of an aircraft can be provided on or in the outer housing. In addition, a compact and integrated design of the gas turbine including the water and steam system and thus the entire drive system can advantageously be achieved. It is advantageously no longer necessary to have to rely on components or the installation space of the wing or the pylon. Furthermore, this drive system saves weight compared to the drive systems known in the prior art. A further advantage over drive systems from the prior art is that the drive system as a whole can be mounted on a pylon of a wing without parts of the drive system having to be arranged in the pylon or the wing. In this way, maintenance can be limited to the drive system and maintenance costs can thus be profitably reduced. The main flow channel, which can also be referred to as a core flow channel, is used to guide fluid through the gas turbine components, comprising a compressor, in particular a low-pressure and a high-pressure compressor, a combustion chamber and a turbine, in particular a high-pressure and a low-pressure turbine. The exhaust gas from the main flow channel has a high temperature due to combustion in the combustion chamber. The bypass duct, which can also be referred to as a bypass, serves to guide a large part of the total air flow conveyed by the fan and is mainly used to generate thrust. The air side stream in Bypass channel has a low temperature, which is in a temperature range slightly above the ambient temperature. It can be provided that rotor blades of a fan of the gas turbine have a radial extent that is greater than a radial extent of the water system on the housing. This is particularly advantageous if the drive system is an open rotor system in which no outer housing surrounds a bypass flow.
In einer vorteilhaften Ausgestaltung ist das Kondensatormodul als Plattenwärmetauscher ausgebildet. Diese Konfiguration erlaubt eine besonders effiziente Wärmeübertragung und ist gut in den Nebenstromkanal integrierbar. In an advantageous embodiment, the capacitor module is designed as a plate heat exchanger. This configuration allows particularly efficient heat transfer and can be easily integrated into the bypass channel.
In einer bevorzugten Weiterbildung des Antriebsystems sind eine Abgasströmungsrichtung des zumindest einen Kondensatormoduls und eine Luftnebenstromrichtung des Nebenstromkanals in einem Kreuzstrom zueinander angeordnet. Die so geschaffene Kreuzstromanordnung erlaubt eine besonders einfache Strömung des Abgases aus dem Hauptstromkanal in das Außengehäuse der Gasturbine, um das dort dann in flüssiger Form vorliegende Wasser abscheiden zu können, während es in dem Kondensator strömend den im Wesentlichen in axialer Richtung strömenden Luftnebenstrom kreuzt. In a preferred development of the drive system, an exhaust gas flow direction of the at least one capacitor module and an air bypass flow direction of the bypass flow duct are arranged in a cross flow to one another. The cross-flow arrangement created in this way allows a particularly simple flow of the exhaust gas from the main flow channel into the outer housing of the gas turbine in order to be able to separate the water present there in liquid form while it flows in the condenser and crosses the air side stream flowing essentially in the axial direction.
Besonders bevorzugt ist das Antriebssystem dadurch weitergebildet, dass das mindestens eine Kondensatormodul eine der Luftnebenstromrichtung zumindest teilweise zugewandte Seitenfläche aufweist. Das Kondensatormodul weist einen Anstellwinkel gegenüber der Luftströmung auf, was das Strömen durch den Kondensator begünstigt und wodurch Druckverluste reduziert werden können. The drive system is particularly preferably further developed in that the at least one capacitor module has a side surface that at least partially faces the air bypass flow direction. The condenser module has an angle of attack relative to the air flow, which favors the flow through the condenser and can reduce pressure losses.
Weiterhin kann in einer bevorzugten Weiterbildung des Antriebssystems vorgesehen sein, dass das mindestens eine Kondensatormodul Kühlkanäle aufweist, die einen Luftnebenstrom des Nebenstromkanals von der der Luftnebenstromrichtung zumindest teilweise zugewandten Seitenfläche auf eine der Luftnebenstromrichtung abgewandten Seitenfläche des mindestens einen Kondensatormoduls leiten. Hierdurch wird die angeströmte Oberfläche der Kondensatormodule vorteilhaft vergrößert, was die Strömungsgeschwindigkeit durch das mindestens eine Kondensatormodul verringert wodurch Druckverluste weiter reduziert werden. Darüber hinaus findet eine Strömung auf und entlang der Rückseite der Kondensatormodule, das heißt der der Strömungsrichtung des Nebenstromkanals abgewandten Seitenfläche, statt, so dass die Wärmeübertragung vorteilhaft weiter erhöht wird. Furthermore, in a preferred development of the drive system, it can be provided that the at least one capacitor module has cooling channels which direct an air bypass flow of the bypass channel from the side surface that at least partially faces the air bypass flow direction to a side surface of the at least one capacitor module that faces away from the air bypass flow direction. This advantageously increases the flow surface of the capacitor modules, which increases the flow velocity through the at least one Condenser module reduced, which further reduces pressure losses. In addition, a flow takes place on and along the back of the capacitor modules, that is to say the side surface facing away from the flow direction of the bypass channel, so that the heat transfer is advantageously further increased.
In einer vorteilhaften Weiterbildung des Antriebssystem sind Kondensatormodule gruppiert angeordnet, so dass das mindestens eine Kondensatormodul als ein erstes Kondensatormodul und zusätzlich ein zweites Kondensatormodul als Kondensatormodulpaar in Luftnebenstromrichtung des Nebenstromkanals paarweise angeordnet sind, wobei die Kondensatormodule eines Kondensatormodulpaares zueinander einen geringeren inneren Abstand in Umfangsrichtung der Gasturbine aufweisen, als einen äußeren Abstand in Umfangsrichtung der Gasturbine zu anderen Kondensatormodulen. Dabei kann insbesondere vorgesehen sein, dass der innere Abstand zumindest in Strömungsrichtung der Luftnebenstromrichtung in einer ersten Hälfte des Kondensatormodulpaares kleiner ist als der äußere Abstand. Hierdurch werden in den engeren Zwischenräumen innerhalb der Kondensatormodulpaare Bereiche mit einem relativ heißen Luftnebenstrom geschaffen, die eine zumindest geringfügig erhöhte spezifische Enthalpie zur Schuberzeugung aufweisen. Darüber hinaus sind die kalten Zwischenräume, das heißt die Nebenstromkanalbereich, die zwischen zwei Kondensatormodulpaaren angeordnet sind, dafür vorgesehen, Verunreinigungen im Luftnebenstrom ableiten zu können. Es kann aber alternativ auch vorgesehen sein, dass der innere Abstand zumindest in Strömungsrichtung der Luftnebenstromrichtung in einer ersten Hälfte des Kondensatorpaares größer ist als der äußere Abstand. In an advantageous development of the drive system, capacitor modules are arranged in groups, so that the at least one capacitor module is arranged as a first capacitor module and additionally a second capacitor module as a pair of capacitor modules in the air bypass direction of the bypass duct, the capacitor modules of a pair of capacitor modules having a smaller internal distance from one another in the circumferential direction of the gas turbine have, as an external distance in the circumferential direction of the gas turbine to other capacitor modules. In particular, it can be provided that the internal distance is smaller than the external distance, at least in the flow direction of the air bypass flow direction, in a first half of the capacitor module pair. This creates areas with a relatively hot side stream of air in the narrower spaces within the pairs of capacitor modules, which have an at least slightly increased specific enthalpy for generating thrust. In addition, the cold spaces, i.e. the bypass channel areas, which are arranged between two pairs of capacitor modules, are intended to be able to drain away impurities in the air bypass flow. Alternatively, it can also be provided that the internal distance is greater than the external distance, at least in the flow direction of the air bypass flow direction in a first half of the capacitor pair.
In einer vorteilhaften Weiterbildung des Antriebssystems sind ein erstes Kondensatormodul und ein zweites Kondensatormodul als Kondensatormodulpaar in Luftnebenstromrichtung des Nebenstromkanals paarweise angeordnet sind, wobei das erste Kondensatormodul zu der Strömungsrichtung in dem Nebenstromkanal einen ersten Anstellwinkel aufweist und das zweite Kondensatormodul zu der Strömungsrichtung in dem Nebenstromkanal einen von dem ersten Anstellwinkel verschiedenen zweiten Anstellwinkel aufweist. In einer weitere Ausführungsform weisen der erste Anstellwinkel und der zweite Anstellwinkel ein unterschiedliches Vorzeichen zu der Strömungsrichtung in dem Nebenstromkanal auf. Weiterhin kann vorgesehen sein, dass die beiden Anstellwinkel einen gleichen Absolutwert aufweisen. In an advantageous development of the drive system, a first capacitor module and a second capacitor module are arranged in pairs as a pair of capacitor modules in the air bypass direction of the bypass channel, the first capacitor module having a first angle of attack relative to the flow direction in the bypass channel and the second capacitor module having a first angle of attack relative to the flow direction in the bypass channel has a second angle of attack that is different from the first angle of attack. In a further embodiment, the first angle of attack and the second angle of attack have a different one Sign related to the direction of flow in the bypass channel. Furthermore, it can be provided that the two angles of attack have the same absolute value.
Weiterhin kann vorteilhaft vorgesehen sein, dass das erste Kondensatormodul und das zweite Kondensatormodul durch eine stromaufwärts angeordnete Eintrittsverkleidung miteinander verbunden sind, die einen Luftnebenstrom des Nebenstromkanals teilt und entlang von der Luftnebenströmung zugewandten Seitenflächen des ersten Kondensatormoduls und des zweiten Kondensatormoduls leitet. Die Eintrittsverkleidung kann vorteilhaft zur Erzeugung oder Beibehaltung einer günstigen Luftströmung beitragen und Fremdkörper von den Kondensatormodulen wegleiten. Furthermore, it can advantageously be provided that the first capacitor module and the second capacitor module are connected to one another by an inlet panel arranged upstream, which divides an air bypass flow of the bypass flow duct and guides it along side surfaces of the first capacitor module and the second capacitor module facing the secondary air flow. The inlet cover can advantageously contribute to generating or maintaining a favorable air flow and directing foreign objects away from the capacitor modules.
In einer vorteilhaften Weiterbildung sind das erste Kondensatormodul und das zweite Kondensatormodul in einer V-Anordnung in dem Nebenstromkanal angeordnet. Hierdurch werden vorteilhaft düsenartige Bereiche zur Leitung des entsprechenden erhitzten Teilnebenstroms zwischen zwei Kondensatormodulen geschaffen, so dass keine zusätzlichen Trennwände in den Nebenstromkanal eingefügt werden müssen. Insbesondere kann zwischen zwei Kondensatormodulpaaren zumindest ein Bereich mit relativ ungestörter Luftströmung in dem Nebenstromkanal erreicht werden. In an advantageous development, the first capacitor module and the second capacitor module are arranged in a V arrangement in the bypass channel. This advantageously creates nozzle-like areas for conducting the corresponding heated partial bypass flow between two capacitor modules, so that no additional partition walls have to be inserted into the bypass flow channel. In particular, at least one area with relatively undisturbed air flow in the bypass flow channel can be achieved between two pairs of capacitor modules.
In einer vorteilhaften Ausführungsform des Antriebssystems ist die zumindest eine Wasserabscheideeinrichtung, insbesondere eine Kernaustrittsdüse der zumindest einen Wasserabscheideeinrichtung oder ein Drallerzeuger der zumindest einen Wasserabscheideeinrichtung, in Umfangsrichtung zwischen zwei Kondensatormodulen in einer das Außengehäuse schneidenden Umfangsebene, insbesondere zwischen zwei Kondensatormodulpaaren, angeordnet. Dadurch kann der Bauraum in der Cowling, das heißt in dem Außengehäuse vorteilhaft besser genutzt werden. In an advantageous embodiment of the drive system, the at least one water separation device, in particular a core outlet nozzle of the at least one water separation device or a swirl generator of the at least one water separation device, is arranged in the circumferential direction between two capacitor modules in a circumferential plane intersecting the outer housing, in particular between two pairs of capacitor modules. This allows the installation space in the cowling, i.e. in the outer housing, to be used advantageously better.
In einer besonderen Verbesserung des Abgassystems münden Abgaskanäle von mindestens einem, insbesondere zwei Kondensatormodulen in eine Wasserabscheideeinrichtung, insbesondere in einen Eintrittskanal der Wasserabscheideeinrichtung. Es können auch Abgaskanäle von drei oder mehr Kondensatormodulen in eine Wasserabscheideeinrichtung münden. Insbesondere kann es sich dabei um benachbarte Kondensatormodule handeln. Hierdurch kann die Nutzung des Bauraums in dem Außengehäuse weiter verbessert werden. In a particular improvement of the exhaust system, exhaust channels of at least one, in particular two, capacitor modules open into a water separation device, in particular into an inlet channel of the water separation device. There can also be exhaust ducts of three or more Capacitor modules flow into a water separation device. In particular, these can be neighboring capacitor modules. This allows the use of the installation space in the outer housing to be further improved.
Ferner kann vorteilhaft vorgesehen sein, dass das zumindest ein Kondensatormodul von einer stromabwärts angeordneten Austrittsverkleidung begrenzt ist. Durch eine Austrittsverkleidung kann der Luftnebenstrom verlustarm auf einfache Weise in die gewünschte Schubrichtung ausgerichtet werden. Furthermore, it can advantageously be provided that the at least one capacitor module is delimited by an outlet panel arranged downstream. With an outlet cover, the secondary air flow can be easily aligned in the desired direction of thrust with little loss.
Als eine vorteilhafte Ausführungsform einer Gasturbine, die eine Hauptantriebswelle mit einer Drehachse aufweist, die von einer Turbine angetrieben wird und, insbesondere über ein Getriebe, einen Fan und/oder einen Verdichter antreibt, dass eine Dampfturbine konzentrisch zu der Hauptantriebswelle angeordnet ist und ihre mechanische Leistung über ein Dampfturbinengetriebe an die Hauptantriebswelle speist. Hierdurch kann ein sehr kompaktes Antriebssystem geschaffen werden, das einen Wärmestrom aus dem Abgas zur zusätzlichen Leistungsgenerierung nutzen kann. Insbesondere gegenüber einer Ausführung mit einer exzentrisch angeordneten dritten Wellen ist der Turbomaschinenteil weiter vereinfacht und es ergeben sich geringere Verlustleistungen und eine verbesserte Bauraumausnutzung. As an advantageous embodiment of a gas turbine that has a main drive shaft with an axis of rotation that is driven by a turbine and, in particular via a gearbox, drives a fan and/or a compressor, a steam turbine is arranged concentrically to the main drive shaft and its mechanical power fed to the main drive shaft via a steam turbine gearbox. This makes it possible to create a very compact drive system that can use a heat flow from the exhaust gas to generate additional power. In particular, compared to an embodiment with an eccentrically arranged third shaft, the turbomachine part is further simplified and this results in lower power losses and improved utilization of installation space.
Die Erfindung betrifft auch ein Luftfahrzeug mit einem erfindungsgemäßen Antriebssystem. The invention also relates to an aircraft with a drive system according to the invention.
Weitere Vorteile und Merkmale der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung eines bevorzugten Ausführungsbeispiels. Further advantages and features of the invention result from the following description of a preferred exemplary embodiment.
Fig. 1 zeigt ein Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Antriebssystems mit einer Gasturbine in einem Meridianschnitt Fig. 1 shows an exemplary embodiment of a drive system according to the invention with a gas turbine in a meridian section
Fig. 2 zeigt das Ausführungsbeispiel das erfindungsgemäßen Antriebssystems in einer Umfangsansicht Fig. 2 shows the exemplary embodiment of the drive system according to the invention in a circumferential view
Anhand der Fig. 1 und 2 wird im Folgenden ein Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Antriebssystem beschrieben. In Fig. 1 ist das Antriebssystem 1 in einem Meridianschnitt, das heißt in einer von der radialen Richtung R und axialen Richtung Ax der Gasturbine aufgespannten Ebene, dargestellt. In Fig. 2 ist das Antriebssystem entlang der seitlich gezeigten Schnitte A-A und B-B anhand einer abgerollten Darstellung von Umfangsebenen gezeigt, das heißt es ist in einer von der axialer Richtung Ax und Umfangsrichtung U aufgespannten Ebene dargestellt. An exemplary embodiment of a drive system according to the invention is described below with reference to FIGS. 1 and 2. In Fig. 1, the drive system 1 is in a meridian section, that is, in one of the radial directions R and axial Direction Ax of the gas turbine spanned plane, shown. In Fig. 2, the drive system is shown along the sections AA and BB shown laterally using a rolled-up representation of circumferential planes, that is, it is shown in a plane spanned by the axial direction Ax and circumferential direction U.
Das Antriebssystem 1 umfasst eine Gasturbine 2 und ist über einen Pylon 3 mit einem Flügel 4 eines Luftfahrzeugs verbunden. Die Gasturbine 2 weist einen Einlass 7, der in axialen Richtung Ax der Gasturbine 2 vorne in einem Außengehäuse 5, der sogenannten Cowling angeordnet ist, auf. Die Gasturbine weist innen ein Innengehäuse 6 auf, das auch als Kerngehäuse bezeichnet werden kann. Zumindest Teile des Außengehäuses 5 und/oder Teile des Innengehäuses 6 bilden ein Gehäuse 5, 6. Hinter dem Einlass 7 ist ein Fan 8 angeordnet, der von einer in dem Innengehäuse 6 gelagerten Antriebswelle 9 der Gasturbine angetrieben wird, Luft ansaugt und den Luftgesamtstrom in einen Hauptstromkanal 10 und einen Nebenstromkanal 20 der Gasturbine 2 fördert. Der Fan 8 ist mit einem ebenfalls in dem Innengehäuse 6 angeordneten Getriebe 11 mit der Antriebswelle 9 gekoppelt. Das Außengehäuse 5 umgibt den Nebenstromkanal 20 außen und begrenzt ihn zumindest abschnittsweise, während das Innengehäuse 6 eine Innenkanalwand für den Nebenstromkanal 20 bildet und diesen so innen begrenzt. The drive system 1 includes a gas turbine 2 and is connected to a wing 4 of an aircraft via a pylon 3. The gas turbine 2 has an inlet 7, which is arranged at the front in an outer housing 5, the so-called cowling, in the axial direction Ax of the gas turbine 2. The gas turbine has an inner housing 6, which can also be referred to as a core housing. At least parts of the outer housing 5 and / or parts of the inner housing 6 form a housing 5, 6. A fan 8 is arranged behind the inlet 7, which is driven by a drive shaft 9 of the gas turbine mounted in the inner housing 6, sucks in air and the total air flow in a main flow channel 10 and a secondary flow channel 20 of the gas turbine 2 promotes. The fan 8 is coupled to the drive shaft 9 with a gear 11 also arranged in the inner housing 6. The outer housing 5 surrounds the bypass channel 20 on the outside and delimits it at least in sections, while the inner housing 6 forms an inner channel wall for the bypass channel 20 and thus delimits it on the inside.
Das Abgas aus dem Hauptstromkanal 10 wird in dem vorliegenden Ausführungsbeispiel nicht direkt ausgestoßen, sondern in einem Wassersystem 30 und einem Dampfsystem 40 nachbehandelt. Das Wassersystem 30 und das Dampfsystem 40 sind in der Gasturbine 2 angeordnet. Komponenten des Wassersystems 30 sind dabei in dem Nebenstromkanal 20 und teilweise in dem Innengehäuse 6 sowie dem Außengehäuse 5 der Gasturbine 2 angeordnet. Das Wassersystem 30 gewinnt Wasser aus dem Abgas des Hauptstroms und speist das Dampfsystem 40 mit Wasser. Das Dampfsystem 40 verdampft das Wasser und führt dem Hauptstrom heißen Dampf zu, um dessen Massenstrom und damit die spezifische Leistung der Gasturbine zu erhöhen. Die Ströme des Abgases, des Wassers und Dampfes sind dabei rein schematisch in Fig. 1 eingezeichnet. In the present exemplary embodiment, the exhaust gas from the main flow channel 10 is not ejected directly, but is after-treated in a water system 30 and a steam system 40. The water system 30 and the steam system 40 are arranged in the gas turbine 2. Components of the water system 30 are arranged in the bypass channel 20 and partly in the inner housing 6 and the outer housing 5 of the gas turbine 2. The water system 30 recovers water from the exhaust gas of the main stream and feeds the steam system 40 with water. The steam system 40 evaporates the water and supplies hot steam to the main stream in order to increase its mass flow and thus the specific power of the gas turbine. The flows of exhaust gas, water and steam are shown purely schematically in Fig. 1.
Der Hauptstromkanal 10 weist in Strömungsrichtung einen Verdichter 12, eine dem Verdichter 12 nachgeschaltete Mischkammer 48 zur Mischung der verdichteten Luft und eines heißen Dampfes, eine daran anschließende Brennkammer 13, die dem Luft-Dampf-Gemisch einen Brennstoff zuführt und zu einem Abgas verbrennt, eine Hochdruckturbine 14 und eine Niederdruckturbine 15 auf, die das Abgas entspannen und mechanische Leistung zum Antrieb bereitstellen, und es schließlich in ein Turbinenaustrittsgehäuse 16 weiterleiten. Es kann vorgesehen sein, dass die Hochdruckturbine 14 über eine zweite Welle der Gasturbine 2 einen Hochdruckverdichter antreibt. The main flow channel 10 has a compressor 12 in the direction of flow, a mixing chamber 48 downstream of the compressor 12 for mixing the compressed air and a hot steam, an adjoining combustion chamber 13, which supplies a fuel to the air-steam mixture and burns it into an exhaust gas, a high-pressure turbine 14 and a low-pressure turbine 15, which expand the exhaust gas and provide mechanical power for driving, and finally it into a turbine outlet housing 16. It can be provided that the high-pressure turbine 14 drives a high-pressure compressor via a second shaft of the gas turbine 2.
Der Nebenstromkanal 20 weist stromabwärts einen als Plattenwärmetauscher ausgebildeten Kondensator 21 auf, der mehrere Eintrittsverkleidungen 22, mit den Eintrittsverkleidungen 22 verbundene Kondensatormodule 23, und die Kondensatormodule 23 stromabwärts abschließende Austrittsverkleidungen 27 umfasst. Die Kondensatormodule 23 sind in den sogenannten C-Kanälen der Gasturbine angeordnet und nach außen hin in Strömungsrichtung geneigt. Die Kondensatormodule 23 erstrecken sich in radialer Richtung R von dem Innengehäuse 6 bis zu dem Außengehäuse 5. Ein Großteil des von dem Fan 8 geförderten Luftvolumens wird als Luftnebenstrom dem Nebenstromkanal 20 zugeführt und durchströmt dort teilweise den Kondensator 21 , bevor der Luftnebenstrom die Gasturbine 2 zur Schuberzeugung verlässt. Der Luftnebenstrom wird dabei in dem in dem als Wärmetauscher arbeitenden Kondensator 21 teilweise erhitzt und kühlt das durch den Kondensator 21 strömende Abgas. The bypass flow channel 20 has a capacitor 21 designed as a plate heat exchanger downstream, which comprises a plurality of inlet panels 22, capacitor modules 23 connected to the inlet panels 22, and outlet panels 27 which terminate the capacitor modules 23 downstream. The capacitor modules 23 are arranged in the so-called C channels of the gas turbine and inclined outwards in the direction of flow. The capacitor modules 23 extend in the radial direction R from the inner housing 6 to the outer housing 5. A large part of the air volume conveyed by the fan 8 is supplied to the bypass channel 20 as a bypass air flow and partially flows through the condenser 21 there before the bypass air flow reaches the gas turbine 2 Thrust generation leaves. The air side stream is partially heated in the condenser 21, which works as a heat exchanger, and cools the exhaust gas flowing through the condenser 21.
Stromabwärts des Turbinenaustrittsgehäuses 16 ist ein Dampferzeuger 41 des Dampfsystems 40 angeordnet, der von dem heißen Abgas aus der Niederdruckturbine 15 in radialer Richtung R nach außen hin durchströmt wird. Anschließend strömt das Abgas weiter in radialer Richtung zu dem Kondensator 21 des Wassersystems 30 und durch diesen durch ebenfalls in radialer Richtung verlaufende Abgaskanäle 26. In dem Kondensator 21 wird das Abgas weiter abgekühlt. Während der Abkühlung des Abgases kondensiert Wasser aus dem Abgas zumindest teilweise, wobei das Abgas-Wasser-Gemisch weiter radial nach außen in eine Wasserabscheidevorrichtung 31 strömt. Dort wird es zunächst in axialer Richtung Ax der Gasturbine 2 in einem Eintrittskanal 32 nach vorne geleitet, um etwa 180° in einem Krümmer 33 umgelenkt und einem Drallerzeuger 34 in einem Austrittskanal 35 zugeführt, der das Abgas zentrifugiert. Dadurch wird das Wasser in dem Abgas-Wasser-Gemisch ausgeschieden und kann in flüssiger Form in das weitere Wassersystem 30 geleitet werden. Das entfeuchtete und gekühlte Abgas wird über eine Kernaustrittsdüse 36 freigesetzt und entspannt und dient zusätzlich der Schuberzeugung. Die Komponenten des Wassersystems 30 sind in Fig. 2 dargestellt. In Fig. 1 sind lediglich Pfeile eingezeichnet, die die Richtung des Abgases schematisch verdeutlichen sollen. A steam generator 41 of the steam system 40 is arranged downstream of the turbine outlet housing 16, through which the hot exhaust gas from the low-pressure turbine 15 flows outwards in the radial direction R. The exhaust gas then flows further in the radial direction to the condenser 21 of the water system 30 and through this through exhaust gas channels 26, which also run in the radial direction. The exhaust gas is further cooled in the condenser 21. During the cooling of the exhaust gas, water from the exhaust gas at least partially condenses, with the exhaust gas-water mixture continuing to flow radially outward into a water separation device 31. There it is first guided forward in the axial direction Ax of the gas turbine 2 in an inlet channel 32, deflected by approximately 180 ° in a manifold 33 and fed to a swirl generator 34 in an outlet channel 35, which centrifuges the exhaust gas. This will allow the water in separated from the exhaust gas-water mixture and can be passed in liquid form into the further water system 30. The dehumidified and cooled exhaust gas is released and expanded via a core outlet nozzle 36 and also serves to generate thrust. The components of the water system 30 are shown in FIG. 2. Only arrows are shown in FIG. 1, which are intended to schematically illustrate the direction of the exhaust gas.
Das in der Wasserabscheidevorrichtung 31 gesammelte Wasser wird über Wasserleitungen 37 an ein Wasserreservoir 38 gefördert. Von dort wird das nunmehr als Speisewasser bezeichnete Wasser mittels einer Wasserpumpe 39 dem Dampferzeuger 41 des Dampfsystems 40 zugeführt wird. Die Wasserpumpe 39 ist vorzugsweise regelbar und kann entsprechend einer benötigten Dampfleistung dem Dampferzeuger Speisewasser zuführen. Das Wasserreservoir 38 und die Wasserpumpe 39 befinden sich in dem vorliegenden Ausführungsbeispiel in dem Innengehäuse 6 der Gasturbine. The water collected in the water separation device 31 is conveyed to a water reservoir 38 via water pipes 37. From there, the water, now referred to as feed water, is supplied to the steam generator 41 of the steam system 40 by means of a water pump 39. The water pump 39 is preferably controllable and can supply feed water to the steam generator according to the required steam output. In the present exemplary embodiment, the water reservoir 38 and the water pump 39 are located in the inner housing 6 of the gas turbine.
Der Dampferzeuger 41 ist vorzugsweise als sogenannter Rohrbündelwärmetauscher in Kreuz-Gegenstromanordnung zu dem Abgas mit mehreren Passagen ausgeführt. Er wird vorzugsweise rotationssymmetrisch und konzentrisch zur Triebwerksachse innerhalb des Innengehäuses der Gasturbine, das heißt der Kerntriebwerksverkleidung, untergebracht. Der Dampferzeuger 41 umfasst einen Vorheizer 42, um das Speisewasser zu erhitzen, einen Verdampfer 43, der das Speisewasser in Dampf umwandelt und einen Überhitzer 44, der den Dampf überhitzt. Die Anordnung innerhalb des Dampferzeugers ist in Fig. 1 lediglich schematisch dargestellt. Andere Konfigurationen mit mehr oder weniger Elementen des Dampferzeugers 41 sind auch möglich. So können der Vorheizer 42, der Verdampfer 43 und der Überhitzer 44 als einander spiralförmig überkreuzende Rohrleitungen ausgebildet sein. Der insbesondere überhitzte Dampf wird durch eine Dampfleitung 45 einer Dampfturbine 46 zugeführt und treibt diese an. Der in der Dampfturbine 46 entspannte Dampf wird dann in die Mischkammer 48 zur Nutzung in der Brennkammer 13 geleitet. Es kann vorgesehen sein, dass ein Teil des Dampfes direkt in die Brennkammer geleitet oder zu Kühlzwecken abgeleitet wird. Die Dampfturbine 46 ist an die Antriebswelle 9 der Gasturbine durch ein Dampfturbinengetriebe 47 gekoppelt. Im Einsatz liegt das Übersetzungsverhältnis des Dampfturbinengetriebes 47 im Bereich 1 :5 bis 1 :10, da die Dampfturbine 46 deutlich höhere Umdrehungszahlen als die Niederdruckturbine 15 und damit die Antriebswelle 9 erreicht. Die so in der Dampfturbine 46 gewonnene mechanische Leistung wird entsprechend der Antriebswelle 9 zugeführt und so die Abgaswärme dem Kreisprozess der Gasturbine 2 wieder zur Verfügung gestellt. The steam generator 41 is preferably designed as a so-called tube bundle heat exchanger in a cross-countercurrent arrangement to the exhaust gas with several passages. It is preferably accommodated rotationally symmetrically and concentrically to the engine axis within the inner housing of the gas turbine, that is, the core engine cowling. The steam generator 41 includes a preheater 42 for heating the feed water, an evaporator 43 for converting the feed water into steam, and a superheater 44 for superheating the steam. The arrangement within the steam generator is only shown schematically in FIG. Other configurations with more or fewer elements of the steam generator 41 are also possible. The preheater 42, the evaporator 43 and the superheater 44 can be designed as pipes that cross one another in a spiral shape. The particularly superheated steam is fed through a steam line 45 to a steam turbine 46 and drives it. The steam expanded in the steam turbine 46 is then passed into the mixing chamber 48 for use in the combustion chamber 13. It can be provided that part of the steam is passed directly into the combustion chamber or is diverted for cooling purposes. The steam turbine 46 is coupled to the drive shaft 9 of the gas turbine through a steam turbine gearbox 47. The gear ratio is in use of the steam turbine transmission 47 in the range 1:5 to 1:10, since the steam turbine 46 reaches significantly higher speeds than the low-pressure turbine 15 and thus the drive shaft 9. The mechanical power thus obtained in the steam turbine 46 is supplied to the drive shaft 9 and the exhaust gas heat is made available again to the cycle of the gas turbine 2.
Die Anordnung des Kondensators 21 wird im Folgenden anhand der Fig. 2 beschrieben. In Fig. 2 sind in die seitlich links im Meridianschnitt dargestellte Gasturbine Schnittebenen entlang der Linien A-A und B-B eingezeichnet, deren zugehörige schematisch dargestellte Umfangsebenen abgewickelt gezeigt sind. The arrangement of the capacitor 21 is described below with reference to FIG. 2. In Fig. 2, sectional planes along the lines AA and BB are drawn into the gas turbine shown in the meridian section on the left side, the associated schematically illustrated circumferential planes of which are shown unrolled.
Im Schnitt A-A ist seitlich zu dem Pylon 3 ein im C-Kanal angeordneter und aus mehreren Kondensatormodulen 23, 23' bestehender Kondensator 21 gezeigt. Die Kondensatormodule 23, 23' sind paarweise als Kondensatormodulpaare 25 angeordnet und diese Kondensatormodulpaare 25 durch jeweils eine Eintrittsverkleidung 22 miteinander in einem stromaufwärts gelegenen Bereich des Nebenstromkanals 20 verbunden. Jedes der Kondensatormodule 23, 23' wird in Strömungsrichtung von einer Austrittsverkleidung 27, 27' begrenzt. Die Kondensatormodulpaare 25 bestehen also aus einem ersten Kondensatormodul 23 und einem zweiten Kondensatormodul 23‘. Die beiden Kondensatormodule 23, 23' weisen gegenüber der Nebenstromrichtung in dem Nebenstromkanal, insbesondere einer axialen Richtung Ax der Gasturbine, einen Anstellwinkel a, a' auf. Das erste Kondensatormodul 23 weist einen ersten Anstellwinkel a auf, der vom Betrag, das heißt von einem Absolutwert, einem zweiten Anstellwinkel a' des zweiten Kondensatormoduls 23' entspricht, aber ein anderes Vorzeichen aufweist. Auf diese Weise ergibt sich eine V-Anordnung für die Kondensatormodulpaare 25. Zwischen dem ersten Kondensatormodul 23 und dem zweiten Kondensatormodul 23' eines Kondensatormodulpaares 25 ist ein innerer Abstand i in Umfangsrichtung U vorgesehen, der in dem vorliegenden Ausführungsbeispiel entlang der Axialerstreckung des Kondensators überall kleiner ist eine äußerer Abstand a in Umfangsrichtung U zwischen zwei Kondensatormodulpaaren 25. In section AA, a capacitor 21 is shown to the side of the pylon 3, which is arranged in the C channel and consists of several capacitor modules 23, 23 '. The capacitor modules 23, 23 'are arranged in pairs as capacitor module pairs 25 and these capacitor module pairs 25 are connected to one another in an upstream area of the bypass channel 20 by an inlet cover 22. Each of the capacitor modules 23, 23' is delimited in the direction of flow by an outlet cover 27, 27'. The capacitor module pairs 25 therefore consist of a first capacitor module 23 and a second capacitor module 23 '. The two capacitor modules 23, 23' have an angle of attack a, a' relative to the bypass flow direction in the bypass flow channel, in particular an axial direction Ax of the gas turbine. The first capacitor module 23 has a first angle of attack a, which corresponds in magnitude, that is to say an absolute value, to a second angle of attack a' of the second capacitor module 23', but has a different sign. This results in a V arrangement for the capacitor module pairs 25. An internal distance i in the circumferential direction U is provided between the first capacitor module 23 and the second capacitor module 23 'of a capacitor module pair 25, which in the present exemplary embodiment is smaller everywhere along the axial extent of the capacitor is an external distance a in the circumferential direction U between two pairs of capacitor modules 25.
Die vom Fan 8 geförderte Luft wird durch die Eintrittsverkleidung 22 aufgeteilt und fließt dann entlang der äußeren, das heißt entlang der Luftnebenstromrichtung zugewandten Seitenflächen 24a der Kondensatormodule 23, 23‘. Ein Teil dieser Luft strömt durch Kühlkanäle 24c zwischen den Platten der Kondensatormodule 23, 23' auf die der Luftnebenstromrichtung abgewandten Seitenflächen 24b der Kondensatormodule 23, 23‘. The air conveyed by the fan 8 is divided by the inlet panel 22 and then flows along the outer, i.e. along the air bypass direction facing side surfaces 24a of the capacitor modules 23, 23 '. Part of this air flows through cooling channels 24c between the plates of the capacitor modules 23, 23' onto the side surfaces 24b of the capacitor modules 23, 23' facing away from the air bypass flow direction.
Der Teil des Luftnebenstroms, der nicht durch die Kondensatormodule 23 strömt, sondern im Wesentlichen gerade an den Kondensatormodulen 23 vorbeiströmt, verlässt die Gasturbine 2 zur Schuberzeugung zwischen zwei benachbarten Austrittsverkleidungen 27, 27' zweier benachbarter Kondensatormodulpaare 25. Diese benachbarten Austrittsverkleidungen 27 zweier benachbarter Kondensatormodulpaare 25 bilden eine kalte Nebenstromdüse 28. The part of the air side stream that does not flow through the capacitor modules 23, but essentially flows straight past the capacitor modules 23, leaves the gas turbine 2 to generate thrust between two adjacent outlet covers 27, 27 'of two adjacent capacitor module pairs 25. These adjacent outlet covers 27 of two adjacent capacitor module pairs 25 form a cold bypass nozzle 28.
Die Luft, die durch die Kondensatormodule 23 strömt wird in einen Innenraum der Kondensatormodulpaare 25 geleitet, erhitzt und zwischen zweiThe air that flows through the capacitor modules 23 is passed into an interior of the capacitor module pairs 25, heated and between two
Austrittsverkleidungen 27, 27' eines Kondensatormodulpaares 25 ausgeblasen. Die beiden benachbarten Austrittsverkleidungen 27, 27' eines Kondensatormodulpaares 25 bilden auf diese Weise eine heiße Nebenstromdüse 29. Outlet covers 27, 27 'of a pair of capacitor modules 25 are blown out. In this way, the two adjacent outlet covers 27, 27' of a pair of capacitor modules 25 form a hot bypass nozzle 29.
Diese Anordnung hat auch den Vorteil, dass Fremdkörper die mit hoher Geschwindigkeit im Nebenstrom vorhanden sein können, entlang der Kondensatorseitenflächen in die kalte Nebenstromdüse 28 geleitet werden. Dadurch können mögliche Beschädigungen und auch Verschmutzungen vermieden oder zumindest verringert werden. This arrangement also has the advantage that foreign bodies that may be present in the bypass flow at high speed are guided along the condenser side surfaces into the cold bypass nozzle 28. This means that possible damage and contamination can be avoided or at least reduced.
Bei der Durchströmung der Kondensatormodule wird Abgaswärme auf die Luft übertragen, wodurch deren Temperatur steigt. Das Abgas kühlt dabei soweit ab bis das darin enthaltene Wasser, zumindest teilweise kondensiert und in flüssiger Form vorliegt. Wie weiter oben beschrieben, wird das Abgas durch Abgaskanäle 26 im Inneren des Kondensators 21 geleitet. Die Abgaskanäle 26 befinden sich in jedem der Kondensatormodule 23, 23‘. Das Abgas wird durch die Abgaskanäle 26 radial nach außen in die Eintrittskanäle 32 der Wasserabscheidevorrichtungen 31 geleitet, welche in dem Außengehäuse 5, das auch als Cowling oder Gondel bezeichnet wird, angeordnet sind. Die Wasserabscheidevorrichtungen 31 sind Verbindungskanäle zwischen den Kondensatormodulen 23. 23' und den Kernaustrittsdüsen 36. In der gezeigten Ausführung werden die Abgasströme jeweils aus den beiden Kondensatormodulen 23, 23' eines Kondensatormodulpaares 24 zusammengefasst. Das Abgas strömt zunächst nach dem Austritt aus den Kondensatormodulen 23, 23' in einem Eintrittskanal 32 der Wasserabscheidevorrichtung 31 nach vorne in Richtung Triebwerkseinlauf und dann nach einer 180° Kehre in einem Krümmer 33 in dem Austrittskanal 35 in Richtung der Kerntriebwerksdüse 36. In einer Wasserabscheidevorrichtung 31 können neben dem oben erwähnten Drallerzeuger 34 weitere Elemente, die zur Wasserabscheidung dienen, untergebracht sein. As the air flows through the capacitor modules, exhaust heat is transferred to the air, causing its temperature to rise. The exhaust gas cools until the water it contains is at least partially condensed and is in liquid form. As described above, the exhaust gas is passed through exhaust channels 26 inside the condenser 21. The exhaust channels 26 are located in each of the capacitor modules 23, 23 '. The exhaust gas is guided radially outwards through the exhaust channels 26 into the inlet channels 32 of the water separation devices 31, which are arranged in the outer housing 5, which is also referred to as a cowling or nacelle. The water separation devices 31 are connecting channels between the capacitor modules 23. 23 'and the core outlet nozzles 36. In the In the embodiment shown, the exhaust gas streams are combined from the two capacitor modules 23, 23 'of a pair of capacitor modules 24. After exiting the capacitor modules 23, 23 ', the exhaust gas first flows forward in an inlet channel 32 of the water separation device 31 in the direction of the engine inlet and then, after a 180 ° turn in a manifold 33 in the outlet channel 35 in the direction of the core engine nozzle 36. In a water separation device 31, in addition to the above-mentioned swirl generator 34, other elements that serve to separate water can be accommodated.
Bezugszeichenliste Reference symbol list
1 Antriebssystem 1 drive system
2 Gasturbine 2 gas turbine
3 Pylon 3 pylon
4 Flügel 4 wings
5 Außengehäuse der Gasturbine 5 outer casing of the gas turbine
6 Innengehäuse der Gasturbine 6 inner casing of the gas turbine
7 Einlauf 7 enema
8 Fan 8 fan
9 Antriebswelle 9 drive shaft
10 Hauptstromkanal (Kernstromkanal) 10 main power channel (core power channel)
11 Getriebe 11 gears
12 Verdichter 12 compressors
13 Brennkammer 13 combustion chamber
14 Hochdruckturbine 14 high pressure turbine
15 Niederdruckturbine 15 low pressure turbine
16 Turbinenaustrittsgehäuse 16 turbine outlet housing
20 Nebenstromkanal (Bypass) 20 bypass channel (bypass)
21 Kondensator 21 capacitor
22 Eintrittsverkleidung 22 Entrance fairing
23 (erstes) Kondensatormodul (eines Kondensatormodulpaares) 23 (first) capacitor module (of a pair of capacitor modules)
23' zweites Kondensatormodul eines Kondensatormodulpaares 23' second capacitor module of a pair of capacitor modules
24a Luftnebenstromrichtung zugewandte Seitenfläche eines Kondensatormoduls24a side surface of a capacitor module facing the air bypass flow direction
24b Luftnebenstromrichtung abgewandte Seitenfläche eines Kondensatormoduls24b Side surface of a capacitor module facing away from the air bypass flow direction
24c Kühlkanäle 24c cooling channels
25 Kondensatormodulpaar 25 capacitor module pair
26 Abgaskanal 26 exhaust duct
27 Austrittsverkleidung des (ersten) Kondensatormoduls 27 Exit panel of the (first) capacitor module
27' Austrittsverkleidung des zweiten Kondensatormoduls 27' exit panel of the second capacitor module
28 kalte Nebenstromdüse 28 cold bypass nozzle
29 heiße Nebenstromdüse 30 Wassersystem 29 hot bypass nozzle 30 water system
31 Wasserabscheideeinrichtung 31 water separation device
32 Eintrittskanal der Wasserabscheideeinrichtung32 inlet channel of the water separation device
33 Krümmer 33 manifolds
34 Drallerzeuger 34 twist generators
35 Austrittskanal der Wasserabscheideeinrichtung35 outlet channel of the water separation device
36 Kernaustrittsdüse 36 core exit nozzle
37 Wasserleitung 37 water pipe
38 Wasserreservoir 38 water reservoir
39 Wasserpumpe 39 water pump
40 Dampfsystem 40 steam system
41 Dampferzeuger 41 steam generators
42 Vorheizer 42 preheaters
43 Verdampfer 43 evaporators
44 Überhitzer 44 superheaters
45 Dampfleitung 45 steam pipe
46 Dampfturbine 46 steam turbine
47 Dampfturbinengetriebe 47 steam turbine gearboxes
48 Mischkammer 48 mixing chamber

Claims

Patentansprüche Antriebssystem (1 ) für ein Luftfahrzeug, umfassend eine Gasturbine (2), mit einem Hauptstromkanal (10) und einem Nebenstromkanal (20), einem Wassersystem (30) und einem Dampfsystem (40), wobei das Wassersystem (30) zumindest eine Wasserabscheideeinrichtung (31 ) und einen Kondensator (21 ) mit mindestens einem Kondensatormodul (23) umfasst, wobei die Gasturbine (2) ein Gehäuse (5, 6), insbesondere ein Außengehäuse (5), das den Nebenstromkanal (20) außen umgibt, und/oder ein Innengehäuse (6), das den Hauptstromkanal (10) umfasst, aufweist, dadurch gekennzeichnet, dass die Wasserabscheideeinrichtung (31 ) in und/oder an dem Gehäuse (5, 6) angeordnet ist, und/oder dass das mindestens eine Kondensatormodul (23) in dem Nebenstromkanal (20) angeordnet ist und Abgaskanäle (26) aufweist, die ein Abgas aus dem Hauptstromkanal (10) nach außen durch den Nebenstromkanal (20) und in und/oder durch das Außengehäuse (5) leiten. Antriebssystem nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass das Kondensatormodul (23) als Plattenwärmetauscher ausgebildet ist. Antriebssystem (1 ) nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass eine Abgasströmungsrichtung des zumindest einen Kondensatormoduls (23) und eine Luftnebenstromrichtung des Nebenstromkanals (20) in einem Kreuzstrom zueinander angeordnet sind. Antriebssystem (1 ) nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das mindestens eine Kondensatormodul (23) als ein erstes Kondensatormodul (23) und zusätzlich ein zweites Kondensatormodul (23‘) als Kondensatormodulpaar (25) in Luftnebenstromrichtung des Nebenstromkanals (20) paarweise angeordnet sind, wobei die Kondensatormodule (23, 23‘) eines Kondensatormodulpaares (25) zueinander einen geringeren inneren Abstand (i) in Umfangsrichtung (U) der Gasturbine (2) aufweisen, als einen äußeren Abstand (a) in Umfangsrichtung (U) der Gasturbine (2) zu anderen Kondensatormodulen (23), insbesondere, dass der innere Abstand (i) zumindest in Strömungsrichtung der Luftnebenstromrichtung in einer ersten Hälfte des Kondensatormodulpaares (25) kleiner ist als der äußere Abstand (a). Antriebssystem (1 ) nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass ein erstes Kondensatormodul (23) und ein zweites Kondensatormodul (23‘) als Kondensatormodulpaar (25) in Luftnebenstromrichtung des Nebenstromkanals (20) paarweise angeordnet sind, wobei das erste Kondensatormodul (23) zu der Strömungsrichtung in dem Nebenstromkanal (20) einen ersten Anstellwinkel (a) aufweist und das zweite Kondensatormodul (23‘) zu der Strömungsrichtung in dem Nebenstromkanal (20) einen von dem ersten Anstellwinkel (a) verschiedenen zweiten Anstellwinkel (a‘) aufweist, insbesondere, dass der erste Anstellwinkel (a) und der zweite Anstellwinkel (a‘) ein unterschiedliches Vorzeichen, und insbesondere einen gleichen Absolutwert, aufweisen. Antriebssystem (1 ) nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass das erste Kondensatormodul (23) und das zweite Kondensatormodul (23‘) durch eine stromaufwärts angeordnete Eintrittsverkleidung (22) miteinander verbunden sind, die einen Luftnebenstrom des Nebenstromkanals (20) teilt und entlang von der Luftnebenströmung zugewandten Seitenflächen (24a) des ersten Kondensatormoduls (23) und des zweiten Kondensatormoduls (23‘) leitet. Antriebssystem (1 ) nach einem der Ansprüche 4 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass das erste Kondensatormodul (23) und das zweite Kondensatormodul (23‘) in einer V-Anordnung in dem Nebenstromkanal (20) angeordnet sind. Claims Drive system (1) for an aircraft, comprising a gas turbine (2), with a main flow channel (10) and a secondary flow channel (20), a water system (30) and a steam system (40), the water system (30) having at least one water separation device (31) and a capacitor (21) with at least one capacitor module (23), wherein the gas turbine (2) has a housing (5, 6), in particular an outer housing (5), which surrounds the outside of the bypass channel (20), and / or an inner housing (6) which comprises the main flow channel (10), characterized in that the water separation device (31) is arranged in and/or on the housing (5, 6), and/or that the at least one capacitor module ( 23) is arranged in the bypass channel (20) and has exhaust channels (26) which direct an exhaust gas from the main flow channel (10) to the outside through the bypass channel (20) and into and / or through the outer housing (5). Drive system according to claim 1, characterized in that the capacitor module (23) is designed as a plate heat exchanger. Drive system (1) according to one of the preceding claims, characterized in that an exhaust gas flow direction of the at least one capacitor module (23) and an air bypass flow direction of the bypass flow duct (20) are arranged in a cross flow to one another. Drive system (1) according to one of the preceding claims, characterized in that the at least one capacitor module (23) as a first capacitor module (23) and additionally a second capacitor module (23') are arranged in pairs as a capacitor module pair (25) in the air bypass direction of the bypass duct (20), the capacitor modules (23, 23') of a capacitor module pair (25) having a smaller internal distance (i) from one another in the circumferential direction (U) of the gas turbine ( 2), as an external distance (a) in the circumferential direction (U) of the gas turbine (2) to other capacitor modules (23), in particular that the internal distance (i) is at least in the flow direction of the air bypass flow direction in a first half of the capacitor module pair (25 ) is smaller than the external distance (a). Drive system (1) according to one of the preceding claims, characterized in that a first capacitor module (23) and a second capacitor module (23 ') are arranged in pairs as a pair of capacitor modules (25) in the air bypass direction of the bypass duct (20), the first capacitor module (23 ) has a first angle of attack (a) with respect to the flow direction in the bypass flow channel (20) and the second capacitor module (23 ') has a second angle of attack (a') that is different from the first angle of attack (a) with respect to the flow direction in the bypass flow channel (20). , in particular that the first angle of attack (a) and the second angle of attack (a ') have a different sign, and in particular a same absolute value. Drive system (1) according to claim 4 or 5, characterized in that the first capacitor module (23) and the second capacitor module (23 ') are connected to one another by an inlet panel (22) arranged upstream, which divides an air bypass flow of the bypass flow duct (20) and along side surfaces (24a) of the first capacitor module (23) and the second capacitor module (23 ') facing the secondary air flow. Drive system (1) according to one of claims 4 to 6, characterized in that the first capacitor module (23) and the second capacitor module (23 ') are arranged in a V arrangement in the bypass channel (20).
8. Antriebssystem (1 ) nach einem der Ansprüche 4 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest ein Element der zumindest einen Wasserabscheideeinrichtung (31 ), insbesondere ein Eintrittskanal (32), ein Krümmer (33), ein Drallerzeuger (34), ein Austrittskanal (35) und/oder eine Kernaustrittsdüse (36), in Umfangsrichtung (U) zwischen zwei Kondensatormodulen (23) in einer das Außengehäuse (5) schneidenden Umfangsebene (B-B), insbesondere zwischen zwei Kondensatormodulpaaren (25) in einer das Außengehäuse (5) schneidenden Umfangsebene (B-B), angeordnet ist. 8. Drive system (1) according to one of claims 4 to 7, characterized in that at least one element of the at least one water separation device (31), in particular an inlet channel (32), an elbow (33), a swirl generator (34), an outlet channel (35) and/or a core outlet nozzle (36), in the circumferential direction (U) between two capacitor modules (23) in a circumferential plane (BB) intersecting the outer housing (5), in particular between two pairs of capacitor modules (25) in one of the outer housing (5). intersecting circumferential plane (BB) is arranged.
9. Antriebssystem (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass Abgaskanäle (26) von mindestens einem, insbesondere zwei, Kondensatormodulen (23) in eine Wasserabscheideeinrichtung (31 ), insbesondere in einen Eintrittskanal (32) der Wasserabscheideeinrichtung (31 ), münden. 9. Drive system (1) according to one of the preceding claims, characterized in that exhaust channels (26) of at least one, in particular two, capacitor modules (23) into a water separation device (31), in particular into an inlet channel (32) of the water separation device (31) , mouth.
10. Antriebssystem (1 ) nach einem der Ansprüche 4 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass das zumindest eine Kondensatormodul (23) von einer stromabwärts angeordneten Austrittsverkleidung (27) begrenzt ist. 10. Drive system (1) according to one of claims 4 to 9, characterized in that the at least one capacitor module (23) is delimited by an outlet panel (27) arranged downstream.
11 . Antriebssystem (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Gasturbine (2) eine Hauptantriebswelle (9) mit einer Drehachse aufweist, die von einer Turbine (15) angetrieben wird und, insbesondere über ein Getriebe (11 ), einen Fan (8) und/oder einen Verdichter (12) antreibt, dadurch gekennzeichnet, dass eine Dampfturbine (46), insbesondere konzentrisch, zu der Hauptantriebswelle (9) angeordnet ist und ihre mechanische Leistung über ein Dampfturbinengetriebe (47) an die Hauptantriebswelle (9) speist. 11. Drive system (1) according to one of the preceding claims, wherein the gas turbine (2) has a main drive shaft (9) with an axis of rotation which is driven by a turbine (15) and, in particular via a gearbox (11), a fan (8) and/or drives a compressor (12), characterized in that a steam turbine (46), in particular concentrically, is arranged to the main drive shaft (9) and feeds its mechanical power to the main drive shaft (9) via a steam turbine gearbox (47).
12. Luftfahrzeug mit mindestens einem Antriebssystem (1 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche. 12. Aircraft with at least one drive system (1) according to one of the preceding claims.
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US5123242A (en) * 1990-07-30 1992-06-23 General Electric Company Precooling heat exchange arrangement integral with mounting structure fairing of gas turbine engine
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